旋翼飞行器旋翼特性测控系统开发
摘要
论文题目：空中机器人旋翼特性测控系统开发
摘要
空中机器人因其机动性好，控制灵活方便而广泛应用于很多军、民用场合中。空中机器人设计开发的一个难点就是如何较准确地测定机器人的旋翼特性，目前用于测试旋翼特性的方法大都采用风洞试验，但由于风洞试验成本过高且对实验者要求高而难于广泛应用。本题目旨在开发出一种简单易操作的旋翼特性测试装置，主要用于旋翼升力、扭矩、转速特性的测试。本课题是从功能需求→方案设计→结构设计→测控系统设计完整的实践尝试，对于独立开发系统将提供有益的经验。论文的主要工作包括：
首先，介绍了直升机旋翼的作用以及国内外研究的发展状况，进而阐述了旋翼特性测控的重要性，然后给出了整体的旋翼特性测试方案。
在第二章中，介绍了此次毕设课题所选用的传感器、数据采集模块、程序设计软件等所需软硬件及选择理由。
在第三章中，根据所提出的测试方案，设计绘制了完整的测量装置机械装配图以及零件图，并且详细阐明了机械装置的设计思路以及装配方法，同时构建三维模型并且检查了装置的可加工性以及可装配性。
在第四章中，针对所采用的数据采集模块进行程序测试，并且利用LabVIEW 程序设计软件编写出了测试系统数据采集部分所需要的程序框图，同时针对该程序进行测试证明其可行性。
在第五章中，利用所设计出的旋翼特性测试系统对于测试装置进行组装和连接，并且对旋翼各参数进行数据采集，利用采集到的原始数据进行数据分析，找出旋翼转速与升力、转速与扭矩之间的大致关系，最后针对该测试方案提出一定的改进意见。
该系统具有良好的扩展性，便于以后系统的改进、推广和使用。
关键词：旋翼特性；转速；升力；扭矩；数据采集
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Title: The Exploitation of Aerial Robot Rotor Features Control System
ABSTRACT
Aerial robot, because of its mobility and flexibility, is widely used in many military and civil occasions. The difficulty of aerial robot design and development is how to determine features of the robot's rotor more accurately, current methods for testing rotor features mostly using wind tunnel test, but due to the high cost of wind tunnel tests and high requirements for the experimenter, it is difficult to be widely used. This topic aims to develop a rotor characteristic test device which is simple and easy to operate, mainly for testing lift, torque and speed characteristics of the rotor. This topic is a completely practical attempt from the functional requirements to program design, to structure design, and to control system design, and it will provide useful experience for independent development of the system.
First, the paper introduces the role of helicopter rotor and the research development at home and abroad, and thus explains the importance of monitoring and controlling rotor characteristics, and then gives the overall testing program of rotor characteristics.
In the second chapter, it introduces the selected sensors, data acquisition module, program design, the selection of hardware and software of this graduation project.
In the third chapter, based on the proposed test program, designs to draw a complete mechanical assembly drawings and part drawings of measuring device, and elaborates mechanism design ideas and method of assembling, then builds three-dimensional model to check the machinability and operability of this device.
In the fourth chapter, I test the data acquisition module, and write the block diagram which the data acquisition part of test system required by using the LabVIEW programming software, then test the program to prove its feasibility.
In the fifth chapter, I assemble rotor characteristic test device, and collecte the parameters of rotor, analyse the data to find out the approximate relationship between speed and lift, speed and torque, and finally make certain improvements.
The system has good scalability, is easy for improving, promoting and using. KEY WORDS: Rotor characteristics; Speed; Lift; Torque; Data acquisition
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目录
目录
1 绪论 (1)
1.1 课题介绍 (1)
1.2 课题背景及意义 (2)
1.3 国内外研究概况 (3)
1.3.1 国外研究概况 (3)
1.3.2 国内研究概况 (3)
1.4 论文主要研究内容 (4)
2 旋翼动态特性测试方法 (6)
2.1 测量采用的各传感器 (6)
2.1.1 转速测量 (6)
2.1.2 扭矩测量 (7)
2.1.3 升力测量 (9)
2.2 数据采集分析系统的硬件和软件选择 (11)
2.2.1 硬件部分——数据采集板卡 (11)
2.2.2 软件部分——LabVIEW程序开发软件 (12)
3 测试实验台机械结构设计 (14)
3.1 测试装置整体装配结构构想 (14)
3.2 测试装置各待加工零件设计图 (15)
3.2.1 旋翼底座 (15)
3.2.2 扭矩传感器底座 (16)
3.2.3 拉压力传感器底座 (17)
3.2.4 测试装置底盘 (17)
3.3 测试装置所需各标准紧固零件 (18)
4 数据采集测试 (20)
4.1 USB-4711A数据采集测试 (20)
4.1.1 模拟量输入采集测试 (21)
4.1.2 脉冲计数采集测试 (23)
4.2 旋翼特性测试系统数据采集程序 (24)
5 旋翼动态特性测试 (26)
5.1 原始数据的采集与处理 (26)
5.2 曲线方程拟合 (28)
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6 结论与展望 (31)
6.1 结论 (31)
6.2 展望 (31)
参考文献 (33)
附录 (34)
附录1 机械装置图 (34)
附录2 机械设计说明书 (35)
附录3 MATLAB拟合曲线方程的程序代码 (36)
致谢.......................................................................................... 错误！未定义书签。
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1.1 课题介绍
空中机器人又被称作无人机，是近年来被广泛研究的一个机器人领域，空中机器人由于其无人驾驶以及控制可操作性好，近来被广泛应用于军用以及民用领域，空中机器人也是目前科研活动领域当中最为活跃、技术进步最大、研究采购经费做多，同时也是实战经验最丰富的领域，目前无人机的发展方面，无论是技术水平还是其种类和数量，美国均居世界之首位。
直升机本身的结构特点和使用条件、环境使得直升机事故率远高于固定翼飞机。直升机事故率高的主要原因，一方面是由于直升机自身特有的结构特点，旋翼和尾桨的交变载荷易导致直升机振动并产生疲劳破坏；另一方面，使用条件和使用环境恶劣也是直升机事故频发的重要原因。因此直升机旋翼对改进直升机的性能有巨大的作用，对直升机的机动性、操纵性、速度、振动水平、寿命、安全性及维护性等有着巨大的影响，因此世界各国都把直升机的旋翼技术当作直升机的关键技术来研制。
空中机器人设计开发的一个难点就是如何较准确地测定机器人的旋翼特性，目前用于测试旋翼特性的方法大都采用风洞试验，但由于风洞试验成本过高且对实验者要求高而难于广泛应用。本题目旨在开发出一种简单易操作的旋翼特性测试装置，主要用于旋翼升力、扭矩、转速特性的测试。本课题是从功能需求→方案设计→结构设计→测控系统设计完整的实践尝试，对于独立开发系统将提供有益的经验。
本课题主要针对的研究对象是模型飞机适用的双桨叶外转子旋翼，旋翼结构如图1-1所示：
图1-1 双桨叶外转子旋翼
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2该旋翼的特点是结构简单，且应用较为广泛，研究的内容为旋翼的转速、电
机扭矩、旋翼升力等动态旋转特性的测量，所要完成的任务为针对该模型旋翼，设计一套测试其动态特性的测量装置，并对各参数的数据进行有效地采集和分析，以统计出旋翼转速和扭矩、转速和升力之间的大致关系。
1.2课题背景及意义
作为直升机的核心部件以及直升机的象征，直升机旋翼很好地解决了直升机操纵力和升力的问题。对于改进直升机的性能，直升机旋翼有巨大的作用，对直升机的操纵性、速度、振动水平、安全性、机动性、维护性及寿命等方面，具有着非常巨大的影响。有效地改进直升机的旋翼系统，有利于提高直升机的速度和机动性、稳定性、减少疲劳应力、降低噪声、避免共振。因此，目前世界各个国家都把对直升机旋翼的研究当作直升机的关键技术。
近年来最引人注目的直升机新技术有旋翼新技术（包括桨叶以及桨毂）、新型反扭矩系统、振动控制技术、复合材料的应用、电子信息新技术的应用及总体设计新技术等。旋翼桨毂的改进和创新是直升机更新换代的重要标志之一。直升机具有长时间悬停、垂直起降、低空低速、机动灵活等特点，并且用途十分广泛。但是由于直升机本身所具有的结构特点以及使用环境，直升机的事故率比起固定翼飞机要高出很多，因此，一直以来，直升机的安全控制问题是人们密切关注和研究的内容。
对于空中机器人的有效控制，能够更好地提高空中机器人的任务执行能力、飞行准确度以及自身结构的稳定性。因此在空中机器人的研究方面，如何更为准确有效地控制空中机器人高空作业及空中悬停就显得尤为重要，而这就在于针对空中机器人旋翼的有效控制进行研究，在空中机器人旋翼的控制方面，较为关键的是对其在工作状态中的自身动态旋转特性进行测量和统计，旋翼的动态旋转特性主要包括旋翼的转速、扭矩、旋翼所能够提供的升力等方面。
空中机器人的旋翼部位是为其飞行时产生升力以及操纵力的核心部件。传统的空中机器人旋翼由连接到桨毅上的两片或是多片桨叶而组成，桨叶通常依靠来自于发动电机的扭矩来保持稳定的旋转运动。旋翼能够产生直升机飞行所必需的升力、拉力和操纵力，集多项功能于一身，另外，旋翼也是空中机器人的主振源。空中机器人的飞行性能、驾驶品质、振动、噪音水平、寿命及可靠性等问题的解决或改善，都不同程度地依赖于对旋翼系统的空气动力学特性和动力学特性的掌握，及旋翼设计分析方法、制造、试验与测试手段的提高。
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1.3国内外研究概况
1.3.1国外研究概况
目前国外比较流行的旋翼是X-4旋翼，X旋翼是美国西科斯基公司七十年代研究提出的一种新原理旋翼。这种旋翼一共具有4片桨叶，它既是旋翼，也是机翼。当直升机起飞、着陆和悬停时，这4片桨叶象直升机旋翼一样工作，直升机向前飞行时则被锁住，变成与机身成45度角的前掠和后掠固定机翼。4片桨叶是空心的，内有气室，桨叶前后缘都有喷气缝，可向外吹气，实现环量控制，以保持足够的升力。这种旋翼可避免后行桨叶的失速现象发生，旋翼的效率也比较高。
在罗伯特·马奥尼、保罗·旁氏、彼得·库克所著Modelling and control of a quad-rotor robot当中，阐述了对于四旋翼机器人的控制和建模，所采用控制的办法是优化这些动态的机械设计来实现线性SISO解耦的动态控制。该控制器是稳定的板载嵌入式HC12控制器。控制器从CSIRO Eimu IMU读取态度提供角速度和加速度的测量位置和角位置，频率在50赫兹。该控制器输出到电机的转子速度参考CAN总线控制卡，频率也在50赫兹。对旋翼状态的指挥遥测则是采用一个远程蓝牙传输串口模块连接到一台笔记本电脑基站的Linux操作系统。蓝牙装置的范围可达至100米。从旋翼的遥测记录基站，并显示在屏幕上。
1.3.2国内研究概况
空中机器人的旋翼是其自身的关键性部件之一，同时也是故障率较高的部件，对旋翼进行实时的监测则是保证空中机器人稳定安全飞行的重要手段之一。
关于旋翼特性测试的研究，是目前国内广泛研究的一个领域，而对于其特性的测量，则主要集中在旋翼的轴载荷、摆幅、动态特性等方面。
在旋翼系统轴载荷的测试方面，国内较为传统的测试方法是通过集流环将旋翼系统的旋转信号引出，然后通过有线传输的方式进入机舱或者是地面的实验室内部的数据采集系统，但该系统的问题在于，如果测试现场距离实验处的距离过长的话，或者是飞行实验中因为机械方面的原因而没有办法安装集流环时，此测试方法的效果就不会很理想，或者根本无法实施。
以直11军民两用型直升机为例，针对轴拉力、扭矩、弯力以及弯矩的测试，中国飞行实验研究院曾经自行研制了“直11旋翼固态数据采集系统”以及“GSC4-SG-1直升机旋翼测试系统”，该系统成功地解决了变距拉杆的小应变，也解决了机舱与旋翼测试设备之间数据无法传输的问题。
针对旋翼的动态特性测试，我国于2000年前后成功地研制出用于直升机的“XJC旋翼挥舞角、摆阵角激光动态测试系统，该系统利用了激光三角唯一传感器以及线阵CCD位移传感器，实现了对于挥舞角和摆阵角的动态测量。但其不
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足之处在于可测量参数少、三叉件结构对于飞行性的影响以及工作距离较短等方面，因此国内又研制了一套可以动态测量多片桨叶变距角、摆阵角、挥舞角、方位角以及多点挥舞应变的光电测试系统。该系统安装在桨毂顶端，同旋翼一起旋转，在各个桨叶上放置发光点，通过对发光点位置变化的检测，来获得各角的时间函数，同时在桨叶表面放置布拉格光栅传感器阵列，能够监测桨叶的动态挥舞应变。新研制的系统具有很多优点，例如可测量参数多、高精度、宽量程、抗干扰强等。
对于轴载荷，目前更新的测试方法是采用KAM-500数据采集遥测系统，该系统具备各种功能模块，如信号调节模块、总线监测模块、固态存储及数据传输模块等。其先进的一体化系统软件包KSM V2.0，则可以满足在使用的时候各种需求，例如自动配置和校准、存储数据的同时在线对数据进行观察等。该系统所采用的是16位的A/D模拟数字变换，具有噪声低、精度高的数字滤波器，用以保证非常高的分辨率和测量精度。该系统应用于直升机主旋翼系统的载荷测试时，所采用的是主从分布式的系统，在测试时，KAM-500系统生成PCM串行数据流，经过发射机调试、天线发射接收、接收机的调节之后，送达到位同步器，同步器对数据流进行波形整形，派生出同步信号，然后通过电平转换，进入到主编码器然后完成合并数据流，合并的数据流经过光纤传输以及电平转换，送达计算机调节码，对于数据进行记录和显示。计算机通过局域网对数据进行记录、处理和分析，最后给出实验报告。南京航空航天大学、中国直升机设计研究所以及北京约克公司所发表的《KAM-500数据采集遥测系统及在旋翼系统载荷测试中的应用》表明，对于该系统的实验与应用发现，直升机旋翼的数据都能够被正常采集，数值和波形也都基本正确，该系统工作稳定且无异常出现，因此以KAM-500为核心的遥测系统是一套符合要求的机载设备，能够用于航空航天、国防科技以及民用领域。
针对旋翼摆幅的测定，较成熟的是直升机旋翼红外测试系统，该系统的构成包括：红外光学系统、监测电路、计算机硬软件等。其测试原理是在直升机机首骨架上安装一个红外光源，向旋翼的旋转区域发射远红外光，经过旋翼上固定的反光片反射，由红外接收装置进行接收，并对它进行放大、解调之后送给计算机，由计算机进行运算。通过检测叶片穿越该光驱的时间，就能够计算得出叶片摆幅，同时也能够计算出转轴的转速。但该系统也存在一定的误差，最为主要的误差是红外接收装置的工作环境所引起的误差以及定时电路的定时误差，但误差不会太大。该系统基本符合测量要求。
1.4论文主要研究内容
本论文的主要研究内容如下：
第一章介绍了本论文的选题背景、研究意义及国内外发展概况。
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第二章介绍了研究所需传感器型号以及数据采集系统所需的硬件和软件。
第三章介绍了测量装置的机械结构装配设计及所需各零部件以及零部件设计和选择的考虑原因。
第四章介绍了针对USB-4711A数据采集模块工作情况的程序测试以及旋翼特性测试系统程序的编写和运行。
第五章介绍了旋翼特性测试系统的组装运行以及数据采集情况，并且对采集到的初始数据进行分析，得出旋翼转速和升力、转速和扭矩之间的大致关系，同时利用MATLAB对数据进行二次曲线方程拟合，求出旋翼转速与升力、转速与扭矩的二次曲线函数方程式。
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2 旋翼动态特性测试方法
本课题所设计的测试系统其主要分为实验台机械装置部分以及数据信号采
集记录部分，本章着重介绍机械装置部分所采用的传感器以及数据采集部分所采用的硬件及软件两大部分内容。
2.1测量采用的各传感器
传感器是目前测试领域广泛应用的检测装置，它将检测到的被测量信息，进行一定规律的变换，并转变为电信号或者其他所需要形式的信息进行输出，以满足对于信息的采集、处理、控制等方面的要求。
对于传感器的正确选择，有利于测试系统的正常运行以及数据的有效采集。
2.1.1转速测量
在转速的测量方面，所采用的传感器是接近传感器。
接近传感器是代替限位开关等接触式检测方式，以无需接触检测对象进行检测为目的的传感器的总称。它能够将检测对象的移动信息和存在信息进行转换，使其成为电气信号并进行输出。
接近传感器的检测原理是通过外部磁场的影响，一次来检测在导体表面所产生的涡电流引起的磁性损耗。使检测线圈内产生交流磁场，并对金属体所产生的涡电流引起的阻抗变化进行检测。
此次对于转速的测量所采用的接近传感器的型号为ZJB-M1304NA，如图2-1所示：
图2-1 ZJB-M1304NA接近传感器
2 旋翼动态特性测试方法
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该传感器主体部分是一个底面直径为12mm ，高为55mm 的小圆柱体，圆柱回转面上刻有细牙螺纹，其上旋有两对配套的螺母和垫片，使接近传感器能够以卡接的方式稳定地固定在测量装置的底盘上。
该接近传感器能够对近距离金属进行感应并输出脉冲信号，感应距离范围为0-3mm ，响应频率为1kHz ，电压10-30VDC ，电流200mA 。安装时将其固定在旋翼底座上，并在旋翼的某一叶片下端固定一个金属块，调整好金属块与传感器的垂直距离，这样，旋翼每旋转一周，传感器就会输出一个脉冲信号，通过统计在一定时间内输出的信号个数，就可以计算出旋翼的转速，且测量精度也较高。
2.1.2 扭矩测量
针对扭矩的测量所采用的传感器是扭矩传感器。
扭矩传感器又称为扭力传感器、转矩传感器等，它可以被分为动态和静态两大类。扭矩传感器是对各种旋转或者非旋转机械部件上对扭转力矩感知的检测，它能够将扭力的物理变化转换成精确的电信号并进行输出，并且具有精度高、频响快、可靠性好、寿命长等优点。
扭矩传感器目前应用较为广泛的检测手段是应变电测技术，其原理是将专用的测扭矩应变片粘贴在被测的弹性轴上，并连接组成应变电桥，若向应变电桥提供工作电源即可测试该弹性轴所受扭矩的电信号。
此次对于转速的测量所采用的扭矩传感器的型号为W AN-5
，适用于静态、非连续旋转的扭矩力值测量如图2-3所示：
图2-2 W AN-5型扭矩传感器
该扭矩传感器的尺寸如图2-3所示：
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图2-3 W AN-5型扭矩传感器尺寸图
图中所示各尺寸数据为，A=12.7mm，H1=55mm，H2=30mm，Ф1=59mm，
Ф2=32mm，Ф3=45mm，Ф=6.5mm。
目前扭矩传感器所普遍采用的紧固方式有销紧固、法兰紧固、平键紧固、花键紧固等。W AN-5扭矩传感器的紧固方式，上端为方形销紧固，在旋翼所连接的法兰盘底座下方挖取一个与方形销尺寸过盈配合的方形槽，即可实现销连接，方形的销有效避免了扭转测试时容易产生的相对滑移；传感器下端为法兰紧固，底部法兰盘具有四个孔径为6.5mm的环形阵列孔，下端放置一个尺寸匹配的法兰盘底座，用螺栓对各孔进行紧固，即可实现法兰连接。该传感器这种上端方形销紧固，下端法兰紧固的连接方式，能够使其具有更好的稳定性，同时在数据的采集、处理和输出方面也具有更高的精确度。
W AN-5扭矩传感器的技术指标如表2-1所示：
表2-1 W AN-5扭矩传感器技术指标
量程范围(N·m) 0~5
综合精度(%F·S) 0.1 0.2 0.3（线性+滞后+重复性）
灵敏度(mV/N.m) 1.0~1.5
蠕变(%F·S/30min) ±0.05
零点输出(%F·S) ±1
零点温度影响(%F·S/10℃) ±0.05
输出温度影响(%F·S/10℃) ±0.05
工作温度(℃) -20～+65
输入阻抗(Ω)750±15Ω
输出阻抗(Ω)700±5Ω
绝缘电阻(MΩ)≥5000
安全过载(%F·S) 120
供桥电压建议10VDC
材质合金钢、不锈钢
接线方式电源(+)红线电源(-)黑线输出(+)绿线输出(-)白线
2 旋翼动态特性测试方法
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2.1.3 升力测量
针对升力的测量所采用的传感器是拉压力传感器。
拉压力传感器又称作电阻应变式传感器，它属于称重传感器系列，是一种将物理信号转换为可测量的电信号并进行输出的装置。目前广泛应用于工业称重系统、平台秤、电子称、吊钩秤、配料秤等测力场合。
拉压力传感器的测量原理是以弹性体作为中介，通过力作用在贴在传感器内的电阻应变片，使其阻值发生变化，再经过相应的电路转换为电信号进行输出，从而实现对于拉压力的测量。其优点在于精度高、测量范围广、寿命长、结构简单、频响特性好。
选择拉压力传感器的原因在于旋翼在旋转工作过程中，当转速较低时，其所产生的升力不足以提升下部的装置重量，传感器所承受的是压力，升力等于传感器上端承载物重力减去输出压力；当升力足够大时，升力克服装置重力，传感器所承受的是拉力，升力等于传感器上端承载物重力加上输出拉力。拉压力传感器既能够测量压力，也能够测量拉力，使用起来非常方便。
拉压力传感器的类型较多，常见的主要有S 型拉压力传感器、Z 柱式拉压力传感器、L 型高精度拉压力传感器、U 型拉压力传感器等。
本课题所采用的传感器为S 型拉压力传感器，型号为JLBS-V ，JLBS-V 传感器采用悬臂剪切结构，具有测量精度高、防尘好、
安装容易、使用方便等特点。广泛用于各种电子汽车衡、单轨吊称、料斗称等。如图2-4所示：
图2-4 JLBS-V 型拉力传感器
该拉压力传感器的尺寸如图2-5所示：
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图2-5 JLBS-V型拉力传感器尺寸图
图中所示各尺寸数据为，A=64mm，B=51mm，C=12.7mm，M=8×1.25mm，
其中M为标准螺孔，用以同装置进行固接。
该传感器所采用的紧固方式为螺纹紧固。对其上下两端分别放置一个中心孔径为8.8mm的圆盘，采用标准螺钉对传感器和底盘进行紧固连接，另外两个底盘设计环形法兰孔阵列，同扭矩传感器的底座以及整个装置的底座进行螺栓紧固连接，就能够很好地保证拉压力传感器紧固于测量装置内了，同时也保证了测量的精度和准确度。
NS-WL1型拉压力传感器的技术指标如表2-2所示：
表2-2 S-WL1型拉压力传感器技术指标
技术参数技术指标
量程(kg) 1
综合精度(%F·S) 0.03
灵敏度(mV /V) 2 ±0.1
蠕变(％F·S/30min) ±0.05
非线性(%F·S) ±0.03
滞后误差(%F·S) ±0.03
重复性误差(%F·S) ±0.02
零点温度系数(%F·S/10℃) ±0.03
输出温度系数(%F·S/10℃) ±0.03
输入阻抗(Ω)700±15
输出阻抗(Ω)650±15
绝缘电阻(MΩ)≥5000
工作温度范围(℃) -20～+70
允许过负荷(%F·S) 150
供桥电压建议10VDC（标准信号12V、24V）
密封等级IP67
材质合金钢(40CrNiMo)
传感器接线说明电源正：红电源负：绿输出正：黄输出负：白
2 旋翼动态特性测试方法
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2.2 数据采集分析系统的硬件和软件选择
2.2.1 硬件部分——数据采集板卡
数据采集(DAQ)，是指从传感器和其他待测设备等模拟和数字被测单元中自动采非电量或者电量信号，送到上位机中进行分析及处理。数据采集系统是结合基于计算机或者其他专用测试平台的测量软硬件产品来实现灵活的、用户自定义的测量系统。数据采集板卡，即实现数据采集(DAQ)功能的计算机扩展卡，可以通过USB 、PBI 、PCI 、PCI Express 、火线(1394)、PCMCIA 、ISA 、Compact Flash 、485、232、以太网，以及各种无线网络等总线接入计算机。
数据采集模块是基于远程数据采集模块平台的通信模块，它将通信芯片、存储芯片等集成在一块电路板上，使其具有发送通过远程数据采集模块平台收发信息、数据传输等功能。
数据采集模块，绝大多数集中在采集模拟量、数字量、热电阻、热电偶，其中热电阻可以认为是非电量（其实本质上还是要用电流驱动来采集），其中模拟量采集卡和数字量采集卡用的是最广泛的。目前市场上有一种二合一采集卡，二合一，指的是数字模拟采集卡，A V+DV 采集卡，数字、模拟二合一，数字输入输出，模拟接口输入(DV/AV/S-video)。
数据采集模块目前广泛应用于移动数据传输领域，包括车辆导航监控、智能抄表、远程数据采集等领域，尤其是在带宽要求比较高的多媒体传输领域，远程数据模块具有明显的带宽优势。
本课题所采用的数据采集模块是
USB-4711A 型便携式数据采集模块。如图2-6所示：
图2-6 USB-4711A 型便携式数据采集模块
该模块是完全的即插即用型数据采集模块，通过USB 端口与计算机进行连接，无需打开计算机机箱来安装板卡，仅需要插上模块，便可以采集到数据，它通过USB 端口获得所需的电源，无需外部的电源连接。
USB-4711A 便携式数据采集模块的技术指标如表2-3所示：
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表2-3 USB-4711A便携式数据采集模块技术指标
模拟输入
两极输入(V)
±10, 5, 2.5, 1.25,
0.625 V
频道数16 S.E./8 Diff
分辨率12 bits
采样率150 kS/s
单极输入(V) - 模拟输出分辨率12 bits
数字输入/输出
数字输入频道数8
数字输出频道数8
定时器/计数器
分辨率32 bits
时间基准 1 kHz
USB-4711A支持USB 2.0，具有便携设计以及总线供电的特点，具有16路
模拟输入通道和12位的分辨率，其采样速率高达150kS/s，具有8路DI、8路DO、2路AO和1路32位计数器，带有接线端子，适合DIN导轨安装，其附带的锁紧式USB电缆用于紧固式连接。具有方便携带安装、高分辨率、高采样率等特点。
2.2.2软件部分——LabVIEW程序开发软件
本课题数据的采集分析所选取的软件是LabVIEW程序开发软件。
LabVIEW是一种程序开发环境，由美国国家仪器公司(NI)研制开发并推出的创新软件产品，也是目前应用最广、发展最快、功能最强的图形化软件开发集成环境，被视为一个标准的数据采集和一起控制软件。它类似于C和BASIC开发环境，但是LabVIEW与其他计算机语言的显著区别是：其他计算机语言都是采用基于文本的语言产生代码，而LabVIEW使用的是图形化编辑语言G代写程序，产生的程序是框图的形式。
LabVIEW是一种真正意义上的图形化编程语言，它采用工程技术人员所熟悉的术语和图形化符号代替常规的文本语言编程，具有界面友好、操作简便、开发周期短等特点，广泛应用于各个行业的仿真、数据采集、仪器控制、测量分析和数据显示等方面，在各大公司、科研机构日益普及，得到广泛应用，其自身也因此得到了迅速发展，功能不断补充，现已发展至LabVIEW 2012版本。
LabVIEW的主要特点可概括如下：
·图形化的仪器编程环境，它使用“所见即所得”的可视化技术建立人机界面，使用大多数工程师多熟悉的数据流程图式的语言编写程序，被誉为“工程师和科学家的语言”。
·内置的程序编译器，使运行速度加快。
·灵活的程序调试手段，可以在源代码中设置断点，单步运行，在数据流上
2 旋翼动态特性测试方法
设置探针，加亮执行。其中最具特色的是“加亮执行”和“设置探针”，前者用于跟踪程序运行过程中的数据流，后者用于在程序运行过程中在线显示数据值。
·LabVIEW提供了从底层VXI、GPIB、串口及数据采集板的控制子程序到大量的仪器驱动程序，从基本的功能函数到高级分析库，涵盖了已启动设计中几乎所需要的函数。
·支持多种系统平台，平台之间的程序可以直接进行移植。
·提供CLF(Call Library Function)功能和CIN(Code Interface Node)功能，可以直接调用其他软件平台编译的模块。
·支持TCP/IP、DDE等功能
此外，LabVIEW带有附加的软件包，如磁盘管理、自动测试、控制欲仿真、信号处理、图形获得与处理、数值分析工具等。
使用LabVIEW对数据采集模块的信息进行采集和分析，具有方便操作、简单易行、准确度高等特点。
13
西安交通大学本科毕业设计（论文）
14 3 测试实验台机械结构设计
3.1测试装置整体装配结构构想
经过对于传感器的型号筛选和了解技术指标各相关参数后，综合旋翼自身结构特点、装配和加工成本以及装置测量稳定性和有效性等各方面因素，最后提出的空中机器人旋翼特性测试系统的测试装置部分的机械结构装配图如下图所示：
图3-1 测试装置机械结构装配图
图3-1中，各部分分别为：1-旋翼桨叶，2-金属块，3-接近传感器，4-旋翼底座，5-紧固螺钉，6-扭矩传感器底座，7-拉压力传感器底座，8-测量装置底盘，9-外转子旋翼，10-紧固螺栓，11-扭矩传感器，12-紧固螺栓，13-紧固螺栓，14-拉压力传感器，15-紧固螺钉，16-紧固螺栓，17-紧固螺栓。
从图3-1由上往下依次观察，一片旋翼桨叶的下侧固定一个小金属块，同时在旋翼所连接的底座一侧卡接安装上接近传感器，并调整好传感器感应端与小金属块的垂直距离在3-5mm范围内，即可采集转速信号。旋翼底座下侧拉伸一挖有方形凹槽的圆柱凸台，与扭矩传感器上端的方形销固接并形成过盈配合，扭矩传感器下端与扭矩传感器底座进行螺栓法兰固接。拉压力传感器上下两端分别用螺纹紧固连接两个拉压力传感器底座，同时上下两底座的环形孔阵列分别同扭矩传感器底座以及装置底盘进行螺栓法兰固接，整个装置即安装完成。
为了更直观地观察检测装置的可加工、可装配性以及结构的稳定性，另绘制
3 测试实验台机械结构设计
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了所设计的测试装置三维模型，该测试装置的装配结构三维模型效果如下图所示：
图3-2 测试装置机械结构三维装配体模型
为方便观察装配情况，部分零部件染色为半透明色，由图3-2可以清晰直观地看出各螺栓紧固、方形销紧固、螺纹紧固的具体装配情况。整个装置稳定可靠，各零部件不存在干涉，且加工成本较低、拆装简便易行。
3.2 测试装置各待加工零件设计图
根据所设计的检测装置结构，不难发现，本课题所需要设计加工制造的零件分别有：旋翼底座1个、扭矩传感器底座1个、拉压力传感器底座2个、检测装置底盘1个。各个零件的加工尺寸图如下所述。
3.2.1 旋翼底座
旋翼底座部分的加工尺寸图如图3-3所示：
西安交通大学本科毕业设计（论文）
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图3-3 旋翼底座加工尺寸图
图3-3所示的旋翼底座加工尺寸中，圆盘左侧铣出的槽用以安置接近传感器，
Ф35的环形Ф3.3孔阵列同旋翼底部法兰紧固，方形槽与扭矩传感器的方形销进行过盈配合连接，考虑到旋翼的升力有可能会使销与销槽发生轴向滑移，在槽所在的圆柱凸台一侧加工一个M5的标准螺纹孔，装配时旋入螺钉顶死方形销，避免相对滑移的产生。
3.2.2扭矩传感器底座
扭矩传感器底座部分的加工尺寸图如图3-4所示：
图3-4 扭矩传感器底座加工尺寸图
基于STM32的四旋翼飞行器设计
摘要 四轴飞行器是一种结构紧凑、飞行方式独特的垂直起降式飞行器，与普通飞行器相比，具有结构简单、故障率低和单位体积能够产生更大升力等优点，所以在军事和民用多个领域都有广阔的应用前景，非常适合在狭小空间内执行任务。 本设计采用stm32f103zet6作为主控芯片，3轴加速度传感器mpu6050作为惯性测量单元，通过2.4G无线模块和遥控板进行通信，最终使用PID控制算法以PWM方式控制电子调速器驱动电机实现了四轴飞行器的设计。 关键词：四轴飞行器,stm32;mpu6050,2.4G无线模块.PID.PWM
Abstract Quadrocopter has broad application prospect in the area of military and civilian because of its advantages of simple structure. Small size, low failure rate, taking off and landing ertically . etc. it is suitable for having task in narrow space. This design uses STM32f103zet6 as the master chip, and triaxial accelerometer mpu6050 inertial measurement unit, via 2.4G wireless module and remote control panel for communication. Finally using pid control algorithm with pwm drives the electronic speed controller to change moto to realize the design of quadrocopter. Key word : quadrocopter,stm32,mpu6050,2.4G wireless module ;pid; pwm
四旋翼飞行器结构和原理
四旋翼飞行器结构和原理 1.结构形式 旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。结构形式如图1.1所示。 .工作原理 四旋翼飞行器通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，但只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。
四旋翼飞行器的电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。
在上图中，电机1和电机3作逆时针旋转，电机2和电机4作顺时针旋转，规定沿x轴正方向运动称为向前运动，箭头在旋翼的运动平面上方表示此电机转速提高，在下方表示此电机转速下降。 （1）垂直运动：同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总的拉力增大，当总拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿z轴的垂直运动。当外界扰动量为零时，在旋翼产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。 （2）俯仰运动：在图（b）中，电机1的转速上升，电机3 的转速下降（改变量大小应相等），电机2、电机4 的转速保持不变。由于旋翼1 的升力上升，旋翼3 的升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕y 轴旋转，同理，当电机1 的转速下降，电机3的转速上升，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。 （3）滚转运动：与图b 的原理相同，在图c 中，改变电机2和电机4的转速，保持电机1和电机3的转速不变，则可使机身绕x 轴旋转（正向和反向），实现飞行器的滚转运动。 （4）偏航运动：旋翼转动过程中由于空气阻力作用会形成与转动方向相反的反扭矩，为了克服反扭矩影响，可使四个旋翼中的两个正转，两个反转，且对角线上的各个旋翼转动方向相同。反扭矩的大小与旋翼转速有关，当四个电机转速相同时，四个旋翼产生的反扭矩相互平衡，四旋翼飞行器不发生转动；当四个电机转速不完全相同时，不平衡的反扭矩会引起四旋翼飞行器转动。在图d中，当电机1和电机3 的转速上升，电机2 和电机4 的转速下降时，旋翼1和旋翼3对机身的反扭矩大于旋翼2和旋翼4对机身的反扭矩，机身便在
2015年全国大学生电子设计大赛四旋翼飞行器论文
2015年全国大学生电子设计竞赛多旋翼自主飞行器（C题） 2015年8月15日
摘要 本文对四旋翼碟形飞行器进行了初步的研究和设计。首先，对飞行器各旋翼的电机选择做了论证，分析了实际升力效率与PWM的关系并选择了此样机的最优工作频率，并重点对飞行器进行了硬件和软件的设计。 本飞行器采用瑞萨R5F100LEA单片机为主控制器，通过四元数算法处理传感器MPU6000采集机身平衡信息并进行闭环的PID控制来保持机身的平衡。整个控制系统包括电源模块、传感器检测模块、电机调速模块、飞行控制模块及微处理器模块等。角度传感器和角速率传感模块为整个系统提供飞行器当前姿态和角速率信号，构成飞行器的增稳系统。本系统经过飞行测试，可以达到设计要求。关键字：R5F100LEA单片机、传感器、PWM、PID控制。
目录 1系统方案 (1) 1.1电机的论证与选择 (1) 1.2红外对管检测传感器的论证与选择 (1) 1.3电机驱动方案的论证与选择 (2) 2系统控制理论分析 (2) 2.1控制方式 (2) 2.2 PID模糊控制算法 (2) 3控制系统硬件与软件设计 (4) 3.1系统硬件电路设计 (4) 3.1.1系统总体框图 (4) 3.1.2 飞行控制电路原理图 (4) 3.1.3电机驱动模块子系统 (5) 3.1.4电源 (5) 3.1.5简易电子示高模块电路原理图 (6) 3.2系统软件设计 (6) 3.2.1程序功能描述与设计思路 (6) 3.2.2程序流程图 (6) 4测试条件与测试结果 (7) 4.1 测试条件与仪器 (7) 4.2 测试结果及分析 (7) 4.2.1测试结果(数据) (7) 4.2.2测试分析与结论 (8) 附录1：电路图原理 (9) 附录2：源程序 (10)
四旋翼飞行器论文(原理图 程序)..
四旋翼自主飞行器(B题) 摘要 系统以R5F100LE作为四旋翼自主飞行器控制的核心，由电源模块、电机调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行控制模块包括角度传感器、陀螺仪，传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块、TLS1401-LF模块，瑞萨MCU综合飞行器模块和传感器检测模块的信息，通过控制4个直流无刷电机转速来实现飞行器的欠驱动系统飞行。在动力学模型的基础上，将小型四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID控制回路，即位置控制回路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择............................................................................................. - 2 - 1.1 地面黑线检测传感器............................................................................................................. - 2 - 1.2 电机的选择与论证................................................................................................................. - 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证................................................................................................. - 3 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计............................................................................................. - 3 - 2.1 四旋翼飞行器动力学模型..................................................................................................... - 3 - 2.2 PID控制算法结构分析.......................................................................................................... - 3 - 3 硬件电路设计与实现................................................................................................................. - 5 - 3.1飞行控制电路设计.................................................................................................................. - 5 - 3.2 电源模块................................................................................................................................. - 6 - 3.3 电机驱动模块......................................................................................................................... - 6 - 3.4 传感器检测模块..................................................................................................................... - 7 - 4 系统的程序设计......................................................................................................................... - 8 - 5 测试与结果分析......................................................................................................................... - 9 - 5.1 测试设备................................................................................................................................. - 9 - 5.2 测试结果................................................................................................................................. - 9 - 6 总结........................................................................................................................................... - 10 - 附录A 部分程序清单.................................................................................................................. - 11 -
四旋翼飞行器建模与仿真Matlab
四轴飞行器的建模与仿真 摘要 四旋翼飞行器是一种能够垂直起降的多旋翼飞行器,它非常适合近地侦察、监视的任务,具有广泛的军事和民事应用前景。本文根据对四旋翼飞行器的机架结构和动力学特性做详尽的分析和研究,在此基础上建立四旋翼飞行器的动力学模型。四旋翼飞行器有各种的运行状态,比如:爬升、下降、悬停、滚转运动、俯仰运动、偏航运动等。本文采用动力学模型来描述四旋翼飞行器的飞行姿态。在上述研究和分析的基础上,进行飞行器的建模。动力学建模是通过对飞行器的飞行原理和各种运动状态下的受力关系以及参考牛顿-欧拉模型建立的仿真模型，模型建立后在Matlab/simulink软件中进行仿真。 关键字:四旋翼飞行器,动力学模型，Matlab/simulink Modeling and Simulating for a quad-rotor aircraft ABSTRACT The quad-rotor is a VTOL multi-rotor aircraft. It is very fit for the kind of reconnaissance mission and monitoring task of near-Earth, so it can be used in a wide range of military and civilian applications. In the dissertation, the detailed analysis and research on the rack structure and dynamic characteristics of the laboratory four-rotor aircraft is showed in the dissertation. The dynamic model of the four-rotor aircraft areestablished. It also studies on the force in the four-rotor aircraft flight principles and course of the campaign to make the research and analysis. The four-rotor aircraft has many operating status, such as climbing, downing, hovering and rolling movement, pitching movement and yawing movement. The dynamic model is used to describe the four-rotor aircraft in flight in the dissertation. On the basis of the above analysis, modeling of the aircraft can be made. Dynamics modeling is to build models under the principles of flight of the aircraft and a variety of state of motion, and Newton - Euler model with reference
四旋翼设计报告
四旋翼自主飞行器(A题) 摘要 四旋翼飞行器是无人飞行器中一个热门的研究分支，随着惯性导航技术的发展与惯导传感器精度的提高，四旋翼飞行器在近些年得到了快速的发展。 为了满足四旋翼飞行的设计要求，系统以STM32F103VET6作为四旋翼自主飞行器控制的核心，处理器内核为ARM32位Cortex-M3 CPU，最高72MHz工作频率，工作电压3.3V-5.5V。该四旋翼由电源模块、电机电调调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行姿态检测模块是通过采用MPU-6050模块，整合3轴陀螺仪、3轴加速度计，检测飞行器实时飞行姿态，实现飞行器运动速度和转向的精准控制。传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块，在动力学模 型的基础上，将四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID 控制回路，即位置控制回 路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。 关键词：四旋翼飞行器；STM32；飞行姿态控制；串口PID
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择...................................................................- 2 - 1.1 地面黑线检测传感器...................................................................... .............- 2 - 1.2 电机的选择与论证...................................................................... .................- 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证...................................................................... .- 2 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计...................................................................- 3 -
无人机实训报告
关于无人机模拟操控技能实训的报告 目录 一、前言 1.实训背景与意义 (2) 2.无人机的发展现状 (2) 3、本次实训的任务安排与技术要求 (4) 二、实训的基本情况 (5) 三、实训总结 (8)
一．前言 本次实训主要是通过实体操控四旋翼无人机的不同姿态运动来提升自己对无人机的运动机制、动力原理以及飞行实操的了解。主要要求是使用提供的四旋翼无人机实现无人机在导航模式下实现原地360°旋转、矩形飞行以及固定翼的模拟航线飞行等，需要控制飞机高度方向，指导老师现场考核评分并记录好实训操控时的图像或音频，以完成实训总结报告。 1．实训背景与意义 无人机，是一种不需要有人驾驶，可以通过远程操控来实现某些特定功能的飞行器，具有可持续续航、飞行高度高、可携带外接设备等一系列优点，目前无人机在多个领域取得应用，并且经过行业的不断完善，已经形成初步的产业链。无人机以其自身的突出的优点、高性价比等巨大优势吸引人们的关注，并且在不断地研究中取得了一定的突破，从无人机整个行业的前景来看，无疑是值得肯定的，并且现有技术不断革新的情况下无人机在未来的发展将会越来越好，无人机作为现代的新星宠儿，对它的研究应用无论是对自身发展还是国家技术改革创新都具有很大作用，在无人机势如春笋的发展背景下，通过实训去了解无人机，熟练的操控无人机将对未来就业以及自身发展具有重大意义。 2.无人机的发展现状 20世纪90年代以来，随着信息化技术、轻量化/小型化任务载荷技术、卫星通信技术、复合材料结构技术、高效空气动力技术、新型能源与高效动力技术、起降技术的迅猛发展，无人机性能不断提升、功能不断扩展，各种类型和功能的无人机不断涌现，应用领域也越来越广泛。无人机按规模可分为微型无人机、小型无人机、中型无人机、大型无人机；按飞行高度可分为低空无人机、中空无人机、高空无人机、临近空间无人机；按飞行速度可分为低速无人机、高速无人机；按机动性可分为低机动无人机、高机动无人机；按能源与动力类型可分为螺旋桨式无人机、喷气式无人机、电动无人机、太阳能无人机、燃料电池无人机；按活动半径可分为近程无人机、短程无人机、中程无人机、远程无人机；按起降方式可分为滑跑起降无人机、火箭助推/伞降回收无人机、空投无人机、炮射无人机、潜射无人机等；按功能用途可分为靶标无人机、诱饵无人机、侦察无人机、炮兵校射无人机、电子对抗无人机、电子侦听无人机、心理战无人机、通信中继无人机、测绘无人机、攻击无人机、察打一体无人机、预警无人机…… 人机系统主要包括飞机机体、飞控系统、数据链系统、发射回收系统、电源系统等。飞控系统又称为飞行管理与控制系统，相当于无人机系统的“心脏”部分，对无人机的稳定性、数据传输的可靠性、精确度、实时性等都有重要影响，对其飞行性能起决定性的作用；数据链系统可以保证对遥控指令的准确传输，以及无人机接收、发送信息的实时性和可靠性，以保证信息反馈的及时有效性和顺利、准确的完成任务。发射回收系统保证无人机顺利升空以达到安全的高度和速度飞行，并在执行完任务后从天空安全回落到地面。 无人机主要分为多旋翼无人机、固定翼无人机以及组合式无人机三大类。 多旋翼无人机又有四旋翼、六旋翼、八旋翼甚至十旋翼等，最常见的是四旋翼无人机，以下是常见的多旋翼无人机。
多旋翼飞行器解决方案
多旋翼飞行器解决方案 一、多旋翼飞行器介绍 多旋翼飞行器是由多组动力系统组成的飞行平台，一般常见的有四旋翼、六旋翼、八旋翼……十八旋翼，甚至更多旋翼组成。旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。电动多旋翼飞行器由无刷电机驱动螺旋桨组成单组旋翼动力系统，由惯导系统、飞控系统、导航系统、电子调速器组成控制驱动部分。瑞伯达提供专业无人机飞行器解决方案。飞行器作为飞行载体可携带影像器材、通讯器材、采集器材、特殊器材等升空，可达到传统方式达不到的高度（0-500米）。 二、多旋翼飞行器优点 多旋翼飞行器以其独特的结构和简洁的系统构架与传统飞行器相比 有明显的优势。 1、多旋翼飞行器的最大优点是安全 2、需要的起降条件要求很低。 3、以高能电池作为能量与油动飞行器相比噪音更低 4、简单的机械部件组成（仅电机轴承为机械部件）与传统直升机 （有较复杂的机械部件与传动结构）相比维护相当简单。
5、操纵简单，整机全电子增稳，一个人只需要半天左右学习就基 本可以独立驾驶了。 三、多旋翼飞行器缺点： 1、速度差，旋翼飞机比直升飞机稍慢，与固定翼飞机相比差得太远，因此在需要快速运输而又没有特别要求的场合，都使用普通固定翼飞机； 2、灵活性欠佳。虽然旋翼飞机比直升飞机略快一点，安全性也更 高，但其使用灵活性却比直升飞机差太多。它的机动性远逊于直升飞机，而且比固定翼飞机起降场地要求低很多，跟直升飞机比起来却又有些逊色，但是安全性和操纵简单的优势就突出 四、多旋翼飞行器的用途 多旋翼飞行系统可广泛应用于农业中低空撒种、喷洒农药，治安监控、森林灭火、灾情监视、应急通讯、电力应用、海运应用、气象监测、航拍航测，另外对空中勘探、无声侦查、边境巡逻、核辐射探测、航空探矿、交通巡逻等三十多个行业方面的应用也将进一步得到开发。 多旋翼飞行器在多行业的应用 1、公安系统的应用 多旋翼飞行器具有便携、质轻、飞行稳定、噪音低等特点，携带影像设备与侦测设备可以为秘密侦察提供强有力的手段，尤其是人不易接近的区域，可以提供空中第一手影像资料。同样在群体性事件中也可以发挥巨大的作用，除侦察外甚至可以携带小型催泪瓦斯进行空中投
四旋翼飞行器 设计报告
大学生电子设计竞赛 设计报告 摘要：本设计实现基于STM32开发板的十字形四旋翼飞行器，四旋翼由主控制板、陀螺仪、电机模块、超声波测距、电源和投弹打靶模块等六部分组成。其中，控制核心STM32负责飞行器姿态数据接收和飞行姿态控制；陀螺仪采用MPU6050模块，该模块经过卡尔曼滤波处理采集的数据，输出数据，用PID控制算法对数据进行处理，同时，解算出相应电机需要的的PWM增减量，及时调整电机转速，调整飞行姿态，使飞行器的飞行的更加稳定。电机模块通过电调控制无刷直流电机，超声波传感器进行测距，起飞后悬停在一定高度，打靶后降落。 关键词：四旋翼；PID控制；陀螺仪，姿态角，电机控制
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目录 1系统方案 (1) 1.1控制系统选择方案 (1) 1.2飞行姿态控制方案论证 (1) 1.3角度测量模块的方案论证 (2) 1.4高度测量模块方案论证.............................................. 错误！未定义书签。2理论分析与计算 (2) 2.1控制模块 .................................................................... 错误！未定义书签。 2.2机翼电机 .................................................................... 错误！未定义书签。 2.3飞行姿态控制单元 (3) 3电路与程序设计 (4) 3.1系统总体设计思路 (4) 3.2主要元器件清单......................................................... 错误！未定义书签。 3.3系统框图 .................................................................... 错误！未定义书签。 3.3.1系统硬件框图 ..................................................... 错误！未定义书签。 3.3.2系统软件框图 ..................................................... 错误！未定义书签。4测试方案与测试结果.. (5) 5结论 (6) 3
四旋翼飞行器的结构形式和工作原理
四旋翼飞行器的结构形式和工作原理 1.结构形式 直升机在巧妙使用总距控制和周期变距控制之前，四旋翼结构被认为是一种最简单和最直观的稳定控制形式。但由于这种形式必须同时协调控制四个旋翼的状态参数，这对驾驶员认为操纵来说是一件非常困难的事，所以该方案始终没有真正在大型直升机设计中被采用。这里四旋翼飞行器重新考虑采用这种结构形式，主要是因为总距控制和周期变距控制虽然设计精巧，控制灵活，但其复杂的机械结构却使它无法再小型四旋翼飞行器设计中应用。另外，四旋翼飞行器的旋翼效率相对很低，从单个旋翼上增加拉力的空间是非常有限的，所以采用多旋翼结构形式无疑是一种提高四旋翼飞行器负载能力的最有效手段之一。至于四旋翼结构存在控制量较多的问题，则有望通过设计自动飞行控制系统来解决。四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼1和旋翼3逆时针旋转，旋翼2和旋翼4顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。四旋翼飞行器的结构形式如图1.1所示。
图1.1四旋翼飞行器的结构形式 2.工作原理 典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾桨。他们是通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置。四旋翼飞行器与此不同，是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力部稳定，所以需要一种能够长期保稳定的控制方法。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。
飞机连接实验报告(南昌航空大学)
《专业技能训练》实验 班级： 100631 学号： 10063112 姓名：林万蔚 （同组人：李力朱汉辉周炎）
专业技能训练 1、实验目的： 通过本综合实验的练习，学生应能综合应用所学专业基础知识，对专业上的某一具体工程实际问题进行处理和解决，增强其实践能力、工程应用能力和整体素质。 2、实验内容： （1）方案设计 设计铆接的产品，CATIA软件或CAD绘制零件图：1张三维立体图（同组人可一样），1张能完全表达某个零件结构尺寸和制作要求的视图（按机械制图的规定画图和标注，同组每个人不得相同，可选择不同零件画图）。图均打印，其他内容手写！。 设计铆接的产品（飞机）具有中等复杂程度，具有立体结构。 零件结构设计经指导老师检查同意后方能进行制作。 （2）飞机装配铆接操作实验 本实验要求在飞机装配工艺课程的相关实验之后进行，通过飞机装配工艺课程的授课学习和实验，掌握飞机装配铆接的基本方法和基本工艺，在此基础上，制作一个中等复杂程度的零件产品，并做相应的工艺分析。 3、对自己制作的结构件进行质量分析。 我们这组设计制作的是一个小型汽车，从设计的角度来看的比较完美的，线条、部件都比较好。但是，在这个单有铆接的实验中，很多圆滑的地方可能很难制造出来。 4、飞机铆接的特点及发展。 4.1飞机铆接具有以下特点 铆接的连接强度比较稳定可靠，铆接方法与工艺参数容易掌握和控制，铆接质量检验方法方便，故障比较容易排除，使用工具比较简单、低廉，适用于较复杂的连接。虽然存在着一些缺点，如增大了结构质量，降低了结构强度，容易引起变形等，但到目前为止，铆接仍然是飞机装配中主要的的连接方法。 4.2飞机铆接的发展 现代飞机制造过程中，由于结构设计、工艺维修、检查的需要，机械连接不可缺少，在很长一段时间内仍将是主要的连接方法。在第二代、第三代、甚至第四代战斗机以及民机生产中，都采用了大量的机械连接。铆接结构重量轻、成本低、工艺简便，比螺接更具技术优势，因而用得比较普遍。铆接技术发展相对比较缓慢，但近年来在新型飞机研制过程中，为满足结构设计要求，提高飞机的性能，铆接技术有了新的发展。 4.2.1电磁铆接技术的发展 国外的经验表明，采用电磁铆接(也称应力波)技术是解决上述问题的有效途径。电磁铆接对屈强比高、应变率敏感、强度高、难成形材料的成形具有特殊的功能；能实现理想的干涉配合，延缓构件铆钉孔疲劳裂纹的扩展，显著提高结构
多旋翼飞行器设计与控制课程简介
《多旋翼飞行器设计与控制》课程简介 课程编号：031574 课程名称：多旋翼飞行器设计与控制 学时：32学时 开课学期：春季 上课时间：2016年3月10日- 2016年6月30日，周四晚7：00-9：00 上课地点：北航新主楼B208 一．内容简介 1、专业与学生定位： （1）专业：面向控制科学与工程专业特别是导航、制导与控制专业。 （2）学生：控制科学与工程专业特别是导航、制导与控制专业的研究生，或有一定航空和自动化专业背景的研究生。 2、课程目的： 本门课程讲授多旋翼设计、动态模型建立、状态估计、控制和决策等方面的基础知识。涉及到空气流体力学、电机、电路、材料结构、理论力学、以及导航、制导与控制各个学科的基础知识，具有基础性和系统性两个特色。因此，有利于学生将已学知识融会贯通，着重培养学生解决问题的综合能力。 二．先修课程与专业基础 自动控制原理，航空航天概论、理论力学、线性系统（建议） 三．讲授方式 课堂授课、学生大作业展示 四．教学安排与内容 1.多旋翼绪论
首先介绍飞行器的基本概念、评价、以及多旋翼的历史，以及本课的安排。 2.多旋翼设计 通过这一阶段，学生可以对多旋翼机身主体设计和动力系统选择有一个较为深入的认识。 2.1多旋翼的基本组成。这一部分包括机身主体、动力系统、控制系统和通讯链路等四个部分。主要按作用和指标参数两个方面分别介绍机架、起落架、云台、涵道、电机、电调、螺旋桨、电池、遥控器和接收器、自动驾驶仪、地面站、数传电台、图传电台、通讯协议等方面。 2.2多旋翼的机身主体设计。这一部分包括机体基本构型，以及减震和降噪的考虑等。 2.3多旋翼动力系统性能建模和估算。多旋翼的动力系统由航模电池、电子调速器、直流无刷电机和螺旋桨四个部分组成。这一部分包括对这四个部分建立力和能量方面的数学模型，提出动力系统的飞行性能估算，比如：悬停状态下的续航时间和最大负重等等。 3.多旋翼动态模型 通过这一阶段，学生可以对多旋翼运动模型有一个较为深入的认识。基于这个基础，可以做多旋翼状态估计和控制。 3.1坐标系和姿态表示。主要介绍世界惯性坐标系和机体系，以及姿态的三种表示方法：欧拉角、旋转矩阵和四元数。 3.2多旋翼的动态模型。这一部分包括姿态模型、动力学模型、控制分配模型、电机模型，还包括气动阻力模型。这将为后续的多旋翼位姿估计和控制等课程服务。 4.多旋翼状态估计 通过这一阶段，学生可以对多旋翼信息估计有一个较为深入的认识。 4.1 传感器模型以及校正。这一部分首先建立这些传感器的测量模型，进而进一步提出较正方法，估计需要较正的参数。 4.2 可观性和卡尔曼滤波。 4.3 多旋翼的运动信息估计。这一部分包括姿态估计、位置-速度估计、速度估计和障碍估计的介绍。 5.多旋翼控制 通过这一阶段，学生可以对多旋翼控制有一个较为深入的认识，所介绍的方法大部分是较为常用的方法。
四旋翼飞行器基本原理
四旋翼飞行器无刷直流电机调速系统的设计 孟磊，蒋宏，罗俊，钟疏桐 武汉理工大学自动化学院、武汉理工大学信息工程学院 摘要，关键字：略 近年来，无人机的研究和应用广泛受到各个方面的重视。四旋翼飞行器作为无人机的一种，能够垂直起落、空中悬停、可适用于各种飞行速度与飞行剖面，具有灵活度高、安全性好的特点，适用于警务监控、新闻摄影、火场指挥、交通管理、地质灾害调查、管线巡航等领域实现空中时时移动监控。 四旋翼飞行器的动力来源是无刷直流电机，因此针对该型无刷直流电机的调速系统对飞行器的性能起着决定性的作用。为了提高四旋翼飞行器的性能，本文设计制作了飞行试验平台，完成了直流无刷电机无感调速系统的硬件、软件设计。通过实验证明该系统的设计是可行的。 四旋翼飞行器平台结构 四旋翼平台呈十字形交叉，有四个独立电机驱动螺旋桨组成。当飞行器工作时，平台中心对角的螺旋桨转向相同，相邻的螺旋桨转向相反同时增加减少四个螺旋桨的速度，飞行器就垂直上下运动；相反的改变中心对角的螺旋桨速度，可以产生滚动、俯仰等运动。结构图如下： 四旋翼飞行器的控制系统分为两个部分：飞行控制系统和无刷直流电机调速系统。飞行控制系统通过IMU惯性测量单位（由陀螺传感器和加速度传感器组成）检测飞行姿态，通过无线通讯模块与地面遥控器通信。4个无刷直流电机调速系统通过I2C总线与飞行控制器通信，通过改变4个无刷直流电机的转速来改变飞行姿态，系统采用12V电池供电。控制系统结构图如下：
无刷直流电机调速系统 无刷直流电动机既具有运行效率高、调速性能好，同时又具有交流电动机结构简单、运行可靠、维护方便的优点，是电机主要发展方向之一，现已成功运用与军事、航空、计算机数控机床、机器人、电动自行车等多个领域。在该四旋翼飞行器上使用了新西达2217外转子式无刷直流电机，其结构为12绕组7对磁极，典型KV值为1400. 通常无刷直流电机的控制方式分为有位置传感器控制方式和无位置传感器控制方式。有位置传感器控制方式通过再定子上安装电磁式、光电式或者磁敏式位置传感器来检测转子的位置，为驱动电路提供转向信息。无位置传感器的控制方式有很多，包括磁链计算法‘反电动势法、状态观测器法、电感法等。在各种无位置传感器控制方法中，反电动势法是目前技术最为成熟的、应用最为广泛的一种位置检测方法。本系统采用的饭店董事过零检测法是反电动势法中的一种，通过检测各相绕组反电动势的过零点来判断转子的位置。根据无刷直流电机的特性，电机的最佳转向时刻是想反电动势过零点延迟30电角度的时刻，而该延迟的电角度对应的时间可以有两次过零点时间间隔计算得到。 无刷直流电机调速系统硬件设计 该无刷直流电机调速系统有三相全桥驱动电路、反电势过零电路、电流电压检测电路组成电机驱动器。使用一片ATmega8单片机作为控制器，该单片机内部集成了8kB的flash，最多具有23个可编程的I/O口，输出时为推挽结构输出，驱动能力较强。片上集成了AD 转换器、模拟比较器、通用定时器、可编程计数器等资源。 三相全桥驱动电路利用功率型MOS管作为开关器件，选用P型MOS管FD6637与N型MOS管FD6635搭配使用，设计容量为允许通过的最大电流为30A。FD6637的开关利用三极管9013进行驱动、FD6635的开关直接用单片机的I/O口进行驱动。电路如图3所示。通过R17、R19、R25来减少下管FDD6635的栅极充电电流峰值，防止震荡并保护MOS管；R16、R23、R24作为下拉电阻，保证下关的正常导通与关断；R2、R5、R8作为上管栅极上拉电阻，阻值选择470Ω，既保证了MOS管的开关速率不降低，同时也防止三极管Ic电流过大。A+、B+、C+提供驱动桥的上桥臂的栅极导通信号，分别通过ATmega8的三个硬件PWM通道驱动，通过改变PWM信号的占空比来实现电机调速；A-、B-、C-提供下桥臂栅极驱动信号，由单片机的I/O口控制，只有导通和关闭两种状态。
四轴飞行器结题报告
学校名称： 队长姓名： 队员姓名： 指导教师姓名：2013年9月6日
摘要 本次比赛我们需要很好地控制飞行器，让它自主完成比赛应该完成的任务。 本文的工作主要针对微型四旋翼无人飞行器控制系统的设计与实现问题展开。首先制作微型四旋翼无人飞行器实验平台，其次设计姿态检测算法，然后建立数学模型并设计姿态控制器和位置控制器，最后通过实验对本文设计的姿态控制器进行验证。设计机型设计全部由小组成员设计并制作，部分元件从网上购得，运用RL78/G13作为主控芯片，自行设计算法对飞行器进行，升降，俯仰，横滚，偏航等姿态控制。并可以自行起飞实现无人控制的自主四轴飞行器。 关键字：四旋翼无人飞行器、姿态控制、位置控制
目录 第1章设计任务.................................................................................... 错误！未定义书签。 1.1 研究背景与目的........................................................................ 错误！未定义书签。 1.2 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 1.3...................................................................................................... 错误！未定义书签。第2章方案论证.................................................................................... 错误！未定义书签。 2.1...................................................................................................... 错误！未定义书签。 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 2.2 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第3章理论分析与计算........................................................................ 错误！未定义书签。 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第4章测试结果与误差分析................................................................ 错误！未定义书签。 4.1...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.2...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.3...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.4 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第5章结论心得体会............................................................................ 错误！未定义书签。 5.1 .................................................................................................................. 错误！未定义书签。.................................................................................................................. 错误！未定义书签。 2设计任务： 基本要求 （1）四旋翼自主飞行器（下简称飞行器摆放在图1所示的A区，一键式