四旋翼無人機控制系統設計與實現

楊則允 李猛 張全

摘 要：四旋翼無人機是一種結構簡單、操作靈活的垂直起降無人機。首先分析了四旋翼無人機的基本運動原理，然后以APM飛控計算機為核心，結合GPS定位芯片、陀螺儀、加速度計、航向計、無線數據電臺等裝置，進行了微型四旋翼無人機的系統集成。分析了包括位置回路和姿態回路的雙閉環控制結構的四旋翼無人機的控制邏輯與控制規律。在進行傳感器標定、參數整定等工作的基礎上，對無人機進行了綜合調試。最終實現了無人機的穩定可靠飛行，具有良好的姿態控制、軌跡控制能力，各項性能指標符合設計要求。

關鍵詞：四旋翼無人機；PID控制；飛行控制；姿態控制；軌跡控制

中圖分類號：V279 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）34-0105-03

Abstract： The four-rotor unmanned aerial vehicle（UAV） is a kind of vertical take-off and landing UAV with simple structure and flexible operation. In this paper， the basic principle of motion of the four-rotor UAV is analyzed， then the APM flight control computer is used as the core， and the GPS positioning chip， gyroscope， accelerometer， heading meter， wireless data radio and other devices are combined. The system integration of micro quad-rotor unmanned aerial vehicle （UAV） is carried out. The control logic and control law of the four-rotor unmanned aerial vehicle （UAV） with double closed-loop control structure including position loop and attitude loop are analyzed. On the basis of sensor calibration and parameter tuning， the UAV is comprehensively debugged. Finally， the UAV can fly stably and reliably， and it has good attitude control and trajectory control ability， and all the performance indexes meet the requirements of design.

Keywords： four rotor UAV； PID control； flight control； attitude control； trajectory control

1 概述

四旋翼無人機是一種非共軸、多旋翼式無人機，改變四個旋翼產生的升力大小就可以實現姿態穩定及飛行控制，其結構簡單，體積較小，且飛行平穩、隱蔽性好，可用于救援搜索、偵查監控、探查航拍等任務，具有重要的研究價值和廣闊的應用前景[1]。

四旋翼無人機的設計研制是集諸多學科于一體的綜合科學技術問題，涵蓋了結構設計、動力與能源控制、導航通信、微機電、傳感器等專業技術領域[2]。四旋翼無人機是一個高度非線性，多變量的欠驅動系統，用四個輸入量控制六個自由度輸出，因此它的輸出量之間具有高度耦合的特性，任意一個旋翼轉速的改變將至少影響三個自由度的改變。這給四旋翼無人機的控制系統設計帶來許多困難[3，4]。

2 控制系統設計實現

2.1 飛行原理

四旋翼無人機采用剛性的十字形機架，機架末端各有一個獨立的電機驅動系統，圖1中，一對電機順時針轉動，另一對電機逆時針轉動，以平衡其對機身的反扭矩，改變某一個旋翼的速度，飛行器會產生相應的運動。四旋翼無人機在空間中具備的四種基本運動狀態。

2.1.1 垂向飛行

同時增加四個電機的輸出功率，旋翼轉速增加，總升力增大，無人機便垂直上升；反之，同時減小四個電機的輸出功率，則無人機則垂直下降，實現了沿z軸的垂直運動。當旋翼產生的升力等于無人機的自重時，無人機便保持懸停狀態。保證四個旋翼轉速同步增加或減小是垂直運動的關鍵。

2.1.2 橫向或縱向飛行

實現無人機在水平面內橫向、縱向的運動，必須在水平面內對無人機施加一定的力。由于結構對稱，所以橫向飛行的工作原理與縱向運動完全一樣。

在圖1中，增加電機3轉速，使升力增大，相應減小電機1轉速，使升力減小，同時保持其它兩個電機轉速不變，反扭矩仍然保持平衡。無人機首先發生一定程度的傾斜，從而使旋翼升力產生水平分量，因此可以實現無人機的前飛運動。

2.1.3 偏航轉動

偏航運動是借助旋翼產生的反扭矩來實現。旋翼轉動過程中由于空氣阻力作用會形成與轉動方向相反的扭矩，反扭矩的大小與旋翼轉速有關，當四個電機轉速相同時，四個旋翼產生的反扭矩相互平衡，四旋翼無人機不發生轉動；當四個電機轉速不完全相同時，不平衡的反扭矩會引起四旋翼無人機轉動。

2.2 系統構成

四旋翼無人機采用十字形機身，以嵌入式控制器作為飛控系統的核心，以直流電機作為旋翼驅動裝置，同時包括GPS、陀螺、加速度計、航向計等必要的傳感器。無人機飛行控制系統總體由電源模塊、機載飛控模塊、電機驅動模塊、通信模塊和導航模塊五個部分組成，如圖2所示。五個組成部分相互協作，共同作用，實現無人機的飛行與控制。

2.2.1 APM飛行控制模塊

APM控制器是一個開源的飛控系統，能夠支持固定翼無人機，3軸，4軸，6軸無人機，主要結構包括飛控主芯片Atmega1280/2560，PPM解碼芯片Atmega168/328負責監視模式通道的pwm信號監測，以便在手動模式和其他模式之間進行切換。同時APM飛控機可擴展接入無線電臺、GPS導航儀，帶有I2C總線接口。

2.2.2 電機驅動模塊

選用直流電機作為旋翼驅動電機，通過調整電機轉速而改變旋翼升力。直流電機型號為新西達a2212-13 KV980，外形尺寸27.8*27mm，重量48g，輸出軸徑3mm，額定參數11V，13.1A，7630r/m，推力780g。

2.2.3 通信接收器

對本無人機設計采用兩種無線通訊模式，分別是使用遙控器控制和使用數傳電臺進行遙控遙測。地面測控系統在上位機中使用APM 任務規劃器監控無人機。

2.2.4 導航模塊

四旋翼無人機的導航模塊包括GPS、磁航向計、慣性測量單元。慣性測量單元指陀螺儀和三軸加速度計，可配合三軸磁力計或GPS測得方向數據進行校正，計算出飛機姿態。APM集成的慣性測量系統為六軸數字傳感器MPU6000、磁航向計為霍尼韋爾的HMC5843/5883，空速計為MPXV7002模塊空速計，GPS導航模塊選用Lea-6h，測量飛機當前的經緯度，高度，地速等信息。

2.3 軟件實現

采用APM任務規劃器作為上位機軟件，可以使用Google Maps進行即點即得的航點輸入，能夠從下拉菜單中選擇任務指令，下載任務日志文件并分析，配置機載的APM控制器。

APM飛控軟件采用Arduino語言，提供包括十字形、X型四旋翼機在內的多種機型的控制程序，通過上位機軟件APM mission planner將對應的程序按自己的需求進行修改，然后導入飛控計算機。

四旋翼無人機的控制系統包括位置控制回路和姿態控制回路。位置回路控制通過飛機的當前位置坐標與給定位置坐標的偏差，經過PID控制律結算得到飛機期望的俯仰角、油門和橫滾角，作為姿態回路的給定輸入。姿態控制依據給定的俯仰角、油門、橫滾角，結合飛機當前的姿態結算出合適的電機控制量，使飛機保持期望的飛行姿態。

四旋翼飛機在搭載apm控制系統后，通過數傳模塊與地面站連接，并可以對各傳感器參數進行校準、PID參數整定，以及給無人機設定飛行任務。

3 調試與飛行試驗

由于APM飛控計算機集成了許多種機型，以及自穩定、定高、定點等多種控制模式。在不同模式下所使用的控制結構雖然相同，但選用的PID參數值是不同的，因此需整定控制器參數，才能使無人機達到良好的控制效果[5]。

3.1 控制參數設計

3.1.1 傳感器校準

在系統調試過程中，首先對無人機的各種傳感器進行校準標定，在APM任務規劃器之中，可直接通過界面設置修改參數，完成加速度計，陀螺儀，電子調速器，遙控器等裝置的校準標定工作。

3.1.2 遙控器與電子調速器校準

在控制四旋翼無人機時，需使用遙控器的固定翼飛行模式，需要使用到其中的7個數據通道，分別定義如下：

通道1：低=滾轉向左，高=滾轉向右。

通道2：低=俯仰向前，高=俯仰向后。

通道3：低=油門減，高=油門加。

通道4：低=航向向左，高=航向向右。

通道5：飛行模式控制。

通道6：飛行中調試。

通道7：控制輔助功能。

3.1.3 參數整定

位置控制回路中，RATE_RLL_P和RATE_PIT_P分別是x軸和y軸的比例系數，默認值是0.14。根據飛機重量和動力的不同，這兩個參數將會發生一些變化。在調試過程中，飛機劇烈震蕩，降低這兩個比例系數將會有非常明顯的效果，但如果比例系數過小，會使得響應過程變的十分緩慢。兩個閉環回路中的積分時間初始設置為0。積分環節可以用于降低飛行控制系統的穩態誤差。微分時間RATE_RLL_D和RATE_PIT_D的初始值為0.0025，微分環節可減小系統超調量，提升響應速度。

3.2 飛行驗證

四旋翼無人機安裝完成以后，經過傳感器標定、參數調整及多次調試以后，進行了多種模式下的飛行測試。

3.2.1 遙控器控制

使用遙控器來控制無人機進行實際飛行，通過上位機軟件，可以看到無人機的實時狀態，以及遙控器的輸入與電機輸出的對應狀態。

3.2.2 地面站控制

在不使用遙控器的情況下，可以利用地面站實現無人機的飛行控制。在這種情況下需要通過地面站測控軟件預先設定飛行任務。通過無線數傳電臺在四旋翼無人機與地面站之間建立數據鏈路。APM任務規劃器可顯示飛機的姿態、高度、對地速度、對空速度、遙控輸入量、傳感器實時狀態等信息。

4 結束語

四旋翼無人機在軍事和民用方面都有廣闊的應用前景。本文首先分析了四旋翼無人機飛行原理和運動狀態，然后進行了以APM飛控機為核心的四旋翼控制系統集成設計，以及參數整定和調試工作。包括硬件系統選型，控制邏輯與控制律分析設計，控制軟件的實現與調試，傳感器標定，控制參數整定等內容，最后通過實際的飛行測試對四旋翼無人機的性能進行了驗證。

參考文獻：

[1]周建軍，陳趨，崔麥金.無人機的發展及其軍事應用[J].航空科學技術，2003，1：38-40.

[2]陳巍.無人機飛行控制系統設計與研究[D].南京：南京航空航天大學，2004.

[3]程廣明.四旋翼無人機的建模與飛行控制研究[D].哈爾濱：哈爾濱理工大學.

[4]劉偉.四旋翼無人飛行器設計與實驗研究[D].哈爾濱：哈爾濱工程大學，2011.

[5]康日暉，馬 ，賈華宇.自適應粒子群在四旋翼PID參數優化中的應用[J].2018，35（3）：29-33.