基于四旋翼无人机离散建模与增量PID控制及轨迹跟踪研究，MATLAB代码
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🔥 内容介绍
一、四旋翼无人机的结构基础
布局设计：四旋翼无人机采用十字形或 X 形布局，四个旋翼分别位于机体的四个端点位置。这种布局设计为无人机提供了稳定的支撑结构，使得无人机在飞行过程中能够平衡各个方向的力和力矩。每个旋翼都连接到一个独立的电机，电机驱动旋翼旋转产生升力。
机翼（旋翼）特性：这里所说的机翼即旋翼，与传统固定翼飞机机翼不同，四旋翼无人机的旋翼既起到产生升力的作用，又通过改变转速来实现姿态调整。旋翼通常具有特定的翼型，这种翼型设计能够在旋转时与空气产生相互作用，根据伯努利原理，上方空气流速快、压力小，下方空气流速慢、压力大，从而产生向上的升力。而且，由于旋翼可独立旋转，每个旋翼的转速能够单独控制，这是四旋翼无人机实现灵活飞行控制的关键。
二、飞行原理核心：力与力矩控制
垂直运动：四旋翼无人机的垂直上升和下降通过改变四个旋翼的总升力来实现。当四个旋翼产生的总升力大于无人机自身重力时，无人机垂直上升；当总升力小于重力时，无人机垂直下降；若总升力等于重力，则无人机保持悬停状态。例如，在起飞阶段，四个电机同时提高转速，使旋翼旋转加快，升力增大，无人机逐渐离开地面。
姿态调整：
俯仰运动：通过改变前后旋翼的转速差来实现。当增加前旋翼转速、降低后旋翼转速时，无人机前部升力增大、后部升力减小，产生一个绕横轴的俯仰力矩，使无人机头部向下倾斜，实现向前飞行；反之，减小前旋翼转速、增加后旋翼转速，则无人机头部向上倾斜，实现向后飞行。
滚转运动：与俯仰运动类似，通过改变左右旋翼的转速差实现。例如，增加右旋翼转速、降低左旋翼转速，无人机右侧升力增大、左侧升力减小，产生绕纵轴的滚转力矩，使无人机向左侧倾斜，进而实现向右飞行；反之则向左飞行。
偏航运动：利用旋翼旋转时产生的反扭矩。四旋翼无人机通常采用对角线上的两个旋翼旋转方向相同，另两个对角线上的旋翼旋转方向相反的方式。例如，顺时针旋转的两个旋翼产生的反扭矩与逆时针旋转的两个旋翼产生的反扭矩相互抵消，使无人机保持稳定。当需要偏航时，改变相对的两个旋翼的转速，例如增加顺时针旋转旋翼的转速、降低逆时针旋转旋翼的转速，就会产生一个绕垂直轴的偏航力矩，使无人机绕垂直轴转动，实现偏航。
三、独立旋转机翼（旋翼）的优势
高度灵活的操控性：旋翼可独立旋转赋予了四旋翼无人机高度灵活的操控性能。它能够在狭小空间内实现快速转向、悬停、垂直起降等复杂动作，这是传统固定翼飞机难以做到的。在室内环境或复杂地形区域执行任务时，四旋翼无人机可以灵活避开障碍物，精准定位到目标位置。
简单高效的控制方式：相比于一些复杂的多旋翼飞行器，四旋翼无人机通过独立控制四个旋翼的转速来实现各种飞行姿态的调整，控制方式相对简单直接。这种简单的控制结构便于工程师进行飞行控制系统的设计与优化，降低了研发成本和技术难度，也使得四旋翼无人机更容易被广泛应用和推广。
良好的稳定性：虽然四旋翼无人机是一个非线性、强耦合的系统，但通过对四个旋翼转速的精确控制，可以有效补偿外界干扰带来的影响，保持飞行的稳定性。例如，当遇到侧风时，飞行控制系统可以根据传感器反馈的姿态信息，自动调整相应旋翼的转速，使无人机保持平衡，继续稳定飞行。
⛳️ 运行结果
📣 部分代码
%Constants for Simulink model
rho =.0023081; %Air Density (Slugs per ft^3) - Checked
g =32.17; %Gravity - Checked
m =.487669; %Slugs - Empty Mass of A/C (w/o fuel)(7.117 Kg empty)
Iyy =1.5523; %Inertias Experimentally determined using Empty Mass
Ixx =1.9480; %Inertia Units are (slugs*ft^2) - Checked
Izz =1.9166; % - Checked
Ixz =0; %Assumed zero due to symmetric aircraft - Assumed
S =10.56; %Square Feet - Wing Area Converted from
%Manuf 1520 sq in area - Checked (also Matches DigDat)
CLow =.421; %from Look up table for Eppler 193 at AoA=0,
%DigDat = .421, Line # 277 - Checked CL column
CLaw =4.59; %Coef of Lift for finite wing = Cla/(1+ (Cla/(pi*ARw*e)
%DigDat = 4.59, Line #276-277, CLA column- Checked
CDminw =.011; %DigDat Min Drag of Wing at AoA = -6 deg,
%Dig Dat Line# 274- Checked
ARw =7.9456; %Aspect Ratio AR = (b^2)/S- Checked
e = .75; %Span efficiency factor -estimation- Checked
Cmw =-0.005; %DigDat = AoA =0, Line #277- Checked
cgw =-.416; %Distance Aero Center is back from CG, 5 Inches
c =1.3333; %Feet - Root Chord of Wing (16")- Checked
b =9.16; %Feet - Span (110")- Checked
lambda =.72955; %Taper Ratio from S=(Cr*(1+Lambda)*b)/2- Checked
CLat =.76; %Dig Dat, Line #346, CLA Column- Checked
CDmint =.002; %Dig Dat, Line #345, at AoA = -2 deg
Kt =.446; %=1/(pi*e*AR) =SET SAME AS WING OR DIGDAT From BLAKE
it =0.034906585; %Tail incidence 2 degrees
Te =.422; %Blake from DigDat
nt =1; %Blake from DigDat
St =S; %Horiz Tail Area Square Feet=Reference Area = Wing Area
cgt =3.5; %Distance tail Aero Center back from A/C CG,
%42 inches - Measured
CLavt =.0969; %Dig Dat Line #190
CDminvt =.001; %Dig Dat Line #409, AOA = -10 deg, Column CD
Svt =S; %Vert Tail Area Square Feet = Reference Area = Wing Area
Tr =.434; %Blake from DigDat
nvt =nt; %Same as Hori Tail
cgvt =cgt; %Same as Hori tail
Cmaf =.114; %Dig Dat, Line#209, at AoA = 0
CDf =.005; %Dig Dat, Line#209, at AoA = 0
Cnda = -0.0128; %per rad DigDat
Clda = 0.244; %per rad DigDat
CDvt =.001;
Clb =-.1;
Clr =.01;
🔗 参考文献
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