四旋翼飞行器设计资料
四旋翼飞行器的设计
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四旋翼微型飞行器是一种以4个电机作为动力装置.通过调节电机转速来控制飞行的欠驱动系统;为了实现四旋翼微型飞行器的自主飞行控制,对飞行控制系统进行了初步设计,并且以C8051F020单片机为计算控制单元,给出了飞行控制系统的硬件设计,研究了设计中的关键技术;由于采用贴片封装和低功耗的元器件,使飞行器具有重量轻、体积小、功耗低的优点;经过多次室内试验,该硬件设计性能可靠,能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求.
一．微小型四旋翼飞行器的发展前景
根据微小型四旋翼飞行器发展现状和相关高新技术发展趋势，预计它将有以下发展前景。
1 )随着相关研究进一步深入，预计在不久的将来小型四旋翼飞行器技术会逐步走向成熟与实用。任务规划、飞行控制、无 G P S 导航、视觉和通信等子系统将进一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干扰稳定飞行能力。它未来的主要技术指标：任务半径 5 k m，飞行高度 1 0 0 m，续航时间 1 h ，有效载荷约 5 0 0 g ，完全能够填补目前国际上在该范围内侦察手段的空白。
2 )未来的微型四旋翼飞行器将完全能够达到美国国防预研局对 M A V基本技术指标的要求。随着低雷诺数空气动力学研究的深入，以及纳米和 M E MS 技术的发展，四旋翼 M A V必然取得理论和工程上的突破。它将是一种有 4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一
个集成多个子系统 ( 导航与控制、动力与能源、任务与通信等子系统) 的高度复杂ME M S系统；不但能够在空中悬停和向任意方向机动飞行，还
能飞临、绕过甚至是穿过目标物体。此外，它还将拥有良好的隐身功能和信息传输能力。
3 )微小型四旋翼飞行器的编队飞行与作战应
在未来的战争中，微小型四旋翼飞行器的任务之一将是对敌方进行电子干扰并攻击其核心目标。单个微小型飞行器的有效载荷量毕竟有限，难以有效地完成任务，而编队飞行与作战不仅可以极大地提高有效载荷量，还能够增强其突防能力。
二．四旋翼飞行器的国内外研究现状
目前世界上存在的四旋翼飞行器基本上都属于微小型无人飞行器，一般可分为3类：遥控航模四旋翼飞行器、小型四旋翼飞行器以及微型四旋翼飞行器。
(1)遥控航模四旋翼飞行器
遥控航模四旋翼飞行器的典型代表是美国Dfaganflyer公司研制的Dragan．flyer III和香港银辉(silverlit)玩具制品有限公司研制的X．UFO。Draganflyer III是一款世界著名的遥控航模四旋翼飞行器，主要用于航拍。机体最大长度(翼尖到翼尖)76．2cm，高18cm，重481．19：旋翼直径28cm，重69；有效载荷113．29；可持续飞行16--20min。Draganflyer III采用了碳纤维和高性能塑料作为机体材料，其机载电子设备可以控1书1]4个电机的转速。另外，还使用
了3个压电晶体陀螺仪进行姿态增稳控制【5J。X．UFO机体最大长度68．5cm，高14cm；持续飞行时间约5min；遥控距离可达100m。X．UFO 的旋翼被置于发泡聚丙烯(EPp),tJ成的圆环中，比Draganflyer III 有更好的安全性[471。(2)小型四旋翼飞行器
世界上对小型四旋翼飞行器的研究主要集中在3个方面：基于惯导的自主飞行控制、基于视觉的自主飞行控制和自主飞行器系统方案，其典型代表分别是：瑞士洛桑联邦科技学院的OS4、宾夕法尼亚大学的HMX4和佐治亚理工大学的GTMRAS
OS4是EPFL自动化系统实验室开发的一种电动小型四旋翼飞行器，研究的重点是机构设计方法和自主飞行控制算法，目标是要实现室内和室外环境中的完全自主飞行。目前，该项目已经进行了两个阶段。OS4 I最大长度约73cm，质量为2359g；它使用TDraganflyer III 的旋翼和十字框架，4个Faulhaber 1724电机，以及一个Xsense的MT9．B微惯性测量单元。研究人员通过万向节将它固定于飞行测试平台之上，使其只具有3个转动自由度；能源供给、数据处理、电机驱动模块以及飞行控制单元都由飞行器外部提供；至2004年，已经分别基于多种控制算法(例如：PID、LQ、Backstepping、Sliding—mode)，实现了飞行器姿态控制【6’7】。OS4II的机身最大长度72cm，重5209；机载2309的锂电池，能提供自主飞行
30min的能量。它与OS4 I的区别主要有：使用了桨叶面积更大的新旋翼；使用了更轻、功率更大的LRK无刷电机BLDC；使用皮带减速装置代替了电机减速箱；控制器、传感器、电池和电机驱动模块等都
直接安装在机体上，不再由机体外部提供。2006年1月EPFL已经实现了OS4 II在室内环境中基于惯导的自主悬停控制。HMX4在机构上与Draganflyer III相似，最大长度76cm，重约7009，机体底部有5个彩色标记。地面摄像头跟踪并测量标记的位置与面积，从而计算获得飞行器的3个姿态角(角速率则由3轴陀螺仪测量获得，主要用于飞行器姿态增稳控制)和位置。研究人员将整个系统安装在一个实验平台上(该实验平台只对飞行器在水平面内的运动范围进行了限制)，实现了自主悬停控制，使用的控制算法是Backsteppingl81。最近，HMX4研究人员又开发了一套基于机载和地面双摄像头的视觉定位与定姿系统，进一步提高了测量的精度。这种基于视觉的飞行控制方法可以很好地应用于一些特殊的任务，比如：在固定平台自主起飞与降落，与地面可移动机器人协同等。GTMARS是佐治亚理工大学面向火星探测任务而设计的CAD无人机系统。它重20kg，旋翼半径0．92m，续航时问30min。折叠封装的GTMARS随四面体着陆器登陆火星后，能自动将机构展开；能自主起飞和降落，巡航速度可达72km ／h；另外，它还能返回到着陆器补充能量19J(着陆器装载有太阳能电池)。
(3)微型四旋翼飞行器
微型飞行器(㈣从一开始就引起了人们极大的兴趣，斯坦福大学的Mesicopter是目前世界最著名、最重要的MAV之～。Mesicopter是斯坦福大学的研究小组在NASA支持下，为研究微型旋翼飞行器技术而设计的。机身为16mm×16mm方形框架；旋翼直径1．5cm，厚度
0．08mm；电机直径3ram，重量325mg。目前已经完成了试验样机在一竿臂上的离地起飞，进一步的工作仍在继续，最终目标是实现自主飞行和多飞行器协同完成具体任务
三．课题研究的科学意义与发展前景
飞行控制问题是微小型四旋翼无人直升机研制的关键问题，主要有两方面的困难。首先，对其进行精确建模非常困难。飞行过程中，它不但同时受到多种物理效应的作用，比如：空气动力、重力和陀螺效应等，还很容易受到气流等外部环境的干扰。因此，很难获得准确的气动性能参数，难以建立有效、准确的动力学模型。因为它的复杂性，在忽略弹性振动及变形的情况下，工程中所使用的直升机模型都是经过不同程度简化处理的，导致模型建立不精确。其次，微小型四旋翼无人直升机是一个具有六个自由度，而只有四个控制输入的欠驱动系统(Underactuated System)。它具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性，使得姿态控制器的设计变得非常困难。
根据微小型四旋翼飞行器发展现状和相关高新技术发展趋势，预计它将有以
下发展前景。
(1)随着相关研究进一步深入，预计在不久的将来小型四旋翼飞行器技术会逐步走向成熟与实用。任务规划、飞行控制、无GPS导航、视觉和通信等子系统将进一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干扰稳定飞行能力。它未来的主要技术指标：任务半径5km，飞行高度100m，续航时间lh，有效载荷约5009，完全能够填补目前国际
上在该范围内侦察手段的空白。
(2)未来的微型四旋翼飞行器将完全能够达到美国国防预研局对MAV 基本技术指标【10l的要求。随着低雷诺数空气动力学研究的深入，以及纳米和MEMS技术的发展，四旋翼MAV必然取得理论和工程上的突破。它将是一种有4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一个集成多个子系统(导航与控制、动力与能源、任务与通信等子系统)的高度复杂MEMS系统；不但能够在空中悬停和向任意方向机动飞行，还能飞临、绕过甚至是穿过目标物体。此外，它还将拥有良好的隐身功
能和信息传输能力。
(3)微小型四旋翼飞行器的编队飞行与作战应用【14】。在未来的战争中，微小型四旋翼飞行器的任务之一将是对敌方进行电子干扰并攻击其核心目标。单个微小型飞行器的有效载荷量毕竟有限，难以有效地完成任务，而编队飞行与作战不仅可以极大地提高有效载荷量，还能够增强其突防能力。
总之，微小型四旋翼无人直升机飞行控制技术的研究，从理论和工程的角
度都具有重要意义。
四．微小型四旋翼飞行器发展的关键技术
迄今为止，微小型四旋翼飞行器基础理论与实
验研究已取得较大进展，但要真正走向成熟与实用，
还面临着诸多关键技术的挑战。
1 最优化总体设计
进行微小型四旋翼飞行器总体设计时，需要遵循以下原则：重量轻、尺寸小、速度快、能耗和成本低。但这几项原则相互之间存在着制约与矛盾，例如：飞行器重量相同时，其尺寸与速度、能耗成反比。因此，进行微小型四旋翼飞行器总体设计时，首先要根据性能和价格选择合适的机构材料，尽可能地减轻飞行器重量；其次，需要综合考虑重量、尺寸、飞行速度和能耗等因素，确保实现总体设计的最优化。
2 动力与能源
动力装置包括：旋翼、微型直流电机、减速箱、光电码盘和电机驱动模块，能量由机载电池提供。微小型四旋翼飞行器的重量是影响其尺寸的主要因素，而动力与能源装置的重量在整个机体重量中占了很大比例。对于 0 S 4 I I ，该比例就高达 7 5 ％。
因此，研制更轻、更高效的动力与能源装置是进一步微小型化四旋翼飞行器的关键。
另一方面，动力装置产生升力时，消耗了绝大部分机载能量。例如，0 S 4 I I 的电能有 9 1 ％被动力装置消耗。要提高飞行器的效率，关键在于提高动力装置的效率。除尽量提高机械传动效率外，还必须选择合适的电机与减速比在兼顾最大效率和最大输出功率两项指标的前提下将电机工作点配置在推荐运行区域内。
3 数学模型的建立
为实现对微小型四旋翼飞行器的有效控制，必须准确建立其在各种飞行状态下的数学模型。但是飞行过程中，它不仅同时受到多种物理效
应的作用 ( 空气动力、重力、陀螺效应和旋翼惯量矩等 ) ，还
很容易受到气流等外部环境的干扰。因此，很难建立有效、可靠
的动力学模型。此外，所使用的旋翼尺寸小、质量轻、易变形，很
难获得准确的气动性能参数，也将直接影响模型的准确性。建立四
旋翼 M A V数学模型时，还必须深入研究和解决低雷诺数条件下旋
翼空气动力学问题。微型飞行器空气动力学特性与常规飞行器有很大
的不同，当前许多空气动力学理论和分析工具均不适用，需要发展
新的理论和研究手段- - 。
4 飞行控制
微小型四旋翼飞行器是一个具有六自由度( 位置与姿态 ) 和 4个
控制输入( 旋翼转速) 的欠驱动系统( U n d e r a c t u a t e d S y s t e m) u ，具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的
特性，使得飞行控制系统的设计变得非常困难。此外，控制器性
能还将受到模型准确性和传感器精度的影响。姿态控制是整个飞行
控制的关键，因为微小型
四旋翼飞行器的姿态与位置存在直接耦合关系( 俯仰／横滚直接
引起机体向前后／左右移动) ，如果能精确控制飞行器姿态，则
采用 P I D控制律就足以实现其位置与速度控制。国际相关研究都
着重进行了姿态控制器的设计与验证，结果表明：尽管采用非线
性控制律能够获得很好的仿真效果，但由于对模型准确性有很强
的依赖，其实际控制效果反而不如 P I D 。因此，研制既能精确
控制飞行器姿态，又具有较强抗干扰和环境自适应能力的姿态控
制器是微小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究的当务之急。
五．四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。
四旋翼飞行器的结构图（2）
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。四旋翼飞行器结构形式如图所示，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。与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有下列优势：各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机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，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。
四旋翼飞行器在空间共有6个自由度（分别沿3个坐标轴作平移和旋转动作），这6个自由度的控制都可以通过调节不同电机的转速来实现。基本运动状态分别是：（1）垂直运动；（2）俯仰运动；（3）滚转运动；（4）偏航运动；（5）前后运动；（6）侧向运动。在图3.2 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：垂直运动相对来说比较容易。在图中，因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩，当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。保证四个旋翼转速同步增加或减小是垂直运动的关键。
（2）俯仰运动：电机1 的转速上升，电机3 的转速下降，电机2、电机4 的转速保持不变。因为旋翼转速的改变引起四旋翼飞行器整体扭矩及总拉力
改变，旋翼1与旋翼3转速该变量的大小应相等。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（方向如图所示），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：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：四旋翼飞行器偏航运动可以借助旋翼产生的反扭矩来实现。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，且对角线上的来年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。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，机身便在富余反扭矩的作用下绕z轴转动，实现飞行器的偏航运动，转向与电机1、电机3 的转向相反。
（5）前后运动：要想实现飞行器在水平面内前后、左右的运动，必须在水平面内对飞行器施加一定的力。增加电机3转速，使拉力增大，相应减小电机1转速，使拉力减小，同时保持其它两个电机转速不变，反扭矩仍然要保持平衡。飞行器首先发生一定程度的倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，因此可以实现飞行器的前飞运动。向后飞行与向前飞行正好相反。飞行器在产生俯仰、翻滚运动的同时也会产生沿x、y轴的水平运动。
（6）倾向运动：由于结构对称，所以倾向飞行的工作原理与前后运动完全一样。
六．系统设计
典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾浆。但也存在其他类型的直升机，如双转轴或串列式直升机，同轴直升机等。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。而四旋翼微型飞行器与此不同，是通过调节4个电机转速来改变螺旋桨速度，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。四旋翼微型飞行器没有自动倾斜器。信号其整机升力由4个电机提供。由于飞行器是通过改变螺旋桨速度实现升力变化，这样会导致其动力不稳定，所以需要一种能20具够确保长期稳定的控制方法。四旋翼微型飞行器是一种六自由度的垂直起降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞
行；但是，四旋翼直升机只有4个输入力，同时却有6个输出，所以它又是一种欠驱动系统。图l为四旋翼微型飞行器的结构俯视图。与传统直升机相比，该飞行器有下列优势：侧面电机1、3顺时针旋转的同时，前后电机2、4逆时针旋转。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。
七．飞行控制器的主要功能如下：
1)提供多个通佰信道，使飞行器与陀螺仪、磁航向计、高度计、导航系统、地面测控系统通信；
2)提供足够的存储空间，以满足复杂控制软件的实现；
3)检测飞行器的状态量，包括高度、速度、航向、姿态等；
4)通过RS232串行接口与地面测控系统通讯，一方面获取地面的控制信号．另一方面将飞行器的状态信息回传给地面；
5)飞行器能工作在手动／自主的切换模式。
由于四旋翼微型飞行器体积小、重量轻，在飞行中易受外界环境干扰发生飞行事故，在设计中通过地面测控系统，使飞行控制模式能在手动／自主方式自由切换。在手动模式时，飞行器完全由操纵者人工控制；在自主模式时，飞行器按照给定任务自动控制电机完成。图2为四旋翼微型飞行器的总体设计。
八．总结与展望.
微小型四旋翼无人直升机在军事、民用方面都有十分广阔的应用前景，其建模与非线性控制涉及多学科、多领域内容。目前，国际上
在这方面的研究正处于发展阶段，国内则还处于初级阶段。本文从微小型四旋翼无人直升机数学模型的建立开始，设计了两种飞行控制算法，并利用SR-UKF 进行了状态估计，研究结果对微小型四旋翼无人直升机的进一步研制具有重要理论和实际意义。纵观全文，本课题主要完成了以下几方面的工作：
1、综述了微小型四旋翼无人直升机的研究现状及相关技术，论述了开展这方面研究的重要意义。
2、建立了微小型四旋翼无人直升机的数学模型。针对自行研制的微小型四旋翼无人直升机原型样机，对其旋翼空气动力学、动力系统和刚体动力学进行数学建模，推导出了全状态非线性系统方程，并将之变换为仿射非线性形式。
3、针对微小型四旋翼无人直升机的欠驱动特性，设计了基于Backstepping 的飞行控制算法。仿真实验表明该方法能够实现微小型四旋翼无人直升机定点悬停和轨迹跟踪飞行控制，并具有一定鲁棒性。
4、应用“误差-误差”原理，针对微小型四旋翼无人直升机的直接驱动状态，设计了ADRC 控制器，并利用PD-ADRC 双闭环控制器消除了欠驱动状态引起的零动态。仿真结果表明该方法能够实现微小型四旋翼无人直升机悬停控制，并具有一定鲁棒性。
5、采用SR-UKF滤波方法，结合微小型四旋翼无人直升机的离散状态方程和量测方程，实现了对控制器所需状态变量的估计，并通过仿真实验验证了该方法的有效性。
本文仅对微小型四旋翼无人直升机的建模与非线性控制进行了初步研究，还有许多问题有待于进一步深入和扩展。从实际应用的角度来看，论文认为有必要进一步开展以下几方面研究：
1、模型验证。论文仅利用数学方法对微小型四旋翼无人直升机进行了理论建模，模型准确性尚需验证，因此有必要通过在实际系统上进行系统辨识，得出能与数学模型相比较的辨识模型。
2、控制器设计及实现。论文中提出的控制器设计都是基于连续系统的，而实际的系统控制器设计必须基于离散系统进行，因此有必要针对实际系统设计进行进一步研究。
3、其它智能控制方法。不论是数学模型还是辨识模型，都不能完整地反映微小型四旋翼无人直升机的特性，论文仅利用Backstepping 和ADRC 方法进行了初步的尝试，其它如神经网络、遗传算法、专家系统等智能控制方法在微小型四旋翼无人直升机上的应用同样是值得研究的内容。
4、状态估计方法的进一步完善。论文的状态估计部分只考虑了几种典型的误差，而且只是进行了理论性的仿真实验，并没有针对实际的惯性测量器件进行研究，这远不能满足实际应用的要求，还需要做进一步的研究。
九．材料
机身和:螺旋桨材料为铝合金。需四个电动马达。
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
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 -
电子设计大赛四旋翼设计报告最终版
四旋翼飞行器（A 题）参赛队号：20140057号
四旋翼飞行器 设计摘要： 四旋翼作为一种具有结构特殊的旋转翼无人飞行器，与固定翼无人机相比，它具有体积小，垂直起降，具有很强的机动性，负载能力强，能快速、灵活的在各个方向进行机动，结构简单，易于控制，且能执行各种特殊、危险任务等特点。 因此在军用和民用领域具有广泛的应用前景如低空侦察、灾害现场监视与救援等。多旋翼无人机飞行原理上比较简单，但涉及的科技领域比较广，从机体的优化设计、传感器算法、软件及控制系统的设计都需要高科技的支持。 四旋翼无人机的飞行控制技术是无人机研究的重点之一。它使用直接力矩，实现六自由度（位置与姿态）控制，具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性。此外，由于飞行过程中，微型飞行器同时受到多种物理效应的作用，还很容易受到气流等外部环境的干扰，模型准确性和传感器精度也将对控制器性能产生影响，这些都使得飞行控制系统的设计变得非常困难。 因此，研究既能精确控制飞行姿态，又具有较强抗干扰和环境自适应能力的姿态控制器是微小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究的当务之急。
一、引言： 1.1 题目理解：四旋翼飞行器，顾名思义，其四只旋转的翅膀为飞行的动力来源。四只旋转翼是无刷电机，因此对于无刷电机的控制调速系统对飞行器的飞行性能起着决定性的作用。在本次大赛中，需要利用四旋翼飞行器平台，实现四旋翼的起飞，悬停，姿态控制，以及四旋翼和地面之间的测距等功能。 1.2 设计思路：为了满足飞行器的设计要求，要使用以微控制器为核心的控制系统，使本系统以MC9S12XS128模拟出控制信号，用STM32 MMC10接收模拟信号，然后翻译出模拟信号，利用加速度与陀螺仪传感器采集飞行器的飞行数据，加以闭环调控和精准的控制算法。进行上升、下降以及悬停等动作。 1.3 特点：本飞行器脱离遥控器控制，用微处理器实现整个飞行过程全自动控制，控制精度高。 二、方案设计： 系统主要由STM32模块，微处理器MC9S12XS128模块，电源模块，电机模块，超声波模块，加速度陀螺仪模块等构成。 系统总体框图如下图（图2.0）： STM32 MMC10 四路 PWM 通道 电调 无刷电机 高度显示数码管 信号接收 MC9S12XS128 GPIO 模块 时钟 模块 超声波传 感器 电源 图2.0 其中微处理器MC9S12XS128模块的外围电路见附录一2.1 控制系统选择方案：
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
四旋翼直升机的动力学原理
冯如杯论文 《四旋翼飞行器的设计与控制》 院（系）名称机械工程及自动化学院 作者姓名薛骋豪 学号35071422 指导教师梁建宏 2008年3月22日
四旋翼飞行器的设计与控制 薛骋豪 摘要 四旋翼直升机，其主旋翼分成前后与左右两组，旋转时方向相反，因此与一般直升机最主要的不同点为四旋翼直升机不需要用尾旋翼来平衡机体。因为四旋翼直升机为不稳定系统，因此需利用旋转专用的感测器：陀螺仪来感知机身的平衡程度并将讯号传送至微控制器，再通过微控制器内部程序的运算产生控制信号来控制机体上四个旋翼的转速，以维持整个机身的平衡促使四旋翼直升机能顺利飞行。 关键词：四旋翼、VTOL（垂直起降）、矩阵控制、 Abstract Quadrotor, its main rotor divides into with two about groups from beginning to end, in opposite direction while rotating, so Quadrotor and does not need to fasten the wing and having the balance organism for four with the end with the main difference of general helicopter. Whether four fasten wing helicopter stable system, need to utilize and rotate the special-purpose detecting device. The gyroscope comes to perceive balancing the degree and conveying the signal to the little controller of the fuselage, and then produce the control signal to control four rotational speed of fastenning the wings on the organism through the operation of the procedure within the little controller, impel four to fly smoothly while Quadrotor for the balance of maintaining the whole fuselage. Key words: Quadrotor、VTOL(Vertical Take-Off and Landing)、matrix control
基于WIFI的智能多功能微型四旋翼飞行器设计
基于WIFI的智能多功能微型四旋翼飞行器设计 摘要：本文基于WIFI无线传输技术，通过建立四旋翼飞行器的空气动力数学模型，结合实际需求分析，通过单片机总控，各功能模块有机整合，优化软硬件设计，完成最终制作调试，实现飞行器的自由巡航、悬停、降落和视频探测等功能，达到了预期设计目标。 关键词：WIFI;四旋翼;飞行器 1.引言 四旋翼飞行器是一种可以实现垂直起降的旋翼式无人飞行器，具有操控简单，体积小，机动性强，启动快，方便拍摄等优点，能及时地将诸如地震、矿难等特殊现场第一手资料传送回控制中心，帮助我们了解现场状况并作出正确判断[1]。 国外对旋翼式飞行器的研究较多且较深入，我国在该领域的研究起步较晚，成果相对较弱，并且侧重点有所不同，有的侧重数学建模，有的侧重自动控制与研发等等[2]。 本文于是针对自然灾害等特殊现场设计了一种基于WIFI的智能多功能四旋翼飞行器，采用独立控制的四旋翼，升力更大，同时可狭小空间内起降，还具有机械结构简单、机动灵活、操控性高及成本低等优势。 2.建立动力学模型 2.1 坐标变换 四旋翼飞行器的四个旋翼都高速旋转，其所受的空气动力比较复杂，要建立非常准确的空气动力学模型比较困难，为了简化四旋翼飞行器的数学模型，可忽略其弹性形变[3]。为了相对准确的描述飞行器运动状态，建立三维数学坐标系，也叫机体坐标系。OX轴指向地平面方向，由右手定则确定OY轴和OZ轴的方向。用原点O表示飞行器的重心，则OX轴指向飞行器的前方，OY轴指向飞行器的右方，OZ轴指向飞行器的上方。地面三维坐标系与机体坐标系之间存在三个欧拉角：偏航角ψ（沿Z轴方向）、滚动角φ（沿X轴方向）和俯仰角q（沿Y轴方向）。两个坐标系之间的关系如下： ，，（1） 可进一步的转换矩阵得： （2） 经计算可得如下坐标转换公式：
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 -
四旋翼飞行器实验报告
实验报告 课程名称：《机械原理课内实验》 学生姓名：徐学腾 学生学号：1416010122 所在学院：海洋信息工程学院 专业：机械设计制造及其自动化 报导教师：宫文峰 2016年6 月26 日
实验一四旋翼飞行器实验 一、实验目的 1.通过对四旋翼无人机结构的分析，了解四旋翼无人机的基本结构、工作的原理和传动控制系统； 2. 练习采用手机控制终端来控制无人机飞行，并了解无人机飞行大赛的相关内容，及程序开发变为智能飞行无人机。 二、实验设备和工具 1. Parrot公司AR.Drone 2.0四旋翼飞行器一架； 2. 苹果手机一部； 3. 蓝牙数据传输设备一套。 4. 自备铅笔、橡皮、草稿纸。 三、实验内容 1、了解四旋翼无人机的基本结构； 2、了解四旋翼无人机的传动控制路线； 3、掌握四旋翼无人机的飞行控制的基本操作； 4、了解四旋翼无人机翻转动作的机理； 5、能根据指令控制无人机完成特定操作。 四、实验步骤 1、学生自行用IPHONE手机下载并安装AR.FreeFlight四旋翼飞行器控制软件。 2、检查飞行器结构是否完好无损； 3、安装电沲并装好安全罩； 4、连接WIFI，打开手机AR.FreeFlight软件，进入控制界面； 5、软件启动，设备连通，即可飞行。 6、启动和停止由TAKE OFF 控制。 五、注意事项 1.飞行器在同一时间只能由一部手机终端进行控制； 2. 飞行之前，要检查螺旋浆处是否有障碍物干涉； 3. 飞行之后禁止用手去接飞行器，以免螺旋浆损伤手部； 4. 电量不足时，不可强制启动飞行； 5. 翻转特技飞行时，要注意飞行器距地面高度大于4米以上； 6. 飞行器不得触水； 7. 飞行器最大续航时间10分钟。
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。
电子设计大赛国赛_四旋翼自主飞行器A题
2013年全国大学生电子设计竞赛课题:四旋翼自主飞行器（B 题） 【本科组】 2013年9月7日
摘要 为了满足四旋翼飞行器的设计要求，设计了以微控制器为核心的控制系统和算法。首先进行了各单元电路方案的比较论证，确定了硬件设计方案。四旋翼飞行器采用了固连在刚性十字架交叉结构上的4个电机驱动的一种飞行器，以78K0R CPU內核为基础,围绕新的RL78 CPU內核演化而来的RL78/G13作为控制核心，工作频率高达32MHz，工作电压1.6V-5.5V，适合各种类型的消费类电子和工业应用, 满足8/16位微控制器的需求，有助于降低系统功耗，削减总系统的构建成本。采用9926B MOS管芯片的驱动直流电机，该驱动芯片具有内阻小、负载电流大、且控制简单的特性。通过采用MPU-6050整合的3轴陀螺仪、3轴加速器，并含可藉由第二个I2C端口连接其他厂牌之加速器、磁力传感器、或其他传感器的数位运动处理(DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要I2C端口以单一数据流的形式，向应用端输出完整的9轴融合演算技术InvenSense的运动处理资料库，可处理运动感测的复杂数据，降低了运动处理运算对操作系统的负荷，实现了四旋翼飞行器运动速度和转向的精准控制。通过HC-SR04超声波测距模块实现了对四旋翼飞行器飞行高度的准确控制。通过激光传感器，实现了四旋翼飞行器沿黑线前进，在规定区域起降，投放铁片等功能，所采用的设计方案先进有效，完全达到了设计要求。 关键词：四旋翼自主飞行器，E18-D50NK光电传感器，寻线，超声波，单片机。
四旋翼自主飞行器（B 题） 【本科组】 1系统方案 本系统主要由电源模块、电机驱动模块、光电循迹模块模块、超声波测高模块、姿态传感器模块组成，下面分别论证这几个模块的选择。 1.1 电源模块的论证与选择 方案一：采用线性元器件LM7805三端稳压器构成稳压电路，为单片机等其他模块供电，输出纹波小，效率低，容易发热。 方案二：采用元器件2596为开关稳压芯片，效率高，输出的纹波大，不容易发热。 方案三：采用线性元器件2940构成稳压电路，为单片机等其他模块供电，输出纹波小，效率高，不容易发热，综合性能高。 综合以上三种方案，选择方案三。 1.2 电机驱动模块的论证与选择 方案一：采用三极管驱动，由于输出电流很大，容易发热， 方案二：采用L298N电机驱动模块，通过电流大，容易发热，使得电机转速变慢，载重量变小。 方案三：采用场效应管9926B芯片组成的电机驱动模块，驱动能力好。能承受的最大电流为7.5A，符合要求。 综合以上三种方案，选择方案三。 1.3 光电循迹模块的论证与选择 方案一：采用CCD摄像头采集图片经过算法处理循迹，前瞻性比较好、循迹效果好，但是处理程序复杂、成本高。 方案二：采用红外对管，有效距离太短，不能满足实际循迹要求。 方案三：采用E18-D50NK光电传感器，这是一种集发射与接收于一体的光电传感器, 检测距离可以根据要求进行调节。探测距离远、受可见光干扰小、前瞻性较好、抗干扰性较好。
四旋翼飞行器设计资料
四旋翼飞行器的设计 四旋翼微型飞行器是一种以4个电机作为动力装置.通过调节电机转 速来控制飞行的欠驱动系统;为了实现四旋翼微型飞行器的自主飞行 控制,对飞行控制系统进行了初步设计,并且以C8051F020单片机为计算控制单元,给出了飞行控制系统的硬件设计,研究了设计中的关键技术;由于采用贴片封装和低功耗的元器件,使飞行器具有重量轻、体积小、功耗低的优点;经过多次室内试验,该硬件设计性能可靠,能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求. 一．微小型四旋翼飞行器的发展前景 根据微小型四旋翼飞行器发展现状和相关高新技术发展趋势， 预计它将有以下发展前景。 1 )随着相关研究进一步深入，预计在不久的将来小型四旋翼飞行 器技术会逐步走向成熟与实用。任务规划、飞行控制、无 G P S 导航、视觉和通信等子系统将进一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干扰稳定飞行能力。它未来的主要技术指标：任务半径 5 k m，飞行高度 1 0 0 m，续航时间 1 h ，有效载荷约 5 0 0 g ，完全能够填补目前国际上在该范围内侦察手段的空白。 2 )未来的微型四旋翼飞行器将完全能够达到美国国防预研局对 M A V基本技术指标的要求。随着低雷诺数空气动力学研究的深入，以及纳米和 M E MS 技术的发展，四旋翼 M A V必然取得理论和工程上的突破。它将是一种有 4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一
任务与通信等子与能源、动力导航与控制、 ( 个集成多个子系统系统) 的高度复杂ME M S系统；不但能够在空中悬停和向任意方向机动飞行，还 能飞临、绕过甚至是穿过目标物体。此外，它还将拥有良好的隐身功能和信息传输能力。 3 )微小型四旋翼飞行器的编队飞行与作战应 在未来的战争中，微小型四旋翼飞行器的任务之一将是对敌方进行电子干扰并攻击其核心目标。单个微小型飞行器的有效载荷量毕竟有限，难以有效地完成任务，而编队飞行与作战不仅可以极大地提高有效载荷量，还能够增强其突防能力。 二．四旋翼飞行器的国内外研究现状 目前世界上存在的四旋翼飞行器基本上都属于微小型无人飞行器，一般可分为3类：遥控航模四旋翼飞行器、小型四旋翼飞行器以及微型四旋翼飞行器。 (1)遥控航模四旋翼飞行器 遥控航模四旋翼飞行器的典型代表是美国Dfaganflyer公司研制的Dragan．flyer III和香港银辉(silverlit)玩具制品有限公司研制的X．UFO。Draganflyer III是一款世界著名的遥控航模四旋翼飞行器，主要用于航拍。机体最大长度(翼尖到翼尖)76．2cm，高18cm，重481．19：旋翼直径28cm，重69；有效载荷113．29；可持续飞行16--20min。Draganflyer III采用了碳纤维和高性能塑料作为机体材料，其机载电子设备可以控1书1]4个电机的转速。另外，还使用
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。
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
四轴飞行器毕业设计论文
毕业论文 基于单片机的四轴飞行器 夏纯 吉林建筑大学 2015年6月
毕业论文 基于单片机的四轴飞行器学生：夏纯 指导教师：许亮 专业：电子信息工程 所在单位：电气与电子信息工程学院 答辩日期：2015 年6月
目录 摘要 ...................................................................................................................................... ABSTRACT ........................................................................................................................... 第1章绪论......................................................................................................................... 1.1 论文研究背景及意义........................................................................................... 1.2 国内外的发展情况 ............................................................................................... 1.3 本文主要研究内容 ............................................................................................... 第2章总体方案设计....................................................................................................... 2.1 总体设计原理 ........................................................................................................ 2.2 总体设计方案 ........................................................................................................ 2.2.1 系统硬件电路设计方案............................................................................ 2.2.2 各部分功能作用.......................................................................................... 2.2.3 系统软件设计方案 ..................................................................................... 第3章系统硬件电路设计.............................................................................................. 3.1 Altium Designer Summer 09简介........................................................................ 3.2 总体电路设计 ........................................................................................................ 3.2.1 遥控器总体电路设计................................................................................. 3.2.2 飞行器总体电路设计................................................................................. 3.3 各部分电路设计.................................................................................................... 3.3.1 电源电路设计 .............................................................................................. 3.3.2 主控单元电路设计 .....................................................................................