黃軍友

（四川信息職業(yè)技術(shù)學(xué)院 四川 廣元 628000）

X模式四旋翼飛行器具有載荷輕、體積小、自主飛行、控制復(fù)雜等特點，基于PID控制的X模式四旋翼飛行器，飛行控制的系統(tǒng)硬件設(shè)計的總體要求選擇低功耗電子設(shè)備、高性能遙控接收設(shè)備、高速微處理器、良好的可擴(kuò)展性、強(qiáng)抗干擾性等?？煽啃?、可行性、先進(jìn)性、實時性和高集成度是具體的方案設(shè)計過程中應(yīng)該重點考慮。

1 硬件設(shè)計

X模式該模式以兩根軸的正中間為前進(jìn)方向，調(diào)節(jié)迅速，由兩個電動機(jī)共同完成一個軸的控制，前進(jìn)方向為電動機(jī)1和電動機(jī)2中間的方向，如圖1所示。

圖1 X模式四旋翼飛行器的電動機(jī)與槳的關(guān)系Fig.1 Relationship between motor and propeller X mode Quadrotor Helicopter

飛行控制板是整個系統(tǒng)的核心，包括電源接口電路、遙控接收電路、姿態(tài)檢測傳感器電路、PWM信號輸出電路、編程接口電路、信號指示電路等。采用ST公司基于Cortex-M3內(nèi)核的STM32F103C8T6的32位ARM芯片，外設(shè)有定時器、ADC、SPI、I2C、 USART 和 USB 等[1]。電子調(diào)速器（ESC）采用好盈電調(diào)產(chǎn)品，遙控采用2.4G天地飛-7遙控器。

1.1 電源接口電路

電源接口電路是采用5 V轉(zhuǎn)3.3 V的三端穩(wěn)壓芯片LM1117，由于飛行控制板體積比較小所以采用了SOT-223的封裝。下圖中的C20與C17均為退耦電容，大小為0.1 μF，C18為鉭電容起穩(wěn)壓的作用，大小為47 μF，如圖2所示。

圖2 電源接口電路Fig.2 Power interface circuit

1.2 姿態(tài)檢測傳感器電路

姿態(tài)傳感器包括陀螺儀傳感器、加速度計傳感器。陀螺儀傳感器選擇村田公司的ENC-03RC，測量范圍為-300度每秒～+300度每秒，輸出0～3.3 V的模擬信號，在未測量到角速度信號時輸出的電壓為1.35 V。加速度計傳感器選擇飛思卡爾公司的MMA7361三軸的模擬加速度計傳感器，可以工作在±1.5 G和±6 G兩種狀態(tài)，工作在±1.5 G模式時為800 mV/g。加速度計傳感器電路如圖 3，C15、C16、C17分別為 Z、Y、X 軸的濾波電容，大小為3 300 pF。

圖3 加速度計傳感器電路Fig.3 The accelerometer sensor circuit

單軸陀螺儀傳感器的電路如圖4，C1濾除電源中高頻信號部分，C2防止電源不穩(wěn)造成的角速度輸出不穩(wěn)，C3保證基準(zhǔn)電壓的穩(wěn)定，R1和C4構(gòu)成一個低通濾波器，F(xiàn)C≈1.4 K。

圖4 單軸陀螺儀傳感器電路Fig.4 Single axis gyroscope sensor circuit

2 軟件部份

四旋翼飛行器具有6個空間自由度，同時只能通過調(diào)節(jié)4個螺旋槳的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)飛行控制，屬于欠驅(qū)動系統(tǒng)的一種。系統(tǒng)具有高度非線性、參數(shù)攝動、多目標(biāo)控制要求及控制量受限等特點[2]。

2.1 姿態(tài)解算分析

維納濾波器需要太大的內(nèi)存開銷、及大量的運(yùn)算[3]；卡爾曼濾波需要得到實際物體的準(zhǔn)確模型，單片機(jī)需要處理的運(yùn)算量太大、嚴(yán)重降低了實時性[4]。結(jié)合實際系統(tǒng)的處理器配置采用互補(bǔ)濾波算法，互補(bǔ)濾波器能融合加速度計傳感器和陀螺儀傳感器二者的數(shù)值，最后通過濾波器得到一個較精確的姿態(tài)角、和互補(bǔ)算法的計算量較小又不需要精確模型的這些優(yōu)點后、對卡爾曼進(jìn)行簡單的解耦?；パa(bǔ)濾波算法簡述如下：第一件是即時融合，就是實時地根據(jù)加速度計的數(shù)值反推出陀螺儀積分應(yīng)有的數(shù)值，然后根據(jù)當(dāng)前的陀螺儀積分進(jìn)行調(diào)整。第二件是長期融合，在代碼里用0.5秒的時間采集加速度計的數(shù)據(jù)，然后到0.5秒時對這些數(shù)據(jù)進(jìn)行平均，依此來得到一個相對穩(wěn)定的加速度計數(shù)值。根據(jù)這個數(shù)值來相對準(zhǔn)確地知道四軸這0.5秒的姿態(tài)，然后再修整調(diào)整量，做到自動穩(wěn)定到平衡位置。第三件是根據(jù)調(diào)整量的大小，決定是否需要修改陀螺儀中立點。

2.2 PID控制

PID控制簡單的說就是按偏差的比例 （Proportional）、積分（Integral）、微分（Derivative）進(jìn)行的控制[5]。 PID 控制器的控制算法為：

上式中 u（t）是 PID 控制器的輸出，e（t）是 PID 控制器的輸入，Ji是積分時間常數(shù)，Td是微分時間常數(shù)。

2.3 程序流程

整個平衡控制程序利用C語言和匯編語言完成，即混合編程。程序流程如圖5所示。

圖5 程序流程圖Fig.5 Program flow diagram

3 互補(bǔ)濾波器濾波仿真

圖6 姿態(tài)解算濾波仿真圖Fig.6 Attitude solution filter simulation diagram

圖6（a）是在階躍干擾時通過濾波器得到的一個濾波波形，圖中1為陀螺儀傳感器數(shù)值波形、2為加速度傳感器數(shù)值波形、3實線為最終的濾波效果波形。表明此濾波器對階躍干擾具有良好的抑制作用。圖6（b）是在左右搖晃時通過濾波器得到的一個濾波波形，圖中1為陀螺儀傳感器數(shù)值波形、2為加速度傳感器數(shù)值波形、3實線為最終的濾波效果波形。表明濾波效果穩(wěn)定可靠。圖6（c）是在水平方向來回滑動時通過濾波器得到的一個濾波波形，圖中1為陀螺儀傳感器數(shù)值波形、2為加速度傳感器數(shù)值波形、3為最終的濾波效果波形。表明加速度傳感器對于水平運(yùn)動量是比較敏感。

4 結(jié)束語

受限于模型的精確性，經(jīng)過理論分析得到的飛行控制參數(shù)不一定是四旋翼飛行器樣機(jī)飛行中的最佳控制參數(shù)，懸停測試，在5 s的測試時間內(nèi)，四旋翼飛行器左右前后移動幅度小于10 cm。傾斜角度小于15度。

[1]LED_hq.STM32F103C8T6[EB/OL].[2012-02-16].http://baike.baidu.com/view/7751910.htm.

[2]孫寧，方勇純.一類欠驅(qū)動系統(tǒng)的控制方法綜述[J].智能系統(tǒng)學(xué)報，2011（3）:200-207.

SUN Ning，F(xiàn)ANG Yong-chun.A review for the control of a class of underactuated systems[J].Caai Transactions on Intelligent Systems，2011（3）：200-207.

[3]芮兵，吳敏忠，江慶平.FIR方法在維納濾波器設(shè)計中的應(yīng)用與仿真[J].現(xiàn)代計算機(jī)，2011（19）:10-13.

RUI Bing，WU Min-zhong，JIANG Qing-ping.Application and simulation of FIR method in wiener filter designing[J].Modern Computer，2011（19）:10-13.

[4]符拯，王書滿，劉丙杰.自適應(yīng)卡爾曼濾波的最新進(jìn)展[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)，2009（6）:62-66.

FU Zheng，WANG Shu-man，LIU Bing-jie.An overview of the development of adaptive kalman filtering[J].Tactical Missile Technology，2009（6）:62-66.

[5]顧立鈞.最優(yōu)控制系[M].北京:水利電力出版社，1993.

[6]龐慶霈.四旋翼飛行器設(shè)計與穩(wěn)定控制研究[D].安徽:中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2011.