本篇博客我們來探究下多旋翼無人機(jī)的飛行原理

力的來源

飛行原理從根上說的話就是系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)力的來源是什么？在基本組成部分介紹了無人機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)：電調(diào)-電機(jī)-螺旋槳 。

給人最直觀的感受就是 電機(jī)帶動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)，產(chǎn)生升力。

螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的原因，在很多年前伯努利就給出了解釋，簡(jiǎn)單說就是流速大，壓強(qiáng)小；流速小，壓強(qiáng)大，也就是伯努利定理。伯努利原理是流體力學(xué)中的一條基本原理，它由瑞士流體物理學(xué)家丹尼爾·伯努利在1726年提出，其實(shí)質(zhì)是理想流體的機(jī)械能守恒。在理想條件下，同一流管的任何一個(gè)截面處，單位體積流體的動(dòng)能、勢(shì)能和壓力勢(shì)能之和是一個(gè)常量 。其最為著名的推論為：等高流動(dòng)時(shí)，流速越大，壓強(qiáng)越小。流體力學(xué)中經(jīng)常說的壓力，其實(shí)指的是單位面積上的壓力，也就是普通物理學(xué)里說的壓強(qiáng)。

可以看到螺旋槳的槳面并不是平的，旋轉(zhuǎn)時(shí)槳面上下的空氣流速不一直，會(huì)產(chǎn)生向上的推力。

飛行原理

上面我們知道了飛行動(dòng)力的來源，下面我們來詳細(xì)介紹下多旋翼無人機(jī)的飛行原理。

以四軸飛行器為例。四軸飛行器系統(tǒng)采用位于機(jī)臂末端的電機(jī)帶動(dòng)螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生反作用力方式實(shí)現(xiàn)飛行器的控制。單個(gè)螺旋槳向下吹動(dòng)空氣產(chǎn)生垂直向上的反作用力，及與旋轉(zhuǎn)方向相反的空氣摩擦阻力。

螺旋槳分為正槳和反槳，正槳逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)向下吹風(fēng)，反槳順時(shí)針旋轉(zhuǎn)向下吹風(fēng)。以正槳為例，其旋轉(zhuǎn)時(shí)受力如圖：

 

如圖所示，紅色為螺旋槳逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)方向，黑色 F1 為垂直向上的反作用力，

F2 為空氣摩擦阻力。

安螺旋槳布局位置不同四旋翼無人機(jī)可分為“十”和“X”型結(jié)構(gòu)，以“X”型結(jié)構(gòu)為例，下面分析“X”型結(jié)構(gòu)的飛行原理。

四軸飛行器系統(tǒng)可通過同時(shí)調(diào)節(jié)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)三維空間六自由度的飛行。以四旋翼飛行器質(zhì)點(diǎn)為原點(diǎn)，機(jī)頭前方為 x 軸正方向，機(jī)頭右方為 y 軸正方向，機(jī)體垂直向下為 z 軸正方向，滿足右手定則建立機(jī)體坐標(biāo)系。

 

四軸飛行器系統(tǒng)的基本運(yùn)動(dòng)可分為繞 x 軸的橫滾運(yùn)動(dòng)、繞 y 軸的俯仰運(yùn)動(dòng)、繞 z 軸的偏航運(yùn)動(dòng)以及沿 z 軸方向的升降運(yùn)動(dòng)。

橫滾運(yùn)動(dòng)

四軸飛行器系統(tǒng)通過同時(shí)加大 1 號(hào)和 4 號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速、減小 2 號(hào)和 3 號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，產(chǎn)生 x 軸兩側(cè)的升力差，在理想情況下， 2、 3 號(hào)電機(jī)減小的百分比與 1、4 號(hào)電機(jī)增大的百分比相等，以此來保證飛行器系統(tǒng)垂直方向的合力為 0，同時(shí)產(chǎn)生沿 x 軸方向的水平分力，產(chǎn)生橫滾角度α。

理想力學(xué)方程如下：

俯仰運(yùn)動(dòng)

四軸飛行器系統(tǒng)通過同時(shí)加大 2 號(hào)和 4 號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速、減小 1 號(hào)和 3 號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，產(chǎn)生 y 軸兩側(cè)的升力差，在理想情況下， 2、 4 號(hào)電機(jī)減小的百分比與 1、3 號(hào)電機(jī)增大的百分比相等，以此來保證飛行器系統(tǒng)垂直方向的合力為 0，同時(shí)產(chǎn)生沿 y 軸方向的水平分力，產(chǎn)生俯仰角度β。

理想力學(xué)方程如下：

偏航運(yùn)動(dòng)

四軸飛行器系統(tǒng)通過同時(shí)加大 1 號(hào)和 2 號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速、減小 3 號(hào)和 4 號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，產(chǎn)生反扭矩力差，在理想情況下，1、2 號(hào)電機(jī)減小的百分比與 3、4 號(hào)電機(jī)增大的百分比相等，以此來保證飛行器系統(tǒng)垂直方向的合力為 0，同時(shí)產(chǎn)生繞 z 軸旋轉(zhuǎn)的力。

理想力學(xué)方程如下：

升降運(yùn)動(dòng)

同時(shí)增大或減小四個(gè)電機(jī)，當(dāng)四個(gè)電機(jī)提供的拉力大于飛行器自身重力時(shí)將產(chǎn)生上升運(yùn)動(dòng)，當(dāng)四個(gè)電機(jī)提供的拉力小于飛行器自身重力時(shí)將產(chǎn)生下降運(yùn)動(dòng)。

旋翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)本質(zhì)就是控制電機(jī)的速度，相應(yīng)地提高、減慢速度就可以讓無人機(jī)以各種狀態(tài)運(yùn)動(dòng)起來。

如果在 機(jī)架、動(dòng)力、飛控、遙控器，齊全的情況下，在飛控中，不加入復(fù)雜的控制算法，僅將遙控器指令，轉(zhuǎn)換為運(yùn)動(dòng)的電機(jī)轉(zhuǎn)速增減量，即可讓無人機(jī)在空中飛起來。但是此種情況的無人機(jī)會(huì)非常難以控制，需要不斷的修各個(gè)方向的桿量，這就是所謂的純手控模式，不建議嘗試。

無人機(jī)的控制模式

純手動(dòng)模式

就是上面說的模式，遙控器的桿量，和運(yùn)動(dòng)模式的電機(jī)轉(zhuǎn)速形成開環(huán)的控制量，無人機(jī)會(huì)異常靈敏，難以控制。這種模式在無人機(jī)的算法或者傳感器出現(xiàn)問題，導(dǎo)致無人機(jī)自動(dòng)控制無法實(shí)現(xiàn)的時(shí)候，可以嘗試救一下。

姿態(tài)模式

姿態(tài)模式就是飛控層面起到了部分自動(dòng)控制的功能。

飛控會(huì)通過各種傳感器，感知自身的狀態(tài)，包括姿態(tài)角度和姿態(tài)角速度。

同時(shí)飛控會(huì)通過接收遙控器的桿量，將桿量轉(zhuǎn)為期望姿態(tài)值，然后通過閉環(huán)控制對(duì)無人機(jī)姿態(tài)值進(jìn)行自動(dòng)控制。

這種控制模式，相對(duì)純手動(dòng)來說，飛機(jī)會(huì)穩(wěn)定很多，但是當(dāng)遙控器桿量回中后，無人機(jī)會(huì)向一個(gè)方向飄，因?yàn)闂U量回中代表期望姿態(tài)角度為0.但是在某方向上存在速度，無人機(jī)就按這個(gè)速度方向飄了出去。

定高模式

飛控自身會(huì)攜帶氣壓計(jì)，和慣導(dǎo)融合，感知自身高度狀態(tài)，當(dāng)油門桿量輸入為中值時(shí)，以當(dāng)前高度為期望高度，形成閉環(huán)控制。

無人機(jī)在z軸方向，可以實(shí)現(xiàn)位置穩(wěn)定。水平方向相當(dāng)于姿態(tài)模式，無法實(shí)現(xiàn)位置穩(wěn)定。

懸停模式

飛控通過GPS或其它定位傳感器，和慣導(dǎo)融合，感知自身位置狀態(tài)。當(dāng)桿量輸入為中值時(shí)，以當(dāng)前位置為期望位置，形成閉環(huán)控制。

無人機(jī)在x、y、z軸方向，可以實(shí)現(xiàn)位置穩(wěn)定。

其它模式

這里把其它的模式歸為一類，像自動(dòng)航線模式、指點(diǎn)飛行模式、興趣點(diǎn)環(huán)繞模式等，都是建立在懸停模式的基礎(chǔ)上，只是期望位置的輸入方式不一樣罷了。