1、学 位 论 文小型四旋翼无人直升机控制系统设计申请学位级别 硕 士 专业名称 控制理论与控制工程 学位授予单位和日期 南 京 理 工 大 学 答辩委员会主席 评阅人 注 1：注明国际十进分类法 UDC的类号。 II声 明本学位论文是我在导师的指导下取得的研究成果，尽我所知，在本学位论文中，除了加以标注和致谢的部分外，不包含其他人已经发表或公布过的研究成果，也不包含我为获得任何教育机构的学位或学历而使用过的材料。与我一同工作的同事对本学位论文做出的贡献均已在论文中作了明确的说明。研究生签名： 年 月 日 学位论文使用授权声明南京理工大学有权保存本学位论文的电子和纸质文档，可以借阅或上网公布本学位
2、论文的部分或全部内容，可以向有关部门或机构送交并授权其保存、借阅或上网公布本学位论文的部分或全部内容。对于保密论文，按保密的有关规定和程序处理。研究生签名： 年 月 日 硕士论文 小型四旋翼无人直升机控制系统设计I摘 要四旋翼飞机由于其结构复杂、操纵性差等缺点导致其研究进展较为缓慢。近些年来，随着新型材料、微机电（MEMS）、微惯导（MIMU）技术和飞行控制理论的发展，四旋翼无人直升机获得了越来越多地关注。四旋翼无人直升机在军事和民用领域具有广阔的应用前景，可用来环境监视、情报搜集、高层建筑实时监控、协助和救助、电影拍摄和气象调查等；它还是火星探测无人飞行器的重要的研究方向之一。本文针对小型四
3、旋翼无人直升机，以 TMS320F28335 为核心，设计了四旋翼无人直升机控制器的软硬件系统，实现了近地环境下的姿态控制。首先，根据设计目标对控制系统总体结构、软硬件整体进行设计。按功能将控制系统划分成机体平台、控制器模块、传感器模块、电源模块、数据处理模块和通讯模块六个独立的模块。本文设计了基于四元数法的捷联式惯性导航系统，并经过实际系统检验。为了克服惯性导航固有的参数发散缺陷，本文给出了导航补偿方法，实验结果说明了补偿方法的有效性。为了克服 A/D 转换存在的偏差和高频噪声问题，本文设计了软件矫正算法数字低通滤波器，减少了 A/D 偏差，降低了高频噪声。姿态控制是飞行控制的核心问题，四旋
4、翼无人直升机的结构特殊性决定了其控制器设计的特殊性：四旋翼无人直升机通过四个螺旋桨实现对六个被控量的控制，是一个欠驱动系统。本文建立了四旋翼无人机的非线性动力学模型，设计了 PID 控制器进行姿态控制。仿真和实际系统控制结果表明，该 PID 控制器可以得到较好的姿态控制效果，验证了控制系统设计的有效性。关键词：四旋翼无人直升机，控制器，捷联惯导，DSPAbstract 硕士论文IIAbstractThe history of four rotor helicopter is almost as long as humanitys aircraft history. But because of
5、 the shortage of complexity and the maneuverability, it develops very slow. Recent years, along with new material, MEMS, MIMU and the flight control theorys progress, unmanned four rotor helicopter obtained more and more attention.The main content of this paper is to design the controller of unmanne
6、d four rotor helicopter. The control system is divided in six independent modules according to the function: navigation system, controller, software system and debugging.The navigation system is a important component of the unmanned four rotor helicopter. According to the actual system, this paper d
7、esigned a simplified inertial navigation system, and has carried on the reality system test. The attitude control is the core question of flight control, unmanned four rotor helicopter structure specificity decides the specificity of the controller: unmanned four rotor helicopter has four propellers
8、, may output four upward thrust forces, but have six control aims. The control system department needs simultaneously control four rotors thrust forces to achieve the flight plan. This paper has built systems model and designed the PID controller control the attitude. From the results of actual syst
9、em and simulation we have got a acceptable control effect, it verified the validity of the control system design.Key word: Unmanned four rotor helicopter, controller, Navigation, DSP硕士论文 小型四旋翼无人直升机控制系统设计III目 录摘 要 .IAbstract .II1 绪论 .11.1 引言 .11.2 四旋翼直升机工作原理 .11.3 四旋翼直升机发展历史 .11.4 国内外研究现状和研究热点 .21.4.
10、1 国外研究现状 .21.4.2 国内研究现状 .31.4.3 四旋翼直升机研究热点 .31.5 论文内容安排 .42 总体设计 .62.1 设计目标 .62.2 控制系统结构设计 .62.2.1 硬件总体设计 .72.2.2 软件总体设计 .72.3 控制系统功能设计 .82.3.1 导航系统 .82.3.2 控制算法 .92.3.3 通信系统 .92.3.4 电源系统 .92.3.5 控制器选型 .92.4 小结 .103 硬件系统设计 .113.1 硬件选型 .113.1.1 传感器选型 .113.1.2 无线通信模块选型 .153.1.3 推进组及电机驱动选型 .153.1.4 处理器
11、选型 .163.2 硬件系统设计 .173.2.1 硬件系统重量分布 .18目录 硕士论文IV3.2.2 DSP 最小系设计 .183.2.3 信号逻辑电平匹配设计 .213.2.4 电路抗干扰设计 .223.2.5 PCB 布局及注意事项 .233.3 小结 .254 四旋翼无人机捷联惯导系统设计 .264.1 导航坐标系描述 .264.1.1 方向余弦阵 .264.1.2 四元数法 .274.2 四旋翼无人机捷联惯导设计 .284.2.1 惯性导航方案设计 .284.2.2 捷联式惯导 44.284.2.3 捷联惯导简化设计 .304.3 导航系统的静态分析 .314.3.1 分析条件 .
12、314.3.2 传感器采样数据处理 .314.3.3 姿态角静态稳定性 .354.3.4 捷联惯导的校准 .364.3.5 结果分析 .374.4 小结 .385 四旋翼无人机建模与仿真 .395.1 引言 .395.2 系统建模 .395.2.1 直线运动的模型 17 2250 51 .395.2.2 旋转运动的模型 .415.2.3 直流电机的模型 17.425.3 四旋翼无人机模型参数辨识 .425.3.1 模型参数辨识 .435.3.2 辨识结果与分析 .445.4 四旋翼无人直升机的控制器设计 .475.4.1 四旋翼直升机的基本运动状态 .475.4.2 四旋翼无人直升机的姿态控制
13、结构 .475.5 系统仿真分析 .485.5.1 仿真平台搭建 .48硕士论文 小型四旋翼无人直升机控制系统设计V5.5.2 四旋翼无人机模型分析 .495.6 小结 .506 软件系统设计 .516.1 引言 .516.2 软件系统总流程 .516.3 系统初始化自检模块 .526.3.1 软件系统初始化 .526.3.2 硬件系统初始化 .526.4 数据采集模块和无线通信模块 .536.4.1 数字罗盘信息采集 .536.4.2 高度声纳的信息获取 .546.4.3 惯性传感器参数的获取 .546.4.4 无线通讯模块 .556.5 A/D 的软件校正 .556.6 数字滤波算法 .5
14、66.7 捷联惯导算法 .576.8 小结 .577 系统调试 .587.1 引言 .587.2 电源调试 .587.3 DSP 最小系统调试 .587.4 数字罗盘和无线通信调试 .597.5 声纳调试 .607.6 加速度计和陀螺仪调试 .617.7 系统调试 .617.7.1 系统正向标定 .617.7.2 姿态控制参数调试 .627.8 小结 .648 总结与展望 .65致 谢.67参考文献 .68硕士论文 小型四旋翼无人直升机控制系统设计11 绪论1.1 引言与固定翼飞机相比，旋翼机具有垂直起降的能力。四旋翼直升机是一种外形独特的旋翼机，国外对四旋翼飞机有多种叫法，如 four-ro
15、tor、Quardrotor、X4-Flyer、4 rotors helicopter 等等 1。由于结构的对称性，四旋翼直升机在操纵性和机械机构方面具有很多潜在的优势。如图 1.1 所示，旋翼 1、3 顺时针旋转，旋翼 2、4 逆时针旋转，旋翼的扭矩会自动平衡。而传统直升机必须加一个尾翼用来平衡旋翼扭矩，这个尾翼对向上的推力无帮助作用，浪费了能量。另外，由于四旋翼机的旋翼更小，转速更高，因而其效率更高 2；小旋翼也可以减少旋翼碰撞周围建筑物的概率，飞行更加安全。图 1.1 四旋翼直升机飞行原理示意图1.2 四旋翼直升机工作原理四旋翼直升机有 4 个控制输入量，分别为四个旋翼的转速；6 个输出
16、量，分别为飞机位置量（x、y、z ）和姿态角 (俯仰角 、横滚角 、航向角 )。四旋翼直升机通过调节对角线上旋翼的转速来改变姿态：图 1.1 中，1、3 旋翼的推力不同会改变四旋翼直升机的俯仰角，同时在机体 X 方向产生一个加速度。由于对称性，在机体 Y 方向也会产生相似的作用。四旋翼直升机改变对角旋翼的转速大小，同时往相反方向改变另外一对旋翼的转速的大小，两对旋翼间扭矩便不再平衡，从而航向角改变。1.3 四旋翼直升机发展历史过去的一百多年里，人类投入了大量的资金和努力来研究和设计旋翼机。二十世纪早期，旋翼机的设计目标就是制造出一个可以垂直起降和悬停的机器。1 绪论 硕士论文2四旋翼直升机有一段漫长而又断断续续的历史 34。最早的四旋翼飞机可以追溯到1907 年，由 Louis 和 Jacques Breguet 等人研制出的 “Gyroplane”便已经成功携带飞行员飞了 1.5m 的高度。1922 年美国军方资助 George de Bothezat 研制了一个大型的四旋翼机（图 1.2），但是飞行表现不能令人满意，另外费用高昂和当时固定翼飞机的流行使得该项目最终搁浅。最成功的四旋翼飞机是 1956 年由 covertawing 公司资助D.H.kaplar 研制出的 H型的四旋翼机（图 1.3）
