四旋翼飛行器與傳統(tǒng)的單槳直升機相比,其飛行原理簡單,結構緊湊,單位體積所提供的升力大,且可以扭矩自平衡而不需要反扭槳。四旋翼飛行器只通過改變螺旋槳的速度來實現各種動作,是一種六自由度的垂直起降機,非常適合在靜態(tài)和準靜態(tài)條件下飛行,近幾年在軍事和民用領域廣泛應用。然而四旋翼飛行器是個具有4個輸入量,6個輸出量的欠驅動系統(tǒng),控制器的設計要求高。
姿態(tài)解算是姿態(tài)參考系統(tǒng)的關鍵技術,算法的優(yōu)劣直接決定了解算效率和系統(tǒng)的精度。目前姿態(tài)描述的主要方式有:歐拉角、方向余弦、四元素法。歐拉角物理意義明確,但存在“奇點”。方向余弦計算沒有“奇點”,但三角函數運算量大,不適合實時運算。四元素法沒有“奇點”,而且運算為一般代數運算,運算量小,方法簡單,易于操作。采用四元素法進行姿態(tài)解算是理想的選擇。
1、四旋翼飛行器工作原理
四旋翼飛行器在結構布局上有十字形、X形和H形。本文主要討論X形布局,如圖1所示。4個電機分別安裝在對稱結構的X形支架的4個頂點,電機1和3逆時針旋轉,電機2和4順時針旋轉,當飛行器平衡飛行時,陀螺效應和空氣動力扭矩效應均被抵消。四旋翼飛行器在空間中有6個自由度(分別沿3個坐標軸作平移和旋轉動作),可通過調節(jié)4個電機的轉速來實現控制?;具\動狀態(tài):垂直運動、俯仰運動、滾轉運動、偏航運動、前后運動、側向運動。
圖1 ?四旋翼飛行器示意圖
垂直運動:同相改變四個電機的輸出功率,使總的拉力改變,便實現飛行器沿z軸的垂直運動。當升力等于自重時,飛行器便保持懸停狀態(tài)。
俯仰運動和滾轉運動:電機1、4的轉速上升,電機2、3的轉速下降。產生的不平衡力矩使機身繞x軸旋轉,實現飛行器的俯仰運動。橫滾運動與俯仰運動的原理相同。
偏航運動:四旋翼偏航運動可以借助旋翼產生的反扭矩來實現。四個旋翼對角線上的兩個旋翼轉動方向相同,當兩條對角線上的電機轉速不完全相同時,不平衡的反扭矩引起四旋翼轉動,實現偏航運動。
前后運動和傾向運動:為實現水平面內運動,須在水平面內對飛行器施加一定的力。使飛行器做橫滾或俯仰。飛行器發(fā)生一定程度的傾斜,從而使旋翼拉力產生水平分量,實現飛行器的水平運動。
2、系統(tǒng)硬件設計
飛行器控制器通過處理微型MEMS慣性器件和三維地磁傳感器采集的數據,計算飛行器的姿態(tài)角,并根據飛行指令,結合相應的控制律給出適當的控制信號,控制飛行器姿態(tài)和位置。
本文采用模塊化設計,四旋翼飛行控制系統(tǒng)主要由主控模塊、數據采集模塊、電機驅動模塊等組成。采用STM32芯片作為主控芯片。系統(tǒng)硬件結構如圖2所示。
圖2 ?飛行控制器硬件結構圖
2.1、主控模塊
本文采用基于ARMCortexM3內核的STM32F103VCTE微控制器為主控芯片。STM32微控制器具有多路信號采集通道和多路PWM輸出通道,方便接收傳感器數據和對電機進行控制,72MHz的主頻滿足系統(tǒng)對于運算速度的要求,且功耗低。
2.2、數據采集模塊圖
采用擁有3軸加速度計和3軸陀螺儀的組合傳感器MPU-6050來測量加速度和角速度,3軸地磁傳感器HMC5883L測量地磁場,氣壓計MS5611測量氣壓。
MPU-6050集成了3軸MEMS陀螺儀,3軸MEMS加速度計。陀螺儀可測范圍和加速度計可測范圍可根據實際應用調整。與設備寄存器之間的通信采用400kHz的I2C接口。
HMC5883L是一種帶有數字接口的弱磁傳感器芯片,測量范圍從毫高斯到8高斯(Gauss),羅盤精度在1°~2°,以I2C總線接口與主控芯片進行通信。MS5611氣壓傳感器是一款高分辨率氣壓傳感器,分辨率可達到10cm。擁有I2C總線接口與微控制器連接。
2.3、電機驅動模塊
采用4個ST2210無刷直流電機并用ST20A電調對電機進行驅動。STM32通過配置GPIO接口輸出PPM信號到電調控制電機轉速。ST20A電調接受20~400Hz,脈寬1~2ms的PWM信號,電平支持3.3V和5V。0%~100%的油門由PPM信號1~2ms的脈寬表示,即0%油門對應1ms脈寬,100%油門對應2ms脈寬,以達到調節(jié)電機轉速的目的。
3、系統(tǒng)軟件設計
系統(tǒng)軟件設計在KeilMDK-ARM開發(fā)環(huán)境里編寫。MDK-ARM軟件為基于Cortex-M、Cortex-R4、ARM7、ARM9處理器設備提供了一個完整的C/C++開發(fā)環(huán)境。程序流程如圖3所示。
圖3 ?程序流程圖
3.1、姿態(tài)解算
對姿態(tài)角的測量和解算是飛行控制系統(tǒng)中重要的組成部分。姿態(tài)解算的速度和準確度直接影響到姿態(tài)控制效果。本文采用運算速度快,精度高的四元素互補濾波算法對姿態(tài)進行解算,能夠達到飛行控制的要求。
姿態(tài)角是通過陀螺儀、加速度計和數字羅盤等傳感器測量得到的。MEMS陀螺儀具有溫度漂移特性,長期積分運算存在累積誤差,短期數據精度高。飛行器在飛行過程中機體振動會對加速度計產生影響,同時數字羅盤是一種磁阻傳感器,很容易受到外部磁場的干擾,兩者不適合短期測量,但其測量誤差為靜態(tài)誤差,不隨時間的累加而變化,可用以長時間姿態(tài)角采集。
四元素互補濾波方法將這幾種傳感器的優(yōu)勢互補。此方法的主要思想是用加速度計和數字羅盤的測量姿態(tài)修正陀螺儀的測量姿態(tài)。加速度計和數字羅盤測量出來的數據是地球重力與地球磁場在機體空間坐標上的分量,可認為是實際姿態(tài)。陀螺儀測量出來的姿態(tài)經實際姿態(tài)修正后輸出給控制器以計算控制量。歐拉角、四元素和方向余弦矩陣間的關系如式(1)所示。
根據余弦矩陣和歐拉角的定義,地理坐標系的重力向量轉到機體坐標系為第三行三個元素,即:
式(2)中,aX,aY,aZ為加速度計測量出的重力向量在各個軸向上的分量,即實際測出來的重力向量;vX,vY,vZ為陀螺積分后的姿態(tài)來推算出的重力向量,它們都是機體坐標系上的重力向量。它們之間的誤差,就是陀螺積分后的姿態(tài)和加速度計測出來的姿態(tài)之間的誤差。計算前aX,aY,aZ需規(guī)范化處理。
陀螺儀各軸轉動的角速度經修正后,再以一階龍格庫塔算法進行積分更新四元素,如式(6)所示。
3.3、控制律設計
PID(比例-積分-微分)控制器簡單易懂,使用中不需精確的系統(tǒng)模型等先決條件,因而成為應用最為廣泛的控制器。
四旋翼飛行器姿態(tài)的調節(jié)是通過對4個帶槳電機的轉速調節(jié)實現的,4個電機不同的轉速組合,能夠實現飛行器俯仰、橫滾、偏航等不同的飛行動作。通過在3個姿態(tài)控制通道分別設計PID控制律,實現所需的控制功能。
針對本系統(tǒng)動態(tài)要求較高的特點,采用PID控制器的改進型控制器———串級PID控制器進行,控制結構框圖如圖4所示。
圖4 ?控制結構框圖
主控制器采用PID控制器對姿態(tài)角進行精確調整,副控制器采用PD控制器對角速度的變化趨勢進行快速調整,提高了系統(tǒng)動態(tài)擾動下的控制能力,保證了系統(tǒng)控制性能和飛行姿態(tài)的穩(wěn)定。
在Simulink搭建模型進行仿真,整定串級PID控制器參數,橫滾角和俯仰角的階躍響應仿真曲線如圖5(a)、(b)所示。從圖5可以看出,串級PID具有很好的控制能力,能夠發(fā)到控制要求。
圖5 ?橫滾角和俯仰角階躍響應曲線
四旋翼飛行器實物如圖6所示。通過實驗驗證采用四元素融合濾波和串級PID算法控制下,四旋翼飛行器在空中懸停時各個姿態(tài)角的穩(wěn)定性。實驗結果表明,本文所設計的飛行控制器能夠穩(wěn)定控制四旋翼飛行器的各個姿態(tài)角,在空中懸停的過程中使各個姿態(tài)角都在合理的范圍內波動,符合控制的要求。
圖6 ? 四 旋翼飛行器實物圖
4、結語
基于STM32系列設計了四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)。通過傳感器采集飛行器的飛行姿態(tài)數據,STM32微控制器進行數據融合濾波和控制律運算,輸出控制量到四個電機,最終實現飛行姿態(tài)的穩(wěn)定控制??罩袘彝嶒灲Y果表明,采用四元素融合濾波算法和串級PID控制器的飛行控制系統(tǒng)具有良好的控制效果,能夠實現飛行姿態(tài)的穩(wěn)定控制,達到了設計的目的。同時為以后進一步實現更高飛行任務的研究奠定了基礎。
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