四旋翼飛行器建模與仿真Matlab

四軸飛行器的建模與仿真摘要四旋翼飛行器是一種能夠垂直起降的多旋翼飛行器,它非常適合近地偵察、監(jiān)視的任務(wù),具有廣泛的軍事和民事應(yīng)用前景。本文根據(jù)對四旋翼飛行器的機架結(jié)構(gòu)和動力學(xué)特性做詳盡的分析和研究,在此根底上建立四旋翼飛行器的動力學(xué)模型。四旋翼飛行器有各種的運行狀態(tài),比方:爬升、下降、懸停、滾轉(zhuǎn)運動、俯仰運動、偏航運動等。本文采用動力學(xué)模型來描述四旋翼飛行器的飛行姿態(tài)。在上述研究和分析的根底上,進行飛行器的建模。動力學(xué)建模是通過對飛行器的飛行原理和各種運動狀態(tài)下的受力關(guān)系以及參考牛頓-歐拉模型建立的仿真模型，模型建立后在Matlab/simulink軟件中進行仿真。關(guān)鍵字:四旋翼飛行器,動力學(xué)模型，Matlab/simulinkModelingandSimulatingforaquad-rotoraircraftABSTRACTThequad-rotorisaVTOLmulti-rotoraircraft.Itisveryfitforthekindofreconnaissancemissionandmonitoringtaskofnear-Earth,soitcanbeusedinawiderangeofmilitaryandcivilianapplications.Inthedissertation,thedetailedanalysisandresearchontherackstructureanddynamiccharacteristicsofthelaboratoryfour-rotoraircraftisshowedinthedissertation.Thedynamicmodelofthefour-rotoraircraftareestablished.Italsostudiesontheforceinthefour-rotoraircraftflightprinciplesandcourseofthecampaigntomaketheresearchandanalysis.Thefour-rotoraircrafthasmanyoperatingstatus,suchasclimbing,downing,hoveringandrollingmovement,pitchingmovementandyawingmovement.Thedynamicmodelisusedtodescribethefour-rotoraircraftinflightinthedissertation.Onthebasisoftheaboveanalysis,modelingoftheaircraftcanbemade.Dynamicsmodelingistobuildmodelsundertheprinciplesofflightoftheaircraftandavarietyofstateofmotion,andNewton-Eulermodelwithreferencetothefour-rotoraircraft.ThenthesimulationisdoneinthesoftwareofMatlab/simulink.Keywords:Quad-rotor，Thedynamicmode,Matlab/simulinkTOC\o"1-3"\h\u目錄18927一．引言1226341.1簡介1325331.2研究背景238871.3目標(biāo)和內(nèi)容29021二．飛行器建模2266102.1機體質(zhì)心運動模型2280042.2機體角運動模型48142三．仿真與分析6184373.1仿真平臺和參數(shù)選取6148303.2仿真過程8270603.2.1飛行器的升降運動仿真8149283.2.2飛行器的滾轉(zhuǎn)運動仿真959923.2.3飛行器的俯仰運動仿真918663.2.4飛行器的偏航運動1016183.3仿真結(jié)果分析1112449四．結(jié)論1216690參考文獻13引言1.1簡介四旋翼飛行器也稱為四軸飛行器，是一種有4個螺旋槳且螺旋槳呈十字形交叉的飛行器，可以實現(xiàn)各種的運行狀態(tài),如:爬升、下降、懸停、滾轉(zhuǎn)運動、俯仰運動、偏航運動等四旋翼飛行器是一種無人機，無人機和有人飛機比擬,具有體積相對較小,造價也比載人機低很多,使用非常的方便,在各種復(fù)雜的作戰(zhàn)環(huán)境都可以進行作戰(zhàn)等優(yōu)點。無人機的優(yōu)點備受世界各國軍隊的喜愛,在幾次局部戰(zhàn)爭中,無人機都得以應(yīng)用。無人機的準(zhǔn)確度、高效性以及靈便的偵查能力得到了充分的發(fā)揮,并且引起了對無人機的軍事應(yīng)用和裝備技術(shù)等相關(guān)問題的研究和開展。在21世紀(jì)的陸地戰(zhàn)爭、海洋戰(zhàn)爭甚至是在空中的戰(zhàn)爭,已經(jīng)出現(xiàn)了很多的無人駕駛的武器,自行進行攻擊的武器。無人機在其中占據(jù)了一個非常重要的角色,并且會在未來的軍事戰(zhàn)爭中產(chǎn)生巨大的影響。四旋翼飛行器是一種能夠?qū)崿F(xiàn)垂直的起降具有四個旋翼的飛行器,它分為兩種，一種是用遙控器進行遙控的,另外一種是可以實現(xiàn)自主控制自主飛行。從總體的布局上來看,四旋翼飛行器是屬于非共軸的多旋翼飛行器。與傳統(tǒng)的旋翼飛機相比擬而言,一方面機體的結(jié)構(gòu)相對更為緊湊,另一方面旋翼的增多會產(chǎn)生更大的升力。由于四旋翼的前后與左右的旋翼轉(zhuǎn)向相反,這樣就可以抵消反扭力矩,因此就不需要去設(shè)置專門的尾槳來平衡機體的反力矩。小型的多旋翼飛行器可以對近地而的環(huán)境進行監(jiān)視和偵察,利用攝像頭可以實現(xiàn)實吋的攝像與航拍。1.2研究背景現(xiàn)在存在的四旋翼飛行器大致分為三類:一種是利用無線電進行遙控的四旋翼飛行器,另外一種是自主控制的中小型的四旋翼飛行器,還有一種是自主控制的微型四旋翼飛行器這幾種飛行器都屬于小型的無人飛行器。目前針對四旋翼飛行器控制技術(shù)的研究主要集中在以下兩個方面:一方面是基于慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的自主控制,另外一方面是基于視覺的自主飛行控制。國際上對于四旋翼飛行器的研究己經(jīng)取得了相比照擬豐碩的成果,然而在國內(nèi)這一研究才剛剛起步。只有國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)、哈爾濱工業(yè)大學(xué)以及上海交通大學(xué)微納米科學(xué)技術(shù)研究院幾個已有文獻的報導(dǎo)。哈爾濱工業(yè)大學(xué)建立了四旋翼飛行器的動力學(xué)模型,并對模型進行了簡化,得出了線性的模型。在此根底上,還設(shè)計出了利用PWM波的電機驅(qū)動電路,同事還應(yīng)用H回路設(shè)計控制器,仿真驗證了這個控制器的有效性和合理性。1.3目標(biāo)和內(nèi)容本文旨在研究四旋翼飛行器的運動狀態(tài)，通過動力學(xué)分析，建立出數(shù)學(xué)模型，并根據(jù)所建立的模型在Matlab/simulink中進行仿真，觀察飛行器的平動和角運動，總結(jié)其控制方法。飛行器建模2.1機體質(zhì)心運動模型對飛行器做動力學(xué)建模，為了得到飛行器的數(shù)學(xué)模型，首先建立兩個坐標(biāo)系：慣性坐標(biāo)系和機體坐標(biāo)系。如下列圖〔1〕所示慣性坐標(biāo)系E(OXYZ)相對于地球外表不動,取“東北天〞建立該坐標(biāo)系。機體坐標(biāo)系B〔oxyz〕系與飛行器固連,原點o為飛行器重心、質(zhì)心，,橫軸ox指向1號電機,規(guī)定此方向為正方向?？v軸oy指向4號電機。立軸oz垂直于oxy,符合右手法那么,正方向垂直oxy向上。圖〔1〕坐標(biāo)系及受力分析為了建立飛行器的動力學(xué)模型，不失一般性，對四旋翼飛行器做出如下假設(shè)：1，四旋翼飛行器主均勻?qū)ΨQ的剛體；2，機體坐標(biāo)系的原點與飛行器幾何中心及質(zhì)心位于同一位置；3，四旋翼飛行器所受阻力和重力不受飛行高度等因素影響，總保持不變；4，四旋翼飛行器各個方向的拉力與推進器轉(zhuǎn)速的平方成正比在圖1中定義歐拉角如下：滾轉(zhuǎn)角φ：表示為機體坐標(biāo)系繞ox軸旋轉(zhuǎn)的角度，由飛行器尾部順縱軸前視，假設(shè)oz軸位于鉛垂面的右側(cè)〔即飛行器向右傾斜〕，那么φ為正，反之為負(fù)；俯仰角θ：表示為機體坐標(biāo)系繞oy軸旋轉(zhuǎn)的角度,旋轉(zhuǎn)后飛行器縱軸指向水平面上方，θ角為正，反之為負(fù)；偏航角ψ：表示為機體坐標(biāo)系繞oz軸旋轉(zhuǎn)的角度，為飛行器縱軸在水平面內(nèi)投影與慣性坐標(biāo)系OX軸之間的夾角，迎ψ角平面觀察，假設(shè)由OX轉(zhuǎn)至投影線是逆時針旋轉(zhuǎn)，那么ψ角為正，反之為負(fù)。如下列圖〔2〕所示圖〔2〕歐拉角取機體坐標(biāo)系的一組標(biāo)準(zhǔn)正交基為，慣性坐標(biāo)系的一組標(biāo)準(zhǔn)正交基為，那么兩個坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣為即兩個坐標(biāo)系間向量的變換為：四旋翼飛行器受力分析如圖〔1〕所示，旋翼機體所受外力和力矩為：重力mg,機體受到重力沿OZ負(fù)方向；四個旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的升力Fi(i=1,2,3,4)，旋翼升力沿oz方向；旋翼旋轉(zhuǎn)會產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)力矩Mi(i=1,2,3,4)。Mi垂直于葉片的旋翼平面，與旋轉(zhuǎn)矢量相反。由牛頓第二定律對飛行器進行動力學(xué)分析有：〔1〕〔2〕其中，F(xiàn)為作用在四旋翼飛行器上的外力和，m為飛行器的質(zhì)量，v為飛行速度，是單個旋翼的升力，且，為機翼轉(zhuǎn)速由變換矩陣P知：代入到式〔2〕有：由矩陣對應(yīng)元素相等，得：〔3〕這就是質(zhì)心運動的數(shù)學(xué)模型2.2機體角運動模型由質(zhì)心運動的角動量定理將上式在機體坐標(biāo)系上表示，那么有相對導(dǎo)數(shù)：〔4〕由于：其中：H是動量矩，M為飛行器所受合外力矩，M1是升力產(chǎn)生的力矩，M2是空氣阻力對螺旋槳產(chǎn)生的力矩，且，為阻力矩系數(shù)，為相應(yīng)電機轉(zhuǎn)速。所以有：〔5〕又由于飛行器為對稱的剛體，所以其慣性力矩為一對角陣，即：飛行器的角動量矩為：〔6〕將〔5〕式和〔6〕式代入式〔4〕可得：由向量對應(yīng)元素相等可得：(7)由歐拉動力學(xué)方程：小角度變化時，可將在平衡位置線性化，平衡位置為于是線性化后，得到：線性化后姿態(tài)角和角速度之間就有了簡單的積分關(guān)系定義U1、U2、U3、U4為四旋翼飛行器的四個控制通道的控制輸入量，可簡化飛行器的控制分析:(8)其中U1為垂直方向的輸入控制量，U2為翻滾輸入控制量，U3為俯仰控制量，U4為偏航控制量,wi為螺旋槳轉(zhuǎn)速，F(xiàn)i為機翼所受拉力綜合式〔3〕、〔7〕、〔8〕可得飛行器的數(shù)學(xué)模型為：〔9〕三．仿真與分析3.1仿真平臺和參數(shù)選取由于未進行實物測量，所以直接從現(xiàn)有的研究成果中選取一組飛行器的參數(shù)，如下表所示：表〔1〕飛行器參數(shù)表參數(shù)數(shù)值單位參數(shù)數(shù)值單位m0.25Kg0.033l0.25m0.0330.061g9.8以此參數(shù)數(shù)值代入式〔9〕所建立數(shù)學(xué)模型中，得到如下結(jié)果：〔10〕仿真在Matlab/simulink中進行，以所建立的數(shù)學(xué)模型在simulink中構(gòu)建仿真回路，結(jié)果如下：(圖3)Simulink仿真模型其中以四個機翼角速度做為輸入信號，三個坐標(biāo)的位移和三個偏轉(zhuǎn)角為輸出，仿真過程中以改變四個機翼角速度的值，觀察位移和偏轉(zhuǎn)角的變化進行分析。3.2仿真過程3.2.1飛行器的升降運動仿真當(dāng)，即U1>0,U2=U3=U4=0時，機翼轉(zhuǎn)速逐漸增加，增大到一定值時，可以實現(xiàn)飛行器的垂直升起和降落，故設(shè)置角速度信號源都為斜率為20的斜波信號進行仿真，仿真時間為200s，仿真圖像如下：〔圖4〕Z方向加速度〔圖5〕加速時位移變化仿真結(jié)果說明：開始時z座標(biāo)先減小然后在70s左右后增大，說明剛開始時升力較小，飛行器在下降，轉(zhuǎn)速在大于1400r/min左右之后，飛行器才能起飛，且在此過程中3個偏轉(zhuǎn)角一直為零。經(jīng)驗證，轉(zhuǎn)速在1405r/min時，飛行器可以懸浮。3.2.2飛行器的滾轉(zhuǎn)運動仿真當(dāng)U3=U4=0,U2>0時，可以實現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)運動。設(shè)置，以階躍信號作為信號源進行仿真，時間為5s，仿真結(jié)果如下：圖〔6〕滾轉(zhuǎn)角仿真結(jié)果說明：滾轉(zhuǎn)角逐漸減小，z坐標(biāo)發(fā)生變化，而其余角度和位移都為零，表示未能保持懸浮狀態(tài)，但可以實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角的控制。3.2.3飛行器的俯仰運動仿真飛行器的俯仰運動和滾轉(zhuǎn)運動是相似的。設(shè)置，以階躍信號作為信號源進行仿真，時間為5s，仿真結(jié)果如下：圖〔7〕俯仰角圖〔8〕俯仰運動時位移仿真結(jié)果說明：俯仰角逐漸減大，x、y坐標(biāo)發(fā)生變化，而其余角度和位移都為零，表示在水平面上平動時，實現(xiàn)了俯仰角的控制。3.2.4飛行器的偏航運動當(dāng)U2=U3=0、U4>0時，可以實現(xiàn)飛行器的偏航運動。1.設(shè)置進行仿真，仿真時間5s，結(jié)果如下：圖〔9〕偏航角仿真結(jié)果說明：偏航角發(fā)生變化，5秒時為－3，其余輸出值為零，表示在懸浮狀態(tài)下實現(xiàn)了偏航角的減小。2.設(shè)置進行仿真，仿真時間為5s，結(jié)果如下：圖〔10〕偏航時偏轉(zhuǎn)角變化圖〔11〕偏航時的位移仿真結(jié)果說明：偏航角發(fā)生了變化，5s時變?yōu)?，z坐標(biāo)變?yōu)?，其余輸出值保持為零，表示在上升的情況下實現(xiàn)了偏航角的增大。3.3仿真結(jié)果分析由以上仿真結(jié)果可以看出，該模型模擬了飛行器的垂直升起和降落運動過程，以及保持懸浮狀態(tài)時控制偏航角、滾