基于MEMS傳感器的飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)設(shè)計

飛行姿態(tài)的測量對于無人機的控制起著至關(guān)重要的作用，針對傳統(tǒng)姿態(tài)測量方法在重量、體積、功耗等各方面不能滿足小型無人機要求的問題，提出一種基于MEMS傳感器的飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)設(shè)計方案；在姿態(tài)解算過程中利用姿態(tài)融合算法對其姿態(tài)角進行了求解；給出了飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)和軟件設(shè)計流程；與XW5100傳統(tǒng)慣性測量單元進行試驗對比，在50s的測試時間內(nèi)，滾轉(zhuǎn)角和俯仰角的相對誤差均在±1°范圍內(nèi)，滿足系統(tǒng)設(shè)計需要。

近年來，隨著無人機在科學(xué)研究方面的不斷深入，其在民用領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。無人機飛行過程中，包括姿態(tài)角、三軸加速度和三軸角速率等所有姿態(tài)信息，都必須通過慣性測量單元實時反饋給飛行控制計算機，飛行控制計算機才能根據(jù)這些反饋的姿態(tài)信息實現(xiàn)無人機的控制。針對小型無人機而言，傳統(tǒng)的姿態(tài)測量方法并不能滿足其自身重量、體積、功耗等各方面的要求，而采用最新的微電子和MEMS（微機械電子系統(tǒng)）技術(shù)將微機械加速度計、微機械陀螺儀及外圍輔助電路集成得到的微型慣性測量單元則很好的解決了這一問題?；诖耍疚睦肕EMS傳感器設(shè)計了一種高測量精度且價格低、體積小的飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)。它能有效避免XW5100、NAV440CA－200等傳統(tǒng)慣性測量裝置（IMU）在小型無人機應(yīng)用中的不足，具有一定的實際意義和應(yīng)用價值。

系統(tǒng)總體設(shè)計

結(jié)合小型無人機自身功能對系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的要求，本文采用模塊化的設(shè)計思想對飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)進行了設(shè)計。其結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示。

系統(tǒng)主要包括上位PC機、CPU模塊、微型慣性測量單元和外圍輔助電路等幾個部分。其中PC機與CPU模塊之間通過RS－485通信模塊進行通信，并利用ZCC220L－232電子羅盤輸出的磁航向信息以提高系統(tǒng)測量精度。作為CPU模塊的核心部件，本文選用的是由ST公司生產(chǎn)的STM32F103RBT6單片機。同時采用MPU6050作為微慣性測量單元，對姿態(tài)角、三軸加速度和三軸角速率等姿態(tài)信息進行測量，并通過I2C接口形式實現(xiàn)了數(shù)據(jù)輸出。

系統(tǒng)硬件組成

CPU模塊

作為STM32系列一款高性能的32位單片機，STM32F103RBT6采用了專門的Cortex－M3內(nèi)核，能夠滿足嵌入式系統(tǒng)高性能、低功耗、低成本的應(yīng)用要求。與傳統(tǒng)ARM7HDMI內(nèi)核相比，Cortex－M3內(nèi)核在單周期乘法和除法、內(nèi)置中斷控制器等各個方面都進行了優(yōu)化；同時結(jié)合Thumb－2指令集的使用，使得該系列產(chǎn)品的處理速度和性能顯著提高、代碼容量明顯降低。另外，此種單片機具有豐富的外設(shè)接口，使其與其他模塊及設(shè)備之間可以直接相連；從而有效減小電路結(jié)構(gòu)、便于PCB板的制作、有利于節(jié)約成本。

微型慣性測量單元

圖1 系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)框圖

飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)的微型慣性測量單元選用的是MPU6050（運動處理傳感器）。該傳感器內(nèi)部集成有一個可擴展的DMP （數(shù)字運動處理器）以及利用MEMS制成的3軸加速度計和3軸陀螺儀。其中DMP支持不同系統(tǒng)的運作時間偏差，并擁有磁力感測器校正演算技術(shù)，能夠避免繁瑣的濾波和數(shù)據(jù)融合。MPU6050與外部數(shù)字傳感器之間可用I2C接口進行連接，擴展之后可輸出一個9軸的信號。

慣性傳感器可進行失調(diào)、靈敏度的校準及其在不同軸上的精確對準；另外，微處理器可對其進行動態(tài)補償，以保證傳感器的高精度輸出。STM32F103RBT6與MPU6050的硬件電路連接如圖2所示。

圖2 STM32F103RBT6與MPU6050接口原理圖

圖3 系統(tǒng)軟件流程圖

姿態(tài)融合算法

通過對不同姿態(tài)算法的適用情況和優(yōu)缺點進行比較，本系統(tǒng)最終采用一種姿態(tài)融合算法進行姿態(tài)解算。該算法在姿態(tài)解算過程中首先對載體運動狀態(tài)進行判斷，并對各種姿態(tài)算法進行數(shù)據(jù)融合；然后針對不同的運動狀態(tài)選擇不同的解算方法進行求解。當載體靜止或勻速運動時，該算法直接利用電子羅盤和加速度計測得的姿態(tài)信息進行姿態(tài)矩陣的更新。當載體在進行變速運動而非旋轉(zhuǎn)運動時，該算法就利用陀螺數(shù)據(jù)在加速度計上一周期解算值的基礎(chǔ)上進行四元數(shù)解算。其求解方法選用的是四階龍格—庫塔法，求解公式如式（1）所示：

當載體在進行旋轉(zhuǎn)運動時，首先采用二次曲線擬合角速度，并對其進行優(yōu)化處理；得到優(yōu)化后的旋轉(zhuǎn)矢量三子樣算法如式（2）所示：

系統(tǒng)軟件設(shè)計

軟件開發(fā)平臺

本設(shè)計選用了Keil公司生產(chǎn)的能夠支持ARM、Cortex－M3核處理器的RealView MDK作為系統(tǒng)的軟件開發(fā)平臺，并使用U－LINK1進行硬件仿真和調(diào)試。作為一種集成了RealView編譯器與Keil μVision3開發(fā)環(huán)境的軟件開發(fā)工具，RealView MDK具有強大的性能分析和Simulation設(shè)備模擬功能，同時能夠自動配置啟動代碼。而硬件仿真器U－LINK1可以通過多種接口實現(xiàn)程序的高速下載及系統(tǒng)的仿真與調(diào)試。

軟件模塊設(shè)計

飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)的軟件部分也采用了模塊化的設(shè)計方案，其工作流程如圖3所示。

系統(tǒng)軟件主要包括系統(tǒng)初始化過程、傳感器數(shù)據(jù)采集和預(yù)處理、系統(tǒng)任務(wù)調(diào)度及輔助功能模塊等幾個部分。

將飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)與XW5100傳統(tǒng)慣性測量單元同向固定于同一水平面上，利用RS－485與PC機進行通信，并將輸出結(jié)果通過PC機進行保存。系統(tǒng)上電后，手動改變水平面的傾斜度，最后將飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)與XW5100輸出的結(jié)果進行了對比，在50s的測試時間內(nèi)，滾轉(zhuǎn)角和俯仰角的相對誤差均在±1°范圍內(nèi)，滿足系統(tǒng)設(shè)計要求。

結(jié)語

本文從硬件結(jié)構(gòu)、姿態(tài)融合算法和軟件設(shè)計等幾方面入手設(shè)計了一種基于MEMS傳感器的飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)。該系統(tǒng)適用于小型無人機飛行測試，具有高可靠性、低價格且結(jié)構(gòu)輕巧等優(yōu)點。通過與傳統(tǒng)慣性測量單元的試驗對比，結(jié)果表明其姿態(tài)測量精度較高、數(shù)據(jù)采集速度較快，能夠滿足小型無人機對飛行姿態(tài)測量系統(tǒng)設(shè)計需求。

10.3969/j.issn.1001- 8972.2016.20.028