小型四旋翼飛行器實(shí)驗(yàn)平臺設(shè)計(jì)

AThesisSubmittedinPartialFulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofMasterofManagementDesignofaminiaturefour-rotoraircrafttest- Song ControlEngineering HuazhongUniversityofScienceandTechnologyWuhan,430074,P.R.May29th,摘DP處理器為設(shè)計(jì)了四旋翼的姿態(tài)檢測、飛行控制模塊，無件設(shè)計(jì)。然后采用四元數(shù)方法對測量的相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行了姿態(tài)解算，并對不同傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行了數(shù)據(jù)融合，得到了良好的飛行姿態(tài)。同時(shí)將數(shù)據(jù)通過無線方式傳輸?shù)缴衔粰C(jī)進(jìn)行分析，驗(yàn)證了四旋翼飛行器整體設(shè)計(jì)的可行性。本文在所設(shè)計(jì)硬件基礎(chǔ)上對系統(tǒng)進(jìn)行建模，給出了一個(gè)簡化的四旋翼數(shù)學(xué)模型，以ID建立，為系統(tǒng)的后續(xù)研究打下了基礎(chǔ)。：四旋翼，飛行實(shí)驗(yàn)平臺，姿態(tài)解算，系統(tǒng)建模，PIDForthereasonofsmallsize,simplestructure,flexibleflight,Thefour-rotorsuitableforoperatingincomplexenvironments,andcanexecutesurveillancetaskonthecloserground,suitableformilitaryandcivilianuse.Becauseofituniquestructureanddynamiccharacteristics,ithasahighrequestofdataachievementandprocessingandcontrolalgorithm,and ingaresearchhotpot.Thisthesisaimsatcreatingatest-benchoffour-rotor,todotheresearchofdatafusionandcontrol,andapplyittoapplication.Thisthesisfirstintroducesthebasicprinciplesofflightofthefour-rotorhelicopter,givestheoveralldesignoftheframework,thenaccordingtothestructuralcharacteristics,designedtheattitudedetection,flightcontrol,brushlessmotordriverandwirelesscommunicationmodulesbaseontheDSP,andintegratethemtogether,completedsystemhardwaredesign.Subsequentlythisthesisusethequaternionmethodtothemeasurementdataoftheattitudesolution,andapplyacompensatoryfiltertothemeasurementtogetthegoodflightattitudeandtranslateittothecomputer,provedthefeasibilityofdesignationofthetest-bench.Atlast,thisthesismodelingthesystembasedonthehardware,andgivesasimplifiedmathematicalmodel,usingthePIDcontrolalgorithmtogetafeasiblesimulateresult,thengivesaintroductionofthecomputersoftware,thisthesispreliminarily plishedtheestablishoffour-rotortest-bench,madeafundamentalcontributiontothefollow-upstudyofthesystem.:four-rotor,flighttest-bench,attitudesolution,systemmodeling,PID目摘 緒四旋翼飛行器的研究意 四旋翼飛行器的研究狀 本文研究目的及主要內(nèi) 四旋翼坐標(biāo)系定 四旋翼飛行原 系統(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè) 四旋翼控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)設(shè) 飛行控制模塊設(shè) 電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊設(shè) ZIGBEE無線通訊模塊選 電源模塊設(shè) 基于四元數(shù)的姿態(tài)解算方 傳感器誤差分 俯仰角橫滾角互補(bǔ)濾波校 偏航角互補(bǔ)濾波校 高度數(shù)據(jù)的測 系統(tǒng)建模與仿 測控平臺整體結(jié) 測控平臺各模塊單元設(shè) 全文總 課題展 致 參考文 緒[1]于執(zhí)行、監(jiān)視、偵察、任務(wù)。尤其是因其無人駕駛，特別適合于執(zhí)行性大的任務(wù)，故在現(xiàn)代中正發(fā)揮著越來越大的作用。例如在中，在戰(zhàn)場上使用了十幾種無人機(jī)，在對伊中發(fā)揮了巨大作用，給人們留下了深刻的印象。鑒于無人機(jī)在戰(zhàn)場上的表現(xiàn)，防部加大了對無人機(jī)研究的投入。由此也掀起了世界范圍內(nèi)無人機(jī)研究的熱潮。四旋翼無人飛行器同時(shí)也叫四軸飛行器、四旋翼無人機(jī)，國外又稱（Fr-rtr，4rtrslictr-flrQ-rtr四旋翼無人機(jī)可以通過設(shè)備控制飛行，與載人飛機(jī)相比，它具有體積適中、造價(jià)低廉、使用方便的特點(diǎn)。與其他無人機(jī)相比它機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡單，滯空能力強(qiáng)，靜態(tài)飛行、低速飛行特性好，可以很容易的實(shí)現(xiàn)各種飛行姿態(tài)。應(yīng)用于軍事上，可配備相機(jī)或者機(jī)，完成低空的偵察任務(wù)，監(jiān)視戰(zhàn)場進(jìn)行損傷評估等。在方面已有俄羅斯將其應(yīng)用于任務(wù)，在復(fù)雜的環(huán)境中監(jiān)視分子的活動(dòng)。況。利用它在人們難以到達(dá)的地方搬運(yùn)物體。在野外營救以及地質(zhì)環(huán)境監(jiān)測上也能得到很好的利用[24]。四旋翼飛行器的整體結(jié)構(gòu)雖然相對簡易，但是作為一個(gè)多輸入多輸出的控制系統(tǒng)，空氣動(dòng)力學(xué)特性復(fù)雜，系統(tǒng)建模也相對，外部的干擾更是增加了對其控制的算法的要求。而且它也是一個(gè)多學(xué)科的技術(shù)綜合體，涉及到剛體動(dòng)力學(xué)，空氣動(dòng)力學(xué)，控制，檢測，信息等學(xué)科。近些年來隨著微型慣性傳感器件、高性能處理器件的發(fā)展，為四旋翼的設(shè)計(jì)與制造，以及商業(yè)化發(fā)展及應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。這也為控制領(lǐng)域的研究提供了一個(gè)很好的實(shí)驗(yàn)平臺，在系統(tǒng)建模與仿真，自適應(yīng)控制，捷聯(lián)慣性制導(dǎo)，多傳感器數(shù)據(jù)融合以及飛行路徑規(guī)劃等方面均有不錯(cuò)的研究價(jià)值。四旋翼發(fā)展歷訴行夢想，而夢想的起飛方式都是原地騰空而起，像現(xiàn)代的直升機(jī)那樣既能自由的飛翔又能于空中懸停，實(shí)現(xiàn)在期望的地點(diǎn)著陸。早在上世紀(jì)初，法國科學(xué)家Carlesicht就開始了四旋翼直升機(jī)設(shè)計(jì)的嘗試，揭開了四旋翼飛行器研究發(fā)展的序幕。aresicet最初制造了一個(gè)很小的，沒有1906年在icht的指導(dǎo)下reut兄弟制造了他們的第一架旋翼式飛機(jī)，飛機(jī)的框架是由按照水平十字交叉形式的組成，并且對飛機(jī)進(jìn)行了試飛，由于沒有用到任何控制方法，飛行的穩(wěn)定性并不理想，據(jù)說飛機(jī)僅攜帶飛行了很短的一段時(shí)間[5]。1921年GeorgedeBothezat接到了軍方關(guān)于制造一個(gè)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)的合同，在沒有系統(tǒng)模型以及風(fēng)洞測試的情況下，Bothezat和他的助手IvanJerome1922年完成了飛機(jī)的制造，見圖1.1。經(jīng)過地面測試在12月18日進(jìn)行了第一次飛行，上升到了1.8m高度，隨后Bothezat改進(jìn)了他的飛機(jī)，在以后的試飛中，共搭載四名乘客（包括創(chuàng)下空2分45度91m的雖然現(xiàn)出定的穩(wěn)定性，但是想要完全的控制飛行中的飛機(jī)仍然。此外飛行器必須利用順實(shí)現(xiàn)向前飛行。最終在1924年中止了這項(xiàng)計(jì)劃，并將飛機(jī)拆卸[7]。1.1Bothezat1956年，Convertawings在長島設(shè)計(jì)了一個(gè)四旋翼飛行器，見圖1.2。四個(gè)螺旋槳被固定在H型的系統(tǒng)框架上。整個(gè)飛機(jī)由人來控制，已實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的可控飛行，但是由于開發(fā)者后來對此失去，項(xiàng)目最后終止。1.2Convertawings的四旋翼飛行在隨后的幾十年中，四旋翼的研究逐漸淡出人們的視線，直到上世紀(jì)九十年隨著微機(jī)電系統(tǒng)的興起以及小型慣性測量元器件制造工藝的提升，設(shè)計(jì)成本不斷降低，使制造小型四旋翼成為可能，使之重新成為人們關(guān)注的焦點(diǎn)。四旋翼研究現(xiàn)也不斷涌現(xiàn)。下面介紹一下近年來具有代表性的設(shè)計(jì)。賓夕法尼亞大學(xué)的GRASP（機(jī)器人，自動(dòng)化，感應(yīng)和接收）開展一個(gè)四旋翼項(xiàng)目，他們設(shè)計(jì)的四旋翼比手掌稍大見圖1.3，可以實(shí)現(xiàn)空中懸停，360度空中翻轉(zhuǎn)，穿越空中的狹小。不僅實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)的穩(wěn)定控制，也是四旋翼飛行器的應(yīng)用過物，甚至集體演奏音樂。在沒有GPS3D3D圖 賓夕法尼亞大學(xué)四旋翼（左）協(xié)同飛行（右德國的D4200是一款成功應(yīng)用于商業(yè)的四旋翼見圖14。機(jī)體采用碳塑材料制造，使得在保證強(qiáng)度的同時(shí)又保證了重量不會(huì)過重。D4200GPS模塊實(shí)現(xiàn)空間位置鎖定與自動(dòng)導(dǎo)航功能。基于ICOD卡的機(jī)載黑匣子可實(shí)時(shí)記錄用于后續(xù)飛行數(shù)據(jù)分析。通過數(shù)傳電臺，系統(tǒng)地面站可以多種重要數(shù)據(jù)（姿態(tài)、高度、位置、飛行時(shí)間等。該機(jī)已成功用于，及環(huán)境監(jiān)測。1.4MD4-200四旋翼無人2011619日，在巴黎航展上以色I(xiàn)AI公司展區(qū)展示了一款新型四旋翼無人機(jī)見圖1.5，該機(jī)由四個(gè)圓形動(dòng)力系統(tǒng)組成，機(jī)腹下裝有一個(gè)監(jiān)視裝置?？梢詫?shí)現(xiàn)空中1.5此外還有斯坦福大學(xué)的mesicopter、Starmac，理工大學(xué)的OS4，Draganflyer公司的DraganflyerX4[8]等四旋翼研究項(xiàng)目，這里不逐個(gè)介紹。穩(wěn)定性較以前有了長足的進(jìn)步，機(jī)體設(shè)計(jì)也變得更加小型化，多樣化，已經(jīng)在科研領(lǐng)域、軍事、國民生活中得到了很好的應(yīng)用，相信在不久的將來將會(huì)有令人耳目一新的產(chǎn)品開發(fā)出來。四旋翼在我國的發(fā)展比較晚，直至最近幾年才有幾所高校參與到其中的研究工作，也取得了一些研究成果。其中吉林大學(xué)有基于視覺的姿態(tài)計(jì)算研究，并做出了相關(guān)硬件及仿真。交通大學(xué)、哈爾濱工業(yè)大學(xué)等研究人員對四旋翼的控制算法進(jìn)行了比較深入的研究，提出了基于反步法、滑膜技術(shù)、自適應(yīng)理論的控制方法，并進(jìn)行了相關(guān)仿真。航天大學(xué)、中國科技大學(xué)、哈爾濱工程大學(xué)的一些研究項(xiàng)目也初步實(shí)現(xiàn)了四旋翼的設(shè)計(jì)與控制[9]。本文的主要目的是建立一個(gè)四旋翼飛行器試驗(yàn)平臺，用于捷聯(lián)慣性系統(tǒng)以及飛行控制研究，為煤礦井下無人探測定位項(xiàng)目做基礎(chǔ)，進(jìn)行可行性論證。文中闡對姿態(tài)角進(jìn)行了定義，最后給出了系統(tǒng)整體框架設(shè)計(jì)。第四章對系統(tǒng)測量數(shù)據(jù)進(jìn)行了誤差補(bǔ)償與多傳感器信息融合。并且根據(jù)系統(tǒng)特點(diǎn)提出了對姿態(tài)的ID控制方法，建立了簡單的模型進(jìn)行仿真，對仿真結(jié)果進(jìn)行了分析。第六章對全文工作進(jìn)行了總結(jié)，并提出了系統(tǒng)需要改進(jìn)升級的方向。四旋翼飛行器系統(tǒng)基本原理及系簡化問題的說明，這里給出了合理必要的假設(shè)。認(rèn)為地面坐標(biāo)系為基準(zhǔn)系。忽略地球自轉(zhuǎn)及質(zhì)心的曲線運(yùn)動(dòng)[15]31XOY42ZOXGY如圖2.1所示，建立地面坐標(biāo)系與機(jī)體坐標(biāo)系系統(tǒng)，地面系中OX軸為指向地面OZY與OZOOX軸，原點(diǎn)至二號旋翼的方向31XOY42ZOXGYZ2.1飛機(jī)的姿態(tài)角由布萊恩特角表示，其中定義飛機(jī)的俯仰角為，他是機(jī)體坐標(biāo)系OX軸與地平面的夾角，夾角范圍/2,/2。同樣定義橫滾角，他是機(jī)體坐標(biāo)OZOX軸所在垂直平面的夾角，夾角范圍/2,/2，定義偏航角為機(jī)體坐標(biāo)系OX軸在水平面的投影與地面坐標(biāo)系OX軸的夾角，夾角范圍,，俯定義角的旋轉(zhuǎn)順序?yàn)? sinR(,,)cossin

cossinsinsincossinsinsincos

cossincossinsinsinsincossincos （2- cos cos 該矩陣是聯(lián)系地面坐標(biāo)系和機(jī)體坐標(biāo)系的紐帶，機(jī)體坐標(biāo)系的向量左乘該矩陣就可得到在地面坐標(biāo)系的表示，要得到相反的變換，則左乘該式的轉(zhuǎn)置即可（RTR1）[10]四旋翼飛行原通常的主旋翼-尾槳直升機(jī)，通過安裝在機(jī)身上的主旋翼提供飛機(jī)的升力，通過安裝尾槳的方法抵消直升機(jī)的反扭矩力，改變尾槳的槳距可以打破反扭力的平衡，進(jìn)行飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)控制，改變主旋翼在每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)角度以控制飛機(jī)行進(jìn)方向與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，同時(shí)控制槳葉的槳距也用來改變升力。共軸反槳直升機(jī)與之類似[6]。四旋翼的飛行原理與上述常規(guī)直升機(jī)有所不同，如圖2.21所示，1、32、懸停。保持四旋翼的四個(gè)螺旋槳轉(zhuǎn)速相同，使垂直方向的升力與重力平衡，垂直方向爬升或下降。在飛機(jī)懸停的狀態(tài)下，同時(shí)增加或者減小各個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，機(jī)體本身就因?yàn)橹亓εc升力的不平衡，產(chǎn)生向上或者向下的加速度。完成四旋翼在垂直方向上的爬升與下降動(dòng)作。水平方向偏航控制。如圖2.22所示，同時(shí)增大2、4，減1、3電機(jī)2.2342出，1、324號電機(jī)，系統(tǒng)向右傾斜，完成橫滾2.2行動(dòng)作。系統(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)系統(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)主要考慮到可實(shí)現(xiàn)性與易性以及低成本，參考成設(shè)計(jì)方案，四旋翼直升機(jī)的機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)如圖2.3所示。2.390度分別對稱安裝于搭載平臺的四個(gè)角，在每個(gè)軸的末端安裝電機(jī)。分別為四個(gè)無刷直流電機(jī)編號1、2、3、4，其中1號電機(jī)所在軸指向的方向指定為飛行器機(jī)頭方向。螺旋槳采用結(jié)構(gòu)簡單的塑料材質(zhì)雙葉槳，為了提高螺旋槳的效率，這里選用大直徑的螺旋槳（螺旋槳的半徑小于機(jī)身軸長。此外在機(jī)身下方還有一個(gè)簡易的起落架，保證飛行器能夠水平起飛，并且在著陸過程起到緩沖的作用，避免元器件由于受到劇烈而損壞。四旋翼的機(jī)械結(jié)構(gòu)參數(shù)見表21：2.1項(xiàng) 設(shè)計(jì)參機(jī)體重 橫軸長 縱軸長 四旋翼控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)四旋翼控制系統(tǒng)主要包括處理器，慣性元件及磁力計(jì)組成的姿態(tài)航向參考系（AHRS，源模塊?？刂葡到y(tǒng)總體結(jié)構(gòu)見圖2.4，圖中系統(tǒng)由高容量航模電池供電，系統(tǒng)通過zigbee無線模塊得到控制命令，然后根據(jù)傳感器獲取到的姿態(tài)高度信息，通過相應(yīng)控制上位機(jī)進(jìn)行分析觀察。DSP連接有一片外部，用于飛行器的控制參數(shù)，以及飛行中的重要數(shù)據(jù)。系統(tǒng)還預(yù)留了擴(kuò)展接口，為后續(xù)添加GPS導(dǎo)航模塊，相機(jī)主電機(jī)調(diào)速電機(jī)調(diào)速電機(jī)調(diào)速電機(jī)調(diào)速電機(jī)電電機(jī)電機(jī)電機(jī)電機(jī)2.4四旋翼控制系統(tǒng)的四旋翼控制系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì)從結(jié)構(gòu)上看主要分為四個(gè)模塊，飛行控制模塊和電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊，通訊和電源模塊。本章將從這幾個(gè)模塊入手，詳細(xì)介紹四旋翼直升機(jī)控制系統(tǒng)硬件電路設(shè)計(jì)及其功能實(shí)現(xiàn)。飛行控制模塊主控選飛行控制模塊的主控是整個(gè)控制系統(tǒng)的，他負(fù)責(zé)實(shí)時(shí)收集陀螺儀、加速度計(jì)、氣壓計(jì)、磁力計(jì)的數(shù)據(jù)，計(jì)算出飛行器的飛行姿態(tài)，通過控制算法產(chǎn)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量控制電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)，與此同時(shí)還要負(fù)責(zé)與地面站進(jìn)行信息傳遞。在選型時(shí)主要考慮以下幾個(gè)方面（1處理器有足夠的運(yùn)算能力處理浮點(diǎn)數(shù)運(yùn)算（2）D轉(zhuǎn)（3）有足夠的通訊接口方便與系統(tǒng)其它部分通訊。根據(jù)以上控制要求，再結(jié)合成本因素和設(shè)計(jì)可行性，選擇TI公司的TMS320F2812作為控制系統(tǒng)的處理器。TMS2812是控制領(lǐng)域里應(yīng)用比較廣泛的處理高性能靜態(tài)CMOS技術(shù)制成，采用哈佛總線結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，處理器運(yùn)行頻率最高可達(dá)150Mhz，滿足數(shù)據(jù)處理速度要求。開發(fā)軟件自帶的IQmathTMS320F2812包括兩個(gè)異步串行通訊接口SCI模塊，一個(gè)同步串行接口SPI模塊，一個(gè)McBSP模塊，眾多的通訊接口完全滿足與外部模塊的通訊集成16個(gè)通道的12位模擬數(shù)字轉(zhuǎn)換模塊，可單一或同步轉(zhuǎn)換，最快12.5MSPSAD轉(zhuǎn)換對采用均值濾波及減小積分誤差十分有益，系統(tǒng)采取低功耗設(shè)計(jì)，電壓1.8V，I/O電壓3.3V，功耗低。TMS320F2812功能框圖如圖3.1所示：3.1TMS320F2812功能結(jié)構(gòu)陀螺儀電路設(shè)慣性測量單元中陀螺儀的選取主要考慮了陀螺儀的體積，測量精度，測量范圍等DI公司的D610Z軸角速率響應(yīng)，5V供電電壓，300度秒的量程。陀螺儀工作原理見圖32。此陀螺儀對垂直于上表面的比率軸敏感，當(dāng)參考電壓Vref為5V，陀螺儀靜止時(shí)，輸出Vref/2。在有繞旋轉(zhuǎn)軸順時(shí)針或者逆時(shí)針的轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，陀螺儀輸出與角速率成線性關(guān)系，原理圖設(shè)計(jì)如圖3.3所示。3.3由5V電壓供電，陀螺儀的輸出根據(jù)手冊要求加入了兩個(gè)一階低通 手冊，陀螺儀內(nèi)部集成輸出電阻180k歐結(jié)合COUTC2，得到一次濾f 2ROUT

2180k

（3- 50HZ （3-

2R

233k 其中系統(tǒng)兩次濾波分別是為了限制陀螺儀的頻率，并將陀螺儀的帶寬限制50HZ，濾除高頻振動(dòng)噪聲。由于陀螺儀的輸出電壓大于DSP模數(shù)轉(zhuǎn)換參考電壓3.0V，所以在陀螺儀的輸出端加入了由精密電阻R6，R9組成的降壓分壓電路。使輸0-3V。加速加速度傳感器選用飛思卡爾半導(dǎo)體公司的MMA7260Q測量精度高，魯棒設(shè)計(jì)，能在高環(huán)境下運(yùn)行的特點(diǎn)，2.2V-3.6V供電?？蓽y量三個(gè)正交軸向的加速度，測量范圍從15g6g可選，其各項(xiàng)性能指標(biāo)均滿足四旋翼設(shè)計(jì)要求，加速度傳感器線性輸出在各個(gè)軸向上的加速度分量，內(nèi)部采樣頻率1H，加速度傳感器電路設(shè)計(jì)如圖34所示。3.4圖中加速度傳感器由3.3V穩(wěn)壓源供電，選擇測量模式G1G2：102600m/01uF的電容作為電壓VDD置一階C低通濾波，截止頻率15HZ。傳感器靜止時(shí)對重力加速度敏感，所以傳感器始終會(huì)有重力的分量在三個(gè)測量軸上，這為系統(tǒng)利用重力側(cè)傾原理校正陀螺儀零點(diǎn)漂移及積分誤差提供了可能。陀螺儀及加速度傳感器的因?yàn)橄到y(tǒng)需要測量三個(gè)軸向的角速度及加速度，所以系統(tǒng)需要三個(gè)ADXRS610單軸陀螺儀模塊，以及一個(gè)MMA7260Q加速度測量模塊。陀螺儀的安裝以旋轉(zhuǎn)軸為基準(zhǔn)，它們的敏感軸分別對準(zhǔn)機(jī)體坐標(biāo)系的X軸、Y軸、Z軸。對于加速度傳感器，的數(shù)據(jù)融合處理更加精確。安裝結(jié)構(gòu)如圖3.5所示。X Z3.5高度控制模塊設(shè)四旋翼無人機(jī)的穩(wěn)定飛行需要對飛行高度進(jìn)行控制，使飛機(jī)穩(wěn)定在一個(gè)固定的高度范圍。通常的四旋翼飛行器的高度測量模塊設(shè)計(jì)中主要有兩種形式，一種是以超聲波測距模塊為測量單元，測量的數(shù)據(jù)是地面與機(jī)體的相對距離，此外還可以采用氣壓計(jì)測量起飛與飛行器所在高度的氣壓差，判斷四旋翼的飛行高度。超聲波測量方式的優(yōu)點(diǎn)在于測量精度較高，可以精確測量飛機(jī)與地面的相對距離，但是測量的高度受地面環(huán)境的影響大，在并非水平的地面測得的高度數(shù)據(jù)有明顯波動(dòng)，其次飛行器的飛行姿態(tài)變化也給高度的測量帶來不確定因素，在機(jī)身姿態(tài)偏轉(zhuǎn)時(shí)使得高度計(jì)算，且超聲波測距模塊的測量范圍一般在十米以內(nèi)，測量范圍受限制。所以這里選擇氣壓計(jì)作為高度測量傳感器。氣壓傳感器選擇摩托羅拉公司的MPXA6115A，該能測量從15kPa到115kPa的大氣壓強(qiáng)，輸出電壓0.2V到4.8V，輸出電壓與所受壓強(qiáng)成線性關(guān)系，內(nèi)部帶有溫度補(bǔ)償，使模擬輸出更加精確，適合作為航空高度計(jì)。氣壓計(jì)的輸出為VOUTVS(0.009P （3-PkPa3.63.6圖中根據(jù)要求傳感器采用+5V供電，在標(biāo)準(zhǔn)大氣壓強(qiáng)下輸出4V左右。由于AD轉(zhuǎn)換的參考電壓值為3V，所以需要將氣壓計(jì)的輸出電壓做一定的修正。修正氣壓計(jì)的測量范圍從15kPa115kPa，測量范圍大，而四旋翼飛行器由于壓計(jì)輸出在3.8V-4.25V之間（即氣壓范圍在95kPa-105kPa之間R11與電阻R14B3.8VA構(gòu)成差分放大電路，放大倍數(shù)20/3[21]。考慮到氣壓計(jì)的輸出可能出現(xiàn)異常，使運(yùn)放A的電壓輸出大于3.3V，所以在運(yùn)放的輸出端加入了一個(gè)肖特基二極管，使輸出電壓限制在3.0V以下，量數(shù)據(jù)確，所以在運(yùn)放B輸出端加入了一階RC濾波，從硬件上濾除氣壓計(jì)輸確到10Pa，對應(yīng)高度約1米。數(shù)字羅盤模數(shù)字羅盤的主要功能有兩個(gè)，一是作為AHRS系統(tǒng)的一部分，測量地磁方向，找到地磁北極，確定四旋翼飛行朝向。二是利用數(shù)字羅盤測得的地磁場在長時(shí)間范圍數(shù)字羅盤根據(jù)測量維度分可分為平面數(shù)字羅盤和三維數(shù)字羅盤[22]，平面數(shù)字羅向數(shù)據(jù)準(zhǔn)確無誤，所以這里選擇霍尼韋爾的H3300三維數(shù)字羅盤，見圖3.73.7HMR3300具有以下特性方向精度：1傾角（俯仰/橫滾）測量范圍：+/-60（5）供電電壓：模塊通過串口與DSP通訊，波特率設(shè)置為19200p，數(shù)據(jù)格式為一個(gè)開始位，8的環(huán)境中有除了有地球以外的磁場且這些磁場無法有效的時(shí),那么電子羅盤的使用就會(huì)受到很大的影響，故應(yīng)盡量避免這種狀況發(fā)生。電機(jī)及螺旋槳方案電機(jī)和螺旋槳是四旋翼飛行器的執(zhí)行機(jī)構(gòu)也是四旋翼飛行器的動(dòng)力來源，一個(gè)好的準(zhǔn)確的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，是控制系統(tǒng)穩(wěn)定精確工作的基礎(chǔ)。在電機(jī)的選型中，因?yàn)榻涣麟姍C(jī)一般應(yīng)用在大功率場合而首先被排除，剩余的電機(jī)中只有小型有刷直流電機(jī)和小型無刷直流電機(jī)符合要求。對比兩種電機(jī)的特性，見表31：3.1小型有刷直流電機(jī)與無刷直流電機(jī)特性對特 有刷直流電 無刷直流電 相對短 控制（開環(huán) 簡 復(fù)從表中可以看出，小型有刷直流電機(jī)在開環(huán)控制上比較簡單，只需要控制占空比調(diào)節(jié)電機(jī)輸入電壓，從而控制轉(zhuǎn)速，較無刷直流電機(jī)的開環(huán)控制有一定的優(yōu)勢。但是[18]模型相對，這里只能通過實(shí)驗(yàn)的方法，確定出不同KV值（電機(jī)空載時(shí)每伏特電壓增加的轉(zhuǎn)速，單位rp/）的電機(jī)所能提供的升力。下面以新西達(dá)2212電機(jī)為例，測試了不同KV值、不同螺旋槳下的電機(jī)在最高電壓下的升力參數(shù)。電和螺旋槳升力測試數(shù)據(jù)如表電機(jī)和槳的升力數(shù)電機(jī)螺旋電 電轉(zhuǎn)升 從表32可以看出，KVKVKV值小的電機(jī)。因此在這里本文選用2212：12槽14級外轉(zhuǎn)子無感無刷直流外轉(zhuǎn)子電機(jī)，KV值930，1047槳?？梢杂?jì)算得到系統(tǒng)四個(gè)電機(jī)提供的總升力最大可達(dá)7884=3152，滿足機(jī)械設(shè)計(jì)15kg38。3.8電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊主控選電機(jī)的驅(qū)動(dòng)電路仿照成品電調(diào)的設(shè)計(jì)再結(jié)合商業(yè)設(shè)計(jì)資料自主設(shè)計(jì)。由于無刷直流電機(jī)沒有可供換相用的電刷，所以需要通過電子換相的方式實(shí)現(xiàn)，這就對控制器件提出了相應(yīng)要求，首先控制器必須有模塊可以控制電壓輸出的占空比，至少以開環(huán)的方式控制電機(jī)轉(zhuǎn)速。其次控制器需要有DTEL公司的GA8：有3個(gè) 通道，可實(shí)現(xiàn)任意<16位、相位和頻率可調(diào)的 8AD轉(zhuǎn)換，模擬比較器?？梢酝ㄟ^比較器實(shí)現(xiàn)無刷直流電TWIUART自帶片內(nèi)RC振蕩器，可選頻率1/2/4/8MHZ，無需外部晶振，使開發(fā)更無刷直流電機(jī)控制原無刷直流電機(jī)是一種同步電動(dòng)機(jī)，電機(jī)的轉(zhuǎn)速受輸入電壓及所帶負(fù)載的影響，要讓無刷直流電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)起來，首先必須能夠根據(jù)霍爾元器件或者反饋電路感應(yīng)到電機(jī)轉(zhuǎn)[29]子星形繞組電機(jī)為例，無刷直流電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)原理如3.9[10]所示，當(dāng)電機(jī)AB相通電時(shí)，方向運(yùn)動(dòng)，經(jīng)過60°的旋轉(zhuǎn)之后，反饋電路檢測到轉(zhuǎn)子位置已到達(dá)換相點(diǎn)，換流電路使AB相關(guān)斷，AC相導(dǎo)通，如此按照B-C-CBA-CACB的順序換相，在進(jìn)行了六次換相后，轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)了一周回到最初的狀態(tài)。改變ABC相的導(dǎo)通順序就可以對電機(jī)的正轉(zhuǎn)反轉(zhuǎn)進(jìn)行控制[50]。3.9無刷直流電機(jī)的電流換相過程是由三相橋式逆變電路控制實(shí)現(xiàn)的，其結(jié)構(gòu)圖310所示。橋式電路由直流電壓供電，供電輸入端并聯(lián)一個(gè)大電容以穩(wěn)定輸入電壓。經(jīng)B制生信號控制開關(guān)器件T1，T6導(dǎo)通，則電流從T1流通至電機(jī)進(jìn)入A相，從電機(jī)B相流出，經(jīng)過T6進(jìn)入電源地。當(dāng)需要切換到C相導(dǎo)通時(shí)，先使B相下橋臂關(guān)斷，再使相下橋壁導(dǎo)通即可。在開關(guān)器件導(dǎo)通關(guān)斷的方式中主要有H___，H___ONH_ON__等幾種形式[40]，主要控制要求決定。除此之外個(gè)開關(guān)器件都并聯(lián)了一個(gè)二極管，這主要是因?yàn)殡姍C(jī)的繞組存在電感，當(dāng)上下橋臂快速關(guān)斷的時(shí)候，由于電感的續(xù)流作用，會(huì)將元器件擊穿，而二極管則提供了一個(gè)放電回路，避免了上述情況的發(fā)生。aACbBcC3.103.113.11采用導(dǎo)通關(guān)斷頻率高的功率MOSFET設(shè)計(jì)，上橋臂選擇P型功率MOSFET：IRF5305，它具有如下特點(diǎn)：導(dǎo)通電阻RDS=65mΩ，漏源擊穿電壓-55V，通態(tài)漏極電流-31A，下橋臂選擇N型功率MOSFET：IRL3705，導(dǎo)通電阻RDS=8mΩ，漏源擊穿電壓55V，通態(tài)漏極電流75A。結(jié)合兩個(gè)功率管的參數(shù)可以看出，由于導(dǎo)通電阻極小，功率管的導(dǎo)通損耗基本可以忽略不計(jì)，在耐壓上都能承受航模電壓11V左右波動(dòng)的輸入，在表3-2中測試的電機(jī)電流小于15A，所以功率管的組合完全符合設(shè)計(jì)要求，并且留有一定的安全裕量。功率管的驅(qū)動(dòng)電路設(shè)計(jì)主要考慮了門限電壓VGS，以及VGS—ID轉(zhuǎn)移特性[35]。對于下橋臂NMOS來說，柵源擊穿電壓VGS=+/-16V，門限電壓VGS=3.0V，故采用單片機(jī)I/O輸出直接驅(qū)動(dòng)的方式，控制器件導(dǎo)通關(guān)斷。對于PMOS柵源擊穿電壓VGS=+/-20V，門限電壓最大-4.0VI/O輸出小于5V不足以驅(qū)動(dòng)PMOS的關(guān)斷，這里采用加入升壓的方法，升壓選擇TC4467，它的主要功能是將單片機(jī)的輸出的低電壓信號轉(zhuǎn)換成高電壓信號，的內(nèi)部邏輯是一個(gè)與非門電路?？紤]到單片機(jī)只能輸出三路，橋式整流電路的控制采用H__L_ON的控制方式。轉(zhuǎn)子檢測電路及啟動(dòng)312所示：3.12其中PHASE_A、PHASE_B、PHASE_C分別接電機(jī)的ABC三相輸入端，端口電壓UA,UB,UC，AIN0接單片機(jī)的比較器正向輸入端，PC0、PC1、PC2與單片機(jī)的ADC0，ADC1，ADC2口相連，作為比較器反向端輸入。電容主要起到濾波作根據(jù)節(jié)點(diǎn)電壓法，各端點(diǎn)的電壓計(jì)算如下 AIN (U AIN PC (7UUU)PC （3-UPC1(UA7UBUC)/UPC2(UAUB7UC)/當(dāng)AB相導(dǎo)通時(shí)C相繞組由于切割磁感線的緣故會(huì)產(chǎn)生一個(gè)感生電動(dòng)勢，感生電動(dòng)勢會(huì)隨著磁場從高到低或從低到高變化，變化產(chǎn)生一個(gè)過零點(diǎn)（圖310(a)中轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)過30度的地方C相電勢與電機(jī)中性點(diǎn)相同。通過比較C相端電壓與中點(diǎn)電壓的值就可以檢測到轉(zhuǎn)子過零點(diǎn)位置，由于電機(jī)中性點(diǎn)電壓不能直接引出，所以通過上述電路形式，將中性點(diǎn)引出，并對電壓進(jìn)行了降壓處理使電壓范圍符合單片機(jī)輸入要求。當(dāng)檢測到過零點(diǎn)時(shí)電機(jī)直接換相，比正常換相提前30°換相。雖然損失了一定的電機(jī)工作效率但是大大簡化了系統(tǒng)硬件軟件設(shè)計(jì)，提升了系統(tǒng)綜合效率。除此之外，由于無感無刷直流電機(jī)在轉(zhuǎn)速到達(dá)一定速度之前產(chǎn)生的反電動(dòng)勢過小，致使轉(zhuǎn)子檢測電路不能正常工作，所以在電機(jī)啟動(dòng)時(shí)，不能利用反電動(dòng)勢位置檢測方法，這里采用了提升旋轉(zhuǎn)磁場頻率的方法，先對電機(jī)的AB相以低占空比通電一段時(shí)間，使轉(zhuǎn)子到達(dá)一預(yù)定位置，然后每隔Tn時(shí)間換一次相，Tn=(14/15)Tn-(T0=30ms)重復(fù)上述步驟直至單片機(jī)檢測到反電動(dòng)勢[38]，就可以進(jìn)行正常的換相控制了zigbee無線通訊模塊是連接四旋翼飛行器和地面站必不可少的通訊鏈路，地面站通過該單元發(fā)送四旋翼控制命令，控制四旋翼的飛行姿態(tài)、位置。同時(shí)四旋翼也可以將自身的位置姿態(tài)數(shù)據(jù)反饋到地面站。本文設(shè)計(jì)的四旋翼主要實(shí)現(xiàn)室內(nèi)近距離飛行，同時(shí)為降低成本，無線通訊模塊應(yīng)選擇免費(fèi)的工作頻段，并且盡量小型化。根據(jù)以上原則，選擇了基于igee的無線通訊模塊，模塊連接圖見圖313，它是微骨推出的一款基于C2430OC的zgbee平臺，平臺包含了構(gòu)建多種ibee無線網(wǎng)絡(luò)所需的全部硬件、軟件、及開發(fā)工具。該模塊采用德州儀器ZigBeeSOC射頻CC2430-F128，片上集成高性能內(nèi)核、UARTZigBeeRS232無線連3.13四旋翼zigbee模塊節(jié)點(diǎn)集成了電池盒，采用兩節(jié)5號電池供電，工作電壓3.3V，無需電平轉(zhuǎn)換。為實(shí)現(xiàn)與地面站的通訊，需要2個(gè)無線模塊，其中一個(gè)模塊與DSP通過串口連接，另一個(gè)則與計(jì)算機(jī)串口通過FT232相連，采用透明傳輸方式，當(dāng)zigbee模塊接收到數(shù)據(jù)后，立即轉(zhuǎn)發(fā)。為保證傳輸信息速率，串口的波特率設(shè)置為57600bps，數(shù)據(jù)位8位，停止位1位，無奇偶校驗(yàn)位。經(jīng)過實(shí)際系統(tǒng)測試，在空曠場地15米范圍內(nèi)，每30ms發(fā)送30幀數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)能正常傳輸。為了確保系統(tǒng)能夠正常穩(wěn)定工作，需要保證合適的電壓供給。四旋翼飛行控制系統(tǒng)主要由2200mh25C1~13（視充電程度不同有波動(dòng)，最大持續(xù)放電電流55A，滿足系統(tǒng)要求。控制系統(tǒng)需要多種電平的供電，其中陀螺儀5V，ds2812需要33V，18V，加速度計(jì)33V。5V電壓供電選擇常規(guī)的7805，D2812的供電選擇A17，5V電壓轉(zhuǎn)換電路如圖314所示：3.145V圖中12V轉(zhuǎn)5V電壓穩(wěn)壓選擇7805，在的輸入端加入了470uf的電解電容和47uf的貼片電容，在輸出端加入了47uf和0.1uf的貼片電容。電容主要起到平滑和濾波的作用。5V轉(zhuǎn)3.3V和1.8V的電路如圖3.15所示。3.153.3V1.8V在圖3.15中穩(wěn)壓由7805輸出的+5V供電在輸入端加入了一個(gè)放光二極管，系統(tǒng)接通電源時(shí)可以發(fā)光，顯示已接通電源。3.3V電壓輸出有兩個(gè)，一個(gè)供給系統(tǒng)0歐電阻，起到數(shù)字器件產(chǎn)生的高頻噪聲的作用。以防AD轉(zhuǎn)換的數(shù)據(jù)受噪聲時(shí)間后，航模電源十分容易損毀，所以這里采用電阻分壓的方法，對電源電壓進(jìn)行AD傳感器數(shù)據(jù)處理及為實(shí)現(xiàn)對四旋翼飛行器的控制，則至少能夠獲取四旋翼的飛行姿態(tài)信息，但是由誤差，并根據(jù)不同傳感器的特點(diǎn)對數(shù)據(jù)進(jìn)行了融合，以求滿足對四旋翼的控制要求。四元數(shù)是由愛爾蘭數(shù)學(xué)家哈密頓一個(gè)數(shù)學(xué)概念?，F(xiàn)已廣泛用于捷聯(lián)導(dǎo)系統(tǒng)、三維圖像處理等領(lǐng)域，四元數(shù)姿態(tài)表達(dá)式是一個(gè)帶有四個(gè)參數(shù)的表達(dá)式，一般可以表示為qwijk本思想是一個(gè)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到另一個(gè)坐標(biāo)系可以通過繞一個(gè)定義在參考坐標(biāo)系中的矢量u單次轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)角度來實(shí)現(xiàn)[11][12][14]。表示方法如下 cos( u)sin(q （4-b (uyu)sin(2) u)sin( （41中：uxuyuz是角矢量u在地面坐標(biāo)系中的分量，u是四元數(shù)的模，是四元數(shù)同向量一樣可以歸一化處理，且只有單位化的四元數(shù)才用來描述旋轉(zhuǎn)。四元數(shù)相對于泰特-角的表示方法具有表達(dá)簡介的特點(diǎn)，他不受旋轉(zhuǎn)軸次序限制，并且也不會(huì)陷入萬向角的死鎖問題[25]。缺點(diǎn)在于不能直觀的表示物理意義，故通常四元數(shù)與角結(jié)合使用[26]。通過四元數(shù)可以對空間不同坐標(biāo)系下的矢量進(jìn)行變換。在機(jī)體坐標(biāo)系定義的一個(gè)矢量b(,y,z)可以利用四元數(shù)將其在地面坐標(biāo)系中表示為e，首先將要被轉(zhuǎn)換的r'(,,y,z)該向量在地面坐標(biāo)系的四元數(shù)義q1q*||q||q*waibjck||q||1[27][28]q為歸一化的四元數(shù)。同式為r'bq1r'qe。在四旋翼的姿態(tài)航向參考系統(tǒng)中，需要根據(jù)傳感器信息不斷地qq1q(0,,,[27]， 繞XYZ wabc0

xyqa1awcb （4- xb 2bcwayc cbaw z從上式可以看到q的導(dǎo)數(shù)與機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)角速度之間的關(guān)系。對q的導(dǎo)數(shù)進(jìn)行這是也是選擇四元數(shù)的一個(gè)很重要原因。因?yàn)樗男磉€需要用角表示其姿態(tài)，需要將四元數(shù)與姿態(tài)角相互轉(zhuǎn)換，從角到四元數(shù)的轉(zhuǎn)換如下 a

2)2)

2)2)

2)2)

2)2)

2)2)

q

（4-b

2)

2)

2)

2)

cos(2)cos(2)sin(2)sin(2)sin(2)cos( 從四元數(shù)到角的轉(zhuǎn)換如下 atan2(2(wabc),12(a2b2

（4- 因?yàn)榉凑泻瘮?shù)atan的輸出范圍在之間，所以這里使用atan222其輸出范圍在,之間，符合偏航角的動(dòng)態(tài)范圍[32]一類來源于系統(tǒng)的機(jī)械結(jié)構(gòu)，因?yàn)樵谕勇輧x及加速度計(jì)以及磁力計(jì)的安裝過程中，必不可少的會(huì)產(chǎn)生各個(gè)器件坐標(biāo)軸不能完全重合的現(xiàn)象，給系統(tǒng)姿態(tài)解算時(shí)帶來誤差。第二類誤差來源于傳感器本身，陀螺儀、三軸磁力計(jì)及三軸加速度計(jì)各敏感軸之間并非完全正交，這就引入了不正交誤差，實(shí)際上由于各坐標(biāo)軸不正交和不重合的角度比較小，對測量值影響也較小，且難以測量這里不做校正。在忽略加速度敏感誤差的前提下，對陀螺儀建模，陀螺儀輸出的旋轉(zhuǎn)速率測量值x，可以根據(jù)實(shí)際輸入的角速度x表示為：x(1Sx)xMyyMzzBfnx 其中Sx為標(biāo)度因數(shù)誤差MyMz為交叉耦合系數(shù)yz為正交軸上的角速度xBf為與g無關(guān)的零偏，n為均值為零的隨機(jī)偏差[31]據(jù) 01，線性度相對較好；又因交叉耦合誤差很難測量到足夠的精度，隨機(jī)誤差nx具有不確定性只與陀螺儀的性能有關(guān)，所以先不予考慮，這里只考慮使用零偏Bf對陀螺儀進(jìn)行誤差補(bǔ)償，補(bǔ)償方法為保持系統(tǒng)開機(jī)時(shí)靜止，測量此時(shí)的陀螺儀輸出平均值，作為各軸陀螺儀的固定零偏Bf，以后的每次測量中減去相應(yīng)Bf即可。xaxaxax(1Sx)axMyayMzazBfBvayaznx SxayazMyMzBfBvnx為隨機(jī)偏差。一般而言，影響加速度計(jì)輸出的主要因素是固定零偏Bf。因此只對它進(jìn)行校正，校正方法如下，分別將加速度計(jì)三個(gè)軸做垂直旋轉(zhuǎn)測得每個(gè)軸向的加速度大小，記為XmaxXmin,YmaxYmin,ZmaxZmin則有三軸的偏置誤差補(bǔ)償：aa' )/ （4- aa'

)/

aaaaa 運(yùn)動(dòng)，再回到水平位置，對期間的陀螺儀數(shù)據(jù)進(jìn)行積分并進(jìn)行姿態(tài)解算，會(huì)發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)最后的狀態(tài)與初始狀態(tài)有偏差，這是因?yàn)椴蓸宇l率不可能無，積分時(shí)間常數(shù)不可能無限小[41]，陀螺儀在運(yùn)動(dòng)過程中有漂移，所以產(chǎn)生隨時(shí)間迅速增大的累計(jì)誤差，最終導(dǎo)致得到的角度數(shù)據(jù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離實(shí)際狀態(tài)，由于偏差很大，勢必會(huì)影響系統(tǒng)控制，所以該誤差必須得到校正。此外溫度和外部電磁干擾也會(huì)對元器件輸出產(chǎn)生影響，在周圍有強(qiáng)度稍大的電磁場環(huán)境下，磁力計(jì)無法正常輸出。通過以上分析不難得出結(jié)論，在現(xiàn)有的條件下，要想得到可用于控制的姿態(tài)信息，僅對單個(gè)傳感器進(jìn)行誤差補(bǔ)償是不夠的，必須通過其他方式對姿態(tài)信息進(jìn)行修正。目前的航姿參考系統(tǒng)一般采用多傳感器數(shù)據(jù)融合的方法，充分利用機(jī)載的多種傳感器信息，對傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行擴(kuò)展 曼或無損 曼濾波處理，得到相對準(zhǔn)確的姿態(tài)數(shù)據(jù)[36]。曼濾波一般需要了解系統(tǒng)模型，對系統(tǒng)中的噪聲要有一定程度的估計(jì)[30]，息。加速度計(jì)與陀螺儀進(jìn)行互補(bǔ)濾波，其原理如下：陀螺儀用于測量角度旋轉(zhuǎn)，通常漂移很小，基本上可以認(rèn)為只受偏置誤差影響。并且求傾角過程中也不需要對求解過程積分，就不存在積分誤差，但是由于在非靜止?fàn)顟B(tài)下，加速度傳感器還會(huì)測量到物體運(yùn)動(dòng)的加速度，所以在此狀態(tài)下一般不能作為側(cè)傾儀器使用，對于四旋翼飛行器而言，大多數(shù)時(shí)間都用于空中懸停，可以認(rèn)為飛行器在空中的加速度變化在長時(shí)間范圍內(nèi)趨近于零。所以使用加速度計(jì)計(jì)算四旋翼傾角在長時(shí)間范圍內(nèi)可近似認(rèn)為準(zhǔn)確。靜止?fàn)顟B(tài)下重力在機(jī)體坐標(biāo)系中的分量如下aa

cos sin cossinsinsin sinsinsincos cos

0（4-0y sinsincossin g。sin1ax g

1

（4-g 1 cos gcos其中的求解有兩個(gè)，由于存在誤差關(guān)系所求的一般不同，但結(jié)果相差不大，這里只采用式（4-9）中第二個(gè)對求解。求解得到的，可用于對四旋翼傾角計(jì)低通濾ax,ay,az 傾角計(jì)低通濾

?kq?kq(1?kq(1xyq1q?(0,,,xyq1q?(0,,,22四元數(shù)四元數(shù)轉(zhuǎn)

角角度轉(zhuǎn)4.1?q1ka,?q1ka0<k，調(diào)整k的大小可以改變陀螺儀輸出在數(shù)據(jù)融合中的權(quán)重，由于四旋翼在飛行過程中有一定的，會(huì)給傾角測量引入高頻噪聲，所以在三軸加速的測量中加入數(shù)字低通濾波器，用以4.2（k=0.96：

0

圖 未加融合的曲線（左）與加入融合后的曲線（右4°左右的偏差，而右圖因?yàn)榧尤肓思铀俣扔?jì)的修正，最終的狀態(tài)變化基本為零，初步證明了方案的可行性。橫滾角的原理與實(shí)測結(jié)果與之類似通過重力測量傾角的方法不能對偏轉(zhuǎn)角進(jìn)行校正，偏轉(zhuǎn)角的校正依靠磁力計(jì)進(jìn)行，利用地磁對偏航角校正的原理與重力相似。磁力場見4.3是一個(gè)自地磁北極發(fā)出，指向地磁南極，并與水平面有一定夾角的矢量，以向量B表示，磁力場與水平面有稱為磁傾角B//B在水平面上的分量，設(shè)地面坐標(biāo)系OX軸指向正B與OX軸的夾角為磁偏角，右偏為正。且在一定的時(shí)間空間范圍內(nèi)，地磁

地磁 地磁4.3先以地磁 極為北計(jì)算偏轉(zhuǎn)角m，設(shè)磁力計(jì)在機(jī)體坐標(biāo)系測得的地磁分量HXbHYbHzbT，初始狀態(tài)下地磁場在地面坐標(biāo)系的分量為HX0,HZT，則根據(jù)旋H cossinsinsin cossincossinsinHb0Xsinmcossinmsinsincosm H

cos

cos

Z ZHbcosHbsinsinHbcos （4-Z HYbcosHbZ//在機(jī)體坐標(biāo)系只旋轉(zhuǎn)m角度后在X軸的分量，分母代表//在Y的正負(fù)，通過式（410）可以解得四旋翼的偏轉(zhuǎn)角m。此時(shí)加入磁偏角就可得到真實(shí)偏航角度mHM3300的輸出在沒有其他電磁干擾的情況下相對精確，但是其響應(yīng)頻率只有15HZ，所以仍然將陀螺儀數(shù)據(jù)融合其中，過程框Hb,Hb,Hb Z q1q?(0,,, q1q?(0,,,224.4融合方法與俯仰橫滾角相同，其中0<k<1k的大小可以改變偏航角在數(shù)據(jù)融合中的權(quán)重。取k=0.8數(shù)據(jù)融合效果圖如下：

0

圖 未融合的偏航角波形（左）與融合后的偏航角波形（右面論述中已經(jīng)對系統(tǒng)的姿態(tài)進(jìn)行了校正，能夠得到長期的，相對穩(wěn)定的姿態(tài)算十分不精確，將系統(tǒng)從靜止?fàn)顟B(tài)迅速提升2米，然后回到原來高度得到加速度積分結(jié)果和氣壓計(jì)輸出結(jié)果如圖4.6高高26420 90

0 TIME/圖 加速度計(jì)高度輸出（左）與氣壓計(jì)高度輸出（右從圖中可以看到氣壓計(jì)的輸出相對加速度計(jì)來說能反映高度信息變化，但是也存在一定誤差，且氣壓計(jì)受氣流影響較大，分辨率也不是很高，要達(dá)到應(yīng)用于控制的目的仍需要對系統(tǒng)做進(jìn)一步改進(jìn)。為了能更好的理解整個(gè)系統(tǒng)，以及為控制算法提供一個(gè)檢驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，減少不必要的測試工作。這里根據(jù)現(xiàn)有條件對四旋翼系統(tǒng)建立了系統(tǒng)模型，因?yàn)楫?dāng)前只能獲得姿態(tài)仿要參考理工大學(xué)的相關(guān)信息。建模仿真過程主要針對小角度運(yùn)動(dòng)，及懸浮過程，其中多處對必要的地方進(jìn)行了合理的忽略或假設(shè)。建模前首先假設(shè)如下：將四旋翼飛行器視為剛體，完全對稱且質(zhì)量分布均勻，飛行器質(zhì)心與機(jī)坐標(biāo)系的原點(diǎn)重合4個(gè)螺旋槳的角速度的平方呈比例:為螺旋槳轉(zhuǎn)速[16][17]。四旋翼飛行器動(dòng)力學(xué)方程

Fk2k系統(tǒng)的模型在第二章所介紹的坐標(biāo)系下建立。一般情況下物體的運(yùn)動(dòng)由以質(zhì)心為原點(diǎn)的平動(dòng)和繞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)組成，被視作剛體的飛行器運(yùn)動(dòng)方程通常由牛頓第二定理表示[19]：FmdV/MdH/ （4-F是飛行器在地面坐標(biāo)系的受力矢量，mV是飛行器在地MMxMyMzTH是三軸角動(dòng)量。首先分析系統(tǒng)的平動(dòng)效應(yīng)，對四旋翼進(jìn)行受力分析見圖4.7：ff ZY4.7i可以看到四旋翼所受合外要包括重力g、螺旋槳的升力Fik2，i4分別代表四個(gè)螺旋槳的升力，和運(yùn)動(dòng)過程中的阻力f，反扭矩力，外部氣i有 FF

（4-yyF z F FFFTR(,, xyFFxy

mgT。再根據(jù)式（4-10）1z zxm(sinsincossincos) ym(cossinsinsincos) （4- z (mgcoscosFi

度根據(jù)式剛體動(dòng)力學(xué)原理：式（4-10）中2在機(jī)體坐標(biāo)系有如下表達(dá)形式：M[I]d/dt([I

（4-I是四旋翼繞機(jī)體坐標(biāo)系XYZ軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣，因?yàn)榍疤峒僭O(shè)系統(tǒng)為剛體，將帶入系統(tǒng)有： I （4- zz x 又因?yàn)榻亲兓逝c的關(guān)系為

sin

（4-y sin 從中可以得出，在俯仰偏航角較小的情況下，根據(jù)小角度近似原理兩者可近似認(rèn)為等。故可得到

I （4- Mxl(k2k2 M

l(k2k （4- M d(k2k2k2M z其中l(wèi)d

1((I

1((IIyy

)l(F1F3

（4-

I1

((IxxIyy)d(F1F2F3F44x (sinsincossin i1 ym(cossinsinsincos)44 z

1(mgcos F

令u1F1F2F3 uF

1((I

)lu2

1(I

)lu3

1((I

xxIyy)du4 （4-x (sinsincossin y1(cossinsinsin z

1(mgcosm上式即為經(jīng)過化簡的系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型。其中使用u1,u2,u3u4作為系統(tǒng)的虛擬輸入，對系PID仿到系統(tǒng)在懸浮狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)可近似為線性系統(tǒng)，且PID控制算法有一定的自適應(yīng)性，所以對系統(tǒng)姿態(tài)高度均采用PID控制[20][24]。控制表達(dá)式如下： u2kp(d)ki(d)dtkd(d u

(d)dtk(d u

p(d)ki(d)ki

(d)dt

（4-u1coscos(gkpz(zdz)kiz(zdz)kdz(zd在下對系統(tǒng)進(jìn)行仿真，系統(tǒng)仿真框圖如下4.8選取系統(tǒng)初始狀態(tài),,0.7,0.7,0.3單位rad，高度z0m，令期望狀態(tài)水平，高度1.5m，仿真時(shí)間15S，得到如下仿真結(jié)果。1RollRoll0YawYaw0

Roll Time[s]

1PitchPitch03zz1

Pitch Time[s]050054.93S，四旋翼飛行器的測試控制制及觀察，編寫了上位機(jī)控制程序，這里稱之為測試控制平臺。本文設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)的四旋翼無人機(jī)從整體上看主要分為兩部份如圖515.1程序是采用VS2010下的MFC編寫的框應(yīng)用程序。測試平臺使用界面如5.2令收發(fā)顯示窗口和姿態(tài)顯示單元。以下對各單元做簡單說明。數(shù)據(jù)信息都過串口發(fā)送到ibee模塊，然后轉(zhuǎn)發(fā)到飛控板。串口的收發(fā)采用異步方式，控制命令與數(shù)據(jù)的發(fā)送都是周期性發(fā)送，發(fā)送周期可以自行設(shè)置，通常設(shè)為100ms。收發(fā)的信息都采用自定義的協(xié)議，以字符#為數(shù)據(jù)起始位，因?yàn)榭紤]到可能r程的誤碼率，以及性能，這里加入了自行定義的校驗(yàn)方法，和改進(jìn)了的as64加密方法。使得平臺能夠檢測出傳輸過程中的錯(cuò)誤幀，并且自動(dòng)舍去，保證了數(shù)據(jù)傳輸?shù)恼_性。并且使傳輸數(shù)據(jù)不會(huì)輕易地被觀察到。以發(fā)送電機(jī)測試控制量為例加密效果如圖53所示：圖5.3實(shí)際數(shù)據(jù)輸入（左）與加密后的實(shí)際傳輸數(shù)據(jù)（右控制量及電機(jī)測試輸入單元：考慮到需要對四旋翼進(jìn)行姿態(tài)控制測試，以及需要對電機(jī)進(jìn)試，這里使用四個(gè)滾動(dòng)條對控制量映射，控制量可以顯示在右邊的文本0至25553翼的控制量，電機(jī)測試指令，以及四旋翼的姿態(tài)等數(shù)據(jù)均可顯示于此，并且數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)寫入文檔中，可以用于后期數(shù)據(jù)分析。由于數(shù)據(jù)加密，且對姿態(tài)的觀察很難通過數(shù)字54所示:5.4姿態(tài)顯示模塊在不同姿態(tài)輸入的顯示效果測試控制平臺程序流程圖如圖5.5所示，使用軟件前首先從設(shè)備管理器里得到虛擬串，并且設(shè)置與飛控板間的串口參數(shù)與通訊周期。點(diǎn)擊打開串口按鍵，如果程正常運(yùn)行則會(huì)顯示串口已打開，因?yàn)槠渌虼谖创蜷_則會(huì)彈出通知消息框。點(diǎn)自動(dòng)發(fā)送按設(shè)發(fā)周就會(huì)對數(shù)據(jù) 周期進(jìn)行收發(fā)操作。默認(rèn)情況下系統(tǒng)定時(shí)送控制量信息，如果將電機(jī)測試使能選中，系統(tǒng)就會(huì)轉(zhuǎn)而發(fā)送選中電機(jī)的測試量5.5從輸出結(jié)果（第四章的數(shù)據(jù)量即由此獲得）及顯示效果看，系統(tǒng)已能成功進(jìn)行數(shù)據(jù)交互處理及顯示，極大方便了系統(tǒng)測試、調(diào)試工作的進(jìn)行，整個(gè)系統(tǒng)平臺基本搭建成功?？偨Y(jié)了人們不少的關(guān)注，具有廣泛的應(yīng)用前景和很高的研究價(jià)值，我國對其研究尚處于發(fā)展階段。本文則是從工程實(shí)現(xiàn)的角度對四旋翼進(jìn)行了分析研究。本文的主要工作體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：本文簡單論述了四旋翼飛行器的整體結(jié)構(gòu)，給出了四旋翼飛行器的整體設(shè)計(jì)框架，以模塊化設(shè)計(jì)思想，采用小型低成本器件。設(shè)計(jì)了符合實(shí)驗(yàn)要求的四旋翼飛行器飛行控制板及電機(jī)驅(qū)動(dòng)板的硬件電路，并對硬件進(jìn)行了調(diào)試，對從中取得的數(shù)據(jù)進(jìn)行了進(jìn)一步的分析。本文對傳感器誤差進(jìn)行了細(xì)致分析，得出從單一的傳感器取得的四旋翼狀態(tài)數(shù)據(jù)由于存在各種誤差因素而不能直接用于控制，為滿足控制要求，本文提出了簡單的基于四元數(shù)的互補(bǔ)濾波方法，對四旋翼的姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行了濾波處理，使之能滿足四旋翼的控制要求，并且在此基礎(chǔ)上，對四旋翼建立了簡化了的數(shù)學(xué)模型，提出了姿態(tài)IDID控制方法能夠完成對四旋翼的控制，并且有一定的自適應(yīng)性，給出了一個(gè)理論可行的控制方法。本文編寫了四旋翼測試平臺軟件，可以對串口進(jìn)行操作，經(jīng)過測試控制量和測試量都可通過串口傳送到飛控板，四旋翼的姿態(tài)數(shù)據(jù)也可顯示于此測試平臺之上，使得姿態(tài)觀察更直觀，為系統(tǒng)測試提供了方便。對于整個(gè)系統(tǒng)仍有很多工作未完成，系統(tǒng)的進(jìn)一步完善包括以下幾個(gè)方面：從第四章的分析中可以知道，在現(xiàn)有的硬件條件下，無法取得可用于控制的四旋翼位置信息，以及三個(gè)軸向的準(zhǔn)確的速度信息。如果需要對系統(tǒng)進(jìn)行速度及位也可在機(jī)身安裝GS導(dǎo)航，這樣就能保證系統(tǒng)在大范圍長時(shí)間都能得些器材，實(shí)現(xiàn)飛行時(shí)對地面的。在本文中對各個(gè)傳感器的數(shù)據(jù)進(jìn)行了融合，所采用的算法僅僅是簡單的互補(bǔ)濾波方法，雖然也能得到長時(shí)間穩(wěn)定的信號，但是并不是最優(yōu)濾波方法，所以在數(shù)據(jù)融合方面可以測試使用UKF方法。除此之外在磁力計(jì)數(shù)據(jù)融合過程中，實(shí)際上只是用了磁力計(jì)在水平方向上的分量對偏轉(zhuǎn)角進(jìn)行了融合，而沒用充分利用它在垂直方向上的分量，這里有待于提出更好的融合方法，對數(shù)據(jù)充分利用。在誤差補(bǔ)償方面可以加入溫度補(bǔ)償、濕度補(bǔ)償?shù)?。本文對四旋翼系統(tǒng)進(jìn)行了仿真，驗(yàn)證了ID控制的可行性，但是系統(tǒng)模型可以將的因素加入到系統(tǒng)建模中去，嘗試實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)控制，最優(yōu)控制等控制方，然不直觀，可以嘗試將數(shù)據(jù)以波形的方式在界面上呈現(xiàn)出來，避免每次調(diào)用畫圖分析。成，期望后來者再接再厲。致在完成之際，衷心的感謝我的導(dǎo)師，本從選題到寫作的每一步都是在孫老師的悉心指導(dǎo)下完成的。非常感謝期間孫老師對我學(xué)習(xí)上以及生活上的關(guān)心和照顧。孫老師淵博的學(xué)識，嚴(yán)謹(jǐn)?shù)闹螌W(xué)，寬厚待人的風(fēng)范，將影響和激勵(lì)我的一生，值得我學(xué)習(xí)。同時(shí)感謝的肖力老師，在課題研究的各個(gè)階段，肖老師同樣給與了我細(xì)心。期間也得到了控制系其他老師的教導(dǎo)與幫助，在此一并表示感謝。還要感謝學(xué)習(xí)期間，畢明德、張志成、唐雪蓮、肖永健、姚泰然、許祖鑫、劉寧靖等同學(xué)的支持與幫助，在課題進(jìn)行過程中與的探討與交流開闊了思路，增添了快樂，非常與在一起學(xué)習(xí)與生活的時(shí)光。教育。正是由于他們的支持我才能順利的完成階段的學(xué)習(xí)。同時(shí)還要特別感謝20125月于華參考BouabdallahS,BeckerM,SiegwartR.Autonomousminiatureflyingrobots:comingsoon[J].IEEERobtics&AutomationMagzine,2007,13(3):88-98C.A.Pa ,S.K.Rao,ATestbedforMiniQuadrotorUnmannedAerialVehiclewithProtectiveShroud[A].WichitaStateUniversity,Wichita,KansasCarloCanetta,JonathanChin,SevanMehrabin,Quad-rotorUnmannedAerialVehicleFinalReport[R],ColumbiaUniversityDeBothezathelicopter-developmenthistory,photos,technicaleng/bothezat.php曲東才 微型無人機(jī)軍事應(yīng)用、研究進(jìn)展及關(guān)鍵技術(shù)[J] 空間科學(xué)技術(shù) 4,MckerrowP,ModellingtheDraganflyerfour-rotorhelicop