黃靚

（平頂山工業(yè)職業(yè)技術(shù)學(xué)院, 河南平頂山, 467000）

0 引言

四旋翼無人機(jī)是一種能夠垂直起降的自主飛行器[1]，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、便于懸停及垂直起降的特點(diǎn)，同時(shí)具有較為良好的可控性，既在近地監(jiān)視與偵察等軍事任務(wù)中有著廣泛的應(yīng)用[2]，又在環(huán)境監(jiān)測(cè)、森林防火、農(nóng)業(yè)植保等民用方面具有廣闊的研究和應(yīng)用前景[3]。由于四旋翼無人機(jī)是一個(gè)非線性、欠驅(qū)動(dòng)、強(qiáng)耦合且存在多個(gè)變量的控制對(duì)象[4]，為較好的完成四旋翼無人機(jī)的位姿控制，本文根據(jù)深度學(xué)習(xí)的原理，設(shè)計(jì)了一種基于STM32的四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)。

1 無人機(jī)控制系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

四旋翼無人機(jī)主要由機(jī)架、飛行控制器、導(dǎo)航與定位系統(tǒng)、自動(dòng)避障系統(tǒng)等組成，無人機(jī)控制系統(tǒng)負(fù)責(zé)控制無人機(jī)飛行，控制系統(tǒng)的性能決定了無人機(jī)飛行的穩(wěn)定性。本控制系統(tǒng)總體框圖如圖1所示。

圖1 四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)框圖

主控制器主要完成控制電路初始化、驅(qū)動(dòng)外圍模塊電路，以及核心算法處理等操作；姿態(tài)檢測(cè)模塊負(fù)責(zé)將姿態(tài)傳感器采集到的位置信息輸入到算法單元進(jìn)行估算，并將獲取的此刻及下一時(shí)刻的姿態(tài)信息傳送到控制模塊，通過測(cè)算下一步動(dòng)作實(shí)現(xiàn)無人機(jī)姿態(tài)調(diào)節(jié)；通過主控制器提供的四路PWM波完成直流電機(jī)的控制和調(diào)節(jié)；電源管理模塊提供適配電壓給各模塊電路；無線通信模塊負(fù)責(zé)遠(yuǎn)距離通信。

■1.1 主控制器

作為飛行控制器的核心，主控制器負(fù)責(zé)接收四旋翼無人機(jī)的各項(xiàng)控制指令，在無遙控信號(hào)輸入時(shí)自主完成飛行。

本設(shè)計(jì)選用ST公司的STM32F4作為主控芯片。主控制器將遙控器接收到的PWM信號(hào)進(jìn)行解碼，得到目標(biāo)姿態(tài)，為電調(diào)提供4路PWM信號(hào)控制4個(gè)無刷電機(jī)的轉(zhuǎn)速，以控制飛行姿態(tài)，并將姿態(tài)傳感器的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)發(fā)送給存儲(chǔ)器，估計(jì)下一時(shí)刻的姿態(tài)。STM32F4系列芯片的電路圖如圖2所示。

圖2 STM32F4芯片電路圖

■1.2 姿態(tài)檢測(cè)模塊

為獲取四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)信息，本設(shè)計(jì)中選擇MPU 6050為主控制器提供無人機(jī)的姿態(tài)變化檢測(cè)；磁力傳感器選用HMC5883L元件，完成四軸無人機(jī)航向角的檢測(cè)；氣壓高度計(jì)芯片選用的MS5611系列芯片，可對(duì)周圍10cm的大氣壓進(jìn)行精確測(cè)量，經(jīng)各自測(cè)量的數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，優(yōu)劣互補(bǔ)。

■1.3 無線通信模塊

為完成無人機(jī)控制系統(tǒng)和地面站之間的遠(yuǎn)程通信，無線通信模塊采用NRF模塊。

系統(tǒng)采用基于2.4GHz的無線通信技術(shù)的新一代低功耗芯片NRF51822，將其作為協(xié)處理器，與遠(yuǎn)程遙控器交互通信，實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離調(diào)節(jié)參數(shù)，并監(jiān)控?zé)o人機(jī)飛行狀態(tài)。

通信模塊中選用了FLY-SKY FS-T62.4G數(shù)碼比率遙控器，該遙控器采用的是間隔發(fā)送工作模式，發(fā)射功率低，工作時(shí)間長(zhǎng)，且具有較高的性價(jià)比。NRF模塊原理圖如圖3所示。

圖3 NRF模塊原理圖

■1.4 電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊

電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊由電機(jī)和電調(diào)組成，二者相互配合帶動(dòng)無人機(jī)的螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)。無人機(jī)的空中姿態(tài)由電機(jī)轉(zhuǎn)速?zèng)Q定，主控制器通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)電路完成電機(jī)控制，控制器輸出的PWM信號(hào)并未直接作用于電機(jī)，而是通過電調(diào)進(jìn)行處理，將處理后得到的三相電流驅(qū)動(dòng)無刷電機(jī)。本系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)裝置采用MT2213-920KV型無刷直流電機(jī)，連接線路如圖4所示。

■1.5 電源管理模塊

本設(shè)計(jì)中的電源管理模塊不僅負(fù)責(zé)為系統(tǒng)各模塊電路提供適配電壓，并為電池提供充電功能，也要實(shí)時(shí)監(jiān)控電池電量的使用情況，當(dāng)電池電量低于設(shè)定閾值時(shí)，需將緊急處理指令傳至地面站。系統(tǒng)供電方案如圖5所示。

圖5 系統(tǒng)供電方案

電源管理模塊選擇的是TP4059電池充電管理芯片和XC6204穩(wěn)壓器芯片。TP4059通過USB接口給電池充電，XC6204保證在低壓時(shí)能夠?yàn)橹骺刂破骱蜔o線通信模塊供電，為系統(tǒng)提供穩(wěn)定電源。

2 系統(tǒng)軟件功能設(shè)計(jì)

本系統(tǒng)按照模塊化、結(jié)構(gòu)化的思想，開發(fā)各模塊的軟件系統(tǒng)，目的是即使四旋翼硬件平臺(tái)變更，只需將原有軟件系統(tǒng)稍作修改，即可在新的平臺(tái)上應(yīng)用。

針對(duì)傳統(tǒng)控制算法需要建立復(fù)雜數(shù)據(jù)模型這一不足，本軟件系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是采用基于深度學(xué)習(xí)的無人機(jī)控制算法。

根據(jù)深度學(xué)習(xí)的原理，對(duì)控制系統(tǒng)軟件進(jìn)行局部設(shè)計(jì)，提出區(qū)域卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(R-CNN)。首先，將圖像劃分成2000-3000個(gè)候選區(qū)域，支持向量機(jī)訓(xùn)練分類器將每個(gè)區(qū)域的特征進(jìn)行分類和排序，最后采用回歸算法進(jìn)行目標(biāo)邊界框重新定位，深度學(xué)習(xí)目標(biāo)控制模型如圖7所示[5]。

圖7 深度學(xué)習(xí)目標(biāo)控制模型

將無人機(jī)的三軸加速度和角速度作為六個(gè)狀態(tài)量，該狀態(tài)量與目標(biāo)值之間的差距Error如式（1）所示：

圖6 電源管理模塊電路圖

式中α1和α2表示加速度與角速度的權(quán)值；sc1、sc2、sc3表示當(dāng)前狀態(tài)中的各分量；st1、st2、st3表示目標(biāo)狀態(tài)中的各分量。式（1）中第一部分為三軸加速度，第二部分為三軸角速度。若目標(biāo)值與六個(gè)狀態(tài)量的差距越大，Error會(huì)增大，無人機(jī)飛離目標(biāo)狀態(tài)越遠(yuǎn)，表明無人機(jī)飛行越不平穩(wěn)；若兩者差距為0，則Error也為0，說明無人機(jī)達(dá)到了目標(biāo)狀態(tài)。由式（1）可知，Error的數(shù)值大小與無人機(jī)穩(wěn)定時(shí)的狀態(tài)呈負(fù)相關(guān)。

在本設(shè)計(jì)中使用Error值衡量無人機(jī)飛行的穩(wěn)定性，Error值越小，無人機(jī)飛行越趨于目標(biāo)狀態(tài)，飛行越穩(wěn)定，控制器的控制效果越好。

依照模型，系統(tǒng)的軟件設(shè)計(jì)由主控制器模塊、數(shù)據(jù)采集模塊、電機(jī)控制模塊、無線通信模塊等四部分組成。

主控制器的流程如圖8所示。

圖8 主控制器流程

主控制器模塊負(fù)責(zé)完成整個(gè)控制電路硬件初始化，算法處理，控制器外圍電路驅(qū)動(dòng)等操作。通過消息機(jī)制，各任務(wù)管理模塊之間進(jìn)行信息交互處理，在整個(gè)控制系統(tǒng)中，控制中心負(fù)責(zé)提供需要調(diào)節(jié)的位置變化量，系統(tǒng)控制中心需要的最新姿態(tài)信息由姿態(tài)測(cè)算模塊實(shí)時(shí)提供，姿態(tài)調(diào)整由電機(jī)驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)電機(jī)實(shí)現(xiàn)。

整個(gè)主控制器采用模塊化編程，以方便程序移植，四旋翼無人機(jī)飛行器軟件流程圖如下：無人機(jī)上電初始化后，首先設(shè)置無人機(jī)工作模式，接下來檢測(cè)電源系統(tǒng)、傳感器等是否正常，自檢正常后則啟動(dòng)運(yùn)行程序，獲取姿態(tài)檢測(cè)模塊中各傳感器數(shù)據(jù)，利用核心算法獲取實(shí)時(shí)姿態(tài)信息，反饋給主控制器，以調(diào)整飛行狀態(tài)。本系統(tǒng)軟件流程如圖9所示。

圖9 軟件流程圖

3 仿真分析

本系統(tǒng)基于GitHub中一個(gè)開源的四旋翼無人機(jī)平臺(tái)驗(yàn)證控制器的控制效果[6]。六個(gè)狀態(tài)量分別是無人機(jī)的三軸角速度與三軸加速度，四個(gè)動(dòng)作量分別是四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，并添加噪聲模擬無人機(jī)真實(shí)飛行中受到的干擾，無人機(jī)的仿真環(huán)境如圖10所示。

圖10 仿真環(huán)境

針對(duì)無人機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)合理性進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)，在控制器控制下，設(shè)定無人機(jī)飛行500步，并記錄Error的最大值、最小值和平均值。分別對(duì)不加控制器、加PID控制器與基于深度學(xué)習(xí)的控制器在空中飛行時(shí)進(jìn)行對(duì)比實(shí)驗(yàn)。三者的error變化曲線如圖11所示。

圖11中，橫坐標(biāo)（step）表示無人機(jī)飛行步數(shù)，縱坐標(biāo)為每步對(duì)應(yīng)的error值，圖中的虛線表示500步error的均值。由圖11(a)知，error值隨步數(shù)增大顯現(xiàn)出明顯的單調(diào)遞增趨勢(shì)，表明不加控制器時(shí)，無人機(jī)的三軸姿態(tài)角離期望值越來越偏離，不能穩(wěn)定飛行；圖11(b)曲線隨步數(shù)增加在一個(gè)較小的范圍內(nèi)上下波動(dòng)，但沒有發(fā)散趨勢(shì)，500步error的均值比圖11(a)小，表明加PID控制器時(shí)，無人機(jī)的姿態(tài)角保持在一定范圍內(nèi)，提高了系統(tǒng)的穩(wěn)定性；圖11(c)的曲線與圖11(b)比較接近，但其均值明顯比PID控制器小，表明基于深度學(xué)習(xí)的控制器性能優(yōu)于傳統(tǒng)PID控制器。

圖11 控制器性能對(duì)比圖

4 結(jié)論

四旋翼無人機(jī)控制作為控制領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)，具有非線性、強(qiáng)耦合等特點(diǎn)，本文設(shè)計(jì)出一種基于深度學(xué)習(xí)的四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，該方法相較傳統(tǒng)PID控制器，避免了復(fù)雜的建模過程，通過仿真實(shí)驗(yàn)，其控制效果優(yōu)于PID控制器，具有較好的抗擾性。后續(xù)將進(jìn)一步優(yōu)化算法，使該算法能適應(yīng)不同結(jié)構(gòu)的無人機(jī)，以及更加復(fù)雜的環(huán)境，提高算法的魯棒性。