李運堂，賈宇寧，王鵬峰，趙靜一，樓曉春

(1.中國計量學院 機電工程學院，浙江 杭州310018;2.杭州職業(yè)技術學院，浙江 杭州310018)

0 引 言

近年來，隨著微電子技術、傳感器技術、信號處理技術的迅速發(fā)展，以及新能源、新材料的廣泛應用，使四旋翼無人飛行器的控制算法與工程應用得到了優(yōu)化與創(chuàng)新。國防科技大學、上海交通大學等學者提出了基于Backstepping方法、自抗擾控制、滑膜技術的控制［1，2］。斯坦福大學的STARMAC 工程研發(fā)的四旋翼飛行器系統(tǒng)具有可靠完全自主航點跟蹤的能力，具備多飛行器協(xié)同飛行水平［3］。麻省理工學院無人機集群健康管理計劃實現了通過地面操作實現多個無人機對動態(tài)環(huán)境感知、重建并規(guī)劃飛行［4］。

考慮到四旋翼飛行器具有非線性、多變量、強耦合等特點，要通過無刷電調控制4 個無刷電機的轉速來實現由4 個輸入量，6 個自由度的欠驅動系統(tǒng)的控制［5］。在四旋翼飛行器控制系統(tǒng)總體結構設計的過程中對飛行原理進行定性定量的分析，可以減少飛行實驗平臺的搭建時間，也可為電源模塊、飛行控制模塊的設計提供理論基礎。為實現四旋翼飛行器的自穩(wěn)控制，通過陀螺儀、大氣壓力傳感器、三軸加速度傳感器采集到的數據對飛行姿態(tài)進行解析，但是飛行時所產生的機體震動、溫漂、零漂所帶來的誤差以及外界環(huán)境的干擾［6］，使位置姿態(tài)的估計與飛行高度的保持產生了較大的困難。

對此，本文在飛行控制系統(tǒng)設計中對加速度傳感器與陀螺儀融合使用，解析姿態(tài)數據的過程中使用卡爾曼濾波算法，不但有效地減弱了陀螺儀的溫漂、零漂現象，還使得多傳感器間的優(yōu)缺點互補，提高了四旋翼飛行器的控制精度。

1 飛行原理與機械結構

四旋翼飛行器的旋翼對稱地安裝在呈十字交叉的支架頂端，位置相鄰的旋翼旋轉方向相反，同一對角線上的旋翼旋轉方向相同，以此確保了飛行系統(tǒng)的扭矩平衡［7］，如圖1所示。四旋翼飛行器旋翼的旋轉切角是固定值，因此，要通過調節(jié)每個電機的轉速來實現六自由度的飛行姿態(tài)控制。增大或減少4 個電機的轉速來完成垂直方向上的升降運動，調節(jié)1，3 旋翼的轉速差來控制仰俯速率和進退運動，調節(jié)2，4 旋翼的轉速差來控制橫滾速率和傾飛運動，調節(jié)2 個順時針旋轉電機和2 個逆時針旋轉電機的相對速率來控制偏航運動。

圖1 四旋翼飛行器飛行原理圖Fig 1 Flight principle diagram of quadrotor

通過對飛行原理的分析，把可行性、低成本、易維護作為主要考慮因素，設計的樣機如圖2 所示。機臂由鏤空工程塑料材料PA66 和30%玻璃纖維制成，質量相對較輕，強度大，對稱電機軸距55 cm，為保證水平起飛與平穩(wěn)著陸，四旋翼飛行器底部安裝起落架。電機旋翼等具體參數為:機體質量為857 g;最大負載約為300 g;機身高度為31 cm;飛行時間約為8 min。在整機安裝過程中盡量保證重心在機械機構的對稱中心，實際飛行實驗證明了系統(tǒng)動力設備與機械結構的可行性。

圖2 四旋翼飛行器樣機Fig 2 Prototype of quadrotor

2 總體結構設計

四旋翼飛行器的硬件系統(tǒng)以飛控板為核心，搭載動力設備、電源模塊與遙控模塊。圖3 描述了以ATMEGA644P—AU 為核心芯片搭載多傳感器的飛行控制系統(tǒng)總體結構框圖，整體系統(tǒng)利用11.1 V 鋰電池供電，飛控與無刷電調以I2C 總線數據傳輸來調節(jié)4 個電機的轉速;在遙控模塊中，2.4 MHz 的控制信號通過PPM 解碼板與飛控板進行數據傳輸;在多傳感器系統(tǒng)中，大氣壓力感器用于飛行高度檢測，陀螺儀與加速度計的融合使用用于姿態(tài)解算。

3 電源模塊

四旋翼飛行器由2200 MAh，11.1 V，持續(xù)放電倍率30 C鋰電池供電，通過穩(wěn)壓電路的設計對不同電路進行供電，確保各模塊正常穩(wěn)定的工作?？刂葡到y(tǒng)需要5，3 V 兩種電平供電，電壓轉換電路如圖4 所示。

圖3 飛行控制器總體結構框圖Fig 3 Overall structure block diagram of flight controller

由鋰電池提供的11.1 電壓經兩塊7805 穩(wěn)壓芯片后轉為5 V 電壓，一部分用于飛控板供電，一部分向預留的外部接口供電。經7805 輸出的5 V 電壓經過2 個MCP1700T 穩(wěn)壓芯片輸出3V 電壓，一部分供給控制系統(tǒng)的數字電路，一部分供給控制系統(tǒng)的模擬電路。330 μF/25 V 電解電容器，10 nF/16 V 鉭電容器，貼片電容器的并聯使用起到了防止電壓抖動與濾波的作用。

圖4 電壓轉換電路Fig 4 Voltage conversion circuit

4 多傳感器控制模塊

為了準確地控制四旋翼飛行器的飛行姿態(tài)，需要在控制系統(tǒng)中加入不同的傳感器，加速度傳感器與三個陀螺儀來測量三軸加速度與角速度，大氣壓力傳感器通過測量起始位置與飛行位置的氣壓差對飛行高度控制，為自主導航功能提供支持。

大氣壓力傳感器選擇的是 Freescale 公司的MPX4250A，在該集成傳感器芯片上，除具有壓阻式壓力傳感器外，還有用作溫度補償的薄膜電阻網絡，測壓范圍為20～250 kPa，輸出電壓為0.2 ～4.9 V，工作溫度范圍為-40～+125 ℃。電路如圖5 所示，可以根據壓力的大小，通過控制P_1 和P_2 選擇不同的放大倍數，提高采樣的精度。

圖5 大氣壓力傳感器應用電路Fig 5 Applied circuit of barometric pressure sensor

LIS344ALH 是一種低功耗、高性能、高精度的三軸加速度傳感器，通過模擬輸出為外部電路提供直接測量信號，加速度傳感器的工作電壓為2.2～3.6 V，檢測量程可以在±2 gn或±4 gn間選擇。其中，VREF 為通過穩(wěn)壓芯片MCP1700T 轉換為3 V 的穩(wěn)定電壓輸入。應用電路如圖6所示，選擇100 nF 的貼片電容器作為VCC 端的解耦電容，在輸出端使用1 μF 的濾波電容減小噪聲。

圖6 加速度傳感器應用電路Fig 6 Applied circuit of acceleration sensor

考慮到振動誤差無法通過加速度傳感器進行補償，因此，陀螺儀選型的過程中把機械性能作為重要的考慮因素，選擇了可以在單芯片上實現完整單軸角速度響應的ADXRS610 陀螺儀傳感器。3 個ADXRS610 陀螺儀分別安裝于垂直于機體坐標系的XYZ 軸來實現系統(tǒng)三軸角速度的測量。應用電路如下圖7 所示。

圖7 陀螺儀應用電路Fig 7 Applied circuit of gyroscope

5 實驗與仿真

四旋翼飛行器在姿態(tài)解算時，陀螺儀傳感器直接測量的是角速度，在積分得到角度的過程中隨著時間的增長會產生累計積分誤差，積分誤差產生的原因一方面是積分時間，另一方面，由于自身的機械特性會產生零漂溫漂等現象［8］。在陀螺儀的使用過程中融合加速度傳感器，不僅為陀螺儀提供了絕對參考系，而且使加速度傳感器優(yōu)秀的靜態(tài)性能與陀螺儀良好的動態(tài)性能相結合［9］，較好地抑制了外界干擾。數據經卡爾曼濾波算法處理后，可有效地降低數據噪聲。

圖8 為加速度傳感器采樣數據與卡爾曼濾波后的數據比較，可以明顯地看到噪聲信號減小了，但是仍有少量的擾動存在。

圖9 的曲線表明了陀螺儀采集角速度數據存在零漂、溫漂現象，當確定零漂為0.05°，靜態(tài)輸出電壓為2.63V時，從波形圖中可以觀察到通過卡爾曼濾波處理后的積分數據平滑收斂，不但對零點漂移進行了補償，而且對累計積分誤差，溫漂有較好的抑制作用。

圖8 加速度計采樣數據經卡爾曼濾波后的數據圖Fig 8 Data diagram of sampling datas of accelerometer processed by Kalman filtering

圖9 陀螺儀采樣數據經卡爾曼濾波后的數據圖Fig 9 Data diagram of sampling datas of gyroscope processed by Kalman filtering

6 結 論

本文從四旋翼飛行器的飛行原理入手，整合各個功能模塊并通過對主要傳感器的選型完成四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的硬件電路設計，實現了飛行實驗平臺的搭建，多次飛行實驗證明了硬件系統(tǒng)的可行性，達到了預期設計目標。在加速度傳感器與陀螺儀的融合使用過程中，通過卡爾曼濾波算法對數據進行處理，有效地抑制了在硬件電路設計中無法避免的零漂、溫漂等干擾因素，仿真結果證明了該方法的有效性。

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