孟 磊 ，蔣 宏 ，羅 俊 ，鐘疏桐

（1.武漢理工大學 自動化學院，湖北 武漢 430070；2.武漢理工大學 信息工程學院，湖北 武漢 430070）

近年來，無人機（Unmanned aerial vehicle，UAV）的研究和應用廣泛受到各個方面的重視。四旋翼飛行器作為UAV的一種，能夠垂直起落、空中懸停、可適用于各種飛行速度與飛行剖面[1]，具有靈活度高、安全性好的特點，適用于警務監(jiān)控、新聞攝影、火場指揮、交通管理、地質災害調查、管線巡航等領域實現空中實時移動監(jiān)控。

四旋翼飛行器的動力來源是無刷直流電機，因此針對該類無刷直流電機的調速系統對飛行器的性能起著決定性的作用。為了提高四旋翼飛行器的性能，本文設計制作了飛行試驗平臺，完成了直流無刷電機無感調速系統的硬件、軟件設計。通過試驗證明該系統的設計是可行的。下運動；相反的改變中心對角的螺旋槳的速度，可以產生滾動、俯仰等運動。

圖1 四旋翼飛行器結構示意圖Fig.1 Structure of the quadrotor

1 四旋翼飛行器平臺結構

四旋翼微型飛行平臺呈十字形交叉，由4個獨立電機驅動螺旋槳組成，如圖1所示。當飛行器工作時，平臺中心對角的螺旋槳（如1與3）轉向相同，相鄰的螺旋槳（如 1與 2）轉向相反。同時增加減小4個螺旋槳的速度，飛行器就垂直上

四旋翼飛行器的控制系統分為兩個部分，飛行控制系統與無刷直流電機調速系統。飛行控制系統通過IMU慣性測量單元（由陀螺傳感器與加速度傳感器組成）檢測飛行姿態(tài)，通過無線通信模塊與地面遙控器通信。4個無刷直流電機調速系統通過I2C總線與飛行控制器通信，通過改變4個無刷直流電機的轉速來改變飛行姿態(tài)，系統采用12 V電池供電，控制系統結構圖如圖2所示。

圖2 四旋翼飛行器控制系統結構圖Fig.2 Structure schematic of the quadrotor control system

2 無刷直流電機調速系統

無刷直流電動機既具有運行效率高、調速性能好，同時又具有交流電動機結構簡單、運行可靠、維護方便的優(yōu)點，是電機主要發(fā)展方向之一，現已成功應用于軍事、航空、計算機、數控機床、機器人和電動自行車等多個領域[2]。在該四旋翼飛行器上使用了新西達2217外轉子式無刷直流電機，其結構為12繞組7對磁極，典型KV值為1 400。

通常無刷直流電機的控制方式分為有位置傳感器控制方式和無位置傳感器控制方式。有位置傳感器控制方式通過在定子上安裝電磁式、光電式或者磁敏式位置傳感器來檢測轉子的位置，為驅動電路提供換向信息。無位置傳感器的控制方式有很多，包括磁鏈計算法、反電動勢法、狀態(tài)觀測器法、電感法等[3]。在各種無位置傳感器控制方法中，反電動勢法是目前技術為成熟、應用最廣泛的一種位置檢測方法。本系統采用的反電動勢過零檢測法是反電動勢法中的一種，通過檢測各相繞組反電動勢的過零點來判斷轉子的位置。根據無刷直流電機的特性，電機的最佳換向時刻是相反電動勢過零點延遲30°電角度的時刻，而該延遲的電角度對應的時間可以根據兩次過零點時間間隔計算得到。

3 無刷直流電機調速系統硬件設計

該無刷直流電機調速系統由三相全橋驅動電路、反電勢過零檢測電路、電流電壓監(jiān)測電路組成電機驅動器。使用一片ATmega8單片機作為控制器，該單片機內部集成了8 kB的Flash，最多具有23個可編程的I/O口，輸出時為推挽結構輸出，驅動能力較強。片上集成了AD轉換器、模擬比較器、通用定時器、可編程計數器等資源。

3.1 三相全橋驅動電路設計

三相全橋驅動電路利用功率型MOS管作為開關器件，選用P型MOS管FD6637與N型MOS管FD6635搭配使用，設計容量為允許通過的最大電流為30 A。FD6637的開關利用三極管9013進行驅動、FD6635的開關直接利用單片機的I/O口驅動。電路如圖3所示。通過R17、R19、R25來減少下管FDD6635的柵極充電電流的峰值，防止震蕩并且保護MOS管；R16、R23、R24作為下拉電阻，保證下管的正常導通與關斷；R2、R5、R8作為上管柵極的上拉電阻，阻值選擇 470 Ω，既保證了MOS管的開關速率不降低，同時也防止三極管Ic電流過大。A+、B+、C+提供驅動橋的上橋臂的柵極導通信號，分別通過ATmega8單片機的3個硬件PWM通道驅動[4]，通過改變PWM信號的占空比來實現電機調速；A-、B-、C-提供下橋臂柵極的驅動信號，由單片機的I/O口控制，只有導通與關閉兩種狀態(tài)。

圖3 三相全橋驅動電路圖Fig.3 Circuit of three-phase bridge driver

3.2 反電動勢過零檢測電路設計

電機運行時，同一時刻只有兩相繞組導通，另外一組繞組懸空，切割磁感線生成反電動勢。反電動勢過零點指其繞組端電壓等于三相繞組的中點電壓，因此通過非導通相繞組的端電壓與三相繞組的中點電壓比較，就能得到過零點信號。但是電機三相繞組的中點連線未引出，采用三個阻值相同、星型連接的電阻虛擬得到中點電壓。如圖4所示，N點為虛擬中點電壓[5]，UA、UB、UC為衰減后的電機相電壓接單片機的AD0～AD2通道。利用ATmega8內部的模擬比較器實現過零比較，N接比較器的正向輸入端，該模擬比較器的負向輸入端可以通過軟件配置選擇片內AD轉換器的AD0～AD2通道，用單比較器實現三相電壓比較。

圖4 反電動勢過零檢測電路圖Fig.4 Circuit of back-EMF voltage detection

3.3 電流電壓監(jiān)測電路設計

電流電壓監(jiān)測電路用來監(jiān)測無刷直流電機驅動電路的總電流與系統供電電池電壓的值。電路如圖5所示，利用康銅絲構成阻值為0.01 Ω的電阻，總電流流過該電阻形成的電壓經過R11與C8組成的截止頻率為2.3 kHz的一階低通濾波器后連入單片機的AD3端口，通過計算可得系統電流。電壓檢測電路通過簡單電阻分壓的形式將系統電池供電電壓調整到AD轉換器的量程范圍內。通過電流電壓監(jiān)測防止因為故障發(fā)生時電流過大導致設備燒毀，也防止飛行器升空后由于電池電壓不足摔毀。

圖5 電流電壓監(jiān)測電路圖Fig.5 Circuit of current and voltage detection

4 無刷直流電機調速系統軟件設計

該無刷直流電機調速系統應用于四旋翼飛行器上，電機的轉速與飛行器的升力之間沒有確定的關系，而且受電機參數、螺旋槳結構與尺寸影響很大，因此該電機調速系統對電機調速的精度要求不高。飛行姿態(tài)的控制則是通過機載IMU慣性測量單元與該調速系統結合形成負反饋系統完成的，調速系統控制器通過I2C總線與飛行控制器通信，接收PWM占空比信號值。飛行姿態(tài)的調整在本文不做研究，因此該調速電路只要實現開環(huán)調速即可滿足性能要求。該系統軟件流程圖如圖6所示。

圖6 系統軟件流程圖Fig.6 Flow chart of system

4.1 電機啟動程序設計

該直流無刷電機調速系統的驅動采用軟件啟動方式。直流無刷電機在靜止或者低速運行的時候，非導通相反電動勢為零或者極低，不利于測量，難以實現電機的自啟動[6]。本設計采用三段式啟動方法：首先給AB相通較低電壓較長時間實現電機轉子的預定位，其次根據估測的換相時間換相逐步提高電壓縮短通電時間，最后檢測反電動勢過零點信號是否正常，正常后轉入無刷直流電機運行狀態(tài)。期間檢測系統總電流值，若超過20 A則產生中斷信號并關斷所有MOS管，啟動失敗，重新啟動。

4.2 電機調速控制程序

當電機自啟動以后，則進入無刷直流電機無傳感器運行狀態(tài)。選擇相應的未導通相，設置模擬比較器相應的輸入通道，打開比較器中斷，進行反電動勢檢測，并且記錄中斷響應時刻，計算相鄰兩次換向時間差，計算換向延遲30°電角度需要的時間，等待換相。電機速度的調整通過PWM信號的占空比來進行調節(jié)。

4.3 電機保護程序設計

為了防止電機堵轉、控制信號故障、硬件驅動電路故障引起的電流過大燒毀電機，設計了保護程序。首先系統上電時會檢測系統電池電壓是否在額定范圍內，如果電池電壓低于10 V，則關閉所有MOS管，禁止啟動飛行。若電池電壓正常則進行MOS管短路檢測，首先全部關斷所有MOS管檢測系統漏電流是否在安全范圍內，然后依次導通每個MOS管，關閉其他MOS管，檢測系統電流，如果遠大于系統漏電流則表明有MOS管被擊穿，停止啟動。如果MOS管自檢全部通過則進入正常啟動程序。正常工作中監(jiān)測系統總電流，若電流超過20 A則進入保護狀態(tài)，產生中斷信號并關斷所有MOS管。

5 系統測試

經過調試，此方案下實現的四旋翼飛行器無刷直流電機調速系統能夠滿足要求。用安捷倫6054示波器觀測該電機調速器控制新西達2217無刷直流電機空載運行時的三相繞組相電壓波形，圖7所示PWM占空比為50%時的波形。經測量系統設置電機為最高轉速時系統總電流低于7 A，電機沒有發(fā)熱現象。

圖7 PWM占空比為50%時三相電樞電壓Fig.7 Waveform figure of armature voltage(50%PWM)

6 結束語

針對四旋翼飛行器的要求設計了該款基于ATmega8單片機的無刷直流電機調速系統，采用反電動勢過零檢測法實現無傳感器控制，完成了硬件設計與軟件調試，同時設計了電機保護策略，盡可能保證系統的安全。經試驗證明，該系統能夠正常驅動無刷直流電機，為四旋翼飛行器提供動力來源。

[1]岳基隆，張慶杰，朱華勇.微小型四旋翼無人機研究進展及關鍵技術淺析[J].電光與控制，2010（10）：46-52.YUE Ji-long， ZHANG Qing-jie，ZHU Hua-yong.Research progress and key technologies of micro quad-rotor UAVs[J].Electronics Optics＆ Control.2010（10）：46-52.

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