飞行器设计与工程

飞行器设计与工程（共10篇）

飞行器设计与工程 篇1

1 引言

飞行区跑滑系统是机场的核心功能区, 必须结合机场航空需求量预测规模进行合理规划和预留。跑道是飞行区的核心, 当航空需求量预测超过或五年内达到现有跑道运行容量时, 应规划增加跑道。滑行道系统规划应满足规划的跑道系统各规划分期的飞机起降架次需求量。本文主要侧重研究飞行区跑滑系统规划与航空需求量之间的关系。

2 跑滑系统规划的原则

1) 结合地形地貌、周围环境、土地使用及远期航空需求量预测的要求进行。

2) 满足近期使用及远期规划的飞机运行特性、尺寸、重量以及风力负荷、净空条件及机型组合和运行架次的要求。

3) 与机场空域、空中交通管制设施以及目视助航设施的规划协调一致。

4) 规划指标及各组成部分的平面尺寸与间距以及机场净空要求应符合《民用机场飞行区技术标准》的规定。

5) 在航空需求量预测超过或五年内达到现有跑道的运行容量时, 应规划增加跑道。

6) 滑行道系统规划应为各条跑道、旅客航站楼、货运站、各站坪区的飞机来往滑行提供运行便捷。

7) 滑行道系统应满足规划的跑道系统各规划分期的飞机起降架次需求量。

3 跑道系统的规划参数

3.1 预测参数

跑滑系统规划主要依据规划目标年的飞机起降架次来确定, 主要对应高峰小时起降架次、年飞机起降架次等预测指标。

飞机起降架次是通过其与旅客吞吐量之间的关系来确定, 这一关系取决于两个因素:载运比和机队组成。载运比定义为旅客-公里除以可用座位-公里, 也即每一可用座位的平均实际载客数, 它反映了运力的被利用程度, 主要对应客座率指标。机队组成则是指不同类型飞机的比例和相应的平均可用座位数。依据预测的机队组成和平均载运比, 可以得到飞机运行一次所能载运的平均旅客数。

3.2 参数取值

根据《2012年民航行业发展统计公报》, 截至2012年底, 我国民航全行业运输飞机期末在册架数1 941架。根据统计资料, 我国目前机队组成为:B类约占8.7%, C类约占76.23%, D类约占5.02%, E类约占10.05%, F类飞机比例可忽略不计。结合各类飞机的平均座位数, 得到加权平均座位数如表1所示。

根据《2012民航机场业务量排名》, 我国前30位机场航空业务量及实际载客数如表2所示。

根据我国民航机场运行的实际情况, 以大中型机场的参数选取为主要分析依据, 确定本次研究中与跑道系统规划直接相关的预测参数取值如表3所示。

4 跑道系统规划与航空需求量的关系

4.1 规范、标准中的相关论述

1) 国际民航组织《机场规划手册》规定单条跑道容量可达15~19万架次/a。

2) 《民用机场总体规划规范》中考虑我国机场目前和可见将来跑道构形规划可能, 从美国联邦航空局咨询通报AC150/5060-5《机场容量与延误》摘录了若干用于长期规划的跑道系统构形的小时容量和年服务量如表4。这些资料代表一些典型美国机场的情况, 并以有关容量与年服务量的若干假设为依据, 而其中有些与我国现行空中交通管制的规定不尽相同。因此, 这些数字只能用作参考。

4.2 本研究的建议

根据前文选取的参数及其取值, 结合我国机场运行实际, 并主要考虑仪表飞行条件下的跑道运行模式, 经研究, 本文给出下列几种常见跑道基本构形与航空需求量之间的关系, 如表5、表6所示。

两条以上跑道的机场, 需结合机场总体布局及其他影响因素, 参照上述跑道基本构形对应的航空需求量进一步分析确定。

5 滑行道系统规划与航空需求量的关系

5.1 规范、标准中的相关论述

1) 单条跑道的滑行道系统

(1) 国际民航组织《机场规划手册》中规定:设置整条平行滑行道的必要条件为5×104架次/a、高峰小时20架次/h。

(2) 《民用机场总体规划规范》中规定:当年需求量达到4×104架次/a或典型高峰小时达到16架次/h时, 单条跑道应设置与跑道等长的平行滑行道;当年需求量超过7×104架次/a或典型高峰小时达到26架次/h时, 宜设置第2条平行滑行道。详见表7。

(3) 《民用机场工程项目建设标准》中规定:单条平行滑行道的容量采用5~7.5×104架次/a、20架次/h;单条平行滑行道加兼作部分第2条平行滑行道的站坪飞机滑行调度道条件下滑行道的容量为6~11×104架次/a、30架次/h;双平行滑行道的容量采用11~15×104架次/a、30架次/h;双平行滑行道加兼作部分第3条平行滑行道的站坪飞机滑行调度道条件下滑行道的容量为大于15×104架次/a、30架次/h。详见表8。

2) 多条跑道的滑行道系统

两条或两条以上跑道的机场, 应根据地面运转的需要, 在合适位置安排跑道与跑道连接的联络滑行道。对于两条平行跑道, 联络滑行道应不少于两条, 当联络滑行道兼作站坪通道时, 必须增加为3条或4条。

5.2 本研究的建议

现有相关规范及标准对于滑行道容量的论述较为详尽, 本研究建议可结合跑道系统构形及容量水平, 参考上述规划标准, 综合考虑滑行道系统规划。

6 国内外典型机场实例分析

6.1 单跑道机场实例分析

根据《2012民航机场业务量排名》, 我国共有12个单跑道机场年起降量超过8万架次/a且旅客吞吐量超过1 000×104人次/a, 详见表9。

另外, 近几年刚刚启动使用第2跑道的机场, 在单跑道运营的最后一年, 航空业务量也达到了非常高的水平, 举例如表10所示。

6.2 多跑道机场实例分析

限于篇幅举四例 (见图1~图4) 来进行分析。

跑道:现有两对近距平行跑道和1条远距平行跑道, 共5条跑道。

滑行道:现有7条完整平行滑行道。

亚特兰大机场的布局是超大型机场的成功典型, 该布局非常适合高水平的飞行区容量和每年处理5000万或更多旅客的机场。

2011年起降量92.4×104架次/a, 旅客吞吐量9238.9×104人次/a, 居世界第1位。

跑道:现有3条远距平行跑道。

滑行道:现有6条完整平行滑行道。

2012年起降量55.72×104架次/a, 旅客吞吐量8192.9×104人次/a。

2012年平均每条跑道航空业务量已达约2 731×104人次/a、18.57×104架次/a。

跑道:现有2组近距平行跑道及3条交叉跑道, 共7条跑道。

滑行道:现有9条完整平行滑行道。

2011年起降量65.2×104架次, 旅客吞吐量5783.2×104人次。

占地30km2或更多面积的机场有巨大的容量潜力, 它们在运行的主要方向上能容纳6条或更多的平行 (或近似平行) 跑道。6条或更多跑道每小时可以容纳100架次/h或更多架次到达, 或者是200架次/h或更多架次的到达或出发混合运行。

跑道:现有1组近距平行跑道和1条远距跑道, 共3条跑道。

作为现有3条平行跑道的机场, 这种布局为未来扩展铺好了道路。

滑行道:现有6条完整平行滑行道。

航空业务量:2012年起降量36.2×104架次/a, 旅客吞吐量4488×104人次/a。

7 结语

本文研究了跑滑系统规划与航空需求量之间的关系, 给出了相关研究结论和建议, 对机场规划和设计工作具有直观、重要的现实意义。

摘要：通过研究机场跑滑系统规划参数及其取值, 建立跑道基本构型与航空需求量之间的数量关系, 总结滑行道规划与飞机起降架次之间的数量关系, 为跑滑系统规划提供定量分析的依据。

关键词：飞行区规划,跑道规划,滑行道规划,航空需求量

参考文献

[1]MH 5002—1999民用机场总体规划规范[S].

[2]建标105—2008民用机场工程项目建设标准[S].

[3]中国民航行业发展统计公报[Z].2009—2012.

飞行器设计与工程 篇2

飞行器设计与工程4年课程设置

【大一第一学期】

机械制图

大学计算机基础

大学计算机基础实验

高等数学（1）

普通化学

大学英语一级

中国近现代史纲要

军事理论

形势与政策1

思想道德修养与法律基础1

体育1

【大一第二学期】

高等数学2

体育2

大学英语二级

C语言程序设计

C语言设计实验

大学物理1

物理实验1

航空航天技术概论

形势与政策2

思想道德修养与法律基础2

【大二第一学期】

理论力学（1-18周上）

体育3（2-18周上）

大学物理2（1-17周上）

大学英语三级（1-17周上）

形势与政策3

物理实验2（10-17周上）

软件技术（应用开发）（1-12周上）矢量分析与场论（7-10周上）

线性代数（5-16周上）

概率论与数理统计（1-14周上）数学物理方程与特殊函数（7-10周上）

【大二第二学期】

大学英语四级

结构强度基础

流体力学基础

电工电子技术

体育4

毛泽东思想和中国特色社会主义理论体系概论 形势与政策4

【大三第一学期】

【大三第二学期】

【大四第一学期】

【大四第二学期】

培养方案全部课程：

【通识教育基础】

[1110011]高等数学（1）

[1110051]大学物理（1）

[1110052]大学物理（2）

[1110062]物理实验（2）

[2110011]体 育1

[2110014]体 育4

[1310011]大学英语一级

[1310012]大学英语二级

[1310013]大学英语三级

[1310014]大学英语四级

[1210040]工业企业管理

[1310190]马克思主义基本原理

[1310240]概论社会实践课

[2010021]形势与政策 1

[2010024]形势与政策 4

[1310210]中国近现代史纲要

[2010023]形势与政策 3

[1110012]高等数学（2）

[1110061]物理实验（1）

[0120750]概率论与数理统计

[1310310]毛泽东思想和中国特色社会主义理论体系概论

[1010250]C语言程序设计

[1010260]C语言程序设计实验

[0120790]工程师职业道德与责任

[2010010]军事理论

[2110012]体 育2

[2110013]体 育3

[2010022]形势与政策 2

[2010031]思想道德修养与法律基础 1

[2010032]思想道德修养与法律基础 2

[0120740]线性代数

【技术基础课】

[0120070]自动控制原理

[0120090]空气动力学

[0120110]航空航天技术概论

[0120130]流体力学基础

[0120160]飞机系统设计

[0120290]矢量分析与场论

[0120500]复变函数

[0120510]计算方法

[0120640]工程材料

[0520030]机械制图

[0520120]机械设计基础

[0520450]电工电子技术

[0520500]电工电子技术实验课

[0120170]弹性力学

[0120700]飞机维护原理

[0120760]飞行器结构力学基础

[0120770]结构强度基础

[0610050]理论力学

[0120800]飞行动力学

【专业课】

1、专业必修

[0130200]结构试验技术

[0130290]民航专业英语

[0130440]结构振动理论

[0130370]结构强度基础试验

[0130360]流体力学试验

[0530810]飞机工艺学

[0130780]飞行器结构设计

[0130130]结构有限元分析

[0130770]飞行器总体设计

2、专业选修

[0140120]可靠性工程基础

[0140620]失效分析与诊断技术

[0140680]自动化检测技术

[0141050]飞机事故调查与分析

[0130810]复合材料力学基础

[0141160]飞机总体设计与模型研制

[0141170]典型结构设计与缩比模型制作

[0141180]复合材料零件设计、分析与制作

[0141190]新概念飞行器设计、分析与仿真试验

[0140350]航空发动机原理与构造

【实践环节】

[0190030]计算机实习

[0190080]专业课程设计

[0190120]社会活动

[2090010]军训

[0590030]制图测绘

[2390012]金工实习B

[0190110]公益劳动

[2390011]金工实习A

[0190020]认识实习

[0190270]生产实习

[0190250]“飞行器设计”课程设计

[0190280]创新实践项目

飞行器设计与工程 篇3

【关键词】无人飞行器 自适应控制 设计 实验

无人飞行器是目前较为先进的无人侦查设备之一，具有较好的机动性，体重较轻，能够高速飞行，适合未来战场上的侦查工作。目前世界上的飞行器主要以无人旋翼飞行器为主，其根据螺旋桨的个数或螺旋桨轴的个数进行分类，可以实现高难度的空中动作，如翻滚、直停、侧飞、垂直升降等，在继承直升机等机型优点的基础上，加入了一些更加先进的技术。

一、自适应飞行控制律的设计

（一）模型逆

自适应控制系统最早是被应用在航天航空领域，提出这一理念是因为当飞行设备在外部环境下进行飞行的过程中会遇到各类外界因素的影响。这些因素都会影响飞行装置的稳定性，对飞行器的飞行高度和速度造成一定的影响。目前想要获得无人旋翼飞行器的精确公式还有一定困难，通常情况下均是采用经验对相关数据进行估计，或实验中所得出的平均参数，因此这类计算方法存在一定的误差性。其误差可以用：来进行表示。其代表飞行器系统的实际动态情况和预估动态情况之间的差异，这种误差可以通过控制器逆误差来进行补偿。

（二）模型逆误差动态特性

以三轴无人飞行器为例，其控制回路的设计模型一般上是用二阶稳定模型来进行表示，其指令向量的公式为：。而飞行器在飞行过程中所收到的角加速度影响向量的公式则为：，用来表示神经网络中计算数据所需要的输出量，以此来对模型的逆差进行补偿。

由上图中可以看出，在对控制无人飞行器姿态的系统进行设计时，其模型逆控制器输出值的伪控制量一般利用：来表示，其中来表示，是模型的跟踪误差。代表无人飞行器控制器的输出，可以用来抵消模型所产生的误差。当无人飞行器控制器的输出量能够完全抵消掉误差，则上述公式即转化为无固定控制量的方程，其动态误差呈现收敛性，并且矩阵A对其起到了决定性的影响作用。如果可以有效保证、的正确性，则就会使无人飞行器整体系统趋于稳定，其所产生的误差就会缩小，并且误差趋势也会有所收敛。

（三）模型逆误差神经网络补償

神经网络是自适应系统中比较重要的组成部分，其使得自适应系统具备了自学习和自适应属性，因此，这一组成部分可以有效帮助整个系统对模型带来的误差进行补偿。以但隐层神经网络为例，以具体构成图如下：

在这一系统中，其隐含的层节点激活函数一般是以S型函数进行表达的，其具体可列为：。而输出层节点则与隐含层节点存在不同的表达方式，其主要是以线性函数进行表单，具体可以列为：

。其中代表输入层的节点数，代表隐含层的节点数，而则代表输出层的节点数，代表输入层的偏置量，而则表示隐含层的偏置量，表示隐含层的阈值，而则表示输出层的阈值。其中和均不能是负数。

为了保证系统在实际操作阶段不出现较大波动的变化，稳定操作量的输出，可以对神经网络输出值进行有效地计算，其是以增加高增益鲁棒项为标准的，具体为：，其中，。

（四）神经网络权系数自主学习的算法

神经网络的在线学习能力也是整个系统自适应的一种表现，其主要是由于非线性函数使得该系统能够无限接近自主学习特性。所有的参考模型信号有界，而神经网络的权系数计算公式则可以表示为：

二、无人旋翼飞行器控制系统实验

在控制系统设计并安装完毕后，需要对整个系统进行实际操作测试，如果条件允许的情况下可以先制作出样机进行测试；而如果条件不允许的情况下则可以利用Simulink工具对其进行仿真模拟测试。主要测试的项目包括无人旋翼飞行器的水平垂直升降的稳定性和控制器对其的操作性能，还要验证飞行器在飞行过程中悬停、侧飞、翻滚、复位等动作的稳定性和控制性的可操作性。利用计算机程序对飞行器飞行轨迹进行计算，分析其飞行姿态和动作轨迹是否能够与控制器保持一致。

无人旋翼飞行器是目前较为先进的飞行技术，其打破了传统飞行器设计理念，结合目前最为先进的科学技术，对未来飞行设备的发展有着巨大的影响。

参考文献：

【1】夏青元，徐锦法.变转速共轴旋翼载荷建模及实验验证[J].实验力学，2012.

四轴飞行器的设计与研究 篇4

四轴飞行器的设计涉及到多个学科的知识, 包括自动控制理论、计算机技术、无线通讯技术、空气动力学等各个学科, 但随着四轴飞行器市场化的逐步成熟, 其设计和制作的技术难度大大降低。本文借鉴已有的研究成果, 采用较为成熟的设计理念和元器件型号, 对四轴飞行器进行硬件和软件的设计。

1 飞行器的设计

1.1 系统硬件设计

飞行控制系统硬件部分主要由电源模块、无线通讯模块、姿态传感器模块、电机驱动模块、主控模块及相关扩展接口等部分组成, 其原理如图1 所示。

主控模块由微处理器和其外围电路组成, 是飞行控制系统的核心模块, 通过接口接收其它模块的数据和遥控指令, 通过PID控制算法控制输出电机驱动数据, 实现飞行器姿态的调整;电源模块的作用是为整个飞行控制系统提供电力供应, 不同的模块所需要的电压会有所差别, 因此需要设计相应的稳压电路;无线通讯模块的主要作用是收到遥控器发送的命令, 同时向地面终端接受信息, 为控制飞行器姿态, 通讯模块需要升降、俯仰、旋转和翻滚四个通道;姿态传感器需要有加速度传感器和角度传感器两种, 为飞行控制系统提供飞行器姿态数据;选用无刷电机作为飞行器的驱动电机, 需要设计电子调速器作为电机驱动模块, 而且需要单独设计, 另外考虑到开关频率特性, 电机驱动模块与电机一一对应, 频率一致。

1.2 系统软件设计

本次设计采用的微处理器为STM32 系列, 支持C语言编写嵌入式软件。使用C语言编写嵌入式软件在项目管理、程序移植等方面相比其它语言具有很大的优势, 因此本次设计采用C语言。编程方式采用直接面向寄存器编程, 提高运行效率。飞行控制系统的主要功能是接受地面控制器遥控信号和姿态传感器的信号, 通过PID控制器和PWM占空比控制实现各电机转速的闭环控制, 实现不同的飞行姿态;同时, 鉴于四轴飞行器的发散性, 引入角速度陀螺仪反馈环辅助飞行控制。

主要执行流程如下:

(1) 系统初始化。系统初始化主要是对内部各模块时钟、总线、控制参数及内部资源等;

(2) 数据输入。接收来自于地面遥控器的控制命令和来自于姿态传感器的测量数据, 其中姿态传感器的测量数据包括陀螺仪传感器和加速度传感器数据;

(3) 姿态融合。姿态融合将地面遥控器控制命令数据和姿态传感器的测量值比较, 将二者的差值通过PID控制器转换成不同占空比PWM脉冲输出, 控制电机转速;

(4) PID控制器。PID控制器的作用是计算姿态差值将其转换成电机PWM输出占空比, 进而输出电机驱动模块, 实现飞行器电机转速的控制。

2 四轴飞行器的应用研究

2.1 航拍

无人飞行器的出现使得以往需要乘坐飞机才能够进行的高空摄影越来越多的变成在地面上通过遥控器控制飞行器和照相机进行, 四轴飞行器作为一种优异的无人飞行器, 其两队旋转机翼对称布置, 机动能力强, 静态盘旋稳定性高, 小型化潜力大, 因此非常适合作为一款航拍飞行器。使用四轴飞行器航拍主要应用在事故灾难救援侦查、城市交通状况巡逻以及大型活动摄影等等多个方面。

2.2 定轨迹飞行。

四轴飞行器通过程序设定可以实现定轨迹飞行, 这就解放了地面控制人员的劳动, 是四轴飞行器具备了初步自主飞行的能力, 也具备了工业化应用的可能性, 实现定轨迹的四轴飞行器在实现简单重复性工作方面具备很大的优势, 同时成本十分低廉, 例如通过设定好巡逻轨迹的四轴飞行器可以携带摄像机实现小区的定时定点巡逻, 携带有红外热像仪的四轴飞行器可以实现电力设备的空中红外测温等。

3 四轴飞行器的应用展望

四周飞行器的应用前景十分广泛, 例如在机场可以可加装蜂鸣器模仿老鹰等猛禽的叫声来驱散鸟类, 也可以增加其称重能力加装农药喷洒装置用于给高树喷洒农药, 电力公司可以使用它来巡视高压电力线路等以便及时发现线路故障隐患, 众多快寄公司正在研究使用四周飞行器等小型无人飞行器来实现城市中近距离的快寄业务, 甚至于未来的一天四轴飞行器有可能作为人类出行的工具代替私家车以改善地面交通拥堵的问题,

摘要：四轴飞行器因其具备可垂直起降、造价低、可重复利用、事故代价小诸多优点, 广泛的用于军事侦察、航拍、交通巡逻等多个领域, 逐渐走进普通大众生活。基于对技术现状分析总结, 设计了四轴飞行器整体技术方案, 并对其在航拍、定轨迹飞行、gps地理位置反馈等方面的应用进行初步研究。

关键词：四轴飞行器,PID,STM32,飞行控制器

参考文献

[1]刘峰, 吕强, 王国胜.四轴飞行器姿态控制系统设计[J].江西科学, 2011, 29 (1) :66-69.

[2]田卫军, 李郁, 何扣芳.四轴旋翼飞行器结构设计与模态分析[J].制造业自动化, 2014, 36 (2) :37-39.

[3]黄鹏宇, 曾路荣, 杨川, 等.一种新型灾难救援四轴航拍飞行器设计[J].四川兵工学报, 2014 (6) :125-128.

[4]李奥伟, 黄起, 杨雪山.四旋翼飞行器的设计[J].电子科技, 2014 (10) :05-06.

飞行器设计与工程 篇5

主动控制技术(ACT)验证机工程飞行仿真系统设计

研究一种我国自行研制、开发的用于ACT验证机的`研制和试飞的多功能工程飞行仿真系统,分析了系统的设计概念、原则和功能要求,提出了面向多功能要求(全数字实时飞行仿真、电传飞控铁鸟台综合试验、飞行训练模拟和工程飞行仿真)的总体设计和总体结构,研究了ACT验证机动力学特性的建模、仿真和提高仿真逼真度的方法.研究和开发了工程飞行仿真的实时管理软件系统和人机(用户)接口.系统应用实践和试飞飞行员的评价表明设计是成功的,是一种性能/价格比高的工程飞行仿真系统.

作 者：宋子善 许佩珍 沈为群 Song Zishan Xu Peizhen Shen Weiqun  作者单位：北京航空航天大学自动控制系,北京,100083 刊 名：航空学报  ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA 年，卷(期)：1998 19(Z1) 分类号：V249 关键词：主动控制技术   ACT验证机   飞行仿真   飞行控制   铁鸟   电传操纵  

飞行器设计与工程 篇6

近年来, 具备可垂直起降、悬停及低空低速飞行能力的四旋翼无人飞行器已经成为一种主流的无人飞行器应用与研究平台, 在侦察、搜索救援、交通监控、灾情监测、航拍、地理测绘、遥测遥感等领域有着非常广泛的应用前景。

由螺旋桨、无刷直流电机、电子调速器及电池构成的驱动系统是四旋翼无人飞行器的关键部件, 它不仅产生升力, 更通过对各旋翼升力的快速调节提供飞行器六自由度运动所需的操纵力和力矩。由于具备开环不稳定、高动态的特性, 四旋翼无人飞行器的姿态需要通过对各旋翼升力的快速调节实现自稳定, 这要求旋翼升力具备快速的动态响应能力。旋翼升力通常由飞行控制计算机向电子调速器发送转速或PWM命令实现。前者要求电子调速器实现旋翼转速的闭环控制[1], 如此可降低电池电压波动对旋翼转速的负面影响;然而转速控制难免存在余差。此外, 出于轻量化考虑, 现有的电子调速器通常使用精度较差的内部RC振荡器, 这使得控制转速与真实转速之间存在误差, 需要额外的校正[2]。后者直接改变PWM占空比调整旋翼升力, 电子调速器仅进行换向而不构成转速闭环[3];在这种开环方式下, 旋翼升力具有快速的动态响应, 然而其动态特性不可避免会受电池电压变化的影响。

在电机方面, 当前的四旋翼飞行器通常采用有刷直流电机[4,5]或无感无刷直流电机[6,7]。有刷直流电机控制简单, 但扭矩较小, 需要减速齿轮配合驱动螺旋桨。无感无刷直流电机扭矩大、效率高, 可直接驱动螺旋桨, 可靠性更高。

本研究给出一个基于无感无刷直流电机的四旋翼无人飞行器驱动系统设计与实现方案并建立了旋翼升力的动态模型, 在此基础上对驱动系统进行详细的性能测试, 并给出实际的自主飞行实验结果。

1 驱动系统设计

1.1 驱动系统总体架构

四旋翼无人飞行器驱动系统总体架构如图1所示。四旋翼无人飞行器的驱动系统由螺旋桨、无感无刷直流电机、电子调速器及电池构成。对角线上的旋翼1、旋翼3逆时针旋转, 旋翼2、旋翼4顺时针旋转。飞行器的俯仰力矩由旋翼1与旋翼3的升力差产生;滚转力矩由旋翼2与旋翼4的升力差产生;4个旋翼的升力之和与反扭力差分别产生升力与偏航力矩;各通道操纵量与各电机PWM值的关系为:

式中:uq, up, uT, ur—俯仰、滚转、升力、偏航通道的操纵量;u1, u2, u3, u4—4个电机的PWM输入。

除了快速的动态特性, 效率也是驱动系统设计的重要指标。根据动量理论, 飞行器悬停所需的理想功率为[8]:

式中:T—升力, ρ—空气密度, A—桨盘面积。

由式 (5) 可知, 在给定悬停重量的前提下, 桨盘面积越大, 消耗的功率越小。因此为了提升旋翼效率, 旋翼越大越好。然而大的旋翼需要大扭矩输出的电机匹配, 相应地, 电机与机体的尺寸也要做大, 因此研究者需要根据悬停重量、机体尺寸进行综合折衷。

1.2 电子调速器设计

为了实现无感无刷直流电机的电子换向, 本研究设计了由六臂全桥驱动电路、反向感生电动势过零检测电路、电流检测电路及ATmega88单片机构成的电子调速器如图2所示。

六臂全桥驱动电路的3个PMOS上臂由单片机的15.625 k Hz PWM输出驱动, 3个NMOS下臂由单片机I/O驱动。

电机转子位置通过检测第三相反向感生电动势 (BEMF, 以下简称反电动势) 过零点判断;过零事件由单片机内置的模拟比较器检测, 由于各相过零事件是按顺序产生的, 根据当前相位控制模拟通道多路选择器切换各相电压输入可以实现比较器的复用, 如此可有效简化电路设计。在静止或低速运行时, 由于反电动势很小, 过零事件检测存在较大误差, 这将导致电机无法正确换向而启动失败。为解决该问题, 本研究在电机启动阶段采用开环换向策略, 等电机产生足够反电动势后再基于反电动势过零点进行换向。

电机工作电流检测电路将电机工作电流转换成电压, 该电压由单片机ADC采集, 用于过流、电机堵转的检测, 以保护电机与MOS管。

ATmega88单片机实现换向、过流检测、与飞控计算机通讯等功能;通讯接口采用I2C总线, 以方便连接多个电子调速器, 并满足4个电子调速器500 Hz PWM更新频率所需的通讯带宽要求。

2 驱动系统模型辨识与性能测试

2.1 测试平台

本研究在如图3所示的测试平台上进行驱动系统的模型辨识与性能测试。测试过程中, 旋翼气流朝上, 产生的下压力由计重设备测量, 电子调速器同时以500 Hz频率输出转速测量值到本地保存。由于设备限制升力难以实时测量, 本研究在获得典型工作点转速与升力数据的基础上, 利用升力与转速平方的正比关系实时估计各转速下的升力。本研究测试的4种动力组合如图3所示。

2.2 模型辨识

PWM-升力阶跃响应曲线如图4所示。从图4给出的PWM-升力阶跃响应曲线可以看出, 旋翼升力的动态特性可以很好地用二阶线性模型描述:

式中:T—单个旋翼的升力;u—电机的PWM输入;k—模型增益;Tp1, Tp2—时间常数。

由实验辨识得到的11.4 V供电电压下4种动力组合的模型参数如表1所示, 辨识实验以方波信号为激励源, 模型参数由Matlab系统辨识工具箱估计得到。从表1可以看出, 同一动力组合正反桨对应的模型增益和带宽存在平均4.4%和4.3%的差异, 这主要是由于正、反桨空气动力学特性难以做到完全一致导致的;电机和桨的转动惯量对模型带宽影响很大, 驱动系统应选用转动惯量尽量小的电机和桨以提高驱动系统带宽, 使得其动态满足四旋翼无人飞行器实时控制的要求。

四旋翼飞行器的4个电机由于总工作电流非常大 (10 A以上) , 只能由未经稳压的锂聚合物电池组直接供电。在飞行过程中, 随着电池电压因放电而逐渐降低, 旋翼升力动态模型的增益和带宽将逐渐下降。针对3S锂聚合物电池组, 本研究选择12.4 V、11.4 V、10.4 V这3个典型的工作电压对各动力组合的模型参数进行了辨识, 结果如图5所示。在电池电压下降16.1%的情况下, 各动力组合模型增益和带宽平均降低22.1%和11.7%。因此, 在飞行控制器设计中需考虑这些参数摄动以保证系统鲁棒性。

2.3 效率测试

除了动态响应带宽, 能量效率也是评价驱动系统性能的重要指标, 它直接影响飞行器的续航时间与里程。11.4 V电压下各动力组合的效率测试结果如图6所示。在相同的升力下, 尺寸越大的桨诱导速度越低, 所消耗的功率越小, 因此效率越高;由于旋翼消耗功率与转速三次方成正比, 效率随升力增大而降低。

3 自主飞行实验及结果分析

3.1 四旋翼飞行器

为了验证驱动系统在实际飞行中的有效性, 本研究在如图7所示的四旋翼无人飞行器上进行了自主飞行测试。飞行器电机和桨分别采用朗宇X2212 550 k V电机和EPP1245正反桨, 电机对角距离0.5 m, 起飞重量1.024 kg。飞行器采用基于多源传感器信息融合的GPS/MEMS SINS/地磁组合导航算法[9]提高飞行状态信息估计的精度与动态性能。为保证飞控系统在驱动系统模型参数摄动下的鲁棒性, 姿态和速度控制算法均基于针对系统不确定性的定量反馈理论进行综合设计[10]。

3.2 自主飞行测试结果

四旋翼无人飞行器自主飞行轨迹如图8所示。在自主飞行实验中, 四旋翼飞行器首先从起降点自主起飞并爬升到航点1, 然后依次穿越航点2、航点3、航点4并返回航点1, 最后自主降落到起降点。由于四旋翼飞行器本质上具备的开环不稳定及高动态特性, 飞控系统对驱动系统的动态性能有很高要求。自主飞行实验结果如图9所示, 由图9可以看出, 驱动系统能很好地满足自主飞行需要, 即使374.5 s飞行器前飞时由于阵风干扰前飞速度出现1.4 m/s控制误差的情况下, 驱动系统也能快速响应, 并在2 s内通过姿态调整恢复前飞。整个飞行过程中, 轨迹跟踪均方根误差为0.58 m, 远小于GPS误差 (2.5 m RMS) 。

4 结束语

本研究给出了一个完整的四旋翼无人飞行器驱动系统设计与实现方案, 在此基础上通过系统辨识实验建立了旋翼升力的动态模型并对系统进行了综合的性能测试。

实验结果表明, 本研究设计的驱动系统动态带宽大于10 rad/s, 且在每个旋翼300克升力输出时效率高达9 g/W, 航线跟踪均方根误差为0.58 m, 完全满足四旋翼无人飞行器自主飞行控制的需要, 大量的飞行实验也验证了其稳定性。

参考文献

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飞行器设计与工程 篇7

在传统的实验室仿真、测试和科技竞赛中,受研究水平和研究条件等方面的限制,很难实现对四旋翼飞行器在软硬件和机械部分的可靠性保证。另外,鉴于硬件平台局限和模块接口不一致等,传统的四旋翼飞行器测试平台也逐渐暴露出更新换代不便捷、利用率不高和可复用性差等方面的弊端。为此,本文在保证各个功能单位模块化和各个软硬件接口一致性的前提下,依托嵌入式处理器技术和CAD技术,通过硬件设计及仿真和软件模块化设计,提出了一种普适性比较高的四旋翼飞行器平台。该平台可以提高四旋翼飞行器平台的开发效率和利用率,并且可以在多种软硬件平台间复用。

1 四旋翼飞行器平台总体设计

四旋翼飞行器平台的功能需求如图1所示。该平台软件部分包括四旋翼飞行器的姿态解算部分和核心控制算法层,以及1个PC端的应用层工具。硬件部分包括各个功能模块的设计及其驱动层设计与实现。本平台采用全向余弦矩阵解算欧拉角的方法进行姿态解算,并通过PID控制实现对飞行器姿态的控制。硬件部分采用Altium Designer设计电路,并进行电气仿真,驱动层采用嵌入式开发环境结合主控制器开发环境进行设计。

该平台所有的软件函数接口和硬件电气接口均采用统一的标准接口,功能单元设计也遵从接口兼容和模块化的原则。

2 软件部分设计

2.1 PID控制简述

在过程控制中,按照偏差的比例(P)、积分(I)和微分(D)控制的自动控制器称为PID控制器。在实际工程中,其应用比较广泛。它的原理简单,易于实现,适用面广,控制参数相互独立,参数的选定比较简单。PID控制是连续系统动态品质校正的一种有效方法,PID算法主要可分为增量式算法、位置式算法。其中,位置式算法可以直接用于过程控制,在追踪算法输出方面更方便;增量式算法则减少了运算量,故障影响范围小,不会严重影响运动过程。

2.2 飞行器姿态解算方法

机体坐标系和地面坐标系如图2所示。

刚体运动时,可以通过欧拉角变换测得当前姿态。如图2所示的2个坐标系,1个是地面参考系,1个是飞机体参考系。对于任意Q向量,相对于机体参考系得到向量QP和相对于地面参考系的向量QG。由旋转矩阵R得到相应的关系式:

其中,旋转矩阵为:

机体绕zb轴旋转得到yaw偏航角Ψ,机体绕yb轴旋转得到pitch俯仰角θ,机体绕xb轴旋转得到roll横滚角φ。

由此可得欧拉角与方向余弦之间的关系是:

由全向余弦矩阵计算得到欧拉角,即:

得到飞行器的姿态后,即可通过由嵌套的PI-PID算法循环来控制。优化内部的PID循环对保证飞行的良好性和稳定性至关重要。外部PID循环不敏感会影响飞行的样式(快或慢),而内部PID循环则要计算出所需的旋转角速度,并且与原始陀螺仪数据比较,将差异反馈给PID控制器,然后发送到电机修正旋转。这是比率(ACRO)模式、稳定模式和其他所有模式的核心,也是飞行器中最关键的增益值。

2.3 PC端应用层工具

图像采集数据的相关情况如图3所示。

本文提出的四旋翼飞行器平台采用OV7620摄像头采集图像数据,并通过主控制器的串口发送至PC端应用层串口工具,PC端实时显示从四旋翼飞行器平台传输过来的摄像头图像数据。

3 硬件部分设计

3.1 四旋翼飞行器主控模块

该平台采用瑞萨的嵌入式控制器R5F100LEA作为主控,由于瑞萨系列MCU具有较高的可靠性,其在车载平台中得到了广泛的应用。该主控具有高速32 MHz时钟、12位间隔定时器和64 K RAM,支持自编程功能,可在线调试,内置乘除法器、乘加法器、按键中断、16位定时器、串行接口和8/10位分辨率A/D转换器,可以满足平台的工程需求。

3.2 摄像头模块

考虑到该平台在实验室测试时,图像采集和视频图像处理部分仅涉及到颜色的灰度值,并由灰度值取阈值构成逻辑判断,颜色数据比较小,所以,平台采用摄像头集成模组FIFO-OV7620作为摄像头模块。该模组自带FIFO,由CMOS摄像头模块OV7620和FIFO模块AL422组成,有效解决了摄像头与主控模块之间的数据读取不同步的问题。摄像头实际采集图像效果如图4所示。

3.3 定高模块

该平台需要在实验室等室内环境中实现定高飞行等功能,可供选择的定高传感器模块有气压传感器模块、近红外定高模块和超声波声纳模块。其中,气压传感器模块的精度不能满足实验室室内调测的要求,而近红外定高模块成本比较高。综合考虑平台所需精度和可靠性的问题,本文将超声波声纳模块作为四旋翼飞行器平台的定高模块。

4 结束语

本文提出了一种普适性的四旋翼飞行器平台,它包括姿态解析算法、自动控制算法、主控制器模块、摄像头模块和超声波声纳模块等。平台采用统一的软件函数接口和硬件电气接口,可以提高平台的快速搭建和便捷定制的能力,提高模块更新换代的兼容能力,从而提高整个四旋翼飞行器平台的普适性、稳定性、可复用性和可定制性。通过模块化编程和硬件模块化设计,可以在不同环境下,通过快速便捷地更改模块和增减代码来满足多种测试和任务要求。因为平台具有普适性和便捷性的优点,所以,能够保证平台胜任自动控制理论领域、嵌入式处理器技术领域等的研究,以及各种科技类竞赛的实验室仿真验证和测试方面的工作。

摘要：由于飞行控制技术限制、硬件平台局限和模块接口不一致等,传统的四旋翼飞行器测试平台在平台搭建、平台调测、平台可复用等方面难以满足当前实验室的测试需要。为此,建立四旋翼飞行器的动力学建模,设计普适性四旋翼飞行器硬件平台,采用飞行器控制器与处理器分离的方案,实现了快速搭建飞行器测试平台,并使用普适性四旋翼飞行器硬件平台,通过简单的处理器软件模块化调用实现了对多个模块的测试。

关键词：四旋翼飞行器,普适性,可复用,模块化

参考文献

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飞行器设计与工程 篇8

随着计算机科学技术发展,基于计算机图形学的视景仿真技术的应用,能极大地提升仿真结果的直观性和逼真性[1]。许多国内外研究机构都进行了视景开发的相关研究。例如,基于Open GL,美国国家宇航局德莱顿飞行研究中心开发了名为Core的仿真系统和用于模拟驾驶的Flight Gear[2]; 基于OGRE图形引擎,大连理工大学开发了名为Si PESC的卫星编队可视化平台[3]; 南京航空航天大学开发了电子海战对战模拟系统[4]; 华中科技大学开发了港口仿真的可视化演示系统等[5]。

通过对国内外研究现状总结分析,本文提出一种构建飞行器实时视景仿真系统的方案,方案以模块化思想将视景系统抽象为通用的基础开发模块,基于OGRE图形引擎进行基本模块开发; 为实现视景系统可扩展性,基于MVC架构,利用MFC库开发场景编辑器,实现场景生成和编辑功能; 在此基础上针对飞行器特点通过3DS MAX构建三维机体模型,利用UDP协议连接d SPACE实时计算机,提供实时数据驱动,完成飞行器实时视景仿真系统的开发。实时视景仿真系统可以应用于飞行数据显示、模拟仿真训练等方向,并且基于该方案可完成多种背景下视景仿真系统的开发。

1 视景仿真软件的总体架构设计

1. 1 视景仿真软件需求分析

视景仿真软件的开发目标是在OGRE图形引擎的基础上,构建具有可复用性的三维视景开发套件,并在此基础上针对飞行器实时仿真需求,进一步开发飞行器实时视景仿真应用软件。飞行器视景软件应该具有三维场景构建、三维模型的构建和导入、实时数据驱动、天气效果模拟、场景漫游以及参数配置等功能。

1. 2 视景仿真软件总体架构

在综合分析视景平台系统的功能需求和特点基础上,按照高内聚、低耦合的模块化设计思想,结合面向对象的设计思路,同时考虑OGRE图形引擎的接口特点,设计视景平台系统总体架构如图1 所示。包括基础环境部分、基础开发模块、场景编辑工具和视景应用软件4 大部分。

图1 中,基础环境部分主要包括操作系统、图形API库、OGRE图形引擎开发和运行环境。基础开发模块是在综合分析三维视景应用软件的共有特点基础上,为提高开发效率,独立抽象和开发的可复用软件模块。场景编辑工具主要用于三维场景的可视化构建并进行地形编辑等相关编辑工作。应用软件部分是在上述基础上,根据具体的飞行器视景开发需求开发的飞行器视景应用程序。

2 视景仿真软件的基础开发模块

基础开发模块是基于OGRE图形引擎抽象和开发的可复用模块,是后续视景应用软件开发的基础。包括OGRE主体框架模块、场景数据管理模块和网络通信模块等模块。其中,主体框架模块负责封装相关的初始化和配置功能。场景数据管理模块负责场景数据的读取和管理,网络通信模块负责数据的传输和通信。

2. 1 OGRE主体框架模块

主体框架模块按照OGRE图形引擎的初始化、配置、资源读取、场景创建显示和帧监听等要求,封装实现OGRE初始化和配置功能,是整个视景平台基础模块的最底层部分,是所有基于视景平台的程序的入口点,负责每一帧的渲染推进,是整个视景程序的渲染泵。

OGRE图形引擎是开发的基础,其核心对象的基本组成方式类图如图2 所示[6]。

一般来说,基于OGRE应用程序的创建步骤如下: ① 创建根结点; ② 加载插件资源; ③ 配置资源目录; ④ 创建渲染窗口; ⑤ 创建场景管理器; ⑥ 创建相机、视口; ⑦ 配置资源组; ⑧ 创建不同的场景。

在上述流程基础上,根据基本初始化配置要求,并结合面向对象的思想,封装基本的OGRE主体框架模块UML图,如图3 所示。

主体框架模块抽象出了视景应用的通用部分,符合面向对象的开发思想,同时也提高了代码的可复用性,为视景应用程序提供了具有通用性的基本框架。从UML类图可以看出,当需要开发新的场景,或者扩展视景应用的时候,可以在Base App类型的基础上进行继承复用已有的接口。

2. 2 场景数据管理模块

场景数据管理模块负责对于场景的所有数据进行管理和操作,包括对地形、静态实体和动态实体等数据的管理工作,主要由地形系统、草地和树木等静态实体以及场景天气系统组成。

2. 2. 1 地形系统

一般来说,地形的生成步骤主要包括分块、高度图数据、地形纹理和细节层次技术[7]。其中,分块即把需要生成的地形划分为许多小的组成部分,将这些部分组合到一起成为最终的整个地形; 高度图数据主要用来生成高度随机的地形,即三维坐标里的高度坐标值; 地形纹理主要用于产生不同材质的地形; 细节层级技术则是保持渲染效果的同时提高渲染帧率的常用方法。

基于OGRE图形引擎提供的相关接口及上述技术,同时按照面向对象的设计思想,地形系统实现的UML类图如图4 所示。

2. 2. 2 草地和树木等静态实体

构建地形环境场景,还需要生成草地树木等静态实体,以提高场景的真实程度。单个静态实体的生成方法与普通模型无异,主要包括网格数据导入,然后进行材质生成等相关工作。构建大场景的树木和草地除此之外还需考虑如下2 个问题:

① 随机效果的树木散布方式。为了方便构造不同的地形,同时避免将代码写死,采用密度图的方式进行大场景树木草地构建[8]。其基本思想是从密度图文件中读取数据,读取密度图数据之后,将对应点的灰度值存入到数据结构当中,在地形生成树木的时候,根据密度图的灰度值大小,决定该位置的树木的密集程度。这样通过更改密度图数据,或者替换不同的密度图数据,就可能得到不同的树木分布的地形,从而避免将代码写死到应用程序当中,提高了灵活性。同时密度图数据可以使用Photo Shop等图片处理工具方便地进行人工编辑。

② 基于分页的树木草地静态场景处理。为了提高树木、草地渲染效率,提高帧率,引入基于分页的场景显示方法并结合LOD技术。基本思想是对于立即可见或者快要可见的场景分页,将所需资源加载到内存空间,而对于远处或者不可见的场景分页,则暂时不进行加载,从而降低内存的资源开销和减少渲染目标数进而提高帧率。

2. 2. 3 场景天气系统

为了提高场景的真实性,往往还需要在场景当中加入天气变化等情况。可以通过OGRE引擎的粒子系统实现。

使用OGRE的粒子系统,首先需要使用Root结点创建特定的粒子系统,并且在创建的方法中给出粒子模板的名称,而粒子模板是预先在脚本中进行定义的资源,在加载资源的时候就已经被OGRE进行记录。粒子模板是OGRE提高3D应用开发效率的一大利器。粒子脚本能够避免将效果硬编码到源代码当中,可以方便、快捷地进行效果的修改而不用重新编译生成。

2. 3 网络通信模块

视景仿真系统基于实时仿真数据驱动运行,所以网络数据传输是视景平台基础组成部分中不可或缺的内容。与TCP协议相比,UDP协议不需要建立连接,也无需重传确认,在点对点的简单环境当中具有更好的效率,所以基于UDP协议进行通信协议构建[9]。数据传输端( 主控机) 和数据接收端( 视景机) 网络接口流程如图5 所示。

3 视景仿真软件的场景编辑工具

场景构建是三维视景应用中的核心部分之一。OGRE图形引擎只提供渲染相关的基础组件和接口,直接使用OGRE图形引擎接口进行场景创建、场景改动和调试都需要进行反复编译运行,效率较低。为了能够进一步提高场景创建生成的效率与直观性,在基于OGRE图形引擎的基础模块层上抽象场景工具层,用于三维视景场景的应用和开发相关工作。

3. 1 场景编辑工具的设计

场景编辑工具是以可视化的方式对场景中的相关资源进行动态编辑和管理,实时预览编辑效果,最后生成场景相关的配置资源文件,配置文件可以在视景应用中直接进行读取加载。为了使得开发的场景编辑工具代码更为规范、易于维护,按照常用的MVC模式对工具进行架构设计[10]。

场景编辑工具主要完成基本的场景编辑、实时预览和数据生成等相关功能。工具应该具有对于场景进行简单编辑的功能,包括地形编辑、静态和动态实体编辑、模型编辑、资源树功能、场景参数预览、地形参数编辑以及地形画刷调整等功能。

3. 2 场景编辑工具的实现

场景编辑工具核心部分在于内部编辑功能实现、用户界面设计和用户消息响应。其中,内部编辑功能可以复用上述基本开发模块,包括主体程序框架和场景数据管理等相关内容。

3. 2. 1 基于MFC库的界面设计与实现

考虑到OGRE图形引擎是基于C + + 语言作为接口,且开发使用的是Windows操作系统,所以图形界面的开发将基于Windows的MFC库进行[11]。编辑器的界面设计类图如图6 所示。

3. 2. 2 编辑器的消息响应流程

消息响应是编辑器的核心部分之一,其本质目的是针对用户的消息进行响应,进而修改相应数据。消息响应流程如下:

① 对当前活跃的View进行处理。主要针对处理与场景用户漫游有关的消息响应,不涉及具体场景数据的更改,漫游功能使得用户能够在场景当中随意进行走动和观察。

② 消息传送给CScene Doc类型。在CScene Doc类型当中,对输入消息进一步响应。

③ 消息响应完成后,激发UI界面进行更新。

3. 2. 3 场景数据串行化

编辑器的最终目的是能够将编辑结果存储到文件系统中,当需要渲染当前场景时,可以在视景应用程序中直接读取载入[12]。场景数据采用基于XML格式的方式进行串行化,基于Tiny XML库将场景数据以XML文档类似的形式存储到文件当中; 同时基础开发模块同样调用Tiny XML库相关的接口对于场景文件数据进行解析和读取工作[13]。

4 飞行器视景仿真软件实现

在基础开发模块和场景编辑工具基础上,针对飞行器视景仿真需求,设计并开发飞行器视景仿真软件。

4. 1 飞行器三维模型的创建

飞行器视景仿真软件开发应首先基于3DS MAX,构建多种飞行器的机型,获得网格数据。利用3DS MAX实现飞行器三维模型的创建,首先需要构建网格实体模型,获得实体模型数据,作为导入OGRE引擎的数据来源。

4. 2 飞行器三维场景的创建

飞行器飞行环境相对比较复杂,所以构建适合的三维场景是使得视景仿真更为真实的关键所在。飞行器三维场景构建,核心部分之一就是构建三维地形场景。三维地形构建基于第2 节所述的地形系统,采用第2 节所述的基础地形模块作为地形构建的基础数据结构。为了避免硬编码并提高整体系统的灵活性,将场景参数抽象到文件当中形成配置文件,在此基础上利用第2. 2 节所述的场景数据管理模块加载数据,进而自动生成场景。数据配置文件的格式与之前所述保持一致,采用XML格式保存配置参数到文件当中。场景生成的基本流程为: 加载配置参数文件、生成地形和渲染环境场景。生成地形参数的同时,也可以将地形数据保存到文件,从而避免每一次单独生成地形数据,加快生成速度。

场景静态实体的摆放、位置以及地形的高度等,可以基于第3 节所述的场景编辑工具进行修改,进而生成相应的地形和静态实体数据等。对每一个场景,都将场景地形高度数据存储到高度图文件当中,在加载地形的时候直接使用。

4. 3 飞行器视景仿真软件演示效果

飞行器实时视景系统,对飞行器的飞行过程进行三维模拟和展现。数据驱动来源于实验室实时仿真平台,主要实时计算装置为d SPACE实时计算机,主控计算机通过UDP协议负责传输数据到视景系统实现实时驱动演示。演示实验效果如图7 所示,分别展示了基本地形场景模拟、海洋天空巡航阶段模拟和山地飞行过程模拟等。

5 结束语

飞行器设计与工程 篇9

装配是产品制造全生命周期中需要耗费大量时间和精力的关键环节。根据Womack等人[1]1990年所作的调查表明, 工业化国家中, 装配劳动量占产品总工时的20%~30%, 装配成本超过生产成本的40%。俄罗斯飞机制造业的统计资料也显示, 在新机试制阶段, 装配工作量高达飞机生产总工作量的75%~80%[2]。因此, 装配技术的发展是保证产品品质和提高生产效率的决定性因素之一。

在飞行器舱板的装配过程中, 现有的翻转机械系统仍以手动操作为主, 对于判断安装位置是否准确到位, 取决于操作人员的目测结果, 往往会造成装配位置不完全对应、装配效率较低、操作人员劳动强度较大等问题。所以实现飞行器舱板自动化装配是当前的必然需求, 也是现代化飞行器装配过程中不可或缺的一部分。

1 机械系统设计要求

翻转机械系统是为了能将飞行器可拆装的舱板以固定方式打开, 并能可靠停放的一种运动工装。主要有以下三点设计要求:

1) 翻转轴为舱板上边沿 (图1中理想转轴) , 即翻转机械系统要保证能够绕着舱板上边沿进行水平翻转, 这是由飞行器舱板的打开形式所决定的;

2) 翻转角度:0°-90°, 初始位置为水平;

3) 翻转速度:10-30°/min;

由于舱板的外形尺寸较大、质量较为沉重、翻转轴位置固定等因素的存在, 所以在进行舱板装配时, 不可能依靠人力直接完成装配, 必须要借助机械系统来完成。作为专门针对舱板装配而设计的翻转机械系统, 可以使整个装配过程完全实现自动化, 并且能够在很大程度上节省工作时间和减小操作人员工作强度, 真正实现高效、精确、可靠的自动化装配。

2 机械系统运动原理及机构设计

2.1 运动原理

为了满足工况需求, 设计以上舱板装配翻转机械系统。该系统拥有水平移动、竖直移动和绕转轴转动三个自由度。如图2所示, 移动架车由四个万向脚轮1、四套支撑垫铁3和架车体5组成, 来实现机械系统较大距离的移动, 在架车移动至目标位置后, 再调整架车体上的四个支撑垫铁, 将架车体上表面调整到指定位姿。然后通过翻转机械系统本身的自由度调整舱板位姿, 直至其到达指定装配位姿, 而这个调整过程就需要由水平移动机构、竖直移动机构和平面四杆机构 (RPRR) 配合来完成。

2.2 机构设计

1) 水平移动机构

如图3所示, 水平移动机构由水平移动电机、两套水平移动导轨、水平移动丝杠螺母和两根与水平移动滑块固定在一起的立柱组成。通过水平移动电机驱动水平移动丝杠螺母机构, 从而使运动部件沿着水平移动导轨方向做水平移动。

2) 竖直移动机构

如图4所示, 竖直移动机构由竖直移动电机通过减速器驱动竖直移动丝杠转动, 而螺母与横梁固连在一起, 通过丝杠的转动带动横梁沿着竖直移动导轨实现竖直方向的移动。

3) 平面四杆机构 (RPRR)

如图5所示, 转动机构由翻转电机4驱动位于电动缸体5内部的丝杠转动, 通过丝杠螺母配合带动电动缸伸缩杆6即螺母进行伸缩运动, 从而促使舱板1绕着转轴做水平旋转, 直至指定位置。其中电动缸支架3和横梁2之间是通过螺栓实现的刚性连接, 在此处视为机架部分。

将绕转轴转动部分用机构运动简图表示, 可得图5中所示的平面四杆机构 (RPRR) , 其中, 伸缩杆CD为主动件, 舱板AC为从动件, 通过控制伸缩杆CD沿着电动缸体BD的移动速度v来使舱板AC绕着A轴的做匀角速度转动, 从水平位置转至竖直位置, 且角速度大小在设计要求规定的范围内。

3 运动规划

如图1所示, 设计要求中所规定的翻转轴应为理想转轴位置, 而在实际设计中, 转轴位置与之存在一定的偏置, 为了使翻转轴满足设计要求, 在绕实际转轴转动的同时, 需要水平移动和竖直移动与之配合运动, 最终实现理想转轴的空间位置始终不变, 即舱板绕着理想转轴转动。

参考图4中得出的平面四杆机构, 建立翻转速度模型, 如图6所示。

根据图6得到的速度模型, 可以得到电动缸伸缩杆CD的伸长量S与舱板转角θ的函数关系式:

将式 (1) 的两边对时间t进行求导可得:

θ=ωt代入式 (1) 和式 (2) 中, 合并两式结果, 得到舱板AC绕转轴进行匀角速度转动时, 伸缩杆CD沿着电动缸体BD方向的移动速度v关于时间t的函数关系:

由式 (3) 得出的结果可求得在理想转轴空间位置不变的情况下, 舱板水平移动速度v1和竖直移动速度v2随时间t的函数关系式:

所以水平移动机构和竖直移动机构只需要施加与v1、v2大小相同、方向相反的移动速度即可实现舱板绕理想转轴的匀角速度转动。

4 虚拟样机仿真分析

在完成方案设计和运动规划的基础上, 对翻转机械系统进行虚拟样机仿真[3], 以保证各项指标性能符合设计要求。

1) 保持架转速验证

将翻转机械系统尺寸参数代入式 (3) 中, 得到伸缩杆CD的速度-时间函数关系式, 将其在虚拟样机仿真软件中添加到相应的motion上, 运行完成后测出翻转速度随时间的变化曲线如图7所示, 转动速度值始终在15.17°/min左右, 运动规划方程正确无误, 转速大小满足设计要求。

2) 转轴位置验证

将式 (4) 、式 (5) 得到的速度-时间函数分别添加到水平移动和竖直移动motion上, 运行完成后检测理想转轴空间位置随时间的变化情况, 如图8所示, 转轴位置最大只有0.32 mm的变化, 近似可认为始终不变, 完全满足设计要求。

5 结语

本文所研制的飞行器舱板装配翻转机械系统能够高效自动的完成装配任务, 各项参数满足设计要求, 机械结构合理可靠, 在很大程度上提高了装配效率、保证了装配精度和降低了操作人员劳动强度。

参考文献

[1]J.P.Womack, D.T.Jones, D.Roos.The Machine That Changed The World[M].USA:Macmillan, 1990:27-32.

[2]Г.A.克里沃夫.前苏联飞机制造技术[M].北京:北京航空工艺研究所, 1999:5-8.

[3]郭卫东.虚拟样机技术与ADAMS应用实例教程[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2008.6.

飞行器设计与工程 篇10

四旋翼飞行器体积小、重量轻,与载人飞机相比成本很低,可广泛应用在交通检测、园林维护、灾区搜救等场合,目前在国内外正处于热门研究中[1,2,3]。但四旋翼飞行器是一个非线性、多变量、高度耦合、欠驱动系统(6个自由度,4个输入量),控制系统较为复杂,系统抗干扰能力差。只有采用了合适的控制方案才能够实现平稳的飞行,这就需要对飞行器进行力学和运动学上的分析并建立相对应的数学模型,设计单片机控制电路及软件控制系统等,实现对飞行器的稳定控制。

1 四旋翼飞行器数学模型建立

为简化分析,假设以下条件成立:

(1)机体坐标系的原点为飞行器的质心,并且与飞行器几何中心重合;

(2)只考虑螺旋桨产生的气流,而空气流动速度及空气阻力忽略不计;

(3)飞行器机体与螺旋桨均为刚体结构,机体的几何构造及质量对称;

(4)螺旋桨旋转时产生的反扭矩与转速的平方成正比,螺旋桨产生的升力与转速的平方成正比。

根据以上条件,设F为飞行器受到的外力和,m为飞行器质量,V为飞行速度,M为飞行器所受力矩之和,H是飞行器相对于导航坐标系的相对动量矩,受力分析如图1所示。根据牛顿-欧拉方程对四旋翼飞行器平移运动与旋转运动建立模型[4,5,6,7]。

设螺旋桨的转速为Ωn,根据假设条件(4)得出升力为bΩn2,其中b为升力系数,则总升力为:

在机体坐标系中飞行器的受力向量为FB=[0 0 U1],导航坐标系E中的受力向量FE为:

在导航坐标系ΓE=[x y z]T下,沿x、y、z三个轴向上受到的阻力系数为Kx、Ky、Kz,根据牛顿第二定律建立沿导航坐标系的三轴受力方程式:

螺旋桨转动过程中产生反扭矩的大小为Qn=dΩn2,d为反扭矩系数。定义U1为垂直总升力,U2为横滚力矩,U3为俯仰力矩,U4为偏航力矩,旋翼中心到飞行器质心的距离为l,则有:

根据角动量守恒定律,设绕x、y、z三个轴上的受到的力矩分别为Mφ、Mθ、Mψ,所受阻力系数分别为Kxφ、Kyθ、Kzψ,根据假设条件(1)和(3),将惯性张量定义为对角阵I:

根据欧拉方程则有三轴力矩平衡方程式:

由于姿态稳定控制不需对位置和高度进行控制,只需考虑角度控制即可,稳定控制时姿态变化较小,可忽略空气阻力的影响,这样得到简化后的动力学模型为:

从以上公式可以看出,在四旋翼飞行器的姿态控制模型中,对任一个角度的控制均可采用PID控制器对其进行控制。

2 硬件电路设计

2.1 硬件系统主要组成

系统硬件主要包括飞行架构、微控制器最小系统、无线通信系统、动力系统、惯性测量单元、电源等几个部分。其中飞行架构是其他几部分的载体,微控制器最小系统用于数据融合、姿态解算与调节,控制协调各模块的工作。无线通信系统用于遥控飞行器和接收数据;动力系统由驱动器、电机、螺旋桨组成,为飞行器提供升力和推动力;惯性测量及系统为飞行器提供姿态和高度等信息,是飞行器系统的重要组成部分。

2.2 主要电路原理图

系统主要电路原理图如图2所示。采用STM32F103-C8T6高速单片机作为主控制单元,MPU6050和HMC5883L组成惯性测量及姿态检测单元,实现对三轴的加速度、三轴陀螺仪、三轴磁场方向的检测,输出原始数据给微控制器,进行融合姿态解算后得到横滚角、俯仰角、偏航角。采用空心杯直流电机,使用PWM进行调速。驱动电路由N沟道的场效应管形成的开关电路实现,选择漏源电阻较小的场效应管,防止电机输入电压变小造成电机转速的范围变窄,便于对电机转速调节的控制。

3 软件系统设计

3.1 姿态解算与卡尔曼滤波[8,9,10,11,12]

飞行器在运行过程中,CPU通过传感器MPU6050内部的三轴加速度传感器、三轴陀螺仪来实时采集当前各方向姿态数据,通过解算后得到三个方向的角度、角速度值,然后调节各电机转速,使其达到期望姿态。加速度传感器用来测量x、y、z三个方向的加速度值,然后与重力加速度比较即可算出三个方向的角度值,但是存在一定误差。三轴陀螺仪传感器用来测量x、y、z三个方向角速度,乘以时间即为角度。

通过陀螺仪计算出来的角度存在一定的误差,多次累加以后累积误差越来越大,最终导致计算出的角度与实际角度相差很大。本文的解决方法是把加速度计读出的角度与陀螺仪计算出的角度相结合,通过卡尔曼滤波计算出更为准确的角度值。

3.2 四旋翼飞行器PID控制器设计[13,14,15]

通过传感器准确获取角度、角速度数据后,再与期望姿态角进行对比,实现对飞行器姿态的调节控制。控制系统采用位置式PID控制器进行调节,四旋翼飞行器主要包括横滚角、俯仰角、偏航角3种姿态,只有对3个姿态角可控,才能实现对四旋翼飞行器的悬停、前进、后退、左转、右转等控制,因此需设计三路串级PID控制器,其框图如图3所示。

在设计中,外环采用角度环进行PI控制,内环采用角速度环进行D控制。设置这样的串级PID可以使飞行器在大角度偏差时修正速度快,小角度偏差时修正速度慢。外环期望角度为设定值,如悬停的期望值为0°,而实际角度值由卡尔曼滤波后的角度数据提供。外环PI控制器的输出值作为内环D控制器的期望值,内环角速度实际值由传感器MPU6050内部的陀螺仪提供。三路PID控制器的输出分别为roll_out、pitch_out、yaw_out,分别以PWM的形式输出给4个电机驱动电路,每个电机PWM线性组合如下:

Y轴前端电机:Throttle-roll_out-yaw_out;

Y轴后端电机:Throttle+pitch_out-yaw_out;

X轴右端电机:Throttle-roll_out+yaw_out;

X轴左端电机:Throttle+roll_out+yaw_out。

其中Throttle为电机输入固定值,也称油门。为保证飞行器稳定,内环控制器的采样频率为200 Hz,外环控制器采样频率50 Hz即可。为保证采样时间间隔均匀,PID控制器采样周期由高优先级定时器中断提供。串级PID调节、卡尔曼滤波轴波形图如图4所示。由图中可以看出飞行器在受到环境干扰时,通过串级PID调节可迅速让机身恢复至平衡位置。恢复时间很短,基本无振荡现象,说明飞行器在串级PID调节下具有较强的抗干扰能力,验证了PID调节系统设计的可靠性。

4 系统测试

4.1 姿态角测试

四旋翼飞行器采集到加速度计和陀螺仪的数据后,经过数据融合、卡尔曼滤波将两种数据融合在一起计算出较为精确的姿态角数据,再将数据通过串口发送到由匿名科创提供的上位机软件,将三轴姿态角用3D效果图直观显示出来。其中横滚角姿态解算3D效果如图5所示,由图中可以看出系统响应稳定、姿态平稳,说明系统能很好地实现这些姿态控制。

4.2 平衡飞行测试

将飞行器半固定在水平杆上调试内外环PID各项系数,在调试俯仰这一路的PID控制器时,先将Ki和Kp设为零,Kp增大到控制回路的输出出现临界振荡较为合适,当选取到12左右时,飞行器在上升过程中出现上下摆动的不稳定现象,通过设置Kd参数抵消比例作用调节时的过度反应和过冲干扰,使飞行器系统在上升时能够趋于稳定飞行,Kd取0.05左右就可以满足要求,为消除静态误差,Ki参数可以选取0.02左右。经反复调试达到稳定状态,在室内可使飞行器平稳悬停在空中,通过调节俯仰角的大小可让飞行器在室外水平稳定向前飞行。

5 结论