帶機(jī)械爪的無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)與控制【全套含CAD圖紙、說(shuō)明書(shū)】
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四旋翼無(wú)人機(jī)建模和PID控制器設(shè)計(jì)
摘要
本文提出了以四旋翼垂直起飛和著陸的(VTOL)無(wú)人機(jī)模型被稱為四旋翼飛機(jī)。本文提出了一個(gè)自主旋翼飛行控制的新模型的設(shè)計(jì)方法。本文還介紹了四旋翼控制器的架構(gòu)。四轉(zhuǎn)子的動(dòng)態(tài)模型是一個(gè)固定4俯仰角的轉(zhuǎn)子欠驅(qū)動(dòng)飛機(jī)。因?yàn)樗男盹w行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜,所以它的建模不是的一件容易的工作。這樣做的目的是為了盡可能開(kāi)發(fā)出逼真的模型。設(shè)計(jì)了一個(gè)穩(wěn)定且控制精確的模型。本文闡述一個(gè)PID(比例積分微分)控制方法以獲得飛行的四轉(zhuǎn)子飛行物體穩(wěn)定性的發(fā)展史。該模型的四個(gè)輸入力,由連接到每個(gè)轉(zhuǎn)子具有固定的角度的螺旋槳提供推力。向前(向后)運(yùn)動(dòng)的維持是通過(guò)增加(減少)前(后)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的速度同時(shí)降低(增加)后(前)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速,這意味著改變俯仰角。左和右運(yùn)動(dòng)是通過(guò)以相同的方式改變側(cè)傾角來(lái)實(shí)現(xiàn)的。前部和后部電機(jī)逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)而其他電動(dòng)機(jī)順時(shí)針?lè)较蜣D(zhuǎn)動(dòng)使得偏航命令通過(guò)增加(減少)電動(dòng)機(jī)逆時(shí)針轉(zhuǎn)速,同時(shí)減少(增加)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)的馬達(dá)轉(zhuǎn)速衍生的。
關(guān)鍵詞:四旋翼,PID控制器,垂直起降無(wú)人機(jī),MATLAB的。
1.引言
無(wú)人機(jī)或“無(wú)人機(jī)”,被定義為沒(méi)有飛行員的飛機(jī)[1]。無(wú)人機(jī)已經(jīng)被用于執(zhí)
行情報(bào),監(jiān)視和偵察任務(wù)。無(wú)人機(jī)的技術(shù)是由整個(gè)系列任務(wù)來(lái)組成。無(wú)人機(jī)相對(duì)于有人駕駛系統(tǒng)有以下幾個(gè)優(yōu)勢(shì),包括增加可操作性,降低成本,減少雷達(dá)信號(hào),更長(zhǎng)的續(xù)航能力,以及駕駛員風(fēng)險(xiǎn)較小。在垂直起飛和著陸方面型無(wú)人機(jī)展示了進(jìn)一步可操作性的特點(diǎn)。這些機(jī)體從起飛到著陸都很少需要人工操作。
無(wú)人駕駛飛行器(UAV),覆蓋了許多民間和軍事應(yīng)用,包括監(jiān)測(cè),介入在惡劣的環(huán)境中,空氣污染監(jiān)測(cè),和區(qū)域偵查[2]。
無(wú)人機(jī)(UAV)已經(jīng)顯示出越來(lái)越大的優(yōu)勢(shì),這多虧了最近的技術(shù)預(yù)測(cè),尤其是涉及儀器儀表的預(yù)測(cè)。他們盡可能以合理的成本制造強(qiáng)大的系統(tǒng)(微型無(wú)人機(jī))該系統(tǒng)被賦予自主導(dǎo)航的能力。
在本文中,我們研究了四旋翼的行為。這種飛行機(jī)器人呈現(xiàn)的主要優(yōu)勢(shì)是有著相當(dāng)簡(jiǎn)單的動(dòng)態(tài)功能。的確,旋翼是一個(gè)周圍放置了一個(gè)4螺旋槳主體的小的媒介。
主體包括電源和控制硬件。四個(gè)轉(zhuǎn)子用于控制飛行器。四個(gè)轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)速度是獨(dú)立的。由于該獨(dú)立性,它的可能來(lái)控制飛行器的俯仰,滾動(dòng)和偏航姿態(tài)。然后,它的位移是由四個(gè)轉(zhuǎn)子,其方向根據(jù)旋翼的姿態(tài)而變化的總推力產(chǎn)生。飛行器運(yùn)動(dòng)因此被控制。
至今許多已經(jīng)有涉及四旋翼飛行器項(xiàng)目,第一個(gè)已知的懸停無(wú)人機(jī)發(fā)明與1922年[3]。在旋翼概念最近興趣已經(jīng)通過(guò)商業(yè)遙控版本,如DraganFlyer IV[4]引發(fā)。許多研究團(tuán)隊(duì)[5] - [8]在自主旋翼飛行器的研究上獲得了顯著的成功。
如今,微型無(wú)人駕駛飛機(jī)侵入幾個(gè)應(yīng)用領(lǐng)域[9]:安全(空域監(jiān)控,城市和城市間交通);自然風(fēng)險(xiǎn)管理(監(jiān)測(cè)火山活動(dòng));環(huán)保(空氣污染和森林監(jiān)測(cè)的測(cè)量);介入敵對(duì)網(wǎng)站(放射性工作場(chǎng)所和掃雷)在大型基礎(chǔ)設(shè)施(大壩,高壓線和管道)的管理,農(nóng)業(yè)和電影制作(空戰(zhàn)射擊)。
對(duì)比地面移動(dòng)機(jī)器人,為它通常是可以限制模式運(yùn)動(dòng)學(xué),空中機(jī)器人(旋翼)的控制,需要在以占重力效應(yīng)和空氣動(dòng)力學(xué)[10]。
4轉(zhuǎn)子和一個(gè)橫穿主體框架:在一般情況下,現(xiàn)有的旋翼動(dòng)態(tài)模型上的獨(dú)特剛體其是限制性的假設(shè),即不考慮該系統(tǒng)由五個(gè)剛體的事實(shí)的假設(shè)開(kāi)發(fā)的。這使得幾個(gè)方面的說(shuō)明中,像陀螺效應(yīng),非常困難。此外,簡(jiǎn)化的假設(shè)通常在模型開(kāi)發(fā)的早期引入并一般導(dǎo)致誤導(dǎo)的解釋。
II.?dāng)?shù)學(xué)建模
旋翼飛機(jī)是一種欠驅(qū)動(dòng)固定螺距角四轉(zhuǎn)子如圖1所示。建模的飛行器,如四旋翼不是因?yàn)槠鋸?fù)雜的結(jié)構(gòu)的一個(gè)簡(jiǎn)單的任務(wù)。這樣做的目的是讓開(kāi)發(fā)飛行器的模型盡可能真實(shí)。
在旋翼,有四個(gè)轉(zhuǎn)子具有固定角度的代表四個(gè)輸入力量基本上如圖由各螺旋槳產(chǎn)生的推力。1.集體輸入(U1)是各電動(dòng)機(jī)的推力的總和。螺距移動(dòng)是通過(guò)增加(減少)的后置馬達(dá)的速度,同時(shí)減少(增加)的前電動(dòng)機(jī)的速度獲得。輥運(yùn)動(dòng)是通過(guò)增加(減少)的右馬達(dá)的速度,同時(shí)減少(增加)左馬達(dá)的速度相似的方式獲得。偏航運(yùn)動(dòng)是通過(guò)增加(減少)的前部和后部電機(jī)的速度一起,同時(shí)減少(增加)的橫向電機(jī)的速度一起獲得。這應(yīng)在保持總推力不變來(lái)完成。
每個(gè)控制器輸入影響了旋翼模型的某些方面,此處U2影響側(cè)傾角的旋轉(zhuǎn)而U3在飛行過(guò)程中影響俯仰角和U4控制偏航角和U1影響該模型的高度(z軸)。
每個(gè)轉(zhuǎn)子產(chǎn)生的時(shí)刻,以及垂直力。這些時(shí)刻已經(jīng)實(shí)驗(yàn)觀察到線性依賴于力為低速有四個(gè)輸入力和六個(gè)輸出狀態(tài)(X,Y,Z,θ,ψ,φ)因此旋翼是一個(gè)下致動(dòng)系統(tǒng)。兩個(gè)轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)方向是順時(shí)針?lè)较?,而其他兩個(gè)是逆時(shí)針?lè)较?,以平衡的時(shí)刻,并產(chǎn)生需要偏航運(yùn)動(dòng)。
各個(gè)轉(zhuǎn)子產(chǎn)生的時(shí)刻,以及垂直力。這些時(shí)刻已經(jīng)用實(shí)驗(yàn)觀察到線性依賴于力為低速有四個(gè)輸入力和六個(gè)輸出狀態(tài)(X,Y,Z,θ,ψ,φ)因此旋翼是一個(gè)下驅(qū)動(dòng)式系統(tǒng)。兩個(gè)轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)方向是順時(shí)針?lè)较颍渌麅蓚€(gè)是逆時(shí)針?lè)较?,以平衡的時(shí)刻,并產(chǎn)生需要偏航運(yùn)動(dòng)。
此扭矩在重心的補(bǔ)償建立由于使用了反向旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子1-3和2-4。回想一下,2轉(zhuǎn)子與逆時(shí)針,而轉(zhuǎn)子1和3順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)4打開(kāi)。
為了從地球的旋翼模型移動(dòng)到空間中的固定點(diǎn),數(shù)學(xué)設(shè)計(jì)應(yīng)取決于方向余弦矩陣如下:
在四旋翼直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型可以通過(guò)拉格朗日方法獲得,一個(gè)簡(jiǎn)化模型給出如下[11]。
運(yùn)動(dòng)方程可以使用力和力矩的平衡來(lái)編寫(xiě)。
上述的Ki是阻力系數(shù)。在下面,我們假定阻力為零,因?yàn)橥鲜窃诘退贂r(shí)可以忽略不計(jì)。
重心被假設(shè)為在連桿的中間。作為重心(或向下)移動(dòng)時(shí)的D單元,則角加速度變得上的力較不敏感,因此穩(wěn)定性增加。穩(wěn)定性也可通過(guò)向中心傾斜轉(zhuǎn)子的力增加。這將降低滾動(dòng)和俯仰力矩以及總垂直推力。
為方便起見(jiàn),我們將定義輸入為:
其中,Thi是由四個(gè)轉(zhuǎn)子產(chǎn)生推力,并且可以被認(rèn)為是真正的控制輸入到系統(tǒng)中,和C的比例因子的力的時(shí)刻。和Ii是轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相對(duì)于該軸。因此歐拉角的方程變?yōu)椋?
其中(x,Y,Z)是三個(gè)位置;(θ,φ,ψ)三種歐拉角,分別代表俯仰,滾動(dòng)和偏轉(zhuǎn); g為重心加速度;I為直升機(jī)的一半的長(zhǎng)度;m為直升機(jī)的總質(zhì)量; Ii是相對(duì)于該軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量; Ki為阻力系數(shù)。
這四旋翼直升機(jī)模型具有六個(gè)輸出(X,Y,Z,θ,ψ,φ),而它僅具有四個(gè)獨(dú)立輸入,因此,旋翼是一個(gè)下驅(qū)動(dòng)式系統(tǒng)。我們不能夠同時(shí)控制所有狀態(tài)。一個(gè)可能的控制的輸出組合可以是X,Y,Z和φ以跟蹤期望的位置,移動(dòng)到任意的航向并穩(wěn)定其他兩個(gè)角度,它引入了零動(dòng)態(tài)穩(wěn)定在系統(tǒng)[11],[5]。一個(gè)好的控制器應(yīng)能達(dá)到所期望的位置和所期望的偏轉(zhuǎn)角,同時(shí)保持俯仰和滾動(dòng)角不變。
通過(guò)運(yùn)用勾股定理和實(shí)施一些假設(shè),并取消如下:
1--該旋翼結(jié)構(gòu)是對(duì)稱的剛性。
2--飛行器的慣性矩陣(I)中是非常小的,也可以忽略不計(jì)。
3--質(zhì)量與中心O'一致。
4--螺旋槳是剛性的。
5--推力和阻力正比于螺旋槳速度的平方。
這些上述方程已建立假設(shè)結(jié)構(gòu)是剛性的,并從螺旋槳旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的陀螺效應(yīng)已被忽略不計(jì)。
Phi(φd)和(ψd)可在下列表達(dá)式中提?。?
通過(guò)提供四個(gè)馬達(dá)與所需的電壓,在這里系統(tǒng)推力與這些電壓成正比,每當(dāng)增加電壓,電機(jī)增加推力,反之亦然。
III.PID控制設(shè)計(jì)
比例積分微分(PID)設(shè)計(jì)在許多參考文獻(xiàn)中,例如[13],該P(yáng)ID控制器僅可與像旋翼高性能設(shè)備相對(duì)較小時(shí)間延遲地方中使用。該控制器需要許多結(jié)構(gòu),但最重要的一條,如下表:
其中,u(t)是輸入信號(hào)的設(shè)備模型,誤差信號(hào)e(t)被定義為
和r(t)為參照的輸入信號(hào)。
在本文中,對(duì)于旋翼PID控制器是根據(jù)響應(yīng)速度快開(kāi)發(fā)的。使用這種方法的一個(gè)遞歸算法的控制規(guī)律的合成,所有涉及跟蹤誤差的計(jì)算步驟被簡(jiǎn)化。
控制器的選擇的一個(gè)其它方面取決于無(wú)人機(jī)的控制的方法。它可以是模式或基于非模式為主。對(duì)于模式為基礎(chǔ)的控制器,需要對(duì)每個(gè)狀態(tài)的獨(dú)立控制器,以及更高層次的控制裝置確定如何將這些交互。另一方面為一種非模式為基礎(chǔ)的控制器,一個(gè)單獨(dú)控制器控制所有狀態(tài)的在一起。
然而,通過(guò)控制策略歸納為兩個(gè)子系統(tǒng)的控制;第一個(gè)涉及位置控制,而第二個(gè)是姿態(tài)控制的。
上述旋翼模型可分為兩個(gè)子系統(tǒng):
一個(gè)全驅(qū)動(dòng)的子系統(tǒng)S1提供的垂直位置z和偏航角(z和ψ)的動(dòng)態(tài)。
一個(gè)啟動(dòng)子系統(tǒng)S2之下表示欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)賦予水平位置(X,Y)與俯仰和滾動(dòng)角的動(dòng)態(tài)關(guān)系。
由于阻力是在低速時(shí)非常小,在上述方程中的阻力方面可以被認(rèn)為是小的干擾的系統(tǒng)。
PID控制與輸入U(xiǎn)1,U2,U3,U4和輸出φ,θ,ψ和間Zd應(yīng)用于上述公式。雖然這些方法是相當(dāng)成功的,在控制非線性系統(tǒng)仿射局部分析他們通常不能為一個(gè)全局分析和非線性系統(tǒng)對(duì)照[12]的非仿射工作。
為完全致動(dòng)子系統(tǒng),我們可以建立一個(gè)速率包圍的PID控制器移動(dòng)狀態(tài)z和φ,θ,ψ到其所需的值。
IV.結(jié)果與模擬研究
標(biāo)稱參數(shù)和旋翼為模擬的初始條件是:
在圖3所示的提議的各項(xiàng)控制算法,這是所有的控制器,輸入,速度參考值和組成推力的內(nèi)在聯(lián)系,在四旋翼系統(tǒng)處于通過(guò)為高度和(z軸)的階梯函數(shù)供給這是受三個(gè)步驟輸入在(3,10,20)和響應(yīng)產(chǎn)量如在圖4,其是包含可見(jiàn)一些短暫的上沖以及另一個(gè)用于偏航角(ψ)其經(jīng)受5秒后到步驟輸入如圖圖6和側(cè)傾角(φ),其是后3秒響應(yīng)因?yàn)樗稍趫D5中可以看出,傾斜角響應(yīng)示在圖7中其中5%過(guò)沖時(shí)進(jìn)行到步驟輸入。這些瞬態(tài)干擾是由于很多原因,如一個(gè)特定設(shè)計(jì)的一些力學(xué)參數(shù)和控制器的設(shè)計(jì)的簡(jiǎn)單化。
模擬結(jié)果表明,將PID控制器能夠有力地穩(wěn)定四旋翼直升機(jī),并將其與所期望的偏航角移動(dòng)到期望的位置,同時(shí)保持間距和輥角為零。這里在本設(shè)計(jì)中,它很容易并具有快速響應(yīng)時(shí)間,可以得到θ(俯仰角)到其期望值。
在本系統(tǒng)中使用PID控制器的原因是為了控制z,這是這種變化的其他參數(shù)敏感性。
通過(guò)使用所提出的PID控制器的方法策略。良好的性能可以從四旋翼的響應(yīng)速度被示出;盡管在高度響應(yīng)的尖峰被除去,該系統(tǒng)的瞬時(shí)響應(yīng)變得更快。響應(yīng)的相同的速度也可以被看作在偏轉(zhuǎn),俯仰和橫滾角圖4,圖5,圖6的控制。
V.結(jié)論
在此,提出了一種PID控制器算法來(lái)控制四旋翼系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。飛行器的模型首先被修改為簡(jiǎn)化控制器的設(shè)計(jì);不同的狀態(tài)空間在論文中描述。得到的系統(tǒng)和控制器的數(shù)學(xué)模型被轉(zhuǎn)換成各自的的SIMULINK仿真模型為便于模擬和系統(tǒng)的研究。這些導(dǎo)致的SIMULINK仿真模型已經(jīng)準(zhǔn)備好被其他研究人員現(xiàn)在作為文獻(xiàn)并沒(méi)有清楚地解釋四旋翼建?;蛱峁┮粋€(gè)工作模型和控制器。
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