多旋翼飛行器軟硬件系統設計與實現

有德義

1.德州職業技術學院

2.沈陽理工大學

針對旋翼無人機姿態不穩定等問題，分析旋翼飛行器的結構特點、姿態解算及其飛行控制原理，提出一種以國產STC處理器為核心的飛控技術方案，給出系統方案框圖以及硬件電路設計和軟件設計方案，硬件電路包括：系統電源模塊電路、處理器模塊電路、姿態檢測電路、電機驅動電路、超聲波測距和紅外接收模塊等，給出硬件電路原理圖。軟件通過采集陀螺儀加速度計等傳感器的姿態信息并就行數據融合估算出旋翼無人機當前的姿態，給出旋翼飛行器定高程序、避障程序、采用兩級PID閉環串聯控制方式。通過飛行硬件電路設計和測試實驗表明，該飛行器實現穩定懸停定高飛行和避障功能，同時算法能夠很好的對飛行器姿態控制，該系統對于國產無人機飛控的發展具有重要意義。

旋翼飛行器利用空氣動力來抵消自身的重量，能夠實現自主飛行或者遙控飛行；隨著科學技術的不斷提高和人工智能的不斷發展，飛行器在民用方面和軍事領域的應用愈發豐富。旋翼飛行器具有控制特性簡單、飛控穩定和帶負載能力強等優點。小體積機型之間的差異和干擾的存在，飛機容易受到氣流等外界環境的影響，因此對無人機控制提出了更高的要求。為了能夠快速的響應和穩定性，需要做適應性調整。

飛行原理

為對旋翼飛行器的控制問題進行研究，首先建立旋翼飛行器的系統模型。飛行器的飛行原理如圖1所示。具有4個旋翼，兩個順時針旋轉、兩個逆時針旋轉的電機抵消飛行器扭矩。電機帶動槳葉產生向上的升力，當升力大于自身的重力時飛行器可以上升。

圖1 飛行原理圖。

旋翼飛行器的飛行姿態、飛行狀態和運動形式可以通過調整四個電機的轉速來進行改變。當4個電機轉速相同，產生的升力相同時，飛機處于懸?；蛏舷聞蛩龠\動狀態；當2號電機和4號電 機產生的升力相同，1號電機產生的升力大于3號電機時，飛機處于俯仰運動狀態；當1號電機和3號電機產生的升力相同，2號電機和4號電機產生的升力不等時，飛機處于滾動運動狀態；當對角線電機產生的升力相等，非對角線電機產生的升力不等時，飛機處于偏航狀態。

系統方案設計

飛行控制系統采用晶弘科技IAP15系列處理器的IAP15W4K58S4作為整個系統的控制核心，首先將有加速度計、陀螺儀和磁力計檢測當的當前無人機的姿態信號傳輸給處理器，然后處理器進行信號處理估計飛行器當前姿態和位置，進而采用一定的控制算法對飛行器進行控制。數字式的輸出量直接轉換成輸出由處理器處理，姿態和位置信息輸入減少模數轉換功能，降低處理器的運算力，減少工作量，提高處理器的效率。處理器輸出不同占空比的信號，該信號通過調制器產生多種PWM波形，以此改變四個電機轉速來調整飛行姿態和升降功能。

旋翼飛行器的高度可以通過超聲波測距模塊利來調整，用超聲波的反射特性來測量飛行器距地面的距離。紅外避障模塊采用紅外光電檢測的原理，當檢測到障礙物時，處理器通過子程序和相應算法來響應以避開障礙物。電源模塊則由高效能鋰電池供電，通過電流計和電調電路變換成MCU和電機所需要的電壓信號。遙控接收模塊能夠實現遙控器和飛行器的實時通信，保證飛行器的飛行路徑和飛行高度。系統框圖如圖2所示。

圖2 系統方案框圖。

圖3 電源系統設計。

系統電源模塊設計

飛行器的主要能量來源是高效能的鋰電池，采用高聚合物鋰電池能夠滿足電路的需要，通過相應的降壓電路來實現飛控的供電。本設計采用電調輸出5V電壓，然后采用降壓電路來實現飛控的穩定電壓。

電源模塊為旋翼自主飛行器提供了電源和電機驅動，其必須具有高電壓和高電流。用高能量密度的輸入電流持續的鋰電池，其電壓為11.2V，足以提供驅動電機的電壓和電流。電子調速器可以直接從3S鋰電池獲得電源供應，而微控制器和其他傳感器既可以單獨供電、也可以通過電子調速器降壓模塊獲取電壓，電源冗余設計能夠保證動力持續提供，電壓穩定滿足飛控的需求。

處理器模塊設計

采用控制器是一個8位處理器，具有快速的計算速度和豐富的片上資源，可以處理復雜的任務，滿足旋翼飛行器的實時處理。高速10位A/D轉換器滿足信號處理功能，外設資源非常豐富，便于飛控擴展。PWM波可以輸出多通道獨立占空比，具有可以擴展的外圍電路，設備支持UART、I C2CH等串行通信，采用引腳復用功能，節省硬件資源，具有超低功耗，不需要EEPROM。它可以存儲更大的程序段，可以方便地控制電機并進行浮點運算。

姿態檢測電路設計

采用先進的MPU9250傳感器，免去組合陀螺儀和加速度計時間軸之間的問題，連接三軸磁力計可以提供完整的9軸運動融合輸出，采用集成陀螺儀和加速度傳感器的MPU9250傳感器模塊。輸出 16 位的數字量；串口總線接口和處理器進行數據融合，傳輸速率高達0.4MHz/s。同時該陀螺儀的角速度測量范圍較高，具有良好動態響應特性。

電機驅動模塊

飛行器的動力由4個無刷電機提供，通過控制轉速實現飛機的各種機動。考慮到設計的低成本特性和設計驗證機的目的，采用了低成本的無刷直流電機。當使用直流電動機時，需要在電機的兩個端子上加載電壓。電壓的高低直接影響電機的轉速。關系如下：

圖4 處理器模塊電路圖。

圖5 姿態檢測模塊電路圖。

式中：U為加載在電動機兩端的直流電壓；I為直流電動機的工作電流；R是直流電動機線圈的等效內阻；是常數，與電機本身的結構參數有關；φ是每極總磁通。

PWM輸出方法是以處理器的I/O口作為PWM的輸出端來實現。輸出信號PWM波用于控制晶體管的導通控制電機的速度。當頻率足夠高時，電機繞組是具有存儲能量的感性負載，并且對PWM輸出的高低電平起到平緩的作用。

圖6 超聲波測距模塊。

超聲波測距模塊

超聲波測距要求地面附近控制某一飛行的高度，當超聲波到達物體表面時可以被接收器反射，超聲波測距模塊采用集發射和接收于一體的超聲波模塊。該模塊性能穩定測距準確，可與國外SRF05和SRF02超聲波測距模塊進行比較。該模塊精度高，測量距離2cm～450cm，適用于近地測距。

紅外避障模塊

飛行器可以通過紅外傳感器自主探測障礙物，當前方有障礙物時，飛行器減速或者偏航運動而轉向以避開障礙物。通過執行中斷服務程序中實現實時避障，使微處理器更高效地工作。通過鏡頭該紅外傳感器可以檢測大約80cm遠的障礙物，通過根據需要調整尾部電位器旋鈕，可以設定傳感器檢測到的距離。它可以觸發中斷，然后進入中斷服務子程序，以完成當線路連接到外部中斷觸發端口時的避障功能。

圖7 主程序圖。

飛行器平臺的軟件系統設計

軟件總體設計

飛行器平臺軟件設計的總體目的是協調各模塊的正常工作，使旋翼自主飛行器能夠按照既定的方案穩定飛行。被控制的飛行器是六自由度和四輸入的欠驅動系統，因此控制量之間存在耦合關系，飛行控制算法必須能夠穩定有效地控制六個自由度和四個控制量。利用經典多級PID控制算法，期望姿態變化轉化為控制器輸出PWM波占空比的變化來控制電機轉速。通過控制電機的加速或減速，保持飛機的平衡和各種姿態變換和運動形式。

旋翼飛行器定高程序

用超聲波測量旋翼自主飛行器的高度。當超聲波被發送時，計時器開始計時；當超聲波停止時，飛行的高度可以通過定時器時間和超聲波傳輸的速度來測量。流程圖如圖4.3所示。

圖8 超聲波定高流程圖。

旋翼無人機避障程序

紅外收發器功能是通過紅外收發器檢測障礙物。檢測到障礙物，模塊輸出端口輸出低電平。輸出端口與處理器的外部中斷觸發器連接。檢測到障礙物時，觸發中斷進入中斷服務子程序，增加飛機前進方向前側電機的速度。減小后側的電機速度，實現向后避障，然后通過偏航運動改變飛行方向。程序框圖如圖8所示。

圖9 紅外避障流程圖。

飛行器姿態控制通過定時器0中斷，每隔一個中斷周期（6ms）就檢查和調整飛行姿態檢測并計算：中斷后，首先保護現場，然后判斷飛機是否失去聯系，若失去聯系則出發失控保護，緩慢下降俯仰翻滾方向歸中；若沒有失聯，則對加速度傳感器和陀螺儀的平均值進行濾波，然后計算每個軸的傾角。對濾波后的測量值使用卡爾曼濾波器，融合相應軸的傾角，使加速度傳感器和陀螺儀的偏差濾除，以獲得更精確的傾角值，然后通過四元數結算后加載到相應PWM模塊。根據偏差，計算出傾斜軸的兩個電機應該輸入傾斜角的PWM波形。

圖10 PID控制系統框圖。

姿態控制流程圖

飛行器采用內外環控制。外環控制器為內環控制器提供指令，即把飛行器水平位置通道控制器的輸出作為姿態控制系統的參考值。內環期望姿態和當前測量姿態信息經過姿態控制產生姿態角誤差，期望軌跡和當前飛行器測量的位置信息經位置PID控制器計算得到飛行器升力控制量和期望姿態。期望懸停飛行時系統輸出穩定，在飛行器懸停狀態下，從圖可知，橫滾角和俯仰角動態調整范圍小于0.05rad，具有很好的穩定性。

樣機測試圖如圖12所示，該飛行器的總重量是1200g，每軸的懸停拉力要300g，每個電機需要的電流是4A，4個電機總電流是16A，算出最大的懸停時間是13.5min。飛行器升空以后，按照5m/s的速度沿直線巡檢，在13.5min的情況下可飛行13.5×60×5=4050m。飛行姿態角穩定輸出，懸停狀態下橫滾角和俯仰角變化范圍較小。

圖11 橫滾（上）和俯仰（下）姿態變化曲線。

圖12 樣機測試飛行圖。

結束語

設計的該國產單片機飛控能夠和開源飛控比較，具有較好的穩定性，且性能優越、成本低、結構完整、控制穩定。各個模塊的調試及調整使旋翼飛行器能夠正常工作，該飛行器能夠很好的實現定高飛行和定點懸停。飛行器基本達到了良好的懸停狀態，對國產無人機飛控技術的發展與國產化有很好的借鑒價值。