四旋翼飞行器的姿态控制是无人机稳定飞行的关键技术之一。针对复杂多变作业条件下飞行器参数会经常发生变化的问题,在典型控制方法的基础上提出一种自适应的智能控制方法。首先,根据牛顿欧拉定律推导出无人机在地理坐标系下的动力学模型,并对其中参数进行测量计算;然后基于三角形隶属度函数建立模糊控制器,作为外环自主切换的两种控制方式之一,并设置平滑切换过程;最后结合外环对姿态角的控制方法以及内环对角速度快速调整的PD控制方法,实现了无人机串级PID控制方法。仿真和实验结果表明,该系统能够有效控制四旋翼飞行器的飞行姿态。相比较其它算法,其具有更好的鲁棒性和姿态调节的快速性。提升了无人机在飞行过程中抵抗环境扰动和系统动态响应的能力,为四旋翼飞行器控制研究提供了重要的理论与实践基础。

主要提出了一种基于干扰观测器的四旋翼飞行器姿态运动系统最优滑模控制方法。考虑外界的干扰、内部参数的扰动以及建模误差等干扰,设计了一种非线性干扰观测器来估计未知的复合干扰。结合干扰观测器的输出,通过积分滑模控制对不匹配复合干扰进行补偿,随后使用SDRE控制方法实现了四旋翼飞行器姿态的最优控制。通过Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性,仿真结果表明这里设计的控制器对不匹配干扰具有较强的鲁棒性,同时保证了闭环系统的性能最优。

为研究悬停状态下不同翼间距对微型四旋翼飞行器气动性能的影响,结合整机试验和数值模拟,分析了不同旋翼间距下微型四旋翼飞行器拉力和功耗的变化规律。在样机试验中,通过搭建试验平台对间距比l/d范围1.1~2.0的微型四旋翼飞行器进行了拉力和功耗的测量,确定了相同功耗条件下具有较大拉力的最佳旋翼间距范围。为更直观地得到旋翼间气动干扰对整机气动性能的影响,通过CFD方法对微型四旋翼飞行器流场进行了仿真,得到了不同间距下的压力、流线和涡量分布情况,进而对四旋翼飞行器在不同旋翼间距下表现出的不同气动特性进行对比。结果表明,与无干扰状态下的孤立单旋翼相比,四旋翼间存在的气动干扰在合理的旋翼间距下可以保持涡流完整,并有助于提升四旋翼系统的拉力。最后,通过试验和仿真对比发现,在旋翼间距为1.8d时,四旋翼飞行器具有较...

针对四旋翼无人机姿态控制的问题,提出一种仿人智能PID控制方法,根据此方法设计无人机姿态控制系统。通过对无人机飞行原理和动力学的理论分析建立无人机数学模型;在常规PID控制算法和仿人智能控制规则的基础上提出一种新的仿人智能PID控制方法,并将此方法应用于无人机的纵向控制通道,根据无人机在垂直方向运动的动态特性实时在线调整PID控制参数,并通过MATLAB软件进行仿真。仿真结果表明:上述仿人智能PID控制方法优于常规PID控制,能够满足良好的动态特性,也能够提高系统的稳定性和鲁棒性。

为了解决单架无人机执行任务效率低,安全冗余差等问题设计了一种基于GPS的无人机编队飞行控制系统。无人机端主控芯片采用STM32F427搭载Nutt X嵌入式操作系统,保证了姿态解算、姿态控制、导航、通讯等复杂任务的实时有序执行。使用ZigBee通讯模块、MAVLink通信协议搭建无线通讯链路,并解决了多节点之间的通讯以及通讯冲撞问题,实现了无人机之间、无人机和地面站的稳定通讯。在地面站端对各架无人机位置的检测,并在此基础上使用编队算法实现多架无人机的三角形、直线等阵形的编队飞行。实验表明,该系统能有效的实现多无人机的编队飞行控制。

针对悬停状态四旋翼植保机在不同轴间距下对推力的影响进行研究。以十字形四旋翼植保机相邻螺旋桨轴间距作为研究对象，为消除外界因素对轴间距推力实验的影响，先后进行地面效应分析、实验平台搭建、实验平台误差测量实验，最后进行轴间距对推力性能影响实验，并对实验所测得数据进行分析。实验结果表明：轴间距的大小对相邻螺旋桨推力损失影响很大，间距较小时影响尤为突出，在大区间轴间距为（2．1～3．0）只之间变化时，推力先增大后减小最后趋于稳定值，当间距为2．5用寸所产生的推力最大。细化小区间（2．4～2．6）R，得到推力变化趋势与大区间相似，但间距为2．5R1时所产生的推力最大。

无人机在水下针对作业任务,需要在不同位置定点悬停。文中对悬停状态的实现提出了悬停平衡模块设计的思想。对悬停水舱-螺旋桨模块进行了运动学分析;对四旋翼结构进行了动力学分析。分析表明,模块化的设计可以使横滚角和俯仰角控制在很小的范围内,而偏航角可以在很大范围内调节,无人机水下悬停可以得到较好的平衡调节。

针对四旋翼飞行器MEMS惯性测量单元姿态估计过程中存在的漂移和噪声问题,提出了一种基于互补滤波的改进算法。建立了以MPU9250为姿态测量单元的四旋翼飞行器测试平台。分别在静态和动态条件下,收集和比较了不同方法获得的姿态数据,包括信息融合的卡尔曼滤波算法,传统互补滤波的数据融合,以及改进的滤波融合算法。实验结果表明,改进的姿态融合算法在不同条件下具有较高的估计精度和最终姿态角的漂移和噪声误差较小的优点,易于在低成本的飞机控制系统中实现。