四軸飛行器控制系統設計

許 震，毛麗民，劉同連，李增增，施 婉

（常熟理工學院 電氣與自動化工程學院，江蘇 常熟 215500）

1 引言

四軸飛行器是一種微型飛行器，利用四個旋翼作為飛行引擎來進行空中飛行.由于尺寸較小、重量較輕、適合攜帶一定的任務載荷，具備自主導航飛行能力.因而在復雜、危險的環境下應用越來越廣泛.

四軸飛行器作為一種飛行穩定、能任意角度靈活移動的飛行器[1]，在沒有外力并且重量分布平均時，四個螺旋槳以同樣的轉速轉動，當螺旋槳向上的拉力大于整機的重量時，四軸飛行器就會向上升；在拉力與重量相等時，四軸飛行器就可以在空中懸停；在四軸的前方受到向下的外力時，前方馬達加快轉速，以抵消外力的影響從而保持水平，同樣其他幾個方向受到外力時四軸也可以通過這種動作保持水平.當需要控制四軸向前飛時，前方的馬達減速，而后方的馬達加速，這樣四軸就會向前傾斜，也相應地向前飛行.同理，其他的飛行姿態也可實現[2].

2 動力學建模[3]

為了獲得四軸飛行器控制系統的數學模型，首先建立兩個基本坐標系：慣性坐標系E（OXYZ）和飛行器坐標系B（oxyz），見圖1，分別定義歐拉角如下：偏航角ψ：Ox在OXY平面的投影與X軸夾角；俯仰角θ：Oz在OXZ平面的投影與Z軸夾角；滾角?：Oy在OYZ平面的投影與Y軸夾角.

在建立上述坐標系的基礎上，在無風低速飛行的情況下，忽略阻力系數，可以得到如下數學模型：

式中l為旋翼中心到坐標系原點的距離，m指液體質量，g指當地的重力加速度，U1為垂直速度控制量，U2為翻滾輸入控制量，U3為俯仰控制量，U4為偏航控制量.

圖1 四旋翼飛行器控制系統的結構模型和歐拉角的定義

3 四軸飛行器控制系統的總體設計

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，具有不穩定和強耦合等特點，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.圖2為控制系統整體設計框架.

四軸飛行器的姿態最終通過調節4個電機的轉速進行調整，飛行控制系統通過各傳感器獲得該飛行器的姿態信息，經過一定的控制算法解算出4個電機的轉速，通過接口發送給電機調速電路，調整4個電機的轉速，以實現對其姿態的控制.

圖2 控制系統整體設計框架

4 四軸飛行器硬件電路設計

本系統采用美國ATMEL公司生產的8位單片機ATmega168[4]作為主控制器，它采用了RISC指令系統CPU，指令的平均執行時間縮短，從而提高了CPU的性能和速度，在嵌入式控制系統中得到了廣泛的應用，擁有USART、SPI等多個外圍接口，且支持程序的ISP在線編程.主控制器通過AD轉換口與慣性測量單元連接，同時也與超聲波傳感器連接，4個數字I/O接口與無線數傳模塊連接[5].

4.1 電機電路設計

控制飛行器飛行姿態或者方向，就需要控制電機的所加PWM波的占空比，通過改變占空比即可控制電機的轉速從而達到控制飛行器目的.此飛行器電機使用的是無刷電機，選擇此種電機主要是因為其具有重量輕、轉速快、工作可靠的特點，正好符合飛行器的工作要求.圖3為直流無刷電機電路.

電動機要正常工作，首先控制器要根據位置傳感器感應到的電機轉子所在位置，依照定子繞組決定開啟（關閉）換流器中功率晶體管的順序，如圖3：P1、P3、P5為上臂功率晶體管，P2、P4、P6為下臂功率晶體管，使電流依次流經電機線圈產生順向（逆向）旋轉磁場，并與轉子的磁鐵相互作用，如此就能使電機順時針/逆時針轉動；當電機轉子轉動到位置傳感器感應出的另一組信號的位置時，控制程序又開啟下一組功率晶體管，如此電機就能依同一方向不停轉動直到控制程序決定要電機轉子停止而關閉功率晶體管；若要電機轉子反向，則功率晶體管開啟順序相反.

圖3 直流無刷電機速度控制電路

4.2 慣性測量電路設計

四軸飛行器具有6個自由度，需要測量3個軸向的旋轉角速度和加速度.目前市場上可獲得的慣性傳感器主要有日本村田公司的ENC03、ADI公司的ADXL系列等、可通過組合分立器件進行3個軸向的測量，但需要軟件上進行校準和溫度補償.本系統采用的是日本村田公司的三個單軸陀螺儀ENC03，應用科氏力原理的角速度傳感器，輸出一個與角速度成正比的模擬電壓信號.電路如圖4所示.

陀螺儀作為一種慣性測量器件，是慣性導航、慣性制導和慣性測量系統的核心部件，廣泛應用于軍事和民用領域[6].如圖4所示為角速度傳感器電路圖，它輸出一個與角速度成正比的微弱的電壓信號，經過運算放大器LM358放大后接到單片機的A/D口經AD采樣轉換成對應的數字信號.

圖4 加速度傳感器與陀螺儀檢測電路

4.3 超聲波傳感器

高度傳感器用于測量飛行器距離地面的高度，一般有紅外測距和超聲波測距兩種方式.由于紅外測距傳感器的測量距離較小，而四軸飛行器飛行到一定高度后紅外測距傳感器將會失效.相對于紅外測距傳感器，超聲波傳感器的測量范圍較大，工作穩定，但因其需要發送和接收超聲波，所以最小測量距離受到限制，在此本系統采用的是URM37超聲波測距傳感器，如圖5所示，它具有兩個探頭，分別用于發送與接收超聲波，最小測量距離等性能得到了很大的改善，滿足本設計的要求.

圖5 超聲波電路

4.4 無線發射接收電路設計

無線發射接收電路用于接收地面控制臺的指令，本系統采用的WFR06S射頻模塊見圖6，工作于2.4 GH頻段，分辨率高、響應快，可輸出高可靠的脈寬調制信號，該電路功耗非常低，工作電壓在4.8 V～6 V，重量輕，體積小.

5 系統軟件設計

5.1 總體設計環節

四軸飛行器總體設計流程如圖7所示.

系統上電后首先對時鐘和端口進行初始化，接著對無線發射接收電路進行校準，然后飛行器將會采集無線指令，并由陀螺儀檢測飛行姿態，控制器結合無線指令與飛行姿態計算出相應的控制信號，通過I2C端口發送給各個電調，由電調將控制器的信號轉換并加在相應的電機上，由四個電機以相應的轉速形式實現指令，之后重新回到判斷指令狀態.此外，在控制周期中加入電池電壓檢測，飛行過程中若電池電壓過低，則進行報警并強制四軸飛行器降落.

圖6 無線發射和接收電路

5.2 PID控制[7]

飛行器的平衡檢測由陀螺儀傳感器完成，單片機通過A/D口采集陀螺儀輸出的傾角數據，而數據處理主要使用PID算法，PID算法是一種比例控制、積分控制和微分控制的綜合算法，它將陀螺儀測量的傾斜角轉化為合適的電機信號以控制飛行器平衡，所以選擇合適的PID參數對本系統有著至關重要的作用.本系統PID參數主要是根據動力學建模得到基本的參數，然后觀察實際效果，根據各控制器的控制作用調整相應的參數，最終得到一組合適的參數.選擇合適的PID參數，可以將采集到的數字信號做及時有效的處理，通過控制電機的轉速，使飛行器盡可能地保持在平穩狀態，圖8即為采用PID算法的控制結構圖，圖中n為電機轉速.

圖7 總體流程圖

圖8 PID控制系統原理圖

6 仿真與調試

為了驗證所設計的四軸飛行器控制系統的可行性，在完成相關硬件設計的基礎上，進行了相關的實驗，圖 9的（a）-（d）圖顯示了四軸飛行器的飛行過程.由實驗結果可以看出，本設計是可行的.

7 結論

本文對四軸飛行器進行了動力學建模，并在該基礎上設計了PID控制器，控制系統的應用驗證了PID控制的有效性.飛行試驗表明，PID控制器可以控制四軸飛行器穩定地完成各種飛行姿態.四軸飛行器飛行穩定、任意角度飛行靈活，因此該設計有著十分廣闊的實用價值和商業前景.

圖9 采用PID控制的四軸飛行器的各飛行過程圖

[1]Mian A,Wang Daobo.Nonlinear flight control strategy for an underactuated quadrotor aerial robot[J].IEEE AQTR,2008(1):8-16.

[2]周權，黃向華.四旋翼微型飛行平臺姿態穩定控制試驗研究[J].傳感器與微系統，2009，28（5）：72-79.

[3]楊慶華，宋召青.四旋翼飛行器的建模控制與仿真[J].海軍工程學院學報，2009，24（5）：499-502.

[4]江志紅.AVR單片機系統開發與設計[M].北京：北京航空航天大學出版社，2010.

[5]劉剛，彭榮群.Protel DXP 2004 SP2原理與PCB設計[M].北京：電子工業出版社，2007：283-320.

[6]張天光.捷聯慣性導航技術[M].北京：國防工業出版社，2007.

[7]Salih A L.Modelling and PID controller design for a quadrotor unmanned air vehic le[J].IEEE AQTR,2010,39(5):697-699.