四旋翼飛行器建模與仿真Matlab概要

1、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)和動力學特性做詳盡的分析和研究,在此基礎(chǔ)上建立四旋翼飛行器的動力學模型。四旋翼飛行器有各種的運行狀態(tài),比如: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基礎(chǔ)上,進行飛行器的建模。動力學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,動力學模型，Matlab/s

2、imulinkModelingandSimulatingforaquad-rotoraircraftABSTRACTThequad-rotorisaVTOLmulti-rotoraircraft.Itisveryfitforthekindofreconnaissancemissionandmonitoringtaskofnear-Earth,soitcanbeusedinawiderangeofmilitaryandcivilianapplications.Inthedissertation,thedetailedanalysisandresearchontherackstructureand

3、dynamiccharacteristicsofthelaboratoryfour-rotoraircraftisshowedinthedissertation.Thedynamicmodelofthefour-rotoraircraftareestablished.Italsostudiesontheforceinthefour-rotoraircraftflightprinciplesandcourseofthecampaigntomaketheresearchandanalysis.Thefour-rotoraircrafthasmanyoperatingstatus,suchascli

4、mbing,downing,hoveringandrollingmovement,pitchingmovementandyawingmovement.Thedynamicmodelisusedtodescribethefour-rotoraircraftinflightinthedissertation.Onthebasisoftheaboveanalysis,modelingoftheaircraftcanbemade.Dynamicsmodelingistobuildmodelsundertheprinciplesofflightoftheaircraftandavarietyofstat

5、eofmotion,andNewton-Eulermodelwithreferencetothefour-rotoraircraft.ThenthesimulationisdoneinthesoftwareofMatlab/simulink.Keywords:Quad-rotor，Thedynamicmode,Matlab/simulink目錄一引言11.1簡介11.2研究背景21.3目標和內(nèi)容2二飛行器建模22.1機體質(zhì)心運動模型22.2機體角運動模型4三仿真與分析63.1仿真平臺和參數(shù)選取63.2仿真過程83.2.1飛行器的升降運動仿真83.2.2飛行器的滾轉(zhuǎn)運動仿真93.2.3飛行器的俯

6、仰運動仿真93.2.4飛行器的偏航運動103.3仿真結(jié)果分析11四結(jié)論12參考文獻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較，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)問題的研究和發(fā)展。在21世

7、紀的陸地戰(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)的旋翼飛機相比較而言，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

8、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)取得了相對比較豐碩的成果,然而在國內(nèi)這一研究才剛剛起步。只有國防科學技術(shù)大學、哈爾濱工業(yè)大學以及上海交通大學微納米科學技術(shù)研究院幾個已有文獻的報導。哈爾濱工業(yè)大學建立了四旋翼飛行

9、器的動力學模型并對模型進行了簡化，得出了線性的模型。在此基礎(chǔ)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)，通過動力學分析，建立出數(shù)學模型，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建模，為了得到飛行器的數(shù)學模型，首先建立兩個坐標系：慣性坐標系和機體坐標系。如下圖(1)所示慣性坐標系E(OXYZ)相對于地球表面不動，取“東北天”建立該坐標系。機體坐標系B(oxyz)系與飛行器固

10、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,符合右手法則，正方向垂直oxy向上。圖(1)坐標系及受力分析為了建立飛行器的動力學模型，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e：表示為機體坐標系繞0X軸旋轉(zhuǎn)的角度，由飛行器尾部順縱軸前視，若oz軸位于鉛垂面的右側(cè)（即飛行器向右傾斜），則

11、e為正，反之為負；俯仰角e：表示為機體坐標系繞oy軸旋轉(zhuǎn)的角度，旋轉(zhuǎn)后飛行器縱軸指向水平面上方,e角為正，反之為負；偏航角巾：表示為機體坐標系繞0Z軸旋轉(zhuǎn)的角度，為飛行器縱軸在水平面內(nèi)投影與慣性坐標系OX軸之間的夾角，迎巾角平面觀察，若由OX轉(zhuǎn)至投影線是逆時針旋轉(zhuǎn)，則巾角為圖（2）歐拉角13取機體坐標系的一組標準正交基為（化,b2,b3）T，慣性坐標系的一組標準正交基為（i,j,k）T，則兩個坐標系之間的轉(zhuǎn)換矩陣為P=CCCxyzCOS屮COS0sin屮cos0-sin0cos屮sin0sin0sin屮sin0sin0cos0sin0cos屮sin0cos0+sin屮sin0sin屮sin0c

12、os0-sin0cos屮cos0cos0即兩個坐標系間向量的變換為:_b11b2=PJb|_3k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F=ma對飛行器進行動力學分析有：dvd2-F=ma=m=mrdtdt2（1）xyzF(£"F)emgk=mrmIii3dt2Li12）F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

13、，F(xiàn)是單個旋翼的升力，且卩廣KW,W為機翼轉(zhuǎn)速由變換矩陣P知：bi3Lcos屮sin0cos©+sin屮sin©ksin屮sin0cos©sin©cos屮cos0cos©代入到式（2）有：cos屮sin0cos©+sin屮sin©x嚴f)ijksin屮sin0cos©sin©cos屮mgkmijkyii1cos0cos©z由矩陣對應(yīng)元素相等，得：x工Kw2(cos屮sin0cos©+sin屮sin©)/mtii1y工Kw2(sin屮sin0cos©sin©

14、cos屮)/mtii1z工Kw2(cos0cos©)/mgtii-1(3)這就是質(zhì)心運動的數(shù)學模型2.2機體角運動模型由質(zhì)心運動的角動量定理M-迺dt將上式在機體坐標系上表示，則有相對導數(shù)：由于：M=亟dt4)其中：H是動量矩，M為飛行器所受合外力矩，Ml是升力產(chǎn)生的力矩，M2是空氣阻力對螺旋槳產(chǎn)生的有:，且M2.=Kd3i2，Kd為阻力矩系數(shù)，3i為相應(yīng)電機轉(zhuǎn)速。MrxF二l(F-F)b+1(F-F)b1ii312421i=1M=K2+32+32+32)b2d12343M=M+M=(b,b2,b3)l(F-F)42l(F-F)3(32+32+32+32)234又由于飛行器為對稱的剛

15、體，所以其慣性力矩為一對角陣，即：飛行器的角動量矩為：dHdt5)+3XH=(»,b2,b3)H-(bi,b2,b3)J3xxJ3yyJ3zzJ3+(J-J)33xxzyyzJ3+(J-J)33yyxzxzJ3+(J-J)33zzyxxz6)將(5)式和(6)式代入式(4)可得：J3+(J-J)33xxzyyzJ3+(J-J)33yyxzxzJ3+(J-J)33zzyxxz(b1,b2,b3)=(b1,b2,b3)1(F-F)421(F-F)31K(32+32+32+32)d1234x(7)由向量對應(yīng)元素相等可得：.1(F-F)+(J-J)333=42zyyx.b(FF)+(JJ)3

16、33=31zxxz-由歐拉動力學方程："3一x3=y3z屮sin©sin0+0cosQ屮cos©sin0-0sin©Q+Vcos0小角度變化時，可將3,在平衡位置線性化，平衡位置為e=o,屮=o,0=：于是線xyz2性化后，得到：3x3=3y3z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Ul、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:"U-"F+F+F+F-Kfw211234tiUFFi=12二42二K(W2W2)UFFt42331K(W2W2)UF+FFFt3142413K(W2+W2

17、W2W2)d1324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(8)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)學模型為：x=(cos屮sin0cos©+sin屮sin©)U/miy=(sin屮sin0cos©-sin©cos屮)U/miz=(cos0cos©)U/mgi3x3z9)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m0.25KgJx0.0

18、33kgm2l0.25mJy0.033kgm2Kt3.1x10-7Ns2Jz0.061kgm2Kd1.12x10-7Ns2g9.8m/s2以此參數(shù)數(shù)值代入式(9)所建立數(shù)學模型中，得到如下結(jié)果:x=(cos屮sin0cosQ+sin屮sinQ)U/0.25iy=(sin屮sin0cosQ-sinQcos屮)U/0.25iz=(cos0cosQ)U/0.25一9.8iQ二(0.25U-0.280V)/0.0332&=(0.25U+0.028QV)/0.033x3(10)二U/0.061z4仿真在Matlab/simulink中進行，以所建立的數(shù)學模型在simulink中構(gòu)建仿真回路，結(jié)果

19、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，三個坐標的位移和三個偏轉(zhuǎn)角為輸出，仿真過程中以改變1、32、®3、34四個機翼角速度的值，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二2=33=34，即U1>O,U2=U3=U4=O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：時間（圖5）加速時位移變化仿真結(jié)果表明：開始時z座標先減小然后在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

20、/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U3=U4=0,U2>0時，可以實現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)運動。設(shè)置31=曲=1405、32=13°3、34=1500,以階躍信號作為信號源進行仿真，時圖（6）滾轉(zhuǎn)角仿真結(jié)果表明：滾轉(zhuǎn)角逐漸減小，Z坐標發(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31二8、34二1450、32=34二1405，以階躍信號作為信號源進行仿真，時間為5s,仿

21、真結(jié)果如下:MH圖（7）俯仰角圖（8）俯仰運動時位移仿真結(jié)果表明：俯仰角逐漸減大，x、y坐標發(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U2=U3=0、U4>0時，可以實現(xiàn)飛行器的偏航運動。1.設(shè)置31=®3=14°°、2=®4=1420進行仿真，仿真時間5s,結(jié)果如下:D-0.51i11-11111I!11511-1.5P*_£.-2.5J11ii1111ii17、100.51-iryhsrrfFoM_fl11.522.51時間13.5£14.5!圖（9）偏航角仿真結(jié)果表明：偏航角發(fā)生變化，5秒時為一3,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)置血二3=143°、2二4=