四旋翼無人機(jī)飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

胡徐勝 鄭睿 陶彬彬

【摘要】為了提升四旋翼無人機(jī)的飛行控制效果，采用PID控制算法和PWM控制對無人機(jī)的飛行進(jìn)行控制。通過對無人機(jī)飛行運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的研究，對無人機(jī)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模。引進(jìn)了PID控制算法和PWM控制，并設(shè)計(jì)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了算法的穩(wěn)定性和良好效果。無人機(jī)的飛行控制一般通過避障來驗(yàn)證，避障實(shí)驗(yàn)證明，該算法避障效果好、魯棒性強(qiáng)。

【關(guān)鍵詞】無人機(jī);四旋翼;避障;PWM

〔中圖分類號〕TP273 〔文獻(xiàn)標(biāo)識碼〕A 〔文章編號〕1674-3229（2021）04-0046一05

0 引言

隨著通信技術(shù)、遙控技術(shù)以及智能控制技術(shù)的發(fā)展，無人機(jī)的應(yīng)用領(lǐng)域越來越廣泛，而對無人機(jī)的控制系統(tǒng)也提出了越來越高的要求。四旋翼無人機(jī)與普通固定翼無人機(jī)不同，關(guān)閉電源后，四旋翼無人機(jī)將失去動(dòng)力成自由落體下落，并進(jìn)行滑行式飛行[1]。四旋翼無人機(jī)由四臺電動(dòng)機(jī)控制，其可控性較固定翼無人機(jī)更高，可以實(shí)現(xiàn)快速垂直起降、定點(diǎn)控制等特殊功能。

1 四旋翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)

四旋翼無人機(jī)簡易模型如圖1所示。X、Y、Z軸為三維空間坐標(biāo)，通過調(diào)整四個(gè)電動(dòng)機(jī)的速度變化來控制四旋翼無人機(jī)的各種飛行姿態(tài)、速度和動(dòng)作[2]。

1.1 升降狀態(tài)

無人機(jī)起飛的條件是有向上的加速度，觸發(fā)條件則是無人機(jī)向Z軸產(chǎn)生的作用力大于無人機(jī)自重[3]。

圖1 四旋翼無人機(jī)簡易模型在無人機(jī)降落或向Z軸反方向運(yùn)動(dòng)的時(shí)候，需要向下的加速度，觸發(fā)條件則變?yōu)闄C(jī)身自重大于向Z軸正方向產(chǎn)生的作用力，加速度大小決定了無人機(jī)上升下降的速度。當(dāng)四個(gè)電動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的向Z軸正方向的作用力等于無人機(jī)的自重時(shí)，無人機(jī)Z軸方向上的力達(dá)到平衡，此時(shí)無人機(jī)處于懸停狀態(tài)。

1.2 俯仰狀態(tài)

在升降狀態(tài)下，四旋翼無人機(jī)會(huì)通過降低M4電動(dòng)機(jī)的速度以降低升力，提高M(jìn)2電動(dòng)機(jī)的速度以提高升力[4]。如果無人機(jī)X軸的時(shí)間扭矩不平衡，則將產(chǎn)生負(fù)X軸扭矩。當(dāng)向上移動(dòng)時(shí)，在水平面上會(huì)產(chǎn)生向前的力，而無人機(jī)會(huì)受到充分的振動(dòng)以完成向前的飛行。

1.3 橫滾狀態(tài)

在橫滾狀態(tài)下，四旋翼無人機(jī)穩(wěn)定懸吊在空中停止時(shí)，通過降低M1電動(dòng)機(jī)速度可使相應(yīng)的升力降低，提高M(jìn)3電動(dòng)機(jī)速度可獲取相應(yīng)的升程上升量，其中無人機(jī)的Y軸扭矩不平衡，并且產(chǎn)生正Y軸扭矩。由于側(cè)傾角現(xiàn)在為正，因此它將在水平面上創(chuàng)建一個(gè)正確的方向，無人機(jī)可以向右加速并完成向右飛行。

1.4 偏航狀態(tài)

當(dāng)四旋翼無人機(jī)飛行時(shí)，它是一個(gè)相對獨(dú)立的系統(tǒng)。當(dāng)UAV旋翼和電動(dòng)機(jī)旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)，相互作用是基于力的，旋翼和旋翼向機(jī)身施加反扭矩，并且電動(dòng)機(jī)和轉(zhuǎn)子為順時(shí)針和逆時(shí)針。當(dāng)無人機(jī)的偏航條件保持不變時(shí)—保持偏航角，M2和M4施加的逆時(shí)針扭矩、M1和M3施加的作用力以平衡偏航扭矩應(yīng)等于方向轉(zhuǎn)矩[5]。當(dāng)無人機(jī)在水平飛行時(shí)，控制無人機(jī)的偏航角以使無人機(jī)頭部的左側(cè)偏斜可以增加M4和M2電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速，并降低M3和M1電動(dòng)機(jī)的速度[6]。

2 四旋翼無人機(jī)坐標(biāo)系定義及變換關(guān)系

四旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)建模中一般使用兩個(gè)坐標(biāo)系，即機(jī)身坐標(biāo)系A(chǔ)-XYZ和地面坐標(biāo)系E-XYZ[7]。對二者關(guān)系的研究將為四旋翼無人機(jī)的飛行控制起到重要作用。

2.1 無人機(jī)機(jī)身坐標(biāo)系A(chǔ)-XYZ

四旋翼無人機(jī)的重心是機(jī)身坐標(biāo)系A(chǔ)-XYZ的原點(diǎn)，Y軸是四旋翼無人機(jī)的縱向?qū)ΨQ軸，并且在無人機(jī)的旋翼平面中，機(jī)頭的方向?yàn)檎参挥跓o人機(jī)旋翼平面上與Y軸垂直的位置，表示從機(jī)身尾部到機(jī)身頂部的機(jī)身右側(cè)，X軸和Y-Z軸滿足直角坐標(biāo)系，機(jī)身坐標(biāo)系固定連接至無人機(jī)機(jī)身[8]。

2.2 地面坐標(biāo)系E-XYZ

四旋翼無人機(jī)在飛行過程中，為了實(shí)現(xiàn)避障、俯沖等功能，將參照地面坐標(biāo)系。地面坐標(biāo)系E-XYZ如圖2所示。

地面坐標(biāo)系E-XYZ繞Z軸旋轉(zhuǎn)方位角Ψ，得到中間坐標(biāo)系0-x2y2z2，其變換公式為：

x2=CDx2·D（1）

其中，變換矩陣為：

中間坐標(biāo)系0-x2y2z2繞x2軸旋轉(zhuǎn)俯仰角θ，得到中間坐標(biāo)系0-x1y1z1，其中變換公式為（3）

中間坐標(biāo)系0-x1y1z1繞y1軸旋轉(zhuǎn)橫滾角φ，得到機(jī)身坐標(biāo)系A(chǔ)-XYZ，其中變換公式為：

經(jīng)過上述三個(gè)方向的詳細(xì)研究，可以獲得四旋翼無人機(jī)機(jī)身坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的變換關(guān)系：

由此定義地面坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)變換矩陣為

由此定義機(jī)體坐標(biāo)系到地面坐標(biāo)系的姿態(tài)變換矩陣為

3 飛控系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

本文設(shè)計(jì)的飛控系統(tǒng)的軟件核心算法全部采用一塊STM32F4芯片控制[9]。在主程序中建立與地面站指令系統(tǒng)、GPS信號及氣壓傳感器、陀螺儀等信號的通信，并設(shè)置中斷機(jī)制來處理外部事件[10]。對中斷的處理支持優(yōu)先級決策，即級別高的中斷具有優(yōu)先處理特權(quán)。這種方式既能保持一定的系統(tǒng)實(shí)時(shí)性，實(shí)現(xiàn)起來也較簡單。具體如圖3所示。

3.1 主程序軟件流程

在飛控系統(tǒng)正常啟動(dòng)工作后，四旋翼無人機(jī)搭載的速度傳感器、氣壓傳感器等不斷向飛控系統(tǒng)傳回實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)，并快速進(jìn)行譯碼、讀取，包括機(jī)身所處狀態(tài)、無人機(jī)在坐標(biāo)系中的位置、陀螺儀、水平儀、GPS以及其他各傳感器的指令消息[11]。

3.2 中斷程序軟件流程

在整個(gè)四旋翼無人機(jī)的控制系統(tǒng)運(yùn)行期間，此定時(shí)器中斷按設(shè)定以相應(yīng)的間隔量切入主程序，此時(shí)獲得無人機(jī)飛行狀態(tài)、位置坐標(biāo)等數(shù)據(jù)。通過與基站、控制終端或飛控系統(tǒng)內(nèi)置的GPS導(dǎo)航信息進(jìn)行通信，輸出對應(yīng)的控制指令與數(shù)據(jù)，并將四個(gè)電機(jī)、舵機(jī)的數(shù)據(jù)，輸出到相應(yīng)的接口，實(shí)施控制[12]。與定時(shí)器中斷不同的是，外部接口中斷通過GPIO口下拉的方式來切換中斷觸發(fā)條件，無人機(jī)接受導(dǎo)航指令便執(zhí)行該中斷，例如接收到遙控器的PWM指令時(shí)，中斷切入之后獲得相應(yīng)的導(dǎo)航指令，以此完成導(dǎo)航階段的控制過程。

4 實(shí)驗(yàn)與數(shù)據(jù)

4.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ徒?/p>

無人機(jī)在低速下超聲波折線多障礙物避障的實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)如圖4所示。

以水平方向?yàn)閄軸，障礙物所在方向的豎直方向?yàn)閅軸，墻壁的垂直方向?yàn)閆軸建立空間直角坐標(biāo)系，墻壁右側(cè)為坐標(biāo)原點(diǎn)，夾角用αi、βi表示，假設(shè)撞擊到障礙物時(shí)的空間位置為（X2，Y2，Z2）與（X3，Y3，Z3），距離分別為H1、H2。

4.2 模型數(shù)據(jù)計(jì)算

4.3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

表1為UAV飛行數(shù)據(jù)的監(jiān)測，可以看出該次實(shí)驗(yàn)的數(shù)據(jù)極為可靠，成功的次數(shù)較多，這說明UAV的避障飛行即使在轉(zhuǎn)向并且有障礙物的情況下也能實(shí)現(xiàn)終點(diǎn)的到達(dá)，為本次研究提供了有力的數(shù)據(jù)支持。

表2為折線多障礙飛行避障情形，從最后的總得分來看，其相對效果沒有單獨(dú)直線避障的效果好，卻有其獨(dú)特的優(yōu)勢。UAV在飛行時(shí)難免會(huì)轉(zhuǎn)彎，并且轉(zhuǎn)彎后遇到突發(fā)事件，這為UAV的多重避障提供了良好的模型。導(dǎo)致本次實(shí)驗(yàn)得分降低的原因有：一是折線多重避障使UAV的活動(dòng)范圍大大減小，UAV在飛行過程中，由于轉(zhuǎn)向的問題，會(huì)使得撞擊墻壁的次數(shù)明顯增加，也使飛行成功到達(dá)終點(diǎn)的概率有所降低;二是綜合以上實(shí)驗(yàn)知道，UAV不能自主選擇路徑進(jìn)行繞行，多重障礙物的疊加更加增加了UAV的飛行限制，由于障礙物以及折線路徑的共同作用，UAV的路徑更加遭到了限定，到達(dá)的終點(diǎn)的方式減少，使得成功到達(dá)終點(diǎn)的概率減小。

5 結(jié)論

本文通過對四旋翼無人機(jī)飛行運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的研究，對無人機(jī)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模，引進(jìn)了經(jīng)典的PID控制算法和PWM控制，并設(shè)計(jì)避障實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證算法的穩(wěn)定性和良好效果。結(jié)果表明，該算法避障效果好，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)的有效性和穩(wěn)定性。

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[收稿日期]2021-05-18

[基金項(xiàng)目]安徽高校自然科學(xué)研究重點(diǎn)項(xiàng)目（KJ2019A1275）;安徽省智能機(jī)器人信息融合與控制工程實(shí)驗(yàn)室資助項(xiàng)目（IFCIR2020003）

[作者簡介]胡徐勝（1982-），男，碩士，皖江工學(xué)院電氣信息工程學(xué)院副教授，研究方向：電氣自動(dòng)化、智能控制。