復雜環境下無人機結構設計與姿態分析

謝兵，梁孝林，祁宇明，肖帥

（1.天津職業技術師范大學 機器人及智能裝備研究院，天津300222；2.十堰市高級技工學校，湖北 十堰442000）

0 引言

無人機是通過機體內裝備的自主程序來控制飛行或根據地面控制站無線遙控設備的操作指令控制飛行[1-2]。旋翼飛行器因為其具備垂直起降、空中懸停等優勢，以及可搭載偵查設備、實現多目標的監測與追蹤，成為國內外研究的熱點。亞利桑那州大學[3]提出的MATE四軸無人機，具有高精度速率的數據算法能力，保證獨立、編隊飛行的高機動性；柏林洪堡大學[4]研發的黑鋒無人機，在輕量化原則下保證了較高強度；大疆創新科技有限公司[5]的精靈系列無人機廣泛應用于航空拍攝、森林防火預警、電力線路巡視、人員搜救等；上海交通大學[6]的傾轉旋翼機將固定翼與旋翼完美結合，實現其獨特的優勢。為解決復雜環境對無人機的影響，國內外學者分別從無人機機械結構與控制算法改進方面進行相關研究，取得一定的研究成果。由于六旋翼無人機存在飛行時間短、抗風性差、研究難度相對較大等，因此針對六旋翼無人機的研究相對較少。六旋翼無人機系統的結構及飛行姿態控制算法的研究，對提高飛機的飛行性能和飛行質量具有重要意義。

1多旋翼無人機結構設計與分析

1.1 無人機整體結構

多旋翼無人機的主要組成部分包括升降系統、機體本身、動力裝置、航電設備。其中電動機與旋翼構成升降系統；機體本身包括力臂、機身上下板；動力裝置主要有減速機構帶動旋葉聯動、用電調驅動無刷電動機帶動槳葉、用MOS管驅動槳葉3種[7]。

在多旋翼無人機結構設計中須滿足：輕量化、較高負載、便于安裝、拆卸與攜帶等。其中多旋翼無人機總體性能指標參數如表1所示。

本文在選取碳纖維材料作為無人機整體材料的基礎上， 利用SolidWorks進行多旋翼無人機三維模型的建模，如圖1所示。

1.2 無人機結構靜力學分析

為保證在復雜環境下無人機結構的可靠性，利用ANSYS Workbench進行無人機仿真分析。仿真步驟如圖2所示。

根據圖2（c）、圖2（d）可知：多旋翼無人機機身結構最大形變量為0.1584 mm，最大等效應力為1.0589 MPa。

表1 無人機總體性能指標參數

圖1 無人機整體結構建模

圖2 無人機仿真步驟

圖3 無人機模態振型

1.3 無人機結構模態分析

為避免旋翼轉動而引發機身共振現象，對機身結構的振動響應進行模態分析。為保證研究的科學性，采用自由模態分析研究無人機機身第7～9階模態。無人機模態振型如圖3所示。

根據圖3（a）可知，在第7 階模態下，無人機整機振動，并呈現某方向拉伸趨勢，最大形變量達到95.948 mm；由圖3（b）可知，在第8階模態下，無人機整機振動，并呈現某方向拉伸趨勢，最大形變量達到102.09 mm；由圖3（c）可知，在第9階模態下，無人機局部振動，起落架彎曲變形嚴重，最大形變量達到236.86 mm。

查閱文獻[8]及計算可得：旋翼激振頻率大于等于178.29 Hz，遠遠大于本文中觸發無人機機身共振的基本要求，因此不會發生共振現象。

根據靜力學分析及無人機結構模態分析可知，本文所設計的多旋翼無人機符合無人機機身結構設計要求。

2 無人機姿態控制系統設計

無人機姿態控制系統利用陀螺儀、加速度計、磁力計結合PID控制算法實現無人機飛行姿態的控制與調節。其中無人機姿態控制系統實現如圖4所示。

圖4 姿態控制實現

無人機姿態控制中，需要進行姿態解算。首先，利用陀螺儀、加速度計和磁力計采集無人機飛行過程中的角速度值、加速度值和磁力值。然后，對加速度進行滑動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，根據歐拉角轉化公式實現無人機姿態的控制。其中無人機姿態解算流程圖如圖5所示。

圖5 無人機姿態解算流程圖

3 多旋翼無人機懸停試驗

在室外復雜環境下進行多旋翼無人機懸停試驗，如圖6所示。通過監測無人機俯仰角、橫滾角和偏航角的數值的變化狀態，驗證無人機飛行的穩定性與可靠性。其中實驗結果如圖7 所示。

圖6 值班無人機飛行試驗圖

圖7 試驗結果圖

4 結論

試驗結果表明，無人機各個通道能夠較好完成相應各項指令，可安全平穩實現無人機的遙控升降、自主懸停，俯仰通道、滾轉通道和偏航通道均能較好實現相應動作，俯仰角、滾轉角誤差（±2°）在允許范圍可被接受。整體飛行穩定，基本上達到預期試驗要求。