王 丙， 王 琪， 張 震， 高進(jìn)可

(1.江蘇科技大學(xué) 張家港校區(qū) 機(jī)電與汽車工程學(xué)院，江蘇 張家港 215600;2.江蘇科技大學(xué) 蘇州理工學(xué)院 機(jī)電與動(dòng)力工程學(xué)院，江蘇 張家港 215600)

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基于ARM的多傳感器四旋翼飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)*

王 丙1， 王 琪1， 張 震1， 高進(jìn)可2

(1.江蘇科技大學(xué) 張家港校區(qū) 機(jī)電與汽車工程學(xué)院，江蘇 張家港 215600;2.江蘇科技大學(xué) 蘇州理工學(xué)院 機(jī)電與動(dòng)力工程學(xué)院，江蘇 張家港 215600)

為改變以傳統(tǒng)嵌入式處理器的四翼飛行器的控制方式，基于四旋翼飛行器的工作原理和性能特點(diǎn)，提出了一種基于ARM Cortex—M7的嵌入式處理器的飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)方案。闡述了四旋翼飛行器的物理結(jié)構(gòu)與飛行原理，給出了硬件系統(tǒng)總體方案；在整合各功能模塊的基礎(chǔ)上，對(duì)系統(tǒng)硬件電路進(jìn)行設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了模擬仿真運(yùn)行和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。仿真與實(shí)驗(yàn)表明：設(shè)計(jì)能夠保證系統(tǒng)的高穩(wěn)定性，能滿足飛行器起飛、懸停、側(cè)飛等飛行模態(tài)的控制要求。

ARM; 多傳感器; 四翼飛行器; 控制系統(tǒng)硬件電路設(shè)計(jì)

0 引 言

近年來(lái)，隨著傳感器技術(shù)、數(shù)字圖像處理技術(shù)、信號(hào)與系統(tǒng)處理技術(shù)的迅速發(fā)展，以及各種新材料、新能源的廣泛應(yīng)用，國(guó)內(nèi)的小型飛行器的研究開(kāi)發(fā)工作逐漸升溫，許多形成了產(chǎn)業(yè)[1,2]。但國(guó)內(nèi)研究方向的重點(diǎn)主要分為3個(gè)方面：姿態(tài)控制、傳感器技術(shù)發(fā)展以及新材料的應(yīng)用、電池領(lǐng)域技術(shù)的研究[3]。在控制算法上，卡爾曼濾波算法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制算法等得到廣泛應(yīng)用。

四旋翼飛行器具有線性度差、耦合性強(qiáng)等特點(diǎn)，需要通過(guò)無(wú)刷電調(diào)來(lái)控制4個(gè)無(wú)刷電機(jī)實(shí)現(xiàn)由4個(gè)輸入量，6個(gè)自由度的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的平衡控制,同時(shí)這也使得飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)比較困難[4]。傳統(tǒng)的飛行器飛行控制系統(tǒng)采用Cortex—M0,Cortex—M3以及Cortex—M4等微處理器作為主控計(jì)算機(jī)，存在硬件資源有限，運(yùn)算和處理速度相對(duì)較慢等問(wèn)題。

本文設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)選用ARM Cortex—M7處理器，和傳統(tǒng)的控制方式相比，浮點(diǎn)單元(SFPU)精度更高，處理速度極快。本文基于ARM Cortex—M7的多傳感器硬件控制系統(tǒng)，經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)調(diào)試，四旋翼飛行器的處理速度及控制精度都顯著提高。

1 物理結(jié)構(gòu)與飛行原理

四旋翼飛行器采用如圖1所示的機(jī)械結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，由1個(gè)支架和4個(gè)螺旋槳組成，支架中間放置有飛行控制板以及各種外設(shè)，4個(gè)螺旋槳幾何尺寸和角度相同，呈左、右、前、后4個(gè)方向兩兩對(duì)稱排列。4個(gè)電機(jī)對(duì)稱安裝在支架端部，其中電機(jī)1和電機(jī)3逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，電機(jī)2和電機(jī)4順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，此時(shí)飛行器的陀螺效應(yīng)和空氣扭矩效應(yīng)相互作用而彼此抵消，從而保證四旋翼飛行器能夠平衡穩(wěn)定地飛行[5]。本文采用的四旋翼飛行器旋翼的旋轉(zhuǎn)切角是固定值，因此，要通過(guò)調(diào)節(jié)每個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)實(shí)現(xiàn)六自由度的飛行姿態(tài)控制。增加或減少4個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)完成垂直方向上的升降運(yùn)動(dòng)，調(diào)節(jié)1，3旋翼的轉(zhuǎn)速差來(lái)控制仰俯速率和進(jìn)退運(yùn)動(dòng)，調(diào)節(jié)2，4旋翼的轉(zhuǎn)速差來(lái)控制橫滾速率和傾飛運(yùn)動(dòng)，調(diào)節(jié)2個(gè)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)電機(jī)和2個(gè)逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)電機(jī)的相對(duì)速率來(lái)控制偏航運(yùn)動(dòng)。

圖1 四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)示意

2 飛行器控制系統(tǒng)總體系統(tǒng)設(shè)計(jì)

控制系統(tǒng)是一個(gè)多輸入多輸出的系統(tǒng)，控制部分的模塊主要的輸入信號(hào)有各個(gè)傳感器的信號(hào)輸入，輸出信號(hào)主要為四路可變脈寬的控制電機(jī)信號(hào)，同時(shí)還需要多個(gè)定時(shí)/計(jì)數(shù)器控制信號(hào)的脈寬。由于控制系統(tǒng)需要處理多個(gè)傳感器回傳的數(shù)據(jù)，同時(shí)還要實(shí)時(shí)控制4個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)達(dá)到系統(tǒng)的平衡。這就要求控制系統(tǒng)的響應(yīng)速度必須快，因此，本飛行器微處理器模塊選用ARM Cortex—M7內(nèi)核的STM32F756IGT56的32位RISC的MCU,時(shí)鐘頻率最高可達(dá)到216 MHz，有單SFPU精度，支持多ARM單精度處理指令，并且擁有I2C總線接口、SPI接口、AD采集接口、多路PWM輸出、多個(gè)串口以及JTAG下載。飛行控制器硬件結(jié)構(gòu)圖如圖2。

圖2 飛行控制器總體硬件結(jié)構(gòu)框圖

3 電源模塊

四旋翼飛行器由2 200 MAh，11.1 V，持續(xù)放電倍率30 C鋰電池供電，通過(guò)DC/DC轉(zhuǎn)換器模塊的設(shè)計(jì)可輸出5 V與3.3 V的電壓對(duì)不同電路進(jìn)行供電，確保各模塊正常穩(wěn)定的工作。整個(gè)電路采用一階低帶通濾波。前一級(jí)采用LM2941穩(wěn)壓模塊，其最大承受電流可達(dá)3 A，功率最大可達(dá)45 W，后一級(jí)采用線性穩(wěn)壓模塊，輸出電壓的波紋更小，電壓更加穩(wěn)定。實(shí)驗(yàn)證明，設(shè)計(jì)方案滿足控制系統(tǒng)要求。具體DC/DC轉(zhuǎn)換電路如圖3。

圖3 穩(wěn)壓電源電路

4 多傳感器測(cè)量模塊

四旋翼飛行器受外界噪聲的干擾影響較大，精確地建立數(shù)學(xué)模型相對(duì)困難。為了準(zhǔn)確地控制四旋翼飛行器的飛行姿態(tài)和位置，需要在控制系統(tǒng)中加入多只不同種類的傳感器。為了準(zhǔn)確控制飛行器的飛行高度，設(shè)計(jì)大氣壓傳感器測(cè)量大氣壓力的大小來(lái)計(jì)算飛行器的飛行高度；為了穩(wěn)定控制飛行器的飛行姿態(tài)，設(shè)計(jì)加速度傳感器與陀螺儀來(lái)測(cè)量3軸加速度與角速度。多傳感器回傳的數(shù)據(jù)為自主導(dǎo)航功能提供了極為有效的支撐。

4.1 氣壓傳感器

飛思卡爾Xtrinsic MPL3115A2壓力傳感器基于微機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)技術(shù)，新增了加速計(jì)和磁力計(jì)，相比傳統(tǒng)的氣壓傳感器，可提供更為精確的壓力和海拔高度數(shù)據(jù)，具有采樣頻率可調(diào)的能力。其功耗非常低，具有數(shù)字輸出、自主數(shù)據(jù)采集等功能特點(diǎn)，測(cè)壓范圍為20～1 100 kPa，具有靈活的采樣率，最高達(dá)128 Hz，工作溫度范圍為-40～+85 ℃，能很好地滿足四旋翼飛行器的高度控制。MPL3115A2具體應(yīng)用電路如圖4。

圖4 大氣壓力傳感器和陀螺儀應(yīng)用電路

4.2 加速度傳感器

MMA7361 是一種功耗低、精度高、穩(wěn)定性好的3軸加速度傳感器，通過(guò)模擬輸出為外部電路提供直接測(cè)量信號(hào)，其工作電壓為 3.3～8 V。工作模式下電流為400 μA，休眠模式下為3 μA。靈敏度很高，在1.5gn量程下為800 mV/gn，可以準(zhǔn)確地測(cè)量飛行器的加速度數(shù)據(jù)。這個(gè)芯片的X-OUT,Y-OUT,Z-OUT是3軸數(shù)據(jù)的模擬輸出，因此,AD應(yīng)該采集的就是這4個(gè)管腳的電壓值，除了這3個(gè)模擬輸出以及電源和地之外還有SL,OG,ST,GS這4個(gè)管腳，其中,SL用來(lái)切換睡眠模式和正常模式，該管腳置1為正常模式，ST為Self-test,該ST管腳 置1用來(lái)初始化芯片，GS管腳為模式選擇位，該位置0為1.5gn的模式，置1為6gn的模式，OG管腳為輸出，當(dāng)每個(gè)軸都是0gn時(shí)這個(gè)管腳會(huì)輸出1，一般用這個(gè)管腳來(lái)判斷自由落體運(yùn)動(dòng)。加速度傳感器應(yīng)用電路如圖5所示。

圖5 加速度傳感器應(yīng)用電路

4.3 陀螺儀(3軸角速度傳感器)

本系統(tǒng)采用MPU—6500作為飛行器的姿態(tài)傳感器。陀螺儀起到測(cè)量飛行器角速度的作用，在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中非常重要。MPU—6500通過(guò)其I2C協(xié)議接口連接進(jìn)行通信，其高達(dá)400 kHz快速模式的I2C可以滿足四旋翼飛行器的數(shù)據(jù)傳輸。只需要將MPU—6500的SDA數(shù)據(jù)線和SCL時(shí)鐘線與STM32F756IGT56的通用I/O口相連接即可，具體應(yīng)用電路如圖4，其中,C27為標(biāo)準(zhǔn)的旁路濾波電容器，C26，C28為供電電壓濾波電容器。MPU—6500可以精確跟蹤快速和慢速的運(yùn)動(dòng)，能很好地滿足飛行器運(yùn)動(dòng)姿態(tài)的測(cè)量。另外，MPU—6500還內(nèi)嵌了一個(gè)溫度傳感器和在工作環(huán)境下僅有±1 %變動(dòng)的振蕩器，穩(wěn)定性極高。 MPU—6500 陀螺儀安裝于垂直于飛行器機(jī)體坐標(biāo)系的Z軸來(lái)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)3軸角速度的測(cè)量。

5 無(wú)線通信模塊

無(wú)線通信模塊實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器的飛行控制和跟蹤定位，與地面控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)交換信息，接收地面控制系統(tǒng)發(fā)送的飛行控制指令、發(fā)送給地面控制系統(tǒng)當(dāng)前四軸飛行器的飛行數(shù)據(jù)和姿態(tài)數(shù)據(jù)等信息，以完成指定的飛行任務(wù)。

研究中應(yīng)用Nordic公司出品的單芯片無(wú)線收發(fā)芯片NRF2401，通信距離可達(dá)500 m，工作頻率在2.4～2.5 GHz，相比傳統(tǒng)的通信工具，具有極低的電流消耗，在-5 dBm的輸出功率時(shí)僅為10.5 mA，在接收模式僅為18 mA。NRF2401還具有多通道工作模式，125個(gè)數(shù)據(jù)通道，通道切換時(shí)間≤200 μs，滿足多點(diǎn)通信和調(diào)頻需要，使飛行器與地面通信更加迅速。ARM通過(guò)SPI端口與NRF2401通信，SPI通信端口適合與各種MCU連接，編程簡(jiǎn)單。無(wú)線通信模塊電路圖如圖6。

圖6 無(wú)線通信模塊電路

系統(tǒng)針對(duì)無(wú)線傳輸模塊做了穩(wěn)定性測(cè)試，通過(guò)測(cè)試連通性、傳輸距離和誤碼率，確定無(wú)線通信模塊的性能特性。測(cè)試時(shí)把遙控器設(shè)置成為發(fā)送信號(hào)模式，地面站負(fù)責(zé)接收，通過(guò)地面站來(lái)顯示接收信號(hào)的次數(shù)，記錄地面站顯示的接收信號(hào)變量的值來(lái)評(píng)估無(wú)線傳輸特性的質(zhì)量。測(cè)試的地點(diǎn)選在了學(xué)校的實(shí)驗(yàn)室以及空曠的操場(chǎng)上，用電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)或停止判斷通信的成功與否。該飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行了80次實(shí)驗(yàn)測(cè)試。詳細(xì)的記錄見(jiàn)表1。

表1 測(cè)量不同環(huán)境下通信距離的數(shù)據(jù)

結(jié)果分析：無(wú)線通信模塊在20 m以后進(jìn)行通信時(shí)，信號(hào)傳輸次數(shù)明顯下降。主要原因是無(wú)線通信的功率造成的。表明，低功耗無(wú)線通信模塊在設(shè)計(jì)的需求范圍內(nèi)能夠有效地工作。

6 低壓報(bào)警電路

為使飛行器更加地安全飛行，不致于在電量不足的情況下造成損傷?？刂葡到y(tǒng)中設(shè)計(jì)了低壓報(bào)警電路，通過(guò)STM32的ADC端口對(duì)電池電壓進(jìn)行實(shí)時(shí)地采集并記錄，引入SOC理論，當(dāng)SOC低于某個(gè)下限時(shí)，驅(qū)動(dòng)報(bào)警裝置報(bào)警，同時(shí)給地面站發(fā)送報(bào)警信號(hào)，示意飛行器此時(shí)就地降落或自動(dòng)返航。經(jīng)過(guò)試驗(yàn)，能夠很好滿足本飛行器的設(shè)計(jì)要求。SOC估算應(yīng)用電路如圖7。

圖7 低壓報(bào)警電路

7 實(shí)驗(yàn)與仿真

四旋翼飛行器在姿態(tài)解算時(shí)，陀螺儀分別檢測(cè)Roll(左右傾斜)、Pitch(前后傾斜)、Yaw(左右搖擺)全方位動(dòng)態(tài)角速度信息。在對(duì)陀螺儀采集的角速度進(jìn)行積分的過(guò)程中，會(huì)不斷累積積分誤差。積分誤差產(chǎn)生的原因主要有兩方面：積分時(shí)間和由于自身的機(jī)械特性而產(chǎn)生零漂溫漂等現(xiàn)象。

由于陀螺儀的溫漂特性以及加速度計(jì)易受噪聲干擾的影響，將陀螺儀與加速度傳感器組合使用，不但對(duì)零點(diǎn)漂移進(jìn)行了補(bǔ)償，而且對(duì)溫漂、積分誤差有明顯地抑制作用。而且使加速度傳感器良好的靜態(tài)性能與陀螺儀良好的動(dòng)態(tài)性能相結(jié)合[6，7]，能夠有效地抵抗外界干擾的影響。數(shù)據(jù)經(jīng)卡爾曼濾波算法處理后，有效地降低了數(shù)據(jù)噪聲的影響。

圖8為飛行器實(shí)際飛行3個(gè)軸的數(shù)值經(jīng)上位機(jī)輸出的曲線比較，經(jīng)過(guò)PID調(diào)節(jié)控制之后可以看出飛行器的飛行姿態(tài)穩(wěn)定性明顯增強(qiáng)，擾動(dòng)變小。

圖8 三軸實(shí)際飛行姿態(tài)角數(shù)據(jù)

8 結(jié) 論

控制系統(tǒng)以ARM架構(gòu)的STM32F756IGT56為處理器，以MPU—6500和MMA—7361作為飛行器的姿態(tài)傳感器，以超低功耗2.4GHz的NRF2401作為無(wú)線通信器件，以MPL3115A2作為大氣壓力傳感器實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛行系統(tǒng)的高度，并設(shè)計(jì)了低壓報(bào)警電路使整個(gè)系統(tǒng)硬件電路的安全性大大提高。在加速度傳感器與陀螺儀的融合使用過(guò)程中，通過(guò)卡爾曼濾波算法對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，有效地抑制了在硬件電路設(shè)計(jì)中無(wú)法避免的零漂、溫漂、噪聲等干擾因素。實(shí)驗(yàn)調(diào)試表明：本研究中基于ARM Cortex—M7的硬件控制系統(tǒng)能夠穩(wěn)定、可靠地運(yùn)行。

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Design of control system for multi-sensor quadrotor based on ARM*

WANG Bing1, WANG Qi1, ZHANG Zhen1, GAO Jin-ke2

(1.School of Mechatronic and Automobile Engineering,Jiangsu University of Science and Technology at Zhangjiagang,Zhangjiagang 215600,China;2.School of Mechatronic and Power Engineering,Suzhou Institute of Technology,Zhangjiagang 215600，China)

In order to change the conventional control mode of quadrotor with embedded processor,a solution of flight control system is presented based on working principle and performances of quadrotor,design of flight control system based on embedded ARM Cortex—M7 is proposed.Flight principles and mechanical structures of quadrotors are presented, as well as general scheme of hardware system.On the basis of integration of each function module,hardware circuit design of multi-sensor control system based on ARM Cortex—M7 is discussed in detail.Simulation operation and experimental verification are carried out.Simulation and experimental results show that high stability of the control system is guaranteed and the requirements of flight modes are satisfied,including aircraft taking off,hovering,flying side and so on.

ARM; multi-sensor; quadrotor; hardware circuit design of control system

10.13873/J.1000—9787(2017)07—0120—04

2016—07—11

2015江蘇省高等學(xué)校大學(xué)生創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)訓(xùn)練計(jì)劃資助項(xiàng)目(201510289078X)

TP 202

B

1000—9787(2017)07—0120—04

王 丙(1992-)，男，研究方向?yàn)槠囯娮蛹夹g(shù)。

王 琪(1962-)，男，教授， 從事CAD/CAE/CAM，車輛工程/特種車輛設(shè)計(jì)與制造技術(shù)方向研究工作。