大话多旋翼飞行器--动力学分析
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作者:红桃 k
四旋翼飞行器的结构与基本飞行原理
四个旋翼的对称布局可以有两种形式,分别称为 X 模式和十字模式。实际
应用中,这两种模式在性能上差别不大,但对于分析来说,十字模式更为简化和
直观,因此本文以十字模式进行分析。
四旋翼微型飞行器的结构如图 1 所示。机身是一个刚性的十字交叉结构,四
个电机分别位于十字结构的末端,驱动四个旋翼转动进而产生升力。四旋翼飞行
器产生基本动作的原理为:电机 1 和 3 逆时针旋转驱动两个正桨(旋翼逆时针旋
转产生升力则称为正桨,反之则为反桨)产生升力,电机 2 和 4 顺时针旋转驱动
两个反桨产生升力。反向旋转的两组电机和桨使其各自对机身产生的转矩相互抵
消,保证四个电机转速一致时机身不发生自旋。电机 1 转速减小(增大),同时电
机 3 转速增大(减小),产生向前(后)方向的运动。电机 2 转速减小(增大),同时电
机 4 转速增大(减小),产生向左(右)方向的运动。四个电机转速同时增大(减小)
产生向上(向下)的运动。对角线的电机一组转速增大,另一组转速减小产生自身
旋转运动。通过这几种动作的组合,即可实现多样的飞行。
旋翼2
xW
F2
yW
zW
Q1
F1
Q2
旋翼1
xB
yB
mg
zB
Q3
F3
图 1 飞行器结构
旋翼 4
Q4
F4
旋翼 3
使用北-东-地坐标系作为导航坐标系,以 W 表示。其坐标轴 xW 指向地球北,
yW 指向地球东,zW 垂直于地球表面并指向下。飞行器机体坐标系固连于飞行器
的质心,以 B 表示。其坐标轴 xB 平行于桨盘平面并指向前,yB 平行于桨盘平面
并指向右,zB 垂直于桨盘平面并指向下。
旋翼动力学
令单个旋翼绕其旋转轴的角速度为 Ωi (i=1,2,3,4),电机转矩为 τi,与电机转
i
i
i
r
I
=
Q
+
矩相反的空气阻力矩为 Qi。则有
其中 Ir 为单个旋翼绕其旋转轴的转动惯量与电机转子转动惯量之和。单个旋翼在
自由流中的升力为
其中,b 为一正比例常数,其值由空气密度,桨叶半径的立方,桨叶数量,桨叶
弦长,升力常数(与桨叶攻角相关),阻力常数(与飞行器结构相关),以及几何尾
迹决定。旋翼在自由流中的阻力矩为
Q
i
常数 κ 也为一正比例常数,其值仍然与以上因素相关,尤其是桨叶俯仰角。四个
旋翼的总升力为
2
i
2
i
F b
i
(0-1)
(0-2)
(0-3)
T
4
i
1
F b
i
4
2
i
i
1
四个旋翼产生的横滚、俯仰以及偏航转矩分别为
2
4
3
2
3
L 为旋翼旋转轴到飞行器质心的距离。
2
3
Lb
Lb
rI
+
+
+
2
1
2
1
2
2
2
4
2
2
2
4
x
y
1
z
旋翼转速与电机电压的关系
直流电机的模型可以描述为
E K Φ
K ΦI
U E I R
a
E
a
a
K K I
E Φ a
K K I
2
Φ a
(0-4)
(0-5)
(0-6)
(0-7)
(0-8)
其中 E 为反电动势,为电磁转矩,U 为电机的外加电压, aI 为电机电流, aR 为
电机电阻, 为电机转速(单位:转/分), EK 为与电机结构有关的常数, K 为与
线圈结构有关的常数,Φ 为线圈所处位置的磁通,与线圈电流成正比,即 = Φ a
由以上三式可得
Φ K I 。
K U
T
K K
E
Φ
R
a
K K
E Φ
忽略旋翼绕其旋转轴的转动惯量与电机转子转动惯量,有
= = Q
2
(0-9)
(0-10)
代入上式并忽略电机电阻,有
令
有
2
K U
T
K K
E
Φ
K
K
T
K K
E
Φ
即旋翼转速的平方与电机电压成正比。
2
K U
(0-11)
(0-12)
(0-13)
1.1.1 前飞侧翻效应与旋翼陀螺效应
飞行器在前飞时会受到侧翻效应的影响。桨叶向前划行时,桨叶和空气的相
对速度高于旋转本身所带来的线速度;反之,桨叶向后划行时,桨叶和空气的相
对速度低于旋转本身所带来的线速度。因此,旋翼两侧产生的升力不均匀。对于
单个旋翼来说,这个周期性的升力变化在桨毂处产生一个转矩,力图使机身向一
侧倾斜。由于飞行器具有正反两组旋翼,并且布局对称,四个旋翼引起的总的侧
翻转矩被基本抵消了,不会产生大幅度侧向倾斜。
假设旋翼是刚性的,则绕电机轴高速转动的旋翼可以看做一个陀螺。当飞行
器绕载体坐标轴旋转时,旋翼的旋转轴被迫在空间改变方位,即旋转轴被迫进动,
旋翼将受到陀螺力矩的作用,其大小为
I q
+
=
r
1
4
3
I p
=
Ω +
r
1
4
'
x
'
y
2
3
2
(0-14)
在近悬停状态下,飞行器角速度很小且四个旋翼转速基本相同,陀螺力矩近似为
0。然而,在高机动性飞行(比如高速空翻)时,陀螺转矩的值较大,需要加以考
虑。
飞行器机体动力学分析
使用 Z-Y-X 欧拉角描述飞行器在导航坐标系下的旋转。由 W 系到 B 系,可
以先绕 zW 轴旋转一个偏航角 ψ,再绕新坐标系下的 y 轴旋转一个俯仰角 θ,最后
绕 xB 轴旋转一个横滚角。由 W 系到 B 系的旋转矩阵 B
C
B
W
WC 表示为
s
s c
c s
s s
c c
c c
s s c
c s c
c s
s s s
c s s
c c
s c
(0-15)
其中符号 c 和 s 分别代表余弦函数和正弦函数。由 B 系到 W 系的旋转矩阵为 W
BC
WC 。
=
TB
以[p, q, r]T 表示飞行器在 B 系下绕质心旋转的角速度,其与欧拉角的关系可
以表示为
0 sin sec
0
1 sin tan
cos
cos sec
tan
sin
cos
p
q
r
(0-16)
令 r 代表飞行器质心在 W 系下的位置向量,则飞行器质心的动力学方程表示为
其分量形式为
T D
T
B
m C
r
m
W
B
+
g
(0-17)
x
ma
T D
s s
c s c
+
T
x
ma
T D
s c
c s s
+
T
ma mg
T D
c c
+
T
z
=
=
=
y
z
y
(0-18)
其中 DT 是由于飞行器做平移飞行时的空气阻力,方向与飞行器飞行速度方向相
反。
令
J
R 代表飞行器相对质心的惯性矩阵,表示为
3 3
J
J
J
J
xx
yx
zx
J
J
J
xy
yy
zy
J
J
J
xz
yz
zz
(0-19)
(0-20)
描述飞行器转动的欧拉方程为
式中 M 为飞行器的合外力矩,为飞行机体坐标系下的转动角速度,
表向量叉积的斜对称矩阵,即
J
J M
S
+
=
S ω 为代
S ω
0
r
q
r
0
p
q
p
0
欧拉方程的分量形式为
J
J
J
J p
xx
J q
yy
J r
zz
J
J
J
xx
yy
zz
zz
xx
yy
qr J
+
pr J
+
pq J
+
yz
xz
xy
2
2
r
p
q
2
2
q
r
p
2
2
J
xz
J
xy
J
yz
xy
pq r
J
+ +
qr p
J
+ +
yz
pr q
J
+ +
xz
x
pr q M
=
pq r M
=
y
p M
qr
=
z
(0-21)
(0-22)
假设飞行器的结构是严格对称的,即忽略惯性积 Jxy,Jxz,Jyz,上式简化为
J p
xx
J q
yy
J r
zz
J
J
J
yy
zz
xx
zz
J
J
J
xx
yy
qr M
pr M
pq M
=
=
=
x
y
z
= +
'
x
x
= +
'
y
y
D
=
z
R
z
D
R
x
D
R
y
(0-23)
D D D 是飞行器绕质心旋转时的空气阻力矩,方向与飞行器瞬
,
,
R
x
R
x
R
x
T
其中
RD
=
时角速度 ω 方向相反,其大小表示为
1=
2
RD
C
2
2
综上所述,完整的飞行器非线性动力学模型为
s s
c s c
+
m
c s s
m
T D
T
z
s c
mg
=
+
=
+
a
a
x
y
T D
T
x
T D
T
a
z
=
c c
m
(0-24)
y
y
(0.25)
D
R
x
D
R
zz
x
y
xx
J
+
q
+
=
+
+
pr
xx
yy
J
J
p
=
J
zz
qr
'
x
J
'
y
J
yy
D
R
z
xx
J
J
yy
J
J
J
zz
zz
r
=
sin + cos
sec
r
q
= cos
sin
p
q
r
sin + cos
= +
pq
z
=
+
q
r
J
xx
yy
tan