洛陽理工學(xué)院開題報(bào)告

1、電子工程設(shè)計(jì)開題報(bào)告（2） 小組成員姓名及學(xué)號： 張里 B13040740金浩瀚 B13040717 謝敏波 B13040834 學(xué)院： 電氣工程與自動化學(xué)院 專業(yè)： 自動化 設(shè)計(jì)題目: 四旋翼飛行器 指導(dǎo)老師： 姚惠林2015年11月一、課題提出的背景 1.四旋翼飛行器是一種能夠垂直起降的多旋翼飛行器,它非常適合近地偵察、監(jiān)視、航拍、農(nóng)業(yè)播撒 任務(wù)。國外某些科技公司，如亞馬遜，正在開發(fā)研究利用多旋翼飛行器進(jìn)行快遞投送等自動化的物流業(yè) 務(wù)，可見其具有廣泛的軍事和民事應(yīng)用前景。但是四旋翼飛行器控制難度較大,難點(diǎn)在于飛行器具有欠驅(qū)動、多變量、非線性等比較復(fù)雜的特性。因此四旋翼飛行器的建模與控制也成

2、了控制領(lǐng)域的熱點(diǎn)和難 點(diǎn)。四旋翼飛行器有各種的運(yùn)行狀態(tài),比如:爬升、下降、懸停、滾轉(zhuǎn)運(yùn)動、俯仰運(yùn)動、偏航運(yùn)動等。本 文采用牛頓-歐拉模型來描述四旋翼飛行器的飛行姿態(tài)。本文限于作者能力未對四旋翼飛行器的機(jī)架結(jié) 構(gòu)和動力學(xué)特性做詳盡的分析和研究,而是一定程度上簡化了四旋翼飛行器的數(shù)學(xué)模型，在一定姿態(tài)角 度內(nèi)近似將其看作線性系統(tǒng)，以方便使用 PID 控制算法對飛行器在空中的三個(gè)歐拉角進(jìn)行控制。 2.本文提出了四旋翼飛行器的系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案,設(shè)計(jì)了四旋翼飛行器的機(jī)械結(jié)構(gòu),對其進(jìn)行了模塊化設(shè)計(jì)。系統(tǒng)選用STM32開發(fā)板作為主控芯片，對MPU-6050芯片采集到的三軸角度和三軸角速度數(shù)據(jù)進(jìn)行PID算法處理，通

3、過輸出相應(yīng)的PWM占空比對電機(jī)進(jìn)行控制，從而達(dá)到控制飛行器不同的飛行姿態(tài)。同時(shí)利用超聲波傳感器來實(shí)時(shí)檢測飛行器與地面的距離，并不斷地進(jìn)行調(diào)整以此保證飛行器能達(dá)到所需的要求。2、 課題研究的內(nèi)容及目標(biāo)2.1設(shè)計(jì)目標(biāo)及面向?qū)ο?.2設(shè)計(jì)方案本系統(tǒng)主要由控制模塊、高度測量模塊、電機(jī)調(diào)速模塊、角速度和角加速度模塊組成，下面分別論證這幾個(gè)模塊的選擇。2.3控制系統(tǒng)的選擇 STM32開發(fā)板作為主控模塊來控制飛行器的飛行姿態(tài)與方向。2.4 飛行姿態(tài)控制的論證與選擇 方案一：單片機(jī)將從MPU-6050中讀取出來的飛行原始數(shù)據(jù)進(jìn)行PID算法運(yùn)算，得到當(dāng)前的飛行器歐拉角，單片機(jī)得到這個(gè)歐拉角后根據(jù)歐拉角的角度及方

4、向輸出相應(yīng)的指令給電調(diào)，從而達(dá)到控制飛行器平穩(wěn)飛行的目的方案三:采用全橋驅(qū)動 PWM 電路。這種驅(qū)動的優(yōu)點(diǎn)是使管子工作在占空比可調(diào)的開關(guān)狀態(tài)，提高使用效率實(shí)現(xiàn)電機(jī)轉(zhuǎn)速的微調(diào)。并且保證了可以簡單的方式實(shí)現(xiàn)方向控制。基于上述理論分析，選擇方案三。2.5電機(jī)的選擇方案一：采用有刷電機(jī)。有刷電機(jī)采用機(jī)械轉(zhuǎn)向，壽命短，噪聲大，產(chǎn)生電火花，效率低。它長期使用碳刷磨損嚴(yán)重，較易損壞，同時(shí)磨損產(chǎn)生了大量的碳粉塵，這些粉塵落軸承中，使軸承油加速干涸，電機(jī)噪聲進(jìn)一步增大。有刷電機(jī)連續(xù)使用一定時(shí)間就需更換電機(jī)內(nèi)碳刷。方案二：采用無刷電機(jī)。無刷電機(jī)以電子轉(zhuǎn)向取代機(jī)械轉(zhuǎn)向。無機(jī)械摩擦，無摩擦，無電火花，免維護(hù)且能做到更

5、加密封等特點(diǎn)所以技術(shù)上要優(yōu)于有刷電機(jī)?？紤]到各方面，我們采用無刷電機(jī)，選用新西達(dá)A2212無刷電機(jī)。2.6高度測量模塊的論證與選擇 方案一：采用bmp085氣壓傳感器測量大氣壓并轉(zhuǎn)換為海拔高度，把當(dāng)前的海拔測量值減去起飛時(shí)的海拔值即得飛機(jī)的離地高度。但芯片價(jià)格較貴，誤差較大，而且以前也沒用過這個(gè)芯片。方案二：采用HC-SR04超聲波傳感器測量飛行器當(dāng)前的飛行高度?？紤]到對元件的熟悉程度、元件的價(jià)格和程序的編寫，選擇方案二。2.7電機(jī)調(diào)速模塊的選擇 由于本四旋翼飛行器選用的是無刷直流電機(jī)，所以電調(diào)只能選用無刷電機(jī)的電調(diào)，自己做電調(diào)需要的時(shí)間長，而且可能不穩(wěn)定，所以直接用的是成品電調(diào)，我們選用與新

6、西達(dá)A2212電機(jī)配套的電調(diào)。2.8角速度與加速度測量模塊選擇 方案一：選用MMA7361 角度傳感器測量飛行器的的與地面的角度，返回信號給單片機(jī)處理，從而保持飛行器的平衡。 方案二：用MPU-6050芯片采集飛行器的飛行數(shù)據(jù)，過采用MPU-6050整合的3軸陀螺儀、3軸加速器，功能MPU-6000（6050）整合了3軸陀螺儀、3軸加速器，并含可藉由第二個(gè)I2C端口連接其他廠牌之加速器、磁力傳感器、或其他傳感器的數(shù)位運(yùn)動處理(DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要串口端口以單一數(shù)據(jù)流的形式，向應(yīng)用端輸出完整的9軸融合演算技術(shù)InvenSense的運(yùn)動處

7、理資料庫，可處理運(yùn)動感測的復(fù)雜數(shù)據(jù)，降低了運(yùn)動處理運(yùn)算對操作系統(tǒng)的負(fù)荷，并為應(yīng)用開發(fā)提供架構(gòu)化的API。免除了組合陀螺儀與加速器時(shí)之軸間差的問題，減少了大量的包裝空間。綜上，選擇方案二。三.設(shè)計(jì)與論證3.1控制方法設(shè)計(jì) 3.1.1降落及飛行軌跡控制3.1.2飛行高度控制 飛行高度的采集采用超聲波模塊來實(shí)現(xiàn)，通過超聲波發(fā)出時(shí)開始計(jì)時(shí)，收到返回信號時(shí)停止計(jì)時(shí)，單片機(jī)利用聲音在空氣中的傳播速度與時(shí)間的數(shù)學(xué)關(guān)系來計(jì)算出飛行器距離地面的時(shí)間，從而控制飛行器的飛行高度達(dá)到我們所需的高度。 3.1.3飛行姿態(tài)控制 通過MPU6050模塊來測量當(dāng)前飛行器的三軸角度和三軸角速度（只需要用到角度和角速度），利用從

8、MPU6050中讀取出數(shù)據(jù)，解讀飛行器的飛行姿態(tài)，并經(jīng)過PID算法來對數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，并將處理后的信號傳給電調(diào)，控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速，從而達(dá)到控制飛行器的飛行姿態(tài)的目的。程序流程圖如圖三。3.2參數(shù)計(jì)算 四旋翼自主飛行器控制算法設(shè)計(jì) 四旋翼飛行器動力學(xué)模型 設(shè)計(jì)的小型四旋翼飛行器適用于室內(nèi)低速飛行，因此忽略空氣阻力的影響。因此，簡化后的飛行器動力學(xué)模型為ì x = u 4 (sin q cos f cos j + sin f sin j) / mïy = u 4 (sin q cos f sin j - sin f cos j) / mïïz = (u 4 co

9、s f sin j - mg ) / m式 1-1í l / I Xïf = u1ïl / IYïq = u2ïj = u3/ I zî式中 x xyzT 為運(yùn)動加速度，m為飛行器質(zhì)量，j, q , f 分別為機(jī)體的偏航角、俯仰角和橫滾角，l 為旋翼面中心到四旋翼飛行器質(zhì)心的距離，I X , I Y , IZ 為軸向慣性主矩。該動力學(xué)模型對四旋翼飛行器的真實(shí)飛行狀態(tài)進(jìn)行了合理的簡化，忽略了空氣阻力等對系統(tǒng)運(yùn)行影響較小的參數(shù)，使得飛行控制算法更加簡 潔。2.2 PID 控制算法結(jié)構(gòu)分析 在動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上，將小型四旋翼飛行器實(shí)時(shí)控制算

10、法分為兩個(gè)控制回路，即位置- 3 -控制回路和姿態(tài)控制回路。算法結(jié)構(gòu)如圖 B-1 所示。x y zj q f飛給位置控制姿 態(tài)行電機(jī)控制定控 制器位機(jī)置體姿態(tài)控制回路位置控制回路圖 2-1四旋翼飛行器控制算法結(jié)構(gòu)圖使用經(jīng)典 PID 控制算法實(shí)現(xiàn)位置控制回路和姿態(tài)控制回路。PID 算法簡單可靠，理論體系完備，而且在長期的應(yīng)用過程中積攢了大量的使用經(jīng)驗(yàn)，在飛行器位置和姿態(tài)控制應(yīng)用中具有良好的控制效果和較強(qiáng)的魯棒性，能提供控制量的較優(yōu)解?？刂苹芈钒?x , y , z 三個(gè)控制量，因此設(shè)計(jì) 3 個(gè)獨(dú)立的 PID 控制器對位移進(jìn)行控制。根據(jù) PID控制器的原理，設(shè)k p , k i , kd 分別

11、為比例項(xiàng)、積分項(xiàng)和微分項(xiàng)系數(shù)，有ìx = kp( xïïy = k p ( yíïx = k( zïpî- xd ) + k i ò- y d ) + k i ò- z d ) + k i ò( x - xd )dt + k d ( x - xd )( y - y d )dt + k d ( y - yd )式 1-2( z - z d )dt + k d ( z - zd )其中， xd , y d , zd 為航姿參考系統(tǒng)測量到的加速度積分得到的位移量。姿態(tài)控制回路的作用是控制四旋翼飛行器的

12、飛行姿態(tài)，使其實(shí)際姿態(tài)與設(shè)定的姿態(tài)一致。姿態(tài)控制回 路有偏航角、俯仰角和橫滾角三個(gè)控制量，在此忽略三個(gè)通道之間的耦合效應(yīng)，設(shè)計(jì) 3 個(gè)獨(dú)立的 PID 控制器對每個(gè)量進(jìn)行獨(dú)立控制。ì/ lu = f × Iï1X式 1-3íu 2 = q × I Y / lïu= j × I ¢î3Z根據(jù) PID 控制器的原理，設(shè)k p , k i , kd 分別為比例項(xiàng)、積分項(xiàng)和微分項(xiàng)系數(shù)，有控制器方程如 B-4。ì(j -j) + kij ò(j -j)dt + k(j -j)j = kpjddd

13、jdïï(q -qd ) + k iq ò式 1-4íq = k pq(q -qd )dt + kd q (q -qd )ï(f -f ) + kif ò(f -f)dt + kïf = kpfd f(f -f )îddd其中比例項(xiàng)系數(shù)為 3.3 積分項(xiàng)系數(shù)為 0.14 微分項(xiàng)系數(shù)為 3.2。 本系統(tǒng)最主要的參數(shù)計(jì)算是對MPU-6050等傳感器采集的原始飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。 單片機(jī)從MPU-6050芯片獲取的數(shù)據(jù)是飛行器的三軸角速度和三軸角加速度，MCU對數(shù)據(jù)進(jìn)行PID算法處理可以得到飛行器當(dāng)前的飛行姿態(tài)，PID是比

14、例,積分,微分的縮寫。比例調(diào)節(jié)作用：是按比例反應(yīng)系統(tǒng)的偏差,系統(tǒng)一旦出現(xiàn)了偏差,比例調(diào)節(jié)立即產(chǎn)生調(diào)節(jié)作用用以減少偏差。比例作用大,可以加快調(diào)節(jié),減少誤差,但是過大的比例,使系統(tǒng)的穩(wěn)定性下降,甚至造成系統(tǒng)的不穩(wěn)定。積分調(diào)節(jié)作用：是使系統(tǒng)消除穩(wěn)態(tài)誤差,提高無差度。因?yàn)橛姓`差,積分調(diào)節(jié)就進(jìn)行,直至無差,積分調(diào)節(jié)停止,積分調(diào)節(jié)輸出一常值。積分作用的強(qiáng)弱取決與積分時(shí)間常數(shù)Ti,Ti越小,積分作用就越強(qiáng)。反之Ti大則積分作用弱,加入積分調(diào)節(jié)可使系統(tǒng)穩(wěn)定性下降,動態(tài)響應(yīng)變慢。我們通過測試分別對X軸，Y軸，Z軸調(diào)整Kp,Ki,Kd的值。先調(diào)節(jié)Kp的值，再調(diào)節(jié)Kd的值，最后再調(diào)整Ki的值，以此來保證飛行器的姿態(tài)

15、，達(dá)到所需的要求。四.理論分析與計(jì)算4.1Pid控制算法分析由于四旋翼飛行器由四路電機(jī)帶動兩對反向螺旋槳來產(chǎn)生推力，所以如何保證電機(jī)在平穩(wěn)懸浮或上升狀態(tài)時(shí)轉(zhuǎn)速的一致性及不同動作時(shí)各個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速的比例關(guān)系是飛行器按照期望姿態(tài)飛行的關(guān)鍵。所以這里我們采用到pid控制理論把飛機(jī)的當(dāng)前姿態(tài)調(diào)整到期望姿態(tài)。Pid控制是通過姿態(tài)采集模塊發(fā)送回來的數(shù)據(jù)與期望姿態(tài)進(jìn)行比對，如果存在誤差，就對誤差進(jìn)行比例、積分、微分的調(diào)整，再將調(diào)整后的值加到當(dāng)前電機(jī)上，從而達(dá)到調(diào)整的目的。比例調(diào)節(jié)的反應(yīng)速度較快，而且調(diào)節(jié)作用明顯，飛機(jī)出現(xiàn)俯仰和翻滾時(shí)能快速調(diào)節(jié)回來，但是穩(wěn)定性較差，往往會調(diào)節(jié)過火；積分調(diào)節(jié)可以消除長期誤差，排除外

16、界因素的干擾，但是同樣會降低系統(tǒng)整體的穩(wěn)定性，使飛機(jī)發(fā)生震蕩；微分調(diào)節(jié)可以預(yù)測被控設(shè)備的將來狀態(tài)，及時(shí)的進(jìn)行調(diào)整，而且對比例調(diào)節(jié)有抑制作用，加強(qiáng)單比例調(diào)節(jié)的穩(wěn)定性，排除調(diào)節(jié)過度的問題。所以通過pid控制可以完全考慮到整個(gè)系統(tǒng)的過去、現(xiàn)在、將來，以使系統(tǒng)達(dá)到穩(wěn)定。4.2飛行姿態(tài)控制單元飛行器模擬圖如下圖，姿態(tài)控制是通過MPU6050傳感器進(jìn)行數(shù)據(jù)的采集，根據(jù)它采集回來的角度以及角速度等，采用十字型連接，這樣的話能明確分離俯仰姿態(tài)和翻滾姿態(tài)，進(jìn)行分別控制。這時(shí)如果飛機(jī)狀態(tài)不平衡，那么哪邊高就減小哪邊電機(jī)的轉(zhuǎn)速，相應(yīng)的一邊則加大電機(jī)的轉(zhuǎn)速下面還有對電機(jī)，電池和漿的各種搭配：電池：什么叫1S電池，2S

17、電池，3S電池？1S：鋰電1塊3.7V 充滿是4.2V2S：就是2塊鋰電串聯(lián) 7.4V3S：就是3塊鋰電串聯(lián) 11.1VS是代表串連，P是代表并。3S就是代表3節(jié)電池串連，3P就代表3節(jié)電池并連。電池的放電能力，最大持續(xù)電流是：容量X放電C數(shù)例如:1500MA,10C,    則最大的持續(xù)電流就是=1.5X10=15安如果該電池長時(shí)間超過15安或以上電流工作，那么電池的壽命會變短、還有電池的充滿電壓單片4.15-4.20合適，用后的最低電壓為單片3.7以上（切記不要過放），長期不用的保存電壓最好為3.9。 電機(jī)：電機(jī)KV值：電機(jī)的轉(zhuǎn)速（空載）=KV值X電

18、壓；例如KV1000的電機(jī)在10V電壓下它的轉(zhuǎn)速（空載）就是10000轉(zhuǎn)/分鐘。 電機(jī)的KV值越高，提供出來的扭力就越小。所以，KV值的大小就與漿有著密切的關(guān)系，以下就這點(diǎn)提供一下配漿經(jīng)驗(yàn)：漿：1060漿，10代表長的直徑是10寸，60表示漿角（螺距).    前兩位數(shù)表示直徑，后兩位表示螺距。 搭配：一般電機(jī)與漿是這樣配的：3S電池下；KV900-1000的電機(jī)配1060或1047漿，9寸漿也可            

19、60;  KV1200-1400配9050（9寸漿）至8*6漿               KV1600-1800左右的7寸至6寸漿               KV2200-2800左右的5寸漿               KV3000-3500左右的4530漿 2S電池下；KV1300-1500左右用9050漿               KV1800左右用7060漿            &#