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1、四旋翼自主飛行器設計報告 林，張，翁 (泉州師范學院 物理與信息工程學院，福建 泉州 362000) 摘要： 設計四旋翼自主飛行器，使得飛行器自主的從一個指定的區(qū)域飛到另外 的一個指定區(qū)域降落并停機。 四旋翼飛行器具有四個定螺距螺旋槳， 可以通過協(xié) 調各個旋翼的速度來控制飛行器的飛行姿態(tài)和飛行速度， 而不需要繁雜的槳矩控 制部件，而且也可以共享電池、控制電路板等，因此簡化了結構，減輕了飛行器 重量，可以減少能源消耗。 關鍵字： 四旋翼飛行器；電機；電調 一、 系統(tǒng)方案 1.1 方案描述 四軸飛行器是一個具有 6 個自由度和 4 個輸入的欠驅動系 統(tǒng) ,具有不穩(wěn)定 和強耦

2、合等特點 ,除了受自身機械結構和旋翼空氣動力學影響外 ,也很容易受到外 界的干擾。無人機的姿態(tài)最終通過調節(jié) 4 個電機的轉速進行調整 ,飛行控制系統(tǒng) 通過各傳感器獲得無人機的姿態(tài)信息 ,經(jīng)過一定的控制算法解算出 4 個電機的轉 速,通過 I2C 接口發(fā)送給電機調速器 (簡稱電調 ),調整 4 個電機的轉速 ,以實現(xiàn)對其 姿態(tài)的控制。 姿態(tài)控制是整個飛行控制的基礎 ,根據(jù)姿態(tài)控制子系統(tǒng)的數(shù)學模型 [4],姿態(tài)控制系統(tǒng)需要檢測的狀態(tài)有 :無人機在機體坐標系下 3個軸向的角速度、 角度和相對地面的高度。 飛控系統(tǒng)擔負著傳感器信息采集、 控制算法解算及通信 等各種任務 ,是整個無人機的核

3、心 ,其主要功能有 : (1)主控制器能快速獲得各傳感 器的數(shù)據(jù) ,并對數(shù)據(jù)進行處理 ; (2)傳感器實時檢測無人機的狀態(tài) ,包括姿態(tài)、位置、 速度等信息 ; (3)主控制器能與 PC 機進行數(shù)據(jù)交換 ;(4)系統(tǒng)能進行無線數(shù)據(jù)傳輸。 根據(jù)四軸飛行器實際的飛行需求 ,飛行控制系統(tǒng)一般包含主控制器、各傳感 器模塊 ,通信模塊和電源模塊等。其中主控制器采集各傳感器的信息 ,通過控制算 法求解出 4 個電機的轉速 ,通過 I2C 接口發(fā)送給電調 ;慣性測量單元檢測無人機 3 個軸向的角速度和加速度 ;高度傳感器檢測無人機的高度 ;無線數(shù)傳模塊用于傳送 控制指令 ,也可以在調試時用于傳輸

4、傳感器數(shù)據(jù) ;電源模塊為各傳感器和主控制器 提供電源。 圖1.1四旋翼飛行器飛行原理 二、設計與論證 2.1 控制方法描述 四旋翼飛行器的控制主要是解決系統(tǒng)自身的強耦合性和高度不穩(wěn)定的動力 特性。 四旋翼飛行器對外界和自身系統(tǒng)存在的干擾十分敏感， 這使其飛行控制系 統(tǒng)的設計變得非常困難。 另外， 通常情況下導航測量系統(tǒng)測量精度以及執(zhí)行機構 的性能都會隨著系統(tǒng)尺度減小而下降。 所以， 要想保證四旋翼飛行器在各種飛行 條件下都具有良好的飛行性能，飛行控制算法極為重要。 目前有多種控制算法用于四旋翼飛行器的控制，如 PID 控制、 PD 控制、 LQ 控制、 Backst

5、epping 控制、滑模控制、神經(jīng)網(wǎng)絡控制、魯邦控制等等。國際 上，斯擔福大學StevenL.Waslander等指出，由于四個旋翼相互作用產生的氣流 十分復雜，線性控制算法已不能滿足系統(tǒng)鎮(zhèn)定的要求。分別采用滑膜積分 (Integral Slideng Mode)與增強學習(Reinforcement Learning)兩種控制技術相 比，均極大地提高了系統(tǒng)性能。 EPFL 自動化系統(tǒng)實驗室在研究中提出積分器 Backstepping孔子方法，所設計的控制器實現(xiàn)了對 OS4起飛，著陸控制。國內方 面，聶博文基于簡化動力學模型，利用Backstepping方法設計了四旋翼飛行器飛 行控制器

6、。針對模型直接驅動部分，應用“誤差 -誤差”原理將自抗擾控制器 ( ADRC )用于四旋翼姿態(tài)控制，實現(xiàn)四旋翼飛行器定點懸停和軌跡跟蹤飛行控 制。 總的來說， 目前對于四旋翼飛行器的飛行控制的研究， 主要針對姿態(tài)穩(wěn)定控 制， 而且都加入了許多約束條件， 但是這些研究為四旋翼飛行器實現(xiàn)自主飛行提 供了必要的技術基礎。 2.1.1 飛行器的結構 如圖 2.1 所示， 四旋翼飛行器一般是由四個可以獨立控制轉速的外轉子直流 無刷電機驅動的螺旋槳提供全部動力的飛行運動裝置， 四個固定迎角的螺旋槳分 別安裝在兩個十字相交的剛性碳素桿的兩端。對于絕大多數(shù)四旋翼飛行器來講， 飛行器的結構是關于

7、兩根碳素桿的交點對稱的， 并且兩個相鄰的螺旋槳旋轉方向 相反； 正是由于這種獨特結構， 使四旋翼飛行器抵消了飛機的陀螺效應， 更加方 便建模。與傳統(tǒng)的單旋翼飛行器，特別是直升機相比，四旋翼飛行器沒有尾槳， 這使之擁有更高的能量利用率。 另外， 四旋翼飛行器的四個旋翼的轉速比之直升 機的螺旋槳轉速明顯低出很多， 因此， 它可以近距離的靠近目標物體， 適合室內 飛行和近地面飛行。 一 f 1 X. , / 2 /、 (d> i 圖2」四旋翼飛行器結構示意圖 2.1.2控制原理 四旋翼飛行器系統(tǒng)共有四個輸入，分別為一個上升力和三個方向的轉矩， 但 是飛行器在空間中卻有六

8、個自由度的輸出坐標， 可以進行三個坐標軸方向的平動 運動和圍繞三個坐標軸方向的轉動運動。 如果沿著任意給定方向的獨立運動，飛 行器沒有給予足夠多的運動驅動， 那么該飛行器就是欠驅動的。 可見，四旋翼飛 行器是欠驅動和動力不穩(wěn)定的系統(tǒng)。因此，針對該系統(tǒng)實現(xiàn)全部的運動控制目標， 必然存在旋轉力矩與平移系統(tǒng)的耦合。 傳統(tǒng)的縱列式直升機為了平衡反扭矩，需借助尾槳來實現(xiàn)。四旋翼飛行器采 用了四個旋翼的機械結構，四個電機作為飛行的直接動力源，通過改變四個螺旋 槳的轉速，進而改變螺旋槳產生的升力來控制飛行器姿態(tài)和運動， 這種設計理念 使飛行器結構和動力學特性得到了大大的簡化。 四旋翼的前槳1和后槳3逆時

9、針 旋轉，左右2、4兩槳順時針旋轉，這種反向對稱結構代替了傳統(tǒng)直升機尾旋翼。 在飛行過程中，如圖2.2所示，改變四個旋翼螺旋槳的轉速，可使四旋翼產生各 種飛行姿態(tài)，也可使四旋翼飛行器向預定方向運動，完成任務。 I力 3# 恰1 ? Ji ? 圖22四旋翼飛行器飛行運動原理 Fig.2.2 The theory ol quad-rclor flight 根據(jù)四旋翼飛行器的運動方式的特點將其飛行控制劃分為四種基本的飛行 控制方式。（1）垂直飛行控制；（2）橫滾控制；（3）俯仰控制；（4）偏航控 制。下面分別對以上四種飛行控制方式進行闡述。 垂直飛行控制主要是控制飛機的

10、爬升、下降和懸停，如圖 2.3,圖中藍色弧 線箭頭方向表示螺旋槳旋轉的方向， 以下同。當四旋翼處于水平位置時，在垂直 方向上，慣性坐標系同機體坐標系重合。同時增加或減小四個旋翼的螺旋槳轉速， 四個旋翼產生的升力使得機體上升或下降，從而實現(xiàn)爬升和下降。懸停時，保持 四個旋翼的螺旋槳轉速相等，并且保證產生的合推力與重力相平衡，使四旋翼在 某一高度處于相對靜止狀態(tài)，各姿態(tài)角為零。垂直飛行控制的關鍵是要穩(wěn)定四個 旋翼的螺旋槳轉速，使其變化一致。 Back 3 Richt 2 圖垂直飛行控制示意圖 Fig.2.3 Wriical flight of quad-rotor 橫滾控制，如圖

11、2.4所示，通過增加左邊旋翼螺旋槳轉速，使拉力增大，相 應減小右邊旋翼螺旋槳轉速，使拉力減小，同時保持其它兩個旋翼螺旋槳轉速不 變。這樣由于存在拉力差，機身會產生側向傾斜，從而使旋翼拉力產生水平分量, 使機體向右運動。當2 4 時可控制四旋翼飛行器作側向平飛運動。 Baek 3 咫曲士工 圖Z4橫潦運動控制示意圖 Fig.2.4 The figure of roll motion sketch 俯仰控制，如圖2.5所示，與橫滾控制較為相似，在保持左右兩個旋翼螺旋 槳轉速不變的情況下，減少前面旋翼螺旋槳的轉速，并相應增加前面旋翼螺旋槳 的轉速，使得前后兩個旋翼存在拉力差， 從而引

12、起機身的前后傾斜，使旋翼拉力 產生與橫滾控制中水平方向正交的水平分量，使機體向前運動。類似的，當 1 3 時可控制四旋翼飛行器作縱向平飛運動。 BackS Right 2 圖2.5俯仰運動控制示意圖 Fig.2.5 The figure of pitch motion sketch 偏航控制，如圖2.6所示，四旋翼飛行器為了克服反扭矩影響，四個旋翼螺 旋槳中的兩個順時針轉，兩個逆時針轉，且對角線上的兩個旋翼螺旋槳轉動方向 相同。我們知道反扭矩的大小與旋翼螺旋槳轉速有關， 當四個旋翼螺旋槳轉速不 完全相同時，不平衡的反扭矩會引起機體的轉動。 由以上知識，可以設計四旋翼 飛

13、行器的偏航控制，即同時提升一對同方向旋轉的旋翼螺旋槳轉速并降低另一對 相反方向旋轉的旋翼螺旋槳轉速，并保證轉速增加的旋翼螺旋槳轉動方向與四旋 翼飛行器機身的轉動方向相反。 Bark 3 Rishi 2 圖2.6偏航控制示意圖 Fig,2.6 I hc figure oTyaw motion sketch 2.2參數(shù)計算 2.2.1 坐標系的選取 只有在相對意義下，物體的運動和在空間的位置才有意義。確定載體在空間 的位置、速度和姿態(tài)等參數(shù)，必須首先定義空間的參考坐標系。 根據(jù)運動載體的 運動情況和所提出的不同的導航需求，常用的坐標系主要包括慣性參考坐標系、 地球坐標系、地平

14、坐標系、地理坐標系、載體坐標系、平臺坐標系和計算坐標系 等。止匕外，坐標系之間的角度關系可以描述剛性載體在空間的角位置。 四旋翼飛行器的姿態(tài)角，飛行速度方向和大小等飛行參數(shù)都要和坐標系相關 聯(lián)。想要確切描述飛行器的飛行狀態(tài)，首先要選取合適的坐標系。 下面是為了建立系統(tǒng)動力學模型所選取的兩個坐標系： (1)機體坐標系B(Oxyz) 機體坐標系(Aircraft-body coordinate frame),其原點O取在四旋翼飛行器的 重心上，坐標系與飛機固連，x軸在飛機對稱平面內并平行于飛行器的縱軸線， 即前后旋翼連線指向機頭；y軸垂直于飛機對稱平面平行于左右旋翼的連線指向 機身左方；z

15、軸在飛機對稱平面內，分別與x軸y軸垂直并指向機身上方。 (2)地面坐標系E(OXYZ) 地面坐標系(Earth-surface inertial reference frame附于研究四旋翼飛行器相 對于地面的運動狀態(tài)，確定機體的空間位置坐標。在地面上選一點 O,作四旋翼 飛行器起飛位置。先確定X軸是在水平面內指向某一方向，Z軸垂直于地面指 向空中，Y軸在水平面內垂直于X軸，其指向按右手定則確定，即保證右手4指 由選定的X軸向帶選定的Y軸旋轉，拇指方向為已確定的 Z軸方向。 圖27即為機體坐標系B與地面坐標系E的示意圖. 4 E J Z // x r 圖2.7機體坐標系與地面坐

16、標系的關系圖 I ig.2.7 Relation scheme between earth-surface inertial reIcrcncc frame and rafl-body coordinate frame 以上兩個坐標系的建立條件是忽略地球曲率，即將地球表面假設成一張平 面。這在現(xiàn)實中，無疑是可以保證的。 2.2.2 坐標變換 如圖2.8,在飛行器飛行動力學中，我們可以通過轉換繞 x、v、z軸旋轉到 X、Y、Z軸的歐拉角獷來確定機體坐標系之間和地面坐標系的關系。 其中： ◎:橫滾角，機體坐標系相對地面坐標系沿 x軸變化的角度，規(guī)定機體向右 翻轉時形成的角度為正；

17、 e :俯仰角，機體坐標系相對地面坐標系沿 y軸變化的角度，規(guī)定機體頭 部上揚時所形成的角度為正； 中:偏航角，機體坐標系相對地面坐標系沿z軸變化的角度。規(guī)定機體向右 偏航時形成的角度為正; 圖2用橫滾角，俯仰角與偏航角示意圖 Fig.2,K Sketch map of roll, pitch and yaw 本文中，坐標轉換采用右手定則，先繞 z軸旋轉得“，再繞y軸旋轉得 夕，最后繞x軸旋轉得0,如圖2.8所示，圖片中自右向左，每旋轉- 有相應的轉移矩陣，分別為： cos* -sin\/f 0 卅（z;8）= sin b cos 僅 0 0 0 1 cos9 0 sing

18、 衣。尸卜 0 ? 0 -sin 0 0 cos0 10 0 R（jcM= 0 cos（S —$in@ 0 sin co§@ 所以機體坐標系B到地面坐標系E的轉換矩陣為： J!（我兄叼=K（z朋）R（『，可夫（范如 R（以8M cos 0cossin。sin Heos y一cos 0sin 產 cos夕sin Geos y + sin - = cos^sin^/ sin ^sin^sin^/ + cos^cos^ cos^sin^sin^- sin^cos^/ -sin^ sin^cos^ cos cos 式（25）將用在之后的四旋翼飛行器模型推導中. 2.2

19、.3 旋翼螺旋槳動力學特性 將螺旋槳的漿葉當作旋轉的機翼建立的理論稱為螺旋槳葉素理論。 次，都 (2J) (2,2) (23) (24) (2.5) 為了能夠 模擬槳葉的繞流，葉素理論將槳葉劃分為有限個微小段 （稱為葉素），然后計算每 一個葉素上的氣動力，最后沿徑向求和得到槳葉上的總氣動力。繞過每個葉素的 氣流認為是二維的，因此葉素之間互不影響。 作用于旋翼上的空氣動力包括升力 T和阻力Do其中升力是垂直于流動方 向的氣動力，阻力是平行于流動方向的氣動力。定義其相應的氣動力系數(shù) 0r ' C匕 就可得到升力T和阻力D顯含‘丁、J 的形式： T = CTpAr

20、-Ll- (2.6) D = CDpAr2^l- (2.7) 其中，A為葉片面積；p為空氣密度；r為葉片半徑；。為螺旋槳角速度。 在懸浮狀態(tài)下，我們可以假設升力 T和阻力D與螺旋槳的轉速的平方成正比， 可得： (2-9) 其中，T 、都是常數(shù) 2.2.4 四旋翼飛行器機身剛體動力學方程 四旋翼飛行器系統(tǒng)具有非線性、多變量、各運動高度耦合、欠驅動特點。針 對這些特點，提出如下簡化條件，使四旋翼飛行器模型得到簡化，即： (1)四旋翼機體質心與機體坐標系原點重合； (2)忽略地面效應以及地球曲率，不考慮地球公轉和自轉對于飛行器的作用； (3)僅在偏航運動過程中考慮摩擦阻力； (4

21、)四旋翼飛行器機體為單一剛體，并且系統(tǒng)結構對稱； 通過以上假設,由Newton-Euler方法得出作用在四旋翼飛行器質心的合外 力產與合外轉矩/有如下形式工 ml 0 0］「儼 (2 10) (2JI) 4 o o ,/= o jv o o o / 其中，/eD3xJ為單.位矩陣，Je □例 為轉動慣量矩陣. 一表示機體坐標下飛行 器速度矢量，M機體坐標系下的角速度。 2.2.5建立四旋翼飛行器的六自由度動力學模型 考慮到建立四旋翼飛行器模型以及研究相關控制算究的便利性，提出以下假 (1)保證地面坐標系為慣性坐標系，如前文中建立坐標系時的描述，忽略 地

22、球曲率，視地球表面為平面； (2)不考慮地球公轉和自轉對四旋翼飛行器各項運動的影響； (3)將四旋翼飛行器系統(tǒng)看作單一剛體，忽略其各部分彈性形變； (4)四個旋翼中的螺旋槳軸都與z軸平行排列。 根據(jù)相關力學知識，有 (M2) dV m dl (2.B) 其中: F為作用在四旋翼飛行器上的所有外力的和; r 為四旋翼飛行器機體質心的速度; m為四旋翼飛行器機體的總質量; 表示作用于機體坐標系中某一坐標軸的合外力矩; H 為四旋翼飛行器相對于地面坐標系的動量矩。 F 一 設Fx , Fy , Fz為 在機體坐標系上x ,y ,z軸上的分量；VX, Vy

23、, VZ為‘在機體坐標系上x , y , z軸上的分量；叼,口3再為衛(wèi)機 體坐標系上x , y , z軸上的分量。 我們知道四旋翼飛行器在空間共有六個自由度，即分別沿三個坐標軸作平移 和旋轉運動，根據(jù)四旋翼飛行器的飛行控制原理， 這六個自由度的控制都可以通 過調節(jié)四個螺旋槳產生的升力來實現(xiàn)。 接下來，我們考慮前文中的第四個假設，即機體的四個螺旋槳軸都是與 z軸 平行排列的。因此，在機體坐標系中機體所受合外力不包含 x, y軸成分，即 0 Fb= o (2.14) % Ik mJ 其中，耳(i = l,2,3,4)為機體各旋翼螺旋槳轉動所產生的上升力c由式(2.8)可知， 在

24、懸浮狀態(tài)下，上升力與螺旋槳轉速的平方成正比，實際上，我們是通過控制螺 旋槳轉速來控制它所提供的升力c 根掂"流電動機相關知識，我們可以很容易的獲得驅動各螺旋槳的發(fā)動機模 型。 驅動電壓匕弓電流(的關系為 匕一曦/=4爭+ R/ (2.15) at 電流Ia與發(fā)動機的輸出轉矩Tm之間的關系為 Tm=KJ (2.16) 而輸出轉知7ml發(fā)動機轉速”之間的關系為 Tm=Jm/ + E (217) at 根據(jù)匕時=K01n，忽略電板電感Lm ,由式(2.15)可得中流(為 (2.18) 簡化系統(tǒng)變速箱模型，負載轉知7；為7；=4斯，其中d為阻力參數(shù)，〃為 變速箱效率，

25、心為齒輪減速比率Q 綜上，電動機模型為 (2.19) KK^ d 、 K,1n 〃 fm o) ：—ar + —J] RJm 中:兒 R*Jm nt m ，g 巾 內 刑 由以上發(fā)動機模型，我們知道通過控制各螺旋槳發(fā)動機的電壓VQ來控制各螺 旋槳升力42,3,4)。 通過坐標系變換矩陣夫(0,口口，我們可以獲得地面坐標系中四旋翼飛彳J器 的受力情況 (2.20) Fe=R(0^^)Fb Fx 其中4=fy，巴,，4, B為機體所受合外力在地面坐標系中X, Y, Z 7z_ 軸的分量。 所以式(2.20)變?yōu)? Fx Fy =R(@,6w)，F(xiàn)b cos 6 cos

26、 勿 cos 8 sin” -sin 夕 sin ° sin 8 cos i// - cos 0 sin 什 sin psin 8 sin 〃 + cos。cos w sin 0 cos。 cos 0sin 6 cos i// + sin ° sin 歹 cos @sin 夕 sin / 一 sin 0 cos w COS0COS。 i=i cos @sin geos 什 + sin 0sin ” cos sin gsin 夕-sin 0 cos ” cos cos <9 近一步可得: (2.21) Fx = (cos ^si

27、n 0 cos +sin ^sin V i-i Fy = (cos ^sin sin - sin 0cos (2.22) Fz = cos0 cos eg] 1=1 (2.23) 根據(jù)牛頓第.定律，可得地面坐標系卜x, y, z軸方向的平動運動方程 x = (Fx — /丫)/〃7 = [(cos @sin 6cos 1// + sin ^sin 夕)Z Z 一 y = (FY -fY)/m = [(cos0sin 6sin "-sin 0cos L - i=\ (2.24) z = (Fz-G-fz)lm= [(cos0cosTx-Kzz] m-g i=i

28、/ 其中人，人分別為X，Y , Z軸方向上的阻力“ 歡拉角與載體坐標系下角速度之間有如下關系網(wǎng): 5 (% 0一 "sin J . 6 cos a+W s\n 也 cos 8 -0 sin 0 十 » cos(/)cos 8 (2.25) 由式(2.25)可以得出: (①、cos。+ 69V sin0sin£+3 cos0sin8)/cos6 利 cos。+ 僅sin。 (他 sin 0 +〃2 cos。)/cos 8 (2.26) 四旋翼飛行器機體結構具仃很好的對稱性，因應其質量分布也同樣具｛良好 的對稱性，所以認為其質心位丁?機體中

29、心，并設定四旋翼飛行器機體的轉動慣量 慣性矩陣為對稱陣，則有 0 J, 0 0 0 J. (2.27) 其中，J/ Jy，/為機體圍繞軸X， z軸旋轉的轉動慣量. 根據(jù)剛體定軸轉動定律，剛體所受的對于某定軸的合外力矩等于剛體對此定 軸的轉動慣量與剛體在此合外力矩作用下所獲得的外加速度的乘積。 這樣，我們得到轉動運動方程 ZM = J (2.28) 6). 通過整理，可得 汝 如 co. % +(4 - 4 )(DyS/Jx =My+(J「Jx)a)wJJy 此十億-4)?4 /4 (2.29) 其中，My,,也為合力矩EM在機體坐標系中X，V，Z

30、軸上的分量。 以上對四旋翼飛行器的手動運動方程和轉動運動方程分別進行求解，整理可 得四旋翼飛行器的非線性運動方程 x = [(cos ° sin 0 cos y/ + sin sin ")Z( 一 j； = [(cos 夕sin 8sin 夕一sin@cos 夕)£彳一易)] m / (2.30) z = [(cos@cos6工T1 -Kzz]/m-g z / M=Mx+(J「JJcDya)JJx (oy = M、+(Jz - Jx)o)：(dJJ、 (b: =M:+ (Jr -Jv)a)xa\/J: ■ "Q cosH + q si

31、n@sin8 + 〃 cose)sin9)/cos9 ■ f)-a\ cos。+@ sin@ W =(陽 sin0+①二 cos@)/cos8 為了方便對控制系統(tǒng)的設計，我們假設四旋翼飛行器是在附近無風的環(huán)境中 慢速飛行或懸停，并且不考慮飛行器旋翼螺旋槳攪動氣流所產生的近地效應。這 樣一來，我們可以忽略式中的空氣阻力系數(shù)Kyr Kz，使回旋翼飛行器平 動運動動態(tài)得到簡化。而在轉動動態(tài)下，我們只關心機體坐標下的歐拉角的動態(tài) 方程，通過進?步求導與化簡，可得到與平動動態(tài)像類似的四旋翼飛行器轉動動 態(tài). 我們得到的簡化J'的四旋翼飛行器非線件模型為： £ = Z J (

32、cos sin 0 cos + sin sin m , 4 ,({cos esin sin - sin ^cos i/r)/ni 受=^1\匕。£©。0忠8 磨一g (231) 收 / ?二[/04-7；) +納⑷-JJ〃 (M—)+而M乜血 y=[(a+a- q「qj+撤j「j就巴 三、電路與程序設計 3.1 系統(tǒng)組成 3.1.1 硬件構成 飛行器由機架、電機、螺旋槳和控制電路構成。 (1)機械構成 機架呈十字狀，是固定其他部件的平臺，本項目采用的是尼龍材料的機架。 電機采用無刷直流電機，固定在機架的四個端點上，而螺旋槳固定在電機轉子上， 迎風面垂

33、直向下。螺旋槳按旋轉方向分正槳和反槳，從迎風面看逆時針轉的為正 槳，四個槳的中心連成的正方形，正槳反槳交錯安裝。 (2)電氣構成 電氣部分包括：控制電路板、電子調速器、電池，和一些外接的通訊、傳感 器模塊?？刂齐娐钒迨请姎獠糠值暮诵?，上面包含 MCU陀螺儀、加速度計、電 子羅盤、氣壓計等芯片，負責計算姿態(tài)、處理通信命令和輸出控制信號到電子調 速器。電子調速器簡稱電調，用于控制無刷直流電機。電氣連接如圖 3.1所示。 遙控 ■*遙控接收機 BEC供電 電調 * 控制電路板 ?串口調試接口 電機 電機 電機 電機 電池 圖3.1四軸飛行器電氣連接圖

34、 3.1.2 軟件構成 (1)上位機 上位機是針對飛行器的需要，在 Qt SDK上寫的一個桌面程序，可以通過申 口與飛行器相連，具備傳感器校正、顯示姿態(tài)、測試電機、查看電量、設置參數(shù) 等功能。 (2)下位機 下位機為飛行器上MCU里的程序，主要有三個任務：計算姿態(tài)、接受命令和 輸出控制。下位機直接控制電機功率，飛行器的安全性、穩(wěn)定性、可操縱性都取 決于它。下位機的三個任務實時性都要求很高，所以計算姿態(tài)的頻率設為200H乙 輸出控制的頻率為100Hz,而接收到命令后，立即處理。因為電子調速器接受的 信號為PWMB號，高電平時間在1ms?2ms之間，所以控制信號輸出頻率也不能太 高。

35、3.2 原理框圖與各個部分電路圖 3.2.1 原理框圖 飛行器由四個螺旋槳，前后左右各一個，其中位于中心的主控板接收來自于 遙控發(fā)射機的控制信號，在收到操作者的控制后通過數(shù)字的控制總線去控制四個 電調，電調再把控制命令轉化為電機的轉速， 以達到操作者的控制要求，顯示的 前后馬達是順時針轉動，需要安裝反槳，左右馬達是逆時針轉動，需要安裝正槳， 機械結構上只需保持重量分布的均勻， 四電機保持在一個水平線上，可以說結構 如 馬達 電調3 圖3.2飛行器原理框圖 3.2.2 外部RAM擴展 C8051F020R有4352B RAM (4KEBt上 RAM+256B內 RAM)可能

36、不能滿足復雜 控制軟件的實現(xiàn)，因此采用 32Kx 8的SRAM®片IS62C256.使存儲空間擴展了 32KB.硬件原理如圖3.3。 圖3.3外部RAM擴展及串口通訊擴展電路 3.2.3 隔離電路 由于飛行器的電機在轉動過程中會產生比較大的沖擊電流， 為了提高飛行控 制系統(tǒng)的可靠性，需要對C8051F02曲片機輸出的脈寬調制（PWM拓號進行隔離。 整機選用鋰電池供電，光電耦合器進行信號隔離時，工作電流大，鋰電池供電能 力無法滿足要求，而且需要大量的電阻、電容配合工作，不利于電路板體積小、 重量輕、功耗低的要求。數(shù)字隔離器將CMOS芯片級變壓器技術相結合，大大降 低了

37、電路板的體積和功耗。如圖3.4 ,數(shù)字隔離器ADuM14O0現(xiàn)了 4路PWMB號的 隔離。 VCC DVCC CK tl.UF PWM1 ' 「. 1 U14 VDDI VDD2 CNDl GND2 VIA VOA VIH VOD vic voc VID VQD no m GNDI GND5 ADuMMOO 16 i n C2L 也】 , pwmCh 2 15 a 1 u 4 Q PWMO2 PWM3 3 , \i pwu6j 6 ii PWMCM 4 7 10 T 9

38、 圖3.4電機隔離電路 3.2.4 高度傳感器接口電路 飛行器高度的測量選用體積小、重量輕的 SRF0時納高度計。SRF081過標 準的I C總線輸出高度信號。C8051F020勺用彳T口 SMBust I C串行總線完全兼 容，SMBus總線通過時鐘線SCI和數(shù)據(jù)線SDA實現(xiàn)同步串行接收和發(fā)送。因為 SMBus總線接口為漏極開路輸出，所以SCL線和SD峨必須通過上拉電阻連接到 正電源上。 3.3 系統(tǒng)軟件與流程圖 本控制器的軟件部分采用CS言編制，主要完成硬件平臺初始化、數(shù)據(jù)采集 處理、遙控信號解碼、電機控制、姿態(tài)角解算以及控制律的實現(xiàn)，主程序流程圖 如圖3.5 。

39、 程序人口 圖3.5主程序流程圖 上圖給出了飛行控制器軟件部分的基本流程， 實際應用中還包括不同飛行模式切 換、手動遙控和自主導航切換以及緊急降落等過程。 四、測試方案與測試結果 4.1測試方案及測試條件 (1)水平原地連續(xù)旋轉。很簡單的操作，起飛懸?？罩?1米高左右。將偏航 打到底，其他舵面不用動。四軸就開始原地連續(xù)旋轉起來。 這個飛行主要測試飛 控姿態(tài)預測算法的能力。好的飛控算法應該是盡量保持飛行器機身水平，不會漂 移太多。 (2)單邊掛重物實驗。機器起飛懸?？罩?。在瞬間給四軸的一個軸臂掛上 一個重物比如電池。對這樣的沖擊力，看飛控能不能瞬間作出反應。具備自動回 中能力

40、的飛控(飛控要帶有陀螺儀+加速度傳感器)應該在1秒左右立馬回中。 時間越短越好。這樣可以測試抗風性能的好壞。 (3)空中沖刺飛行。懸?？罩幸欢ǜ叨?。將俯仰搖桿打到底，這時候飛行 器應該最快速度往前飛行。飛行一段距離慣性足夠大。松開俯仰搖桿，讓搖桿自 動回中。這時候仔細觀察飛行器的姿態(tài)變化是不是能隨搖桿回中馬上回中， 并且 飛行器不會過沖就是不會抬頭。 （ 4） 加速上升加速下降測試。懸?？罩?1 米左右然后猛推油門，飛行器會 很暴力爬升，觀察機身會不會有抖動的現(xiàn)象。到底一定高度立馬快速減小油門。 這時候飛行器會加速下降高度。 也要觀察機身會不會抖動。 重要的是觀察下降過 程中機身是不是有明顯的抖動。 抖動越小或者不抖動的機器抗風性能更好。 飛控 的算法更具優(yōu)勢。 （ 5） 8 字航線飛行。這個需要飛行員有一定的技術基礎。這個是考察飛行 器的操控性能。 好的飛控只打搖桿器的某一個舵面的時候。 飛行器和這個舵面對 應的角度要相應發(fā)生變化，飛行的其他角度應該保持打舵前的姿態(tài)。 （ 6） 手抓飛行器， 油門推到懸停位置， 此時瞬間水平用力將飛行器推出去， 飛行器應該也是水平的滑出去不會傾斜太多。