旋翼飛行器是通過調(diào)節(jié)多個電機(jī)轉(zhuǎn)速來改變螺旋槳轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)升力的變化，進(jìn)而達(dá)到飛行姿態(tài)控制的目的。 多旋翼飛行原理詳解 以四旋翼飛行器為例，飛行原理如下圖所示，電機(jī)1和電機(jī)3逆時針旋轉(zhuǎn)的同時，電機(jī)2和電機(jī)4順時針旋轉(zhuǎn)，因此飛行器平衡飛行時，陀螺效應(yīng)和空氣動力扭矩效應(yīng)全被抵消。與傳統(tǒng)的直升機(jī)相比，四旋翼飛行器的優(yōu)勢：各個旋翼對機(jī)身所產(chǎn)生的反扭矩與旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相反，因此當(dāng)電機(jī)1和電機(jī)3逆時針旋轉(zhuǎn)時，電機(jī)2和電機(jī)4順時針旋轉(zhuǎn)，可以平衡旋翼對機(jī)身的反扭矩。
一般情況下，多旋翼飛行器可以通過調(diào)節(jié)不同電機(jī)的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)4個方向上的運(yùn)動，分別為：垂直、俯仰、橫滾和偏航。
旋翼無人機(jī)飛行控制技術(shù)是針對旋翼無人機(jī)的特點(diǎn)和要求，設(shè)計和實(shí)現(xiàn)的一種控制方法和技術(shù)。該技術(shù)主要通過控制無人機(jī)的電機(jī)轉(zhuǎn)速、槳距等參數(shù)，實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)的姿態(tài)、位置和速度的控制。 飛控系統(tǒng)是無人機(jī)的核心控制裝置，相當(dāng)于無人機(jī)的大腦，是否裝有飛控系統(tǒng)也是無人機(jī)區(qū)別于普通航空模型的重要標(biāo)志。目前其導(dǎo)航控制方式已經(jīng)發(fā)展為自主飛行和智能飛行。導(dǎo)航方式的改變對飛行控制計算機(jī)的精度提出了更高的要求；隨著小型無人機(jī)執(zhí)行任務(wù)復(fù)雜程度的增加，對飛控計算機(jī)運(yùn)算速度的要求也更高；而小型化的要求對飛控計算機(jī)的功耗和體積也提出了很高的要求。高精度不僅要求計算機(jī)的控制精度高，而且要求能夠運(yùn)行復(fù)雜的控制算法，小型化則要求無人機(jī)的體積小，機(jī)動性好，進(jìn)而要求控制計算機(jī)的體積越小越好。 飛控系統(tǒng)組成模塊 飛控系統(tǒng)實(shí)時采集各傳感器測量的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)、接收無線電測控終端傳輸?shù)挠傻孛鏈y控站上行信道送來的控制命令及數(shù)據(jù)，經(jīng)計算處理，輸出控制指令給執(zhí)行機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)中各種飛行模態(tài)的控制和對任務(wù)設(shè)備的管理與控制；同時將無人機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù)及發(fā)動機(jī)、機(jī)載電源系統(tǒng)、任務(wù)設(shè)備的工作狀態(tài)參數(shù)實(shí)時傳送給機(jī)載無線電數(shù)據(jù)終端，經(jīng)無線電下行信道發(fā)送回地面測控站。按照功能劃分，該飛控系統(tǒng)的硬件包括：主控制模塊、信號調(diào)理及接口模塊、數(shù)據(jù)采集模塊以及舵機(jī)驅(qū)動模塊等。
模塊功能 各個功能模塊組合在一起，構(gòu)成飛行控制系統(tǒng)的核心，而主控制模塊是飛控系統(tǒng)核心，它與信號調(diào)理模塊、接口模塊和舵機(jī)驅(qū)動模塊相組合，在只需要修改軟件和簡單改動外圍電路的基礎(chǔ)上可以滿足一系列小型無人機(jī)的飛行控制和飛行管理功能要求，從而實(shí)現(xiàn)一次開發(fā)，多型號使用，降低系統(tǒng)開發(fā)成本的目的。系統(tǒng)主要完成如下功能： （1）完成多路模擬信號的高精度采集，包括陀螺信號、航向信號、舵偏角信號、發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速、缸溫信號、動靜壓傳感器信號、電源電壓信號等。由于CPU自帶A／D的精度和通道數(shù)有限，所以使用了另外的數(shù)據(jù)采集電路，其片選和控制信號是通過EPLD中譯碼電路產(chǎn)生的。 （2）輸出開關(guān)量信號、模擬信號和PWM脈沖信號等能適應(yīng)不同執(zhí)行機(jī)構(gòu)（如方向舵機(jī)、副翼舵機(jī)、升降舵機(jī)、氣道和風(fēng)門舵機(jī)等）的控制要求。 （3）利用多個通信信道，分別實(shí)現(xiàn)與機(jī)載數(shù)據(jù)終端、GPS信號、數(shù)字量傳感器以及相關(guān)任務(wù)設(shè)備的通信。由于CPU自身的SCI通道配置的串口不能滿足系統(tǒng)要求，設(shè)計中使用多串口擴(kuò)展芯片28C94來擴(kuò)展8個串口。 系統(tǒng)軟件設(shè)計 該系統(tǒng)的軟件設(shè)計分為2部分，即邏輯電路芯片EPLD譯碼電路的程序設(shè)計和飛控系統(tǒng)的應(yīng)用程序設(shè)計。
邏輯電路程序設(shè)計 EPLD 用來構(gòu)成數(shù)字邏輯控制電路，完成譯碼和隔離以及為A/D，D/A，28C94提供片選信號和讀/寫控制信號的功能。該軟件的設(shè)計采用原理圖輸入和 VERILOG HDL語言編程的混合設(shè)計方式，遵循設(shè)計輸入→設(shè)計實(shí)現(xiàn)→設(shè)計校驗(yàn)→器件編程的流程。系統(tǒng)使用了兩片ispLSI1048芯片，分別用來實(shí)現(xiàn)對 A/D，D/A的控制和對串口擴(kuò)展芯片28C94的控制。 系統(tǒng)應(yīng)用程序設(shè)計 軟件按照功能劃分為4個模塊：時間管理模塊、數(shù)據(jù)采集與處理模塊、通信模塊、控制律解算模塊。通過時間管理模塊在毫秒級時間內(nèi)對無人機(jī)進(jìn)行實(shí)時控制；數(shù)據(jù)采集模塊采集無人機(jī)的飛行狀態(tài)、姿態(tài)參數(shù)以及飛行參數(shù)、飛行狀態(tài)及飛行參數(shù)進(jìn)行遙測編碼并通過串行接口傳送至機(jī)載數(shù)據(jù)終端，通過無線數(shù)據(jù)信道發(fā)送到地面控制站進(jìn)行飛行監(jiān)控；姿態(tài)參數(shù)通過軟件內(nèi)部接口送控制律解算模塊進(jìn)行解算，并將結(jié)果通過D/A通道送機(jī)載伺服系統(tǒng)，控制舵機(jī)運(yùn)行，達(dá)到調(diào)整、飛機(jī)飛行姿態(tài)的目的；通信模塊完成飛控計算機(jī)與其他機(jī)載外設(shè)之間的數(shù)據(jù)交換功能。 利用高速DSP控制芯片在控制律計算和數(shù)據(jù)處理方面的優(yōu)勢及其豐富的外部資源，配合大規(guī)模可編程邏輯器件CPLD以及串行接口擴(kuò)展芯片28C94設(shè)計小型機(jī)載飛控計算機(jī)，以其為核心設(shè)計的小型無人機(jī)飛控系統(tǒng)具有功能全，體積小，重量輕，功耗低的特點(diǎn)，很好地滿足了小型無人機(jī)對飛控計算機(jī)高精度、小型化、低成本的要求。該設(shè)計已成功應(yīng)用于某驗(yàn)證無人機(jī)系統(tǒng)。 無人機(jī)的飛行原理及控制方法（以四旋翼無人機(jī)為例）： 四旋翼無人機(jī)一般是由檢測模塊，控制模塊，執(zhí)行模塊以及供電模塊組成。檢測模塊實(shí)現(xiàn)對當(dāng)前姿態(tài)進(jìn)行量測；執(zhí)行模塊則是對當(dāng)前姿態(tài)進(jìn)行解算，優(yōu)化控制，并對執(zhí)行模塊產(chǎn)生相對應(yīng)的控制量；供電模塊對整個系統(tǒng)進(jìn)行供電。 四旋翼無人機(jī)機(jī)身是由對稱的十字形剛體結(jié)構(gòu)構(gòu)成，材料多采用質(zhì)量輕、強(qiáng)度高的碳素纖維；在十字形結(jié)構(gòu)的四個端點(diǎn)分別安裝一個由兩片槳葉組成的旋翼為飛行器提供飛行動力，每個旋翼均安裝在一個電機(jī)轉(zhuǎn)子上，通過控制電機(jī)的轉(zhuǎn)動狀態(tài)控制每個旋翼的轉(zhuǎn)速，來提供不同的升力以實(shí)現(xiàn)各種姿態(tài)；每個電機(jī)均與電機(jī)驅(qū)動部件、中央控制單元相連接，通過中央控制單元提供的控制信號來調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速大小；IMU慣性測量單元為中央控制單元提供姿態(tài)解算的數(shù)據(jù)，機(jī)身上的檢測模塊為無人機(jī)提供了解自身位姿情況最直接的數(shù)據(jù)，為四旋翼無人機(jī)最終實(shí)現(xiàn)復(fù)雜環(huán)境下的自主飛行提供了保障。
現(xiàn)將位于四旋翼機(jī)身同一對角線上的旋翼歸為一組，前后端的旋翼沿順時針方向旋轉(zhuǎn)，從而可以產(chǎn)生順時針方向的扭矩；而左右端旋翼沿逆時針方向旋轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生逆時針方向的扭矩，如此四個旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的扭矩便可相互之間抵消掉。由此可知，四旋翼飛行器的所有姿態(tài)和位置的控制都是通過調(diào)節(jié)四個驅(qū)動電機(jī)的速度實(shí)現(xiàn)的。一般來說，四旋翼無人機(jī)的運(yùn)動狀態(tài)主要分為懸停、垂直運(yùn)動、滾動運(yùn)動、俯仰運(yùn)動以及偏航運(yùn)動五種狀態(tài)。 懸停 懸停狀態(tài)是四旋翼無人機(jī)具有的一個顯著的特點(diǎn)。在懸停狀態(tài)下，四個旋翼具有相等的轉(zhuǎn)速，產(chǎn)生的上升合力正好與自身重力相等，即。并且因?yàn)樾磙D(zhuǎn)速大小相等，前后端轉(zhuǎn)速和左右端轉(zhuǎn)速方向相反，從而使得飛行器總扭矩為零，使得飛行器靜止在空中，實(shí)現(xiàn)懸停狀態(tài)。 垂直運(yùn)動 垂直運(yùn)動是五種運(yùn)動狀態(tài)中較為簡單的一種，在保證四旋翼無人機(jī)每個旋轉(zhuǎn)速度大小相等的情況下，同時對每個旋翼增加或減小大小相等的轉(zhuǎn)速，便可實(shí)現(xiàn)飛行器的垂直運(yùn)動。當(dāng)同時増加四個旋翼轉(zhuǎn)速時，使得旋翼產(chǎn)生的總升力大小超過四旋翼無人機(jī)的重力時，即，四旋翼無人機(jī)便會垂直上升；反之，當(dāng)同時減小旋翼轉(zhuǎn)速時，使得每個旋翼產(chǎn)生的總升力小于自身重力時，即，四旋翼無人機(jī)便會垂直下降，從而實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的垂直升降控制。 翻滾運(yùn)動 翻滾運(yùn)動是在保持四旋翼無人機(jī)前后端旋翼轉(zhuǎn)速不變的情況下，通過改變左右端的旋翼轉(zhuǎn)速，使得左右旋翼之間形成一定的升力差，從而使得沿飛行器機(jī)體左右對稱軸上產(chǎn)生一定力矩，導(dǎo)致在方向上產(chǎn)生加速度實(shí)現(xiàn)控制的。 俯仰運(yùn)動 四旋翼飛行器的俯仰運(yùn)動和滾動運(yùn)動相似，是在保持機(jī)身左右端旋翼轉(zhuǎn)速不變的前提下，通過改變前后端旋翼轉(zhuǎn)速形成前后旋翼升力差，從而在機(jī)身前后端對稱軸上形成一定力矩，引起角方向上的角加速度實(shí)現(xiàn)控制的。 偏航運(yùn)動 四旋翼的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動是通過同時控制四個旋翼轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)控制的。保持前后端或左右端旋翼轉(zhuǎn)速相同時，其便不會發(fā)生俯仰或滾動運(yùn)動；而當(dāng)每組內(nèi)的兩個旋翼與另一組旋翼轉(zhuǎn)速不同時，由于兩組旋翼旋轉(zhuǎn)方向不同，便會導(dǎo)致反扭矩力的不平衡，此時便會產(chǎn)生繞機(jī)身中心軸的反作用力，引起沿角角加速度。 四旋翼無人機(jī)的各個飛行狀態(tài)的控制是通過控制對稱的四個旋翼的轉(zhuǎn)速，形成相應(yīng)不同的運(yùn)動組合實(shí)現(xiàn)的。但是在飛行過程中卻有六個自由度輸出，因此它是一種典型的欠驅(qū)動，強(qiáng)耦合的非線性系統(tǒng)。 |
