謝兵，梁孝林，祁宇明，肖帥

（1.天津職業(yè)技術(shù)師范大學(xué) 機(jī)器人及智能裝備研究院，天津300222；2.十堰市高級技工學(xué)校，湖北 十堰442000）

0 引言

無人機(jī)是通過機(jī)體內(nèi)裝備的自主程序來控制飛行或根據(jù)地面控制站無線遙控設(shè)備的操作指令控制飛行[1-2]。旋翼飛行器因?yàn)槠渚邆浯怪逼鸾?、空中懸停等?yōu)勢，以及可搭載偵查設(shè)備、實(shí)現(xiàn)多目標(biāo)的監(jiān)測與追蹤，成為國內(nèi)外研究的熱點(diǎn)。亞利桑那州大學(xué)[3]提出的MATE四軸無人機(jī)，具有高精度速率的數(shù)據(jù)算法能力，保證獨(dú)立、編隊(duì)飛行的高機(jī)動(dòng)性；柏林洪堡大學(xué)[4]研發(fā)的黑鋒無人機(jī)，在輕量化原則下保證了較高強(qiáng)度；大疆創(chuàng)新科技有限公司[5]的精靈系列無人機(jī)廣泛應(yīng)用于航空拍攝、森林防火預(yù)警、電力線路巡視、人員搜救等；上海交通大學(xué)[6]的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)將固定翼與旋翼完美結(jié)合，實(shí)現(xiàn)其獨(dú)特的優(yōu)勢。為解決復(fù)雜環(huán)境對無人機(jī)的影響，國內(nèi)外學(xué)者分別從無人機(jī)機(jī)械結(jié)構(gòu)與控制算法改進(jìn)方面進(jìn)行相關(guān)研究，取得一定的研究成果。由于六旋翼無人機(jī)存在飛行時(shí)間短、抗風(fēng)性差、研究難度相對較大等，因此針對六旋翼無人機(jī)的研究相對較少。六旋翼無人機(jī)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)及飛行姿態(tài)控制算法的研究，對提高飛機(jī)的飛行性能和飛行質(zhì)量具有重要意義。

1多旋翼無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析

1.1 無人機(jī)整體結(jié)構(gòu)

多旋翼無人機(jī)的主要組成部分包括升降系統(tǒng)、機(jī)體本身、動(dòng)力裝置、航電設(shè)備。其中電動(dòng)機(jī)與旋翼構(gòu)成升降系統(tǒng)；機(jī)體本身包括力臂、機(jī)身上下板；動(dòng)力裝置主要有減速機(jī)構(gòu)帶動(dòng)旋葉聯(lián)動(dòng)、用電調(diào)驅(qū)動(dòng)無刷電動(dòng)機(jī)帶動(dòng)槳葉、用MOS管驅(qū)動(dòng)槳葉3種[7]。

在多旋翼無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中須滿足：輕量化、較高負(fù)載、便于安裝、拆卸與攜帶等。其中多旋翼無人機(jī)總體性能指標(biāo)參數(shù)如表1所示。

本文在選取碳纖維材料作為無人機(jī)整體材料的基礎(chǔ)上， 利用SolidWorks進(jìn)行多旋翼無人機(jī)三維模型的建模，如圖1所示。

1.2 無人機(jī)結(jié)構(gòu)靜力學(xué)分析

為保證在復(fù)雜環(huán)境下無人機(jī)結(jié)構(gòu)的可靠性，利用ANSYS Workbench進(jìn)行無人機(jī)仿真分析。仿真步驟如圖2所示。

根據(jù)圖2（c）、圖2（d）可知：多旋翼無人機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)最大形變量為0.1584 mm，最大等效應(yīng)力為1.0589 MPa。

表1 無人機(jī)總體性能指標(biāo)參數(shù)

圖1 無人機(jī)整體結(jié)構(gòu)建模

圖2 無人機(jī)仿真步驟

圖3 無人機(jī)模態(tài)振型

1.3 無人機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)分析

為避免旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)而引發(fā)機(jī)身共振現(xiàn)象，對機(jī)身結(jié)構(gòu)的振動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行模態(tài)分析。為保證研究的科學(xué)性，采用自由模態(tài)分析研究無人機(jī)機(jī)身第7～9階模態(tài)。無人機(jī)模態(tài)振型如圖3所示。

根據(jù)圖3（a）可知，在第7 階模態(tài)下，無人機(jī)整機(jī)振動(dòng)，并呈現(xiàn)某方向拉伸趨勢，最大形變量達(dá)到95.948 mm；由圖3（b）可知，在第8階模態(tài)下，無人機(jī)整機(jī)振動(dòng)，并呈現(xiàn)某方向拉伸趨勢，最大形變量達(dá)到102.09 mm；由圖3（c）可知，在第9階模態(tài)下，無人機(jī)局部振動(dòng)，起落架彎曲變形嚴(yán)重，最大形變量達(dá)到236.86 mm。

查閱文獻(xiàn)[8]及計(jì)算可得：旋翼激振頻率大于等于178.29 Hz，遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于本文中觸發(fā)無人機(jī)機(jī)身共振的基本要求，因此不會(huì)發(fā)生共振現(xiàn)象。

根據(jù)靜力學(xué)分析及無人機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)分析可知，本文所設(shè)計(jì)的多旋翼無人機(jī)符合無人機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求。

2 無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)利用陀螺儀、加速度計(jì)、磁力計(jì)結(jié)合PID控制算法實(shí)現(xiàn)無人機(jī)飛行姿態(tài)的控制與調(diào)節(jié)。其中無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)如圖4所示。

圖4 姿態(tài)控制實(shí)現(xiàn)

無人機(jī)姿態(tài)控制中，需要進(jìn)行姿態(tài)解算。首先，利用陀螺儀、加速度計(jì)和磁力計(jì)采集無人機(jī)飛行過程中的角速度值、加速度值和磁力值。然后，對加速度進(jìn)行滑動(dòng)平均濾波得出誤差值，并反饋至漂移校正后的角速度值；最后，根據(jù)歐拉角轉(zhuǎn)化公式實(shí)現(xiàn)無人機(jī)姿態(tài)的控制。其中無人機(jī)姿態(tài)解算流程圖如圖5所示。

圖5 無人機(jī)姿態(tài)解算流程圖

3 多旋翼無人機(jī)懸停試驗(yàn)

在室外復(fù)雜環(huán)境下進(jìn)行多旋翼無人機(jī)懸停試驗(yàn)，如圖6所示。通過監(jiān)測無人機(jī)俯仰角、橫滾角和偏航角的數(shù)值的變化狀態(tài)，驗(yàn)證無人機(jī)飛行的穩(wěn)定性與可靠性。其中實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖7 所示。

圖6 值班無人機(jī)飛行試驗(yàn)圖

圖7 試驗(yàn)結(jié)果圖

4 結(jié)論

試驗(yàn)結(jié)果表明，無人機(jī)各個(gè)通道能夠較好完成相應(yīng)各項(xiàng)指令，可安全平穩(wěn)實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的遙控升降、自主懸停，俯仰通道、滾轉(zhuǎn)通道和偏航通道均能較好實(shí)現(xiàn)相應(yīng)動(dòng)作，俯仰角、滾轉(zhuǎn)角誤差（±2°）在允許范圍可被接受。整體飛行穩(wěn)定，基本上達(dá)到預(yù)期試驗(yàn)要求。