大型四旋翼飞行器的建模与控制外文翻译资料
四旋翼飞行器的建模及控制算法仿真_高燕
参数取值分别为 3 、5 、1 ， 而 kd 的参数取值为 0．1 、2 、1 。 而 angle inversion 模 块 是 对 angle PD 模 块 的 三 个 输 出 进 行 反 解 算 ， 三 个输出是姿态角的实际值 ， 如图 2 所示 。
PID 参数将根据不同时刻三个参数的作用以 及 相 互 之 间 的
多旋翼飞行器因其能够在多种环境下 （ 如室内 、 城市和丛林 等 ） 中执行监视 、 侦察等重要任务 ， 已被引入军事作战中 ； 同时它 还具有巨大的民用前景和商业价值
［1－2］
2
控制器设计 飞 行 控 制 是 四 旋 翼 飞 行 控 制 中 的 关 键 技 术 ［6］， 为 了 达 到 控
， 如我国国内的顺丰 快 递
2 ） 当 e 和 ec 为中等大小时 ， 比例系数应较小些 ， 积分系
四旋翼飞行器的控制系统设计与优化
四旋翼飞行器的控制系统设计与优化一、引言四旋翼飞行器（Quadcopter）作为一种多旋翼飞行器，由于其简单的结构和良好的操控性能，被广泛应用于无人机领域。
控制系统是四旋翼飞行器重要的组成部分，决定了飞行器的稳定性和操纵性。
本文将详细介绍四旋翼飞行器控制系统的设计与优化。
二、四旋翼飞行器的控制方式四电机和对应的螺旋桨通过电调控制转速，产生升力和推力。
四旋翼飞行器通常采用基于PID（Proportional Integral Derivative）的控制方式，通过控制电机的转速以及螺旋桨的角度来调整飞行器的姿态和位置。
三、控制系统的设计1. 传感器模块设计了解飞行器的姿态和位置信息对于控制系统至关重要。
传感器模块通常包括陀螺仪、加速度计和磁力计。
陀螺仪用于测量飞行器绕三个轴的角速度，加速度计用于测量飞行器在三个轴上的加速度，磁力计用于测量飞行器的方向信息。
这些传感器模块需要精确校准，以保证采集到的数据准确可靠。
2. 控制算法设计控制算法是决定飞行器姿态和位置稳定性的重要因素。
常用的控制算法包括PID控制、模型预测控制（MPC）和适应性控制等。
PID控制是基于误差的比例、积分和微分项，通过调整系数来实现对飞行器的控制。
MPC控制是一种基于飞行器数学模型的预测控制方法，通过优化控制信号来实现飞行器运动的最优化。
适应性控制是根据飞行器的实际状态进行动态调整，适应环境变化和干扰。
四、控制系统的优化1. 参数调优控制系统中的参数是影响飞行器响应和稳定性的关键因素。
通过调整参数，可以优化飞行器的控制性能。
一般来说，参数调优是一个迭代的过程，可以通过实验和仿真来进行。
常用的参数调优方法包括试错法和自适应算法。
2. 增强控制系统稳定性为了提高飞行器的稳定性，可以采取一些增强控制系统稳定性的措施。
例如，增加控制环路的带宽，提高控制系统对高频信号的响应；使用卡尔曼滤波器进行信号融合，改善传感器数据的精度和一致性；采用纠错码等方式提高系统的鲁棒性。
四旋翼无人机控制原理
四旋翼无人机控制原理四旋翼无人机（Quadcopter）是一种由四个电动马达驱动的多旋翼飞行器，它通过改变电动马达的转速来控制飞行姿态和飞行方向。
在本文中，我们将探讨四旋翼无人机的控制原理，包括姿态稳定控制、飞行控制和导航控制等方面的内容。
首先，四旋翼无人机的姿态稳定控制是其飞行控制的基础。
姿态稳定控制是通过调整四个电动马达的转速，使得无人机能够保持平衡并保持所需的飞行姿态。
这一过程涉及到飞行控制器（Flight Controller）的运算和反馈控制，通过加速度计、陀螺仪和磁力计等传感器获取飞行器的姿态信息，并根据预设的飞行控制算法来调整电动马达的转速，从而实现姿态的稳定控制。
其次，飞行控制是四旋翼无人机实现飞行动作的关键。
飞行控制包括起飞、降落、悬停、前进、后退、转向等动作，通过改变四个电动马达的转速和倾斜角度，飞行控制器能够实现对无人机的飞行状态进行精确控制。
在飞行控制过程中，飞行控制器需要根据无人机的当前状态和飞行任务的要求，实时调整电动马达的输出，以实现平稳、灵活的飞行动作。
最后，导航控制是四旋翼无人机实现自主飞行和定位的重要环节。
导航控制包括位置定位、航向控制、高度控制等功能，通过全球定位系统（GPS）、气压计、光流传感器等设备获取飞行环境的信息，并通过飞行控制器进行数据处理和控制指令下发，实现无人机在空中的定位和导航。
导航控制的精准性和稳定性对于实现无人机的自主飞行和执行特定任务至关重要。
综上所述，四旋翼无人机的控制原理涉及姿态稳定控制、飞行控制和导航控制等多个方面，通过飞行控制器和传感器等设备的协同作用，实现对无人机飞行状态的实时监测和精确控制。
这些控制原理的应用，使得四旋翼无人机能够在各种环境条件下实现稳定、灵活的飞行，并具备执行特定任务的能力，如航拍、搜救、巡航等。
四旋翼无人机的控制原理不仅对于飞行器设计和制造具有重要意义，也对于无人机的应用和发展具有深远影响。
四旋翼飞行器建模与PID控制器设计
Ｖｏ ｌ Ｉ ２１ Ｎｏ ＿ ２ ３
电 子 设 计 工 程
Ｅｌ ｅ ｃ ｔ ｒ ｏ ｎ ｉ ｃ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ
２ ０ １ ３年 １ ２月
Ｄｅ ｅ ． ２ ０１ ３
四旋 翼 飞行 器建模 与 Ｐ Ｉ Ｄ 控制 器设计
关 键 词 ：四 旋 翼 飞 行 器 ； Ｌ Ｐ Ｖ；非 线 性 建 模 ； Ｐ Ｉ Ｄ控 制
中 图 分类 号 ： Ｔ Ｎ ７ ９
文献标识码 ： Ａ
文 章 编 号 ：１ ６ ７ ４ － ６ ２ ３ ６ （ ２ ０ １ ３ ） ２ ３ － ０ １ ４ ７ － ０ ４
Ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｉ ｎｇ ａ ｎ ｄ ＰＩ Ｄ ｃ ｏ ｎｔ ｒ ｏ ｌ ｆ ０ ｒ ａ ｑ ｕａ ｄ ｒ ｏ ｔ ｏ ｒ
近年来 ， 随着新 型材料 、 微 机电 （ ＭＥ ＭＳ ） 、 微惯 导 （ ＭＩ ＭＵ）
坐标系如 图 ｌ 所示 。
以 及 飞 行 控 制 等 技 术 的迅 速 发 展 ， 小 型 四旋 翼 飞 行 器 得 到 了 进 一 步 的发 展 ， 逐 渐 成 为 各 国科 技 人 员 关 注 的焦 点 。小 型 四 旋 翼 飞 行 器 是 一 种 具 有 ４个 螺 旋 桨 ， 并 且 螺 旋 桨 呈 十 字 交 叉 结构的旋翼式 飞行器 。 它 通 过 调 整 ４个 电 机 的 转 速 来 实 现 俯 仰、 横滚、 偏航 等飞行动作 ， 并具有可 悬停 、 机 动性好 、 结 构 简 单等优点 。 飞 行 控 制 一 直 是 小技 大 学 的聂 博 文 设 计 了基 于 反 步 法 的控 制器 。 哈 尔 滨 工 业 大
江 杰 ，岂伟 楠
四旋翼飞行器飞行控制技术综述
四旋翼飞行器飞行控制技术综述
四旋翼飞行器（Quadcopter）是一种多旋翼无人机，具有垂直起降和飞行能力。
它由四个对称分布的旋翼组成，通过旋转调节旋翼的推力和扭矩来控制飞行器的运动。
四旋翼飞行器的飞行控制技术包括姿态稳定、定位导航和路径规划等方面。
本文对这些技术进行了综述。
姿态稳定是四旋翼飞行器飞行控制的基础。
姿态稳定包括俯仰、横滚和偏航三个方向的控制。
通常，通过控制四个旋翼的推力和扭矩来实现姿态调节。
目前常用的控制方法有PID控制和自适应控制等。
定位导航是四旋翼飞行器飞行控制的重要组成部分。
准确的定位导航能够使飞行器实现精确的飞行路径和任务。
目前常用的定位导航技术包括GPS、惯性导航系统和视觉导航系统等。
GPS能够提供全球范围的位置信息，但其精度受到多种因素的影响；惯性导航系统借助惯性传感器（如加速度计和陀螺仪）测量飞行器的运动状态，但累积误差较大；视觉导航系统通过摄像头获取环境信息，可以实现较精确的定位和导航。
路径规划是四旋翼飞行器飞行控制的高级技术。
路径规划可以将飞行器的任务转化为轨迹，在保证安全和效率的前提下，实现自主飞行和避障等功能。
常用的路径规划算法包括A*算法、Dijkstra算法和基于遗传算法的优化方法等。
四旋翼飞行器飞行控制技术包括姿态稳定、定位导航和路径规划等方面。
这些技术能够使飞行器实现稳定的飞行和精确的定位导航，为其应用提供了基础。
随着无人机技术的发展，四旋翼飞行器的飞行控制技术也在不断创新和完善，为无人机的应用场景提供更多可能性。
四旋翼神经元控制外文翻译汇总
Robust Neuro-Control for A Micro QuadrotorJack F. Shepherd III, Kagan TumerConference on Genetic & Evolutionary Computation, 2010:1131-1138应用于微型四轴飞行器的鲁棒性神经元控制Jack F. Shepherd III, Kagan Tumer遗传进化算法会议，2010年，1131-1138页应用于微型四轴飞行器的鲁棒性神经元控制摘要：四轴飞行器在提供出色操控性的微型飞行器中（相对于翼飞行）是独一无二的，同时它保持了一个简单的机械结构（相对于直升机）。
这种机械简单是以增加控制器的复杂度为代价的。
四轴飞行器是固有不稳定的，并且微四旋翼是特别难以控制的。
在本文中，我们建立一个分层神经元控制器来实现一个微（0.5千克）四旋翼控制。
该控制的第一阶段旨在基于所请求的姿态（俯仰，滚动，偏转和垂直速度）稳定飞行器和输出电机转速。
此控制器分四个部分围绕每个变量进行工作，然后合并并进一步优化来提高鲁棒性。
控制的第二阶段的目的是达到由第一阶段提供的适当姿态时所要求的（X，Y，Z）位置。
结果表明，稳定的旋翼控制可以通过该结构来实现。
此外，结果还表明，神经元进化控制从一个一定大小的扰动中恢复得比基本PID控制器更快。
最后，神经元进化控制器在相比于施加给PID控制器的5倍以上的传感器噪声和8倍以上的执行器噪声的情况下依然能提供稳定的飞行。
分类和主题描述I.2.9 [Arti_cial Intelligence]: Robotics关键词：学习::进化，适应;学习::学习1 简介安全，准确地收集有关环境信息的能力对于许多军用或民用需要迅速安全的部署人员的需求是非常重要的。
最近的微型飞行器（MA V）平台的增长证明了他们的战略重要性。
体积小，重量轻，用途广泛的飞行器将主导侦察领域，无论是军事情报，或搜索和救援。
四旋翼无人飞行器设计
分类号密级UDC学 位 论 文四旋翼飞行器建模与控制方法的研究作者姓名：何嘉继指导教师：杨光红 教授东北大学信息科学与工程学院申请学位级别：硕士 学科类别：工学学科专业名称：导航、制导与控制论文提交日期：2012年6月论文答辩日期：2012年6月 学位授予日期：2012年7月答辩委员会主席：井元伟 教授 评阅人：董久祥、常晓恒东北大学2012年6月A Thesis in Navigation Guidance and ControlModeling the Quad-rotor and ControlStrategy researchBy He JiajiSupervisor: Professor Yang GuanghongNortheastern UniversityJune 2012独创性声明本人声明，所呈交的学位论文是在导师的指导下完成的。
论文中取得的研究成果除加以标注和致谢的地方外，不包含其他人己经发表或撰写过的研究成果，也不包括本人为获得其他学位而使用过的材料。
与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均己在论文中作了明确的说明并表示谢意。
学位论文作者签名：日期：学位论文版权使用授权书本学位论文作者和指导教师完全了解东北大学有关保留、使用学位论文的规定：即学校有权保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和磁盘，允许论文被查阅和借阅。
本人同意东北大学可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索、交流。
作者和导师同意网上交流的时间为作者获得学位后：半年 □ 一年□ 一年半□ 两年□学位论文作者签名：导师签名：签字日期：签字日期：四旋翼飞行器建模与控制方法的研究摘要四旋翼飞行器是一种电动的、能够垂直起降的、多旋翼式遥控自主飞行器。
它在总体布局形式上属于非共轴式碟形飞行器，与常规旋翼式飞行器相比，其特殊的机械结构与飞行动力学特性，在科技研究应用中有着重要意义。
本文以四旋翼飞行器为研究对象，主要在四旋翼飞行器的六自由度动力学建模，以及在此基础上实现系统欠驱动控制的非线性控制方法的研究等两个方面展开了研究。
对于四旋翼垂直起降无人机控制策略英文文献翻译说课材料
对于四旋翼垂直起降无人机控制策略提出的没有控制面的无人机（UAV）利用四电动马达驱动的螺旋桨作为推进和姿态控制。
这款无人机能够垂直起飞和着陆（VTOL），但是从悬停到巡航飞行的过程，螺旋桨的控制是一个特别复杂的问题。
一个新颖的采用最佳估计数，类似多用途线性二次调节器（LQR）的控制算法适用于最新进展，其中一种技术能产生一随时间变化的系统模型可用的转化控制输入，飞机驾驶员将使用这个输入为无人机螺旋桨提供所必需的控制信号。
作为结果，受过传统训练的飞机驾驶员能够控制这种新颖的UAV而无需额外的培训。
此外，可以预料，通用控制算法以后可以用于自主控制无人机，允许自主发展新颖的控制策略去控制要求的无人机。
I 介绍虽然本文中所描述的是新颖UAV的方法控制，但将同样适用于许多现有的和已提出的飞行器，该方法是通过与特定的概念飞行器的发展，示出的用于1图相关的挑战为动机。
提供推力和控制新型双平面姿态的旋翼的位置。
在水平巡航飞行，每4个旋翼提供平等的推力，并产生相等的角动量。
因此，该机是一款零的无人机，通过规范，没有其他飞行控 ZAM）无人机。
ZAM角动量（．条件同制机制。
要调整姿态，需要对旋翼进行控制互补，以保持ZAM 可以等的角速度和4时产生所需变化。
例如，为了控制俯仰，旋翼3而旋翼之间推力的差异导致俯效地增大。
旋翼的净角动量保持为零，可以等效地被修改。
4仰力矩。
在控制偏航时，旋翼2的角速度和图1.四旋翼结构后视图的无人机的总角动量保持为 ZAM的轴的附近的净角动ZAM零，除了量旋翼是在同一个数量级所需故意不对称推力造成的俯仰和偏航力矩。
四旋翼结构俯视图图2.无人机在起飞或着陆的情况下，ZAM当推力大于一然而，将进入一个被称为传统意义上的缓慢飞行状态。
的无人机依然能够悬停，垂直起飞和垂直降落ZAM个单位重量比时，的。
要控制这样一架飞机，它是有利的，无论是为发展的目的，并为还是对传统的训练有素的飞行员能够操未来的自主控制策略的实施，从而有效地使作飞行器而没有额外的培训。
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大型四旋翼的建模与控制摘要：在研究中使用的典型的四旋翼飞行器重量小于3千克，并且携带数百克测量有效载荷。
在设计和控制中几个障碍必须克服，以应付这推动现有的四旋翼性能的界限预期行业需求。
X-4飞行器，拥有1千克有效载荷的4千克重的四旋翼，旨在成为典型的商用四转子。
调整设备的动态与板载嵌入式姿态控制器的定制工艺采用以稳定飞行。
独立的线性SISO控制器设计来调节飞行器的姿态。
该系统的性能在室内和室外的飞行中被证明。
1■介绍直升机的主要限制是需要广泛，成本高，维护运行可靠。
无人机（UAV）旋翼机也不例外。
明显简化这种工艺的机械结构产生了效益的物流。
四旋翼是旋翼航空器不具有复杂的旋转斜盘和联系在常规设计中，而是使用不同的转子速度以机动飞行的另一种形式。
由于大大降低了机械复杂性和磨损，因此预计精心设计四旋翼将证明本身更健壮和可靠的。
然而，对于四旋翼要想在实际应用方面与直升机具有竞争力，它理想的是最大限度地发挥其动态性能和空气动力学性能。
自从在21世纪初取得的机器人技术研究人员的关注，四旋翼已经成为重大课题的主题，并且许多关于用来调节他们飞行的动力学和描述方法的论文已经被写。
最早期的四旋翼研究是基于小型飞行爱好工艺，如HMX-4和Draganfly创新公司（2009年）。
他们是由镍镉或锂聚合物电池供电，使用速度反馈MEMS陀螺仪的阻尼，但没有侧倾或俯仰角稳定性。
研究四旋翼添加自动稳定性并且使用各种硬件和控制方案。
四旋翼的一个例子，一个具有低宽高比叶片的轮带驱动飞行器。
CEA的X4飞行器，一个每个马达上有四个叶片的小型四旋翼，康奈尔大学的自主飞行器，使用了飞机螺旋桨的大型工艺。
由于其固有的耐用性和紧凑的布局，在工业使用中很有吸引力，但是使四旋翼无人机规模化的工业使用毫无进展。
以前曾试图构建大的，重的四旋翼无人飞行器（例如43千克或41米），如Hoverbot （鲍仁斯坦，1992年）和美国康奈尔自主飞行车辆'AFV'，是由所需的操作（尼斯，2004年）的外部附件和系绳所限制。
这个6千克的哈弗机器人由在尾部加入4个爱好直升机建造。
它可以把自己升到空中，但是从不能飞离其传感器的测试框架。
该6.2公斤AFV是定制与爱好螺旋桨，电机，电子调速控制器和锂电池。
它用于轴编码器闭环转子速度控制，和卡尔曼滤波器来执行惯性传感器偏差估计。
它飞行具有束缚力，但飞行的伤害阻碍了进一步的测试。
在商业领域，几个小组宣布，计划向4-6kg 设备市场进军，但这些并没有体现在产品上，而次级2公斤工艺的许多例子，现在一应俱全。
大于3公斤的四旋翼无人机比较稀有可以归因于所遇到作为车辆的重量增加了无数的设计挑战，并且随之而来的，必须严谨保障比例更脆弱的硬件。
作者确定了实际飞行机的下一个挑战之一是旋翼气动力和控制性能，满足运营商的需求增长的最大化。
虽然许多任务可以用小的有效载荷和飞行时间短，更大的负荷和更长的飞行时间是一个商用车更实用。
这种挑战可以通过增加车辆的尺寸和功率。
由转子产生的推力是它的半径的第四的功率和角速度的平方成正比。
所需的输入功率，在悬停的半径成反比，使得使用更大的车辆和提高性能的更高功率的转子。
直升机大小的主要限制是结构，转子大得垂向地面。
转子的重量和动态的控制性能，可以实现的后果。
1.1. X-4 飞行器澳大利亚国立大学的X-4飞行器马克III是一个载荷1kg的4kg重的四旋翼飞行器。
它的设计以解决面对小规模的无人机的问题，只有百分之20的面积大于RCtoys Draganflyer IV （见图 1 ）。
这被视为对高能工业四旋翼无人机的一步。
它采用定制能力提升飞行器一个额外的30 %的控制范围（总推力＞5.2千克）高性能转子（磅，马奥尼，与考克，2009年）。
所用的马达和电池是现成的部件。
马图1 X-4飞行器达直接驱动转子，省去了一个变速箱。
该机器人只有8移动部件四旋翼旋转支架和四个电机枢纽。
其结果是，在锭翼是机械上可靠很少范围在飞行灾难性故障。
本文重四旋翼的关键控制环节报道：旋翼转速控制和姿态动态控制。
四旋翼直升机刀片扑动态的详细研究。
基于该六自由度气动模型，在纵向（俯仰/翻滚）解耦动力学和方位角模式导出。
我们使用这个模型以优化X-4飞行器的机械设计对这些动态的控制，并实现在解耦动力学线性SISO控制。
该控制器在一个万向钻机测试，实现了室内和室外的飞行测试的性能报告。
调查结果总结了简短的结论。
2. 驱动系统高效，紧凑，高扬程转子是四旋翼无人机应用飞行时间和有效载荷的需求至关重要。
以前的努力来设计驱动系统往往包括了一个经验做法，结合现成的架子部分（Bouabdallah , Murrieri，与Siegwart , 2004年，尼斯，2004年），但以获得最佳性能转子和电机必须调整的具体需求该机。
设计适用于大型四旋翼一个完整的驱动系统的方法先前已描述（2009磅等人）。
本节中的系统设计的基本方面适用于四旋翼控制进行了综述。
2.1. 转子响应时间传统直升机的旋转斜盘允许瞬时推力变化，而大多数四旋翼使用固定摊位的转子，因此必须加速和减速的转子，以机动飞行。
作为转子尺寸增加，质量和转动惯量也随之增加。
转子驱动系统必须能够制定足够的扭矩来影响迅速响应。
理想的是使转子和桅杆尽可能轻，以最大限度地提高致动器的带宽。
在X-4飞行器的情况下，人们发现，在转子的自然上升时间装入，刮板和电动机组件是0.2秒，这使车辆无法控制的。
被要求的反馈控制，以减少响应时间到0.05秒（磅。
等，2009年）。
尤其是大型四旋翼可以使用集体变桨距每个转子和避免电机动力学问题完全。
这是采取哈佛机器人（鲍仁斯坦，1992 ）的方法。
笔者不知道这种已经飞到任何无人机，但预计这是一个可行的选择。
然而，集体刀控制来在提高机械复杂性而废除的简单四旋翼的稳健性优势的成本。
2.2. 电子调速硬件马达的动力性能和鲁棒性是至关重要的四旋翼性能和可靠性。
小型四旋翼，如Draganflyer V 时，通常采用单一的功率FET调制驱动电压到每个永磁直流电动机。
较大的工艺聘请无刷电机电子调速器（ESC ）。
适当设计的电子调速器是必需的，以获得最大的性能。
常见的做法是使用过的，现成的爱好飞机的电子调速器，因为它们都是现成的，重量轻。
然而，这些有几个缺点。
最重要的是为四旋翼，爱好控制器通常具有一个内置的摆极限，旨在减少在步骤速度的变化的浪涌电流。
电流尖峰高达100A在X-4的驱动器已经被测量（磅等人，2009 ）。
无压摆限制，浪涌电流会导致电源总线电压从电池的内部电阻凹陷，导致电子设备复位，而严重尖峰甚至可引起损坏ESC开关电路。
为了避免这些问题，电子调速器的斜坡速度变化缓慢，提高响应时间，并限制所述致动器的带宽。
在 X-4飞行器的情况下，摆限制爱好速度控制器无法足够快地响应，以稳定工艺。
一般来说，爱好电子调速器微控制器代码和内部都无法访问；没有直接的电子调速器转子速度的测量是可用的外部，这可能需要另外的传感器被添加。
结果发现，高增益，各地爱好 RC 设备50Hz 的刷新率闭环速度控制是不是为X-4飞行器可行的。
现已可编程电子调速器可以挂接到PC 进行微调，这可能是为适应大型四旋翼速度控制。
然而，商业的高性能四旋翼几乎肯定会使用自定义的驱动电子产品， 与升序技术蜂鸟（升序技术有限公司，2009年）的情况。
23动态补偿四旋翼必须具有快的推力动态-马达必须能够迅速加速转子以允许权威性姿态稳定。
目前大多数四旋翼剃光转子，允许无需额外的控制速度快的变化。
大型四旋翼有较重，大惯量转子, 因此需要本地控制，人为地提高了电机的带宽。
反射转子惯性通过任何传动装置也应匹配于 马达，以允许最大加速度的惯性， 尽管这必须与一个传动系的附加质量, 衡。
在实践中，闭环性能最严重的制约限制对电池中的可用瞬时电流消耗, 控制设计。
置来实现对控制增益进行约束的最大摆率即干扰噪声和正弦的引用可以要求而不在控制器 诱导失败。
一种用于计算一个优化的控制设计摆饱和驱动方法以前已经描述 （2009磅等人）。
如果有足够的带宽，马达控制器不需要保持精确的转子速度的一个完整的 UAV 姿态控制系统将包含积分项，将补偿电机设定点，以确保车辆的飞行稳定性。
3. 四旋翼动力学飞行行为的数学动态模型是很好的控制设计和分析是必不可少的。
用来表示四旋翼行为的一 个常见的模式是，哈梅尔，马奥尼，洛萨诺，与奥斯特洛夫斯基（ 2002年）。
所使用的最基本的四旋翼模型只包含刚体动力学与抽象的力和力矩执行器和空气动力学没有。
所述四旋翼通常表示为一个刚性体与惯性和自转旋翼机 ，作用于其上的重力和控制扭矩。
简单四旋翼动态模型并不代表实际所展出四旋翼复杂的直升机行为。
特别是，它们忽略了叶片震荡效应，这是为了理解振荡直升机模式， 转子扑由于偏航和可变转子流入速度作为工艺俯仰和侧滚的结果是至关重要的。
拍打力度开始被视为四旋翼动力学重要方面 ；即使是非常小型四旋翼表现出扑 （黄，霍夫曼，Waslander ，与汤姆林，2009 ）。
四旋翼动力学，振荡或纯发散的不稳定的性质，被证明 是依赖于上述质量的中心与转子的高度 ；设置转子要上，或者只是以上，重心的平面最小化的系统（磅，马奥尼，&考克，2006 ）的灵敏度函数。
在大型四旋翼，其中致动器的带宽是由慢转子动力学的限制的情况下，这可能是一个关键的设计点。
_]3.1.刚体动力学惯性基准帧被表示为 ：={E x ,E y , E z }，其中的Ez 是在重力的方向上，并且.=（x, y,z ） 是固定框架主体 A ={E 1a ,E 25,E 35}的根，其中x 是与前部对齐的原点（参照图 2）。
A 是I的旋转矩阵R: A > I 。
向量v 和w 是在A 的线速度和角速度。
方程为：二 Rv（1） mv =-m ■ v mgR T Q -二 t i （2）N ,S, E,WR = R sk复杂性和摩擦来平 这占主导地位的无刷电机速度动力学是一个单极动态系统， 和比例的反馈控制是合适的。
可以由扭矩限制装I = - I 八亠 i [q im i ]N ,S,E,W— si n a 1 i's 1cosa 1si sin b 1si l —cosb 1si cosa 1siq i =C Q PA 「鮎血囘 m j 寸 d i其中m 和I 是质量和飞行器的转动惯量，g 为重力加速度，p 是空气的密度，r 为转子半径,A 是转子圆盘面积。
在式（6），⑷乘以其大小以保持旋转的反向旋转的转子的符号。
这里SK （ x ）是斜对称矩阵，使得对于 sk （a ）b =a b 在R3的向量。
转子被它们相对应的指南针指示方向指弓I ：北，南，东，西（ NSEW ），其中N 表示前转子。