黃 智，張建強(qiáng)，蘇潤叢

(中國船舶工業(yè)系統(tǒng)工程研究院，北京 100094)

0 引言

無人飛行器是一種可以自主飛行或者遙控飛行的飛行器，飛行器機(jī)身內(nèi)部沒有飛行員操控機(jī)器。近年來，無人機(jī)在很多領(lǐng)域得到普及，尤其是旋翼、撲翼類型的無人機(jī)已被廣泛應(yīng)用，而四旋翼無人機(jī)以其操縱簡單和控制遠(yuǎn)離，使其可以在起飛后停在空中的特點(diǎn)，在以上類型中尤為突出，且同時(shí)靈活度較高，控制容易，維護(hù)方便，目前在商用領(lǐng)域和民用領(lǐng)域發(fā)揮著關(guān)鍵作用。四旋翼無人機(jī)的抗干擾能力也影響著無人機(jī)的飛行效果，因?yàn)樗男頍o人機(jī)容易受到電磁、風(fēng)力、線性擾動(dòng)等外部環(huán)境的干擾，如果四旋翼無人機(jī)的抗干擾能力較低，會(huì)對(duì)四旋翼無人機(jī)的控制性產(chǎn)生很大的影響，尤其在飛行姿態(tài)上[1-2]。

針對(duì)四旋翼無人機(jī)容易受到外部干擾、飛行姿態(tài)控制能力低等問題，國內(nèi)學(xué)者對(duì)其展開了研究，有學(xué)者采用了反步控制、自抗擾控制等技術(shù)設(shè)計(jì)了四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)，但系統(tǒng)在提升四旋翼無人機(jī)的抗干擾能力和姿態(tài)控制性能方面效果不明顯[3-4]。

為了解決以上出現(xiàn)的問題，本文設(shè)計(jì)了基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)，采用硬軟件結(jié)合的方式實(shí)現(xiàn)對(duì)無人機(jī)姿態(tài)的控制，通過實(shí)驗(yàn)去驗(yàn)證文中系統(tǒng)的可行性。

1 基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

本文設(shè)計(jì)的基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。

圖1 基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)

四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)由電源模塊、驅(qū)動(dòng)模塊、遙控模塊和無線通信模塊共同構(gòu)成。電源模塊包括電壓電流傳感器和鋰電池，鋰電池為電壓電流傳感器提供能量。驅(qū)動(dòng)模塊包括無刷電機(jī)與無刷直流電調(diào)兩個(gè)部分，主要作用是驅(qū)動(dòng)四旋翼無人機(jī)的飛行。遙控模塊包括PPM編碼器、接收機(jī)和遙控器，對(duì)四旋翼無人機(jī)的飛行起控制作用。電源模塊、驅(qū)動(dòng)模塊以及遙控模塊在主控器的作用下，將數(shù)據(jù)傳輸?shù)絽f(xié)處理器以及無線通信模塊中。各個(gè)模塊相互作用，共同完成四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)的硬件構(gòu)造。

1.1 主控制器設(shè)計(jì)

四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)需要提供硬件支撐，采用最新型的微處理器并且接口充足的主控制器作為系統(tǒng)設(shè)計(jì)的輔助，主控制器的接口主要包括SPI接口、USB接口、串行通信接口、UART接口，方便與系統(tǒng)中其他硬件進(jìn)行數(shù)據(jù)的傳輸。主控器結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 主控器結(jié)構(gòu)圖

主控制器具有很高的工作頻率，在對(duì)四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)信息和受干擾信息進(jìn)行解算時(shí)，較高的工作頻率可提高解算的速度[5]。主控制器是由多個(gè)時(shí)鐘發(fā)生器組成的，發(fā)生器的作用是輸出PWM波信號(hào)并達(dá)到控制電機(jī)轉(zhuǎn)速的目的，當(dāng)四旋翼無人機(jī)受到較多干擾，造成主處理器發(fā)生故障無法正常運(yùn)行時(shí)，為了保護(hù)控制系統(tǒng)，在主控制器上集成了一片協(xié)處理器，協(xié)助主控制器對(duì)四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)信息進(jìn)行控制，并提升整個(gè)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，使四旋翼無人機(jī)可以安全飛行[6]。

1.2 傳感器模塊

傳感器模塊由位置傳感器和姿態(tài)傳感器構(gòu)成，位置傳感器用于測量無人機(jī)所處的位置，主要分為接觸式和接近式；姿態(tài)傳感器由三軸的陀螺儀、加速度計(jì)以及電子羅盤等運(yùn)動(dòng)傳感器組成，其作用是通過ARM處理器得出三維姿態(tài)與方位等數(shù)據(jù)。四旋翼無人機(jī)在執(zhí)行空中目標(biāo)飛行任務(wù)時(shí)，會(huì)產(chǎn)生姿態(tài)信息，對(duì)姿態(tài)信息進(jìn)行分析計(jì)算可以得到飛行的姿態(tài)角，運(yùn)用加速計(jì)我們可以得出無人機(jī)飛行時(shí)的加速度，軸向的加速度屬于四旋翼無人機(jī)軸向受力，其經(jīng)過運(yùn)算后形成飛行速度，通過飛行速度和飛行距離，可以對(duì)四旋翼無人機(jī)的線運(yùn)動(dòng)進(jìn)行描述[7]。四旋翼無人機(jī)姿態(tài)傳感器如圖3所示。

圖3 四旋翼無人機(jī)姿態(tài)傳感器

觀察上圖可知，位置傳感器內(nèi)部集成了氣壓高度計(jì)和GPS，氣壓高度計(jì)用于觀測飛行時(shí)的海拔高度，GPS用于實(shí)時(shí)定位，保證飛機(jī)在飛行過程中的安全。四旋翼無人機(jī)在進(jìn)行自主飛行或遙控飛行時(shí)，飛行的最大高度主要使用氣壓高度計(jì)進(jìn)行測量，在空中懸停時(shí)，相對(duì)于地面的位置由GPS進(jìn)行遠(yuǎn)程定位。傳感器模塊內(nèi)部主要包括三軸加速度計(jì)/三軸陀螺儀MPU6000，LSM6DS3中的陀螺儀感測無人機(jī)的角速度非常準(zhǔn)確，對(duì)無人機(jī)的快慢飛行動(dòng)作也可準(zhǔn)確追蹤，同時(shí)加速度計(jì)可準(zhǔn)確測量四旋翼無人機(jī)在各個(gè)方向的加速度。為了提升四旋翼無人機(jī)的抗干擾能力，額外增加了三軸陀螺儀/三軸加速度計(jì)MPU6000，其采樣頻率為2 kHz，當(dāng)無人機(jī)發(fā)生共振時(shí)，可與LSM6DS3構(gòu)成雙陀螺儀和雙加速度計(jì)結(jié)構(gòu)，避免由于發(fā)生共振，測量過程出現(xiàn)問題[8-9]。

1.3 電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制模塊

為保障四旋翼無人機(jī)的穩(wěn)定、安全飛行，四旋翼無人機(jī)的電機(jī)選用無刷直流電機(jī)，無刷直流電機(jī)主要包括電機(jī)主體以及驅(qū)動(dòng)器兩個(gè)部分，該電機(jī)是自動(dòng)式運(yùn)行的，但是運(yùn)行時(shí)需要具有較高的轉(zhuǎn)速和響應(yīng)速度，因此選用型號(hào)為朗宇X2216的無刷直流電機(jī),該款電機(jī)具有較好的穩(wěn)定性，由于無刷電機(jī)的驅(qū)動(dòng)依賴于無刷電流的驅(qū)動(dòng)，因此本文選用好盈天行者60 A無刷電流電調(diào)，其額定輸出電流為60 A，最高瞬時(shí)電流可達(dá)到70 A，可對(duì)本文選用的無刷直流電機(jī)進(jìn)行快速調(diào)速[10-12]。電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)控制模塊電路圖如圖4所示。

圖4 電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)控制模塊電路圖

1.4 無線數(shù)據(jù)傳輸模塊

傳感器采集的姿態(tài)信息數(shù)據(jù)和位置信息數(shù)據(jù)需要實(shí)時(shí)顯示在上位機(jī)上，以此監(jiān)控四旋翼無人機(jī)的飛行狀態(tài)，為了實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的穩(wěn)定、安全飛行，選用3DR無線數(shù)據(jù)傳輸模塊，可傳輸無人機(jī)的飛行數(shù)據(jù)，發(fā)射頻率最高為500 MHz,功率為450 MW，在于主控制器進(jìn)行通信時(shí)，選用SPI接口作為通信接口[13]，SPI接口具有操作性強(qiáng)、備傳輸數(shù)據(jù)快等特點(diǎn)，被廣泛的應(yīng)用于數(shù)據(jù)的傳輸中。無線數(shù)據(jù)傳輸模塊[14]接口如圖5所示。

圖5 無線數(shù)據(jù)傳輸模塊接口示意圖

通過對(duì)主控制器、傳感器模塊、電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制模塊和無線數(shù)據(jù)傳輸模塊等硬件進(jìn)行設(shè)計(jì)，可以提高無人機(jī)飛行時(shí)的抗干擾能力。對(duì)主控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)可以保證無人機(jī)在遭遇干擾時(shí)，可以及時(shí)的恢復(fù)到穩(wěn)定的狀態(tài)，避免對(duì)無人機(jī)飛行造成影響；對(duì)傳感器模塊進(jìn)行設(shè)計(jì)可以準(zhǔn)確得出實(shí)時(shí)的姿態(tài)信息、姿態(tài)角以及飛行加速度，保證無人機(jī)飛行時(shí)的速度與姿態(tài)角處于安全范圍內(nèi)，實(shí)現(xiàn)對(duì)自身進(jìn)行控制，達(dá)到抗干擾的目的；對(duì)電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制模塊進(jìn)行設(shè)計(jì)可以調(diào)節(jié)無人機(jī)飛行時(shí)的速度，同時(shí)可以根據(jù)飛行情況對(duì)速度進(jìn)行及時(shí)調(diào)整。對(duì)無線數(shù)據(jù)傳輸模塊進(jìn)行控制可以及時(shí)了解外界情況，在遭遇干擾前可以采取相應(yīng)的應(yīng)對(duì)措施。

2 基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

通過本文設(shè)計(jì)的系統(tǒng)軟件實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的穩(wěn)定飛行，并使基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)可以正常運(yùn)行，根據(jù)下發(fā)的飛行任務(wù)指令對(duì)四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)進(jìn)行控制[15]。

本文設(shè)計(jì)的基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)的軟件流程如圖6。

圖6 基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件流程

首先，將系統(tǒng)進(jìn)行初始化。當(dāng)系統(tǒng)發(fā)送中斷請(qǐng)求時(shí)，姿態(tài)傳感器采集的姿態(tài)信息數(shù)據(jù)由主控制器進(jìn)行讀取，如果讀取失敗，則需要重新讀取姿態(tài)數(shù)據(jù)。

然后，通過姿態(tài)解算得到飛行姿態(tài)角。為了獲得四旋翼無人機(jī)的飛行姿態(tài)角[16]，采用雙陀螺儀對(duì)四旋翼無人機(jī)在飛行過程中產(chǎn)生的仰俯角進(jìn)行測量，測量過程需要用雙加速度計(jì)[17]計(jì)算加速度，再運(yùn)用得到的姿態(tài)信息，得出飛行中的飛行姿態(tài)角。陀螺儀在進(jìn)行測量工作時(shí)，在較短的測量周期內(nèi)，測量的準(zhǔn)確度較好，但四旋翼無人機(jī)也存在一些弊端，容易受到外界因素的影響，穩(wěn)定性較差，測量誤差會(huì)不斷的增加，累積到一定程度就會(huì)造成低頻干擾和漂移。四旋翼無人機(jī)在執(zhí)行空中目標(biāo)飛行任務(wù)時(shí)，由于振動(dòng)會(huì)產(chǎn)生較高的高頻干擾信號(hào)，該干擾信號(hào)嚴(yán)重影響了加速度計(jì)的測量，導(dǎo)致瞬時(shí)傾角誤差較高。陀螺儀和加速度在短時(shí)間內(nèi)雖然會(huì)存在一定的測量誤差，但該測量誤差不隨時(shí)間的增加而增加，飛行過程得出的姿態(tài)信息需要計(jì)算，并對(duì)角速度數(shù)據(jù)、加速度數(shù)據(jù)、誤差數(shù)據(jù)進(jìn)行融合、改正，獲得處理過的姿態(tài)角，再采用互補(bǔ)濾波器分別對(duì)陀螺儀和加速度計(jì)進(jìn)行信號(hào)檢測和控制調(diào)度，獲得經(jīng)過檢測和調(diào)度的瞬時(shí)姿態(tài)角，為了得到精確的實(shí)時(shí)姿態(tài)角，需要將飛行中某一刻的姿態(tài)角和飛行過程中的姿態(tài)角進(jìn)行修改并統(tǒng)一[18]。

最后實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼無人機(jī)的飛行控制。飛行的具體控制過程是獲取飛行最優(yōu)姿態(tài)角-傳感器讀取飛行指令-測算最優(yōu)姿態(tài)角-實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的控制，整個(gè)控制過程都離不開對(duì)姿態(tài)控制算法[19]的運(yùn)用，其主要起到支撐的作用。由于四旋翼無人機(jī)對(duì)電磁、磁場等干擾較敏感，因此為了提升四旋翼無人機(jī)飛行的抗干擾能力，采用串級(jí)PID控制策略提升控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性[20]，并在串級(jí)PID的外環(huán)內(nèi)存入四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)信息和誤差數(shù)據(jù)，主控制器讀取誤差數(shù)據(jù)，并將誤差數(shù)據(jù)作為PID內(nèi)環(huán)輸入，最后運(yùn)用PWM波信號(hào)控制人機(jī)電機(jī)的轉(zhuǎn)速[21-22]。

通過對(duì)四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行軟件設(shè)計(jì)，可以提高無人機(jī)飛行時(shí)的飛行精度，同時(shí)設(shè)計(jì)使用串級(jí)控制提升了系統(tǒng)的穩(wěn)定性，保證了無人機(jī)飛行時(shí)的平穩(wěn)。對(duì)軟件進(jìn)行設(shè)計(jì)可以不斷地對(duì)傳感器讀取的數(shù)據(jù)進(jìn)行判斷并修正，提高了數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性以及自身對(duì)于數(shù)據(jù)的判斷能力，可以有效地解決飛行中的干擾問題。

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

為了驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)系統(tǒng)的抗干擾性、控制能力以及響應(yīng)速度，選用傳統(tǒng)控制系統(tǒng)與本文設(shè)計(jì)的基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)抗干擾姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行對(duì)比實(shí)驗(yàn)，通過比較偏航角以及滾動(dòng)角變化的情況，判斷系統(tǒng)的穩(wěn)定性，根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以得出本文設(shè)計(jì)的系統(tǒng)具有較強(qiáng)的抗干性和控制力，同時(shí)響應(yīng)速度較快。

為了模擬最真實(shí)的干擾情況，在偏航角和滾動(dòng)角的通道上加入高斯白噪聲，模擬飛行中受到的干擾。設(shè)計(jì)實(shí)驗(yàn)在MATLAB平臺(tái)上進(jìn)行，同時(shí)為了保證干擾最接近真實(shí)情況，選用均值為0、方差為10的高斯白噪聲。具體實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖7所示。

圖7 干擾下控制的偏航角

由8圖可知，本文方法控制的俯仰角在干擾條件下，偏航角一直保持在0.25 rad,并持續(xù)穩(wěn)定，而傳統(tǒng)方法的偏航角由0.33 rad變?yōu)?.25 rad后，偏航角突然變?yōu)榱?.20 rad，之后隨時(shí)間的變化一直保持在0.25 rad。

圖8 干擾控制下的滾動(dòng)角

由圖9可知，當(dāng)傳統(tǒng)系統(tǒng)與本文系統(tǒng)處于穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)，給每個(gè)系統(tǒng)較大的外在干擾力矩，兩個(gè)系統(tǒng)的總力矩比原始力矩增加了很多，傳統(tǒng)系統(tǒng)的滾動(dòng)角姿態(tài)信息馬上出現(xiàn)了嚴(yán)重失穩(wěn)狀態(tài)，滾動(dòng)角由0變?yōu)?00 rad，隨無人機(jī)的運(yùn)行，滾動(dòng)角一直保持在200 rad，但是由于受到耦合因素的影響導(dǎo)致整個(gè)傳統(tǒng)控制系統(tǒng)處于失控狀態(tài)，說明傳統(tǒng)方法容易受到干擾，并且自身不具有控制能力。但是在本文設(shè)計(jì)的基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)中，滾動(dòng)角雖受到了一定擾動(dòng)影響，但很快又恢復(fù)了原始滾動(dòng)角的角度，系統(tǒng)一直處于穩(wěn)定狀態(tài)，對(duì)四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)控制沒有產(chǎn)生影響，除了對(duì)比兩個(gè)系統(tǒng)的抗干擾能力外，還對(duì)兩種系統(tǒng)的姿態(tài)控制性能進(jìn)行了比較，對(duì)比結(jié)果如圖9所示。

圖9 姿態(tài)控制性能實(shí)驗(yàn)結(jié)果

由圖可知，姿態(tài)角的度數(shù)在一定范圍內(nèi)時(shí)，傳統(tǒng)系統(tǒng)與本文系統(tǒng)的控制性能無明顯區(qū)別，當(dāng)姿態(tài)角﹥1°時(shí)，本文系統(tǒng)的波動(dòng)與期望滾轉(zhuǎn)角的波動(dòng)較吻合，而傳統(tǒng)方法波動(dòng)性較大，與期望滾轉(zhuǎn)角曲線差別較大。

4 結(jié)束語

基于傳統(tǒng)控制系統(tǒng)出現(xiàn)的；本文利用了混合濾波的四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)，并為該系統(tǒng)提供了一系列的硬件設(shè)備包括主控制器以及各種模塊，為了實(shí)現(xiàn)對(duì)控制系用的充分運(yùn)用，然后在系統(tǒng)軟件方面，給出了軟件流程，最后通過與傳統(tǒng)系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)對(duì)比，驗(yàn)證了本文設(shè)計(jì)的基于混合濾波的四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)優(yōu)于傳統(tǒng)系統(tǒng)，該系統(tǒng)在抗干擾和控制能力方面具有較大的優(yōu)越性，并且能夠及時(shí)響應(yīng)，得出的數(shù)據(jù)也較為精準(zhǔn)，實(shí)現(xiàn)了四旋翼無人機(jī)的安全、穩(wěn)定飛行，具有一定的應(yīng)用價(jià)值。