微型飞行器系统设计
毕业论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计
2016 南阳理工学院本科生毕业设计论文学院系电子与电气工程学院专业电子信息工程学生指导教师完成日期南阳理工学院本科生毕业设计论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计Autonomous control system for the quadrotor unmannedaerial vehicle based on ARM processors总计毕业设计论文25 页表格0 个插图20 幅3 南阳理工学院本科毕业设计论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计Autonomous controlsystem for the quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors学院系电子与电气工程学院专业电子信息工程学生姓名学号指导教师职称评阅教师完成日期南阳理工学院Nanyang Institute of Technology4基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计[摘要]针对改变传统以单片机为处理器的四旋翼自主控制飞行器控制方式的问题设计了一种基于嵌入式ARM的飞行控制系统的设计和实现方案。
这是一种基于ARM的低成本、高性能的嵌入式微小无人机飞行控制系统的整体方案。
详细介绍了控制系统的总体构成以及硬软件设计方案包括传感器模块、视屏采集模块、系统核心控制功能模块、无线通信模块、地面控制和数据处理模块。
实验结果表明该设计结合嵌入式实时操作系统保证了系统的高可靠性和高实时性能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求。
[关键词]ARM四旋翼自主飞行器控制系统。
Autonomous control system for the quadrotor unmannedaerial vehicle based on ARM processors Abstract In order to change the conventional control of four—rotor unmanned aerial vehicles using microcontroller as the processor a solution of flightcontrol system based on embedded ARM was presented which is low-cost,small volume, low power consumption and high performance. The purpose ofthe work is for attending the National Aerial Robotics Competition. The mainfunction of the system the hardware structure and the software design werediscussed in detail including the sensor module the motor module the wirelesscommunication module With embedded real time operating system to ensurethe system’s high reliability and real-time performance the experiments resultsshow that the requirements of flight mode are satisfied including taking ofhovering and landing and so onKey words ARM four-rotor unmanned aerial vehicles control system5 of the control signals 1 四旋翼飞行器的简介 1.1题目综述微型飞行器MicroAir Vehicle/MAV的概念最早是在上世纪九十年代由美国国防部远景研究局DARPA提出的。
微型飞行器中的高度检测系统的设计
遮过盛墨旦
ｄ ｉ ０ ３ ６ ／． ｓ 。６ １１ ４ ． ０ ．６ ０ ５ ｏ： ．９ ９ ｊｉ ｎ １ ７ －０ １ ２ １ ０ ． １ １ ｓ １
微 型 飞行 器 中的高 度 检 测 系统 的设计
侯 阳， 谌海 云 ， 胡 敏
（ 西南石油大学 电子信息工程学院 ， 成都 ６ ００ ） １５０
关键词 ： 高度计 ； 微型 飞行器 ： 数字压力传 感器
中 图分 类 号 ： Ｈ １ Ｔ ７ 文献 标 志码 ： Ａ
Ｔｈｅ ｄ ｓｇ ｆｄ ｔｃ ｉ ｅｇ ｔｓ ｓｅ ｆｍ ｉ ａ ｕ ｅ ａ ｒ ｖ ｈ ｃｅ ｅ ｉｎ ｏ ｅ ｅ ｔｎｇ ｈ ｉ ｈ ｙ ｔｍ ｏ ｎｉｔ ｒ ｉ ｅ ｉｌ
ＨＯＵ ｎ Ｙａ ｇ，ＣＨＥＮ ｉｙ ｎ．ＨＵ ｎ Ｈａ ． ｕ Ｍｉ
（ ｃ ｏｌ ｆ ｌ ｔ ｎｃＩｆｒ ｔ ｎ Ｓ ｕｈ ｅｔ ｅ ｏ ｕ ｎｖｒｉ ， ｈ ｎｄ １５ ０， ｈｎ ） Ｓ ｈ ｏ ｏ Ｅｅ ｒ ｉ ｎｏｍａ ｏ ， ｏ ｔｗ ｓ Ｐ ｔ ｌ ｍ Ｕ ｉｅｓｙ Ｃ ｅ ｇｕ６ ０ ０ Ｃ ｉａ ｃｏ ｉ ｒｅ ｔ
摘 要： 介绍了一种新型微 型飞行器 高度计 的设计技术 ， 主要是利用微 型数字压力传 感器 和 Ｐ Ｃ单片机 串行通信 。 Ｉ 读取传感器 中压 力、 温度值 及补偿 参数 。 用软件进行温度补偿 和高度计 算 ； 经试验 室测试 ， 其绝对高度误 差小于 ±３ ｍ。且该 高度计具有 体 积小 、 重量轻、 功耗低 、 工作可靠等特 点。通过 美国微 芯 （ Ｃ ＯＣ Ｐ） ＭＩ Ｒ ＨＩ 的最新 单片机 Ｐ Ｃ１Ｆ ７ Ｉ ６ ８ ６与计算 机通讯 ， 实现远 距离的 自动控制 ， 控制 系统经使用效果 良好。本 文给出了系统 设计原理 ， 单片机程序流程和硬件电路。
瑞萨R5F100LEA单片机主控的四旋翼无人自主飞行器设计报告
其中ψ、θ、φ分别为四旋翼的偏航角、俯仰角、翻滚角；U1、 U2、U3、U4 为四控制输入量；l 为旋翼中心到四旋翼质心的距离。 四旋翼微型飞行平台呈十字形交叉，由4个独立电机驱动螺旋桨 组成，如图所示。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。同时增加减小4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的速度，可以产生滚动、俯仰等运动。
二、设计与论证……………………………………………………………………4
2.1 四旋翼建模………………………………………………………………………………4 2.2 角度、高度 PID 算法……………………………………………………………………5 2.3 PID 算法参数整定……………………………………………………………………… 5
2.2 角度、高度 PID 算法
角度 PID 算法很大程度上参考了 APM（国外成熟开源飞控项目）的控制算法。它是采用的角度 P 和 角速度 PID 的双闭环 PID 算法。角度的误差被作为期望输入到角速度控制器中。双闭环 PID 相比传 统的单环 PID 来说性能有了极大的提升，笔者也曾经调试过传统的 PID 控制算法，即便参数经过了 精心调整和双环控制算法相比在控制效果上的差距依旧很大。无论是悬停的稳定性，打舵时的快速 跟随性和回正时的快速性上都是后者的效果明显优于前者。算法原理图详见附录。 高度开始采用了和角度一样的双环 PID， 但是调参过程中发现参数整定比较艰难， 所以更改为参数较 少的单环 PID，也可以达到较好的效果。
3
一、系统方案介绍
1.1 系统总体框架设计
本飞行器共分为八个模块：主控模 块、姿态模块、高度模块、循迹模块、 电机调速模块、铁片追踪、铁片运输模 块、摄像机模块。系统框图如图所示：
基于Arduino平台的微小型四轴飞行器设计与飞行控制系统实现
PB 0( IC P ) P B 1(0C 1 A) PB 2( SS /0 C1 B) PB 3( M 0SI /0 C2 ) PB 4(M IS 0) PB 5( SC K ) PB 6( X TA L 1 / T 0S C 1 ) PB 7( XTAL 2 / T 0SC 2 ) PD 0( RXD) PD 1 ( TXD) PD 2( INT 0 ) P D 3( IN T 1 ) PD 4( X CK / T0 ) PD 5( T1 ) PD 6( A IN 0 ) PD 7( A IN 1 )
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3
总体硬件电路图
46 1 . 3 器件选型和电路设计
简单易用的 件 平台， 的 ArduinoIDE 是 是高性能、 低功耗的 8 位 AY5 单片机， 有 6 个 PWM 通道， 行器的各种动作， 其控制电路如图 4 所示。
U1
C
的， 易掌握。 ATMEGA328P 的 PWM ， 从而控制四轴飞 + 3 .3 Y
Y1 XTAL
1 2 PW M 2 1 3 P M3 1 4 PW M 4 1 5 M IS 0 1 6 SCK 1 7 8 RXD 30 TXD 3 1 T H R 0TTLE 32 PW M 1 1 RO LL 2 PITC H r <i> 1 0 YAW
低速飞行器设计与控制技术研究
低速飞行器设计与控制技术研究近年来，低速飞行器（Low Speed Aircraft，简称LSA）越来越受到研究人员和普通民众的重视。
相较于传统的载人飞行器，LSA在机身设计、发动机动力、起降需求等方面有着独特的应用需求和技术特殊性。
因此，对于LSA的设计和控制技术研究，具有非常重要的现实意义和学术价值。
LSA的类型和应用领域LSA是指空速小于120节（222公里/小时）且最大起飞重量小于1,320磅（600公斤）的飞机。
通常情况下，LSA可以包括轻型飞机、微型飞机、驾照自制机和实用类无人机等多种类型。
相较于传统的民用飞机和商用飞机，LSA更适用于个人娱乐飞行、私人定制飞行、空中摄影测量和农业植保等特殊领域。
LSA的设计和控制技术研究LSA的机身设计和工程技术方面，需考虑飞机的结构轻量化、航空材料使用、液压控制技术、座舱设计、燃油供应和电子设备等特殊需求。
在发动机设计方面，LSA在能耗、油耗、动力输出、空气轮廓适配等技术层面都比传统飞机有不同的优势和限制。
LSA的控制技术则是整个研究领域中最为核心的一个方面。
相较于传统飞机，LSA需要更多的人工干预和控制技术。
LSA的飞行控制涉及到空气力学、惯性导航、电子设备、信号分析和自动控制技术等多个领域。
因此，针对LSA飞行控制的研究不仅需要对上述技术进行深入的研究，而且需要发展出适用于LSA飞行特殊需求的新技术。
当前LSA的研究热点和前沿领域随着LSA的多方面应用和逐渐完善的技术体系，LSA研究的热点和前沿领域也在不断拓展。
其中，以下几个方面尤为受到关注：1. LSA运动控制技术的研究LSA需要更高效、准确和稳定的运动控制技术。
目前，一些新的控制器和线性动力学模型用于LSA的控制研究，预计在未来能够给出更快速、更容易使用的LSA控制方案。
2. 基于IoT技术的LSA智能控制基于物联网技术的智能控制成为了未来LSA控制和应用的新趋势。
这种技术利用多传感器数据、实时反馈和云存储等技术对LSA进行智能化控制和优化。
四旋翼飞行器设计资料
四旋翼飞行器的设计查重98%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。
基于STM32控制的微型四轴飞行器
西华大学610039摘要：在对我很感兴趣的项目微型四轴飞行器进行了功能描述的基础上展开了对系统深入研究的方案设计。
该系统（装置）主要由飞控，遥控，蓝牙或WIFI模块，通信模块等组成。
飞控是由stm32f103作为主控，采用MPU6050作为惯性测量单元。
遥控是由arduino作为主控。
通信运用2.4G无线模块。
在AD环境中完成对飞控的的设计。
在keil 5中完成软件的设计。
然后，通过proteus软件完成飞控的模块的仿真与调试。
最后，分析了项目的计划完成情况。
关键词：四轴飞行器控制 stm32 通信设计引言随着社会的发展和科技的进步，我们迎来了新的时代。
在这个高速发展时代，所有的物品都在日新月异的变化。
我们小时候的纸飞机玩具变成了现在的遥控飞机，其中的四轴飞行器备受大众喜欢。
但是四轴飞行器的用处还有多，如林业，侦察，航拍，运输，娱乐观赏等领域，目前热门的航拍就是基于稳定四轴及云台搭建的平台实现，然后其他邻域应用还有相当的潜力。
四轴飞行器将会是很有潜力和未来需求的，代替人类运输，派遣去危险的地方拍摄，或者是交通，个人飞行器等等。
所以四轴飞行器以后一定可以成为主流产品，在生活的方方面面都可能会用到。
1项目1.1 项目描述近年来,国内科技领域对四轴飞行器的研究如火如荼,相关技术得到了迅速的发展。
随着信息化时代的蓬勃发展, 科学技术不断更新, 飞行器被广泛的应用在军事侦查、航拍以及民用快递运输等诸多行业。
四轴飞行器结构简单,操作灵活,单位体积内可提供巨大的升力,适合在狭窄环境中飞行,携带各种电子设备可执行各种任务,例如军事侦察、定位跟踪、农田监测等,在军事、民用等领域均有广泛的应用和广阔的前景。
本项目设计了一种基于STM32的微型四轴飞行器控制系统,以STM32单片机为主控制器,MPU6050为惯性测量单元模块核心,3.7V锂电池供电,通过蓝牙模块或wifi模块实现在手机App上来控制飞行器，或者通过自制遥控器来控制。
飞行器设计与工程毕业设计
摘要微小型飞行器是于上世纪90年代发展起来的一种新型的飞行器，也是目前国内外航空领域飞行器研究的重要发展方向。
它有体积小、重量轻、携带方便、成本低等众多优点，因此它有广泛的应用前景。
本文围绕团队项目“坐地起降式微型器”的设计需要，开展柔性机翼微型飞行器的抗风设计研究。
文章首先从简化的柔性机翼模型入手，将突风来流分为三个方向，研究了柔性机翼抗突风的根本原因。
然后将柔性机翼的结构分为典型的四大类，通过建立有限元模型，采用对比的方法研究飞行器四种典型结构的受力与变形。
针对实际方案的需要，文章进一步采用轻质复合材料，进行了典型构型复合材料柔性翼的对比，并确定最终的设计方案，并提出利用柔性复合材料机翼的预变形来解决巡航升力问题。
最后针对选定柔性翼方案，分析了柔性机翼飞行器的实际抗风能力及其振动特性和起降安全特性。
相关研究验证了柔性材料的机翼可以增加微小型飞行器的突风适应性，使微小型飞行器能更加适应变化的外部条件，减小外部因素对飞行器的限制，提高飞行器的生存能力。
关键字：微型飞行器，柔性翼，复合材料，抗风能力ABSTRACTMicro air vehicle was a new class of aircraft which developed in the last century, 90 years. Now is also an important aircraft research direction in both Domestic and international aviation. It has many benefits, such as small size, lightweight, portable, low cost. So it has broad application prospects.Flexible wing micro air vehicle is expected to increase MAV’s wind resistance by the deformation of the structure. This paper starts from a simplified model of the flexible wing. The gust stream is divided into three directions, and the root causes of flexible wing anti-gust are studied.Then the structural layout of the flexible wing is divided into four typical categories, and finite element models of those typical flexible wings were established, and the bending and torsion deformations of these typical flexible wings under a uniform distributing force were calculated subsequently. Comparisons of finite element results show that the longitudinal structural layout is best. In order to eliminate the effect of deformation of composite flexible wing on cruise properties of micro air vehicle, the pre-deformation is proposed to solve the cruise lift problems. Finally, a finite element analysis was performed to validate the wind resistance of proposed flexible wing micro air vehicle, and its vibration properties and landing safety also were analyzed. Research results show that the flexible wing can increase the aircraft's wind resistance, and it makes micro air vehicle aircraft more responsive to changing external conditions, and reduce the constraints of external factors on the aircraft, and more important for the improvement of aircraft survivability.KEY WORDS：MAV，Flexible wing，Composite materials，Wind resistance目录第一章绪论 (5)1.1微型飞行器简介 (5)1.2柔性微型飞行器 (6)1.3本文内容介绍 (7)第二章柔性微型飞行器性能 (9)2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化 (9)2.2柔性翼微型飞行器预想效果 (10)第三章柔性翼微型飞行器的突风特性 (12)3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性 (12)3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性 (15)3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性 (17)3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合 (19)第四章柔性翼微型飞行器的结构选型 (20)4.1柔性翼微型飞行器的种类 (20)4.2柔性翼四种典型机翼的受力分析 (22)4.3综合柔性翼受力优缺点 (29)第五章柔性翼微型飞行器机翼材料 (30)5.1复合材料选择 (30)5.2复合材料对应柔性翼受力特点 (32)5.3布局的最终选择和机翼预变形的设计 (37)第六章柔性翼微型飞行器其它特性 (43)6.1柔性翼的模态 (43)6.2起落装置对机翼的影响 (43)第七章总结与展望 (47)7.1 本文总结 (47)7.2工作展望 (47)参考文献 (49)毕业设计小结 (52)第一章绪论1.1微型飞行器简介微型无人飞行器是一种新概念飞行器，因为有体积小、重量轻、成本低、携带方便、飞行高度低、适应性强、灵活多变、隐蔽性好，具有起飞降落不需要跑道或者发射装置、回收装置和其他基础设施等众多优点，对未来军事作战产生深远影响。
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南京航空航天大学 微型飞行器研究中心
微型飞行器设计导论
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微型飞行器控制系统设计
飞行动力学建模 飞行动力学特性分析 控制系统设计 信息传输系统设计 能源与动力系统设计
微型飞行器设计导论
微型飞行器系统设计
MAV飞行动力学建模
0.5
0.6 0.55
不同速度下俯仰角运动模态特性随迎角扰动变化
V=9(m/s) V=10(m/s) V=11(m/s) V=12(m/s) V=13(m/s) V=14(m/s)
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0
MAV绕质心旋转运动学方Lro程ll Lroll0 Lrollp
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L PPP L L dVd考(kV航VVd虑ck(kt迹od/)螺smdγ坐γt旋/(标dd桨tχ系)(滑/下d(流mt质A))影dddm)心xyza(响Vggg动运k///的m1)力d动d(dmMAtttCCCCDLV学pxpApCDLaapp方ppVm1kCC气CbA程VVVLCDCCpyCp动pLVkkka...CLDmzxyapV工pggVgpbV202(A2a(a((apnpn程xzpyn2Pz2bbb2a,,,SS)V)S化3V3bT3,,p,k模VViVaaaL型cc))()mbooasassiD(n(CAsc((00iDLonC)0sa0CpL(DAppL)p))Ta
俯仰角振荡模态特性
结果：
周期 (s)
0.65
0.6
0.55
0.5
0.45
0.4 4 2 0 -2 迎角扰动(o)
-4 9
14 13 12 11 10
速度(m/s)
周期相对迎角扰动与速度规则曲面
0.6 0.55
不同扰动幅度下俯仰角运动模态特性随速度变化
迎角扰动=-3(o) 迎角扰动=-2(o) 迎角扰动=-1(o) 迎角扰动=1(o) 迎角扰动=2(o) 迎角扰动=3(o)
质心运动学方程
质心动力学方程 质心运动学方程
旋转运动方程
旋转动力学方程 旋转运动学方程
微型飞行器设计导论
微型飞行器系统设计
MAV飞行动力学建模
微型飞行器设计导论
微型飞行器系统设计
MAV飞行动力学建模
——考虑螺旋桨滑流作用的MAV质心运动方程
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微型飞行器设计导论
微型飞行器系统设计
MAV非线性飞行动力学特性研究
——基于MAV数学模型的飞行动力学全状态特性分析方法
具体步骤：
获得精确数学模型 在任意初始状态基础上对MAV飞行进行数值仿真 对仿真数据进行分析，获得该状态下MAV相应飞行品质 在飞行包络线范围内，对MAV进行飞行品质分析
微型飞行器设计导论
微型飞行器系统设计
MAV非线性飞行动力学特性研究
——基于MAV数学模型的飞行动力学全状态特性分析方法
俯仰角振荡模态特性
结果：
0.4
0.35
0.3
阻尼比
0.25
0.2
0.15 4 2 0 -2
迎角扰动(o)
-4 9
14 13 12 11 10
速度(m/s)
阻尼比相对迎角扰动与速度规则曲面
)
微型飞行器设计导论
微型飞行器系统设计
MAV非线性飞行动力学特性研究
——基于MAV数学模型的飞行动力学全状态特性分析方法
MAV运动参数变化规律
MAV受扰动后，其纵向运动响应主要表现为迎角变化，横侧向运动 响应主要表现为侧滑角变化。
在任意飞行状态下，MAV各运动参数变化趋势可分为单调变化与周
期性振荡变化两种模态，每个模态都存在稳定与不稳定两种情况 。
运动的稳定单调模变化 态特征不稳定可单调变化 由特定数量的特征参数来完全表示。振荡运动模
态特征可由阻尼比、固有频率、频率、周期、半衰周期或倍幅周期来
描述；单调运动模态特征可选取半衰周期X或倍A幅e周t 期来描述
0
t
稳定振荡变化
0
t
不稳定振荡变化
0.4 0.35
0.3
不同扰动幅度下俯仰角运动模态特性随速度变化
迎角扰动=-3(o) 迎角扰动=-2(o) 迎角扰动=-1(o) 迎角扰动=1(o) 迎角扰动=2(o) 迎角扰动=3(o)
0.4 0.35
0.3
不同速度下俯仰角运动模态特性随迎角扰动变化
V=9(m/s) V=10(m/s) V=11(m/s) V=12(m/s) V=13(m/s) V=14(m/s)
阻尼比
阻尼比
0.25
0.25
0.2
0.2
0.15 9
10
11
12
13
14
速度(m/s)
阻尼比随速度变化曲线
0.15
-3
-2
-1
0
1
2
3
迎角扰动(o)
阻尼比随迎角偏差变化曲线
MAV俯仰角运动模态阻尼比全状态分析结果
微型飞行器设计导论
微型飞行器系统设计
MAV非线性飞行动力学特性研究
——基于MAV数学模型的飞行动力学全状态特性分析方法
0
Lmgkg(g0)
g
g
微型飞行器设计导论
微型飞行器系统设计
MAV飞行动力学建模
——考虑螺旋桨滑流作用的MAV旋转运动方程
MAV绕质心旋转动力学方程
I
x
(dxb / dt) Izx (dzb I y (dyb / dt)
/
dt)