??? 摘? 要： 在四旋翼無人機(jī)飛行模式分析基礎(chǔ)上，提出了一種四旋翼無人機(jī)的穩(wěn)定姿態(tài)導(dǎo)航控制系統(tǒng),，改進(jìn)了無刷電機(jī)控制驅(qū)動器,，并應(yīng)用多任務(wù)編程方案實(shí)現(xiàn)軟件設(shè)計,。實(shí)驗表明,，該機(jī)載嵌入式系統(tǒng)具有可靠性高,、功耗低、重量輕,、成本低等優(yōu)點(diǎn),。?

??? 關(guān)鍵詞： 四旋翼；無人航空器,；嵌入式系統(tǒng),；無刷電機(jī)驅(qū)動器

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??? 隨著微機(jī)電系統(tǒng)技術(shù)在國防、軍工,、民用等各方面的廣泛應(yīng)用,，飛行器的小型化和信息化的進(jìn)程不斷加速，這使得具有廣泛用途的無人航空器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)研制成為許多國家的研究熱點(diǎn),。微小型旋翼無人機(jī)具有使用靈活,、體積小、成本低等特點(diǎn),，是無人機(jī)發(fā)展的主要類型之一,，它可以完成超低空偵察、干擾,、監(jiān)視等各種復(fù)雜的任務(wù),。無人機(jī)的核心部分是導(dǎo)航控制系統(tǒng)，要求具有高可靠性和高抗干擾能力,。按照項目要求,，本文設(shè)計的導(dǎo)航控制系統(tǒng)具有飛行姿態(tài)測量、控制,、增穩(wěn),、視頻監(jiān)控等各種功能。?

1 四旋翼無人機(jī)飛行模式分析?

??? 由于微型無人機(jī)飛行姿態(tài)多變,，為了增大無人直升機(jī)的帶載能力,，該無人機(jī)采用了四旋翼的機(jī)械結(jié)構(gòu)，通過機(jī)載導(dǎo)航系統(tǒng)控制使其各旋翼之間協(xié)調(diào)運(yùn)動,，實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的飛行姿態(tài)自動調(diào)整,，可按要求完成垂直起落控制、空中懸?？刂?、偏航控制、滾轉(zhuǎn)控制,、俯仰控制等多種動作及任務(wù),。四旋翼無人機(jī)在各種結(jié)構(gòu)特征參數(shù)確定的情況下,，通過改變旋翼轉(zhuǎn)速來改變拉力。四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)簡圖及受力分析如圖1所示,。?

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??? 四旋翼無人機(jī)是在改變旋翼拉力與自身重力間關(guān)系的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)各種飛行姿態(tài)的變化,。每個旋翼的空氣動力學(xué)拉力f_dragi(i=1，2,，3,，4)的數(shù)學(xué)表達(dá)式為：?

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??? 式(1)中：ρ為空氣密度，C_T為拉力系數(shù),，A_i為第i個旋翼槳盤面積,，W_i為第i個旋翼電機(jī)旋轉(zhuǎn)速度，R_i為第i個旋翼槳葉片長,。在四旋翼無人機(jī)設(shè)計中,，四旋翼采用相同的電機(jī)與相同材質(zhì)及相同大小的槳葉片，可近似把A_i,、C_T,、R_i看作一常量，則式(1)可簡化為：?

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其中：k_dragi>0為依賴于空氣密度的常數(shù),，ω_i為第i個電機(jī)旋轉(zhuǎn)角速度,。由式(2)可見，通過給定PWM信號控制電機(jī)驅(qū)動器控制四翼電機(jī)的轉(zhuǎn)速,，從而實(shí)現(xiàn)對四旋翼電機(jī)拉力的控制,，完成整個飛行器的動作。?

??? 在地球慣性坐標(biāo)系R_W=(E_x,，E_y,，E_z)與機(jī)載坐標(biāo)系ξ=(x，y,，z)下,，以電機(jī)M1方向為前方，旋翼電機(jī)M1與M3逆時鐘方向旋轉(zhuǎn),，旋翼電機(jī)M2與M4順時鐘方向旋轉(zhuǎn),；Ψ為飛行器偏航角，θ為飛行器滾動角,，φ為飛行器俯仰角,。在圖中f₁、f₂,、f₃,、f₄分別為四旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的向上拉力矢量，(i=1，2,，3，4)為第i個電機(jī)為克服電機(jī)轉(zhuǎn)軸葉片拉力與加速度而產(chǎn)生的反作用力矩,，mg為飛行器合重力矢量,，L是從電機(jī)軸到四旋翼飛行器重心軸的垂直距離，則四旋翼飛行器總合力矢量u,、偏航力矩τ_Ψ,、滾動力矩τ_θ和俯仰力矩τ_φ為：?

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??? 由式(3)可知，如果四旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的合拉力與飛行器自身重力相等,，即u=0時,，飛行器在空中懸停；當(dāng)u>0時,，飛行器上升,；u<0時，飛行器下降,。在保持拉力f₂與f₄不變條件下,，通過控制合力f₁-f₃差的大小，飛行器可進(jìn)行俯仰飛行(前進(jìn)與后退)控制,。當(dāng)保持拉力f₁與f₃不變條件下,，通過控制合力f₂-f₄差的大小，飛行器可進(jìn)行滾轉(zhuǎn)(左右)飛行,；而通過控制偏航力矩τ_Ψ大小,，飛行器可進(jìn)行偏航飛行控制。?

2 四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)構(gòu)架與硬件設(shè)計?

??? 機(jī)載控制系統(tǒng)集成了微型陀螺儀,、加速度傳感器,、大氣氣壓傳感器、電機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速測量單元和GPS接收單元,。整個控制系統(tǒng)采用飛思卡爾公司(Freescale)生產(chǎn)的32位微控制器MCF51QE128完成對各種傳感器數(shù)據(jù)的采集,、處理運(yùn)算、飛行姿態(tài)穩(wěn)定控制和任務(wù)控制等功能,，使機(jī)載控制系統(tǒng)根據(jù)控制算法處理結(jié)果輸出四路PWM信號控制電機(jī)轉(zhuǎn)速,，以實(shí)現(xiàn)自動調(diào)節(jié)四旋翼旋轉(zhuǎn)力矩來穩(wěn)定無人機(jī)的飛行姿態(tài)。整個四旋翼無人機(jī)導(dǎo)航控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示,，其主要分為無人機(jī)機(jī)載控制部分和無人機(jī)地面控制部分,。?

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??? 無人機(jī)機(jī)載控制部分主要由控制系統(tǒng)核心模塊、慣性測量單元模塊IMU(Inertial Measurement Unit),、壓力傳感器模塊,、無線部分（無線控制信號接收模塊、無線數(shù)據(jù)傳輸模塊,、全球定位系統(tǒng)模塊,、無線視頻傳輸模塊）,、電機(jī)控制部分（電機(jī)驅(qū)動控制模塊、電機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速測量模塊）以及紅外距離傳感器模塊等組成,?？刂葡到y(tǒng)核心模塊主要由微控制器最小系統(tǒng)和高精密供電電源部分組成。微控制器最小系統(tǒng)由32位微控制器及其相關(guān)附屬電路組成,；精密電源為數(shù)模轉(zhuǎn)換器(A/D),、各種測量傳感器等提供高精度的電源，其目的是為了穩(wěn)定供電電壓,、提高電路的抗干擾能力和減小電壓不穩(wěn)造成的測量誤差,。其系統(tǒng)無線部分由低功耗、低成本的Xbee-PRO無線射頻模塊,、6通道FLY100C控制信號接收模塊和無線視頻傳輸模塊組成,。實(shí)時與地面控制系統(tǒng)交換信息，接收地面控制系統(tǒng)傳輸?shù)娘w行控制指令信號,、向地面控制系統(tǒng)發(fā)送當(dāng)前無人機(jī)實(shí)時飛行和姿態(tài)數(shù)據(jù)等相應(yīng)信息,、發(fā)送機(jī)載的實(shí)時采集視頻信息，以完成指定的飛行控制任務(wù),。?

2.1 慣性測量單元?

??? 采用美國AD公司基于微電子機(jī)械系統(tǒng)(iMEMS)技術(shù)的結(jié)構(gòu)簡單,、體積小、重量輕,、成本低的三個絕對值單軸陀螺傳感器ADXRS613和一個兩軸加速度傳感器ADXL203組成了IMU慣性測量單元,，用于檢測無人機(jī)的角速度變化與角加速度的變化。根據(jù)檢測到的角速度傳感器值和加速度傳感器值,，利用濾波器進(jìn)行積分及補(bǔ)償運(yùn)算估計解算得到姿態(tài)角,，減小單一利用陀螺測量造成的累積誤差，從而使控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)可靠四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)控制,。?

??? 利用陀螺傳感器在測量角速度時具有良好高頻的特性和加速度傳感器在測量角位移時良好低頻的特性,，采用濾波器（互補(bǔ)濾波器、卡爾曼濾波器,、擴(kuò)展卡爾曼濾波器）進(jìn)行積分及補(bǔ)償運(yùn)算估計的方法解算獲得所需的姿態(tài)角,。在無人飛行器實(shí)際控制中，盡可能降低延時對控制系統(tǒng)的影響,。由于互補(bǔ)濾波器容易實(shí)現(xiàn),，且不易引入較大的延時誤差，因此適合于該系統(tǒng)的應(yīng)用,。系統(tǒng)所采用的互補(bǔ)濾波器原理結(jié)構(gòu)圖如圖3所示,。其中F_H(S)代表高通濾波器傳遞函數(shù)，F(xiàn)_L(S)代表低通濾波器傳遞函數(shù)，且滿足F_H(S)+F_L(S)=1,。三個陀螺傳感器中心軸兩兩互相正交安裝,，加速度傳感器XY平面與陀螺傳感器Z軸垂直。?

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2.2 電機(jī)驅(qū)動控制部分?

??? 四旋翼無人機(jī)的飛行運(yùn)動靠機(jī)載控制器輸出的PWM脈寬變化完成,，不同的信號脈寬對應(yīng)于不同的轉(zhuǎn)速,。輸入信號脈寬在一定范圍內(nèi)與無刷直流電機(jī)轉(zhuǎn)速成正比，通用的無刷直流電機(jī)驅(qū)動器可接受伺服驅(qū)動正頻脈寬為1 ms～2 ms,，信號脈寬周期T最大為20 ms，即信號頻率最低為50 Hz,。通用驅(qū)動信號如圖4所示,。?

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??? 由圖4可知，若采用PWM信號發(fā)生器產(chǎn)生控制信號來控制無刷直流電機(jī)驅(qū)動器,，如采用頻率50 Hz的PWM信號控制電機(jī)驅(qū)動器,，則PWM信號占空比可控調(diào)節(jié)范圍為5%~10%，占空比利用率僅為5%,；如升高PWM信號頻率至100 Hz,，則PWM信號占空比可控調(diào)節(jié)范圍變?yōu)?0%~20%，占空比利用率升高至10%,。由此可知升高PWM信號頻率可以增加信號可控調(diào)節(jié)變化范圍,，提高占空比利用率。但通用無刷直流電機(jī)驅(qū)動器可接受的PWM信號頻率最高可為500 Hz,，PWM信號占空比可控調(diào)節(jié)范圍為50%~100%,，占空比利用率最高僅50 %，很大部分范圍內(nèi)的信號是無用信號,，占空比利用效率較低,。?

??? 為提高控制信號占空比的可利用效率，自行研究開發(fā)了一款改進(jìn)型無刷直流電機(jī)驅(qū)動器,，改進(jìn)驅(qū)動信號如圖5所示,。改進(jìn)驅(qū)動控制信號頻率為1 000 Hz，信號占空比可控調(diào)節(jié)范圍為15%~100%,，占空比利用率85%,，從根本上解決了驅(qū)動器信號占空比利用率低的問題，使PWM控制信號范圍擴(kuò)大,，控制步距縮小,，并在微型四旋翼無人機(jī)項目中得到應(yīng)用。?

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??? 另外,，當(dāng)四旋翼無人機(jī)在執(zhí)行空中懸停模式時,，要求其穩(wěn)定地懸停在所要求的空間位置上。但是在實(shí)際環(huán)境中，由于存在著電氣及空氣動力學(xué)等多方面干擾因素的影響,，即使給四翼電機(jī)驅(qū)動器施加相同的控制信號,，四個電機(jī)也不可能以所需求的相應(yīng)速度運(yùn)行。為了克服所存在的問題,，在UAV控制中還對轉(zhuǎn)子速度進(jìn)行測量,。?

3 機(jī)載系統(tǒng)軟件策略與實(shí)現(xiàn)?

??? 該機(jī)載嵌入式系統(tǒng)軟件設(shè)計主要基于嵌入式實(shí)時操作系統(tǒng)μC/OS-II，采用C語言編寫,，模塊化的方法進(jìn)行開發(fā),。嵌入式系統(tǒng)任務(wù)狀態(tài)機(jī)流程圖如圖6所示。?

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??? 信號檢測任務(wù)是為了安全考慮,，只有當(dāng)有效信號被檢測到時才觸發(fā)控制算法事件,，否則程序一直維持在等待狀態(tài)的安全模式。當(dāng)微控制器程序退出安全模式后,，就執(zhí)行主程序事件,，其包括五個狀態(tài)事件。IMU數(shù)據(jù)更新（第一個狀態(tài)事件）,，每間隔15 ms 獲取角位置與角速度信息以及測量轉(zhuǎn)速量,；當(dāng)飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)被獲得后，執(zhí)行控制算法任務(wù)（第二個狀態(tài)事件）,，從而獲得穩(wěn)定飛行器的控制信號量,；之后立即執(zhí)行控制PWM任務(wù)（第三個狀態(tài)事件），使其按照式(4)計算輸出控制PWM給定量,。其中u為油門控制輸入量,，τ_Ψ、τ_θ,、τ_φ分別為偏航,、俯仰、滾動的瞬時控制輸入量,，veli與為第i個電機(jī)的轉(zhuǎn)速量與PWM控制信號輸出量,。?

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??? 每200 ms進(jìn)行一次GPS信息更新(第四個狀態(tài)事件)，其采用中斷方式進(jìn)行,。每210 ms使用無線數(shù)據(jù)傳輸模塊與地面站進(jìn)行一次交換信息（第五個狀態(tài)事件）,，其是服務(wù)優(yōu)先級最低的事件。?

??? 本文對四旋翼無人機(jī)導(dǎo)航控制系統(tǒng)進(jìn)行了概要性闡述,，并進(jìn)一步探討了該系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)及其實(shí)現(xiàn)方案,，其控制系統(tǒng)已在法國HEUDIASYC實(shí)驗室的四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)中得到成功應(yīng)用。實(shí)驗表明,，該導(dǎo)航控制系統(tǒng)抗干擾能力強(qiáng),、數(shù)據(jù)傳輸可靠,、性能穩(wěn)定、功耗較低,，較好地滿足了其設(shè)計要求,。?

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