楊述斌，黃俊榕

武漢工程大學電氣信息學院，湖北武漢 430205

基于實時操作系統(tǒng)的小型四軸飛行器設計

楊述斌，黃俊榕

武漢工程大學電氣信息學院，湖北武漢 430205

針對四軸飛行器控制實時性較差的問題，提出了一種利用移植實時操作系統(tǒng)的STM 32單片機進行飛行器控制的解決方案.以32位ARM（Advanced RISCMachines）微控制器STM 32F103CB單片機作為飛行器的控制芯片，采用四元數結合PID（proportion，integral&derivative）控制算法并利用RTX（Real-Time eXtension）實時操作系統(tǒng)對四軸飛行器進行姿態(tài)控制，同時使用多傳感器并發(fā)處理技術實現了四軸飛行器的數據采集.實驗表明，本設計實現了四軸飛行器上，控制信號和電池電量數據的雙向、快速傳輸，獲取的姿態(tài)信息精度高，四軸飛行器姿態(tài)角更新更迅速且易操作，提高了飛行器運行的穩(wěn)定性，具有實時性.

RTX實時操作系統(tǒng)；STM32F103CB；四軸飛行器；并發(fā)處理

四軸飛行器是一種比較新型化的飛行器，目前國際上對四軸飛行器的研究比較熱門，它在民用與軍事領域都擁有十分廣闊的應用前景.四軸飛行器的靈活性主要體現在能夠在空中自由懸停和快速移動兩個方面.與傳統(tǒng)的直升飛機相比，他的機械結構簡單，因此成本較低；操控方便，因此穩(wěn)定性較高［1］.四軸飛行器除了可用于航拍之外，還有諸如大氣氣象數據采集、運送物資等方面的應用［2］.

針對四軸飛行器的姿態(tài)控制問題，學者們提出了不同的控制算法，例如自適應控制方法、針對無人機的不確定性和非線性問題設計的DI/QFT控制器等.本設計在解決四軸飛行器的控制方面主要使用PID控制算法，并結合實驗目標對樣機進行建模仿真，同時使用地面站上位機軟件進行飛行姿態(tài)仿真，驗證其飛行的可靠性與穩(wěn)定性［3］.姿態(tài)測量所采用的是三軸陀螺儀和三周加速度計相結合的方式完成，將上述兩傳感器測得數據傳給主控模塊進行姿態(tài)解算得到滾動角、俯仰角、偏航角來分析飛行器的實時姿態(tài).

在確保硬件電路正常功能的情況下，解決了部分電磁兼容問題.考慮到成本等綜合因素，微控制器使用的是STM 32F103CB單片機；為保證控制的實時性，軟件設計用了嵌入式實時操作系統(tǒng)RTX［4］.實現飛行器對操作動作的迅速響應（響應時間小于20ms）、準確（角度變差在±5°以內），高度控制誤差低于（30 cm），設計利用2.4 GHz頻率的無線通信技術實現飛行器與地面站之間的雙向通信，控制飛行器飛行軌跡，有效控制范圍50m；自行搭載一塊360mAh可充電電池（可額外擴充一塊），正常情況下能不間斷連續(xù)飛行5 min～7 min.采用STM32F103CB作為微控制器，其中飛行器還包括陀螺儀、各種傳感器（氣壓計MS5611、電子羅盤HMC5883L）、無線通信模塊（NRF24L01）、動力系統(tǒng)模塊.

1 系統(tǒng)的總體設計

民用四軸飛行器的發(fā)展是伴隨著單片機資源的豐富和一系列新型傳感器的問世而出現的.因為不需要調整旋翼與飛行器之間的角度，4個螺旋槳與電機采用直接相連的結構.布局方面常有“十字形”布局和“?字型”布局，四軸飛行器通過調整4個電機的轉速來完成自身姿態(tài)的調整［5］.本設計使用一款成熟的STM32單片機作為主控芯片，使用陀螺儀對其狀態(tài)參數進行采集，使用無線收發(fā)芯片完成與外界實時數據通信，使用RTX嵌入式實時操作系統(tǒng)實現四旋翼飛行器的軟件設計方案.飛行器總體設計框圖如圖1所示.

圖1 系統(tǒng)整體結構Fig.1 Overall structure of the system

2 主要硬件電路設計

2.1 硬件總設計框架與硬件資源分配

飛行器的整個控制系統(tǒng)包括電源模塊、姿態(tài)數據采集模塊（包括陀螺儀、氣壓計、電子羅盤）、無線通信模塊、旋翼空心杯電機、主控制器及接口與擴展等部分［6］.

其中核心的控制器模塊主要包括一塊STM 32F103CB單片機，由意法半導體公司設計出品，其對比起廉價的C51系列單片機來說有非常豐富的外設資源，包括4個標準定時器、3個串口通信端口、2個SPI通信端口，以及2個12位高速A/D轉換.根據主控模塊所需完成的任務進行資源分配：分別控制4個無刷電機驅動；以IIC總線通信和陀螺儀（MPU6050）、電子羅盤（HMC5883L）進行通信的數據獲取端和時鐘提供端；使用的是硬件SPI總線通信與紅外模塊（NRF24L01）通信引腳.

2.2 電源模塊

穩(wěn)定的電流是任何控制系統(tǒng)正常運行的前提條件；對于四軸飛行器，還需要為電機的正常工作提供大功率的電源保障，同時由于使用電池供電，功耗、續(xù)航時間以及電池的重量都需要考慮［7］.此外為了區(qū)分模擬電路部對地電壓及數字電路部分對地電壓，使用2個XC6206做三端穩(wěn)壓電源芯片［8］.其中J7為電池插座，電源模塊電路如圖2所示.

圖2 電源模塊電路圖Fig.2 Circuit diagram of powermodu le

2.3 姿態(tài)測量模塊

姿態(tài)測量模塊是四軸飛行器的一個非常重要的模塊，由3個傳感器協(xié)同工作完成.飛行姿態(tài)主要依靠三軸加速度計、三軸陀螺儀和電子羅盤共同完成；氣壓傳感器的主要作用是獲取溫度和壓力值，之后由微控制器計算出飛行器的海拔高度［9］.其中，三軸加速度計和陀螺儀使用的是InvenSense公司的6軸MPU6050芯片如圖3所示.

電子羅盤則使用Honeywell公司生產的HMC5883L型號磁阻計，如圖4所示.

圖3 陀螺儀外圍電路圖Fig.3 Peripheral circuitdiagram ofgyroscope

圖4 電子羅盤外圍電路圖Fig.4 Peripheral circuitdiagram ofelectronic compass

根據壓力值可計算出飛行器所處的海拔高度，同時使用測得溫度對計算結果進行補償修正（海拔越高，氣壓越低，溫度越低），氣壓計是EMAS公司出品的MS5611數字氣壓傳感器，其外圍電路如圖5所示.

圖5 氣壓計外圍電路圖Fig.5 Peripheral circuitdiagram ofbarometer

2.4 無線通信控制模塊

在調試階段，可以利用無線通信控制模塊將飛行器運行過程中的關鍵參數傳回地面站以供分析［10］.在實際操作中，利用自定義的控制協(xié)議，遙控器可以通過NRF24L01傳輸控制命令控制4個旋翼.通信模塊電路如圖6所示.

2.5 飛行器主控模塊

主控模塊核心部件是一塊微控制器（Micro controller Unit，MCU），這塊MCU在絕大多數的情況下直接決定飛行器的各種性能.在實時系統(tǒng)的任務調度下，MCU實時執(zhí)行大量任務：讀取Sensor數據［11］、以此數據為依據進行控制量計算、以該計算結果為依據控制電機等等.因此，在選擇四軸飛行器的MCU時必須兼顧較高的主頻以保證運算、控制的實時性，同時盡量降低MCU上的功耗以達到更長的續(xù)航時間；除此以外還應預留一定數量的IO口，以確保該設計在未來具有一定的可擴展空間（添加攝像頭、GPS定位系統(tǒng)等設備）.因此挑選了意法半導體公司的STM 32F103作為核心芯片。該芯片基于ARM Cortex-M3架構，工作頻率最高達72MHz.飛行器主控模塊電路如圖7所示.

圖6 通信模塊電路圖Fig.6 Circuitdiagram of communicationmodule

圖7 微控制單元電路圖Fig.7 Circuitdiagram ofmicrocontroller unit

2.6 動力系統(tǒng)模塊

動力系統(tǒng)模塊主要由驅動電路和電機組成，考慮到大小、重量、成本、電壓匹配，選擇直徑為7 mm、長度為20mm空心杯電機.每個電機的重量為3.4 g，工作電壓為3.3 V至4.2 V，工作電流在3.3 V時空轉電流130mA，堵轉電流1.2 A.其中J1為電機電源插座，電機電路如圖8所示.

圖8 動力驅動模塊電路圖Fig.8 Circuitdiagram ofmotormodule

3 系統(tǒng)軟件設計

系統(tǒng)軟件主要通過C語言對STM 32F103微控制器進行編程.實現微控制器對各傳感器模塊測量數據的采集，并將采集到的數據進行姿態(tài)融合后得到準確的位置信息，將這些位置信息送入PID控制程序獲得控制信息，利用這些信息控制各旋翼提升力的調節(jié)［12］.

經過對各個嵌入式實時操作系統(tǒng)的橫向比較，最終采用意法半導體公司自帶的RTX實時操作系統(tǒng)［13］.主要利用RTX系統(tǒng)的任務調度器在各任務之間相互切換；包括獲取各傳感器數據信息的任務、各算法任務、通信任務、電機控制任務.在RTX任務調度器的介入下控制飛行器穩(wěn)定運行.下位機軟件架構如圖9所示.

圖9 下位機軟件架構圖Fig.9 Software architecture diagram of lower computer

3.1 飛行器各驅動軟件設計

為了保證整個系統(tǒng)在RTOS軟件下運行，選擇RTX實時操作系統(tǒng).按照硬件資源的需求，把所有需要處理的過程細分為具有不同優(yōu)先級的任務，雖然同一時間點仍然只能運行一個任務，但是任務間的切換更合理，因此整個控制系統(tǒng)的效率得到了相應的提高，具體表現為提升了飛行器的反應速度與穩(wěn)定性.軟件工作流程應為：首先啟動硬件初始化、操作系統(tǒng)初始化、設置好任務調度時間，然后創(chuàng)建其他需執(zhí)行的任務，系統(tǒng)調度方式配置為搶占型內核，其優(yōu)點是：一旦系統(tǒng)中優(yōu)先級最高的任務準備就緒后，無論當前系統(tǒng)是否空閑都立即去執(zhí)行優(yōu)先級最高的任務.這樣做可以確保系統(tǒng)的實時性，實現關中斷的最大時間為1μs.用信號量、事件等進行通信.使四軸飛行器具有快速反應、易擴展的特點.軟件流程圖如圖10所示.

圖10 軟件流程圖Fig.10 Diagram ofsoftware process

3.2 硬件初始化與系統(tǒng)初始化

硬件初始化部分負責完成微控制器和各傳感器之間互相通信，底層的總體初始化（調用自己的庫函數），其功能有兩部分：一是設置主頻時鐘，同時對將要使用的外圍設備，如串口、IIC、EEPROM等進行初始化［14］；二是RTX系統(tǒng)的內核啟動代碼的初始化.

底層初始化之后對RTX系統(tǒng)進行初始化，配置任務堆棧大小、設置不同任務優(yōu)先級高低、新建任務句柄、新建任務之間通信所需的信號量、郵箱等，以及為了保證系統(tǒng)數據不會出錯所需要的互斥量.

隨著各個任務被一一創(chuàng)建，RTX系統(tǒng)介入程序的運行過程；即從所有準備就緒的任務中挑選優(yōu)先級最高的開始執(zhí)行.此時，對比無操作系統(tǒng)的大循環(huán)類型軟件，實時系統(tǒng)的優(yōu)勢開始慢慢顯現出來.并且涉及的外圍設備資源越豐富，這種優(yōu)勢會越顯著.

3.3 下位機軟件任務設計

程序從主函數開始運行，隨后各個任務被一一創(chuàng)建，創(chuàng)建的任務主要有NRF24L01的DMA方式通信任務，這個任務用于獲取同步各個傳感器的數據；電機控制任務，用于控制電機讓飛行器保持空中航線；算法任務主要實現姿態(tài)融合與PID控制［15］.

當姿態(tài)測量任務啟動之后，陀螺儀和電子羅盤的數據將被MCU用來進行姿態(tài)解算，流程圖如圖11所示.

圖11 姿態(tài)解算框圖Fig.11 Diagram ofattitude calculation

在完成硬件及系統(tǒng)初始化之后啟動RTX系統(tǒng)，創(chuàng)建所有任務，包括各傳感器數據的獲取、濾波及四元數算法、PID控制算法以及無線模塊的通信任務；因為陀螺儀的動態(tài)特性比較高，所以對陀螺儀測量出的角速度進行積分，可得到旋轉角度，該計算值是姿態(tài)解算的重要數據之一.以加速度計的測量數據作為基準對陀螺儀長期累積下來的角速度積分誤差進行補償（因為加速度計瞬時測量值不如陀螺儀可靠）.電子羅盤測量的是地球磁場，由此數據可測算出飛行器的偏航角.

4 實驗測試結果

圖12是基于RTOS的四軸飛行器焊接成形后的底板圖，尺寸為8 cm×8 cm.

圖12 飛行器PCB板設計圖Fig.12 PCB design ofaerial vehicle

因為動力系統(tǒng)是四軸飛行器飛行的關鍵，所以要實時控制電機轉速，此刻STM 32讀取無線接收機的PWM信號，獲取遙控器的指揮信號，以此控制直流電機的速度；此時每個周期定時器不斷更新捕獲比較寄存器的數值，從而達到更新PWM占空比的效果.經過多次試驗，最終選擇控制頻率200 Hz、分頻系數13μs；自動重載寄存器數值為999.

通過匿名地面站上位機軟件對四軸飛行器的飛行狀態(tài)進行仿真，獲得飛行器運行的時候傳感器的數據，并且將飛行器工作的實時數據通過NRF24L01無線收發(fā)芯片接收，再由串口傳輸給主機，用于分析飛行器的實時姿態(tài)和各旋翼電機狀態(tài)等關鍵數據.在保持四軸飛行器和上位機通信的情況下，使用邏輯分析儀檢測IIC通信器件的SCL時鐘線和SDA數據線，可以得到飛行器對遙控器指令的響應時間周期以及每次通信的數據之間的時間間隔，如圖13所示.

圖13 IIC的通信波形Fig.13 Communication waveform of IIC

在使用RTX系統(tǒng)時的情況下，通信時鐘一直是間隔96μs左右，時鐘信號非常穩(wěn)定.其中姿態(tài)更新速度和姿態(tài)角穩(wěn)定性的誤差均在10%以內，海拔高度的準確度和通信誤差均在5%以內.

測試的結果如表1和表2所示，可以看出在有RTX系統(tǒng)的情況下，飛行器的控制響應和通信周期的穩(wěn)定性比沒有RTX系統(tǒng)的“裸版”工作情況更優(yōu)秀，達到了設計目的.

表1 RTX系統(tǒng)測試結果Tab.1 Test resultswith RTX system

表2 無RTX系統(tǒng)測試結果Tab.2 Test resultswithoutRTX system

經過姿態(tài)測量得到當前姿態(tài)量與控制量比較得到PID的調節(jié)偏差，由于PID的固有特性導致P、I、D的3個參數的不固定性，因此需要對飛行器的P、I、D這3個參數進行調節(jié)，如圖14所示.使用遙控器和飛行器做聯(lián)合調試過程，修改PID的參數從而改變各軸向升力，達到維持飛行器工作狀態(tài)平穩(wěn)的目的.

圖14 四軸飛行器飛行效果Fig.14 Flighteffectof quad-rotor aerial vehicle

在四軸飛行器的設計制作與調試過程中同樣遇到其他一些問題，例如四軸飛行器的機身材料選定如何能更加抗摔，槳葉材料選定，STM 32定時器的控制，PCB的電磁兼容等等.

5 結語

本設計采用RTX嵌入式實時操作系統(tǒng)和多任務機制，實現了對飛行器的無線控制，使其具有很好的實時性.采用PID算法編程對飛行器進行姿態(tài)控制；使用聯(lián)合調試的方法調整PID參數.飛行器可在50 m內穩(wěn)定飛行，續(xù)航時間為5min～7 m in，飛行器的IIC通信時鐘間隔非常穩(wěn)定（間隔為96μs，誤差小于1%），提高了姿態(tài)更新速率（比無操作系統(tǒng)的飛行器提高了10ms），并且使飛行器的控制精準度得到了提升（姿態(tài)角誤差小于10%），達到了預想的效果.

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本文編輯：陳小平

Design of M ini-Type Quad-Rotor Aerial Vehicle Based on Real Tim e Operating System

YANG Shubin，HUANG Jun rong
School of Electrical and In formation Engineering，W uhan Institute of Technology，W uhan 430205，China

Aiming at inefficiency in the real time control ofmini-type quad-rotor aerial vehicle，we used the STM32 microcontroller to transplant real time operating system.The 32 bit advanced RISC machines microcontroller STM32F103CB was used as the control chip，and the Real-Time eXtension operating system and four elements combined with proportion，integral and derivative control algorithm were used to control the attitude of mini-type quad-rotor aerial vehicle.Finally，the date collection of quad-rotor aerial vehicle was implemented by using themultiple concurrent sensor processing technology.Experimental results prove that the quad-rotor aerial vehicle quickly complete the two-way transmission of control signal and battery quantity data，and obtain high precise attitude information.Therefore，the attitude angel of quad-rotor aerial vehicle updates more quick ly and operates easily，which improves the stability and real time ofquad-rotor aerial vehicle.

RTX；STM32F103CB；quad-rotor aerialvehicle；concurrentprocessing

TP23

：Adoi：10.3969/j.issn.1674?2869.2017.01.015

1674-2869（2017）01-0083-08

2016-10-08

智能機器人湖北省重點實驗室開放基金項目（HBIR201406）

楊述斌，碩士，教授.E-mail：hzkcool@163.com

楊述斌，黃俊榕.基于實時操作系統(tǒng)的小型四軸飛行器的控制設計［J］.武漢工程大學學報，2017，39（1）：83-90. YANG S B，HUANG JR.Design of control system for mini-type quad-rotor aerial vehicle based on real time operatingsystem［J］.JournalofWuhan Institute of Technology，2017，39（1）：83-90.