【摘 要】
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微型四旋翼飞行器因其结构简单、低成本且可实现垂直起降等优点,在军事以及民用领域具有广阔的应用前景,因此成为研究的热点。但是四旋翼飞行器本身欠驱动、多变量、非线性等
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微型四旋翼飞行器因其结构简单、低成本且可实现垂直起降等优点,在军事以及民用领域具有广阔的应用前景,因此成为研究的热点。但是四旋翼飞行器本身欠驱动、多变量、非线性等特性导致实现对该飞行器的控制难度较大,所以关于四旋翼飞行器的建模与飞行控制系统的设计成为了研究的难点。本文从工程应用出发,在总结国内外针对该类飞行器飞行控制系统研究的基础上,展开以下研究工作:首先,针对微型四旋翼飞行器进行了理论建模研究。根据经典力学定理,建立了四旋翼飞行器的全量动力学模型,使用小扰动方法处理得到某定常状态下的线性化数学模型,通过对线性模型中的稳定性矩阵和操纵性矩阵的分析,为下一步飞行控制律的设计提供参考。其次,总结并提出了飞行控制系统总体设计要求,按照设计要求完成了飞行控制系统总体方案设计,针对机载飞行控制系统中硬件系统中部分模块进行详细设计,软件系统部分则使用PID控制方法设计飞行控制律,以及采用模拟I2C通信采集部分传感器数据。然后,对四旋翼飞行器捷联导航系统进行了研究。采用基于四元数的姿态矩阵更新算法解算姿态角,针对该方法所存在的不足,采用基于互补滤波器的姿态融合算法。另外,对于在硬件设计中所使用的微机电传感器提出了各自的误差校正方法。最后,将所设计并实现的系统进行联合调试,验证捷联导航系统设计的有效性。为验证所设计的飞行控制律的有效性,采用自制微型四旋翼飞行器进行飞行试验。飞行试验结果表明,所设计的各个系统可以实现对四旋翼飞行器的稳定控制。
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