帶機(jī)械爪的無人機(jī)設(shè)計與控制【全套含CAD圖紙、說明書】

帶機(jī)械爪的無人機(jī)設(shè)計與控制【全套含CAD圖紙、說明書】,全套含CAD圖紙、說明書,機(jī)械,無人機(jī),設(shè)計,控制,全套,CAD,圖紙,說明書 四旋翼無人機(jī)建模和PID控制器設(shè)計 摘要 本文提出了以四旋翼垂直起飛和著陸的（VTOL）無人機(jī)模型被稱為四旋翼飛機(jī)。本文提出了一個自主旋翼飛行控制的新模型的設(shè)計方法。本文還介紹了四旋翼控制器的架構(gòu)。四轉(zhuǎn)子的動態(tài)模型是一個固定4俯仰角的轉(zhuǎn)子欠驅(qū)動飛機(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發(fā)出逼真的模型。設(shè)計了一個穩(wěn)定且控制精確的模型。本文闡述一個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。該模型的四個輸入力，由連接到每個轉(zhuǎn)子具有固定的角度的螺旋槳提供推力。向前（向后）運(yùn)動的維持是通過增加（減少）前（后）轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的速度同時降低（增加）后（前）轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，這意味著改變俯仰角。左和右運(yùn)動是通過以相同的方式改變側(cè)傾角來實(shí)現(xiàn)的。前部和后部電機(jī)逆時針轉(zhuǎn)動而其他電動機(jī)順時針方向轉(zhuǎn)動使得偏航命令通過增加（減少）電動機(jī)逆時針轉(zhuǎn)速，同時減少（增加）順時針旋轉(zhuǎn)的馬達(dá)轉(zhuǎn)速衍生的。 關(guān)鍵詞：四旋翼，PID控制器，垂直起降無人機(jī)，MATLAB的。 1.引言 無人機(jī)或“無人機(jī)”，被定義為沒有飛行員的飛機(jī)[1]。無人機(jī)已經(jīng)被用于執(zhí) 行情報，監(jiān)視和偵察任務(wù)。無人機(jī)的技術(shù)是由整個系列任務(wù)來組成。無人機(jī)相對于有人駕駛系統(tǒng)有以下幾個優(yōu)勢，包括增加可操作性，降低成本，減少雷達(dá)信號，更長的續(xù)航能力，以及駕駛員風(fēng)險較小。在垂直起飛和著陸方面型無人機(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，介入在惡劣的環(huán)境中，空氣污染監(jiān)測，和區(qū)域偵查[2]。 無人機(jī)（UAV）已經(jīng)顯示出越來越大的優(yōu)勢，這多虧了最近的技術(shù)預(yù)測，尤其是涉及儀器儀表的預(yù)測。他們盡可能以合理的成本制造強(qiáng)大的系統(tǒng)（微型無人機(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)勢是有著相當(dāng)簡單的動態(tài)功能。的確，旋翼是一個周圍放置了一個4螺旋槳主體的小的媒介。 主體包括電源和控制硬件。四個轉(zhuǎn)子用于控制飛行器。四個轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)速度是獨(dú)立的。由于該獨(dú)立性，它的可能來控制飛行器的俯仰，滾動和偏航姿態(tài)。然后，它的位移是由四個轉(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，第一個已知的懸停無人機(jī)發(fā)明與1922年[3]。在旋翼概念最近興趣已經(jīng)通過商業(yè)遙控版本，如DraganFlyer IV[4]引發(fā)。許多研究團(tuán)隊[5] - [8]在自主旋翼飛行器的研究上獲得了顯著的成功。 如今，微型無人駕駛飛機(jī)侵入幾個應(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)險管理（監(jiān)測火山活動）;環(huán)保（空氣污染和森林監(jiān)測的測量）;介入敵對網(wǎng)站（放射性工作場所和掃雷）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）。 對比地面移動機(jī)器人，為它通常是可以限制模式運(yùn)動學(xué)，空中機(jī)器人（旋翼）的控制，需要在以占重力效應(yīng)和空氣動力學(xué)[10]。 4轉(zhuǎn)子和一個橫穿主體框架：在一般情況下，現(xiàn)有的旋翼動態(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)由五個剛體的事實(shí)的假設(shè)開發(fā)的。這使得幾個方面的說明中，像陀螺效應(yīng)，非常困難。此外，簡化的假設(shè)通常在模型開發(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)的一個簡單的任務(wù)。這樣做的目的是讓開發(fā)飛行器的模型盡可能真實(shí)。 在旋翼，有四個轉(zhuǎn)子具有固定角度的代表四個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）是各電動機(jī)的推力的總和。螺距移動是通過增加（減少）的后置馬達(dá)的速度，同時減少（增加）的前電動機(jī)的速度獲得。輥運(yùn)動是通過增加（減少）的右馬達(dá)的速度，同時減少（增加）左馬達(dá)的速度相似的方式獲得。偏航運(yùn)動是通過增加（減少）的前部和后部電機(jī)的速度一起，同時減少（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完成。 每個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）。 每個轉(zhuǎn)子產(chǎn)生的時刻，以及垂直力。這些時刻已經(jīng)實(shí)驗(yàn)觀察到線性依賴于力為低速有四個輸入力和六個輸出狀態(tài)（X，Y，Z，θ，ψ，φ）因此旋翼是一個下致動系統(tǒng)。兩個轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)方向是順時針方向，而其他兩個是逆時針方向，以平衡的時刻，并產(chǎn)生需要偏航運(yùn)動。 各個轉(zhuǎn)子產(chǎn)生的時刻，以及垂直力。這些時刻已經(jīng)用實(shí)驗(yàn)觀察到線性依賴于力為低速有四個輸入力和六個輸出狀態(tài)（X，Y，Z，θ，ψ，φ）因此旋翼是一個下驅(qū)動式系統(tǒng)。兩個轉(zhuǎn)子的旋轉(zhuǎn)方向是順時針方向，而其他兩個是逆時針方向，以平衡的時刻，并產(chǎn)生需要偏航運(yùn)動。 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?；叵胍幌?，2轉(zhuǎn)子與逆時針，而轉(zhuǎn)子1和3順時針轉(zhuǎn)動4打開。 為了從地球的旋翼模型移動到空間中的固定點(diǎn)，數(shù)學(xué)設(shè)計應(yīng)取決于方向余弦矩陣如下： 在四旋翼直升機(jī)的動力學(xué)模型可以通過拉格朗日方法獲得，一個簡化模型給出如下[11]。 運(yùn)動方程可以使用力和力矩的平衡來編寫。 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可以忽略不計。 重心被假設(shè)為在連桿的中間。作為重心（或向下）移動時的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)定性也可通過向中心傾斜轉(zhuǎn)子的力增加。這將降低滾動和俯仰力矩以及總垂直推力。 為方便起見，我們將定義輸入為： 其中，Thi是由四個轉(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刻。和Ii是轉(zhuǎn)動慣量相對于該軸。因此歐拉角的方程變?yōu)椋? 其中（x，Y，Z）是三個位置;（θ，φ，ψ）三種歐拉角，分別代表俯仰，滾動和偏轉(zhuǎn); g為重心加速度;I為直升機(jī)的一半的長度;m為直升機(jī)的總質(zhì)量; Ii是相對于該軸轉(zhuǎn)動慣量; Ki為阻力系數(shù)。 這四旋翼直升機(jī)模型具有六個輸出（X，Y，Z，θ，ψ，φ），而它僅具有四個獨(dú)立輸入，因此，旋翼是一個下驅(qū)動式系統(tǒng)。我們不能夠同時控制所有狀態(tài)。一個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，移動到任意的航向并穩(wěn)定其他兩個角度，它引入了零動態(tài)穩(wěn)定在系統(tǒng)[11]，[5]。一個好的控制器應(yīng)能達(dá)到所期望的位置和所期望的偏轉(zhuǎn)角，同時保持俯仰和滾動角不變。 通過運(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。 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。 Phi（φd）和（ψd）可在下列表達(dá)式中提?。? 通過提供四個馬達(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 比例積分微分（PID）設(shè)計在許多參考文獻(xiàn)中，例如[13]，該P(yáng)ID控制器僅可與像旋翼高性能設(shè)備相對較小時間延遲地方中使用。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）是輸入信號的設(shè)備模型，誤差信號e（t）被定義為 和r（t）為參照的輸入信號。 在本文中，對于旋翼PID控制器是根據(jù)響應(yīng)速度快開發(fā)的。使用這種方法的一個遞歸算法的控制規(guī)律的合成，所有涉及跟蹤誤差的計算步驟被簡化。 控制器的選擇的一個其它方面取決于無人機(jī)的控制的方法。它可以是模式或基于非模式為主。對于模式為基礎(chǔ)的控制器，需要對每個狀態(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，一個單獨(dú)控制器控制所有狀態(tài)的在一起。 然而，通過控制策略歸納為兩個子系統(tǒng)的控制;第一個涉及位置控制，而第二個是姿態(tài)控制的。 上述旋翼模型可分為兩個子系統(tǒng)： 一個全驅(qū)動的子系統(tǒng)S1提供的垂直位置z和偏航角（z和ψ）的動態(tài)。 一個啟動子系統(tǒng)S2之下表示欠驅(qū)動子系統(tǒng)賦予水平位置（X，Y）與俯仰和滾動角的動態(tài)關(guān)系。 由于阻力是在低速時非常小，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U1，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全局分析和非線性系統(tǒng)對照[12]的非仿射工作。 為完全致動子系統(tǒng)，我們可以建立一個速率包圍的PID控制器移動狀態(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)處于通過為高度和（z軸）的階梯函數(shù)供給這是受三個步驟輸入在（3,10，20）和響應(yīng)產(chǎn)量如在圖4，其是包含可見一些短暫的上沖以及另一個用于偏航角（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％過沖時進(jìn)行到步驟輸入。這些瞬態(tài)干擾是由于很多原因，如一個特定設(shè)計的一些力學(xué)參數(shù)和控制器的設(shè)計的簡單化。 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到期望的位置，同時保持間距和輥角為零。這里在本設(shè)計中，它很容易并具有快速響應(yīng)時間，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控制器算法來控制四旋翼系統(tǒng)的設(shè)計。飛行器的模型首先被修改為簡化控制器的設(shè)計;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)并沒有清楚地解釋四旋翼建?；蛱峁┮粋€工作模型和控制器。