四旋翼無(wú)人機(jī)的導(dǎo)航與控制

U.D.C.:627.3.387DissertationfortheMaster’sDegreein Prof.WangChanghongAcademicDegreeAppliedfor： MasterofEngineering ControlScienceandEngineering Dateof July,Degree-Conferring-Institution：HarbinInstituteof 四旋翼無(wú)人機(jī)是一種新型的可垂直起降的小型無(wú)人機(jī)，它通過(guò)改變四個(gè)對(duì)稱分布的旋翼轉(zhuǎn)速來(lái)調(diào)整姿態(tài)與位置，具有可懸停、機(jī)動(dòng)性好、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單等多種優(yōu)點(diǎn)，具有十分廣闊的應(yīng)用前景。首先對(duì)飛行機(jī)理進(jìn)行了分析，設(shè)計(jì)了以碳纖維為主體材料的機(jī)械結(jié)構(gòu)。并以機(jī)械結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ)，建立了六自由度的無(wú)人機(jī)數(shù)學(xué)模型，根據(jù)實(shí)際的控制要求對(duì)模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化。分別設(shè)計(jì)了PID姿態(tài)控制器和Backstep姿態(tài)控制器對(duì)無(wú)人機(jī)的姿態(tài)控制進(jìn)行了仿真，得到了在階躍控制信號(hào)輸入、脈沖干擾力矩輸入以及陣風(fēng)干擾力矩輸入下的姿態(tài)角響應(yīng)曲線，驗(yàn)證了兩種算法的有效性。仿真結(jié)果表明Backstep方法對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)這種非線性強(qiáng)耦合的系統(tǒng)具有相對(duì)較好的效果。其次，根據(jù)四旋翼無(wú)人機(jī)對(duì)航姿信息的要求設(shè)計(jì)了以MEMS陀螺儀，加速度計(jì)與磁阻傳感器為基礎(chǔ)的航姿系統(tǒng)，設(shè)計(jì)了一種基于擴(kuò)展Kalman濾波的航姿估計(jì)算法。采用四元數(shù)作為狀態(tài)變量，利用陀螺儀的輸出構(gòu)成狀態(tài)方程，通過(guò)加速度計(jì)與磁阻傳感器構(gòu)造觀測(cè)方程來(lái)進(jìn)行擴(kuò)展Kalman濾波解算。相對(duì)于通常的航姿估計(jì)算法，這種算法減少了運(yùn)算量，更適合于基于嵌入式微處理器的航姿估計(jì)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明這種算法在靜態(tài)情況下可以較好的得到無(wú)人機(jī)的姿態(tài)輸出，動(dòng)態(tài)性能還需要進(jìn)一步測(cè)試。最后，根據(jù)系統(tǒng)性能和功能的要求對(duì)無(wú)人機(jī)的機(jī)載主控制系統(tǒng)與地面站系統(tǒng)進(jìn)行了設(shè)計(jì)。并進(jìn)行了懸停、姿態(tài)信號(hào)、測(cè)試等一系列飛行試驗(yàn)，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了分析，驗(yàn)證了算法的有效性。：四旋翼無(wú)人機(jī)；PID；Backstep；航姿系QuadrotorisanewmodelofsmallUAVsthatcouldtakeoffandlandvertically.Itadjustsitspositionandattitudebyvaryingfoursymmetricalpropellers’speeds,withmeritssuchashoveringability,goodmaneuverability,andsimplifiedstructure.Thepaperfirstyzedtheflightprincipleanddesignedthestructureofmicroquadrotorbyusingcarbonfiber.Thenittoestablishedthequadrotormodelbasedonmechanicalstructurewith6degreesof dom,andsimplifiedthemodelduetopracticalcontrolissues.ThispaperdesignedPIDattitudecontrollerandBackstepattitudecontroller.Throughthesimulation,wegottheattituderesponsecurvesunderseveralconditions.Thesimulationresultsprovethefeasibilityoftwoalgorithms,andindicatethatBackstepmethodwasbetterinthecontrolofquadrotorsystemwhichwasnonlinearandhighlySecondly,duetotherequirementsofquadrotoronheadingandattitudeinformation,thispaperdesignedanattitudeandheadingreferencesystembasedongyros,acceleratorsandmagneticsensors,anddesignedextendKalmanfiltertoestimateattitudeandheadinginformation.Inthefilter,thequaternionwaschosenasstatevariables,gyroswereusedtoupdatethestatsvariables,andacceleratorsandmagneticsensorswerecombinedtoestablishmeasurementequation.Incomparisonwiththetraditionalattitudeestimationmethod,thisalgorithmcangreatlyreducecomputationalcomplexityandwasmoresuitabletoattitudeestimationbasedonembeddedmicroprocessor.Experimentresultsdemonstratedthatthistypeofalgorithmwaseffectiveinattitudeestimation.Last,thepaperdesignedmaincontrollerandgroundcontrolsystemforquadrotorbasedonthesystematicandfunctionalrequirements.Flighttestsincludehovering,attitudetracingandanti-interferencehoveringwereconductedandprovedtoverifytheeffectivenessofthecontrolalgorithm.:Quadrotor,PID,Backstep, 第1章緒 研究的目的與意 國(guó)內(nèi)外研究狀 四旋翼無(wú)人機(jī)的研究狀 小型無(wú)人機(jī)導(dǎo)航系統(tǒng)研究狀 本文主要研究?jī)?nèi) 第2章四旋翼無(wú)人機(jī)的機(jī)理分析與模型建 四旋翼無(wú)人機(jī)飛行機(jī)理分 四旋翼無(wú)人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè) 四旋翼無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)方 本章小 第3章四旋翼無(wú)人機(jī)航姿系 基于EKF航姿系統(tǒng)算 狀態(tài)方程建 觀測(cè)方程建 EKF姿態(tài)解 航姿系統(tǒng)硬件與軟件實(shí) 航姿系統(tǒng)硬件設(shè) 航姿系統(tǒng)軟件流 實(shí)驗(yàn)結(jié) 本章小 第4章四旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制算法設(shè) 控制結(jié)構(gòu)分 基于PID的姿態(tài)控制算 PID控制結(jié)構(gòu)分 第1隨著科技信息時(shí)代的發(fā)展，未來(lái)信息化條件下的將對(duì)的高射與其他相比有更好的優(yōu)越性。其設(shè)計(jì)靈巧，空間利用率高，可重復(fù)使用，2001年，中，飛行器第一次扮演者，逐漸由“配角”轉(zhuǎn)變的思考。2007年4月3日，英一架改裝的“旋風(fēng)”F2成功遙控4架飛行器，實(shí)施協(xié)同，完成搜索和摧毀目標(biāo)的任務(wù)。由于無(wú)人機(jī)在、中擔(dān)負(fù)了重要的、監(jiān)視、偵察不同型號(hào)的無(wú)人機(jī)，其國(guó)正在使用的至少有18種型號(hào)，總數(shù)超過(guò)已將無(wú)人機(jī)看作未來(lái)空襲和全球中的利器，持續(xù)斥巨資開(kāi)展飛行器相關(guān)技術(shù)的研究工作。陸、海、空三軍以及國(guó)防高級(jí)研究計(jì)劃局預(yù)計(jì)在2005—2009財(cái)年投入16.62億進(jìn)行數(shù)十個(gè)無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的技術(shù)研發(fā)作。英、法、德等國(guó)對(duì)飛行器的投入也非常大。國(guó)際宇航公司預(yù)測(cè)，到年全球飛行器市場(chǎng)的份額將達(dá)到100億歐元，全球?qū)碛?2萬(wàn)架無(wú)人[4-5]近年來(lái)，由于軍事模式的轉(zhuǎn)變，獲得戰(zhàn)場(chǎng)信息，爭(zhēng)取信息主動(dòng)權(quán)越來(lái)山區(qū)環(huán)境中戰(zhàn)斗小分隊(duì)提供及時(shí)的信息保障，因此需要無(wú)人飛行器具有能夠垂直起降和懸停的能力。目前正在使用的飛行器系統(tǒng)大都采用常規(guī)固定翼氣動(dòng)布局；采用滑跑、手?jǐn)S或者的發(fā)射裝置彈射起飛；采用掠飛或者盤旋等方式對(duì)目標(biāo)進(jìn)行偵察、監(jiān)視。在城市環(huán)境中，傳統(tǒng)的飛行器較難從復(fù)雜多變的樓宇間獲取戰(zhàn)術(shù)信息。因此，一種能夠從狹小地域上放飛、在復(fù)雜空情中靈活機(jī)動(dòng)的戰(zhàn)術(shù)飛行器成為飛行器領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)。小型四旋翼無(wú)人機(jī)能夠垂直起降和懸停，能夠適應(yīng)復(fù)雜的城市，山區(qū)起降環(huán)境，具有“懸停并凝視”目標(biāo)的能力，而且還可以抵近建筑物飛行，對(duì)目標(biāo)物提確定位。并能依靠四個(gè)旋翼產(chǎn)生的升力進(jìn)行姿態(tài)與位置控制，且其結(jié)構(gòu)緊湊，機(jī)動(dòng)性能良好，具有較強(qiáng)的適應(yīng)能力，應(yīng)用范圍廣，因而成為無(wú)人機(jī)的研究熱點(diǎn)之一。停監(jiān)視，甚至可以降落到建筑物上對(duì)地面狀況進(jìn)行觀察。較小的電機(jī)與風(fēng)扇，四旋翼無(wú)人機(jī)的機(jī)構(gòu)更加緊湊，而且它起飛無(wú)需跑道，應(yīng)用前景。軍事上可應(yīng)用于獲取、地面戰(zhàn)場(chǎng)偵察和監(jiān)視、近距離空中支持然之后的搜索與救援，巡邏監(jiān)視和目標(biāo)，緝毒和反，高壓線、大促進(jìn)有價(jià)值的二次開(kāi)發(fā)。例如可以結(jié)合現(xiàn)有的視覺(jué)技術(shù)開(kāi)發(fā)視覺(jué)定位與定姿系統(tǒng)，進(jìn)一步提高測(cè)量的精度6-9]；可以以此為基礎(chǔ)開(kāi)發(fā)無(wú)線能量傳輸技術(shù)10]，從根本上解決微小型小型無(wú)人機(jī)的能源問(wèn)題等。由于該無(wú)人機(jī)模型具有非線性和耦合性11，同時(shí)由于氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)，該模型還有不確定性，它的控制問(wèn)題具備了當(dāng)前控制問(wèn)題中的各種難點(diǎn)，因此它能夠提供各種控制方法的驗(yàn)證平臺(tái)。結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、使用常規(guī)部件和能源、方便等優(yōu)點(diǎn)，使其制造和使用成本相對(duì)綜上所述，開(kāi)展小型四旋翼無(wú)人機(jī)的理論和技術(shù)研究在開(kāi)展學(xué)術(shù)理論研究、推動(dòng)相關(guān)產(chǎn)業(yè)和技術(shù)發(fā)展、加強(qiáng)國(guó)防建設(shè)、創(chuàng)造經(jīng)濟(jì)效益等方面都具有重大的意義。四旋翼無(wú)人機(jī)的研究OS4是EPFL自動(dòng)化系統(tǒng)開(kāi)發(fā)的一種小型四旋翼飛行器，研究的重全自主飛行。目前，該項(xiàng)目已經(jīng)進(jìn)行了兩個(gè)階段。OS4I最大長(zhǎng)度約73cm，質(zhì)量為235g；它使用了DraganflyerⅢ的十字框架和旋翼，電機(jī)型號(hào)為Faulhaber1724，微慣性測(cè)量單元為Xsens的MT9-B。研究人員通過(guò)萬(wàn)向節(jié)將它固定于飛試平臺(tái)之上，使其只具有3個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度；電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊、能源供給、數(shù)據(jù)處理、以及飛行控制單元都由飛行器外部提供；至2004年，已經(jīng)分別驗(yàn)證了多種控制算法[12-13](例如：PID、LQ、Backstep、Sliding–mode)，都很好的實(shí)現(xiàn)了飛行器姿態(tài)控制。OS4II的機(jī)身最大長(zhǎng)度72cm，重520g；機(jī)230g的鋰電池，能提供自主飛30min的能量。它與OS4I的區(qū)別主BLDC；使用皮帶裝置代替了電機(jī)箱；控制器、傳感器、電池和電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊等都直接安裝在機(jī)體上，不再由機(jī)體外部提供。2006年1月，EPFL已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了OS4II在室內(nèi)環(huán)境中基于慣導(dǎo)的自主懸?？刂?。HMX4[14]76cm700g5個(gè)彩色標(biāo)記。地面攝像頭通過(guò)并測(cè)量標(biāo)記的位置與面積，獲得飛行器的位置和3個(gè)姿態(tài)角，角3軸陀螺儀測(cè)量獲得，主要進(jìn)行飛行器姿態(tài)增穩(wěn)控制。研究人員將整使其只能在水平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了自主懸?？刂?，使用Backstep控制算法達(dá)到了較好的效果。之后，HMX4研究人員又開(kāi)發(fā)了一套基于地面和機(jī)載雙頭的視覺(jué)定位與定姿系統(tǒng)，進(jìn)一步提高了測(cè)量的精度。這種基于視覺(jué)的圖1-1OS4 圖1-2OS4Fig.1-1OS4 Fig.1-2OS4GTMARS[15]是佐治亞理工大學(xué)面向火星探測(cè)任務(wù)而設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)系統(tǒng)。20kg0.92m30min。GTMARS開(kāi)始為折疊狀態(tài)，陸器登陸火星后，機(jī)構(gòu)將自動(dòng)展開(kāi)；它能自主起飛和降落，巡航速度可達(dá)72km/h；當(dāng)能量不足時(shí)，它可以返回到著陸器補(bǔ)充能量，著陸器裝載有能德國(guó)Microdrones公司開(kāi)發(fā)出了一款小型四旋翼無(wú)人機(jī)，型號(hào)為MD4-200。這個(gè)無(wú)人機(jī)采用MD公司自行設(shè)計(jì)的盤式電機(jī)，機(jī)身全部用炭纖維制作，懸停時(shí)電流參考值為2A，裝有GPS，并配有相應(yīng)的地面站系統(tǒng)，以及傳輸系統(tǒng)。圖1-3 圖1-4Fig.1-3 Fig.1-4EADSQuattrocopter[16]也是一款飛行效果較好的四旋翼飛行器，重約0.5千克，長(zhǎng)約65cm。控制系統(tǒng)由主處理器，MEMS慣性測(cè)量單元，壓差傳感器，GPS接收裝置等組成，最長(zhǎng)飛行時(shí)間可達(dá)到20分鐘。 圖1-5MD4- 圖1-6EADSFig.1-5MD4- Fig.1-6EADStnfrd大學(xué)使用一個(gè)改進(jìn)后的Drngonflyer作為其自主飛行器ultiAgnt控制研究（SC）的測(cè)試平臺(tái)。選擇Drgnflyer四旋翼無(wú)人機(jī)進(jìn)行方案驗(yàn)證。Drgnflyr原先的被tnfrd大學(xué)自主設(shè)計(jì)的控制器所取代。這款控制器用于執(zhí)行所有的傳感和通訊任務(wù)，它由如下組建構(gòu)成：一個(gè)被稱為icrotrin的IU，兩塊PIS微控制，一個(gè)超聲速聲納定位傳感器，一個(gè)PS單元和一個(gè)有效距離為150300由幾臺(tái)P機(jī)和一個(gè)配有用于飛行器的標(biāo)準(zhǔn)桿的筆記本電腦組成。IU從傳感器得到相關(guān)數(shù)據(jù)后估算出當(dāng)前飛行器的高度及其變化速度，然后將這兩個(gè)數(shù)據(jù)輸出，由于飛行器的支架在升力很大時(shí)會(huì)有，這兩個(gè)數(shù)據(jù)很可能混有較大的噪聲，因而準(zhǔn)確性較低。系統(tǒng)同時(shí)加入了一個(gè)紅外距離傳感器包括微控制、導(dǎo)航系統(tǒng)、各種測(cè)距傳感器以及視覺(jué)輔助設(shè)備?？刂品椒ū容^多樣，PID、LQ、Backstep、Sliding–mode等都有應(yīng)用。小型無(wú)人機(jī)導(dǎo)航系統(tǒng)研究，準(zhǔn)確的航姿信息是小型無(wú)人機(jī)控制的基礎(chǔ)，姿態(tài)方位參考系統(tǒng)(AttitudeandHeadingReferenceSystemAHRS)就是專門為小型無(wú)人機(jī)提供三軸姿Crossbow公司的AHRS500GA是一種高性能、全固態(tài)的姿態(tài)、航向測(cè)量系統(tǒng)。廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域。這種高可靠性、的慣導(dǎo)系統(tǒng)提供了在靜態(tài)和動(dòng)態(tài)兩種狀態(tài)下的姿態(tài)、航向測(cè)量。AHRS500GAMEMS陀螺和加速度計(jì)，通過(guò)使用其獨(dú)有的Kalman濾波算法，測(cè)定出動(dòng)態(tài)、靜態(tài)兩場(chǎng)為參照提高了陀螺對(duì)其漂移的糾偏功能。數(shù)據(jù)輸出為數(shù)字RS-422串行數(shù)據(jù)總線。外部不需要其他的配件。其靜態(tài)精度俯仰角和橫滾角<0.5°、航向角Innalabs公司的InnalabsAHRS[18]是一個(gè)高性能的捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)，可以在3D空間中測(cè)量任何載體的全角度姿態(tài)。InnalabsAHRS根據(jù)地球重力矢量，相對(duì)磁北的航向(方位角)來(lái)估計(jì)橫滾俯仰角度。利用國(guó)家地理數(shù)據(jù)中心和英國(guó)地理機(jī)構(gòu)制造的世界磁力模型，來(lái)針對(duì)地理北向自動(dòng)計(jì)算真北。InnalabsAHRS對(duì)于靜止或帶加速度的任何運(yùn)動(dòng)物體可以進(jìn)行高精度的定位，短時(shí)間的磁干擾也不會(huì)影響AHRS的航向精度。特別設(shè)計(jì)的軟件可以對(duì)Innalabs荷蘭Xsens公司的MTI系統(tǒng)[19]是一個(gè)微型的測(cè)量姿態(tài)和航向的系統(tǒng)。速度以及磁場(chǎng)強(qiáng)度，使用Kalman濾波來(lái)對(duì)姿態(tài)進(jìn)行估計(jì)。MTI是一款性能非分辨率為0.05°，外型尺寸只有58mm×58mm×22mm。要都是應(yīng)用MEMS傳感器，通過(guò)加速度計(jì)、陀螺儀與磁場(chǎng)強(qiáng)度傳感器來(lái)進(jìn)行數(shù)據(jù)融合來(lái)得到較好的姿態(tài)信息，數(shù)據(jù)融合的方法大多數(shù)使用Kalman濾波，測(cè)量精度一般也在0.5°～1°的范圍內(nèi)?；贓KF的航姿系統(tǒng)算法，并通過(guò)實(shí)際數(shù)據(jù)驗(yàn)證了算法的可行性。第四章分別用經(jīng)典PID控制方法與基于Lyapunov穩(wěn)定性原理的Backstep方法對(duì)姿態(tài)控制算法進(jìn)行了設(shè)計(jì)，并通過(guò)了算法的有效了四旋翼無(wú)人機(jī)飛行試驗(yàn)的數(shù)據(jù)，通過(guò)對(duì)懸停、等飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了四旋2-1Fig.2-1Schemeofquadrotor為了簡(jiǎn)化分析，假設(shè)四個(gè)螺旋槳都能夠很好的安裝，即四個(gè)螺旋槳都安裝在同一個(gè)平面上，且到無(wú)人機(jī)幾何中心的距離都相等；四個(gè)旋翼?xiàng)U都正交安裝；機(jī)體在飛行過(guò)程中不會(huì)出現(xiàn)機(jī)體的形變等。參照文獻(xiàn)[20]x設(shè)計(jì)軸線指向前方，y軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱平面指向機(jī)身左側(cè)，z軸在飛機(jī)對(duì)稱平x軸垂直并指向機(jī)體上方，原點(diǎn)與無(wú)人機(jī)重心重合。地面坐標(biāo)系中x軸指向地理北極，y軸指向西，zx、y軸垂直指向天，即西北天坐標(biāo)系。俯仰角θ(pitchangle)：機(jī)體軸x與水平面間夾角，低頭為偏航角ψ(yawangle)xx軸之橫滾角φ(rollangle)zx31y軸的正力矩，這3的升力，同時(shí)增加旋1y軸的負(fù)力矩，這個(gè)力矩可以減小無(wú)人機(jī)的俯仰角，使24x軸的正力矩，這2的升力，同時(shí)增加4y軸的負(fù)力矩，這個(gè)力矩可以減小無(wú)人機(jī)的橫滾角，2-11、32、4逆時(shí)針2、41、3的轉(zhuǎn)速，來(lái)提供。同理，當(dāng)需要逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)1、32、4的轉(zhuǎn)質(zhì)量可將飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)下傳到地面站系能夠抵抗一定強(qiáng)度的陣風(fēng)干擾與脈沖干擾一次充電飛行時(shí)間達(dá)到橫滾角與俯仰角變化范圍：-30°～30°同一個(gè)平面內(nèi)，最終設(shè)計(jì)的四旋翼無(wú)人機(jī)如圖2-2所示。Fig.2-2比較高，使用時(shí)需要安裝也增加了機(jī)體的質(zhì)量；外轉(zhuǎn)無(wú)刷電機(jī)的轉(zhuǎn)速較低，比較適合小型旋翼類無(wú)人1.5kg2kg2kg電壓大小、價(jià)格等因素的綜合考慮，初步選用基愛(ài)斯模型配件廠生產(chǎn)28301221。同時(shí)選用同一廠家生產(chǎn)的與電機(jī)配套的電機(jī)調(diào)速器。2-1C28-30-12Table2-1MotorparametersofC28-30-這款電機(jī)的選擇主要考慮了它的負(fù)載能力，電機(jī)廠商給定的負(fù)載能力為1kg，這個(gè)負(fù)載能力指標(biāo)是在配置了合適的螺旋槳的前提提供的，對(duì)于課題中的使用會(huì)稍有些下降，所以在電機(jī)的選擇過(guò)程中留出了很大的裕度。即使實(shí)際使用中這個(gè)參數(shù)會(huì)有些下降也足以滿足系統(tǒng)的需求。碳纖維加工，碳纖維材料的機(jī)械強(qiáng)度很高，并且密度很低，只有1.7g/cm3左右，對(duì)稱的兩個(gè)電機(jī)軸之間的距離為520mm，通過(guò)實(shí)驗(yàn)最終選擇的螺旋槳為10英寸的塑料三葉槳。通過(guò)粗略的測(cè)量電機(jī)的工作電流，在懸停過(guò)程中，四個(gè)20A4000mAh11.1V鋰電池，足夠飛15分鐘。最終加上控制電路以及電池的無(wú)人機(jī)總1200g。本款四旋翼無(wú)人機(jī)的具體參數(shù)如表2-2所示。2-2Table2-2Parametersof本節(jié)主要根據(jù)前面章節(jié)的分析建立四旋翼無(wú)人機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程[21-24]2.1節(jié)，為了簡(jiǎn)化分析，對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)進(jìn)行一下理想化假設(shè)：四個(gè) cos cos sinsinsincoscossin(2-sincoscossinsinsinsincoscossincoscosXbody 00FB Fi F

F

ncocosnnF)sinsincoscossin

(2-y i zz

cos x(FDx2)/ y(FDy2)/ Dxy,z為空氣阻力系數(shù)；m為四旋翼無(wú)人機(jī)的質(zhì)量。以上為四旋翼無(wú)人機(jī)位移上的模型。d(J)M

(2-其中p rT為機(jī)體角速度矢量，

J

yJzy

Ml(F2F4Ml(F3F1

(2-(2-MC(F1F2F3F4 除此之外，飛行時(shí)，外轉(zhuǎn)子電機(jī)與螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)，當(dāng)飛行器姿態(tài)改變時(shí)，由于陀螺效應(yīng)的存在，高速旋轉(zhuǎn)的電機(jī)外轉(zhuǎn)子與螺旋槳會(huì)產(chǎn)生一個(gè)附加的陀螺力矩，陀螺力矩的一般表達(dá)式為25：Mgyro H為轉(zhuǎn)動(dòng)部分的動(dòng)量矩，在四旋翼無(wú)人機(jī)中，定義i為各個(gè)旋翼的角速度，Jr為轉(zhuǎn)動(dòng)部分的z軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，即電機(jī)外轉(zhuǎn)子與螺旋槳的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。由于在電0H00

(2- MMHM

(2-

Jy p )qrr(1234)q (F2F4 J q

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r()p (FF r

xJ )pq (FF

F (, )與機(jī)體坐標(biāo)系的三軸的角速度分量(p，q，r)之間的關(guān)系式p(sintan)q(costanqcosrsin(sin/cos)q(cos/cos

(2-(2-雖然在角度較大時(shí)方程2-15中的耦合項(xiàng)已經(jīng)不可忽略，但是通過(guò)仿真分析可方程2-5、2-6、2-14與2-15構(gòu)成了四旋翼無(wú)人機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程。u1F1F2F3 Fu2F2F u4F1F2F3為系統(tǒng)的輸入，將

1234看成系統(tǒng)的干擾。將方程 Jy p )qrrufq q(JzJx)prjrupl f J J J 4r(JxJy)pqC 4 x1,x2,x3,x4,x5,x6xz,xz,xx, x,xy, J x2 ( z)xx rux 4 f J ( x)xx rux 2 f JxJy)xxC xf(x,u)

2 J4 1ucosucos D 1 g 8 m z 1u(sinxcosxcosxsinxsinx)

Dx2 x10 u(sinxsinxcosxcosxsinx) Dx2m y12mC0.0026,l DD106N(m/s)2,D104N(m/ JxJy0.015kgm,J0.026kgm,j10kg G(s) 0.1s

(2-k為電機(jī)調(diào)速器控制信號(hào)與電機(jī)升力之間的比例關(guān)系，具體的數(shù)值對(duì)仿真都是通過(guò)調(diào)試得出，k值大小的影響也不大，所以在這里取k=1來(lái)進(jìn)行后面的是以航姿信息的準(zhǔn)確性為前提的。MEMS慣件由于體積小、質(zhì)量輕、價(jià)格由于ES慣件的噪聲和零漂相對(duì)于其他高精度慣件要大得多，單靠一種傳感器控制系統(tǒng)的要求。一種可行的方法就是通過(guò)不同種類傳感器的數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)融合來(lái)得到飛行器的航姿參數(shù)。單靠速率陀螺捷聯(lián)解算得到的姿態(tài)由于陀螺輸出漂移的存在，誤差會(huì)一直累積，無(wú)法長(zhǎng)時(shí)間使用；而加速度計(jì)與磁阻傳感器由于受較大，容易引入干擾，單獨(dú)使用也無(wú)法達(dá)到要求，但這兩種傳感器長(zhǎng)時(shí)間使用時(shí)不會(huì)產(chǎn)生誤差的積累。本課題中采用擴(kuò)展ln濾波來(lái)對(duì)速率陀螺、加速度計(jì)和磁阻傳感器的數(shù)據(jù)新型數(shù)據(jù)3135?；贓KF在航姿系統(tǒng)中我們定義的坐標(biāo)系與無(wú)人機(jī)上面所定義的坐標(biāo)系有一些區(qū)別，主要是為了與常用的導(dǎo)航系統(tǒng)坐標(biāo)系一致，解算出的姿態(tài)參數(shù)只需要改變一下符號(hào)即可變換到機(jī)體坐標(biāo)系上，對(duì)使用沒(méi)有任何影響。下面的坐標(biāo)系定義僅在本節(jié)使用36。在導(dǎo)航坐標(biāo)系的原點(diǎn)選在無(wú)人機(jī)重心處，取ynxn軸指向東，zn軸沿垂線方向指向天，即東北天坐標(biāo)系。在載體坐標(biāo)系的原點(diǎn)位于無(wú)人機(jī)重xb沿機(jī)體橫軸指向右，yb沿機(jī)體縱軸指向前，zb沿機(jī)體的豎軸指向上，滿足右手定則。、、分別為無(wú)人機(jī)的航向角，俯仰角和姿態(tài)角。coscoscossinsincossincoscossincossinsincossin(3- sincosTq2q2q2 T 2(

2(q1q2q0q3)q2q2q2q2

2( )2(qqqq)

(3- 2 0 2(qqqq 2(qqqq q2q2q2q23根據(jù)姿態(tài)矩陣的元素，可以確定(，，)的值，其中sin1T32，需要根據(jù)方程3-4對(duì)主值進(jìn)行判斷。

1

T31

(3- T tan112

T22

T33 T22 T π

T330,0,

T220,主 0,T 0,T 0,T 0,T 狀態(tài)方程X[q0 q3 (ywy (zwz)z1x z

(wX

y 2y (zwz x (w x、y、z分別為三個(gè)陀螺的輸出，w為三個(gè)陀螺儀輸出誤差wxwwy z q31 qX

yX 2 2 x q1 q 0X(k)(k,k1)X(k1)(k1)W(k (k) (k) (k)T 2(k) (k) (k)Tx其中(k,k1) x

y(k 2

z(k

x(k 2 z(k)

y(k)

(k) q1(kq

q2(kq

q3(k)q(k) q3(kq(k

q0(kq0(k

q1(k)q 將W(k)近似為白噪聲序列，其方差陣Q(k)非負(fù)定。(k)為噪聲驅(qū)動(dòng)陣。MEMS觀測(cè)方程

Z[ax m 其中ax、ay、az為加速度計(jì)測(cè)量出的機(jī)體坐標(biāo)系中的三軸加速度，m為向角。m由式(3-3)計(jì)算得到。 HxcosmHzsin HsinsinHcosHsin 其中HxHyHz為三軸磁阻傳感器的輸出，為了得到跟接近真實(shí)值的航向角觀測(cè)信息，取m與m為通過(guò)一步預(yù)測(cè)后得到俯仰角與橫滾角，因?yàn)樵谇笕∮^測(cè)量時(shí)，m與m是當(dāng)前所能得到的最準(zhǔn)確的俯仰角與橫滾角。ax 0 2g(q1q3q0q2 aT10 2g(qqqq

(3-y 2 0 a g g(q2q2q2q2z 3a 2g(q1q3q0q2 x 2g(qqqq xZayh(X)

g(q2223q201

qq)azqq)

21(qq2q3 1 0 m q2q2q2

Z(k)H(k)X(k)V(k

H(k)

2qc 2qc4q3 0c22c211c220 32c2 cq2q2q2q2cqqq 1 0EKF姿態(tài)解X?(k,k1)(k,k1)X?(kP(k,k1)(k,k1)P(k1)T(k,k1)(k1)Q(k1)T(kK(k)P(k,k1)HT(k)[H(k)P(k,k1)HT(k)

(3-(3-(3-

X?(k)X?(k,k1)K(k){Z(k)h[X?(k,k

(3-P(k)[IK(k)H(k)]P(k,k

(3-航姿系統(tǒng)硬件DSP處理組成。它能提供無(wú)人機(jī)的三軸角速度，三個(gè)方向上的加速度以及磁場(chǎng)選擇TMS320F2808做為主處理，主要考慮到這款的引腳相對(duì)其他的DSP來(lái)講比較少，而且片內(nèi)具有64K的flash器，不需要外接TMS320F2808主頻達(dá)到100MIPS，低功耗設(shè)計(jì)，電壓1.8V，F(xiàn)lash編程電壓3.3V，支持JTAG邊界掃描接口；片內(nèi)集成了64K的flash器，18K的SARAM，具有16個(gè)通道的12位ADC，兩個(gè)UART，SPI接口；并具有16x1632x32位的乘法累加器和16x16位的雙乘法累加器。角速率陀螺與加速度計(jì)采用ADI公司的ADIS16350，它集成了三軸MEMSMEMSSPI串行接口按照一定的通信協(xié)議直接將陀螺與加速度計(jì)的六個(gè)測(cè)量值出來(lái)，同時(shí)ADIS15350還提供內(nèi)部的溫度值。ADIS16350一些主要指標(biāo)如Table3-1Mainindexof±104.75V～5.25磁阻傳感器采用Honeywell公司的三軸磁阻傳感器HMC1043，圖3-1為傳SR+SR-引腳上來(lái)產(chǎn)生3-2為磁阻傳感器單軸的輸出3-1HMC1043Fig.3-1SchematicofFig.3-2Singleaxisoutputcharacteristicof圖32中可以看出，當(dāng)磁場(chǎng)強(qiáng)度為零時(shí)，磁阻傳感器的輸出并不為零，而是有一個(gè)偏差，從文獻(xiàn)[3]中可以知道，這個(gè)偏差對(duì)于每個(gè)是固定的。圖31中帶有FF標(biāo)志的一系列端口用來(lái)附加電流來(lái)調(diào)整這個(gè)偏差的。但是在我們的實(shí)際使用中，并不需要對(duì)這個(gè)偏差進(jìn)行調(diào)整。在使用中，同一位置，先后采集置位后的輸出與復(fù)位后的輸出做平均即可得到這個(gè)偏差，或者做差直接得到與磁場(chǎng)強(qiáng)度成比例的輸出。根據(jù)文獻(xiàn)[38]的數(shù)據(jù)，H1043的輸出靈敏度是1//gus，當(dāng)供電電壓選取3.3V時(shí)，輸出靈敏度即為3.3mV/guas。由于地磁場(chǎng)最大為0.625gus，在沒(méi)有干擾的情況下最大的輸出可以達(dá)到2mV左右，而且H1043在3.3供電時(shí)零位偏差最大可達(dá)到4，這樣最大的輸出有可能達(dá)到6V，必須要將磁阻傳感器的輸出信號(hào)進(jìn)行放大才能到，否則有用信號(hào)基本會(huì)淹沒(méi)在采樣噪聲中。而SP片上采樣的范圍為0.3～3，綜合考慮，選取放大倍數(shù)為200。為了減小放大后信號(hào)的噪聲，選取工業(yè)級(jí)的運(yùn)算放大器A8608，它集成了4路運(yùn)放，三路用在放大三個(gè)軸的磁阻傳感器輸出，另一路對(duì)分壓得到的參考電壓做電壓跟隨器，連接到SP的C引腳上，用作測(cè)試使用。圖3-3Fig3-3Attitudeandheadingreference航姿系統(tǒng)軟件行精確定時(shí)，每個(gè)周期產(chǎn)生一次中斷，在中斷中進(jìn)行數(shù)據(jù)、處理以及結(jié)圖3-4Fig.3-4AHRSsoftwareflow首先系統(tǒng)上電后進(jìn)行系統(tǒng)的初始化，包括DSP中的各種寄存器設(shè)計(jì)、頻率的選擇等，然后對(duì)系統(tǒng)定時(shí)器進(jìn)行設(shè)置，系統(tǒng)需要10ms進(jìn)行一次進(jìn)入中斷后，首先啟動(dòng)磁阻傳感器的/D，然后立刻AIS6350的輸出，然后等待/D轉(zhuǎn)換結(jié)束，/D轉(zhuǎn)換后的結(jié)果后進(jìn)入數(shù)據(jù)預(yù)處理程序，預(yù)處理程序?qū)ν勇輧x與加速度計(jì)的輸出進(jìn)行數(shù)值轉(zhuǎn)換并補(bǔ)償?shù)敉勇輧x的常值零偏，并對(duì)到三種傳感器進(jìn)行低通濾波，濾除高頻噪聲，然后進(jìn)行航姿解算，最后將解算得到的姿態(tài)信息通過(guò)串口輸出。實(shí)驗(yàn)航向角航向角俯仰角俯仰角 2橫滾角橫滾角 3-5Fig3-5AttitudeoutputofAHRSat3-5可以看出，前面設(shè)計(jì)EKF算法可以有效的抑制陀螺的零偏，航向1°0.5°范圍本章主要介紹了基于MEMS陀螺儀、加速度計(jì)與磁阻傳感器的四旋翼無(wú)究，根據(jù)傳感器的特點(diǎn)建立了基于EKF的數(shù)據(jù)融合算法，并實(shí)際測(cè)量數(shù)4-1Fig.4-1Overallcontrolblockdiagramof將位置控制器給出的三軸線速度與GPS反饋回來(lái)的速度輸入到速度控制器中，然后通過(guò)速度控制器給出需要的旋翼總升力與目標(biāo)姿態(tài)角、，輸入到姿態(tài)控制器中，進(jìn)而通過(guò)姿態(tài)控制器控制四個(gè)旋翼的拉力來(lái)對(duì)姿態(tài)PID控制理論可姿態(tài)控制回路：通過(guò)航姿參考系統(tǒng)進(jìn)行三個(gè)姿態(tài)角、、速度控制回路：在速度回，通過(guò)GPS對(duì)飛行器的線速度進(jìn)行反饋，位置控制回路：在位置環(huán)上，GPS將對(duì)飛行器的位置信息進(jìn)行反饋，位置基于PIDPID控制。PID控制器因具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易實(shí)現(xiàn)、PID的控制性能影響PID控制結(jié)構(gòu) Jy )qrrufq J ( x)prrup J J JxJ

Jy( 從方程(4-1)u2、u3、u4直接影響著x、y、z三軸的角加速4-2PID的姿態(tài)控制框圖。將運(yùn)動(dòng)學(xué)模型輸出的三個(gè)姿態(tài)角反饋到輸入端，將差值輸入到PID控制器4-2PIDFig.4-2ControlsystemblockdiagrambasedonPID算法仿真與本節(jié)主要通過(guò)仿真對(duì)PID控制算法的有效性進(jìn)行分析，對(duì)于這種控制模型，最重要參數(shù)的是系統(tǒng)的響應(yīng)速度與超調(diào)量。本節(jié)通過(guò)對(duì)經(jīng)過(guò)調(diào)試選擇的PID參數(shù)進(jìn)行各種仿真實(shí)驗(yàn)來(lái)說(shuō)明PID姿態(tài)控制算法的性能。2-5、2-13建立，主要根據(jù)四個(gè)旋翼產(chǎn)生的拉力和力，并將單旋翼拉力的輸出限制在1N~5N之間。在環(huán)境下對(duì)上面的分析進(jìn)行仿真，通過(guò)調(diào)試取三個(gè)通道的將四旋翼無(wú)人機(jī)的初始橫滾角、俯仰角、航向角設(shè)為(-30°,-30°,°)橫滾角橫滾角0 俯仰角俯仰角0 航向角航向角0 4-3Fig.4-3Attitudeoutputofstep從圖4-3可以看出系統(tǒng)的階躍響應(yīng)穩(wěn)定時(shí)間大概在3s，有10°在懸停時(shí)，測(cè)試系統(tǒng)的脈沖能力，t=2s時(shí)在三個(gè)通道的力矩0.5Nm0.1s的干擾力矩，三軸信號(hào)的輸出如圖4-4。4-4可以看出當(dāng)一個(gè)較大的脈沖干擾力矩作用在機(jī)體上時(shí)，無(wú)人機(jī)經(jīng)過(guò)一個(gè)較大幅度的震蕩之后大概3s的時(shí)間即可恢復(fù)懸停的狀態(tài)。在懸停時(shí)，測(cè)試系統(tǒng)的抗陣風(fēng)干擾能力，t=1s～8s之間在三個(gè)通道的力矩輸入端同時(shí)加入幅值為0.1Nm的干擾力矩來(lái)模擬陣風(fēng)干擾的效果，三軸信號(hào)的輸出如圖4-5。橫滾橫滾角0

俯仰俯仰角

航向航向角0

Fig.4-4Attituderesponsetopulsedisturbance橫滾角橫滾角0俯仰俯仰角0航向航向角0

4-5Fig.4-5Attituderesponsetogustdisturbance圖4-5中，在t=1s～8s之間加上了一個(gè)常值的干擾力矩來(lái)模擬陣風(fēng)的干擾，無(wú)人機(jī)的三個(gè)姿態(tài)角在3s之內(nèi)基本可以穩(wěn)定，通過(guò)四個(gè)旋翼的升力變化來(lái)產(chǎn)生抵的力矩。當(dāng)干擾消除后，還需要大概3s時(shí)間來(lái)恢復(fù)懸停的狀4-1中可以看出，系統(tǒng)存在著耦合項(xiàng)，即任兩個(gè)方向上的角速度會(huì)PID控制中，是將三個(gè)姿態(tài)角分別進(jìn)行控制，反饋的信號(hào)只有單通道的角度，方程4-1中的耦合項(xiàng)在算法設(shè)計(jì)中都看成了干擾0.5Nm0.1s的干擾力矩，無(wú)人機(jī)的三個(gè)姿態(tài)角輸出如圖4-6。橫滾角橫滾角0俯仰俯仰角0航向航向角0

Fig.4-6Attituderesponsewhenthepulsedisturbancetorqueaddedtothepitchandyaw46橫滾通道上相當(dāng)于產(chǎn)生了一個(gè)較大的干擾力矩，橫滾角會(huì)受到耦合項(xiàng)很大的影響，對(duì)于這種情況，PID方法很難達(dá)到特別好的控制效果，并且當(dāng)考慮到位置更加適合這種非線性和存在耦合的系統(tǒng)的控制方法[39-42]基于Backstep方法的姿態(tài)控制算Backstep方法的理論基礎(chǔ)為L(zhǎng)yapunov穩(wěn)定性定理，即對(duì)于一個(gè)微分方程表征的系統(tǒng)，通過(guò)構(gòu)造一個(gè)正定的Lyapunov能量函數(shù)，使該函數(shù)對(duì)時(shí)間的全導(dǎo)數(shù)負(fù)定或半負(fù)定來(lái)保證該系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性。使用Lyapunov分析系統(tǒng)的穩(wěn)定性時(shí)，關(guān)鍵是構(gòu)造一個(gè)合適的Lyapunov函數(shù)，當(dāng)系統(tǒng)的狀態(tài)方程較為復(fù)雜時(shí)，構(gòu)造一個(gè)合適的Lyapunov函數(shù)有時(shí)會(huì)遇到。Backstep提供了構(gòu)造系統(tǒng)Lyapunov函數(shù)的有效方法。從文獻(xiàn)[43-45]中可以看出Backstep方注意的是Backstep方法在設(shè)計(jì)中要求系統(tǒng)結(jié)構(gòu)必須是嚴(yán)格反饋系統(tǒng)或可經(jīng)過(guò)變換化為嚴(yán)格反饋系統(tǒng)，即可以表示為式4-2的形式。 1 11xf(x 1 11 f(x,x)g(x,x xnfn(x1, ,xn)gn(x1, fi，gi僅與反饋狀態(tài)x1, ,xi有關(guān)。

(4-Backstep的設(shè)計(jì)思想是針對(duì)滿足嚴(yán)格反饋控制結(jié)構(gòu)的系統(tǒng)，通過(guò)反向遞推的方法構(gòu)造Lyapunov函數(shù)和控制器，設(shè)計(jì)的基本方法是將復(fù)雜的系統(tǒng)分分Lyapunov函數(shù)和中間虛擬控制量，直至完成整個(gè)控制器的設(shè)計(jì)。x1f(x1) x2定義誤差變量z1x1，其導(dǎo)數(shù)為z1x1gx2fgz2g1 選取Lyapunov函數(shù)V1為

V1z 2V(z1)z1z1gz1z2z1(g1f

(4-1(kzf 1

1Vkz2gz z2的導(dǎo)數(shù)為

1 1zxu1(gxf)1u s2 2

1(gxf)s2 s2取Lyapunov函數(shù)V2

V1(z2z2 Vkz2gzzz(uf

1 1 u(k2z2gz1fs 其中k2為大于零的常數(shù) Vkz2k 1 2Lyapunov4-124-3在Backstep姿態(tài)控制根據(jù)上一小節(jié)的理論基礎(chǔ)和參考文獻(xiàn)[13,36]中的Backstep設(shè)計(jì)具體x1

J( z)xx

rux

(4- 4 f z1x1d

V(z)1 2V(z1)z1(x1dx2為了保證z1的穩(wěn)定性，引入：x2x1dk1z1,k1

(4-(4-Lyapunov函數(shù)為：

V(z)k 1z2x2x1d 1

(4-(4-V(z,z)1(z2z2 V(z,z)(k21)zzkz2kz2z 1 1 1 2V(z,z)kz2kz2,k 1 2 uJx(JyJz)xxjrux(k21)zkzkz l 4 f 1 22 同理根

u u )xx ux(k1)zk

kz l 2 f 3 44 JJ z( y)xx(k21)zkzk

C

2 5 66

z3x3dzx k 3 z 其中k16Backstep算法仿真與分圖4-7基于Backstep方法的姿態(tài)控制框Fig.4-7Controlsystemblockdiagrambasedon將四旋翼無(wú)人機(jī)的初始橫滾角、俯仰角、航向角設(shè)為(-30°,-30°,°)橫滾角橫滾角俯仰俯仰角0航向航向角0

Fig.4-8Attitudeoutputofstep4-8可以得到系統(tǒng)在從-30°～0°3s的時(shí)間達(dá)10°PID控制時(shí)的效果基本相同。在懸停時(shí)，測(cè)試系統(tǒng)的脈沖能力，t=2s時(shí)在三個(gè)通道的力矩輸0.5Nm0.1s的干擾力矩，三軸信號(hào)的輸出如圖4-9。PID控制方法一致，系統(tǒng)經(jīng)過(guò)了一個(gè)段時(shí)間的震蕩1sPID控制算法在在懸停時(shí)，測(cè)試系統(tǒng)的抗陣風(fēng)干擾能力，t=1s～8s之間在三個(gè)通道的0.1Nm4-10。從圖4-10中可以看出，當(dāng)系統(tǒng)存在陣風(fēng)干擾的時(shí)候，四旋翼無(wú)人機(jī)可以0.5°PID控制方法中接近20°的擾動(dòng)，Backstep控制的抗風(fēng)擾效果要強(qiáng)很多。000

4-9Fig.4-9Attituderesponsetopulsedisturbance橫滾角橫滾角0

0

0

4-10Fig.4-10Attituderesponsetogustdisturbance8s0.3Nm的干擾力矩，三軸信號(hào)的輸出如圖4-11。橫滾橫滾角0俯仰俯仰角0航向航向角50

4-11Fig.4-11Attituderesponsetogustdisturbance圖4-11中可以看出，當(dāng)陣風(fēng)干擾增加到0.3Nm時(shí)，系統(tǒng)也可以在大概3s的時(shí)間后達(dá)到穩(wěn)態(tài)，并且當(dāng)陣風(fēng)后，系統(tǒng)在很短的時(shí)間內(nèi)即可通過(guò)調(diào)整螺0.5Nm0.1s4-12。4-12橫滾橫滾角0---俯仰俯仰角0航向航向角420-

Fig.4-12Attituderesponsewhenthepulsedisturbancetorqueaddedtopitchand從上述的仿真與分析來(lái)看，Backstep方法對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制具有相對(duì)較好的效果，但是僅通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn)無(wú)法得出準(zhǔn)確的結(jié)論，很可能是PID分析。但是從上述仿真分析可以得出Backstep方法對(duì)于四旋翼無(wú)人機(jī)的姿PIDBackstep的階躍響應(yīng)，能力等，從結(jié)果來(lái)看，Backstep方法設(shè)計(jì)的控制器對(duì)5-1Fig.5-1Structureofquadrotorcontrol其中DSP主要負(fù)責(zé)飛行控制算法運(yùn)行、接收指令的判斷、GPS等傳感器數(shù)據(jù)，并向地面站傳輸實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)；CPLD主要進(jìn)行I/O口的擴(kuò)展，無(wú)可以在地面通過(guò)無(wú)線傳遞指令，無(wú)線進(jìn)行接收，同時(shí)解算出相應(yīng)通道的信號(hào)，通過(guò)CPLD，將指令傳遞到DSP主處理器塊上，然后通過(guò)UART串行通口將指令傳遞到DSP中。系統(tǒng)通過(guò)或者無(wú)線傳輸模塊接收到指令，通過(guò)上述兩種不同的方式傳遞到主處理器DSP中，通過(guò)飛行控制算法解算出四個(gè)電機(jī)的控制參數(shù)，通過(guò)發(fā)生器產(chǎn)生信號(hào)提供給電機(jī)調(diào)速器，從而調(diào)整電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)達(dá)到定姿或定位等功能。同時(shí)主處理器DSP在飛行過(guò)程中不斷的將速度，姿態(tài)傳感器和DSP處理組成，具體設(shè)計(jì)前面第四章已經(jīng)詳細(xì)介紹了。根據(jù)圖5-1整個(gè)飛行控制系統(tǒng)就分成了三個(gè)主要部分：主處理器部分、航姿系統(tǒng)部分主處理器中，預(yù)計(jì)設(shè)計(jì)兩層電路，主控板為DSP與CPLD電路以及所有的接口電路。擴(kuò)展板為GPS、超聲測(cè)距模塊和氣壓計(jì)等傳感器。這樣在實(shí)際使用中，如果僅使用飛行時(shí)單獨(dú)使用主控制板即可完成飛行。由主控制器根據(jù)處理速度以及飛控系統(tǒng)的小型化考慮，選用TI公司的TMS320F2812作為主處理器。TMS320F2812采用高性能的靜態(tài)CMOS技術(shù)，主頻高達(dá)150MHz，時(shí)鐘周期6.67ns，低功耗設(shè)計(jì)，編程電壓為3.3V。同時(shí)，TMS320F2812具有高性32位CPU16×1632位×32為的乘法16×16位的雙乘法累加器。使DSP集成開(kāi)發(fā)環(huán)境CCS2.2TMS320F2812具有以下特點(diǎn)TMS320F281X系列DSPCMOS150MIPS，低功耗設(shè)計(jì)，電壓1.8V，F(xiàn)lash編程電壓3.3V，支持JTAG高性32CPU：16x1632x32位的乘法累加操作；16x16位的雙乘法累加器；哈佛總線結(jié)構(gòu)，統(tǒng)一尋址模式，4MB的程序/數(shù)據(jù)尋址空間，并具有高效的代碼轉(zhuǎn)換功能（支持C/C++和匯編。片上器：128Kx16bit的Flash器和18Kx16bit的數(shù)據(jù)/程序存儲(chǔ)器；提供外部器擴(kuò)展接口，具有最多1MB的尋址空間。外設(shè)：兩個(gè)管理器EVA和EVB，每一個(gè)管理器模塊包括定時(shí)器、比較器、捕捉單元、邏輯電路、正交編碼脈沖電路以及中斷邏輯電路等。雙路12位的ADC，可實(shí)現(xiàn)雙路信號(hào)同時(shí)采樣，流水線最快轉(zhuǎn)換周期60nsCPU定時(shí)器。支持高速同步串行接口（SPI、兩個(gè)UART接口模塊、增強(qiáng)的eCAN2.0B接口模塊和多通道緩沖串口（McBSPCPLD主要進(jìn)行的和串口的擴(kuò)展，選擇EPM7128AETC100，EPM7128是可編程的大規(guī)模邏輯器件，為AL公司的MAX7000系列產(chǎn)品，可用門單元為2500個(gè)，管腳間最大延遲為5ns，工作電壓為+5V，使用AlQuartusⅡ設(shè)計(jì)軟件進(jìn)行開(kāi)發(fā)。從控制系統(tǒng)方案圖中可以看出，主控板上至少需要4個(gè)UART，但是TMS320F2812只提供兩個(gè)UART，這就需要擴(kuò)展出兩個(gè)UART。選用兩片TL16C550PT作為串口擴(kuò)展。電機(jī)調(diào)速器的控制信號(hào)為信號(hào)，為了起見(jiàn)，在主處理器的輸出端與電機(jī)調(diào)速器輸入端設(shè)置了光耦，防止電機(jī)調(diào)速器的電流過(guò)圖5-2Fig.5-2Maincontrolsystem主控制器軟件主系統(tǒng)控制頻率為100Hz，即周期為10ms，采用TMS320F2812中的定時(shí)器進(jìn)行精確定時(shí)，每個(gè)周期產(chǎn)生一次中斷，在中斷中進(jìn)行傳感器信號(hào)、控制算法的實(shí)現(xiàn)以及控制量的輸出。采用進(jìn)行控制的程序流程如圖5-3。圖5-3Fig.5-3Softwareflowpatternofmaincontrol斷子程序。進(jìn)入中斷后，首先所有傳感器的數(shù)據(jù)，然后控制指令，根面實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器飛行狀態(tài)監(jiān)測(cè)、機(jī)載圖像實(shí)時(shí)顯示、飛行航跡規(guī)劃、人工5-4為地面站的實(shí)物圖。主要由計(jì)算機(jī)、控制手柄、無(wú)線數(shù)據(jù)傳輸模塊組成。通過(guò)對(duì)控制手柄的，控制信號(hào)通過(guò)USB接口將控制指令傳遞到計(jì)算機(jī)中，然后通過(guò)VC++底層的操作，將控制指令通圖5-4Fig.5-4Groundcontrol5-5Fig5-5Interfaceofgroundcontrol飛行模塊中虛擬的飛行儀表為地面人員提供無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)信息，人機(jī)狀態(tài)參數(shù)及機(jī)載，在飛行結(jié)束后回放飛行過(guò)程，便于飛行后的數(shù)據(jù)分飛行航跡規(guī)劃模塊可以根據(jù)飛行器的性能和飛經(jīng)的地理環(huán)境、環(huán)境和地面輔助控制模塊包括人工輔助控制和輔助著陸控制。人工輔助控制行狀態(tài)數(shù)據(jù)和圖像手動(dòng)控制至飛行器安全著陸。輔助著陸控制可以在著陸。操作員可通過(guò)地面站控制手柄進(jìn)行無(wú)人機(jī)的飛行控制。本節(jié)主要通過(guò)飛行試驗(yàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的姿態(tài)控制性能進(jìn)試。在四旋翼無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中，采用給定姿態(tài)角指令，通過(guò)無(wú)線傳輸模塊以10Hz的頻懸停

5-6Fig.5-6Captureof三個(gè)姿態(tài)角輸出如圖5-7。橫滾角5橫滾角0 0 0 Fig.5-7Attitudeoutputwhenquadrotorwas2°范圍內(nèi)。產(chǎn)生波動(dòng)的原因可能會(huì)帶來(lái)一些機(jī)體的；二是由于四個(gè)螺旋槳產(chǎn)生的氣流的原因；三是由于航信號(hào)測(cè)在飛行過(guò)程中，通過(guò)給定四旋翼無(wú)人機(jī)三個(gè)姿態(tài)角來(lái)對(duì)無(wú)人機(jī)的飛行進(jìn)行控制，將給定角度與無(wú)人機(jī)輸出角度通過(guò)無(wú)線傳輸模塊同時(shí)下傳到地面站系5859的曲線。864俯仰俯仰角0----

圖5-8俯仰角輸Fig.5-8Pitchtracing航向航向角輸出 圖5-9航向角輸從圖5-8和圖5-9中可以看出四旋翼無(wú)人機(jī)可以較好的上給定的姿態(tài)俯仰角的輸出與控制特性基本一致，所以實(shí)驗(yàn)中只給出了俯仰角的曲線。能力y軸上，觀察系統(tǒng)的姿態(tài)角輸出圖5-10所示.橫滾角橫滾角0

俯仰角俯仰角00

454565-10Fig.5-10Attituderesponsetopulsedisturbance5-101.8s的時(shí)候，系統(tǒng)出現(xiàn)了一個(gè)較大的干擾，俯仰角出現(xiàn)了一個(gè)很大的擾動(dòng)，三個(gè)姿態(tài)角都受到了影響，在大概2s之后系控制需求，設(shè)計(jì)了以DSP為主處理的飛行控制系統(tǒng)，CPLD主要進(jìn)行接收I/O10ms為工作周期，在一個(gè)周期中進(jìn)行傳感器數(shù)據(jù)的、控制信號(hào)的生成以及飛行狀態(tài)的下傳。最后通過(guò)飛行實(shí)驗(yàn)對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)的飛行穩(wěn)定性進(jìn)行了驗(yàn)證，通過(guò)對(duì)懸停、指令與脈沖干定的能力，為四旋翼無(wú)人機(jī)的下一步研究打下了基礎(chǔ)。 小型四旋翼無(wú)人機(jī)是一種新型的多旋翼型無(wú)人機(jī)，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，成本低，噪音小，安全性好等多種優(yōu)點(diǎn)，具有廣闊的應(yīng)用前景。本文研究了小型四旋翼無(wú)人機(jī)的導(dǎo)航與控制，主要完成的工作包括：根據(jù)四旋翼無(wú)人機(jī)對(duì)航姿信息的要求設(shè)計(jì)了以MEMS陀螺儀，加速度計(jì)與磁阻傳感器為基礎(chǔ)的航姿系統(tǒng)，并設(shè)計(jì)了基于擴(kuò)展Kalman濾波的信息融使用Backstep方法設(shè)計(jì)了姿態(tài)控制器，仿真結(jié)果表明，這種方法的標(biāo)定測(cè)試，并在測(cè)試轉(zhuǎn)臺(tái)上進(jìn)量效果的評(píng)估。并將GPS整合到航姿系統(tǒng)中，進(jìn)行位置信息的估計(jì)；使用Backstep方法進(jìn)行實(shí)際飛行試驗(yàn)，并分 高倩,徐文.國(guó)外微型無(wú)人機(jī)發(fā)展概況.飛航,2003,(06):14-PaulG．Fahistrom.IntroductiontoUAVSystemsSecondEdition.UAVSystems,Inc.,COLUMBIA,MARYLAND,USA,2003:158-204.李占科,宋筆鋒,宋海龍.微型飛行器的研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)[J].飛行力學(xué)UnmannedAircraftSystems,2005-2030[R].OfficeoftheSecretaryofDefense(USA)Report.August,2005MichaelWMcKee.VTOLUAVscomeofage:USNavybeginsdevelopmentof VerticalTakeoffUAVContract.htmSharpC.S,ShakerniaO,SastryS.S.AVisionSystemforLandinganUnmannedAerialVehicle.RoboticsandAutomation[C].Proceedings2001ICRA,IEEEInternationalConferenceon.2001,Volume2:1720-1727SaripalliS,MontgomeryJ.F,SukhatmeG..S.Vision-basedAutonomousLandingofanUnmannedAerialVehicle.IEEEInt.Conf.onRoboticsandAutomation.E.Altug,J.P.Ostrowski,R.Mahony,ControlofaQuadrotorHelicopterusingVisualFeedback,Proceedingsofthe2002IEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation,WashingtonD.C,May2002:72-77WilliamC.Brown.StatusoftheMicrowavePowerTransmissionComponentsfortheSolarPowerSalite.IEEETransactionsonMicrowaveTheoryandScottDHanford.ASmallSemi-autonomousRotary-wingUnmannedAirVehicle[D].UniversityofPennsylvania,2005BOUABDALLAHS,NOTHA,SIEGWARTR.PIDvsLQcontroltechniquesappliedtoanindoormicro-quadrotor[C].ProceedingsoftheIEEEInternationalConferenceonInligentRobotsandSystems(IROS).2004:2451-2456.BOUABDALLAHS,SIEGWARTR.Backstepandsliding-modetechniquesappliedtoanindoormicroquadrotor[C].ProceedingsofInternationalConferenceonRoboticsandAutomation.Barcelona.AltugE,OstrowskiJ.P.,andTaylor,C.2003.Quadrotorcontrolusingdualvisualfeedback.ProceedingsoftheIEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation(ICRA),Taipei,,September,pp.4294-4299SureshKK,KahnAD,YavrucukI.GTMARS-FlightControlsandComputerArchitecture[M].Atlanta:GeorgiaInstituteofTechnology,2000RichardK.ArningandStefanSassen.FlightControlofMicroAerialVehicles.InAIAAGuidance,Navigation,andControlConferenceandExhibit,2004海，交通大學(xué)，2009 吳森堂，費(fèi)玉華.飛行控制系統(tǒng).航空航天大學(xué)MckerrowP,ModelingtheDraganflyerfour-rotorhelicopter,IEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation,2004,27:153-158P.Pounds,J.Gresham,R.Mahony,J.Robert,andP.Corke.Towardsdynamicallyfavourablequad-rotoraerialrobots.InProceedingsoftheAustralasianConferenceonRoboticsandAutomation,Canberra,ACT,Australia,2004PaulPounds,RobertMahony,PeterCorke,ModellingandControlofaQuad-Rotor,InProceedingsoftheAustralasianConferenceonRoboticsandAutomation,Aucland,NewZealand.,December2006AlexandreRobin,DesignofaFlightControllerforanX4-FlyerRotorcraft,MasterDegreeThesis,Huntsville,TheUniversityofAlabamainHuntsville鄧正隆.慣性技術(shù).哈爾濱工業(yè)大學(xué).A.Tayebi,S.Mcgilvray,AttitudeStabilizationofaFour-rotoraerialrobot,IEEEConferenceonDecisionandControl,2004,12:14-17A.Tayebi,S.Mcgilvray,AttitudeStabilizationofaVTOLQuadrotorAircraft,IEEETransactionsonControlSystemsTechnology,2006,5:562-571GAOZhong-yu