0 引言固定翼無人機廣泛用于航拍、測繪、監(jiān)測等各個領域。姿態(tài)測量系統(tǒng)作為無人機飛行控制系統(tǒng)的重要組成部分，為無人機飛行控制系統(tǒng)提供控制所需的數(shù)據(jù)，能否準確地測量機體當前姿態(tài)角直接影響到固定翼無人機飛控算法的設計的穩(wěn)定性、可靠性和實現(xiàn)的難易程度[1]。隨著無人機技術的不斷發(fā)展，傳統(tǒng)的框架式姿態(tài)測量系統(tǒng)質(zhì)量大、體積大、可靠性低、??本高，已經(jīng)不能滿足新的設計需求。近年來，微電子及傳感器技術和加工工藝的進步，設計出體積小、成本低、性能高的姿態(tài)測量系統(tǒng)成為可能，以嵌入式為內(nèi)核的姿態(tài)測量系統(tǒng)已經(jīng)進入實用階段[2]。本文設計一種以ARM內(nèi)核的STM32F405為處理核心的姿態(tài)測量系統(tǒng)，并采用梯度遞減算法對采集的數(shù)據(jù)進行處理，通過改進的互補濾波算法進行無人機的姿態(tài)解算。該算法相較于傳統(tǒng)的卡爾曼濾波算法具有運算量小、對采樣頻率要求低等優(yōu)點[3]，能夠滿足一般無人機對姿態(tài)測量的要求。1 硬件設計姿態(tài)測量系統(tǒng)是無人機的飛行控制系統(tǒng)的重要組成部分，針對無人機飛行控制系統(tǒng)的要求和姿態(tài)測量系統(tǒng)設計的需要，提出了無人機姿態(tài)測量系統(tǒng)的具體設計方案。系統(tǒng)主要由數(shù)據(jù)采集模塊和數(shù)據(jù)處理模塊組成，采用IIC完成傳感器與處理器的連接，如圖1所示。數(shù)據(jù)采集模塊主要完成無人機姿態(tài)數(shù)據(jù)的獲取。通過三軸加速度計和三軸陀螺儀組合傳感器MPU6050進行加速度和角速度的測量，免除了單獨使用陀螺儀和加速度計時的軸間差問題，提高了采集的精度；采用帶有數(shù)字接口的弱磁傳感器HMC5883測量磁場強度，其自帶的先進的磁阻傳感器、集成電路放大器、自動消磁器、偏差校準，能保證其磁方位的測量精度在1°~2°。數(shù)據(jù)處理模塊由微處理器、電源電路、置位復位電路、接口電路、存儲電路組成。綜合運算能力、負載能力、成本、輸入輸出接口等各方面因素，采用主頻為168 MHz的STM32F405微處理器。通過電源電路保證設計中電源的穩(wěn)定。2 姿態(tài)解算設計姿態(tài)解算算法測量系統(tǒng)設計的核心內(nèi)容關系到處理數(shù)據(jù)的精確程度。所采用的算法通過四元數(shù)來對物體運動狀態(tài)進行描述，四元數(shù)與歐拉角之間的轉(zhuǎn)換關系如下[4]：地球坐標系相對于機體坐標系的方向可以用四元數(shù)向量q=[q1 q2 q3 q4]來描述，則變化率微分方程計算如下：其中，q表示歸一化的向量，?茚表示四元數(shù)乘法，?棕x、?棕y、?棕z分別表示陀螺儀測得的機體角速度。則對進行數(shù)字積分計算可以計算t時刻的q為：設地球坐標系下重力場的方向為g，機體坐標系下傳感器的測量結果為s，那么利用四元數(shù)進行參數(shù)轉(zhuǎn)換后的傳感器的測量誤差f為：因此問題就簡化為找到一個迭代的方法求解q，使得f最小。當前，求解fmin的方法較多，其中梯度下降算法是一種計算量較小并且收斂速度快的算法，適合在嵌入式計算平臺上使用，本文采用了n次迭代的梯度下降算法求q，可以表述如下：其中，J為q的雅克比矩陣。同理，可以認為地球坐標系下磁場的方向為b，機體坐標系下傳感器的測量結果為sm。在實際環(huán)境中，磁場傳感器的誤差主要包括硬磁誤差和軟磁誤差，其中，硬磁誤差主要通過校正消除，軟磁誤差將由加速度計的計算來消除。b只包含水平和垂直分量，這樣主要是為了消除由于傾斜帶來的測量誤差。利用四元數(shù)進行參數(shù)轉(zhuǎn)換后的傳感器的測量誤差為f，可以得到磁場方向的誤差函數(shù)為：q,t為迭代算法的估計值，迭代的起點由數(shù)據(jù)融合的方式?jīng)Q定。t的值控制q的收斂速率，計算公式如式（16）所示，其中q,t為陀螺儀測量到的四元數(shù)變化率加速度計和磁強計測量噪聲有關。完成數(shù)據(jù)處理后需進行數(shù)據(jù)的融合，由于陀螺儀本身存在的漂移，短時間精度高；加速度計短時間測量精度較差，但對長時間測量誤差不累積。利用頻率上的互補特性進行數(shù)據(jù)融合，提高測量精度和動態(tài)響應[4]。融合的具體過程如式(17)所示：綜上所述，設計的算法軟件實現(xiàn)流程如圖2所示。3 實驗驗證與結果分析為了較為全面地對設計的系統(tǒng)進行驗證，將設計的系統(tǒng)固定在三軸慣導轉(zhuǎn)臺（如圖3所示）上進行飛行模擬試驗。三軸慣導轉(zhuǎn)臺主要應用于為慣性敏感器件和導航制導系統(tǒng)的性能測試等，具有高精度、高穩(wěn)定性、高分辨力和寬動態(tài)范圍，轉(zhuǎn)臺測量精度為0.000 1，能夠完成對設計的姿態(tài)測量系統(tǒng)的性能測試。設置并不斷改變測試轉(zhuǎn)臺的運動角速度和運動的方式，模擬無人機的飛行運動。讀取同一時刻設計的姿態(tài)測量系統(tǒng)和慣導平臺的姿態(tài)數(shù)據(jù)進行記錄，如圖4所示，其中data1為測量值，data2為慣導轉(zhuǎn)臺測量值。通過三軸慣導平臺的性能測試結果可知，設計的姿態(tài)測量系統(tǒng)，俯仰角和滾轉(zhuǎn)角測試誤差小于1°，偏航角測試誤差小于3°，能夠滿足無人機對姿態(tài)的需求。4 結論本文設計了一個結構簡單、成本低的小型無人機姿態(tài)測量系統(tǒng)，并進行了飛行參數(shù)的解算。性能測試結果表明，設計的姿態(tài)測量系統(tǒng)誤差較小，能夠滿足實際無人機對的姿態(tài)參數(shù)測量的需求。(mbbeetchina)