四旋翼飞行器倾斜控制 自动控制原理实验报告电子版(研究) 王彤

自动控制原理实验研究报告（2010-2011学年第一学期）四旋翼飞行器的倾斜控制姓名：王彤班号：02020801学号：2008300558摘要：四旋翼飞机通过排布在十字形支架四个顶端的旋翼，产生气动力，控制飞行器的升降，倾斜，旋转等。本文只讨论四旋翼飞机沿其中一个支架轴的倾斜控制问题，并且不考虑飞机的高度，旋转，沿另一轴的倾斜等问题，也不考虑另一轴上的旋翼产生的扰动。输入一个固定倾斜角度，使飞行器保持这个角度稳定。关键字：四旋翼飞机倾斜控制稳定引言：相比于单桨直升机而言，四桨直升机有更好的飞行稳定性，和悬停能力，对侦察拍照，航空测绘等具有强劲优势。采用四螺旋桨设计可以在现有技术水平上提高直升机的机动性和运载能力，其表现在：首先，四螺旋桨直升机与传统单螺旋桨直升机在形态上有明显的区别。四螺旋桨直升机不需要尾桨来保持方向稳定，可以解决现代单桨直升机空间利用率低的问题。从而提高在舰艇和山区部署使用时的作业效率。其次，相比于H46等双桨直升机，四桨可以提供更好的悬停性能与更强大的运载能力，可以用作更稳定的高空作业平台或大型运输工具。另外，由四个螺旋桨分担目前由一个或两个螺旋桨完成的动力要求可以降低每个螺旋桨的负担，降低噪音，有利于提高直升机的隐蔽性，使其可以更好的完成侦察、敌后作战等特种任务。国内外也有相应的研究、实验，例如比较成功的案例，2009年一家德国公司设计制作出一台四螺旋桨内置GPS的无人机“MD4-200”，并进行了成功试飞。该无人机自重0.9公斤，并能承重0.2公斤，马达噪音非常小，采用电能驱动，可以在120米高度持续飞行20分钟。该机上装有摄像头，可用于侦察。本文主要通过建立控制对象的数学模型，查阅资料获得参数，得到系统的传递函数，运用MATLAB软件进行设计分析，最后通过Simulink仿真，观察所设计的控制系统。1.建立被控对象数学模型（1）由角度转换为电压以一根支架水平时所在直线为基准轴，支架顺时钟旋转倾斜角度为正，逆时钟为负，首先给定目标角度θ，即希望得到的支架与水平轴的夹角。输入为θ时，通过电位器转换为电压，电压与角度成正1utKt（2）由电压得到转矩电压带动电机，电机旋转的运动方程，当L=0时，电机电枢电流为uiR，而电机转矩为2mMKi，于是有2muMKR，考虑到电机轴的摩擦()fMft，对于直流电机电压与旋转角速度的关系为()mmdtTtKutdt有效转矩为mfMMM（3）由转矩得到旋翼旋转产生的气动拉力单个旋翼的升力为212YYCWS，阻力为212XXCWS式中CY、CX分别为升力系数，和阻力系数，212W为翼型迎面动压，S为翼型表面积由上面两式可以推出YXCYXC力矩公式为MFr，（4）由气动拉力得到飞行器倾斜角度建立运动方程如下222122123mmdMJdtMXlJmlml式中M、Jm分别为绕支架质心旋转的力矩和转动惯量。2.分析被控对象特性根据简化的数学模型得到传递函数，并分析传递函数的特性（1）由角度转换为电压1utKt拉氏变换得到传递函数11UsGsKs查的式中1max123.82EK（2）由电压得到转矩对于直流电机电压与旋转角速度的关系为()mmdtTtKutdt拉氏变换得1mmsKGsUsTs2muMKR，mfMMM整理化简得到2221mmmKKTsKfMsRRGsUsTs查得某型号的电机参数，2aR，22/KkgmA，0.5f，1mK，0.01mT，代人上述式中得到250100sGss（3）由转矩得到旋翼旋转产生的气动拉力查得某型号的翼型升阻比为5YXCC。由力矩公式MFr，将阻力作用点折合到0.05rm上，所以20XsMs，5YsXs整理上式得到3100YsGSMs（4）由气动拉力得到飞行器倾斜角度222122123mmdMJdtMXlJmlml式中Jm为旋翼飞机绕质心的转动惯量，m1、m2分别为长l的支架的质量，和一个电机的质量，取支架的材料为塑料，密度为31/gcm，平均截面积为0.025m3，l=0.2m，则10.05mkg，查得某种型号的电机20.3mkg，代人各量，并进行拉氏变换得到4216sGsXss。最后将得到的输出θ反馈到输入端，得到系统的结构图如下系统的开环传递函数为1234326226.6311330()100sGsGGGGss系统的闭环传递函数为326226.6311330()11006226.6311330GsssGssss用MATLAB编程进行分析输入程序，获得系统的单位节约响应及波形图编辑程序得到系统闭环根为-73.1，-13.5+63.9i，-13.5-63.9i阻尼比对应为11和20.206无阻尼振荡频率为173.1n，265.3n由图中可以看出超调峰值为1.65调节时间0.3s上升时间0.017s扰动情况下的单位阶跃响应可以看出扰动对系统很小。系统的根轨迹如图附程序系统的奈氏图及程序系统的Bode图及程序编程计算得出，系统的相角裕度为19.4190截止频率为65.5182c3.设计控制器根据以上各种分析系统是稳定的，但是稳定程度不够，动态特性也不够好，现在进行校正设计。先进行超前校正，编程经计算得到校正传递函数为0.02309s+10.0075181cGs单位阶跃响应曲线如下图中可以看出超调量为%30%调节时间为0.0887sts校正前后波Bode图如下，图中红线为校正后的曲线并由图象可以得到截止频率99.2/crads，相角裕度48.24.仿真验证进入Simulink进行仿真，绘制模块图如下输入阶跃信号，开始仿真，输出波形如下在有扰动情况下的模块框图和输出波形如下5.结论文章通过分析，设计出了控制系统的数学模型，并转换成为传递函数，由于忽略了一些不太重要的因素，只考虑了个别影响，使问题能够较容易上手解决。设计的系统为单位负反馈系统，经过软件计算画图分析，动态性能，稳态性能不是特别好，所以设计了校正网络加以改善。最后用软件进行仿真观察。通过本次实验报告的写作过程，锻炼了我针对问题，利用所学知识解决问题的能力，还翻阅了大量资料，对软件也有了进一步的熟悉。参考文献胡寿松．自动控制原理．第五版．北京：科学出版社，2007．熊晓君．自动控制原理实验教程．北京：机械工业出版社，2009．彭学锋，刘建斌，鲁兴举．自动控制原理实践教程．北京：中国水利水电出版社，2006．和兴锁．理论力学．北京：科学出版社，2005．刘沛清．空气螺旋桨理论及其应用．北京：北京航空航天大学出版社，2006．杨一栋．直升机飞行控制．北京：国防工业出版社，2007．