四旋翼飞行器的稳定悬停与飞行设计论文

2024-04-12

四旋翼飞行器的稳定悬停与飞行设计论文（共10篇）

篇1：四旋翼飞行器的稳定悬停与飞行设计论文

四旋翼飞行器的研究解决了众多的军用与民用上的问题。下面由学术堂为大家整理出一篇题目为“四旋翼飞行器的稳定悬停与飞行设计”的航天工程论文，供大家参考。

原标题：四旋翼控制系统的设计

摘要：在充分考虑四旋翼飞行器功能及性能的基础上，给出了微型四旋翼飞行器的实现方案，采用RL78G13为核心处理器，采用MPU6050实现飞行姿态数据的采集，利用nRF24L01无线模块实现参数的无线传输，并进行了驱动电路、电源稳压电路、电池电压检测电路的设计。针对四旋翼飞行器在工作过程中供电电压不断降低导致控制不稳的问题，采用电池电压反馈的控制策略有效解决了该问题。在搭建的硬件平台上，编写了相应的控制程序，经过测试，实现了四旋翼飞行器的稳定控制。

关键词：四旋翼飞行器；姿态数据；无线传输

四旋翼飞行器的研究解决了众多的军用与民用上的问题。军方利用四旋翼飞行器进行侦查、监视、诱饵与通信中继，解决了人为操作困难的问题，甚至减免了人员的伤亡；而在民用上，四旋翼飞行器能够实现大气监测、交通监控、森林防火等功能，有效预防了危机的产生，而促使四旋翼飞行器得到广泛应用的前提，是实现其平稳飞行及自主运行[1].本设计以实现四旋翼飞行器的稳定悬停与按照预定轨道自主飞行为目标，旨在探索四旋翼飞行器的硬件结构与飞行原理，并通过实际调试，理解四旋翼飞行器的相关控制理论，并解决四旋翼飞行器在工作过程中由于供电电压不断降低导致控制不稳的问题。

1设计原理方案

四旋翼飞行器的核心是利用MPU6050对其飞行过程中的三轴加速度与三轴角速度值进行采集，主控制器采用四元数方法及PID算法对姿态数据进行解算，并将计算后的PWM控制信号施加到电机上，进而实现对四旋翼飞行器的控制。

通过调研及综合目前四旋翼飞行器系统的特点及要求，确定了设计的性能及指标如下。

（1）通信功能：具有无线接口，实现飞行功能的无线设定。

（2）飞行功能：①自主空中悬停于60cm处；②垂直升起至30cm处，水平飞行60cm后稳定降落；③垂直升起至60cm处，水平飞行1m后稳定降落；④由无线设定高度及飞行距离，完成起飞及降落功能。

基于对需要实现功能的理解，确定该设计的核心控制器为16位MCU芯片RL78G13,主要完成飞行数据的处理、PID运算及PWM的输出。系统由RL78G13最小系统、无线收发模块、飞行数据采集模块、电池电压检测模块、高度检测模块、电源电路模块、电机驱动模块等构成，总体结构框图如图1所示。

各模块的功能如下：RL78G13最小系统作为四旋翼飞行器的主控；飞行数据采集模块，用于对四旋翼飞行器飞行姿态的相关数据进行采集；高度检测模块，实现定位追踪四旋翼飞行器实际高度信息的功能；无线收发模块，实现数据的无线收发；电池电压检测模块，用于消除由于电池电量消耗对四旋翼飞行器造成的影响；电源电路模块，为整个四旋翼飞行器提供电能；电机驱动模块，用于提高I/O口的驱动带载能力。

2硬件设计

2.1电机驱动电路设计

RL78G13单片机I/O口输出电流为10mA,3.7V空心杯电机的空载电流为80mA,显然采用RL78G13单片机I/O口作输出，无法驱动起四路空心杯电机，因此设计了驱动电路以提高I/O口的驱动带载能力。设计中采用SI2302N沟道CMOS管进行电流的驱动放大，单路电机驱动电路如图2所示。测试表明，经过SI2302驱动电路放大后，RL78G13能够稳定驱动四路空心杯电机，且长时间工作时，驱动电路元件自身发热不明显。

图2中稳压二极管D1起到续流及保护SI2302的作用，电机停转过程中，电机内部线圈产生的反电动势经D1形成放电通路，避免因无放电通路而击穿驱动电路中SI2302的问题。

2.2无线收发电路设计

当采用功能开关对四旋翼飞行器飞行方式进行设定时，随着其飞行功能越来越多，对功能开关的使用也将增多，使得四旋翼飞行器的硬件设计复杂，而且会增加其自身的重量，同时在实际调试中，通过功能开关切换飞行方式，又使得调试较为繁琐，工作量较大。故在设计中引入无线参数给定的思想，设计了无线收发电路，采用nRF24L01无线模块实现数据的无线收发。nRF24L01在使用时所需的外部元件较少，仅需1个16MHz的晶振、几个电容和电感就可组成一个高可靠性的收发系统，相比于其他无线收发电路而言，该电路设计简单且成本较低。nRF24L01无线收发电路如图3所示。

2.3TPS63001稳压电路设计

四旋翼飞行器在飞行过程中，随着电机转速的增加，会造成控制电路电压大幅波动，进而导致各功能模块无法工作，为了避免此类情况发生，设计了TPS63001稳压电路，TPS63001在1.8~5.5V输入时，均稳压输出3.3V,保证系统各控制电路电压处于稳定状态。TPS63001稳压电路如图4所示。

2.4电池电压检测电路设计

四旋翼飞行器运行时，电池处于持续耗电状态，实验中发现电量的持续消耗成为影响四旋翼飞行器飞行稳定性的重要因素。为了消除其对四旋翼飞行器的影响，因此设计了电池电压检测电路，利用RL78G13自带的AD实时检测电池电压，并通过适时调整PWM输出信号的方式对飞行姿态进行补偿，以确保四旋翼飞行器始终处于稳定状态。

2.5其他功能模块电路设计

其他功能模块包括RL78G13最小系统、MPU6050数据采集电路、高度检测模块、功能开关电路。RL78G13最小系统包括复位电路及晶振电路；MPU6050用来采集飞行过程中的三轴加速度与三轴角速度信息；高度检测则由GP2Y0A02YK0F模块实现，其工作原理是发射的红外线经过地面反射回来，并由模块输出电压信号，输出的电压值会对应相应的探测距离，RL78G13通过测量电压值就可以得出所探测的距离。设计的硬件实物图如图5所示。

3软件设计

四旋翼飞行器在空间上具有6个自由度，分别为载体坐标系X、Y、Z轴上的加速度与角速度。核心控制器RL78G13利用MPU6050采集这些参数，然后进行姿态解算，最终以PWM控制信号的方式施加到4路空心杯电机上，通过调整各路PWM信号完成相应的飞行控制功能。

3.1控制算法

（1）飞行姿态数据：RL78G13通过MPU6050采集载体坐标系下的三轴加速度与三轴角速度，分别用axB、ayB、azB、ωxB、ωyB、ωzB表示。

（2）数据更新：由于设计中采用四元数进行欧拉角的计算，而欧拉角将随着四元数的变化而变化，设计中采用四元数的自补偿算法进行数据的更新，如式（1）~（4）所示。式中q0、q1、q2、q3表示四元数，Δt为MPU6050的采样时间。

（3）姿态角的计算：令ψ、θ和φ表示方向Z、Y、X欧拉角（分别称为偏航角、俯仰角和横滚角）。ψ、θ和φ的计算如式（5）~（7）所示。

（4）补偿零点漂移：由于存在陀螺零点漂移和离散采样产生的累积误差，由载体坐标系下的三轴角速度计算得到的四元数只能保证短期的精度，需要使用集成在MPU6050芯片内部的加速度计对其进行矫正。式（8）~（10）为axB、ayB、azB的数据归一化。

式（11）~（13）中的vx、vy、vz分别为利用四元数方法估计的四旋翼飞行器载体质心的速度在载体坐标系三轴上的分量。然后利用式（14）~（16）求出陀螺零点漂移和离散采样产生的累积误差ex、ey、ez.再对所得到的误差进行比例与积分，式（17）~（19）中的gx、gy、gz即为对零点漂移的补偿。

（5）PID计算：式（20）~（22）中θd、φd、ψd分别表示下一次解算出来的俯仰角、横滚角及偏航角的值，eθ、eφ、eψ分别用来表示两次解算的俯仰角、横滚角、偏航角的误差。

kp、ki、kd为PID的控制参数，利用PID算法通过式（23）~（25），分别求出施加在4个电机上的可调变量uψ、uθ、uφ。

（6）输出整合：令motor1、motor2、motor3、motor4为控制4个电机的PWM输出参数，Moto_PwmMin为PWM基础量（根据不同情况设定，一般为0）。根据理论计算，施加在4个电机上的PWM输出信号如式（26）~（29）所示。

3.2参数整定与调试

设计中采用PID控制算法进行四旋翼飞行器的控制，I是积分项，积分项会随着时间的增加而增大，能够消除系统进入稳态后存在的稳态误差，但是在实际调试过程中，通过增大P值可以抑制稳态误差[2],因此主要是采用PD的控制方式。调试过程中，对P、D值的同时调整会产生的两种控制效果的叠加，以致无法进行每一控制参数的影响分析，故先使D值为零，P值由0增加，初次调试时，四旋翼飞行器自身不存在调节，当P值增加时，根据式（23）~（25）计算所得的uψ、uθ、uφ值均增加，再经式（26）~（29）后，施加在4个空心杯电机上的PWM控制信号均有所变化。调试中，为了防止四旋翼飞行器控制出错而损坏硬件，故将四旋翼飞行器以X字型倒挂固定在一根活动的长杆上，当P值由0增加到4时，四旋翼飞行器出现了翻滚的飞行状态，表明P开始对整体系统起作用，逐渐增大P值，四旋翼飞行器开始产生大幅度的等幅振荡，当P值增大到14时，振荡幅度减至最低，四旋翼飞行器几乎稳定，再增加P值，四旋翼飞行器又开始进行等幅振荡，说明P值为14时为系统自稳的一个分界点。根据查阅的大量资料了解到D值是通过预测系统误差的变化来减少系统的响应时间，提高系统的稳定性[3].调试过程中，逐渐增加D值，当D值增加至0.8时，四旋翼飞行器的自身调节更快，稳定性更高。同时D值的增加会对P值有一定的影响，最终确定P值为13.8、D值为0.8时，系统稳定飞行于长杆上方。当去掉长杆时，四旋翼飞行器能够稳定飞行，但随着飞行时间增加，飞行稳定性越来越差，因此考虑了姿态补偿问题。

3.3姿态补偿

在实际调试过程中发现，电池处于满电状态与大幅度消耗状态下，四旋翼飞行器的飞行姿态存在较大差异：满电状态下，各部分电路工作稳定，电机转速正常，当电池的电量持续消耗时，电机的转速不断降低，因此四旋翼飞行器的整体性能处于下降趋势，为了消除这一影响，利用RL78G13实时检测电池电压，并适时调整PWM输出信号来实现四旋翼飞行器的飞行姿态补偿。由式（26）~（29）知，通过增大Moto_PwmMin可以增大施加在四路电机上的PWM信号，进而增大电机转速，可以实现对飞行姿态进行补偿[4].经调试知，当RL78G13检测到3.7V的电压降到3.5V时，将Moto_PwmMin增至100对飞行姿态的补偿最佳，随后电压值的下降与Moto_PwmMin值的增加基本呈非线性的关系，经大量实验验证，补偿系数符合式（30）的规律，式中u1代表电池当前的电压值。

当检测到的电压值低于2.6V时，飞行姿态将无法得到补偿，必须停止飞行。将式（30）分别代入式（26）~（29），得到（31）~（34），此4式则为最终施加到4路电机的PWM控制信号。

4结论

实验结果表明，本文所设计的四旋翼飞行器结构简易、飞行姿态灵活，实现了空中稳定悬停及按预设路线飞行等两种飞行功能，并实现了无线参数的给定，满足了设计的技术指标与功能要求，解决了因供电电压不断降低而导致的控制不稳的问题。为推动四旋翼飞行器技术的发展提供了很好的参考设计方案。

参考文献：

[1]胡从坤，余泽宇，陈曦晨。四旋翼飞行器控制系统研究[J].科技广场，2014（6）：50-56.[2]宿敬亚，樊鹏辉，蔡开元。四旋翼飞行器的非线性PID姿态控制[J].北京航空航天大学学报，2011,37（9）：1054-1058.[3]阮旭日，王史春。新型四旋翼飞行器设计与制作[J].科技视界，2015（3）：21.[4]易先军，周敏，谢亚奇。四旋翼飞行器控制系统的设计与实现[J].武汉工程大学学报，2014,36（11）：59-62.

篇2：四旋翼飞行器的稳定悬停与飞行设计论文

原标题：四旋翼控制系统的设计

关键词：四旋翼飞行器;姿态数据;无线传输

四旋翼飞行器的研究解决了众多的军用与民用上的问题。军方利用四旋翼飞行器进行侦查、监视、诱饵与通信中继，解决了人为操作困难的问题，甚至减免了人员的伤亡;而在民用上，四旋翼飞行器能够实现大气监测、交通监控、森林防火等功能，有效预防了危机的产生，而促使四旋翼飞行器得到广泛应用的前提，是实现其平稳飞行及自主运行[1].本设计以实现四旋翼飞行器的稳定悬停与按照预定轨道自主飞行为目标，旨在探索四旋翼飞行器的硬件结构与飞行原理，并通过实际调试，理解四旋翼飞行器的相关控制理论，并解决四旋翼飞行器在工作过程中由于供电电压不断降低导致控制不稳的问题。

1设计原理方案

通过调研及综合目前四旋翼飞行器系统的特点及要求，确定了设计的性能及指标如下。

(1)通信功能：具有无线接口，实现飞行功能的无线设定。

(2)飞行功能：①自主空中悬停于60cm处;②垂直升起至30cm处，水平飞行60cm后稳定降落;③垂直升起至60cm处，水平飞行1m后稳定降落;④由无线设定高度及飞行距离，完成起飞及降落功能。

各模块的功能如下：RL78G13最小系统作为四旋翼飞行器的主控;飞行数据采集模块，用于对四旋翼飞行器飞行姿态的相关数据进行采集;高度检测模块，实现定位追踪四旋翼飞行器实际高度信息的功能;无线收发模块，实现数据的无线收发;电池电压检测模块，用于消除由于电池电量消耗对四旋翼飞行器造成的影响;电源电路模块，为整个四旋翼飞行器提供电能;电机驱动模块，用于提高I/O口的驱动带载能力。

2硬件设计

2.1电机驱动电路设计

2.2无线收发电路设计

2.3TPS63001稳压电路设计

2.4电池电压检测电路设计

2.5其他功能模块电路设计

其他功能模块包括RL78G13最小系统、MPU6050数据采集电路、高度检测模块、功能开关电路。RL78G13最小系统包括复位电路及晶振电路;MPU6050用来采集飞行过程中的三轴加速度与三轴角速度信息;高度检测则由GP2Y0A02YK0F模块实现，其工作原理是发射的红外线经过地面反射回来，并由模块输出电压信号，输出的电压值会对应相应的探测距离，RL78G13通过测量电压值就可以得出所探测的距离。设计的硬件实物图如图5所示。

3软件设计

3.1控制算法

(1)飞行姿态数据：RL78G13通过MPU6050采集载体坐标系下的三轴加速度与三轴角速度，分别用axB、ayB、azB、ωxB、ωyB、ωzB表示。

(2)数据更新：由于设计中采用四元数进行欧拉角的计算，而欧拉角将随着四元数的变化而变化，设计中采用四元数的自补偿算法进行数据的更新，如式(1)~(4)所示。式中q0、q1、q2、q3表示四元数，Δt为MPU6050的采样时间。

(3)姿态角的计算：令ψ、θ和φ表示方向Z、Y、X欧拉角(分别称为偏航角、俯仰角和横滚角)。ψ、θ和φ的.计算如式(5)~(7)所示。

(4)补偿零点漂移：由于存在陀螺零点漂移和离散采样产生的累积误差，由载体坐标系下的三轴角速度计算得到的四元数只能保证短期的精度，需要使用集成在MPU6050芯片内部的加速度计对其进行矫正。式(8)~(10)为axB、ayB、azB的数据归一化。

式(11)~(13)中的vx、vy、vz分别为利用四元数方法估计的四旋翼飞行器载体质心的速度在载体坐标系三轴上的分量。然后利用式(14)~(16)求出陀螺零点漂移和离散采样产生的累积误差ex、ey、ez.

再对所得到的误差进行比例与积分，式(17)~(19)中的gx、gy、gz即为对零点漂移的补偿。

(5)PID计算：式(20)~(22)中θd、φd、ψd分别表示下一次解算出来的俯仰角、横滚角及偏航角的值，eθ、eφ、eψ分别用来表示两次解算的俯仰角、横滚角、偏航角的误差。

kp、ki、kd为PID的控制参数，利用PID算法通过式(23)~(25)，分别求出施加在4个电机上的可调变量uψ、uθ、uφ。

(6)输出整合：令motor1、motor2、motor3、motor4为控制4个电机的PWM输出参数，Moto_PwmMin为PWM基础量(根据不同情况设定，一般为0)。根据理论计算，施加在4个电机上的PWM输出信号如式(26)~(29)所示。

3.2参数整定与调试

设计中采用PID控制算法进行四旋翼飞行器的控制，I是积分项，积分项会随着时间的增加而增大，能够消除系统进入稳态后存在的稳态误差，但是在实际调试过程中，通过增大P值可以抑制稳态误差[2],因此主要是采用PD的控制方式。调试过程中，对P、D值的同时调整会产生的两种控制效果的叠加，以致无法进行每一控制参数的影响分析，故先使D值为零，P值由0增加，初次调试时，四旋翼飞行器自身不存在调节，当P值增加时，根据式(23)~(25)计算所得的uψ、uθ、uφ值均增加，再经式(26)~(29)后，施加在4个空心杯电机上的PWM控制信号均有所变化。调试中，为了防止四旋翼飞行器控制出错而损坏硬件，故将四旋翼飞行器以X字型倒挂固定在一根活动的长杆上，当P值由0增加到4时，四旋翼飞行器出现了翻滚的飞行状态，表明P开始对整体系统起作用，逐渐增大P值，四旋翼飞行器开始产生大幅度的等幅振荡，当P值增大到14时，振荡幅度减至最低，四旋翼飞行器几乎稳定，再增加P值，四旋翼飞行器又开始进行等幅振荡，说明P值为14时为系统自稳的一个分界点。根据查阅的大量资料了解到D值是通过预测系统误差的变化来减少系统的响应时间，提高系统的稳定性[3].调试过程中，逐渐增加D值，当D值增加至0.8时，四旋翼飞行器的自身调节更快，稳定性更高。同时D值的增加会对P值有一定的影响，最终确定P值为13.8、D值为0.8时，系统稳定飞行于长杆上方。当去掉长杆时，四旋翼飞行器能够稳定飞行，但随着飞行时间增加，飞行稳定性越来越差，因此考虑了姿态补偿问题。

3.3姿态补偿

在实际调试过程中发现，电池处于满电状态与大幅度消耗状态下，四旋翼飞行器的飞行姿态存在较大差异：满电状态下，各部分电路工作稳定，电机转速正常，当电池的电量持续消耗时，电机的转速不断降低，因此四旋翼飞行器的整体性能处于下降趋势，为了消除这一影响，利用RL78G13实时检测电池电压，并适时调整PWM输出信号来实现四旋翼飞行器的飞行姿态补偿。由式(26)~(29)知，通过增大Moto_PwmMin可以增大施加在四路电机上的PWM信号，进而增大电机转速，可以实现对飞行姿态进行补偿[4].经调试知，当RL78G13检测到3.7V的电压降到3.5V时，将Moto_PwmMin增至100对飞行姿态的补偿最佳，随后电压值的下降与Moto_PwmMin值的增加基本呈非线性的关系，经大量实验验证，补偿系数符合式(30)的规律，式中u1代表电池当前的电压值。

当检测到的电压值低于2.6V时，飞行姿态将无法得到补偿，必须停止飞行。将式(30)分别代入式(26)~(29)，得到(31)~(34)，此4式则为最终施加到4路电机的PWM控制信号。

4结论

参考文献：

[1]胡从坤，余泽宇，陈曦晨。四旋翼飞行器控制系统研究[J].科技广场，(6)：50-56.

[2]宿敬亚，樊鹏辉，蔡开元。四旋翼飞行器的非线性PID姿态控制[J].北京航空航天大学学报，,37(9)：1054-1058.

[3]阮旭日，王史春。新型四旋翼飞行器设计与制作[J].科技视界，(3)：21.

篇3：四旋翼飞行器悬停控制的研究

关键词：四旋翼飞行器,定高,PID控制

0 引言

四旋翼飞行器也称为四旋翼直升机, 简称四轴、四旋翼, 是一种有4个螺旋桨且螺旋桨呈十字形交叉的飞行器。它是多旋翼飞行器中最基本的一种。可以用作航拍、桥梁和电力线路检测、定点巡航、娱乐等.还有两轴、三轴、六轴、八轴等类似飞行器。在2014年浙江省大学生电子设计大赛中出现过四旋翼飞行器的题目, 要求设计制作一架能够自主飞行的四旋翼飞行器, 做到定高飞行。

本文以四旋翼飞行器悬停控制为目标。首先保证飞行器能平稳飞行, 其次再定高飞行。设计以TI公司的launchpad w/tm4c 123作为主控制器, 通过对三轴加速度和陀螺仪MPU6050为基础数据的处理, 得到四旋翼飞行器空间姿态角, 通过超声波得到四旋翼飞行器的空间位置, 最后通过PID控制器控制电机的转速。飞行器采用的是无刷电机, 这类电机的动力大, 利于较大的电机。

1 四旋翼飞行器的平稳飞行

单片机从MPU-6050芯片获取的数据是飞行器的三轴角速度和三轴角加速度, MCU对数据进行处理可以得到飞行器当前的飞行姿态, 使姿态解算得到的欧拉角为基础, 利用PID控制四个电机的转速, 使飞行器达到或保持预定的水平姿态。

PID计算方式如图1所示。

在该飞行器系统中, PID各个参数经过调试得出:

2 四旋翼飞行器的悬停

在研究悬停过程前, 实验实现了四旋翼的平稳飞行, 故定高悬停计算只需计算主动力。由于四旋翼飞行器就实际而言是一个非线性高耦合欠控制的系统, 在建模时常常忽略外界不稳定因素。四旋翼飞行器的四个直流无刷电机提供机身的整体升力, 由于忽略了四个旋翼之间的耦合, 整体的升力可以表示为每个旋翼提供升力之和。即:Fa=F1+F2+F3+F4, 则依据牛顿第二运动定律可以写出F1=F2=F3=F4=Mg/4。

由出厂信息可知M=3.23kg。

电机的信息如下

则本文建立的高度PID模型如下:

经多次实验, PID控制器最后的数据如下。

程序的流程图如下:

3 总结

本文主要研究了四旋翼飞行器的定高控制的方法, 结合实际情况, 建立模型, 进行PID控制, 提出了用廉价的超声波模块来实现实验操作实现飞行器自主飞行。

电机的型号和相关数据如下:

参考文献

[1]凌金福, 四旋翼飞行器飞行控制算法的研究[J].2013.

[2]李飞, 四旋翼飞行器姿态自平衡控制系统的研究[J].2013.

[3]刘丽丽.四旋翼飞行仿真器的建模及控制方法的研究[D].长沙:中南大学, 2009.

篇4：四旋翼飞行器的稳定悬停与飞行设计论文

关键词：四旋翼飞行器；GPS定位；STM32F4；四元数算法；农情信息采集

中图分类号：TP242.6 文献标识码：A 文章编号：1674-1161（2016）05-0027-03

随着传感器技术的突破和GPS在民用控制系统中的广泛应用，微型飞行器系统得到了长足发展，四旋翼飞行器成为国内外研究热点。四旋翼飞行器是微型机电系统的集成产物，特别适合在近地面环境（如旷野、城区和林场等）中执行测绘等任务，具有广阔的应用前景。四旋翼飞行器不但具有直升机垂直升降的飞行性能，而且在一定程度上降低了飞行器机械结构的设计难度。四旋翼飞行器的优势为：在制作过程中，对整体机身的中心、对称性及电机性能要求较低。

1 系统硬件方案

本设计采用STM32F4作为核心控制器，该微控制器（MCU）内核是ARM Cortex-M4架构，具有高性能、低功耗、低成本等特点。飞行控制器包括NEO-6M型GPS定位模组、姿态传感器MPU6050型模块、无线数传模块、无刷直流电机调速器、电源管理模组、遥控器（使用商品遥控）及接收机。MCU捕获接收机的PPM信号后，传感器与MCU采用IIC总线实现数据通信，MCU使用PWM信号控制电子调速器间接控制电机转速。软件算法采用四元数和互补滤波算法解算姿态信息，控制算法采用经典PID控制器控制四旋翼稳定飞行和云台舵机。系统硬件如图1所示。

2 传感器数据处理

2.1 GPS定位数据解析

ATK-NEO-6M模块是ALIENTEK公司生产的一款高性能GPS模块，核心采用UBLOX公司的NEO-6M模组，具有50个通道，追踪灵敏度高达161 dBm，测量输出频率最高5 Hz。ATK-NEO-6M模块自带高性能无源陶瓷天线，兼容3.3 V和5.0 V单片机系统，并自带可充电后备电池（支持温启动或热启动）。另外，模块自带一个状态指示灯——PPS。该指示灯连接在UBLOX NEO-6M模组的TIMEPULSE端口，该端口的输出特性可以通过程序设置。PPS指示灯可判断模块的当前状态。在默认条件下有2种状态：常亮表示模块已开始工作，但还未实现定位；闪烁（100 ms灭，900 ms亮），表示模块已经定位成功。

2.2 姿态解算

MPU6050是InvenSense公司的六轴运动处理组件，如图2所示。相较于多组件方案，免除了组合陀螺仪与加速度计之间的时间差问题。MPU6050内部整合三轴陀螺仪、三轴加速度传感器及一个IIC接口，可用于连接外部地磁传感器，利用自带的数字运动处理器（Digital Motion Processor，DMP）硬件加速引擎，通过主IIC接口向应用端输出完整的9轴融合演算数据。

四旋翼飞行器系统是一个时变且非线性系统，采用传统PID算法的单一反馈控制，存在不同程度的超调和振荡现象，无法得到理想的控制效果。将前馈控制引入飞行器系统控制中，能有效改善系统实时性，提高反应速度。根据四旋翼飞行器系统的特点，引入微分先行环节，改善系统动态特性，控制器能更好地适应四旋翼飞行器系统的实际情况。

软件设计由STM32F4读取传感器信息、解算姿态角，以姿态角为被控制量融合遥控参量后，输出PWM控制信号到动力系统及2个舵机，实现四旋翼飞行控制和云台稳定补偿。程序流程如图3所示。

3 控制设计

四旋翼飞行器结构对称，俯仰角与横滚角的控制特性基本相同，且相对独立。四旋翼飞行器的俯仰、横滚、偏航、升降可通过4个输入量来控制。通过设定期望角度调整电机转速，使姿态角稳定在期望角。控制策略设计为闭环控制，以姿态角做为被控制量，并应用经典PID控制算法。

在姿态角控制中，将控制器捕获到的遥控器控制信号转换为期望角，与解算的测量角作差设为error。将error乘以一个比例系数kp。只有kp作用时系统存在静差，利用积分ki控制消除稳态误差。积分控制可降低系统的动态性能，甚至造成闭环系统不稳定，因此要对积分进行限幅，防止积分过大。

若采用传统的微分方法微分，在人为操纵飞行器时会造成输入设定值变化频繁且幅度较大，易导致系统振荡。为解决以上问题，在姿态角控制过程引入微分先行PID算法，只对输出量即陀螺仪角速度测量值进行微分，而不对姿态角的设定值作微分。这样，在设定值发生变化时，输出量不会改变，被控量的变化也比较缓和，可明显改善系统动态性能。

将俯仰、横滚、航向控制量分别输入3个独立的PID控制器（如图4所示），得到3个PID输出：pid_roll，pid_pitch，pid_yaw。将这3个输出量作简单的线性运算并输出给电机。部分代码如下：

4 系统调试

4.1 姿态角调试

在完成控制器底层的硬件驱动后，进行姿态角算法调试。利用数传模块将解算出的姿态角数据发回上位机，摇动四轴机体，观察上位机数据曲线与姿态。

4.2 控制电机调试

针对四旋翼飞行器的PID算法，需要反复试验整定出最优参数。先整定单轴平衡参数，再整定另一轴，最后整体调节参数达到期望的平衡状态。为方便调试参数，设计如图5所示试验平台。

5 结论

本研究设计一种应用GPS定位的四旋翼飞行器，对其系统设计方案中相关硬件进行说明。给出飞行器姿态解算过程，介绍PID控制算法在姿态解算及其控制中的应用。采用高精度GPS模组改进GPS数据解析算法，实现更快速、精确定位。姿态算法采用基于四元数的互补滤波，姿态角无奇点，比起卡尔曼滤波等滤波算法，本研究的滤波算法有着计算量小的特点，节约CPU计算时间，对微处理器的性能要求低。该设计是基于GPS定位的新型农情监测平台，具有诸多优点，可垂直起降及机动性强，能够适应各类复杂环境，在农情信息采集中具有较高的应用价值。

nlc202309091109

参考文献

[1] 杨力，张帆，张峰.四旋翼飞行器动力控制系统研究与设计[J].科学技术与工程，2012（24）：6087-6090.

[2] 李继宇，张铁民，彭孝东，等.四旋翼飞行器农田位置信息采集平台设计与实验[J].农业机械学报，2013（5）：202-206.

[3] 王利民.基于无人机影像的农情遥感监测应用[J].农业工程学报，2013（9）：136-145.

[4] 李俊，李运堂.四旋翼飞行器的动力学建模及PID控制[J].辽宁工程技术大学学报，2012（2）：114-117.

[5] 王帅，魏国.在四旋翼无人飞行器姿态测量中的应用[J] .兵工自动化，2011（1）：73-74.

Abstract： A new type agricultural condition inspection platform was designed based on micro controller STM32F4 seriesand GPS positioning. With the micro controller STM32F407 as the control core， GPS module， gyroscope， accelerometer and other sensors were used to measure the position and attitude information. The hardware consisted of flight controller， data transmission module， power system， frame， holder servo system. Software made the use of simple and stable quaternion plus complementary filtering algorithm， integrated into the PID control algorithmto achieve stable flight and GPS positioning and other functions. The quadrotor hadmany advantages， such as the expansion of high， strong adaptability and adapt to all kinds of complex environment， with the high application valuein the agricultural information collection.

Key words： quadrotor； GPS positoning； STM32F4； quaternion algorithm； agricultural information collection

篇5：关于四旋翼飞行器的心得

对于飞行器或者航模之类的映像，是在高中时期，学校有航模小组，经常可以看到拿着航模的学生在进行试飞，当时心中感觉“航模”是非常有意思并且“高科技”。如今已经历高考进入大学，在学校的为我们安排的导师制计划中，非常幸运的加入无人机航拍飞行器小组，关于四旋翼飞行器，在查阅了相关资料后，有了一定的了解。

四旋翼飞行器也称为四旋翼直升机，是一种有4个螺旋桨且螺旋桨呈十字形交叉的飞行器。Seraphi 是一款可用于空中拍摄的一体化多旋翼飞行器，它外观时尚精美，做工精湛，还拥有集成了自身研发的飞行动力系统，并配置专业的无线电遥控系统。Seraphi集成易作、易维护的稳定设计，在出厂前已经设置并调试所有的飞行参数及功能，具有免安装、免调试的快速飞行模式。Seraphi 携带方便，可以搭配GoPro或者其它微型相机录制空中视频。

记得在TED的讲座中，有一期叫做“TED-红遍全球的的炫酷飞行器”，这个讲座说明了四旋翼飞行器的一些特点。1.时尚精美、做工精湛。Seraphi外观时尚精美，做工精湛，还拥集成了自身研发的飞行动力系统，并配置专业的无线电遥控系统。2.集成易作、易维护的稳定设计。Seraphi集成易作、易维护的稳定设计。Seraphi 携带方便，可以搭配GoPro或者其它微型相机录制空中视频。3.自由切换多种飞行模式。Seraphi内置自身研发的飞行控制系统，具备多种飞行模式，可以根据不同的飞行需要以及不同的飞行环境进行实时的智能切换以达到不一样的飞行体验。4.方向控制灵活。Seraphi具备自身研发飞控系统，方向控制灵活。在通常飞行过程中，可以根据需要，进行灵活纵。

篇6：倾转旋翼飞行器飞行仿真建模

本文分析了旋翼与机体之间空气动力学干扰,推导了在过渡状态时旋翼尾迹对机体空气动力学干扰计算的简化方程,建立了一个全量倾转旋翼飞行器飞行力学数学模型,引进遗传算法进行配平计算,并对倾转旋翼飞行器飞行特性进行了简单分析.样例倾转旋翼飞行器在直升机模式时,操纵通道的.操纵响应都不稳定,说明单独操纵飞行器某一通道时响应是不稳定的.随着向飞机模式的转换,操纵通道的主操纵响应逐渐稳定.

作者：张义涛李明李达 ZHANG Yi-tao LI Ming LI Da 作者单位：张义涛,ZHANG Yi-tao(陆航驻景德镇地区军事代表室,景德镇,333002)

李明,LI Ming(中国直升机设计研究所旋翼动力学国防科技重点实验室,景德镇,333001)

李达,LI Da(陆航军事代表局,北京,100050)

刊名：直升机技术英文刊名：HELICPTER TECHNIQUE 年，卷(期)：2008 “”(2) 分类号：V212.4 关键词：倾转旋翼飞行力学飞行控制飞行仿真遗传算法

★ 直升机旋翼桨叶防/除冰技术新思路

★ 直升机旋翼/机身耦合系统模型导纳的测试研究

篇7：新型四旋翼飞行器设计与制作

四旋翼飞行器能够自由悬停和垂直起降, 结构简单, 易于控制, 这些优势决定了其具有广泛的应用领域, 在民用, 医疗, 军事等领域都有着无限的潜力[1]。然而, 作为一个MIMO非线性系统, 四旋翼飞行器输入变量与输出变量之间的耦合作用、时变非线性的动力学特征、系统本身的不确定性及外部的干扰等的引入, 使得系统的控制问题变得十分复杂。如何能够设计出有足够的飞行动力并且具有良好稳定性的控制系统, 是四旋翼飞行器如今面临的主要问题, 这也使得强大而又易于控制的发动机和控制飞行器协调工作的控制系统成为四旋翼飞行器设计的关键。

1 具体设计内容

(1) 系统硬件设计。通过分析四旋翼飞行器的飞行原理, 确定结构模块化的硬件设计思路, 分别进行系统控制模块、PWM驱动模块、IMU (惯性测量) 模块和遥控器信号捕捉模块硬件原理的分析和实物电路的设计[2]。

(2) 结合四旋翼飞行器的硬件结构, 进行软件编程部分的工作。按照四旋翼飞行器的飞行原理和控制特性进行系统飞行控制主程序以及各模块软件编程。

(3) 对四旋翼飞行器系统的控制方法进行研究, 根据飞行原理进行动力学建模, 并完成系统控制器的设计。

(4) 系统调试和实验结果分析。首先对系统的各个模块进行相关调试和检测, 然后组装模型, 进行四旋翼飞行器实物系统的飞行实验, 验证理论设计方案的合理性。

2 硬件设计

整个系统硬件部分根据模块化思想进行设计, 结构框图如图1所示。

从上图可以看出整个系统主要包含的模块有遥控器信号捕捉模块、IMU (姿态测量模块) 、PID控制器模块[3]、PWM输出模块、IIC模块和USART (无线串口) 模块。

3 软件设计

本系统软件开发环境是IAR Embedded Workbench IDE for ARM[4], 这个环境具有高度优化的IAR AVR C/C++编译器;一个强大的编辑器;一个工程管理器;一个具有世界先进水平的高级语言调试器。使用户在开发新的项目时也能在所熟悉的开发环境中进行。一般基于ARM开发系统用的开发环境有两个, 一个就是IAR, 另外一个是MDK, 明显后者在编译的时候速度很慢, 而且调试环境前者比后者简单且容易直观, 所以选择前者作为开发环境。图2是整个系统的软件流程。

首先必须对系统的各个硬件模块进行初始化, 初始化完毕以后需要读出保存在Flash的控制参数, 这些控制参数都是在上一次试飞过程中调试完毕并保存在Flash中的, 读取完参数后把这些参数赋值给相应的运算变量以备之后的PID运算, 紧接着依据捕捉的遥控器2通道的信号上升沿是否大于1700判断是否需要对电子调速器进行行程的校准, 接着就是进入姿态解算模块对姿态数据进行更新, 再对发送给上位机的缓冲区数据进行更新。之后就是判断系统是否处于解锁和关闭状态, 这些都是出于安全防护的考虑, 因为如果对整个系统没有锁定这一功能, 而操作者在对系统上电的时候系统就处于运行状态, 假如这个时候遥控器信号不是正常值, 很容易出现危险的情况。同理为什么要判断遥控器是否关闭, 原因是遥控器关闭的时候信号处于异常状态, 如果不加这个判断, 即遥控器关闭状态下对系统上电, 且解锁完毕, 飞行器会出现异常的工作状况。接着就是等待控制周期标志置位, 对控制量进行更新, 本系统的控制周期是2.5ms, 之所以采用这个控制周期是因为控制电调的PWM波周期是2.5ms。这里还需要说明一点是程序流程图里面没有提到好几个子模块的程序, 它们分别是遥控器信号捕捉模块, 主要应用的是中断子程序, 算法在下面小节会具体说明;还有控制周期定时子模块, 主要是控制周期一到对标志置位;还有数据发送子程序, 应用DMA发送;姿态传感器数据接收子模块, 通信协议是IIC;还有上位机数据接收子程序, 应用的是中断子程序;还有PWM控制量输出子程序;还有“X”模式四个电机控制量耦合关系子程序和Flash读取存储子程序[5]。

本实验室的飞行器姿态角度的检测由加速度计、陀螺仪、微控制器STM32、电机等组成, 通过无线模块的发射和接收, 跟上位机通信, 测试数据。为了检验设计的效果, 把表1数据应用于实验室的飞行器, 通过多次飞行试验, 测试数据得到结果见表1所示, 稳定效果较好。

4 结论

本文对实验室四旋翼飞行器进行建模, 通过改进后的遗传算法优化PID参数, 仿真实验证明达到稳定状态快, 精度高的特点, 相比同类文献有非常明显的优势, 通过查阅其它文献, 一般达到稳定时间在1S多, 而本算法优化的PID参数, 达到稳定时间在0.1S左右, 提高了10倍。为了验证仿真的效果, 实验室飞行器通过多次试飞, 测试数据表明, 具有较好的鲁棒性和良好的控制效果。证明了本文基于遗传算法的PID参数的优化是有效的。

参考文献

[1]Ly Dat Minh.Modeling and control of quadrotor MAV using vision based measurement[J].IEEE Trans.Cricuits Syst, 2010, 33 (4) :10-80.

[2]黄溪流.一种四旋翼无人直升机飞行控制器的设计[D].南京理工大学, 2010:12-15.

[3]刘金琨.先进PID控制MATLAB仿真[M].北京:电子工业出版社, 2012.

[4]Abhijzt Das, Kamesh Subbarao, Frank Lewis.Dynamic inversion of quadrotor with zero-dynamics stabilization[C]//IEEE Multi-conference on Systems and Control.2008:1100-1191.

篇8：四旋翼自主飞行器

关键词四旋翼飞行器传感器控制

中图分类号：TP2 文献标识码：A

0 引言

四旋翼飞行器作为低空低成本的遥感平台，在各个领域应用广泛。相比其他类型的飞行器，四旋翼飞行器硬件结构简单紧凑，而软件复杂。本文介绍四旋翼飞行器的实现方案，包括硬件设计，软件算法。

1 系统硬件方案设计

硬件部分主要由主控模块，寻迹模块、高度检测模块，电磁铁模块、电源模块组成。下面分别介绍各个模块。

1.1 寻迹模块的选择

激光传感器由激光器、激光检测器和测量电路组成，是新型测量仪表，它的优点是能实现无接触远距离测量，速度快，精度高，量程大，抗光、电干扰能力强等，能非常准确地测出电动车与障碍物的距离，当垂直接受时，检测距离可达1.2米，因此符合本设计要求。

1.2 垂直距离检测模块的选择

此模块采用常见HC-SR04超声波测距模块，可提供 2cm-400cm的非接触式距离感测功能，测距精度可达高到3mm；模块包括超声波发射器、接收器与控制电路。超声波测距是借助于超声脉冲回波渡越时间法来实现的。

1.3 电磁铁模块的选择

用继电器改装电磁铁，根据电磁铁通断电流控制磁力大小的原理，继电器内部线圈的控制与电磁铁原理十分相似，因此可以利用继电器内部的通电线圈制作成电磁铁。

1.4 电源模块的选择

采用直流电池供电，相应产生电池容量小、续航时间短和系统稳定性差的缺点。但此设计本身对电源要求不高，而且飞行器飞行时间相随较短，采用11.0V蓄电池为控制系统的电调供电，经电调可输出5V电压，为单片机以及各个传感器供电。而且用此电池可支持飞行器续航10分钟以上，因此无需担心电池电量对系统稳定性的影响。

2 系统软件方案设计

2.1 陀螺仪的分析与计算

对于陀螺仪等静止时0输出的传感器，可以很方便的校正零偏。把传感器固定好，这时对输出值求平均值，得到的A即为零偏。实际使用时，把得到的值减去零偏，得到的就是校正值。A为零偏值，3*1矩阵，单位：LSB；Yi为校正好的值，3*1矩阵，单位：red/s；Xi为测量原始值，单位：LSB；gain为转换系数，单位（red/s）/LSB，有传感器的数据手册给出。

2.2 姿态的表示

飞行器的姿态，是指飞行器的指向，一般用三个姿态角表示，包括偏航角（yaw）、俯仰角（pitch）和滚转角（roll）。更深一层，姿态其实是一个旋转变换，表示机体坐标系与地理坐标系的旋转关系，这里定义姿态为机体坐标系向地理坐标系的转换。旋转变换有多种表示方式，包括变换矩阵、姿态角、转轴转角、四元数等。

因为姿态实质是一个旋转变换，根据刚体有限转动的欧拉定理，旋转变换是可以串联的，所以一个姿态可以经过一个旋转变换，变成另一个姿态。类比点和向量的概念，姿态相当于点，旋转相当于向量，点可以通过加向量，变成另一个点。如果用矩阵表示旋转，旋转的串联由矩阵乘法来实现。如果用四元数表示旋转，则由四元数的乘法来实现旋转串联。

用四元数来表示旋转，组合旋转时比用其他方法运算量更少，所以无论在计算机图形学、飞行器控制等涉及刚体旋转的领域，四元数都有举足轻重的地位。

3 结束语

系统主要完成对飞行器飞行过程中飞行的平衡、飞行时间与飞行速度的控制，通过陀螺仪与加速度计完成飞行器的平衡与速度调节控制，符合设计要求。系统控制简单，界面友好，已投入使用。

参考文献

[1] 康华光.电子技术基础（模拟部分）（第四版）.北京：高等教育出版社，1999.

[2] 夏宇闻.Verilog数字系统设计教程.北京：北京航空航天大学出版社， 2003，7.

篇9：四旋翼飞行器的稳定悬停与飞行设计论文

微小型四旋翼飞行器是一种外型新颖,可垂直起降,通过改变四个浆的转速进行飞行控制的特殊无人机[1]。它利用空气动力来克服自身重力,可遥控或自主飞行,能够携带一定重量的载荷,可一次性或多次飞行。

由于具有体积小,重量轻,飞行高度、速度低,易隐蔽等特点,使它在军事应用方面展现出特殊价值,尤其在小范围、复杂地形情况下作为侦察工具或者在对通讯设备实施电子对抗、干扰等方面很具优势。此外,四旋翼飞行器在商业、民用等方面也有很好的发展前景[2,3]。

四旋翼飞行器由电池驱动电动机产生动力。传统的直流电动机均采用电刷,以机械方法进行换向,因而存在机械摩擦,由此带来了噪声、火花、无线电干扰、寿命短、制造成本高及维修困难等缺点。因此在设计中采用了体积小、重量轻、效率高和可靠性好的无刷直流电机,并设计以MEGA8单片机为核心的电机驱动控制系统。

1 四旋翼飞行器工作原理

四旋翼飞行器通过平衡四个旋翼产生的拉力来实现精确飞行和稳定盘旋,四个旋翼产生的拉力较单个旋翼产生的拉力能更好的实现无人机的静态盘旋。它的基本结构即一个十字交叉的支架和对称分布的四个电机和桨,四个旋翼的驱动电路相同,因而也更易设计和控制。

四旋翼飞行器的飞行模式有“十字型”、和“X型”两种,如图1所示。关于中心对称的两对转子(Q1与Q3、Q2与Q4)的旋转方向始终相反,四个转子产生的反扭矩能基本抵消,因而不需要传统直升机的尾翼。

四旋翼飞行器的悬停、前进后退、旋转等各种动作都是由四个转子的速度决定。当四个转子转速大致相同且产生的升力总和约等于飞行平台自身重力时,那么飞行平台将处于悬停状态,此时,通过同时增加(或减小)四个转子的转速,可以使得飞行平台上升(或下降)。

在减小1(3)号转子转速的同时,增加3(1)号转子转速(保持总升力不变)将使得飞行平台向前(后)飞行,当俯仰角不为0时,电机总拉力的竖直分量将克服重力,飞行器则在水平分量作用下飞行。

同理,在减小2(4)号转子转速的同时,增加4(2)号转子转速,将使得飞行平台向右(左)飞行,同时横滚角不再为零。

减小1号和3号(或2和4号)转子转速,同时增加2号和4号(1号和3号)转子转速将使得飞行平台绕自己的对称中心轴旋转,同时航向角改变。做出以上动作都有一个前提条件:必须保持竖直向上的总升力不变,即维持在原高度上[4]。

2 动力控制系统研究设计

四旋翼飞行器飞行速度,姿态完全由四个电机的速度决定。设计采用新西达XXD2212电机,其内部线圈是12绕组,14极(7对极),重量为56 g。任意更改其三根线中的两根的连接,即可改变其转向。飞行器自身重量约为1.5 kg,预设有效载荷为500 g,则整个飞行重量大约为2 kg,即每个电机需要提供的拉力约为500 g。

控制电路的核心器件是MEGA8单片机。外围硬件电路分为:电流、电压检测;电源转换;换相控制;反电势过零检测四个部分。电动机本体在结构上与永磁同步电动机相似,但没有笼型绕组和其他起动装置。其定子绕组一般制成多相,转子由永久磁钢按一定极对数组成。位置传感器通常将转子磁钢磁极的位置信号转换成电信号,然后去控制定子绕组换相。常用的有光电编码器,霍尔传感器等,这种方法比较直观简单,但是增加了器件成本,在无法加装传感器的时候无效。另一种方法即利用感应电动势检测转子位置,这种方式的优点在于省略了位置传感器,整套系统分量更轻,结构更简单。设计中利用MEGA8单片机内置模拟比较器检测反电势来获取转子位置参数。

2.1 电源转换电路

整个电路的供电源为三节串联的锂电池,约11.1 V。MEGA8单片机工作电压为5 V,因此需要一个电源转换电路。设计采用三端稳压集成芯片7805,外加消除高频分量的滤波电路组成。

2.2 电流、电压检测

飞行器载重飞行时,单个电机拉力约为500 g,此时电路中的电流值较大,会引起MOS场效应管发热,影响整个飞行器的效率。所以在电路中必须加入电流检测装置,当电流在正常范围内时才可以工作。采用一个0.01Ω的电阻(锰铜丝)对电流进行采样,将产生的压降接入单片机的AD6通道,即可测出其电流值大小。同理,电压检测只需要一个电阻分压网络,采样电压接入MEGA8的ADC7通道,可以测得电池电压。

2.3 换相控制

新西达XXD2212电机采用三相星形联结,三个线圈分别为A、B、C。对换相电路进行简化,如图2。Q1到Q6为功率场效应管,分别为IR公司的IR-FR5305(P管)和IRFR1205(N管),它们都是由单片机端口连接外围放大电路控制。如果要导通AB,则要打开Q1,Q4管,其他场效应管均保持截止。否则上下场效应管同时导通(如Q1,Q6)会导致电源短路。AB导通期间,电流的流通顺序为:正极→Q1→线圈A→绕组B→Q4→负极。一个完整的电周期内,电机的通电顺序始终为:AB、AC、BC、BA、CA、CB,则对应打开的场效应管为:Q1Q4、Q2Q2、Q3Q2、Q3Q6、Q5Q6、Q5Q4[5]。

本质上,无刷直流电机速度是通过PWM的占空比来控制的。设计采用了H_PWM-L_ON方式来驱动电机,即在120°导通区间内,上臂采用PWM信号控制,而下臂常开的一种驱动方式。如在AB导通期间,单片机给Q1的控制端是PWM信号,而让Q4保持常开。这样就可以只控制上臂输入端的PWM信号的占空比来控制驱动电机的转速。这样操作的优点是容易控制且稳定,不会产生交叉影响。

在AB通电期间,线圈C做切割磁力线运动。在前一半时间内,C边切割N极磁力线,将产生正向感生电动势;后一半时间内,切割S极磁力线,产生一个相反方向的感生电动势。因此,在AB通电期间,线圈C上的电压有一个正负变化过程。剩下5种通电情况也可以用类似的方法分析,如图3。

当检测到“过零”事件后,再过30°电角度时间即可换相,通过程序内部的软件延时实现。但由于电机的转速是变化的,这段时间是无法计算的。在设计中,采用了平均算法,即假设在一个电周期内,电机的速度保持不变,则30°电角度时间即为:电周期时间/12。电周期的时间可以通过MEGA8内部T0计时器读取。

另一种做法即检测到过零事件后,不用等待30°电角度,立即进行换相,这种方法称为“暴力换相”。这样做的特点是第一次换相的间隔为30°,其他时间都为60°,当电机转速较低时,容易产生波动,也会损失一部分效率。在四旋翼飞行器中使用的电机,一般转速都会超过3 000 r/min,这时产生的效率损失就会非常小且不规律,因此许多要求不高的工作环境中,都采用这种换相方法。

2.4 反电势过零检测

由于各绕组结构完全相同,转速也相同。所以线圈C会产生一个感生电动势,与此不同的是:在AB相通电期间,C线圈的感生电动势会有一个正负变化过程,即需要检测的“过零点”,如图3所示。

中点电势值为通电端电势的平均值,始终为6V,C线圈切割磁力线产生的感生电动势叠加在中点电势上。由于C线圈的感生电动势有一个正负变化过程,则C引线的电压则会有一个从大于6 V到小于6 V的变化过程,所以只要检测C点的电压。当它小于6 V时,即说明“过零”事件发生。此时正处于T0和T1时刻的中间位置,只要再等30°电角度即可以换相。MEGA8内置模拟比较器,将中点电压置于比较器负输入端,C点置于正输入端,当C点电压下降低于6 V时,比较器将输出下降沿,在实际电路设计时,C点电压(0—12 V)不能直接接入单片机模拟比较器,因此需要一个分压网络。模拟比较器的输出信号将在程序中作为“过零”标志。

反电动势检测时,利用MEGA8单片机内置的模拟比较器不停比较中点电压和A相B相C相三个端点的电压,以截获每相感生电动势的过零事件。当复用功能启动时,模拟比较器的正向输入端为AIN0引脚,负向输入端可以根据ADMUX寄存器的配置而选择ADC0—ADC7任意一个管脚。这样就不必使用3个比较器,在AB导通期间,将C引线接入比较器负向输入端;在BC导通期间,将A接入;在AC导通期间,将B接入。在不同的通电区间,比较器的触发结果也不同,需要对ACSR寄存器进行设置:在AB导通期间,检测C,上升沿触发;在AC导通期间,检测B,下降沿触发;在BC导通期间,检测A,上升沿触发;在BA导通期间,检测C,下降沿触发;在CA导通期间,检测B,上升沿触发;在CB导通期间,检测A,下降沿触发[6—8]。

2.5 调速方法

普通的直流电机通过控制直流电压的大小来改变转速。电压越高,转得越快。但一般情况下,单片机不能直接输出电压值可变的功率直流电压,所以目前均采用脉宽调制(PWM)方式来控制电机的输入电压。PWM信号的占空比代表等效电压的大小,设计中采用无线控制PPM信号的占空比,改变PWM值,调试时也可以通过串口设置。

电机的电周期时间可以通过T0计时器读取,由于设计中使用的电机是12绕组,14极(7对极),即7个电周期对应一个机械周期。假设电机一个电周期的时间为T,则电机的实际转速为:S=60/7T(min/s)。这种方法可以实时计算电机的转速,无须增加测量元件。

3 测试验证

为验证设计方法的有效性,通过试验对其性能参数做了测试,得出了桨、电机、电池等影响四旋翼飞行器性能的主要因素的最优组合,实验数据如表1所示。

表1中电机型号为:新西达XXD2212;桨:HD—9050R三叶桨;PWM为串口设置值,范围是0—255;实际电流值为钳表测量得到;拉力值为电子称测量得到,其余值均为串口直接输出,未经换算。由于电源电压固定,所以电路的功率与电流成正比。

从表1可以看出在转速(4 000—6 000)r/min范围内,电机性能较好,拉力上升平稳。一般飞行过程中,电机的转速会达到5 000 r/min以上,且不能过高,否则电机内部的线圈会发热严重。图4中,电机的效率是指拉力相对于功率的比值。随着电机转速的增加,电机的效率下降,且转速越高,下降越快。说明电机转速增加,电机线圈发热会严重,线圈的等效电阻增加,整个电机的效率呈下降趋势。在电机转速(2 000—4 000)r/min范围时,电机的效率呈上升趋势,由于这个范围内的电机拉力过小,因而没有实际价值。要提供足够的拉力,电机速度又不能过慢,所以一般情况下(3 000—6 000)r/min为理想的工作转速。

本文对四旋翼飞行器结构和原理进行了分析。掌握了无刷直流电机调速原理和控制方法,详细介绍电机换相电路及过程。提出了利用MEGA8内置模拟比较器对反电势检测代替位置传感器,这种方法减少了元件数量与重量,简化了结构;同时,得到的换相信号也更加准确。最终设计完成了基于MEGA8单片机的无刷直流电机动力控制系统,经过实验测试,满足飞行器的性能要求。整个控制系统结构简单,在小载荷、高精度的电机控制方面具有良好的推广价值。

摘要：针对四旋翼飞行器无刷直流电机的特点,设计开发了无传感器调速控制系统。首先介绍了四旋翼飞行器的速度控制原理。对电机换相技术和反电势检测方法做了详细说明,并以MEGA8单片机为核心设计了外围硬件电路。最后通过实验进行了性能测试。

关键词：四旋翼飞行器,无刷直流电机,MEGA8单片机

参考文献

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篇10：四旋翼自主飞行器系统

【摘要】四旋翼飞行器是一种外形新颖，性能优越的垂直起降飞行器，具有结构简单、操作灵活等特点，在灾区救援，军事运输上有重要价值，越来越被人们所关注。本系统利用R5F100LEA单片机作为主控芯片，配合MPU6050陀螺仪控制控制飞行器姿态，使其能稳定悬停.同时采用摄像头循黑线并检测黑圆区域确定着陆位置，而超声波测距模块也保证了飞行器处于指定的高度。

【关键词】四旋；飞行器；飞行姿态；控制

1.系统方案论证与比较

方案一：利用R5F100LEA单片机配合MPU6050陀螺仪控制控制飞行器姿态，使其能稳定悬停，同时采用摄像头循黑线到达目的地。

方案二：通过MPU6050控制飞行器姿态，采用GPS定位，引导飞行器到达预定位置。

方案三：利用R5F100LEA单片机配合MPU6050陀螺仪控制控制飞行器姿态，使飞行器稳定悬浮且无自转，然后通过软件调试飞行器走直线并通过延时程序控制飞行器降落。

方案一采用摄像头循黑线，程序设计较复杂，但可行性高，且具有一定抗干扰能力；方案二中GPS信号受环境影响，定位精度差；方案三软件调试任务大，且不具抗干扰能力，可行性差。综合考虑，采用方案一。

2.方案设计

四旋翼飞行器结构形式如图1所示，电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有下列优势：各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。

图1 飞行器运动控制

3.电路与程序设计

3.1单元模块

3.1.1飞行路线控制模块

方案一：利用摄像头对地面信息进行采样，采集黑线信息，通过摄像头使单片机控制飞行器循黑线行进。优点是精度高，实时性强；缺点是控制较为复杂。

方案二：采用GPS定位系统确定起飞点A和着陆点B，引导飞行器从起飞点A任意路径到达着陆点B。优点是稳定性高，缺点是室内GPS定位精度低。

方案三：采用电子罗盘HMC5883，实时调整飞行方向，使飞行器沿直线行进。优点是精度高，实时性强；缺点是只能控制飞行器直线飞行，无法检测着陆点B，性价比低。

经比较，方案一可行性好，性价比高，采用方案一。

3.1.2飞行姿态控制模块

方案一：在每个飞行器轴上安装一个倾角传感器，通过四个倾斜角配合PID算法时单片机能控制飞行器平衡。优点是数据精度高，采集稳定；缺点是性价比低。

方案二：采用一个MPU6050陀螺仪采集三维空间的飞行器倾斜角，加速度，角速度，在配合相应PID算法，控制飞行器平衡。优点是数据采集快，数据全面；缺点是控制复杂。

处于飞行器载重和性价比考虑，选择方案二。