四旋翼飛行器中英文對照外文翻譯文獻(xiàn)

1、（文檔含英文原文和中文翻譯）譯文：四旋翼飛行器的建模與控制摘要迄今為止，大多數(shù)四旋翼空中機(jī)器人取材于飛行玩具。雖然這樣的系統(tǒng)可以作為原型，但是它們是還沒有健全到能夠服務(wù)于所有實(shí)驗(yàn)機(jī)器人平臺(tái)。我們已經(jīng)開發(fā)出了X-4,采用定制底盤和帶有現(xiàn)成的電機(jī)和電池航空電子設(shè)備，是一個(gè)高度可靠的實(shí)驗(yàn)平臺(tái)。這個(gè)飛行器使用嵌入式姿態(tài)動(dòng)力學(xué)控制器以穩(wěn)定飛行。被用來調(diào)節(jié)飛行器的姿態(tài)的控制器是一個(gè)線性的單輸入單輸出系統(tǒng)。1介紹直升機(jī)的一個(gè)主要難點(diǎn)是為了可靠的飛行，飛行器需要廣泛的，和昂貴的維修費(fèi)用。無人駕駛航空飛行器（無人機(jī)）和微型飛行（MAV）也不例外。簡化飛行器的機(jī)械結(jié)構(gòu)能夠方便操控這些飛行器。四旋翼是一種強(qiáng)大且簡單

2、的直升機(jī)，因?yàn)樗麄儧]有傳統(tǒng)旋翼飛行器的復(fù)雜旋轉(zhuǎn)傾轉(zhuǎn)盤和聯(lián)系。多數(shù)四轉(zhuǎn)子飛行器是根據(jù)遙控玩具的組件構(gòu)建而成的。因此，這些缺少必要的可靠性和性能的飛行器是不可能成為是切實(shí)可行的實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的。目前的四旋翼平臺(tái)最近幾個(gè)四轉(zhuǎn)子工藝已被開發(fā)用于制作玩具或進(jìn)行研究。因?yàn)槭袌龅男枨?，許多關(guān)于四旋翼的研究開始了，如HMX2-4和Rctoys的Draganflyer。一成不變的，這些由塑料電機(jī)組成的飛行器的機(jī)身都帶燈光。它們是由鎳鎘電池或鋰聚合物電池供電，并且使用基于速度反饋的mems陀螺儀。這些四旋翼一般沒有穩(wěn)定的穩(wěn)態(tài)。自動(dòng)穩(wěn)定及使用各種硬件和控制方案被用于研究四旋翼。例如，CSIRO的四旋翼飛行器，是一個(gè)Dra

3、ganflyer的衍生物，它使用視覺伺服和慣性測量單元（IMU）來使飛行器穩(wěn)定在一個(gè)固定的點(diǎn)上。其他的四旋翼，包括EidgenossischeTechnischeHochschuleZurich的0S4，個(gè)帶有低縱橫比的葉片的帶傳動(dòng)的飛行器；CEA的“X4-flyer1，一個(gè)帶有四個(gè)電機(jī)和葉片的四旋翼。還有康奈爾大學(xué)的自治飛行器，一個(gè)采用的飛機(jī)螺旋槳的大型飛行器。澳大利亞國立大學(xué)（ANU）的X-4四旋翼微型飛行器旨在解決小型無人機(jī)面對的的問題oX-4比同類型機(jī)器人重很多：它重4kg，并且被設(shè)計(jì)用于攜帶1千克的載荷。它有碳纖維材料和鋁底盤和高推力與重量比。所使用的電機(jī)和電池是現(xiàn)成的組件。馬達(dá)直接

4、驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子，不需要變速箱，機(jī)器人僅具有8個(gè)可移動(dòng)部分。因此，它是一個(gè)在小范圍的在飛行中很難發(fā)生災(zāi)難性故障的堅(jiān)固的、穩(wěn)定的四旋翼。它能提供一個(gè)實(shí)用的有效載荷能力并且續(xù)航時(shí)間長。當(dāng)前發(fā)展的目標(biāo)高性能的電機(jī)和轉(zhuǎn)速控制器已經(jīng)被用于X-4。這些都充分解決推力的產(chǎn)生和電機(jī)的調(diào)速性能之間的問題。此外，一個(gè)包括旋翼拍打的影響的飛行動(dòng)力學(xué)模型被推倒出來。它是一個(gè)關(guān)于在不同配置和干擾下的四旋翼的軌跡的3d模擬器。當(dāng)前研究飛行器的目的在于穩(wěn)定飛行器滾動(dòng)，俯仰和偏航等飛行姿態(tài)。連續(xù)飛行要求俯仰和橫滾角保持在零附近，除了需要積極轉(zhuǎn)換的時(shí)候。飛行系統(tǒng)天生的不穩(wěn)定性需要積極的補(bǔ)償。特殊的設(shè)計(jì)引發(fā)的不穩(wěn)定俯仰和橫滾用一個(gè)控制器

5、可以很容易地解決。在本文中，我們提出了X-4是一個(gè)功能健全的空中機(jī)器人。關(guān)于四旋翼直升機(jī)葉片的動(dòng)力學(xué)正在研究中。我們從數(shù)據(jù)中估計(jì)出系統(tǒng)參數(shù)，并建立了數(shù)學(xué)模型。根據(jù)六自由度空氣動(dòng)力學(xué)模型我們推導(dǎo)縱向（俯仰/滾動(dòng)）的解耦動(dòng)力學(xué)和方位模式。控制的方法是優(yōu)化機(jī)械設(shè)計(jì)來達(dá)到解耦動(dòng)力學(xué)中的動(dòng)態(tài)控制并實(shí)現(xiàn)線性單輸入單輸出系統(tǒng)的控制?？刂破魇菫榱俗岋w行器在仿真中更加穩(wěn)定，然后去證明飛行器在小范圍飛行中的傾斜和翻滾的補(bǔ)償功能2X-4的硬件和構(gòu)造由于X-4巨大的構(gòu)造使它區(qū)別于其他的飛行器。它包括一個(gè)底盤，電機(jī)和動(dòng)力電池以及姿態(tài)控制單元和通訊電子設(shè)備。每個(gè)子系統(tǒng)的描述詳細(xì)如下：2.1機(jī)殼X-4有鋁制的中央框架和炭纖

6、維四臂。規(guī)則排列的安裝點(diǎn)允許COG可以很容易地移動(dòng)。電機(jī)和電池都盡可能地安裝在遠(yuǎn)離中心軸線的地方。手臂角度略有傾斜，使四臂和轉(zhuǎn)子之間空出更多的間隙。電機(jī)頂部是旋轉(zhuǎn)的中心，一個(gè)處在驅(qū)動(dòng)桿和葉片之間自由關(guān)節(jié)點(diǎn)。葉片被電機(jī)頂部和底部板緊緊夾住。2.2驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)在X-4的電機(jī)設(shè)計(jì)被設(shè)計(jì)成用于托起四旋翼，并留有30%的余量（大于超過520千克）。葉片是三層的碳纖維，由ANU設(shè)計(jì)制造。.它的幾何結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)成這樣是為了讓轉(zhuǎn)子在欠負(fù)荷下處在最佳的工作狀態(tài)。ANUX2旋槳使用的是為電機(jī)特制的截面無線電遙控的飛行器是由JetiPhasor30-3三相無刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)的他們提供的高扭矩的性能可以直接驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子，省去了齒輪。電

7、機(jī)可以通過超過300瓦，額定電流可達(dá)35A。電機(jī)通過定制電機(jī)控制板整流。這些是由澳大利亞聯(lián)邦科學(xué)與工業(yè)研究組織的昆士蘭州開發(fā)中心高級(jí)技術(shù)信息和通信技術(shù)小組發(fā)明的。該板立基于各地的飛思卡爾HC12D60A微處理器和東芝TB9060無刷電機(jī)轉(zhuǎn)速控制芯片。能量由24鋰聚合物2000毫安電池提供。每個(gè)單元有3.7伏的標(biāo)稱電壓，范圍從4.2V完全充電，并在枯竭時(shí)下降到3V。每個(gè)單元可以提供高達(dá)20A的電池。電池被連接到帶有6平傳，每個(gè)平傳由四個(gè)單元串聯(lián)而成的電源總線上，也就是說，每個(gè)轉(zhuǎn)子有14.8V的標(biāo)稱電壓和120A的電流消耗。這可以使飛行器達(dá)到預(yù)期的在盤旋速度下11分鐘的飛行時(shí)間。2.3控制該工藝是

8、通過板載嵌入式HC12穩(wěn)定控制器完成的。該控制器從CSIROEimu慣性測量單元讀取姿態(tài)數(shù)據(jù)：角速度和加速度和50Hz下的估計(jì)角度位置。該控制器根據(jù)CAN總線上的電機(jī)控制單元輸出轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，也在50Hz。2.4命令和遙測根據(jù)相關(guān)機(jī)器人的用法和X-4的狀態(tài)信息，信息是由連接到一臺(tái)運(yùn)行Linux的筆記本電腦基站上的長距離藍(lán)牙模塊傳輸?shù)摹Ｋ{(lán)牙單元具有100M的有效距離。飛行器的遙測數(shù)據(jù)從基站上下載下來并顯示在屏幕上。用戶可以通過筆記本電腦鍵盤和一個(gè)JR-X3810無線手機(jī)發(fā)出命令。無線手機(jī)也能通過機(jī)上的無線電接收機(jī)觸發(fā)獨(dú)立于藍(lán)牙通信信道的安全開關(guān)。即使在數(shù)據(jù)通信丟失的情況下，緊急切斷開關(guān)可以通過禁用電

9、機(jī)控制電路板立即停止轉(zhuǎn)子。3四轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)Poundsetal,2004中描述的動(dòng)態(tài)模型加入了基于四旋翼剛體動(dòng)力學(xué)的擺動(dòng)轉(zhuǎn)子。X-4的當(dāng)前構(gòu)型不包含hub-springs的原始模型。因此擺動(dòng)方程式可以被大大簡化。手慣性系記為I二Ex，Ey，EZ，其中x是飛行器的前面方向上和z是在重力的方向上。方程如下：卄汀21-Frr.1+Ill=RBk(fl)一口”Qi十昭(G)其中m是質(zhì)量，I是轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，g是重力加速度，p是密度空氣中，r是轉(zhuǎn)子半徑，A是轉(zhuǎn)子槳盤的區(qū)域。sk(x)是累死與sk(a)b=axb的斜對稱矩陣，sx和cx代表sinx和cosx。=(0flh)r)s=(*血)=(0h)(WDw=(d

10、0ft)(H)其中d是傳單的臂長，h為齒輪之上轉(zhuǎn)子的高度。向量Ti和Qi是轉(zhuǎn)子的旋翼拉力和扭矩，和Mi是當(dāng)下轉(zhuǎn)子的推力矢量一一一個(gè)搖搖欲墜的轉(zhuǎn)子，目前轉(zhuǎn)子擺動(dòng)完全是由于推力矢量從周圍車輛的重心位移作用?？v向的一次諧波和第i個(gè)轉(zhuǎn)子的橫向振蕩角度由alsi和blsi表示。非幅員推力和扭矩系數(shù)，CT和CQ，這里視為常數(shù)。第i個(gè)轉(zhuǎn)子的速度由!i給出。該無量綱的推力系數(shù)和撲方程將在3.1和3.2進(jìn)行更詳細(xì)的討論。3.1俯仰和橫滾阻尼轉(zhuǎn)子一個(gè)四轉(zhuǎn)子在它的桅桿和COG之間必然有一個(gè)水平位移。當(dāng)飛行器橫擺和縱搖的時(shí)候，轉(zhuǎn)子將承受一個(gè)垂直速度，導(dǎo)致流入角的變化。通過Prouty，CT與垂直速度的相關(guān)性表示如下：

11、心衍=蟄”半(L2)其中，a是極性電梯斜率，tatip是轉(zhuǎn)子尖端的幾何槳葉角，Vi是轉(zhuǎn)子的誘導(dǎo)速度，并且是堅(jiān)固的圓盤葉片的表面面積和轉(zhuǎn)子圓盤區(qū)的比例。極性電梯斜率本身是轉(zhuǎn)子葉片角度的函數(shù)。對于一些螺旋槳這是高度非線性翼型件等的關(guān)系，因此可以更好地表示為圍繞一個(gè)設(shè)定點(diǎn)的變種，CT0：ri-SIHSill妙阿COSri(23),號(hào)）十（引十(24)其中h是是槳葉的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。通過介于-和框架映射轉(zhuǎn)換成體坐標(biāo)框架進(jìn)而導(dǎo)出由于飛行器運(yùn)動(dòng)時(shí)機(jī)體框架的擺動(dòng)角度方程：(22)A飛行器俯仰與翻滾角速度產(chǎn)生的擺動(dòng)角度被加入到這個(gè)體坐標(biāo)框架中：(25)2十口Z2ValueErrorUnit5.50.50,0120.

12、001mm4.345xIO-3kgA0,085504x10-32Cy0,00470.2x10-3Cq0.228xIO30.015x103lb40.887x10-63.655x10-6kgm2R0_165土0.5xID-3mP1-184Notavailablekgm-37L4170.133A0-0492x10-3tip4,40.5deg0-0541xIO3i-hover8505rad-s-1表1空氣動(dòng)力學(xué)的參數(shù)和相關(guān)誤差4模型參數(shù)化和穩(wěn)定性基于這個(gè)模型建立的控制器需要實(shí)體系統(tǒng)的參數(shù)是精確的。大多數(shù)修飾語可以被自由的選擇，比如一些、最重要的h變量等等，以用來口述系統(tǒng)的飛行性能。飛行器模型的每一個(gè)動(dòng)

13、態(tài)響應(yīng)的定義參量都存在誤差。我們通過分析外殼內(nèi)的系統(tǒng)行為來選擇旋翼機(jī)上cog高度的最優(yōu)值。4.1測量值和不確定性通過測量值或者來源于實(shí)驗(yàn)的數(shù)據(jù)，我們建立的一整套的參數(shù)估計(jì)方法及相關(guān)誤差。通過其他已知值計(jì)算出參數(shù)的情況下，相關(guān)誤差也可以被計(jì)算出:空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)通過測量、計(jì)算、仿真過著參考資料，轉(zhuǎn)子、葉片和空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)可以被推導(dǎo)出。他們被列在表1中。零件和放置位置飛行器的零件和放置位置在表2中給出。主要這張表只包括一些主要零件，不包括螺絲和緊固件。通過先前處理點(diǎn)質(zhì)量計(jì)算出轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，對角線的慣性矩陣有表3給出oreiu-0圖4:x-4的剖面圖Partmass/kgd/me/mh/mAAvionic

14、s0.24200-0.02BRotor0.0460.31500CMotor0.2880.3150-0.06DESC0.0740.150.035-0.055EPowerbus0.09900-0.13FBattjong0.1650.01250.060.035GBattut0.1650.00.040.035HArm0.0390.1570.0350.04IHoop0.20000-0.17表2：元件質(zhì)量和閾值4.2自然穩(wěn)定性分析一個(gè)直升飛機(jī)或者四旋翼的顯性動(dòng)力學(xué)一車輛的縱向動(dòng)力學(xué)相關(guān)。直升飛機(jī)的徘徊運(yùn)動(dòng)與每一個(gè)軸都是解耦的。四旋翼的對稱性意味著其占用重要地位的動(dòng)力學(xué)方程可以用一個(gè)單一方程表示。我們通過深

15、入了解這些動(dòng)力學(xué)方程的自然穩(wěn)定性來尋求控制系統(tǒng)的最佳幾何框架。在早期的工作中，我們應(yīng)用Prouty的派生物來分析四旋翼的近徘徊動(dòng)力學(xué)。這些實(shí)驗(yàn)跟深入的指出通過分析四旋翼的額外關(guān)系和消除彈簧引起的震動(dòng)并沒有被運(yùn)用到當(dāng)前的X-4飛行器中。通過直升飛機(jī)的基本動(dòng)力學(xué)方程驅(qū)使了x的轉(zhuǎn)變和在沒有控制輸入下的傾斜和翻轉(zhuǎn)。穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)矩陣如下：+豁訴一fTyy/十黑=0is(26)X是長度，門是俯仰角，s是拉普拉斯變換的微分算子。我們通過將與上爲(wèi)修改了直升飛機(jī)的處理方式，同時(shí)由于轉(zhuǎn)子在俯仰時(shí)的垂直運(yùn)動(dòng)我們加入了：這里de90_.pA(ieR)22dTde(27)dCT-a1一(78qjR90這個(gè)系統(tǒng)矩陣行列式的

16、特征方程是:1dX190mdilyydoJ特征多項(xiàng)式的指數(shù)解表示了系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)行為。因?yàn)殍魇?理Iyy(29)丄竽+二絢mdxlyydeJ(30)de示如下RD=AD-BC(32：!(31)并且所以對于這個(gè)自然的開環(huán)的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)是不可能讓x-4穩(wěn)定的。Routh的判別式使用特征多項(xiàng)式來表達(dá)不穩(wěn)定性的本質(zhì).R.D.表這里ABCD是29的系數(shù)。如果結(jié)果是正的，飛行器將穩(wěn)定。負(fù)的則不穩(wěn)定。0的話俯仰動(dòng)力學(xué)將是中性的。這樣的話R.D.=-CTpA(Rfh(33)這個(gè)表達(dá)式中只有h是可變量。對于一個(gè)傳統(tǒng)的直升飛機(jī)，當(dāng)h0時(shí)，飛行器具有不穩(wěn)定的極對數(shù)。如果轉(zhuǎn)子反向(在cog之上)，飛行器將會(huì)沒有震蕩的偏離。

17、如果轉(zhuǎn)子和cog在同一平面上，飛行器將最低限度的穩(wěn)定。這種特性可以在一個(gè)3D模擬器中精確的模擬出來ValueErrorUnitIxx0.08200.0025kgin2Iyy0.08450.0029kg-in2Izz043770.0059kgm2表2:對角線慣性原理ValueErrorPi-2,507十2.671Z0.714+L244iP2-2.507-2.671/0.714+L244z陽2.5781.129-0.0150.003表3:動(dòng)力學(xué)方程的開環(huán)零極點(diǎn)4.3參數(shù)模型通過使用飛行器的物理值，平移和翻轉(zhuǎn)的解耦動(dòng)力學(xué)方程可以被計(jì)算出來。參數(shù)的誤差范圍將根映射到一個(gè)復(fù)平面上。飛行器的線性微分方程如

18、下：mi=mga.mgQ(34)(35)可以用一個(gè)單一的傳遞函數(shù)=曰*來解這個(gè)方程，且轉(zhuǎn)子的速度變量亠這里(36)（&+尊巴1）（1尸辭一人尬左阿$+警也占一#）4乞-2AC1-smoBtKleIntegral!torChangingh1閶Iiiii當(dāng)四旋翼移開cog時(shí)，積分量級(jí)會(huì)急劇下降?？紤]到h和飛機(jī)模型之間的相關(guān)誤差，以及h和靈敏度之間的相關(guān)聯(lián)系，更正和確認(rèn)轉(zhuǎn)子高度對于飛行器的性能是至關(guān)重要的。對于x-4飛行器，h=0是轉(zhuǎn)子最理想的位置。然而，h不斷變化的根軌跡表明在h點(diǎn)附近，飛行器的構(gòu)造經(jīng)理有意義的帶有誤差的變化。因此，我們把cog設(shè)在稍微遠(yuǎn)離四旋翼的地方，這樣的話小小的誤差不會(huì)對穩(wěn)定

19、性造成影響。5控制和仿真大量的控制技術(shù)已經(jīng)被成功的運(yùn)用到四旋翼飛行器中，包括PID、LQ和PD2等控制技術(shù)。Bouabdalla發(fā)現(xiàn)在模型不確定性方面，由于方法簡便，PID與LQ表現(xiàn)的更好。對于那些對于h的變化很敏感的全震動(dòng)模型，PID是值得追求的。除了姿態(tài)動(dòng)力學(xué)，x-4也有重要的電機(jī)動(dòng)力學(xué)。電機(jī)動(dòng)力學(xué)的表現(xiàn)與剛體動(dòng)力學(xué)相關(guān)一對于四旋翼的姿態(tài)控制，電機(jī)的快速響應(yīng)是很重要的。為了達(dá)到這個(gè)目的，轉(zhuǎn)子速度控制正在發(fā)展中以提高轉(zhuǎn)子電機(jī)系統(tǒng)的性能。電機(jī)的線性開環(huán)傳遞函數(shù)Hm-cl：_遲的佔(zhàn)+()越)M_C，L&十78.46)5十044)()3實(shí)際上，x-4的轉(zhuǎn)子被設(shè)在h=-0.07m的地方，這樣的話它可

20、以被人隨意的控制圖7離散的程序塊圖u是速度輸入?yún)⒖贾?.1離散化模型控制器工作在50hz的頻率下，一個(gè)姿態(tài)數(shù)據(jù)可以最快被更新的頻率，并且對于控制設(shè)計(jì)，飛行器的姿態(tài)數(shù)據(jù)被以ts=0.02s離散。IMU同時(shí)傳回了角度與速度數(shù)據(jù)，這有助于不正確的PID控制器的實(shí)現(xiàn)。完整的離散化模型，:,_1.4343X10_(s-0.gyLG)(s-F1)(-0.9997)彳年、5=(3-0.2082)(3-0,9914)(s-l.038)(32-1.943s+0.9448r4iJ這里；是轉(zhuǎn)子速度運(yùn)行狀態(tài)的變種，850弧度/秒。Z=1這個(gè)額外的零點(diǎn)是用零極點(diǎn)半離散化方法得到的。5.2控制設(shè)計(jì)所推薦的控制器包括0角度

21、跟蹤誤差的積分和一個(gè)復(fù)雜的零點(diǎn)對來穩(wěn)定飛行器。控制器的傳遞函數(shù)C：2210(3+1_9-F0.9045)C=,(44)因?yàn)殡姍C(jī)力學(xué)的快速性，主導(dǎo)幾點(diǎn)與姿勢結(jié)構(gòu)有相互作用。如果轉(zhuǎn)子慢一點(diǎn)的話，非主導(dǎo)幾點(diǎn)將會(huì)靠近單位圓，導(dǎo)致震蕩及潛在的不穩(wěn)定性。抵消遲鈍的電機(jī)零極點(diǎn)與給飛行器供電的鋰電池的動(dòng)力相關(guān)。足夠的的增加將導(dǎo)致極點(diǎn)靠近單位圓，減少影響。5.3干擾抑制姿態(tài)動(dòng)力的干擾將表現(xiàn)為由子速度產(chǎn)生的氣動(dòng)效應(yīng)的形式。由于電機(jī)速度輸出的干擾，我們使用為電機(jī)速度控制器服務(wù)的敏感模型。我們希望將x-4的位置變化控制在0.5米內(nèi)。：c:oaeDegriiT-ICC-150-2000J131CIC13-Fwauciu

22、y圖8螺旋角靈敏度函數(shù)波特圖我們將通過濾色片的白噪聲作為電機(jī)輸出干擾的模型F:_0,O143(s-7)(占+0-1)螺旋角的靈敏度w：1-CmH+CH(1+CMHyi)F(46)這里Hm是電機(jī)，CM是電機(jī)補(bǔ)償器。螺旋角靈敏度的峰值在0.4弧度/秒的點(diǎn)。螺旋角被整合到x軸上。由方程35和40得到傳遞函數(shù)X：在角敏感峰值點(diǎn)的單元干擾會(huì)產(chǎn)生一個(gè)0.01米的位置變化，正好在目標(biāo)范圍內(nèi)。然而，由于動(dòng)力的積分，x的敏感峰值將會(huì)出現(xiàn)在直流電的低頻段(wd0.01rad.s-i);在此范圍內(nèi)的正弦曲線將會(huì)產(chǎn)生0.78m的位置偏差和微不足道的角度偏差。既然偏差很小一600s段終將會(huì)在位置測量時(shí)被輕易的補(bǔ)償。5.

23、4仿真完整的控制系統(tǒng)的仿真是在Matlab的Simulink中完成的。它包括對控制器進(jìn)行多重抽樣的非線性系統(tǒng)，電機(jī)的磁化飽和，測量的量子化以及電機(jī)控制器的回轉(zhuǎn)極限性。在仿真中，閉環(huán)系統(tǒng)有一個(gè)2秒的脈沖響應(yīng)和一個(gè)0.2弧度的最大角度測量偏差。一個(gè)w=0.01rad.s-1的正弦信號(hào)輸入產(chǎn)生的角度偏差將被歸入模型的非線性煩擾并且沒有被傳送到輸出。很可能慢干擾下的誤差測量將會(huì)由于量子化的傳感器而丟失。圖9x-4飛行器的俯仰和翻滾模型6飛行器的安裝和性能在飛行條件下測試設(shè)計(jì)好的飛行控制器之前，我們先在裝置內(nèi)部測試了一下。在此配置下，當(dāng)飛行器在空中水平運(yùn)動(dòng)時(shí)，沒有出現(xiàn)震動(dòng)現(xiàn)象，可以自由的俯仰和翻滾。實(shí)際

24、上，x-4有兩個(gè)額外的穩(wěn)定的震蕩極點(diǎn)：z=0.9664+土0.0331，這是從機(jī)械的交叉耦合中得到的。轉(zhuǎn)子可以在初始測試時(shí)保持在低速狀態(tài)，在這個(gè)速度下，系統(tǒng)的變化與轉(zhuǎn)子速度成比例。這將導(dǎo)致全速系統(tǒng)傳遞函數(shù)的簡化：（嗎嚴(yán)1.87x1.（廠呂G+1產(chǎn)z-L0）（工一（）.953）（尹一1.933+0.935）這需要重新布置實(shí)軸上控制器的零點(diǎn)：(49)c_2210（1用忙+09）-iioflap=:21在實(shí)際應(yīng)用時(shí)，發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)子低俗運(yùn)行時(shí)可以可靠運(yùn)行（w450rads-1）。在俯仰和翻滾時(shí)，飛行器可以自穩(wěn)，并且保持水平。為了測試動(dòng)力性能，22個(gè)步進(jìn)動(dòng)作進(jìn)行了超過800秒，每一個(gè)步進(jìn)動(dòng)作都進(jìn)行了分析。步進(jìn)

25、動(dòng)作被分成10級(jí)，并進(jìn)行了反反復(fù)復(fù)的測試，以測試方向乖離率。用飛行器使飛行器0度翻轉(zhuǎn)并且在試驗(yàn)臺(tái)上鎖定偏航。Average1QC,Mitxidi&StepResponise0.3(PEJ)曲一cnu上9_L.-0.05:20-1D01C20Tire（se）圖10:每一步的低速參考值（黑色）數(shù)據(jù)（藍(lán)色）和預(yù)測值（綠色）從數(shù)據(jù)可以看出，在這個(gè)轉(zhuǎn)子速度下，與2.25秒的上升時(shí)間，30%的超調(diào)量和15秒的穩(wěn)定時(shí)間相比，系統(tǒng)有1.25秒的上升時(shí)間，30%的超調(diào)量和40秒的穩(wěn)定時(shí)間。分布實(shí)驗(yàn)表明了兩個(gè)不同極點(diǎn)有0.4hz的震蕩和土1的角度誤差。這個(gè)震蕩將會(huì)導(dǎo)致X-4在飛行過程中產(chǎn)生土0.027m的水平位移

26、。研究表明，當(dāng)轉(zhuǎn)子速度上升時(shí)，系統(tǒng)將會(huì)表現(xiàn)半穩(wěn)定的無序行為,并將導(dǎo)致飛行器脫韁成為可能。我們相信不穩(wěn)定性是由于轉(zhuǎn)子的高頻噪聲破壞了IMU加速計(jì)數(shù)據(jù)的正確性。我們相信給傳感器附加電隔離將會(huì)使全速運(yùn)行成為可能。7結(jié)論我們自主研發(fā)了一個(gè)大型的四旋翼飛行平臺(tái)，并且作為代表，被用在了當(dāng)前的機(jī)器人研究當(dāng)中。對飛行姿態(tài)的研究使我們能夠調(diào)整機(jī)械構(gòu)造以達(dá)到最佳控制和干擾抑制。我們設(shè)計(jì)了一個(gè)控制器來穩(wěn)定翻滾模式下的顯性解耦，并且使用以帶干擾輸入的模型來估計(jì)飛行器的性能。最終結(jié)果表明，在低速飛行下，補(bǔ)償器成功的規(guī)范了飛行姿態(tài)。EU旋翼2行器英文/對八照外文譯文I獻(xiàn)原文:ModellingandControlofaQ

27、uad-RotorRobotPaulPounds,RobertMahony,PeterCorkeAustralianNationalUniversity,Canberra,AustraliaCSIROICTCentre,Brisbane,Australia.au,peterAbstractTodate,mostquad-rotoraerialrobotshavebeenbasedonflyingtoys.Althoughsuchsystemscanbeusedasprototypes,theyarenotsuffiicientlyrobusttoserveasexperimentalrobot

28、icsplatforms.WehavedevelopedtheX-4Flyer,aquad-rotorrobotusingcustom-builtchassisandavionicswithoff-the-shelfmotorsandbatteries,tobeahighlyreliableexperimentalplatform.Thevehicleusestunedplantdynamicswithanonboardembeddedattitudecontrollertostabiliseflight.AlinearSISOcontrollerwasdesignedtoregulatfll

29、yerattitude.IntroductionAmajorlimitationofhelicoptersistheneedforextensive,andcostly,maintenanceforreliableflight.UnmannedAirVehicles(UAVs)andMicroAirVehicle(MAV)rotorcraftarenoexception.Simplifyingthemechanicalstructureofaflyingmachineproducesclearbenefitsforthelogisticsofoperatingthesedevices.Quad

30、-rotorsarerobustandsimplehelicoptersastheydonothavethecomplicatedswashplatesandlinkagesfoundinconventionalrotorcraft.Themajorityoffour-rotoraerobotsareconstructedfromremote-controltoycomponents.Asaresult,thesecraftlackthenecessaryreliabilityandperformancetobepracticalexperimentalplatforms.ExistingQu

31、ad-RotorPlatformsSeveralquad-rotorcrafthavebeendevelopedrecently,foruseasatoyorforresearch.Manyresearchquadrotorsbeganlifeasacommerciallyavailabletoy,suchastheHMX-4andRCtoysDraganflyer.Unmodified,thesecrafttypicallyconsistoflightairframeswithplasticrotors.TheyarepoweredbyNiCdorLi-Polycellsanduserate

32、feedbackfromMEMSgyrosThesequad-rotorsgenerallyhavenoattitudestability.Researchquad-rotorsaddautomaticstabilityanduseavarietyofhardwareandcontrolschemes.CSIROsFigure1:X-4FlyerMarkII.quad-rotorflyer,forexample,isaDraganflyerderiva-廿vethatusesvisualservoingandanInertialMeasurementUnit(IMU)tostabiliseth

33、ecraftoverablobtarget.Otherquad-rotorsincludeEidgenossischTechnis-cheHochschulZurichsOS4Bouabdallahetal,2004,abelt-drivenflyerwithlow-aspectratioblades;CEAsX4-flyerlasmallquad-rotorwithfourbladespermotorGuenardetal,2005;andCornellsAutonomousFlyingVehicle,alargecraftusinghobbyaeroplanepropellers.TheA

34、ustralianNationalUniversitys(ANU)X-4Flyerquad-rotorMAV(cf.Fig.1)aimstoaddresstheproblemsfacedbysmall-scaleUAVs.TheX-4ismuchheavierthansimilarrobots:itweighs4kgtotalandisdesignedtocarrya1kgpayloadlthasastrongcarbon-fibreandaluminiumchassisandahighthrust-to-weightratio.Themotorsandcellsusedaroff-the-s

35、helfcompo-nents.Themotorsdirectlydrivetherotors,eliminatingtheneedforagearbo-therobothasonlyeightmoving1.Althoughsimilarlynamed,theANUX-4FlyerandCEAX4-flyerarequitedifferentcraftparts.Asaresult,theflyerisruggedandreliablewithlittlescopeforcatastrophicfailureinflight.Itpromisesapracticalpayloadcapaci

36、tywithasubstantiafllightduration.GoalsofCurrentDevelopmentHigh-performancerotorsandspeedcontrollershavebeendevelopedfortheX-4Flyer.ThesehaveadequatelysolvedtheproblemsofthrustgenerationanddynamicmotorspeedperformancePoundsetal,2005,Poundsetal,2007.Inaddition,amodeloftheflightdynamics,includingrotorf

37、lappingeffects,wasderived.A3Dsimulatorofthecraftgeneratedstatetrajectoriesoftherobotforavarietyofconfigurations,subjectedtodisturbances.Currentworkontheflyeraimstostabilisetheaircraftinroll,pitchandyaw.Continuousflightrequiresthepitchandrollanglestoremainaroundzero,exceptwhenactivelytranslating.Then

38、aturalinstabilityofflyingsystemsrequiresactivecompensation.Thespecialdesignforthechassisresultsinpurelydivergentinstabilityinpitchandrollthatacontrollercanreadilycorrect.InthispaperwepresenttheX-4Flyerasafully-functionalaerialrobot.Thedynamicsofquad-rotorhelicopterswithbladeflappingarestudied.Weesti

39、matethesystemparametersfromdatatoproduceanumericalplantmodel.Basedona6DOFaerodynamicmodelwederivedecoupleddynamicsinlongitudinal(pitch/roll)andazimuthalmodes.ThecontrolapproachistooptimisethemechanicaldesignforcontrolofthesedynamicsandimplementlinearSISOcontrolinthedecoupleddynamics.Wedescribethecon

40、trollerusedtostabilisethecraftinsimulationandthengoontodemonstratethefunctionoftherollandpitchcompensationintetheredflight.X-4HardwareandConstructionTheX-4Flyerissetapartfromotherquad-rotorvehiclesbyitslargerconstruction.Itconsistsofachassis,motorsandpowercells,andattitudecontrolandcommunicationsavi

41、onics.Eachsubsystemisdescribedindetailbelow:ChassisTheX-4hasanaluminiumcentreframewithcarbonfibre-foamsandwicharms.RegularlyspacedmountingpointsallowstheCoGtobeshiftedeasily.Motorsandbatteriesaremountedasfarfromthecentralaxisaspossible.Thearmsangledownslightlytoprovidemoreclearancebetweenthebottomof

42、thearmsandflappingrotortips.Therotormountsareteeteringhubs,afreelypivotingjointbetweenthedriveshaftsandrotorblades,machinedfromaluminium.Thebladesarescrew-clampedbetweentherotormounttopandbottomplates.DriveSystemTheX-4srotorsaredesignedtolifttheflyerwithanadditional30percentcontrolmargin(greaterthan

43、5.2kg).Thebladesarethree-plycarbonfibreandweredesignedandfabricatedattheANU.Thegeometryisdesignedsothattherotortipsflextotheoptimaloperatingangleunderload.TheANUX2airfoilusedisacustomsectionmadespeciallyfortherotors.TherotorsaredrivenbyJetiPhasor30-3three-phasebrushlessmotorsforradio-controlledaircr

44、aftT.heyofferhightorqueperformancethatallowsfordirectdriveoftherotors,eliminatingtheneedforgearing.Themotorscanpassmorethan300Wandareratedupto35A.Custommotorcontrolboardscommutatethemotors.TheseweredevelopedbytheCSIROQueenslandCentreforAdvancedTechnologyICTgroup.TheboardsarebasedaroundtheFreescaleHC

45、12D60AmicroprocessorandToshibaTB9060brushlessmotorspeedcontrolchip.Powerisprovidedby24Li-Poly2000mAhhigh-dischargecells.Eachcellhasanominalvoltageof3.7V,rangingfrom4.2Vfullychargedanddroppingto3Vatdepletion.Eachcellcandeliverupto20A.Thebatter-iesareconnectedtoapowerbusofsixparallelsetsoffourcellsins

46、eries;thatis,14.8Vnominalvoltageand120Aofcurrentdrawpermotor.Thisgivestheflyeranexpectedflighttimeof11minutesathoverspeed.ControlThecraftisstabilisedbyanonboardembeddedHC12controller.ThecontrollerreadsattitudefromaCSIROEimuIMUthatprovidesangularrateandaccelerationmeasurementsandangularpositionestima

47、tesat50Hz.ThecontrolleroutputsrotorspeedreferencestothemotorcontrolcardsovertheCANbus,alsoat50Hz.CommandandTelemetryHumandirectionstotherobotandinformationabouttheX-4sstatearetransmittedoveralong-rangeBlue-toothserialmoduleconnectedtoalaptopbasestationrunningLinux.TheBluetoothunithasarangeofupto100m

48、.Telemetryfromtheflyerisloggedbythebasestationanddisplayedon-screen.TheusercanissuecommandsviathelaptopusingthekeyboardandaJR-X3810radiohandset.TheradiohandsetcanalsotriggerasafetykillswitchontheX-4,independentlyoftheBluetoothcommuni-cationschannel,usinganonboardradioreceive.rInanemergencythekillswi

49、tchcanstoptherotorsinstantlybydisablingthemotorcontrolboards,evenifdatacommunicationsislost.Quad-RotorDynamicsThedynamicmodeldescribedinPoundsetal,2004addedarticulatedflappingrotorstothebasicquad-rotor行口器英文/對八照外文譯文I獻(xiàn)Figure2:FlappingQuad-RotorFree-bodyDiagram.rigidbodydynamicsmodel.Thecurrentconfigur

50、ationoftheX-4Flyerdoesnotincorporatethehub-springsoriginallyincludedinthemodel.Asaresult,theflappingequationscanbesubstantiallysimplified:Theright-handinertialframeisdenotedbyI=Ex,Ey,Ez,wherexisalignedwiththefrontofthecraftandzisinthedirectionofgravity,andg=(x,y,z)istheoriginofthebodyfixedframeA=Ea,

51、Ea(Ea，TheframeAisrelatedtoIbytherotationmatrixR:AI.VandQarethelinearandangularve-locitiesoftheframeinA(cf.Fig.2).Theequationsare:tationmatrixRisconstructedwiththeyaw-pitch-roll,n=(彷,8,屮)Eulerangles.Rotorsareindexedbytheircorrespondingcompassdirections:North,South,EastandWest(NSEW),whereNindicatesthe

52、frontrotor.Correspondinglyistherotordisplacementfromtheflyercentreofmass:DN=0dhDS=0-dh(9)De=d0h(10)Dw=-d0h(11)wheredisthearmlengthoftheflyerandhistheheightoftherotorsabovetheCoG.VectorsTiandQiaretherotorthrustandtorque,andMiisthemomentduetothethrustvectoroftheithrotor一forateeteringrotor,themomentpro

53、ducedbytherotorflappingisduesolelytothethrustvectoractingaroundadisplacementfromthevehiclescentreofgravity.Thefirstharmonicofthelongitudinalandlateralflappinganglesoftheithrotoraredenotedbya.丄siandb1s.Thenon-dimensionalisedthrustandtorquecoefficients,CTandCQ,aretreatedasconstantshere.Thespeedoftheit

54、hrotorisgivenbywi.Thenon-dimensionalisedthrustcoefficientandflappingequationsarediscussedinmoredetailinSections3.1and3.2.E=RV(1)mV=-mQxV+mgRTe3+TiN,S,E,WR=Rsk(Q)|Q=-QxIQ+Qi+MiN,S,E,W-sa1siTi=CyPAr22cs.a1sib1sicb15a1iQi=CQpAr3Wi|Wi|e3Mi=TixDi(7)3.1PitchandRollRotorDampingAquad-rotornecessarilyhasahor

55、izontaldisplacementbetweenitsmastsandCoG.Whenthecraftrollsandpitches,therotorsexperienceaverticalvelocity,leadingtoachangeintheinflowangle.FromProutyProuty,2002,pp101,Ccanberelatedtotheverticalvelocity,Vc,by:CT/o=呵0tipvi+WrVc(12)whereaisthepolarliftslope,thetatipisthegeometricbladeangleatthe廿pofther

56、otor,viistheinducedvelocitythroughtherotor,andoisthesolidityofthedisc-theratioofthesurfaceareaofthebladesandthewheremandIarethemassandrotationalinertiaoftheflyer,gisaccelerationduetogravity,rhoisthedensityofair,ristherotorradius,andAistherotordiscarea.Inequation6,wismultipliedbyitsmagnitudetopreserv

57、ethesignofrotationforcounter-rotatingrotors.Heresk(x)istheskew-symmetricmatrixsuchthatsk(a)b=axbforvectorsin3.Thesxandqnotationsrepresentsinxandcosxrespectively.Therorotordiscarea.Thepolarliftslopeisitselfafunctionoftherotorbladeangleofattack,a.Itishighlynonlinearforsomeairfoilsandsotherelationcanbe

58、betterexpressedasavariationaroundasetpoint,CT0:CTi=CT0+CTi(13)whereACTisthechangeinducedbythechanginigiflowconditions.FromEquation12,thisiswrittenas:oACTi=-04Wir(V+QXDi)e3(14)whereistheliftslopeatthesetpoint.Front01vmlcieirsdEionofRolnclotionFM0lippsrViFigure3:BladeFlappingAngleRotation.VriPri%V+QxD

59、iYr(1,2)iwiRarctanV(2)i_r(2)iV(1)ir(1)i(15)(16)(17)3.2BladeFlappingWhentherotorstranslatehorizontallythereisadifferenceinbladeliftbetweentheadvancingandretreatingblades,whichcausestherotor廿ppathplaneto廿ItTheresultingangleoftherotorplaneisobtainedbysimultaneouslysolvingtheconstantandsinusoidalcompone

60、ntsofthebladecentrifugal-aerodynamic-stati(weightmomentsystem.Flappingisimportant,asprevioussimulationsoftheX-4haveshownthatthetiltingrotorcanintroducesignificantstabilityeffectsforthevehiclePoundsetal,2004.Thedynamicsofrotorflappingareveryfast,occurringwithinonerevolutionoftherotorLeishman,2006,com