四旋翼無人機控制系統(tǒng)設(shè)計與實現(xiàn)

楊則允 李猛 張全

摘 要：四旋翼無人機是一種結(jié)構(gòu)簡單、操作靈活的垂直起降無人機。首先分析了四旋翼無人機的基本運動原理，然后以APM飛控計算機為核心，結(jié)合GPS定位芯片、陀螺儀、加速度計、航向計、無線數(shù)據(jù)電臺等裝置，進行了微型四旋翼無人機的系統(tǒng)集成。分析了包括位置回路和姿態(tài)回路的雙閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)的四旋翼無人機的控制邏輯與控制規(guī)律。在進行傳感器標定、參數(shù)整定等工作的基礎(chǔ)上，對無人機進行了綜合調(diào)試。最終實現(xiàn)了無人機的穩(wěn)定可靠飛行，具有良好的姿態(tài)控制、軌跡控制能力，各項性能指標符合設(shè)計要求。

關(guān)鍵詞：四旋翼無人機；PID控制；飛行控制；姿態(tài)控制；軌跡控制

中圖分類號：V279 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）34-0105-03

Abstract： The four-rotor unmanned aerial vehicle（UAV） is a kind of vertical take-off and landing UAV with simple structure and flexible operation. In this paper， the basic principle of motion of the four-rotor UAV is analyzed， then the APM flight control computer is used as the core， and the GPS positioning chip， gyroscope， accelerometer， heading meter， wireless data radio and other devices are combined. The system integration of micro quad-rotor unmanned aerial vehicle （UAV） is carried out. The control logic and control law of the four-rotor unmanned aerial vehicle （UAV） with double closed-loop control structure including position loop and attitude loop are analyzed. On the basis of sensor calibration and parameter tuning， the UAV is comprehensively debugged. Finally， the UAV can fly stably and reliably， and it has good attitude control and trajectory control ability， and all the performance indexes meet the requirements of design.

Keywords： four rotor UAV； PID control； flight control； attitude control； trajectory control

1 概述

四旋翼無人機是一種非共軸、多旋翼式無人機，改變四個旋翼產(chǎn)生的升力大小就可以實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定及飛行控制，其結(jié)構(gòu)簡單，體積較小，且飛行平穩(wěn)、隱蔽性好，可用于救援搜索、偵查監(jiān)控、探查航拍等任務，具有重要的研究價值和廣闊的應用前景[1]。

四旋翼無人機的設(shè)計研制是集諸多學科于一體的綜合科學技術(shù)問題，涵蓋了結(jié)構(gòu)設(shè)計、動力與能源控制、導航通信、微機電、傳感器等專業(yè)技術(shù)領(lǐng)域[2]。四旋翼無人機是一個高度非線性，多變量的欠驅(qū)動系統(tǒng)，用四個輸入量控制六個自由度輸出，因此它的輸出量之間具有高度耦合的特性，任意一個旋翼轉(zhuǎn)速的改變將至少影響三個自由度的改變。這給四旋翼無人機的控制系統(tǒng)設(shè)計帶來許多困難[3，4]。

2 控制系統(tǒng)設(shè)計實現(xiàn)

2.1 飛行原理

四旋翼無人機采用剛性的十字形機架，機架末端各有一個獨立的電機驅(qū)動系統(tǒng)，圖1中，一對電機順時針轉(zhuǎn)動，另一對電機逆時針轉(zhuǎn)動，以平衡其對機身的反扭矩，改變某一個旋翼的速度，飛行器會產(chǎn)生相應的運動。四旋翼無人機在空間中具備的四種基本運動狀態(tài)。

2.1.1 垂向飛行

同時增加四個電機的輸出功率，旋翼轉(zhuǎn)速增加，總升力增大，無人機便垂直上升；反之，同時減小四個電機的輸出功率，則無人機則垂直下降，實現(xiàn)了沿z軸的垂直運動。當旋翼產(chǎn)生的升力等于無人機的自重時，無人機便保持懸停狀態(tài)。保證四個旋翼轉(zhuǎn)速同步增加或減小是垂直運動的關(guān)鍵。

2.1.2 橫向或縱向飛行

實現(xiàn)無人機在水平面內(nèi)橫向、縱向的運動，必須在水平面內(nèi)對無人機施加一定的力。由于結(jié)構(gòu)對稱，所以橫向飛行的工作原理與縱向運動完全一樣。

在圖1中，增加電機3轉(zhuǎn)速，使升力增大，相應減小電機1轉(zhuǎn)速，使升力減小，同時保持其它兩個電機轉(zhuǎn)速不變，反扭矩仍然保持平衡。無人機首先發(fā)生一定程度的傾斜，從而使旋翼升力產(chǎn)生水平分量，因此可以實現(xiàn)無人機的前飛運動。

2.1.3 偏航轉(zhuǎn)動

偏航運動是借助旋翼產(chǎn)生的反扭矩來實現(xiàn)。旋翼轉(zhuǎn)動過程中由于空氣阻力作用會形成與轉(zhuǎn)動方向相反的扭矩，反扭矩的大小與旋翼轉(zhuǎn)速有關(guān)，當四個電機轉(zhuǎn)速相同時，四個旋翼產(chǎn)生的反扭矩相互平衡，四旋翼無人機不發(fā)生轉(zhuǎn)動；當四個電機轉(zhuǎn)速不完全相同時，不平衡的反扭矩會引起四旋翼無人機轉(zhuǎn)動。

2.2 系統(tǒng)構(gòu)成

四旋翼無人機采用十字形機身，以嵌入式控制器作為飛控系統(tǒng)的核心，以直流電機作為旋翼驅(qū)動裝置，同時包括GPS、陀螺、加速度計、航向計等必要的傳感器。無人機飛行控制系統(tǒng)總體由電源模塊、機載飛控模塊、電機驅(qū)動模塊、通信模塊和導航模塊五個部分組成，如圖2所示。五個組成部分相互協(xié)作，共同作用，實現(xiàn)無人機的飛行與控制。

2.2.1 APM飛行控制模塊

APM控制器是一個開源的飛控系統(tǒng)，能夠支持固定翼無人機，3軸，4軸，6軸無人機，主要結(jié)構(gòu)包括飛控主芯片Atmega1280/2560，PPM解碼芯片Atmega168/328負責監(jiān)視模式通道的pwm信號監(jiān)測，以便在手動模式和其他模式之間進行切換。同時APM飛控機可擴展接入無線電臺、GPS導航儀，帶有I2C總線接口。

2.2.2 電機驅(qū)動模塊

選用直流電機作為旋翼驅(qū)動電機，通過調(diào)整電機轉(zhuǎn)速而改變旋翼升力。直流電機型號為新西達a2212-13 KV980，外形尺寸27.8*27mm，重量48g，輸出軸徑3mm，額定參數(shù)11V，13.1A，7630r/m，推力780g。

2.2.3 通信接收器

對本無人機設(shè)計采用兩種無線通訊模式，分別是使用遙控器控制和使用數(shù)傳電臺進行遙控遙測。地面測控系統(tǒng)在上位機中使用APM 任務規(guī)劃器監(jiān)控無人機。

2.2.4 導航模塊

四旋翼無人機的導航模塊包括GPS、磁航向計、慣性測量單元。慣性測量單元指陀螺儀和三軸加速度計，可配合三軸磁力計或GPS測得方向數(shù)據(jù)進行校正，計算出飛機姿態(tài)。APM集成的慣性測量系統(tǒng)為六軸數(shù)字傳感器MPU6000、磁航向計為霍尼韋爾的HMC5843/5883，空速計為MPXV7002模塊空速計，GPS導航模塊選用Lea-6h，測量飛機當前的經(jīng)緯度，高度，地速等信息。

2.3 軟件實現(xiàn)

采用APM任務規(guī)劃器作為上位機軟件，可以使用Google Maps進行即點即得的航點輸入，能夠從下拉菜單中選擇任務指令，下載任務日志文件并分析，配置機載的APM控制器。

APM飛控軟件采用Arduino語言，提供包括十字形、X型四旋翼機在內(nèi)的多種機型的控制程序，通過上位機軟件APM mission planner將對應的程序按自己的需求進行修改，然后導入飛控計算機。

四旋翼無人機的控制系統(tǒng)包括位置控制回路和姿態(tài)控制回路。位置回路控制通過飛機的當前位置坐標與給定位置坐標的偏差，經(jīng)過PID控制律結(jié)算得到飛機期望的俯仰角、油門和橫滾角，作為姿態(tài)回路的給定輸入。姿態(tài)控制依據(jù)給定的俯仰角、油門、橫滾角，結(jié)合飛機當前的姿態(tài)結(jié)算出合適的電機控制量，使飛機保持期望的飛行姿態(tài)。

四旋翼飛機在搭載apm控制系統(tǒng)后，通過數(shù)傳模塊與地面站連接，并可以對各傳感器參數(shù)進行校準、PID參數(shù)整定，以及給無人機設(shè)定飛行任務。

3 調(diào)試與飛行試驗

由于APM飛控計算機集成了許多種機型，以及自穩(wěn)定、定高、定點等多種控制模式。在不同模式下所使用的控制結(jié)構(gòu)雖然相同，但選用的PID參數(shù)值是不同的，因此需整定控制器參數(shù)，才能使無人機達到良好的控制效果[5]。

3.1 控制參數(shù)設(shè)計

3.1.1 傳感器校準

在系統(tǒng)調(diào)試過程中，首先對無人機的各種傳感器進行校準標定，在APM任務規(guī)劃器之中，可直接通過界面設(shè)置修改參數(shù)，完成加速度計，陀螺儀，電子調(diào)速器，遙控器等裝置的校準標定工作。

3.1.2 遙控器與電子調(diào)速器校準

在控制四旋翼無人機時，需使用遙控器的固定翼飛行模式，需要使用到其中的7個數(shù)據(jù)通道，分別定義如下：

通道1：低=滾轉(zhuǎn)向左，高=滾轉(zhuǎn)向右。

通道2：低=俯仰向前，高=俯仰向后。

通道3：低=油門減，高=油門加。

通道4：低=航向向左，高=航向向右。

通道5：飛行模式控制。

通道6：飛行中調(diào)試。

通道7：控制輔助功能。

3.1.3 參數(shù)整定

位置控制回路中，RATE_RLL_P和RATE_PIT_P分別是x軸和y軸的比例系數(shù)，默認值是0.14。根據(jù)飛機重量和動力的不同，這兩個參數(shù)將會發(fā)生一些變化。在調(diào)試過程中，飛機劇烈震蕩，降低這兩個比例系數(shù)將會有非常明顯的效果，但如果比例系數(shù)過小，會使得響應過程變的十分緩慢。兩個閉環(huán)回路中的積分時間初始設(shè)置為0。積分環(huán)節(jié)可以用于降低飛行控制系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差。微分時間RATE_RLL_D和RATE_PIT_D的初始值為0.0025，微分環(huán)節(jié)可減小系統(tǒng)超調(diào)量，提升響應速度。

3.2 飛行驗證

四旋翼無人機安裝完成以后，經(jīng)過傳感器標定、參數(shù)調(diào)整及多次調(diào)試以后，進行了多種模式下的飛行測試。

3.2.1 遙控器控制

使用遙控器來控制無人機進行實際飛行，通過上位機軟件，可以看到無人機的實時狀態(tài)，以及遙控器的輸入與電機輸出的對應狀態(tài)。

3.2.2 地面站控制

在不使用遙控器的情況下，可以利用地面站實現(xiàn)無人機的飛行控制。在這種情況下需要通過地面站測控軟件預先設(shè)定飛行任務。通過無線數(shù)傳電臺在四旋翼無人機與地面站之間建立數(shù)據(jù)鏈路。APM任務規(guī)劃器可顯示飛機的姿態(tài)、高度、對地速度、對空速度、遙控輸入量、傳感器實時狀態(tài)等信息。

4 結(jié)束語

四旋翼無人機在軍事和民用方面都有廣闊的應用前景。本文首先分析了四旋翼無人機飛行原理和運動狀態(tài)，然后進行了以APM飛控機為核心的四旋翼控制系統(tǒng)集成設(shè)計，以及參數(shù)整定和調(diào)試工作。包括硬件系統(tǒng)選型，控制邏輯與控制律分析設(shè)計，控制軟件的實現(xiàn)與調(diào)試，傳感器標定，控制參數(shù)整定等內(nèi)容，最后通過實際的飛行測試對四旋翼無人機的性能進行了驗證。

參考文獻：

[1]周建軍，陳趨，崔麥金.無人機的發(fā)展及其軍事應用[J].航空科學技術(shù)，2003，1：38-40.

[2]陳巍.無人機飛行控制系統(tǒng)設(shè)計與研究[D].南京：南京航空航天大學，2004.

[3]程廣明.四旋翼無人機的建模與飛行控制研究[D].哈爾濱：哈爾濱理工大學.

[4]劉偉.四旋翼無人飛行器設(shè)計與實驗研究[D].哈爾濱：哈爾濱工程大學，2011.

[5]康日暉，馬 ，賈華宇.自適應粒子群在四旋翼PID參數(shù)優(yōu)化中的應用[J].2018，35（3）：29-33.