基于AVR單片機(jī)的四旋翼飛行器的設(shè)計

曹魯成 何晉 李珂 蘇穎 晉春杰

摘要：四旋翼飛行器具有機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單、成本低、事故率低、重量輕等優(yōu)點，因此應(yīng)用前景廣泛。文章以Arduin。Mega2560單片機(jī)為核心控制器設(shè)計一架小型四旋翼飛行器。首先，通過主控制器、慣性測量單元、遙控通信模塊、電源與驅(qū)動模塊完成系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計。其次，采用卡爾曼濾波來消除干擾，以及利用四元數(shù)算法解算出飛行姿態(tài)角控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速，并通過雙閉環(huán)串級PID控制來調(diào)節(jié)飛行器的平衡性。最后采用C語言編寫控制程序，軟硬件聯(lián)機(jī)調(diào)試并進(jìn)行實地飛行測試。測試結(jié)果證明，四旋翼飛行器可以很好地平穩(wěn)起飛，并且可以完成自穩(wěn)、懸停等運作，達(dá)到了設(shè)計目的。

關(guān)鍵詞：四旋翼飛行器;AVR單片機(jī);飛行器設(shè)計;PID參數(shù)設(shè)置;慣性測量單元;飛行測試

中圖分類號：TN911-34;TD368.2

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1004-373X（ 2019） 24-0108-04

0 引言

四旋翼飛行器是一個多功能性的工作系統(tǒng)，在無人機(jī)中具有滯空時間長、便攜性好、飛行平穩(wěn)的優(yōu)點。它的用法多種多樣，無論是在軍用還是民用，四旋翼都體現(xiàn)出了其他飛行器無法比擬的優(yōu)點，被社會各行各業(yè)所認(rèn)可，因此四旋翼的利用價值非常高。

四旋翼飛行器的研究可以追溯到20世紀(jì)初，然而當(dāng)時由于機(jī)械結(jié)構(gòu)和控制技術(shù)的掣肘，四旋翼飛行器的發(fā)展相當(dāng)緩慢。近年來隨著微控制技術(shù)、信息技術(shù)、傳感技術(shù)的突破，四旋翼飛行器進(jìn)入快速發(fā)展的階段。國外很多著名的高校和實驗室都開發(fā)出了不同的四旋翼飛行器和控制算法，比如賓夕法尼亞大學(xué)Vijay和他的團(tuán)隊開發(fā)出的微型四旋翼飛行器采用視覺信息測量姿態(tài)融合慣性測量元件，可在復(fù)雜的三維環(huán)境中實現(xiàn)進(jìn)行巡航[1]。

國內(nèi)對四旋翼飛行器的研究正處于方興未艾的階段，和國外相比還有一段不小的距離，但我國已在飛行器上取得過許多良好的成績，無論是在四旋翼飛行器的控制算法上還是在現(xiàn)實應(yīng)用中都取得了斐然的成績。目前國網(wǎng)供電公司在多省運用無人機(jī)搭載激光雷達(dá)進(jìn)行輸電線路巡檢工作。

1 四旋翼飛行器的硬件設(shè)計

四旋翼飛行器核心部分是飛行控制系統(tǒng)，四旋翼的所有飛行動作都是在飛行控制系統(tǒng)的指令下完成的，是四旋翼的大腦。四旋翼的一套完整控制系統(tǒng)應(yīng)由主控芯片、遙控通信模塊、慣性測量模塊、電源模塊和驅(qū)動模塊組成[2]。四旋翼的整體結(jié)構(gòu)框架如圖1所示。

2 四旋翼飛行器控制器的設(shè)計

2.1 四旋翼姿態(tài)解算

四旋翼的姿態(tài)解算算法實質(zhì)是坐標(biāo)系轉(zhuǎn)化問題，就是如何將飛行器載體坐標(biāo)系轉(zhuǎn)化為地理坐標(biāo)系的問題[3]。式（1）中的α是坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)的角度，3個余弦分量則是代表在坐標(biāo)系中3個軸上的分量。

從式（2）中可以看出，利用簡單的四則運算就可以轉(zhuǎn)化成歐拉角，與單純的歐拉角計算相比，減少了復(fù)雜多次的三角函數(shù)換算，從計算量上來看簡單很多。

2.2 四元數(shù)運算流程

四元數(shù)的運算流程也是模數(shù)轉(zhuǎn)化的過程，首先把慣性測量單元模塊里取加速度計中沿x，y，z坐標(biāo)軸的16位的數(shù)值，并分別轉(zhuǎn)化為單位為g的沿x，y，z坐標(biāo)軸的矢量力accx，accy，accz，從陀螺儀中讀取3個ADC值，并且將讀取的這3個值轉(zhuǎn)換為單位為度秒的繞3個軸的角速率陀螺儀Wx，Wy，Wz。向量之間的誤差計算是在載體坐標(biāo)系上進(jìn)行的，而速度傳感器的積分誤差同樣也在機(jī)體坐標(biāo)系上的，向量誤差的大小與速度傳感器的積分誤差成正比，它們之間存在一個比例系數(shù)，因此可以用加速度計來標(biāo)定速度傳感器積分。同樣對誤差進(jìn)行積分，實際也是進(jìn)行了一次比例控制，將誤差比例后補(bǔ)償?shù)剿俣葌鞲衅魃希@樣可以得到速度傳感器3個更新后的值Wxint，Wyirit，Wzint，也就是補(bǔ)償零點漂移，速度傳感器3個修正后的值Wxint，Wyint，Wzint用于更新四元數(shù)。把上面得到的四元數(shù)規(guī)范化后，就完成了一次運算，然后將此四元數(shù)重新遞歸到開頭。

2.3 卡爾曼濾波及數(shù)據(jù)融合

四旋翼飛行器從慣性測量單元采集姿態(tài)數(shù)據(jù)質(zhì)量對系統(tǒng)的穩(wěn)定性影響很大，而姿態(tài)傳感器易受到來自外界的干擾，故需要對擾動較大姿態(tài)數(shù)據(jù)先進(jìn)行濾波處理。卡爾曼濾波算法可以預(yù)測處于許多干擾數(shù)據(jù)中的系統(tǒng)下一時刻的系統(tǒng)的動態(tài)。卡爾曼濾波算法和編程都相對簡單，能實時更新預(yù)處理數(shù)據(jù)，因而本文采用卡爾曼濾波算法對采集到的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)測處理，以得到校準(zhǔn)后的飛行的姿態(tài)角嗍。為了整合四旋翼的每個傳感器獲取的信息，以及減少加速度和陀螺儀傳感器受到外界的干擾，所以需要根據(jù)每一個傳感器的特點，組合使用傳感器，來彌補(bǔ)由于傳感器單一性造成采集信息的片面性。

本文采用陀螺儀和加速度計互補(bǔ)的方法，即用陀螺儀采集數(shù)據(jù)來修正加速度計傳感器采集到的數(shù)據(jù)誤差，類似閉環(huán)控制，再把加速度計采集到的姿態(tài)信息進(jìn)行加權(quán)處理，再反饋給陀螺儀，用來修正陀螺儀存在的偏差。

2.4 雙閉環(huán)串級PID控制

簡單的PID控制無法適應(yīng)如此復(fù)雜的飛行環(huán)境，因此本文采用雙閉環(huán)串級PID控制，外環(huán)采用飛行姿態(tài)角PID控制，在內(nèi)環(huán)采用角速度PID控制[5]。

與傳統(tǒng)的PID相比，雙閉環(huán)串級PID的抗干擾能力更強(qiáng)，控制系統(tǒng)性能也更加穩(wěn)定。四旋翼飛行器雙閉環(huán)串級PID控制框圖如圖3所示。

2.5 軟件流程

本文選擇基于開源平臺的Arduino Mega 2560最小系統(tǒng)板作為四旋翼的主控制器，通過Arduino IDE進(jìn)行軟件編程與開發(fā)，主程序設(shè)計流程圖如圖4所示，中斷包括SPI中斷、串口中斷、定時器中斷、遙控通信中斷。定時器中斷使用定時器完成10 ms中斷，并且要在中斷函數(shù)中完成飛行姿態(tài)傳感器的采樣、算法融合、PID控制器運算與實現(xiàn)電機(jī)輸出和數(shù)據(jù)通信等功能[6]。其工作流程圖如圖5所示。

3 四旋翼飛行器飛行實驗及結(jié)果分析

3.1 上位機(jī)軟件

APM飛控的參數(shù)調(diào)試工作、四旋翼飛行數(shù)據(jù)的采集、四旋翼飛行狀態(tài)的監(jiān)控、飛行模式的調(diào)整都離不開上位機(jī)軟件Mission Planner[7]。安裝完成后打開界面如圖6所示。

3.2 PID參數(shù)設(shè)置

PID參數(shù)的調(diào)試對四旋翼的飛行有著舉足輕重的作用，如果PID參數(shù)調(diào)整過大或過小都會對四旋翼產(chǎn)生較大影響，甚至導(dǎo)致四旋翼左右搖擺無法起飛[8]。在對加速度計、羅盤校準(zhǔn)后，開始對PID參數(shù)進(jìn)行整定，為了保證PID參數(shù)的準(zhǔn)確性和操作的安全性，此次調(diào)試在“烤機(jī)”情況下進(jìn)行[9]。“烤機(jī)”調(diào)試示意圖如圖7所示。

上述過程都是在上位機(jī)操作下完成的，上位機(jī)軟件可以將修正后的PID參數(shù)燒錄到飛行控制板中，可以進(jìn)一步提高四旋翼的抗干擾能力㈣。

3.3 校準(zhǔn)后的PID數(shù)據(jù)分析

通過翻滾機(jī)身，在上位機(jī)軟件的模擬飛行界面中可以看到滾轉(zhuǎn)角和俯仰角的動態(tài)曲線圖的變化。當(dāng)四旋翼受到擾動時，Mission Planner就可以檢測到飛行器當(dāng)前的歐拉角的信息。

四旋翼歐拉角曲線圖如圖8所示。圖中，綠色曲線為偏航角，紅色曲線為滾轉(zhuǎn)角，在對四旋翼施加一個外界擾動后可以看到曲線的波動，但是可以看到四旋翼很快又趨于原來的穩(wěn)定狀態(tài)。

3.4 實地飛行測試

為了測試四旋翼飛行器的自穩(wěn)特性，本文選擇室外空曠草地進(jìn)行試飛工作，試驗地點選在校醫(yī)院旁空曠草地上，試驗當(dāng)天微風(fēng)。給四旋翼上電后，逐漸調(diào)整飛行器為自穩(wěn)模式，該模式飛行器可以自我調(diào)整平衡，并測試飛行器的定高懸停模式。最后得出結(jié)論，本文設(shè)計的飛行器能穩(wěn)定起飛，并在風(fēng)力的干擾下可以自穩(wěn)[11]，如圖9所示。

3.5 實驗結(jié)果分析

由于風(fēng)力不穩(wěn)定，因此外界干擾是動態(tài)的，這樣可以更好地反應(yīng)出四旋翼的平衡性能。圖10展現(xiàn)了本次飛行試驗四旋翼局部姿態(tài)角變化曲線圖。從圖上來看，前3 min是四旋翼準(zhǔn)備起飛階段，由于風(fēng)力的干擾，四旋翼的抖動很大;4-5 min時間段是四旋翼在定點懸停模式，曲線波動很小，證明飛行器的抗干擾能力強(qiáng)。

4 結(jié)語

本文的任務(wù)是設(shè)計一架能夠成功平穩(wěn)的起飛，并且可以實現(xiàn)飛行器自穩(wěn)、懸停、返航等功能的四旋翼飛行器。因為控制算法的實現(xiàn)尤為重要，從慣性測量元件中提取加速度與角速度，利用四元數(shù)法解算出初步的歐拉角，再利用卡爾曼濾波及融合算法對解算后的歐拉角進(jìn)行濾波和融合，消除外界因素對慣性測量元件的影響，得到正確的飛行姿態(tài)角（歐拉角），同時配合雙閉環(huán)串級PID控制算法對四旋翼飛行器進(jìn)行控制。最后利用上位機(jī)軟件進(jìn)行聯(lián)機(jī)調(diào)試。經(jīng)戶外實地飛行測試證明，四旋翼可以很好地平穩(wěn)起飛，并且可以完成自穩(wěn)，懸停等動作，達(dá)到了設(shè)計的目的。

注：本文通訊作者為何晉。

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作者簡介：曹魯成（1993-），男，回族，山東菏澤人，碩士研究生，主要研究領(lǐng)域為計算機(jī)控制與仿真。

何晉（1965-），男，四川綿陽人，博士，教授，主要研究領(lǐng)域為控制理論與控制工程。

李珂（1994-），男，陜西成陽人，碩士研究生，主要研究領(lǐng)域為控制工程。