基于四旋翼飛行器的定軌飛行系統(tǒng)設(shè)計

張瑞

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基于四旋翼飛行器的定軌飛行系統(tǒng)設(shè)計

張瑞

（洛陽科技職業(yè)學(xué)院）

四旋翼飛行器具有體積小、質(zhì)量輕、穩(wěn)定性好等特點，具備廣泛的軍用和民用應(yīng)用價值。而飛行器的遠程操控模式易受到外部環(huán)境因素影響，因此開發(fā)一種基于四旋翼飛行器的自主定軌飛行系統(tǒng)，使飛行器在不需要人為操控的情況下自主定軌飛行，有著重要的實用價值和工程意義?；赟TM32處理器的Crazepony mini四旋翼，對其硬件組成及四旋翼飛行器飛行原理進行分析；通過獲取實時數(shù)據(jù)并進行姿態(tài)解算，對控制量進行PID計算；最后將輸出量轉(zhuǎn)化為PWM信號，控制各個電機實現(xiàn)四旋翼飛行器的定軌飛行。

四旋翼飛行器；STM32；飛行控制系統(tǒng)；姿態(tài)解算

0　引言

無人機是利用無線電遙控設(shè)備和自備程序控制裝置操縱的不載人飛機[1]，在軍用和民用領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。無人機從技術(shù)角度分為無人直升機、無人固定翼機和無人多旋翼飛行器等[2]，其中無人多旋翼飛行器因具有操作簡單、短距起降等特點迅速成為目前民用無人機市場的主流[3-4]。無人機按旋翼個數(shù)可分為單旋翼、雙旋翼和多旋翼。多旋翼飛行器造價低廉、機動性強、體積小，缺點是續(xù)航時間短、載荷小。四旋翼飛行器的4個旋翼對稱分布在飛行器四端，相對旋翼結(jié)構(gòu)相同，相鄰旋翼結(jié)構(gòu)相反，通過控制4個旋翼轉(zhuǎn)速提供的推力來實現(xiàn)懸停、維持姿態(tài)和平飛等各種飛行姿態(tài)，但其控制算法相對繁瑣。隨著微機電系統(tǒng)的出現(xiàn)，四旋翼飛行器得快速發(fā)展。

四旋翼飛行器在技術(shù)上已經(jīng)成熟，但其遠程操控受限于外部環(huán)境因素。因此，通過研究四旋翼飛行器的自主定軌飛行控制系統(tǒng)，自動調(diào)整姿態(tài)，使其按照預(yù)定軌跡飛行，做出預(yù)定動作或者獲取有效的信息。

1　四旋翼飛行器飛行原理

四旋翼飛行器的電機分布在飛行器四端，4個電機與各自旋翼直接相連，電機帶動旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生推力，如圖1所示。每個電機轉(zhuǎn)動角速度的平方與其產(chǎn)生的推力成正比，通過改變每個電機的角速度從而操控四旋翼飛行器。為了抵消旋翼的自旋，實現(xiàn)穩(wěn)定飛行，相鄰旋翼的旋向相反，相對旋翼的旋向相同。

圖1　飛行器受力分析

四旋翼飛行器上下飛行的工作原理如圖2所示。當飛行器平衡飛行時，陀螺效應(yīng)和空氣動力扭矩效應(yīng)被抵消，推力隨著旋轉(zhuǎn)角速度增大而增大。當推力大于飛行器的重力時，飛行器向上飛行；反之，飛行器向下飛行。

圖2　四旋翼飛行器上下飛行工作原理

四旋翼飛行器前后飛行方式：飛行器自穩(wěn)后，1號電機、2號電機旋轉(zhuǎn)角速度減小，3號電機、4號電機旋轉(zhuǎn)角速度增大，飛行器向前飛行；反之，飛行器向后飛行。

四旋翼飛行器左右飛行方式：飛行器自穩(wěn)后，1號電機、3號電機轉(zhuǎn)速減小，2號電機、4號電機轉(zhuǎn)速增加，飛行器向左飛行；反之，飛行器向右飛行。

四旋翼飛行器順逆時針飛行方式：飛行器自穩(wěn)后，1號電機、4號電機轉(zhuǎn)速增加，2號電機、3號電機轉(zhuǎn)速減小，飛行器逆時針飛行；反之，飛行器順時針飛行。

2 四旋翼飛行器硬件設(shè)計

四旋翼飛行器主要包括主控單元、電源系統(tǒng)、無線通信單元、數(shù)據(jù)采集單元和動作執(zhí)行單元等，硬件框圖如圖3所示。主控單元為STM32F103T8U6TR單片機。無線通信單元包括NRF24L01無線收發(fā)模塊和HM-06-BT藍牙模塊；其中NRF24L01無線收發(fā)模塊用于與遙控器無線通信，HM-06-BT藍牙模塊用于與PC端和手機端無線通信。數(shù)據(jù)采集單元包括磁力計HMC5883L、氣壓計MS5611、陀螺儀加速度計MPU6050 3種傳感器；其中HMC5883L和MPU6050用于姿態(tài)解算，MS5611用于自主懸停。動作執(zhí)行單元通過改變PWM占空比調(diào)節(jié)電機電流大小，以改變電機轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)飛行器的不同飛行姿態(tài)。

3　四旋翼飛行器軟件設(shè)計

3.1　軟件流程

四旋翼飛行器的主要任務(wù)是讀取MPU6050數(shù)據(jù)，對數(shù)據(jù)濾波，進行姿態(tài)解算，并通過PID控制保持自穩(wěn)；同時接收遙控器指令，完成相對應(yīng)的動作，并返回四旋翼飛行器的各種數(shù)據(jù)（姿態(tài)數(shù)據(jù)、PID參數(shù)等）。主控依靠定時中斷來完成上述任務(wù)，軟件程序核心是通過定時器TIM4產(chǎn)生定時中斷，作為主函數(shù)中While（1）循環(huán)任務(wù)的調(diào)度時基，以觸發(fā)主循環(huán)中3個不同運行頻率的循環(huán)，進行不同任務(wù)。主函數(shù)進行底層驅(qū)動初始化后，進入一個While（1）循環(huán)，在循環(huán)中完成執(zhí)行頻率為100 Hz、50 Hz和10 Hz的任務(wù)，如圖4所示。

圖3　四旋翼飛行器的硬件框圖

3.2　姿態(tài)解算算法

MPU6050含有數(shù)位運動處理硬件加速引擎，不僅可以進行硬件解算，還可以進行軟件解算。軟件解算是通過基于四元數(shù)的姿態(tài)解算Mahony互補濾波算法，把IMU（慣性測量單元）輸出的數(shù)據(jù)融合為飛行器精準的姿態(tài)，其框圖如圖5所示。AD值通過姿態(tài)解算算法得到飛行器當前的姿態(tài)，然后將四元數(shù)轉(zhuǎn)化為歐拉角，用于姿態(tài)控制算法。

圖4　四旋翼飛行器軟件流程圖

圖5　軟件解算框圖

硬件解算通過測試MPU6050的硬解四元數(shù)，配置DMP并且啟動運行后，可直接對MPU6050的DMP中讀取的FIFO數(shù)據(jù)進行轉(zhuǎn)換，從而得到載體的姿態(tài)角，其框圖如圖6所示。

圖6　硬件解算框圖

3.3　四軸PID控制算法

由于電機不平衡，飛行器飛行過程中可能發(fā)生側(cè)翻。人工操作時，觀察到飛行器將要發(fā)生側(cè)翻，可通過控制電機使飛行器歸于平衡。若要保持飛行器平衡，操作人員需要重復(fù)以下過程：觀察—>大腦計算—>控制。飛行器是一個動態(tài)系統(tǒng)，然而人無法長時間精確地同時控制飛行器的4個電機，本文設(shè)計一個自動反饋系統(tǒng)替代人完成飛行器的自穩(wěn)定操作。

PID控制器是反饋的最常見形式，通過偏差的比例P（Proportional）、積分I（Integral）和微分D（Derivative）來控制被控對象[5]。本文通過PID控制算法實現(xiàn)飛行器的自穩(wěn)定操作，利用串級PID控制，即將2個PID控制器組合在一起得到較佳的效果，原理框圖如圖7所示。

圖7　串級PID的原理框圖

3.4　自主懸?？刂扑惴?/h3>

自主懸停是飛行器能夠懸停在某個位置，并且保持足夠長的時間。飛行器在空中的位置可用三維坐標（,,）表示，涉及到水平方向和垂直方向兩個維度的懸停。在水平方向上，飛行器沒有GPS時，無法得到絕對坐標，不能在水平方向上懸停；在垂直方向上，飛行器通過MS5611氣壓計得到自身高度，結(jié)合加速度計互補濾波得到合適的高度值、軸速度值和加速度值。用高度作外環(huán)，速度作內(nèi)環(huán)，形成雙環(huán)PID控制器，調(diào)節(jié)輸出油門實現(xiàn)軸的自主懸停，控制框圖如圖8所示。

圖8　高度雙環(huán)PID控制框圖

4　飛行器定軌飛行系統(tǒng)調(diào)試與應(yīng)用

4.1　參數(shù)調(diào)試

在上位機參數(shù)設(shè)置界面可以調(diào)整PID參數(shù)，如圖9所示。調(diào)整完成后，單擊“寫入飛控”按鈕進行參數(shù)寫入或“讀取飛控”按鈕讀取飛行器的PID參數(shù)；再通過上位機修改PID參數(shù)，使飛行器能迅速響應(yīng)并達到穩(wěn)定的飛行姿態(tài)。

界面中P值代表飛行器回復(fù)力的大小，飛行器偏離水平方向越多，回復(fù)力就越大。如果P值較高，返回初始位置時，會出現(xiàn)過沖，需要相反的力補償，這將產(chǎn)生振蕩效應(yīng)，直到飛行器最終達到穩(wěn)定狀態(tài)。不同飛行軌跡對P值要求不同，簡單的飛行軌跡要求稍低的P值，復(fù)雜的飛行軌跡需要略高的P值。

I值決定飛行器對過往飛行姿態(tài)的依賴程度。根據(jù)與所期望位置的誤差角度提供可變的校正力。偏差越大，矯正力越大。增加I值，可增加保持總體位置的能力，減少由于不平衡造成的漂移。減少I值，可改善對變化的反應(yīng)，但會增加漂移并降低保持位置的能力。

D值代表阻尼作用，阻尼太小，飛行器可能振蕩；阻尼太大，四軸也可能振蕩。較低的D值意味著飛行器將很快彈回到其初始位置，一旦四旋翼飛行器發(fā)生傾斜，則其會繼續(xù)向同一個方向傾斜，合適的D值能有效的抑制可能發(fā)生的傾斜。不同飛行軌跡對于D值和P值的要求恰好相反，簡單的飛行軌跡需要略高的D值，復(fù)雜的飛行軌跡要求稍低的D值。

圖9　上位機參數(shù)設(shè)置界面

4.2　飛行器定軌飛行系統(tǒng)應(yīng)用實驗

借助GPS定位系統(tǒng)，驗證定軌飛行器是否按規(guī)劃軌跡航行。

1）直線軌跡驗證：將無人機的直線軌跡分成若干段，通過定軌飛行代碼及實際飛行試驗和調(diào)試，使飛行器按照預(yù)定軌跡飛行；飛行器在每個懸停節(jié)點都進行自主懸停，同時將2個懸停節(jié)點間的路線并傳回上位機，判斷該路線是否為直線，從而驗證飛行軌跡是否精確。

2）轉(zhuǎn)向軌跡驗證：預(yù)定飛行器在轉(zhuǎn)向處完成飛行轉(zhuǎn)動工作，并自主懸停在轉(zhuǎn)向處；飛行器進行定位并傳輸給上位機，通過判斷視頻中轉(zhuǎn)向角度是否符合預(yù)定軌跡的要求，來判斷轉(zhuǎn)向是否精準。

圖10為一段局部軌跡圖，從軌跡圖可看出飛行器可以在定軌飛行指令下達后，準確按照預(yù)定規(guī)劃軌跡飛行，達到了預(yù)期的定軌飛行效果。

5　結(jié)語

本文選取STM32的crazepony mini四旋翼為研究平臺，闡述四旋翼飛行器的飛行原理和硬件設(shè)計，規(guī)劃直線飛行和轉(zhuǎn)向軌跡，并進行飛行調(diào)試，使飛行器可以在定軌飛行指令下達后，準確按照預(yù)定規(guī)劃軌跡飛行。

圖10　飛行器局部軌跡圖

[1] 劉小龍.基于無人機遙感平臺圖像采集處理系統(tǒng)的研究[D].杭州:浙江大學(xué),2013.

[2] Nonami K, Kendoul F, Suzuki S, et al. Autonomous flying robots: unmanned aerial vehicles and micro aerial vehicles[C]// Springer Publishing Company, Incorporated, 2010.

[3] 肖支才,姜鵬,戴洪德,等.室內(nèi)四旋翼無人飛行器定位導(dǎo)航的研究現(xiàn)狀與關(guān)鍵技術(shù)[J].飛航導(dǎo)彈,2014(8):25-29.

[4] Garcia P C, Lozano R, Dzul A E. Modelling and control of miniflying machines[M]. Springer Publishing Company, Incorporated, 2006.

[5] Wei ChinKar. AM22: flight dynamics and control for an indoor UAV[D].Singapore: National University of Singapore. 2007.

Design of Orbit Determination Vehicle System Based on Quad-Rotor

Zhang Rui

(Luoyang Vocation College of Science and Technology)

Quad-rotor unmanned aerial vehicle is the simplest and most popular one kind of the multi-rotor aircraft. It processed great potentials in military, civil and technology fields because of its excellent characteristics such as small volume, light weight, stable vertical takeoff and landing, etc. Therefore, the orbital flight system based on Quad-rotor unmanned aerial vehicle platform was developed in this paper. The Quad-rotor unmanned aerial vehicle based on STM32 processor is selected as the research platform. The flight control codes are rewritten. By obtaining real time data and calculating attitude, the control quantity is calculated by PID, and the output is converted to PWM signal, so that each motor can realize the orbit determination of four rotor aircraft, which makes the aircraft without the need for maneuvering fly the scheduled trajectory autonomously, and obtain effective information or complete certain tasks by airborne equipment.

Quad-Rotor; STM32; Flight Control System; Attitude Algorithm

張瑞，1993年9月生，本科，助教，主要研究方向：產(chǎn)品設(shè)計與開發(fā)。E-mail: 825809290@qq.com