基于四旋翼飞行器的定轨飞行系统设计

张瑞



基于四旋翼飞行器的定轨飞行系统设计

张瑞

（洛阳科技职业学院）

四旋翼飞行器具有体积小、质量轻、稳定性好等特点，具备广泛的军用和民用应用价值。而飞行器的远程操控模式易受到外部环境因素影响，因此开发一种基于四旋翼飞行器的自主定轨飞行系统，使飞行器在不需要人为操控的情况下自主定轨飞行，有着重要的实用价值和工程意义。基于STM32处理器的Crazepony mini四旋翼，对其硬件组成及四旋翼飞行器飞行原理进行分析；通过获取实时数据并进行姿态解算，对控制量进行PID计算；最后将输出量转化为PWM信号，控制各个电机实现四旋翼飞行器的定轨飞行。

四旋翼飞行器；STM32；飞行控制系统；姿态解算

0　引言

无人机是利用无线电遥控设备和自备程序控制装置操纵的不载人飞机[1]，在军用和民用领域具有广泛的应用前景。无人机从技术角度分为无人直升机、无人固定翼机和无人多旋翼飞行器等[2]，其中无人多旋翼飞行器因具有操作简单、短距起降等特点迅速成为目前民用无人机市场的主流[3-4]。无人机按旋翼个数可分为单旋翼、双旋翼和多旋翼。多旋翼飞行器造价低廉、机动性强、体积小，缺点是续航时间短、载荷小。四旋翼飞行器的4个旋翼对称分布在飞行器四端，相对旋翼结构相同，相邻旋翼结构相反，通过控制4个旋翼转速提供的推力来实现悬停、维持姿态和平飞等各种飞行姿态，但其控制算法相对繁琐。随着微机电系统的出现，四旋翼飞行器得快速发展。

四旋翼飞行器在技术上已经成熟，但其远程操控受限于外部环境因素。因此，通过研究四旋翼飞行器的自主定轨飞行控制系统，自动调整姿态，使其按照预定轨迹飞行，做出预定动作或者获取有效的信息。

1　四旋翼飞行器飞行原理

四旋翼飞行器的电机分布在飞行器四端，4个电机与各自旋翼直接相连，电机带动旋翼旋转产生推力，如图1所示。每个电机转动角速度的平方与其产生的推力成正比，通过改变每个电机的角速度从而操控四旋翼飞行器。为了抵消旋翼的自旋，实现稳定飞行，相邻旋翼的旋向相反，相对旋翼的旋向相同。

图1　飞行器受力分析

四旋翼飞行器上下飞行的工作原理如图2所示。当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应被抵消，推力随着旋转角速度增大而增大。当推力大于飞行器的重力时，飞行器向上飞行；反之，飞行器向下飞行。

图2　四旋翼飞行器上下飞行工作原理

四旋翼飞行器前后飞行方式：飞行器自稳后，1号电机、2号电机旋转角速度减小，3号电机、4号电机旋转角速度增大，飞行器向前飞行；反之，飞行器向后飞行。

四旋翼飞行器左右飞行方式：飞行器自稳后，1号电机、3号电机转速减小，2号电机、4号电机转速增加，飞行器向左飞行；反之，飞行器向右飞行。

四旋翼飞行器顺逆时针飞行方式：飞行器自稳后，1号电机、4号电机转速增加，2号电机、3号电机转速减小，飞行器逆时针飞行；反之，飞行器顺时针飞行。

2 四旋翼飞行器硬件设计

四旋翼飞行器主要包括主控单元、电源系统、无线通信单元、数据采集单元和动作执行单元等，硬件框图如图3所示。主控单元为STM32F103T8U6TR单片机。无线通信单元包括NRF24L01无线收发模块和HM-06-BT蓝牙模块；其中NRF24L01无线收发模块用于与遥控器无线通信，HM-06-BT蓝牙模块用于与PC端和手机端无线通信。数据采集单元包括磁力计HMC5883L、气压计MS5611、陀螺仪加速度计MPU6050 3种传感器；其中HMC5883L和MPU6050用于姿态解算，MS5611用于自主悬停。动作执行单元通过改变PWM占空比调节电机电流大小，以改变电机转速来实现飞行器的不同飞行姿态。

3　四旋翼飞行器软件设计

3.1　软件流程

四旋翼飞行器的主要任务是读取MPU6050数据，对数据滤波，进行姿态解算，并通过PID控制保持自稳；同时接收遥控器指令，完成相对应的动作，并返回四旋翼飞行器的各种数据（姿态数据、PID参数等）。主控依靠定时中断来完成上述任务，软件程序核心是通过定时器TIM4产生定时中断，作为主函数中While（1）循环任务的调度时基，以触发主循环中3个不同运行频率的循环，进行不同任务。主函数进行底层驱动初始化后，进入一个While（1）循环，在循环中完成执行频率为100 Hz、50 Hz和10 Hz的任务，如图4所示。

图3　四旋翼飞行器的硬件框图

3.2　姿态解算算法

MPU6050含有数位运动处理硬件加速引擎，不仅可以进行硬件解算，还可以进行软件解算。软件解算是通过基于四元数的姿态解算Mahony互补滤波算法，把IMU（惯性测量单元）输出的数据融合为飞行器精准的姿态，其框图如图5所示。AD值通过姿态解算算法得到飞行器当前的姿态，然后将四元数转化为欧拉角，用于姿态控制算法。

图4　四旋翼飞行器软件流程图

图5　软件解算框图

硬件解算通过测试MPU6050的硬解四元数，配置DMP并且启动运行后，可直接对MPU6050的DMP中读取的FIFO数据进行转换，从而得到载体的姿态角，其框图如图6所示。

图6　硬件解算框图

3.3　四轴PID控制算法

由于电机不平衡，飞行器飞行过程中可能发生侧翻。人工操作时，观察到飞行器将要发生侧翻，可通过控制电机使飞行器归于平衡。若要保持飞行器平衡，操作人员需要重复以下过程：观察—>大脑计算—>控制。飞行器是一个动态系统，然而人无法长时间精确地同时控制飞行器的4个电机，本文设计一个自动反馈系统替代人完成飞行器的自稳定操作。

PID控制器是反馈的最常见形式，通过偏差的比例P（Proportional）、积分I（Integral）和微分D（Derivative）来控制被控对象[5]。本文通过PID控制算法实现飞行器的自稳定操作，利用串级PID控制，即将2个PID控制器组合在一起得到较佳的效果，原理框图如图7所示。

图7　串级PID的原理框图

3.4　自主悬停控制算法

自主悬停是飞行器能够悬停在某个位置，并且保持足够长的时间。飞行器在空中的位置可用三维坐标（,,）表示，涉及到水平方向和垂直方向两个维度的悬停。在水平方向上，飞行器没有GPS时，无法得到绝对坐标，不能在水平方向上悬停；在垂直方向上，飞行器通过MS5611气压计得到自身高度，结合加速度计互补滤波得到合适的高度值、轴速度值和加速度值。用高度作外环，速度作内环，形成双环PID控制器，调节输出油门实现轴的自主悬停，控制框图如图8所示。

图8　高度双环PID控制框图

4　飞行器定轨飞行系统调试与应用

4.1　参数调试

在上位机参数设置界面可以调整PID参数，如图9所示。调整完成后，单击“写入飞控”按钮进行参数写入或“读取飞控”按钮读取飞行器的PID参数；再通过上位机修改PID参数，使飞行器能迅速响应并达到稳定的飞行姿态。

界面中P值代表飞行器回复力的大小，飞行器偏离水平方向越多，回复力就越大。如果P值较高，返回初始位置时，会出现过冲，需要相反的力补偿，这将产生振荡效应，直到飞行器最终达到稳定状态。不同飞行轨迹对P值要求不同，简单的飞行轨迹要求稍低的P值，复杂的飞行轨迹需要略高的P值。

I值决定飞行器对过往飞行姿态的依赖程度。根据与所期望位置的误差角度提供可变的校正力。偏差越大，矫正力越大。增加I值，可增加保持总体位置的能力，减少由于不平衡造成的漂移。减少I值，可改善对变化的反应，但会增加漂移并降低保持位置的能力。

D值代表阻尼作用，阻尼太小，飞行器可能振荡；阻尼太大，四轴也可能振荡。较低的D值意味着飞行器将很快弹回到其初始位置，一旦四旋翼飞行器发生倾斜，则其会继续向同一个方向倾斜，合适的D值能有效的抑制可能发生的倾斜。不同飞行轨迹对于D值和P值的要求恰好相反，简单的飞行轨迹需要略高的D值，复杂的飞行轨迹要求稍低的D值。

图9　上位机参数设置界面

4.2　飞行器定轨飞行系统应用实验

借助GPS定位系统，验证定轨飞行器是否按规划轨迹航行。

1）直线轨迹验证：将无人机的直线轨迹分成若干段，通过定轨飞行代码及实际飞行试验和调试，使飞行器按照预定轨迹飞行；飞行器在每个悬停节点都进行自主悬停，同时将2个悬停节点间的路线并传回上位机，判断该路线是否为直线，从而验证飞行轨迹是否精确。

2）转向轨迹验证：预定飞行器在转向处完成飞行转动工作，并自主悬停在转向处；飞行器进行定位并传输给上位机，通过判断视频中转向角度是否符合预定轨迹的要求，来判断转向是否精准。

图10为一段局部轨迹图，从轨迹图可看出飞行器可以在定轨飞行指令下达后，准确按照预定规划轨迹飞行，达到了预期的定轨飞行效果。

5　结语

本文选取STM32的crazepony mini四旋翼为研究平台，阐述四旋翼飞行器的飞行原理和硬件设计，规划直线飞行和转向轨迹，并进行飞行调试，使飞行器可以在定轨飞行指令下达后，准确按照预定规划轨迹飞行。

图10　飞行器局部轨迹图

[1] 刘小龙.基于无人机遥感平台图像采集处理系统的研究[D].杭州:浙江大学,2013.

[2] Nonami K, Kendoul F, Suzuki S, et al. Autonomous flying robots: unmanned aerial vehicles and micro aerial vehicles[C]// Springer Publishing Company, Incorporated, 2010.

[3] 肖支才,姜鹏,戴洪德,等.室内四旋翼无人飞行器定位导航的研究现状与关键技术[J].飞航导弹,2014(8):25-29.

[4] Garcia P C, Lozano R, Dzul A E. Modelling and control of miniflying machines[M]. Springer Publishing Company, Incorporated, 2006.

[5] Wei ChinKar. AM22: flight dynamics and control for an indoor UAV[D].Singapore: National University of Singapore. 2007.

Design of Orbit Determination Vehicle System Based on Quad-Rotor

Zhang Rui

(Luoyang Vocation College of Science and Technology)

Quad-rotor unmanned aerial vehicle is the simplest and most popular one kind of the multi-rotor aircraft. It processed great potentials in military, civil and technology fields because of its excellent characteristics such as small volume, light weight, stable vertical takeoff and landing, etc. Therefore, the orbital flight system based on Quad-rotor unmanned aerial vehicle platform was developed in this paper. The Quad-rotor unmanned aerial vehicle based on STM32 processor is selected as the research platform. The flight control codes are rewritten. By obtaining real time data and calculating attitude, the control quantity is calculated by PID, and the output is converted to PWM signal, so that each motor can realize the orbit determination of four rotor aircraft, which makes the aircraft without the need for maneuvering fly the scheduled trajectory autonomously, and obtain effective information or complete certain tasks by airborne equipment.

Quad-Rotor; STM32; Flight Control System; Attitude Algorithm

张瑞，1993年9月生，本科，助教，主要研究方向：产品设计与开发。E-mail: 825809290@qq.com