CN207881710U - 一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，该分析平台包括底座、球头关节轴承、下滑杆、上滑杆、万向节、飞行器托盘和测力机构；在底座上端面通过球头关节轴承连接下滑杆，在下滑杆的一侧设置可与下滑杆上下相对滑动的上滑杆，上滑杆的顶端通过万向节连接所述飞行器托盘，测力机构通过上滑杆和下滑杆相对滑动时的位置变化测力。本实用新型的多旋翼飞行器稳定性分析平台结构简单，搭载实体飞行器后，可以在实验室环境下模拟多旋翼飞行器的真实飞行状态，获取其实际的姿态变化信息，而非纯理论形式的动力学建模，在测试阶段，多旋翼飞行器上的各种姿态传感器可以实时测量飞行器飞行过程中的姿态信息并传输回PC端，测试的结果更接近与真实飞行环境。

Description

一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台

技术领域

本实用新型涉及旋翼类飞行器稳定性测试技术领域，特别涉及一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，用于实时测试飞行位姿的稳定性。

背景技术

无人飞行器(UAV)是指可以实现自主或远距离遥控飞行，且不需要操作人员的飞行动力装置，随着微电子、计算机通信、自主控制等相关技术的深入发展，无人机在民用和军事领域有着更加广泛的应用，诸如监视、营救、地质勘探、电力巡线和物流快递等繁琐危险的任务。

多旋翼飞行器作为无人机飞行器中的重要分支，相比较于固定翼飞行器、扑翼飞行器，其具有机动灵活、结构简单、操纵方便、垂直起降、成本低廉以及可执行的任务相对复杂化和多样化的优点，使其能够迅速在世界范围内成为学术、技术研究的热门领域。它主要包括四旋翼、六旋翼、八旋翼等形式，而四旋翼飞行器技术相对开源和成熟的特点，吸引着越来越多的爱好者投身到四旋翼飞行器的研发中。通过对四旋翼飞行器动力学和运动学分析，建立了系统的物理和数学模型，利用各种控制算法设计飞行器控制系统，极大地提升了控制系统的稳定性和多样性，使得四旋翼飞行器的研究取得巨大进展。

四旋翼飞行器是一种属于非共轴式碟形、类似于直升机可垂直起降的旋翼式遥控/自主飞行器。与常规旋翼式飞行器相比，分布对称、结构简单紧凑、易于维护、机动性能强，不需要类似于直升机上面的尾桨来抵消反扭矩。因此特别适合在空间比较狭小，人员难以到达的地方展开任务，具有良好的军事、民用前景。

目前，在多旋翼飞行器开发测试阶段，因为仿真实验平台的大量缺乏，经常由于复发性故障导致飞行器传感器饱和，使飞行器意外事故频频发生。其次，国家颁布的限制飞行区域、天气影响和远距离数据传输的数据包缺失等问题对室外飞行的限制和影响条件，亟待设计一套操作简便、成本低廉的实验室环境下稳定性测试平台。

发明内容

本实用新型提供一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，尽可能在实验室环境下真实的呈现多旋翼飞行器的姿态变化信息，以克服室外飞行试验测试程序复杂、测试成本高、测试易导致无人机损坏的技术问题。

为了达到上述目的，本实用新型的技术方案为：

一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，包括底座、球头关节轴承、下滑杆、上滑杆、万向节、飞行器托盘和测力机构；在所述底座上端面通过球头关节轴承连接下滑杆，在所述下滑杆的一侧设置可与下滑杆上下相对滑动的上滑杆，所述上滑杆的顶端通过万向节连接所述飞行器托盘，所述测力机构通过上滑杆和下滑杆相对滑动时的位置变化测力。

进一步的，所述球头关节轴承包括与所述底座一体成型的球头座和与下滑杆一体成型的球头。

进一步的，在所述下滑杆的上端设置有一个横向的光孔座，所述上滑杆的下端设置有一个横向的光孔座，所述下滑杆和上滑杆互相穿设于彼此的光孔座内并可相对滑动。

进一步的，所述测力机构包括测力滑杆和测力计，所述测力滑杆和测力计分别与下滑杆或者上滑杆固定连接，测力滑杆穿设在测力计内并可相对运动。

本实用新型的有益效果：

本实用新型的一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台结构简单，搭载实体飞行器后，可以在实验室环境下模拟多旋翼飞行器的飞行状态，获取其实际的姿态变化信息，而非纯理论形式的动力学建模，在测试阶段，多旋翼飞行器上的各种姿态传感器可以实时测量飞行器飞行过程中的姿态信息并传输回PC端，测试的结果更接近与真实飞行环境。

附图说明

图1是本实用新型多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台的结构示意图；

图2是本实用新型多旋翼飞行器控制框图；

图3a是飞行实验中传感器测得的横滚角数据曲线；

图3b是飞行实验中传感器测得的俯仰角数据曲线；

图3c是飞行实验中传感器测得的偏航角数据曲线；

图4a是悬停状态下传感器测得的X轴加速度数据曲线；

图4b是悬停状态下传感器测得的Y轴加速度数据曲线；

图4c是悬停状态下传感器测得的Z轴加速度数据曲线。

图中，1-底座，2-球型座，3-球头，4-下滑杆，5-上滑杆，6-万向节，7-飞行器托盘，8-测力计，9-测力滑杆，10-多旋翼飞行器。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本实用新型作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本实用新型保护的范围。

下面结合附图对本实用新型飞行器稳定性分析平台进行进一步的说明：

参见图1所示的一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，包括底座1、球头关节轴承、下滑杆4、上滑杆5、万向节6、飞行器托盘7和测力机构；在所述底座1上端面通过球头关节轴承连接下滑杆4，该关节轴承包括与所述底座1一体成型的球头座2和与下滑杆4一体成型的球头3；在所述下滑杆4的一侧设置可与下滑杆4上下相对滑动的上滑杆5，所述上滑杆5的顶端通过可以360°转动的万向节6连接所述飞行器托盘7，飞行器托盘7上安设待测试的多旋翼飞行器10，在待测试的多旋翼飞行器10的几何中心安装了集成姿态传感器的飞行控制板，该飞行控制板与无人机地面站连接。底座1上端面的球头关节轴承与下滑杆4形成X、Y轴的运动，抵消一部分刚性滑杆对飞行器的反作用力，减少系统扰动；采用可以360°转动的万向节6连接飞行器托盘7，飞行器托盘7连接待测试的多旋翼飞行器10，解决多旋翼飞行器10的姿态限制问题，从而增强控制稳定性。

在下滑杆4的上端设置有一个横向的光孔座，所述上滑杆5的下端设置有一个横向的光孔座，所述下滑杆4和上滑杆5互相穿设于彼此的光孔座内并可相对滑动。

测力机构包括测力滑杆9和测力计8，所述测力滑杆9和测力计8分别与下滑杆4或者上滑杆5固定连接，测力滑杆9穿设在测力计8内并可相对运动。测力机构通过上滑杆5和下滑杆4相对滑动时的位置变化测力。

下面对本实用新型飞行器稳定性分析平台在检测过程时，待检测的多旋翼飞行器10系统组成做进步一的介绍：

在本实用新型的一个实施例中，选用四旋翼飞行器作为测试对象，四旋翼飞行器的控制框图如图2所示，该四旋翼飞行器控制主要包括微控制器最小系统、动力系统、无线遥控收发系统、供电电池和机载传感器模块。微控制器最小系统是四旋翼飞行器的核心部分，采用STM32F407处理芯片，起数据处理、命令发送与接收、协调控制的作用，可以快速生成PWM信号发送给电子调速器以控制直流无刷电机并反馈直流无刷电机当前的运转状态。无线收发系统用用以接收和发送遥控信号并解码，实现对四旋翼飞行器的手动控制。动力系统为四旋翼飞行器动力来源，主要包括直流无刷电机和双叶螺旋桨；机载传感器模块选用的惯性测量单元具有三轴加速度计、三轴陀螺仪、磁力计、气压计及测力计，可以获取三维线加速度、三维角速度、三维姿态角度信息以及飞行器高度，其优点是成本低廉，动态精度和静态精度相对较高。供电电池确保四旋翼飞行器上每个模块都可以正常的工作。

与四旋翼飞行器连接的无人机地面站，PC端利用GUI设计无人机地面站软件，使用串口或者无线设备接收四旋翼飞行器飞行过程中的实时姿态信息，可视化窗口可以显示接收到的信息，如三维方向角Pitch、Roll、Yaw、加速度计信息、气压计信息、磁力计信息以及陀螺仪信息，然后绘制出数据曲线，可以根据需要选择查看对应数据曲线，还可以将数据曲线以文本形式保存，利用Matlab调用文本档案，绘制Matlab曲线图，以便于分析飞行效果和控制精度。其次，利用地面站可以修改算法参数，烧写、下载飞行器固件等。

下面介绍本实用新型模型的建立过程：

设计四旋翼飞行器控制算法控制器需要先对被控对象进行动力学建模，其次利用姿态传感器采集数据信息，借助四旋翼飞行器动力学模型解算出相应的姿态数据，输入给控制器通过整定运算之后得到一个修正参数，以便于实时修正四旋翼飞行器的飞行状态。

旋翼式飞行器在空间中需要三维姿态信息和三维位置信息共六个自由度信息来描述其运动状态。为了建立四旋翼飞行器的动力学模型，需要选择合适的参考系，参考系一般分为大地坐标系和机体坐标系。大地坐标系(惯性坐标系或者导航坐标系，用e或者G表示)用于研究飞行器相对大地的运动状态以及空间位置坐标。机体坐标系(用b或B)坐标原点取机体的重心，用于研究飞行器相对于重心的旋转运动。四旋翼飞行器的六个自由度分别为3个欧拉角和3个位置，3个欧拉角分别为横滚角Φ，俯仰角θ和偏航角Ψ，3个位姿分别为X，Y，Z。

欧拉角是基于飞机本身轴旋转得到的(与参考坐标系无关)，然而得到的姿态却是相对于参考坐标系而言的，其次欧拉角的微分方程包含大量的三角函数运算，给四旋翼飞行器姿态解算造成不便，况且“万向节死锁”的存在，导致欧拉角方法并不适用于全姿态四旋翼飞行器的姿态确定。由此我们引入四元数姿态解算，而四元数线性方程组计算量小，易于操作，比较贴近工程实际。

如公式1：

其中，w、x、y、z是实数，i、j、k既是互相正交的单位向量，又是虚单位。

通过绕旋转轴的旋转角度可以构造一个四元数，如公式2：

其中α是绕旋转轴的旋转角度，cos(β_x)、cos(β_y)、cos(β_z)为旋转轴在x、y、z方向的分量。

四元数的大小用四元数的范数来表示，如公式3：

将欧拉角转换成相应的四元数，如公式4：

四元数表示姿态最大的优点是可以将多次旋转通过简单的运算变成一次运算，由此可以通过两个坐标系角度的变化确定当前状态下的四旋翼飞行器姿态。

四旋翼飞行器飞行时产生的扭矩M和升力F与旋翼的转速的平方存在正比例关系，如公式5，即：

其中，定义F_i(i＝1,2,3,4)表示第i个旋翼产生的升力。在机体坐标系下，飞行器所受的拉力为，如公式6所示：

利用旋转矩阵R可将F_B转换为飞行器在地面坐标系中的受力F_E，如公式7所示：

四旋翼飞行器在地面坐标系中的线性位移为[x y z]^T，则加速度为|x y z|。忽略空气阻力，根据牛顿第二定理F＝ma，得线性加速度方程为，如公式8所示：

由物理学力矩公式为M＝F*L，可知力F和力臂L的乘积称为力对转动轴的力，I_x I_yI_z分别为飞行器绕机体坐标系三个轴的转动惯量，分别为四旋翼飞行器绕机体坐标系三个轴的转矩，ω_i为旋翼i转速，F_i为电机i产生的升力，l为电机到飞行器质心的距离，b为推力系数，则飞行器在滚转、俯仰、偏航三个方向上的转矩如公式9所示：

四旋翼飞行器在地面坐标系中的角加速度方程式由欧拉方程可知，由于M＝F*L＝I*β，β为角加速度，也可得到公式10：

在理想状态(忽略空气阻力、球面摩擦力、轻质拉杆重量以及万向节在飞行状态下保持竖直状态)下，以四旋翼飞行器横滚飞行为例，对测试平台进行二维的受力分析，四旋翼飞行器控制系统的4个电机的升力F_i相互作用可分别形成飞行器的横滚U₁、俯仰U₂、偏航U₃及垂直方向U₄的合力，F_p为测力计测量的轻质拉杆对飞行器的拉力，如公式11所示。

得四旋翼飞行器的动态模型，J为电机的转动惯量，如公式12所示：

推导得到的四旋翼飞行器模型与实际飞行中的动态模型略有简化，如忽略空气阻力、球面万向节摩擦，轻质拉杆的重量等，加入的动态模型影响参数越多，对应的控制算法的复杂程度也会随之增加，因此忽略了一部分对系统影响较小的因素，有利于控制算法的设计。

四旋翼飞行器的动力组由四个直流无刷电机组成，直流无刷电机的数学模型方程为公式13：

其中，u为电机输入电压，R为电机内阻，k_e为反电动势常数，ω_m为电机角速度，J为转动惯量，τ_m为电机扭矩，τ_d为电机负载。

四旋翼飞行器使用的是具有小电感的直流无刷电机，因此它的二阶数学模型方程可以近似为公式14：

下面介绍本实用新型飞行器稳定性分析平台在四旋翼飞行器姿态稳定性测试时的工作步骤：

步骤1：将四旋翼飞行器安装在本实用新型飞行器稳定性分析平台上，四旋翼飞行器与地面站通过串口连接，查看基本参数配置是否正确。

步骤2：电子调速器上电，听到一串铃声，直流无刷电机轻微转动，证明上电成功。

步骤3：遥控器上电，将遥控器油门摇杆(美国手遥控为左边摇杆，日本手遥控为右边摇杆)推至右下角保持三秒(上位机显示THR在1100以下，YAW在1900以上)，飞行控制板的LED灯变绿常亮，解锁完成。轻推油门摇杆，检测直流无刷电机旋转方向是否正确，对向桨叶同方向旋转，相邻桨叶反方向旋转。

步骤4：采用手动控制/自动控制四旋翼飞行器飞行，控制飞行器起飞，在飞行器稳定性分析平台的约束下到达预定高度时，改为悬停模式，由于没有GPS定点定位会产生一定漂移，悬停状态下在飞行器稳定性分析平台上的横滚角、俯仰角、偏航角等姿态数据以及高度信息都会利用串口传输到PC端，用地面站显示出来。

步骤5：测试完成后，手动控制/自动控制系统关闭，随即依次断开电源，取下四旋翼飞行器。

步骤6：分析地面站保存的数据曲线，判断飞行效果和控制精度。

图3a、3b、3c显示了飞行测试中传感器测得的横滚角、俯仰角、偏航角，图4a、4b、4c显示了悬停状态下传感器测得的X轴、Y轴、Z轴加速度信息。可以从中直观的看出，各项技术指标都在预期的误差之内，控制算法在姿态的稳定实验中取得了良好的控制效果。

本实用新型的内容不限于实施例所列举，本领域普通技术人员通过阅读本实用新型说明书而对本实用新型技术方案采取的任何等效的变换，均为本实用新型的权利要求所涵盖。

Claims (4)

1.一种多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，其特征在于，包括底座(1)、球头关节轴承、下滑杆(4)、上滑杆(5)、万向节(6)、飞行器托盘(7)和测力机构；在所述底座(1)上端面通过球头关节轴承连接下滑杆(4)，在所述下滑杆(4)的一侧设置可与下滑杆(4)上下相对滑动的上滑杆(5)，所述上滑杆(5)的顶端通过万向节(6)连接所述飞行器托盘(7)，所述测力机构通过上滑杆(5)和下滑杆(4)相对滑动时的位置变化测力。

2.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，其特征在于，所述球头关节轴承包括与所述底座(1)一体成型的球头座(2)和与下滑杆(4)一体成型的球头(3)。

3.根据权利要求2所述的多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，其特征在于，在所述下滑杆(4)的上端设置有一个横向的光孔座，所述上滑杆(5)的下端设置有一个横向的光孔座，所述下滑杆(4)和上滑杆(5)互相穿设于彼此的光孔座内并可相对滑动。

4.根据权利要求3所述的多旋翼飞行器的飞行姿态分析平台，其特征在于，所述测力机构包括测力滑杆(9)和测力计(8)，所述测力滑杆(9)和测力计(8)分别与下滑杆(4)或者上滑杆(5)固定连接，测力滑杆(9)穿设在测力计(8)内并可相对运动。