2024年2月18日发(作者：乘丽容)
2016 南 阳 理 工 学 院 本科生毕业设计论文
学院系
电子与电气工程学院
专 业 电子信息工程
学 生
指导教师
完成日期
南阳理工学院本科生毕业设计论文
基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计
Autonomous control system for the quadrotor unmanned
aerial vehicle based on ARM processors
总计 毕业设计论文25 页
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插 图 20 幅
3 南 阳 理 工 学 院 本 科 毕 业 设 计论文
基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计
Autonomous controlsystem for the quadrotor unmanned
aerial vehicle based on ARM processors
学 院系 电子与电气工程学院
专 业 电子信息工程
学 生 姓 名
学 号
指 导 教 师职称
评 阅 教 师
完 成 日 期 南阳理工学院
Nanyang Institute of Technology
4
基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计 [摘要]针对改变传统以单片机为处理器的四旋翼自主控制飞行器控制方式的问题
设计了一种基于嵌入式ARM的飞行控制系统的设计和实现方案。这是一种基于ARM
的低成本、高性能的嵌入式微小无人机飞行控制系统的整体方案。详细介绍了控制系统
的总体构成以及硬软件设计方案包括传感器模块、视屏采集模块、系统核心控制功
能模块、无线通信模块、地面控制和数据处理模块。实验结果表明该设计结合嵌入式
实时操作系统保证了系统的高可靠性和高实时性能满足飞行器起飞、悬停、降落等
飞行模态的控制要求。 [关键词]ARM四旋翼自主飞行器control system for the quadrotor unmanned
控制系统。 Autonomous
aerial vehicle based on ARM processors AbstractIn order to change the conventional control
of four—rotor unmanned aerial vehicles using microcontroller as the processora solution of
flight
control system based on embedded ARM was presentedwhich is low-cost,
small volume, low power consumption and high performance. The purpose of
the work is for attending the National Aerial Robotics Competition. The main
function of the systemthe hardware structure and the software design were
discussed in detailincluding the sensor modulethe motor modulethe wireless
communication moduleWith embedded real time operating system to ensure
the system’s high reliability and real-time performancethe experiments results
show that the requirements of flight mode are satisfied
hoveringand landing and so on
Key words
ARMfour-rotor unmanned aerial vehiclesincluding taking of
control system
5 of the control signals 1 四旋翼飞行器的简介 1.1题目综述 微型飞行器Vehicle/MAV的概念最早是在上世纪九十年代由美国国防
部远景研究局
DARPA提出的。一般来讲MicroAir
MAV 的特征是最大尺寸为 35 厘米以下
最大质量在 300 克以内飞行半径大于 10 千米最高时速达80 千米/小时最高飞
行高度可达 300 米。MAV 是充分利用微机电、微电子、智能控制和通讯等高科技的微
型智能系统。微型飞行器目标小、灵活性好、成本低能够在现代化战争如空中电子战、
生化战、侦察与反侦察、干扰与反干扰、隐身与反隐身、特种单兵作战中扮演特殊角色
以满足国防现代化的需求。微型飞行器中包含很多新概念飞行原理与仿生研究思想因
此具有广泛的科学研究价值及民用价值。
微型飞行器有一段漫长而又断断续续的历史。最早的四旋翼飞机可以追溯到1907
年由Louis和Jacques Breguet等人研制出的“Gyroplane”便已经成功携带飞行员飞了
1.5m的高度。1922年美国军方资助George de Bothezat研制了一个大型的四旋翼机但
是飞行表现不能令人满意另外费用高昂和当时固定翼飞机的流行使得该项目最终搁
‘H’
型的四旋翼机但是由于工程人员缺乏足够的兴趣该项目也最终停止。20世纪80年
代随着微型飞机新型材料、微机电MEMS、微惯导MIMU的产生和飞行控制理论的
发展微型飞机得到迅速发展。由于其广泛的应用前景和使用价值四旋翼自主控制飞
机吸引了大批研究人员和学者的关注。
目前的飞行器控制系统多采用单片机来完成姿态控制存在硬件资源有限运算和
处理速度慢等问题。本研究硬件开发平台使用 32位的ARM 芯片作为核心处理器大量
使用 MEMS 传感器整个系统要求体积小、重量轻。同时对各个传感器输出的信号进行
采集和处理并采用了硬件抗干扰措施提高飞行控制硬件系统的稳定性和抗干扰性。
本文以实现基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统为目标对 ARM的MAV自主控制系统
和硬件实现进行了深入的学习和研究。 1.2国内外研究状况
随着新型材料以及飞行控制技术的进步四旋翼自主控制飞行器得到了迅速的发
展在军事和民用领域具有广阔的应用前景。基于ARM的四旋翼自主飞行器也得到了
迅速发展。和传统的直升机相比,它有着自身的优势:当前后两个旋翼逆时针旋转,而左右
两侧的旋翼顺时针旋转时,则尾桨控制和旋翼倾斜问题可以被忽略。
6 目前国外四旋翼无人直升机的研究工作主要集中在以下三个方面基于惯导的自主
飞行、基于视觉系统的自主飞行和自主飞行器系统。典型代表有瑞士洛桑联邦科技学院
的OS4、澳大利亚国立大学的X4、宾夕法尼亚大学的HMX4、佐治亚理工大学的
GTMARS、斯坦福的‘Mesicopter’ 等等。其中法国将对微型无人机领域进行开发
他们对翼展 20cm 的微型无人机概念进行研究。从 2000 年底开始,法国武器装备部将
可放在步兵背包中的无人侦察机进行招标。其战术指标为固定翼飞行器机长为 30
40 cm安装简便快捷装备光学传感器。从 2005 年开始它将在狭窄空间内进行巡
逻即可在城市街道上空机动飞行但不会进入房间。室内观测任务将留给直接采取昆
虫飞行方式的微型扑翼无人机这种无尾翼构型独特的无人机能平稳寂静地在室内进行
机动飞行并能悬停。总之这种微型无人机的研制要求在设备的小型化、推进技术和
包括昆虫飞行方面的技术做出巨大努力。如果研制进展顺利预计到 2013年底该机可
投入使用。
我国目前也在开展对扑翼微型无人机的研究主要研究其流动机理与空气动力学特
性、扑翼传动机构的设计以及微动力与能源系统的实现。在当前微型飞行器的发展趋
势是微型化、创新化、智能化、自动化、仿生化及多用途等。国内对于四旋翼机的研
究主要集中在几所高校之中。例如国防科技大学、南京航空航天大学、西北工业大学、
北京科技大学和哈尔滨工业大学等等。大多数的研究方式是理论分析和计算机仿真提
出了很多控制算法。例如针对自主飞行机模型的不确定性和非线性设计的DI/QFT动
态逆/定量反馈理论控制器国防科技大学提出的自抗扰控制器ADRC可以对小型
四旋翼飞机实现姿态增稳控制还有一些经典的方法比如PID控制、H
控制等。
1.3本文研究的主要内容 从低价位、低功耗、高性能等方面考虑本文设计了四旋翼飞行器的自主飞控制系
统整体方案、并完成了飞控系统硬件部分的设计。本文针对某型固定翼微型飞行器设
计了全新的自主飞行控制系统。硬件开发平台使用ARM芯片作为核心处理器大量使
用MEMS传感器整个系统体积小、重量轻完全符合项目要求。总体设计首先将
软硬件系统分解成基本功能模块分别介绍了分各模块的功能和作用接下来给出了了
各功能模块的设计思路为以下各章内容做准备。硬件子系统设计介绍了元器件的选
型原则和选型结果并且给出了DSP最小系统的设计步骤和电路抗干扰的措施。软件
设计首先给出控制系统的软件总流程然后分别对每个模块的算法流程和软件实现进
行介绍。
本文对各个传感器输出的信号进行采集和处理并采用了硬件抗干扰措施提高飞
行控制硬件系统的稳定性和抗干扰性。在ARM环境下
本文采用了嵌入式Linux操作
7 系统技术。对硬件方面的研究对微型飞行器自主飞行控制硬件系统设计关键是针对
MAV 姿态稳定和导航控制的功能的实现对于选用的各个功能部件的要求它主要包
括机载计算机和 MEMS 传感器等。基于 ARM 的飞控系统硬件电路原理图设计
括ARM 资源的介绍和应用、电源和复位电路设计
包
UART、SPI、JTAG等接口电路的
设计定时器的使用和PWM信号发生电路的设计加速度计、陀螺、磁力计等传感器
的使用、A/D采样电路的设计。最后通过平时所掌握硬件设计能力和实际的专业近
几年的大学学习使得我掌握ARM单片机的基本知识和编写 ARM Linux 环境下的设备
驱动流程图的相关知识培养扎实了软硬件设计能力
运用所学相关专业知识解决相关
问题如降低硬件资源利用率和解决飞行速度等问题。 2控制系统工作原理和结构框图 2.1四旋翼自主飞行器的工作原理 四旋翼直升机有4个控制输入量分别为四个旋翼的转速6个输出量分别为飞
机位置量x、y、z和姿态角(俯仰角、横滚角、航向角
)。四旋翼直升机通过调
节对角线上旋翼的转速来改变姿态。四旋翼飞行器上下的垂直运动是通过4个旋翼同时
增速减速得到的当4个旋翼的升力之和等于飞行器的自重时飞行器便保持悬停。
水平面内的前后运动是在旋翼1、2分别增速减速的同时旋翼3、4减速增速
这样机身就会发生向后或者向前的倾斜得到水平面内的前后运动俯仰运动是通过旋
翼1、3速度不变旋翼2增速减速的同时旋翼4减速增速来实现的。相似
的可以得到滚转运动即旋翼1增速减速同时旋翼3减速增速。
通过组合以上的基本运动可以实现四旋翼自主控制飞行器的各种复杂运动。四旋
翼飞行器飞行原理如图1所示
图1 四旋翼飞行器飞行原理示意图 四旋翼直升机独特的机械结构决定了它可以通过只改变旋翼转速的方法来实现俯
8 仰、滚转和偏航运动。当需要作俯仰的动作时只要控制前后两个旋翼使其在转速上有
一个差值即可。同样的原理当要作滚转运动时只要控制左右两个旋翼即可。在保持对
角线上的两个旋翼的转速相等的情况下使相邻的两个旋翼的转速有差值就可以实现偏
航运动。但必须明确一点以上三种运动过程中总的旋转力矩必须保持恒定。 (l)垂直升降与悬停:
同时改变四个电机的输出功率使得旋翼转速改变从而总的拉力改变且大于或
小于飞机重力时四旋翼无人机垂直升降飞行;而拉力等于飞机重力时四旋翼直升机
实现悬停。垂直升降与悬停的控制方式如图2所示:
图2垂直升降与悬停原理图 (2)横向飞行与俯仰运动:
增加左旋翼电机的输出功率使得左旋翼转速变大小右旋翼电机的输出功率可
以使机体左侧俯仰倾斜。使右侧拉力小于左侧总拉力从而左侧拉力改变相应的减机
身会向右侧俯仰倾斜。同理横向飞行与俯仰运动的控制方式如图3所示: 图3横向飞行与俯仰运动原理图 (3)水平旋转:
保持左右旋翼电机的输出功率相同前后旋翼的输出功率相同改变其中一组的输出功
率使得两组的旋翼的转速不同产生不能抵消的反扭矩从而使得机体产生顺时针或
9 逆时针的水平旋转。水平旋转的控制方式如图4所示 图4水平旋转的原理图 4控制系统
当四旋翼飞行器处于悬停和准稳态飞行时可以把四旋翼飞行器这一非线性系统近
似为线性系统这样在控制飞行器稳定飞行时就可以将四旋翼飞行器的姿态稳定分为
三个独立的通道(偏航、俯仰、横滚) 分别控制。在实际系统中控制对象是无刷电机
和螺旋桨。螺旋桨包括无刷电机的转动产生力、力矩和扭矩作用于四旋翼飞行器
就得到陀螺仪输出的各姿态角角速率对角速率积分就得到各姿态角在PID控制器中
微分参数的作用也很重要既可以使整个系统的相位提前又可以消除飞行器抖动从
而保证整个系统的稳定.姿态控制系统原理图如图5所示
图5 姿态控制系统原理图 2.2四旋翼飞行器本体
四旋翼飞行器的框架和布局较为简单呈“十字形”所以机械加工出符合要求的
机架和平台是可行的。而且可以根据自身的条件和四旋翼飞行器功能的要求来选择合适
的四旋翼飞行器的配件如机架材料的选择等。机身采用铝管和玻璃纤维成对称布局。
如图所示。从外形看其是由四个同样的直升机组装而来的。当然与直升机的差别很大
10 最明显的是它没有四个尾桨。四旋翼飞行器具有两对正反桨相邻的螺旋桨的转向相反
以抵消因为螺旋桨旋转而产生的自旋力而不需要专门的尾桨来抵消反桨矩。飞行器的
所有动作均依靠改变四个螺旋桨的转速完成而不需要调节桨叶的桨距角这样就可以
省略桨矩控制部件便于制作和维护通过调整四个旋翼的转速即可实现升力的变化
从而调整飞行器的姿态和位置。
与固定翼飞行器相比可垂直起降的旋翼飞行器发展要缓慢得多。这是因为旋翼飞
行器的控制比较复杂。但是相对于固定翼飞行器旋翼飞行器具有难以比拟的优点:具
备自主起飞和着陆能力能够适应各种环境能以如悬停、前飞、侧飞和倒飞等各种姿
态飞行。这些优点决定了旋翼飞行器比固定翼无人机具有更广阔的应用前景。而在旋翼
飞行器个大家族中四旋翼无人直升机以其新颖的结构布局、独特的飞行方式引起了我
们的关注。飞行器本体如图6所示 图6 四旋翼飞行器本体图形 3 系统设计目标和设计方案 3.1系统设计目标 目前的飞行器控制系统多采用单片机来完成姿态控制存在硬件资源有限运算和
处理速度慢等问题。本研究硬件开发平台使用 ARM 芯片作为核心处理器大量使用
11 MEMS 传感器整个系统要求体积小、重量轻。同时对各个传感器输出的信号进行采
集和处理并采用了硬件抗干扰措施提高飞行控制硬件系统的稳定性和抗干扰性。
本文的主要内容是设计小型四旋翼飞行器的控制系统实现小型四旋翼自主控制飞
行器在近地环境下的姿态控制。其中飞行高度在5米之内四旋翼飞行器的俯仰角和
滚转角控制范围是30度航向角的控制范围是0到360度。实现的主要功能如下
1提供多个通信信道使飞行器与陀螺仪、磁航向计、高度计、导航系统、地面
测控系统通信
2提供足够的存储空间以满足复杂控制软件的实现
3
检测飞行器的状态量包括高度、速度、航向、姿态等
4通过串口接口与地面测控细系统通讯一方面获取地面的控制信号另一方面
将飞行器的状态信息回传给地面
5飞行器能工作在手动和自动的切换模式。 3.2控制系统结构设计 小型四旋翼飞行器控制系统包括硬件和软件两部分。控制系统主要实现的功能为
信息采集与检测、数据传输和系统控制等。 3.2.1控制系统总体框架
四旋翼飞行器的飞行控制系统通常由传感器测量装置、主控制器和驱动电机
等部分组成。传感器用来测量四旋翼飞行器的飞行状态信息主控制器根据这些传感器
反馈回来的状态信息、预先给定的状态和现场无线输入的控制指令信息进行处理使控
制系统根据控制算法处理结果输出4路PWM信号控制电机转速以实现自动调节旋转
力距来稳定飞行姿态。整个四旋翼飞行器控制系统主要分为机载控制部分和地面控制部
分。机载部分系统结构框图如图7所示。
S3C2440
陀螺仪 三轴加速度
计 数字罗盘
无线通信模块 电机
驱动
12 图7机载部分系统结构框图 设计四旋翼自主控制系统时需要重点考虑它的安全性和模块化本次所设计的
自主飞行器控制系统结构如图所示。整个系统分为两个主要部分其中机载部分如图中
左侧虚线框部分包括RC接收机、MTi-G单元、ARM嵌入式控制器、AVR单片机以
及四旋翼机本体图中右侧虚线框为地面站部分主要包含了遥控器和地面站PC机
其中地面站PC机运行终端软件能够实时地显示四旋翼无人机的飞行状态信息。四旋
翼飞行器自主控制系统如图8所示
图 8四旋翼飞行器自主控制系统原理图 本系统的ARM嵌入式主控制器实现的功能主要包括1实时读取传感器MTi-G
提供的四旋翼飞行器的飞行状态信息2根据状态信息运行控制算法实时计算出
滚转方向和俯仰方向的控制量
飞行器的状态信息。
在设计自主控制系统时需要完成自主控制信号对四旋翼飞行器本体的输入过程
四旋翼飞行器是通过传统的航模类无线电系统接受遥控操作的为了切入自主控制信
号本次采用AVR单片机用于信号转换AVR单片机实现的主要功能包括ARM嵌
入式控制器得出数字型的控制量后通过串口发送给AVR单片机单片机将其转换为RCMTI
-G 电子调速器
信号转换模块
ARM嵌入
式控制器
AVR单片机
地面站 RC遥控器
3与地面站保持实时的WIFI无线通讯发送四旋翼
RC接收机
地面部分
机载部分
包括手动自
动切换通道
M4 M1 M2 M3
13 接收机发出的PWM信号
发送给四旋翼飞行器的信号转换模块另外RC接收机的
第7通道为飞行时的手动自动切换通道可以在飞行过程中随时完成手动自动控制间的
切换在很大程度上保证了飞行器实验时的安全性。 3.2.2 硬件总体设计 四旋翼自主控室系统的硬件部分是整个系统的基础决定了整个系统性能的稳定性
和可靠性。四旋翼自主控制系统的硬件是软件的载体一方面采集机体的角速率、姿态、
航向、空速、高度、位置等信息并反馈给软件另一方面根据四旋翼自主控制系统的
软件出的PWM指令信号驱动伺服机的动作此外
飞行控制系统的硬件还要实现机
载设备与地面控制站的无线数据通讯链路的搭建接受地面控制站的指令信号和发送机
体状态数据给地面站。微型飞行器自主飞行控制硬件系统设计关键是针对MAV姿态稳
定和导航控制的功能选用各个功能部件它主要包括机载计算机和MEMS传感器、
控制器模块、电源模块、数据处理模块和通讯模块并设计它们之间的接口电路。各部
分主要功能介绍如下。四旋翼飞行器硬件结构如图9所示
供电 供电
供 信息
电 信息 信息
信息
机体平台
图9 四旋翼飞行器硬件结构图 1机体平台是其他所有模块的载体。除了机架之外还包括电机、减速齿轮和
螺旋桨组成的推进组。
2控制器是系统的核心器件起到协调和控制其他各模块的作用。它不断和数
据处理模块交换信息获取系统控制所需的信息发出控制指令。
3传感器模块为系统提供四旋翼无人机的各种运动信息或姿态信息是导航系
统的重要组成部分。 电 源
模块
通 讯
模块
推
进
组
数 据
处 理
模块
控 制
器
传感器模
块
14 4通讯模块是控制系统与其他设备通讯的途径。控制器可以通过此模块发送机
体的各种状态信息接收控制指令或者导航信息。
5数据处理模块处于整个系统的中心位置在控制器干预下(或自动)完成数据
的转换信息的提取参数的解算等功能。
6电源模块为以上各模块提供能量保证硬件平台的正常工作。 3.2.3软件总体设计 为了减少软件错误、提高可靠性按照低耦合、高内聚的原则将软件子系统划分成如图
所示的六个模块。图 10 四旋翼飞行器软件结构图
图 10 四旋翼飞行器软件结构图 软件系统各模块的主要功能介绍如下
1系统初始化模块包含软件系统初始化和硬件系统初始化两部分。
2传感器数据采集模块主要功能是获取传感器发送的有效数据。正确设置相
关外设使系统传感器可以持续、正常的运行。
3数据处理模块起到各模块的衔接作用例如A/D采样的滤波、字符串与整
形和浮点型之间的互换、数字罗盘的信息提取等等。
4导航模块通过导航算法将传感器数据转化为导航数据为控制器提供系
统控制所需的位姿信息。
5控制模块控制器的软件核心包含控制系统主要算法。
6无线通讯模块负责控制系统和上位机或其他设备的通信。 3.3硬件系统方案论证
系统初始化
模块
传感器数据
采集模块 导航模块
数据处理模块
无线通信模块
控制模块
15 实现四旋翼飞行器控制必须处理好以下几点
一、四旋翼飞行器作为一个小型无人机必须要有一个可靠性非常强的无线通信方式
保证飞行器能够有效的接收到遥控器或其他设备发出的控制信号同时反馈实时的飞行
器自身状态以达到有效的监控和数据采集。
二、要做到对一个飞行器有效的实时、闭环反馈控制必须要能够测量得到飞行器本身
飞行时的状态也即是要有精确有效的传感器获取飞行器的姿态同时处理器能高效的
采集数据。
三、四旋翼飞行器虽机械结构简单但却是一个高阶非线性、多变量、强耦合的欠驱动
系统要能够对飞行器安全稳定的飞行必须有一个合理的控制算法也即要求一个处
理能力强的处理器处理控制算法。 3.3.1控制器芯片选型
从做到四旋翼飞行器良好控制的飞行上可以知道四旋翼飞行器的控制芯片必须能
够达到快速应答控制信号、快速处理传感器信号和快速处理控制器算法对这些要求则
需要一个可靠性高、数据响应和处理的能力强的处理器。ARM处理器则能良好的应对
这些控制要求。本文采用S3C2440处理器它采用ARM920T内核。
ARM9系列处理器有如下优点
1、五级整数流水线高效率执行指令大部分指令可以在一个或两个时钟周期完
成
可以实现复杂的控制算法
3、支持32位的ARM指令集和16位的Thumb指令集能够高速的进行数据处理
飞行器控制系统也可以采用单片机如51单片机来完成姿态控制但是由于存在硬件
资源有限运算和处理速度慢等问题。本文硬件开发平台使用 ARM 9芯片作为核心处
理器。 3.3.2传感器选型
对四旋翼飞行器进行姿态反馈控制则需要测量得到滚转角、偏航角和俯仰角同
时测得它们对应的角速度本文中采用ENC-03M单轴角速度传感器和LIS344ALH三
轴加速度计综合测量并滤波得到四旋翼飞行器的滚转角、偏航角和俯仰角同时得到它
们的角速度利用气压计或超声波传感器进行飞行器高度测量。选择这些传感器的理由
如下
ENC-03M是由日本村田公司设计生产的产品之一是单轴角速度传感器可以稳
16 定的测量出角速度但是存在一定的温漂通过配合加速度计和软件的处理可以得到校
准确的角度值另外从成本考虑ENC-03M传感器是非常低廉的在控制精度不是非常
高的情况下性价比是非常高的从焊接上考虑ENC-03M是表面贴装器件焊接简
易但是同类其他的传感器则不易安装如ADXRS300
业人士焊接。
它是BGA封装一般需要专
LIS344ALH三轴加速度计是由意法半导体公司推出的低功耗、低成本的三轴模拟输
出的传感器它在一个封装内整合了一个强健的三轴MEMS传感器和一个CMOS接口
芯片不论设备的方位如何三轴传感功能都能提供倾斜和运动的信息 LIS344ALH
提供+-2g和+-6g两种加速度测量范围紧凑而强固的外观设计使之能够承受高达
10000g的撞击强度。
高度传感器本文选用气压计利用气压计来转换飞行器的高度他有测量范围广的
优点本文设计的飞行器对控制高度没有特别高的要求利用气压计可以完成本文的要
求利用MPS4115气压计可以测量误差控制在一米以下这比一般的GPS测量误差小
虽然超声波传感器的精度比较高但是它的测量范围很窄如UMR37最大只有六米
另外它要求参照物的高度不变而且反射性比较好在室内桌子等物件对测量有很大的影
响
①转换精度②转换速率③信号输入范围④芯片接口⑤
价格、功耗等。
模拟传感器的输出有两种电平信号加速度计输出范围是0-3V陀螺仪输出范围
是0-5V。当前大多数芯片A/D输入信号范围基本都能满足要求。因此转换精度、转换
速率是选型的主要考虑因素。
转换速率指标设计
目前大多数研究平台电机的控制频率为50Hz到100Hz左右而普通有刷电机的控
制带宽只有50Hz左右。由于这个限制更高的控制频率对于普通的电机是不合适的。
但是为了增加导航系统的稳定性减少积分漂移。A/D的采样频率为控制频率的20倍
左右达到2KHz。惯性元器件总共有6路A/D输出再加上两路电平基准一共8路。
因为A/D的转换芯片只有一个A/D转换模块则8路转换就需要转换芯片至少1.6Mhz
的转换速率留有20%裕量就要求芯片的转换速率2Mhz。
转换精度的指标设计
A/D器件的误差有失调误差和增益误差两种一般由最低有效位
LSB标识。
以加速度计为例假设量程为其灵敏度为800mV/g。因此电压输出范围
是2.4V。则对于12位A/D转换芯片假设A/D转换
17 芯片的失调误差和增益误差之和最大为M LSB。根据以上分析可知最大误差电压达到
其对应的加速度误差为9.8m/s2。根据式和式 0
tV adt at
(3.1)
2
01
2ts vdt at
(3.2)
因此速度误差V=tS=t
1分钟的速度误差为1m/s则对应M=29。
t/2。若假设
TMS320F28x DSC’s有一个16通道模数转换器可以让设计者像使用多种嵌入式
设备一样直接把模拟信号连接到处理芯片上。另外F28335的偏移误差为15LSB而
增益误差为30LSB因为这些误差可以使用软件补偿所以为了方便开发直接使用
DSP自带的12位A/D转换器并且将DSP的SPI口扩展以备更高精度的A/D芯片使
用。 3.3.4 无线通信模块选型
无线通信模块是四旋翼飞行器的重要组成部分。控制系统要求无线通讯误码率
低、实时性高保证传输信息的准确性和及时性。由于通讯距离并不长采用国产
KYL-610作为无线传输模块。该模块有以下优点多种可选通信接口RS-232、TTL、
RS-485多种数据格式和传输速率公开的数据接口收发一体半双工工作模式采
用单片射频集成电路及单片MCU外围电路少功耗低可靠性高等。主要参数如表
1所示。 表1 KYL-610主要参数
3.3.5驱动电机选型 电源
输出功
率
发射电流 接受灵敏度 外型尺寸
3.1—5V <=50m
W
<20mA -108dBm(9600bps)
40mm×24mm×6mm
传输距离 200m 以上(BER=10-5@9600bps,标配10cm天线空旷地天线高
度1.5m)400m以上(BER=10-5@1200bps,标配10cm天线空旷
地天线高度1.5m)
18 四旋翼飞行器一个非常重要的部件--电机电机的性能好坏直接影响到飞行器飞行
的状况。本文选择的是无刷直流电机。与有刷直流电机相比选择无刷直流电机的理由
如下
无刷电机的可靠性好。有刷电机存在集电环炭刷结构
在运行时产生火花需要定
期更换碳刷有刷电机不宜适用于有灰尘、泥泞、露天、潮湿场合无刷直流电机无刷
结构可靠性高、防护性能好能满足于有灰尘、泥泞、露天、潮湿场合使用。无刷电机
效率高。有刷电机由于有炭刷结构会产生大量的热能同时需要电能转换磁场这两
者导致了有刷电机的效率低下而无刷电机无炭刷、使用永磁铁节约大量能量提高了
电机效率。无刷电机在低速时具有串励电机特性高速时性能好与他励电机。选择无刷
直流电机有其独特的优点同时也有复杂之处需要有代替机械式换电器的电子开关
代替电刷的转子位置检测器。
综合考虑技术、性能及成本等方面的因素最终选择了航模专用新西达
A2212 型号的无刷直流电机
机身高度为 0.022 米直径为 0.012 米KV 值为
1000rpm/V。此外为了提高电机驱动效率在配桨选择上选用了型号为
GWS1060HD 的三叶螺旋桨。 4控制系统硬件设计 飞行控制系统的硬件部分是整个系统的基础决定了整个系统性能的稳定性和可
靠性。飞控系统硬件是飞控软件的载体一方面采集机体的角速率、姿态、航向、空速、
高度、位置等信息并反馈给飞控软件另一方面根据飞控软件出的PWM 指令信号驱
动伺服舵机的动作此外飞控系统的硬件还要实现机载设备与地面控制站的无线数据
通讯链路的搭建接受地面控制站的指令信号和发送机体状态数据给地面站。在上文中
介绍了飞行控制的总体设计以下是设计的具体实现 4.1电源模块 硬件系统各部分对供电需求各不相同DSP的核心电压需要1.8V/100MHz供电、
数字罗盘、高度声纳、无线模块需要5V供电加速度计需要3.3V
模拟供电陀螺仪需要5V模拟供电电机及相应驱动芯片需要11.1V供电。
—5V——1.8V的供电系统。
1—5V电源芯片选择。
电源芯片的选型主要依据是各个核心元器件所消耗电流的大小。表1为系统各核心
器件的芯片的供电参数。控制系统各核心元器件供电统计表如表2所示。核心元器件供电统计表
19 器件名
电流mA 电压V 个数 合计电流(mA)
陀螺仪
8 5 3 15
数字罗盘
24 5 1 24
加速度计
0.5 3.3 1 0.5
无线模块
12 5 1 12
超声传感器
<=30 5 1 30
DSP最小系统 约200
3.3/1.8 1 200
总计
表2控制系统各
-- -- -- 281.5
由上表可知系统各核心元器件电流总消耗接近300mA
选型时留有至少50%的
裕量。因此选择体积小最大输出电流达500mA的78M05[38]作为12V转5V的转换芯
片。78M05具有热保护、短路保护等功能。
另外在78M05的输入端并联一个瞬态抑制二极管SMCJ36CA
可以有效抑制电
源尖峰。电路设计如图11所示 图11 78M05电路设计图 (25V——1.8V电源芯片选择
I公司的C2000系列DSP对I/O上电顺序没有要求但对内核上电和I/O上电时间
差有严格的要求理想情况是同时加电但很难做到。 一般应先对外设加电然后对
内核加电同时要求外设电压不超过内核电压2V。这个加电次序主要依赖于芯片内部
的静电保护电路。因此选用TI公司DSP专用供电芯片考虑到DSP系统功耗很大因
此选用TPS76D318。TPS76D318主要特性有一路可控输出最大输出电流可达1A
静态超低电流双路电源200ms延时复位热保护和短路保护等功能。TPS76D318
的电路如图12所示
20
图12 TPS76D318电路设计图 同时由于本文采用数个模拟传感器需要分离模拟电压和数字电压提高模拟设备
的抗干扰性。在飞行器中安全性是一个首要的问题为了防止意外事故发生本文特
别设计了一个保护电路使用可恢复熔断器防止过流。如图13、图14、图15和图16
所示为电源模块的保护电路、5V稳压电路、3.3V稳压电路和模拟电压稳压电路。
图13 过流保护电路
图14 +5V稳压电路
21
图15 +3.3V稳压电路 图16供模拟电路+5V电压
4.2传感器模块
传感器模块主要功能是利用陀螺仪、加速度计微惯性传感器和高度传感器得到飞
行器的飞行状态使反馈控制成为可能。 4.2.1陀螺仪测量模块
图17是使用陀螺仪测量飞行器角速度的测量电路利用ENC-03单轴角速度计测量
电路中加入了可变电阻来校准陀螺仪信号。角速度检测电路如图17所示。
22 图17角速度检测电路 4.2.2加速度测量模块 图18是利用LIS344ALH加速度计测量飞行器的加速度值利用陀螺仪测量模块和
加速度计检测模块得到相应信号对信号进行卡尔曼滤波可以得到有效准确的数据。加
速度采集电路如图18所示。
图18加速度采集电路 4.2.3高度测量模块 高度测量本文采用的是MPX4115如图19所示气压计测量的信号通过放大器
后入到主控芯片中并且此电路可以通过软件设置T1、T2调节测量值高度测量电路
如图19所示
图19高度测量电路
23 4.3控制模块 控制模块主要完成的功能是调理检测环节速率陀螺反馈回来的速度信号然
后输入 ADC 端口与参考速度值进行比较分析利用得到的误差值给出控制信号以
控制四路驱动模块按要求调节各个电机的转速最终完成对四旋翼机飞行姿态的控制。
控制部分硬件电路除主控制器及其相关外围电路以外还包括四个附加单元分别为反
馈信号调理单元姿态角度控制单元控制信号调理单元及串口检测单元。
1反馈信号来自检测环节速率陀螺的输出陀螺感应飞行器的姿态变化后输出相
应的电压值该电压值作为反馈信号输入到主控芯片 ADC 端口。由于速率陀螺输出的
为避免在
飞行器转速变化较大时输入主控芯片的反馈电压过高烧毁芯片采用分压+稳压的方式
分别对 3 路反馈信号进行调理。反馈信号调理电路如图20所示。 图 20 反馈信号调理电路 2姿态角度控制由于试验装置条件有限无法安装角度传感器故采用手动方式
调节四旋翼飞行器的姿态角度。手动调节飞行器姿态角度的具体方法为采用两路AD 通
道每个通道控制一对对应螺旋桨在姿态角速度调整过程中观察四旋翼飞行器的姿
态变化判断当前的运动状态并根据姿态变化原理相应的调节变阻器输入电压的大小
来改变驱动电机的转速从而达到飞行器姿态变化的目的。其电路原理如图21所示。
24 图21 姿态角度控制电路 3串口检测:为了便于能在飞行器飞行过程中直观的观察速度信号模块中额外增加
了一路 RS232 串行接口如图22所示用以将速度信号数据实时传送到计算机串口
调试窗口以便观察分析。串口检测电路如图22所示。
图22 串口检测电路 4.4无线通信模块 无线通信模块是四旋翼自主飞行器和地面控制中心之间通信的桥梁。本次要求的
无线传输距离为100m左右故选用单片射频收发器芯片。该芯片工作在433MHz的ISM
频段工作电压为3.3V,使用SPI接口与S3C2440通信配置和使用非常方面。此外
PCA82C250芯片功耗非常低以-10dBm的输出功率发射时电流只有11mA,接收信号时
只有12.5mA,在100m之内传输稳定可靠。通信模块电路图如图23所示。
图 23 无线通信模块电路
25 4.5 时钟与复位电路设计 1时钟电路时钟可以由外部晶振和内部锁相环共同产生。这种情况
下外部晶振接到DSP的X1X2引脚上如图7所示。
2
DSP复位电路的设计图8主要考虑两个方面有效复位电平和有效复位
PLL脉冲宽度。为使芯片初始化正确一般保证RS为低电平至少持续5个CLKOUT周期
即当速度为25ns时约为125ns。但是由于在上电后系统的晶体振荡器往往需要几百
毫秒的稳定时间所以
RS为低的时间主要由系统的稳定时间确定一般为
100ms--200ms。 复位电路和时钟电路如图所示。
图24复位电路图 图25 时钟电路图 4.6JTAG调试接口设计 所有的F28xxx芯片都采用5个1149.1-1990IEEE标准协议和IEEE标准的测试接口
和便捷扫描结构的JTAG信号。以及TI的两个扩展接口EMU0和EMU1。采用文献
中TI官方建议的电路设计如图26所示 图26JTAG接口设计图
26 4.7电路抗干扰设计 4.7.1干扰的分类
可以按照产生原因、传导方式和波形特性将电路干扰形式加以区分。
1按照产生原因可以分为放电噪声、高频振荡噪声浪涌噪声等
2
3按照波形可分为正弦波、脉冲电压、脉冲序列等
四旋翼无人直升机控制系统的硬件系统包含多种元器件。硬件系统有11.1V供电的
MC33886芯片、5V供电的数字罗盘和3.3V供电的DSP等。 4.7.2 抗干扰措施 1路电容有些是采用先进的CMOS工艺制造的具有低耗高性能的特性。
按照传到方式可以分为共模噪声和串模噪声
加旁
但是CMOS电路在每次跳跃时会产生大电流同时在供电电路产生一个电流尖峰。
这些因为跳变产生的假信号应该在写入感应电路前滤除掉。实际系统的设计中在DSP
供电系统的不同位置以滤除电流尖峰。
2地线抗干扰的措施模拟电是由数字电产生的。事实上数字电对模拟电的
最大干扰是通过地线产生的
系统中的功率电路直流电机驱动部分也会通过地线对
信号电路产生很大的干扰。硬件布线中强信号的地线和弱信号的地线分开对每部分
的地线数字地、模拟地和功率地分别覆铜使用0欧姆电阻单点连接。
3
晶振的下拉电容放在离引脚比较近的位置可以减少其对其他器件的干扰。
4将模拟器件惯性传感器与其他数字元器件分开布局大电流电路电机
驱动和其他小电流电路分开布局高频器件如时钟
线通信模块
5分开布局。
20MHz和低频电路如无
时钟电路晶振可以为DSP提供系统时钟但是它同时也是一个强干扰源。
A/D转换部分抗干扰措施在模拟电路中加旁路电容可以减少供电噪声的进
入任何没有使用的ADC的输入引脚连接到模拟地上以防ADC模块从引脚的周围
得到电压噪声确保任何数字信号引脚都不要连接到模拟地。
6
频干扰。
27 5 系统软件设计 5.1软件总体设计 四旋翼飞行器控制系统软件设计的总体目标是启动飞行控制系统的各个功能模块
并使之正常工作按照既定规划实现稳定飞行。由于四旋翼飞行器为六自由度的系统
而其控制量只有4个这就意味着被控量之间存在耦合关系所设计的控制算法应能够
对这种欠驱动系统足够有效用4个控制量对3个角位移量和3个线位移量进行稳态控
在电路中大部分芯片的每一个电源引脚放置一个0.1uF 去藕电容防止工
制。本次在得到四旋翼飞行器的动力学方程之后适当地选取控制量运用控制论中经
典的PID控制算法对飞行器系统进行控制。
飞行控制系统的中央控制模块主要完成系统初始化、系统自检、解算传感器数据、
导航信息解算、执行控制算法、计算并输出控制量等功能。控制模块选择使用uC/OS-II
管理控制任务的调度。uC/OS-II是一个专为嵌入式应用设计、基于优先级调度的抢占式
实时操作系统内核它包含了任务调度、任务管理、时间管理、任务间通信与同步等功
能。各任务之间通过信号量和消息队列实现相互间的数据交换和同步。系统启动流程如
图27所示
是
否
否
图27 系统启动流程图 四旋翼飞行器的软件系统的总流程如下图28所示
系统初始化自检 正常 导航解算
结束 姿态控制 结束
开始
28 中断处理
否
否 是
图28软件系统总流程图 由上图可以看出整个软件系统分为主流程和中断处理两部分。中断处理部分的作
用是解决低速外设和高速DSP之间的通信问题。主流程负责整个系统各部分的协调工
作上电之后系统进行初始化自检。如果系统各器件工作正常则判断飞行模式如
果选择手动控制则导航解算和自动控制程序将不执行。若是选择自动飞行系统根据
控制目标自动完成飞行动作。
图28所示的流程图与3.2.3小结中的软件总体各个软件模块是相对应的。其中系统
初始化自检操作是由系统初始化模块、传感器数据采集模块和无线通信模块共同完成
导航解算操作由导航模块完成高度/姿态控制是由控制模块完成中断处理部分由传
感器数据采集模块和控制模块共同完成。 5.2数据采集模块 开始
系统初始化
自检
1、 测试传感器数据
2、 测试电机的状态
3、 循环发送各种数据 正常
半分钟时间
到 自动
导航解算
手动控制
处理数字罗
盘数据
TB3周期中断 SCIA
中断
结束
结束
高度/姿态
控制 是
否
否 提取声纳高
电平时间
CAP中断 提取控制指
令
无线接收中
断 改变声纳触
发IO电平
AD中断
AD采样值存
储
29 S3C2440内嵌2个12位的模拟数字转换器 (ADC),每个ADC有多达16个外部通
道。传感器模 块中罗盘的输出为数字信号陀螺仪和加速度传感器 的输出信号为模
拟电压信号需要进行模数转换变为数字量才能进行下一步处理。模数转换的核
心器件是AD转换器为了不增加系统开销于是采用了 S3C2440的12位AD转
换器。
角速率陀螺仪、加速度计经过模数转换提取飞行器角速度和线加速信息数字罗
盘HMR3300通过UART串口通信提取航向信息。ADC模块工作在同步采样模式下
可以同时采样角速率和线加速度,采样结果存放在ADC 的结果寄存器中。ADC采样模
块程序流程图如图29所示。
图29 ADC模块程序流程图 5.3无线通信模块
该模块主要用于飞行任务的接收和遥测信息、图像数据的发送该通讯模块由微
处理器、射频模块和天线组成在地面站和 MAV 机载平台之间形成沟通的桥梁。无
线通信模块实现上位机对四旋翼飞行器的飞行控制和跟踪定位实时与地面控制系统交
换信息接收地面控制系统传输的飞行控制指令信号、向地面控制系统发送当前无人机
实时飞行和姿态数据等相应信息以完成指定的飞行控制任务。ARM通过SPI接口与
nRF905通信将ROM中的数据发送出去。ARM控制nRF905发送数据主要分为两
个步骤一是ARM先向nRF905写入数据二是控制nRF905发送数据 。在执行过程
中本次先写入发送数据的目标地址再写入数据然后再控制nRF905发送地址和数据。
中断
入口
关中断
计算得出相应的物理量
读取结果寄存器中的值
开中断
结束
30 nRF905发送模式会自动产生字头和CRC校验码当发送过程完成后数据准备好引脚
通知ARM数据发送完毕。nRF905的发送和接收流程如图29和30所示。
否 是 是 是
否
是
否
是
否 否
是 是
是 否
图29 发送数据流程图 图30接收数据流程图 5.4电机控制模块
S3C2440的TIMx模块可以产生3组6路PWM同时每组2路PWM为互补。STM32
通过解算飞行姿态信息和路径规划输出PWM控制量协调控制4个电机实现稳定飞行。
S3C2440的通用定时器TIMx产生PWM输出本次通过设置以下3个寄存器来控制。TRX_CE=1
TX_EN=1PWR=UP=1
初始化SPI模块装载addr和发送数据
生成CRC和前导码并发送数据和置DR为1
前导码完成后DR置低
启动发送
TRX_CE=1?
TRX_CE=1?
AUTO_TET=1?
待机
否
待机
TRX_CE=1TX_EN=0
TRX_CE=1?
接收部分上电
接收部分检测载波置CD为高
ADDR正确
CRC正确
AM置为高
接收数据
DR置为高
AM为底
TRX_CE=1?
ARM从SPI
接收数据
31 捕获比较模式寄存器(TIMx—CCMR12)其模式设置位OCxM由3位组成若使
用PWM模式则必须设置为110111。这两种PWM模式的区别是输出电平的极性相
反捕获比较使能寄存器(TIMx—CCER)该寄存器控制着各个输入输出通道的开关
捕获比较寄存器(TIMx—CCR14)该寄存器总共有4个对应4个输出通道CH1
4以TIMx—CCR1为例在输出模式下该寄存器的值与计数器TIMx—CNT的值比较
根据比较结果产生相应动作。利用这点本次通过修改这个寄存器的值就可以控制
PWM的输出脉宽从而达到控制电机的转速的目的。 6总结 6.1实验结果
在手动起飞后通过切换开关将飞行模式切换为自动四旋翼飞行器进行自主
悬停地面站对四旋翼飞行器的飞行状态信息进行实时显示并保存飞行数据四旋翼
飞行器实现了在水平方向X-Y轴和滚转角、俯仰角四个自由度方向上的自动控制在飞
行实验中以程序开始运行时的第一个点作为原点然后飞行位置的GPS经纬度数据与
原点的GPs经纬度数据求差再经过转换就可以得出当前飞行位置的xy值飞行实
验结果如图611所示飞行总时间为300 s。
图31、32、33为三个姿态飞行方向的角速度gyrx”表示绕X轴旋转的滚转角速
度gyry叫表示绕y轴旋转的俯仰角速度 gyrz表示绕X-Y轴旋转的偏航角速度从
图可以看出角速度曲线的高频成分较多这些高频成分多为测量噪声可通过低通滤
波器进行滤波处理总趋势仍然在零点附近。实验结果如图所示。
0 10 20 30 40 50 60 70
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
时间/t角速度/°/s
X轴角速度 0 10 20 30 40 50 60 70
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
°/s
时间/s
Y轴角速度 0
10 20 30 40 50 60 70
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
时间/s角速度/°/s
Z 轴角速度
31) X轴角速度曲线 (32)Y 轴角速度曲线 (33)X-Y轴角速度曲线 图34和图35分别为水平位置X曲线和Y曲线从图中可以看出相对角度数据
位置数据随时间的更新率较慢x轴方向曲线基本在-2 m到35 m的范围内y轴方
向曲线在-25 m到4 m的范围内。X和Y轴位置曲线图如图34和35所示。
32 0
5 10 15
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
0.40
2 4 6 8 10 12
-1
-0.5
0
0.5
1 图34X轴位置曲线 图 35Y轴位置曲线 图36、图37和图38分别足滚转角度曲线、俯仰角度曲线和航向角度曲线从图
中可以看出这三个姿态角的控制效果较好大部分时间控制在士2。以内最大偏差
不超过土4。控制效果稳定。俯仰角度曲线、滚转角度曲线和航向角度曲线图如图36、
37、38所示。
0 100 200 300 400 500 600
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
俯仰角theta随时间变化角度/°时间/s
0
100 200 300 400 500 600
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
滚转角gamma随时间变化角度单位/°时间/s
33 图37 滚转角曲线图
0
100 200 300 400 500 600
图 36 俯仰角曲线图
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
航向角psi随时间变化角度单位/°时间/s 图38航向角曲线 6.2实验总结 本次设计完成了一套四旋翼自主飞行控制系统自主飞行过程中通过传感器MTi
—G测量四旋翼飞行器的飞行状态信息
ARM嵌入式控制器运行非线性控制算法得
出转化后的控制量再通过串口发送给下层AVR单片机。最终模拟遥控系统信号控制四
旋翼飞行器成功实现了四旋翼飞行器在滚转角、俯仰角和水平纵向、横向位置共四个
自由度的自动控制并通过飞行器悬停飞行实验验证了本次提出的设计整套系统安全
性高可移植性强通过地面站能够保存实际飞行数据便于分析为进一步的四旋翼飞
行器控制研究提供了基础
同时本次研究给出了基于ARM处理器的四旋翼无人飞行器控制系统的软、硬件设
计方法改变了传统以单片机为主的控制方式。该系统能满足飞行器起飞及悬、停、降
落等飞行姿态的控制要求适合在近地面环境中执行监视、侦查、航拍等任务
具有广
阔的军事和民用前景。 参考文献 [1] 单海燕. 四旋翼无人直升机飞行控制技术研究[D]. 南京航空航天大学.2008
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2024年2月18日发(作者：乘丽容)
2016 南 阳 理 工 学 院 本科生毕业设计论文
学院系
电子与电气工程学院
专 业 电子信息工程
学 生
指导教师
完成日期
南阳理工学院本科生毕业设计论文
基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计
Autonomous control system for the quadrotor unmanned
aerial vehicle based on ARM processors
总计 毕业设计论文25 页
表 格 0 个
插 图 20 幅
3 南 阳 理 工 学 院 本 科 毕 业 设 计论文
基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计
Autonomous controlsystem for the quadrotor unmanned
aerial vehicle based on ARM processors
学 院系 电子与电气工程学院
专 业 电子信息工程
学 生 姓 名
学 号
指 导 教 师职称
评 阅 教 师
完 成 日 期 南阳理工学院
Nanyang Institute of Technology
4
基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计 [摘要]针对改变传统以单片机为处理器的四旋翼自主控制飞行器控制方式的问题
设计了一种基于嵌入式ARM的飞行控制系统的设计和实现方案。这是一种基于ARM
的低成本、高性能的嵌入式微小无人机飞行控制系统的整体方案。详细介绍了控制系统
的总体构成以及硬软件设计方案包括传感器模块、视屏采集模块、系统核心控制功
能模块、无线通信模块、地面控制和数据处理模块。实验结果表明该设计结合嵌入式
实时操作系统保证了系统的高可靠性和高实时性能满足飞行器起飞、悬停、降落等
飞行模态的控制要求。 [关键词]ARM四旋翼自主飞行器control system for the quadrotor unmanned
控制系统。 Autonomous
aerial vehicle based on ARM processors AbstractIn order to change the conventional control
of four—rotor unmanned aerial vehicles using microcontroller as the processora solution of
flight
control system based on embedded ARM was presentedwhich is low-cost,
small volume, low power consumption and high performance. The purpose of
the work is for attending the National Aerial Robotics Competition. The main
function of the systemthe hardware structure and the software design were
discussed in detailincluding the sensor modulethe motor modulethe wireless
communication moduleWith embedded real time operating system to ensure
the system’s high reliability and real-time performancethe experiments results
show that the requirements of flight mode are satisfied
hoveringand landing and so on
Key words
ARMfour-rotor unmanned aerial vehiclesincluding taking of
control system
5 of the control signals 1 四旋翼飞行器的简介 1.1题目综述 微型飞行器Vehicle/MAV的概念最早是在上世纪九十年代由美国国防
部远景研究局
DARPA提出的。一般来讲MicroAir
MAV 的特征是最大尺寸为 35 厘米以下
最大质量在 300 克以内飞行半径大于 10 千米最高时速达80 千米/小时最高飞
行高度可达 300 米。MAV 是充分利用微机电、微电子、智能控制和通讯等高科技的微
型智能系统。微型飞行器目标小、灵活性好、成本低能够在现代化战争如空中电子战、
生化战、侦察与反侦察、干扰与反干扰、隐身与反隐身、特种单兵作战中扮演特殊角色
以满足国防现代化的需求。微型飞行器中包含很多新概念飞行原理与仿生研究思想因
此具有广泛的科学研究价值及民用价值。
微型飞行器有一段漫长而又断断续续的历史。最早的四旋翼飞机可以追溯到1907
年由Louis和Jacques Breguet等人研制出的“Gyroplane”便已经成功携带飞行员飞了
1.5m的高度。1922年美国军方资助George de Bothezat研制了一个大型的四旋翼机但
是飞行表现不能令人满意另外费用高昂和当时固定翼飞机的流行使得该项目最终搁
‘H’
型的四旋翼机但是由于工程人员缺乏足够的兴趣该项目也最终停止。20世纪80年
代随着微型飞机新型材料、微机电MEMS、微惯导MIMU的产生和飞行控制理论的
发展微型飞机得到迅速发展。由于其广泛的应用前景和使用价值四旋翼自主控制飞
机吸引了大批研究人员和学者的关注。
目前的飞行器控制系统多采用单片机来完成姿态控制存在硬件资源有限运算和
处理速度慢等问题。本研究硬件开发平台使用 32位的ARM 芯片作为核心处理器大量
使用 MEMS 传感器整个系统要求体积小、重量轻。同时对各个传感器输出的信号进行
采集和处理并采用了硬件抗干扰措施提高飞行控制硬件系统的稳定性和抗干扰性。
本文以实现基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统为目标对 ARM的MAV自主控制系统
和硬件实现进行了深入的学习和研究。 1.2国内外研究状况
随着新型材料以及飞行控制技术的进步四旋翼自主控制飞行器得到了迅速的发
展在军事和民用领域具有广阔的应用前景。基于ARM的四旋翼自主飞行器也得到了
迅速发展。和传统的直升机相比,它有着自身的优势:当前后两个旋翼逆时针旋转,而左右
两侧的旋翼顺时针旋转时,则尾桨控制和旋翼倾斜问题可以被忽略。
6 目前国外四旋翼无人直升机的研究工作主要集中在以下三个方面基于惯导的自主
飞行、基于视觉系统的自主飞行和自主飞行器系统。典型代表有瑞士洛桑联邦科技学院
的OS4、澳大利亚国立大学的X4、宾夕法尼亚大学的HMX4、佐治亚理工大学的
GTMARS、斯坦福的‘Mesicopter’ 等等。其中法国将对微型无人机领域进行开发
他们对翼展 20cm 的微型无人机概念进行研究。从 2000 年底开始,法国武器装备部将
可放在步兵背包中的无人侦察机进行招标。其战术指标为固定翼飞行器机长为 30
40 cm安装简便快捷装备光学传感器。从 2005 年开始它将在狭窄空间内进行巡
逻即可在城市街道上空机动飞行但不会进入房间。室内观测任务将留给直接采取昆
虫飞行方式的微型扑翼无人机这种无尾翼构型独特的无人机能平稳寂静地在室内进行
机动飞行并能悬停。总之这种微型无人机的研制要求在设备的小型化、推进技术和
包括昆虫飞行方面的技术做出巨大努力。如果研制进展顺利预计到 2013年底该机可
投入使用。
我国目前也在开展对扑翼微型无人机的研究主要研究其流动机理与空气动力学特
性、扑翼传动机构的设计以及微动力与能源系统的实现。在当前微型飞行器的发展趋
势是微型化、创新化、智能化、自动化、仿生化及多用途等。国内对于四旋翼机的研
究主要集中在几所高校之中。例如国防科技大学、南京航空航天大学、西北工业大学、
北京科技大学和哈尔滨工业大学等等。大多数的研究方式是理论分析和计算机仿真提
出了很多控制算法。例如针对自主飞行机模型的不确定性和非线性设计的DI/QFT动
态逆/定量反馈理论控制器国防科技大学提出的自抗扰控制器ADRC可以对小型
四旋翼飞机实现姿态增稳控制还有一些经典的方法比如PID控制、H
控制等。
1.3本文研究的主要内容 从低价位、低功耗、高性能等方面考虑本文设计了四旋翼飞行器的自主飞控制系
统整体方案、并完成了飞控系统硬件部分的设计。本文针对某型固定翼微型飞行器设
计了全新的自主飞行控制系统。硬件开发平台使用ARM芯片作为核心处理器大量使
用MEMS传感器整个系统体积小、重量轻完全符合项目要求。总体设计首先将
软硬件系统分解成基本功能模块分别介绍了分各模块的功能和作用接下来给出了了
各功能模块的设计思路为以下各章内容做准备。硬件子系统设计介绍了元器件的选
型原则和选型结果并且给出了DSP最小系统的设计步骤和电路抗干扰的措施。软件
设计首先给出控制系统的软件总流程然后分别对每个模块的算法流程和软件实现进
行介绍。
本文对各个传感器输出的信号进行采集和处理并采用了硬件抗干扰措施提高飞
行控制硬件系统的稳定性和抗干扰性。在ARM环境下
本文采用了嵌入式Linux操作
7 系统技术。对硬件方面的研究对微型飞行器自主飞行控制硬件系统设计关键是针对
MAV 姿态稳定和导航控制的功能的实现对于选用的各个功能部件的要求它主要包
括机载计算机和 MEMS 传感器等。基于 ARM 的飞控系统硬件电路原理图设计
括ARM 资源的介绍和应用、电源和复位电路设计
包
UART、SPI、JTAG等接口电路的
设计定时器的使用和PWM信号发生电路的设计加速度计、陀螺、磁力计等传感器
的使用、A/D采样电路的设计。最后通过平时所掌握硬件设计能力和实际的专业近
几年的大学学习使得我掌握ARM单片机的基本知识和编写 ARM Linux 环境下的设备
驱动流程图的相关知识培养扎实了软硬件设计能力
运用所学相关专业知识解决相关
问题如降低硬件资源利用率和解决飞行速度等问题。 2控制系统工作原理和结构框图 2.1四旋翼自主飞行器的工作原理 四旋翼直升机有4个控制输入量分别为四个旋翼的转速6个输出量分别为飞
机位置量x、y、z和姿态角(俯仰角、横滚角、航向角
)。四旋翼直升机通过调
节对角线上旋翼的转速来改变姿态。四旋翼飞行器上下的垂直运动是通过4个旋翼同时
增速减速得到的当4个旋翼的升力之和等于飞行器的自重时飞行器便保持悬停。
水平面内的前后运动是在旋翼1、2分别增速减速的同时旋翼3、4减速增速
这样机身就会发生向后或者向前的倾斜得到水平面内的前后运动俯仰运动是通过旋
翼1、3速度不变旋翼2增速减速的同时旋翼4减速增速来实现的。相似
的可以得到滚转运动即旋翼1增速减速同时旋翼3减速增速。
通过组合以上的基本运动可以实现四旋翼自主控制飞行器的各种复杂运动。四旋
翼飞行器飞行原理如图1所示
图1 四旋翼飞行器飞行原理示意图 四旋翼直升机独特的机械结构决定了它可以通过只改变旋翼转速的方法来实现俯
8 仰、滚转和偏航运动。当需要作俯仰的动作时只要控制前后两个旋翼使其在转速上有
一个差值即可。同样的原理当要作滚转运动时只要控制左右两个旋翼即可。在保持对
角线上的两个旋翼的转速相等的情况下使相邻的两个旋翼的转速有差值就可以实现偏
航运动。但必须明确一点以上三种运动过程中总的旋转力矩必须保持恒定。 (l)垂直升降与悬停:
同时改变四个电机的输出功率使得旋翼转速改变从而总的拉力改变且大于或
小于飞机重力时四旋翼无人机垂直升降飞行;而拉力等于飞机重力时四旋翼直升机
实现悬停。垂直升降与悬停的控制方式如图2所示:
图2垂直升降与悬停原理图 (2)横向飞行与俯仰运动:
增加左旋翼电机的输出功率使得左旋翼转速变大小右旋翼电机的输出功率可
以使机体左侧俯仰倾斜。使右侧拉力小于左侧总拉力从而左侧拉力改变相应的减机
身会向右侧俯仰倾斜。同理横向飞行与俯仰运动的控制方式如图3所示: 图3横向飞行与俯仰运动原理图 (3)水平旋转:
保持左右旋翼电机的输出功率相同前后旋翼的输出功率相同改变其中一组的输出功
率使得两组的旋翼的转速不同产生不能抵消的反扭矩从而使得机体产生顺时针或
9 逆时针的水平旋转。水平旋转的控制方式如图4所示 图4水平旋转的原理图 4控制系统
当四旋翼飞行器处于悬停和准稳态飞行时可以把四旋翼飞行器这一非线性系统近
似为线性系统这样在控制飞行器稳定飞行时就可以将四旋翼飞行器的姿态稳定分为
三个独立的通道(偏航、俯仰、横滚) 分别控制。在实际系统中控制对象是无刷电机
和螺旋桨。螺旋桨包括无刷电机的转动产生力、力矩和扭矩作用于四旋翼飞行器
就得到陀螺仪输出的各姿态角角速率对角速率积分就得到各姿态角在PID控制器中
微分参数的作用也很重要既可以使整个系统的相位提前又可以消除飞行器抖动从
而保证整个系统的稳定.姿态控制系统原理图如图5所示
图5 姿态控制系统原理图 2.2四旋翼飞行器本体
四旋翼飞行器的框架和布局较为简单呈“十字形”所以机械加工出符合要求的
机架和平台是可行的。而且可以根据自身的条件和四旋翼飞行器功能的要求来选择合适
的四旋翼飞行器的配件如机架材料的选择等。机身采用铝管和玻璃纤维成对称布局。
如图所示。从外形看其是由四个同样的直升机组装而来的。当然与直升机的差别很大
10 最明显的是它没有四个尾桨。四旋翼飞行器具有两对正反桨相邻的螺旋桨的转向相反
以抵消因为螺旋桨旋转而产生的自旋力而不需要专门的尾桨来抵消反桨矩。飞行器的
所有动作均依靠改变四个螺旋桨的转速完成而不需要调节桨叶的桨距角这样就可以
省略桨矩控制部件便于制作和维护通过调整四个旋翼的转速即可实现升力的变化
从而调整飞行器的姿态和位置。
与固定翼飞行器相比可垂直起降的旋翼飞行器发展要缓慢得多。这是因为旋翼飞
行器的控制比较复杂。但是相对于固定翼飞行器旋翼飞行器具有难以比拟的优点:具
备自主起飞和着陆能力能够适应各种环境能以如悬停、前飞、侧飞和倒飞等各种姿
态飞行。这些优点决定了旋翼飞行器比固定翼无人机具有更广阔的应用前景。而在旋翼
飞行器个大家族中四旋翼无人直升机以其新颖的结构布局、独特的飞行方式引起了我
们的关注。飞行器本体如图6所示 图6 四旋翼飞行器本体图形 3 系统设计目标和设计方案 3.1系统设计目标 目前的飞行器控制系统多采用单片机来完成姿态控制存在硬件资源有限运算和
处理速度慢等问题。本研究硬件开发平台使用 ARM 芯片作为核心处理器大量使用
11 MEMS 传感器整个系统要求体积小、重量轻。同时对各个传感器输出的信号进行采
集和处理并采用了硬件抗干扰措施提高飞行控制硬件系统的稳定性和抗干扰性。
本文的主要内容是设计小型四旋翼飞行器的控制系统实现小型四旋翼自主控制飞
行器在近地环境下的姿态控制。其中飞行高度在5米之内四旋翼飞行器的俯仰角和
滚转角控制范围是30度航向角的控制范围是0到360度。实现的主要功能如下
1提供多个通信信道使飞行器与陀螺仪、磁航向计、高度计、导航系统、地面
测控系统通信
2提供足够的存储空间以满足复杂控制软件的实现
3
检测飞行器的状态量包括高度、速度、航向、姿态等
4通过串口接口与地面测控细系统通讯一方面获取地面的控制信号另一方面
将飞行器的状态信息回传给地面
5飞行器能工作在手动和自动的切换模式。 3.2控制系统结构设计 小型四旋翼飞行器控制系统包括硬件和软件两部分。控制系统主要实现的功能为
信息采集与检测、数据传输和系统控制等。 3.2.1控制系统总体框架
四旋翼飞行器的飞行控制系统通常由传感器测量装置、主控制器和驱动电机
等部分组成。传感器用来测量四旋翼飞行器的飞行状态信息主控制器根据这些传感器
反馈回来的状态信息、预先给定的状态和现场无线输入的控制指令信息进行处理使控
制系统根据控制算法处理结果输出4路PWM信号控制电机转速以实现自动调节旋转
力距来稳定飞行姿态。整个四旋翼飞行器控制系统主要分为机载控制部分和地面控制部
分。机载部分系统结构框图如图7所示。
S3C2440
陀螺仪 三轴加速度
计 数字罗盘
无线通信模块 电机
驱动
12 图7机载部分系统结构框图 设计四旋翼自主控制系统时需要重点考虑它的安全性和模块化本次所设计的
自主飞行器控制系统结构如图所示。整个系统分为两个主要部分其中机载部分如图中
左侧虚线框部分包括RC接收机、MTi-G单元、ARM嵌入式控制器、AVR单片机以
及四旋翼机本体图中右侧虚线框为地面站部分主要包含了遥控器和地面站PC机
其中地面站PC机运行终端软件能够实时地显示四旋翼无人机的飞行状态信息。四旋
翼飞行器自主控制系统如图8所示
图 8四旋翼飞行器自主控制系统原理图 本系统的ARM嵌入式主控制器实现的功能主要包括1实时读取传感器MTi-G
提供的四旋翼飞行器的飞行状态信息2根据状态信息运行控制算法实时计算出
滚转方向和俯仰方向的控制量
飞行器的状态信息。
在设计自主控制系统时需要完成自主控制信号对四旋翼飞行器本体的输入过程
四旋翼飞行器是通过传统的航模类无线电系统接受遥控操作的为了切入自主控制信
号本次采用AVR单片机用于信号转换AVR单片机实现的主要功能包括ARM嵌
入式控制器得出数字型的控制量后通过串口发送给AVR单片机单片机将其转换为RCMTI
-G 电子调速器
信号转换模块
ARM嵌入
式控制器
AVR单片机
地面站 RC遥控器
3与地面站保持实时的WIFI无线通讯发送四旋翼
RC接收机
地面部分
机载部分
包括手动自
动切换通道
M4 M1 M2 M3
13 接收机发出的PWM信号
发送给四旋翼飞行器的信号转换模块另外RC接收机的
第7通道为飞行时的手动自动切换通道可以在飞行过程中随时完成手动自动控制间的
切换在很大程度上保证了飞行器实验时的安全性。 3.2.2 硬件总体设计 四旋翼自主控室系统的硬件部分是整个系统的基础决定了整个系统性能的稳定性
和可靠性。四旋翼自主控制系统的硬件是软件的载体一方面采集机体的角速率、姿态、
航向、空速、高度、位置等信息并反馈给软件另一方面根据四旋翼自主控制系统的
软件出的PWM指令信号驱动伺服机的动作此外
飞行控制系统的硬件还要实现机
载设备与地面控制站的无线数据通讯链路的搭建接受地面控制站的指令信号和发送机
体状态数据给地面站。微型飞行器自主飞行控制硬件系统设计关键是针对MAV姿态稳
定和导航控制的功能选用各个功能部件它主要包括机载计算机和MEMS传感器、
控制器模块、电源模块、数据处理模块和通讯模块并设计它们之间的接口电路。各部
分主要功能介绍如下。四旋翼飞行器硬件结构如图9所示
供电 供电
供 信息
电 信息 信息
信息
机体平台
图9 四旋翼飞行器硬件结构图 1机体平台是其他所有模块的载体。除了机架之外还包括电机、减速齿轮和
螺旋桨组成的推进组。
2控制器是系统的核心器件起到协调和控制其他各模块的作用。它不断和数
据处理模块交换信息获取系统控制所需的信息发出控制指令。
3传感器模块为系统提供四旋翼无人机的各种运动信息或姿态信息是导航系
统的重要组成部分。 电 源
模块
通 讯
模块
推
进
组
数 据
处 理
模块
控 制
器
传感器模
块
14 4通讯模块是控制系统与其他设备通讯的途径。控制器可以通过此模块发送机
体的各种状态信息接收控制指令或者导航信息。
5数据处理模块处于整个系统的中心位置在控制器干预下(或自动)完成数据
的转换信息的提取参数的解算等功能。
6电源模块为以上各模块提供能量保证硬件平台的正常工作。 3.2.3软件总体设计 为了减少软件错误、提高可靠性按照低耦合、高内聚的原则将软件子系统划分成如图
所示的六个模块。图 10 四旋翼飞行器软件结构图
图 10 四旋翼飞行器软件结构图 软件系统各模块的主要功能介绍如下
1系统初始化模块包含软件系统初始化和硬件系统初始化两部分。
2传感器数据采集模块主要功能是获取传感器发送的有效数据。正确设置相
关外设使系统传感器可以持续、正常的运行。
3数据处理模块起到各模块的衔接作用例如A/D采样的滤波、字符串与整
形和浮点型之间的互换、数字罗盘的信息提取等等。
4导航模块通过导航算法将传感器数据转化为导航数据为控制器提供系
统控制所需的位姿信息。
5控制模块控制器的软件核心包含控制系统主要算法。
6无线通讯模块负责控制系统和上位机或其他设备的通信。 3.3硬件系统方案论证
系统初始化
模块
传感器数据
采集模块 导航模块
数据处理模块
无线通信模块
控制模块
15 实现四旋翼飞行器控制必须处理好以下几点
一、四旋翼飞行器作为一个小型无人机必须要有一个可靠性非常强的无线通信方式
保证飞行器能够有效的接收到遥控器或其他设备发出的控制信号同时反馈实时的飞行
器自身状态以达到有效的监控和数据采集。
二、要做到对一个飞行器有效的实时、闭环反馈控制必须要能够测量得到飞行器本身
飞行时的状态也即是要有精确有效的传感器获取飞行器的姿态同时处理器能高效的
采集数据。
三、四旋翼飞行器虽机械结构简单但却是一个高阶非线性、多变量、强耦合的欠驱动
系统要能够对飞行器安全稳定的飞行必须有一个合理的控制算法也即要求一个处
理能力强的处理器处理控制算法。 3.3.1控制器芯片选型
从做到四旋翼飞行器良好控制的飞行上可以知道四旋翼飞行器的控制芯片必须能
够达到快速应答控制信号、快速处理传感器信号和快速处理控制器算法对这些要求则
需要一个可靠性高、数据响应和处理的能力强的处理器。ARM处理器则能良好的应对
这些控制要求。本文采用S3C2440处理器它采用ARM920T内核。
ARM9系列处理器有如下优点
1、五级整数流水线高效率执行指令大部分指令可以在一个或两个时钟周期完
成
可以实现复杂的控制算法
3、支持32位的ARM指令集和16位的Thumb指令集能够高速的进行数据处理
飞行器控制系统也可以采用单片机如51单片机来完成姿态控制但是由于存在硬件
资源有限运算和处理速度慢等问题。本文硬件开发平台使用 ARM 9芯片作为核心处
理器。 3.3.2传感器选型
对四旋翼飞行器进行姿态反馈控制则需要测量得到滚转角、偏航角和俯仰角同
时测得它们对应的角速度本文中采用ENC-03M单轴角速度传感器和LIS344ALH三
轴加速度计综合测量并滤波得到四旋翼飞行器的滚转角、偏航角和俯仰角同时得到它
们的角速度利用气压计或超声波传感器进行飞行器高度测量。选择这些传感器的理由
如下
ENC-03M是由日本村田公司设计生产的产品之一是单轴角速度传感器可以稳
16 定的测量出角速度但是存在一定的温漂通过配合加速度计和软件的处理可以得到校
准确的角度值另外从成本考虑ENC-03M传感器是非常低廉的在控制精度不是非常
高的情况下性价比是非常高的从焊接上考虑ENC-03M是表面贴装器件焊接简
易但是同类其他的传感器则不易安装如ADXRS300
业人士焊接。
它是BGA封装一般需要专
LIS344ALH三轴加速度计是由意法半导体公司推出的低功耗、低成本的三轴模拟输
出的传感器它在一个封装内整合了一个强健的三轴MEMS传感器和一个CMOS接口
芯片不论设备的方位如何三轴传感功能都能提供倾斜和运动的信息 LIS344ALH
提供+-2g和+-6g两种加速度测量范围紧凑而强固的外观设计使之能够承受高达
10000g的撞击强度。
高度传感器本文选用气压计利用气压计来转换飞行器的高度他有测量范围广的
优点本文设计的飞行器对控制高度没有特别高的要求利用气压计可以完成本文的要
求利用MPS4115气压计可以测量误差控制在一米以下这比一般的GPS测量误差小
虽然超声波传感器的精度比较高但是它的测量范围很窄如UMR37最大只有六米
另外它要求参照物的高度不变而且反射性比较好在室内桌子等物件对测量有很大的影
响
①转换精度②转换速率③信号输入范围④芯片接口⑤
价格、功耗等。
模拟传感器的输出有两种电平信号加速度计输出范围是0-3V陀螺仪输出范围
是0-5V。当前大多数芯片A/D输入信号范围基本都能满足要求。因此转换精度、转换
速率是选型的主要考虑因素。
转换速率指标设计
目前大多数研究平台电机的控制频率为50Hz到100Hz左右而普通有刷电机的控
制带宽只有50Hz左右。由于这个限制更高的控制频率对于普通的电机是不合适的。
但是为了增加导航系统的稳定性减少积分漂移。A/D的采样频率为控制频率的20倍
左右达到2KHz。惯性元器件总共有6路A/D输出再加上两路电平基准一共8路。
因为A/D的转换芯片只有一个A/D转换模块则8路转换就需要转换芯片至少1.6Mhz
的转换速率留有20%裕量就要求芯片的转换速率2Mhz。
转换精度的指标设计
A/D器件的误差有失调误差和增益误差两种一般由最低有效位
LSB标识。
以加速度计为例假设量程为其灵敏度为800mV/g。因此电压输出范围
是2.4V。则对于12位A/D转换芯片假设A/D转换
17 芯片的失调误差和增益误差之和最大为M LSB。根据以上分析可知最大误差电压达到
其对应的加速度误差为9.8m/s2。根据式和式 0
tV adt at
(3.1)
2
01
2ts vdt at
(3.2)
因此速度误差V=tS=t
1分钟的速度误差为1m/s则对应M=29。
t/2。若假设
TMS320F28x DSC’s有一个16通道模数转换器可以让设计者像使用多种嵌入式
设备一样直接把模拟信号连接到处理芯片上。另外F28335的偏移误差为15LSB而
增益误差为30LSB因为这些误差可以使用软件补偿所以为了方便开发直接使用
DSP自带的12位A/D转换器并且将DSP的SPI口扩展以备更高精度的A/D芯片使
用。 3.3.4 无线通信模块选型
无线通信模块是四旋翼飞行器的重要组成部分。控制系统要求无线通讯误码率
低、实时性高保证传输信息的准确性和及时性。由于通讯距离并不长采用国产
KYL-610作为无线传输模块。该模块有以下优点多种可选通信接口RS-232、TTL、
RS-485多种数据格式和传输速率公开的数据接口收发一体半双工工作模式采
用单片射频集成电路及单片MCU外围电路少功耗低可靠性高等。主要参数如表
1所示。 表1 KYL-610主要参数
3.3.5驱动电机选型 电源
输出功
率
发射电流 接受灵敏度 外型尺寸
3.1—5V <=50m
W
<20mA -108dBm(9600bps)
40mm×24mm×6mm
传输距离 200m 以上(BER=10-5@9600bps,标配10cm天线空旷地天线高
度1.5m)400m以上(BER=10-5@1200bps,标配10cm天线空旷
地天线高度1.5m)
18 四旋翼飞行器一个非常重要的部件--电机电机的性能好坏直接影响到飞行器飞行
的状况。本文选择的是无刷直流电机。与有刷直流电机相比选择无刷直流电机的理由
如下
无刷电机的可靠性好。有刷电机存在集电环炭刷结构
在运行时产生火花需要定
期更换碳刷有刷电机不宜适用于有灰尘、泥泞、露天、潮湿场合无刷直流电机无刷
结构可靠性高、防护性能好能满足于有灰尘、泥泞、露天、潮湿场合使用。无刷电机
效率高。有刷电机由于有炭刷结构会产生大量的热能同时需要电能转换磁场这两
者导致了有刷电机的效率低下而无刷电机无炭刷、使用永磁铁节约大量能量提高了
电机效率。无刷电机在低速时具有串励电机特性高速时性能好与他励电机。选择无刷
直流电机有其独特的优点同时也有复杂之处需要有代替机械式换电器的电子开关
代替电刷的转子位置检测器。
综合考虑技术、性能及成本等方面的因素最终选择了航模专用新西达
A2212 型号的无刷直流电机
机身高度为 0.022 米直径为 0.012 米KV 值为
1000rpm/V。此外为了提高电机驱动效率在配桨选择上选用了型号为
GWS1060HD 的三叶螺旋桨。 4控制系统硬件设计 飞行控制系统的硬件部分是整个系统的基础决定了整个系统性能的稳定性和可
靠性。飞控系统硬件是飞控软件的载体一方面采集机体的角速率、姿态、航向、空速、
高度、位置等信息并反馈给飞控软件另一方面根据飞控软件出的PWM 指令信号驱
动伺服舵机的动作此外飞控系统的硬件还要实现机载设备与地面控制站的无线数据
通讯链路的搭建接受地面控制站的指令信号和发送机体状态数据给地面站。在上文中
介绍了飞行控制的总体设计以下是设计的具体实现 4.1电源模块 硬件系统各部分对供电需求各不相同DSP的核心电压需要1.8V/100MHz供电、
数字罗盘、高度声纳、无线模块需要5V供电加速度计需要3.3V
模拟供电陀螺仪需要5V模拟供电电机及相应驱动芯片需要11.1V供电。
—5V——1.8V的供电系统。
1—5V电源芯片选择。
电源芯片的选型主要依据是各个核心元器件所消耗电流的大小。表1为系统各核心
器件的芯片的供电参数。控制系统各核心元器件供电统计表如表2所示。核心元器件供电统计表
19 器件名
电流mA 电压V 个数 合计电流(mA)
陀螺仪
8 5 3 15
数字罗盘
24 5 1 24
加速度计
0.5 3.3 1 0.5
无线模块
12 5 1 12
超声传感器
<=30 5 1 30
DSP最小系统 约200
3.3/1.8 1 200
总计
表2控制系统各
-- -- -- 281.5
由上表可知系统各核心元器件电流总消耗接近300mA
选型时留有至少50%的
裕量。因此选择体积小最大输出电流达500mA的78M05[38]作为12V转5V的转换芯
片。78M05具有热保护、短路保护等功能。
另外在78M05的输入端并联一个瞬态抑制二极管SMCJ36CA
可以有效抑制电
源尖峰。电路设计如图11所示 图11 78M05电路设计图 (25V——1.8V电源芯片选择
I公司的C2000系列DSP对I/O上电顺序没有要求但对内核上电和I/O上电时间
差有严格的要求理想情况是同时加电但很难做到。 一般应先对外设加电然后对
内核加电同时要求外设电压不超过内核电压2V。这个加电次序主要依赖于芯片内部
的静电保护电路。因此选用TI公司DSP专用供电芯片考虑到DSP系统功耗很大因
此选用TPS76D318。TPS76D318主要特性有一路可控输出最大输出电流可达1A
静态超低电流双路电源200ms延时复位热保护和短路保护等功能。TPS76D318
的电路如图12所示
20
图12 TPS76D318电路设计图 同时由于本文采用数个模拟传感器需要分离模拟电压和数字电压提高模拟设备
的抗干扰性。在飞行器中安全性是一个首要的问题为了防止意外事故发生本文特
别设计了一个保护电路使用可恢复熔断器防止过流。如图13、图14、图15和图16
所示为电源模块的保护电路、5V稳压电路、3.3V稳压电路和模拟电压稳压电路。
图13 过流保护电路
图14 +5V稳压电路
21
图15 +3.3V稳压电路 图16供模拟电路+5V电压
4.2传感器模块
传感器模块主要功能是利用陀螺仪、加速度计微惯性传感器和高度传感器得到飞
行器的飞行状态使反馈控制成为可能。 4.2.1陀螺仪测量模块
图17是使用陀螺仪测量飞行器角速度的测量电路利用ENC-03单轴角速度计测量
电路中加入了可变电阻来校准陀螺仪信号。角速度检测电路如图17所示。
22 图17角速度检测电路 4.2.2加速度测量模块 图18是利用LIS344ALH加速度计测量飞行器的加速度值利用陀螺仪测量模块和
加速度计检测模块得到相应信号对信号进行卡尔曼滤波可以得到有效准确的数据。加
速度采集电路如图18所示。
图18加速度采集电路 4.2.3高度测量模块 高度测量本文采用的是MPX4115如图19所示气压计测量的信号通过放大器
后入到主控芯片中并且此电路可以通过软件设置T1、T2调节测量值高度测量电路
如图19所示
图19高度测量电路
23 4.3控制模块 控制模块主要完成的功能是调理检测环节速率陀螺反馈回来的速度信号然
后输入 ADC 端口与参考速度值进行比较分析利用得到的误差值给出控制信号以
控制四路驱动模块按要求调节各个电机的转速最终完成对四旋翼机飞行姿态的控制。
控制部分硬件电路除主控制器及其相关外围电路以外还包括四个附加单元分别为反
馈信号调理单元姿态角度控制单元控制信号调理单元及串口检测单元。
1反馈信号来自检测环节速率陀螺的输出陀螺感应飞行器的姿态变化后输出相
应的电压值该电压值作为反馈信号输入到主控芯片 ADC 端口。由于速率陀螺输出的
为避免在
飞行器转速变化较大时输入主控芯片的反馈电压过高烧毁芯片采用分压+稳压的方式
分别对 3 路反馈信号进行调理。反馈信号调理电路如图20所示。 图 20 反馈信号调理电路 2姿态角度控制由于试验装置条件有限无法安装角度传感器故采用手动方式
调节四旋翼飞行器的姿态角度。手动调节飞行器姿态角度的具体方法为采用两路AD 通
道每个通道控制一对对应螺旋桨在姿态角速度调整过程中观察四旋翼飞行器的姿
态变化判断当前的运动状态并根据姿态变化原理相应的调节变阻器输入电压的大小
来改变驱动电机的转速从而达到飞行器姿态变化的目的。其电路原理如图21所示。
24 图21 姿态角度控制电路 3串口检测:为了便于能在飞行器飞行过程中直观的观察速度信号模块中额外增加
了一路 RS232 串行接口如图22所示用以将速度信号数据实时传送到计算机串口
调试窗口以便观察分析。串口检测电路如图22所示。
图22 串口检测电路 4.4无线通信模块 无线通信模块是四旋翼自主飞行器和地面控制中心之间通信的桥梁。本次要求的
无线传输距离为100m左右故选用单片射频收发器芯片。该芯片工作在433MHz的ISM
频段工作电压为3.3V,使用SPI接口与S3C2440通信配置和使用非常方面。此外
PCA82C250芯片功耗非常低以-10dBm的输出功率发射时电流只有11mA,接收信号时
只有12.5mA,在100m之内传输稳定可靠。通信模块电路图如图23所示。
图 23 无线通信模块电路
25 4.5 时钟与复位电路设计 1时钟电路时钟可以由外部晶振和内部锁相环共同产生。这种情况
下外部晶振接到DSP的X1X2引脚上如图7所示。
2
DSP复位电路的设计图8主要考虑两个方面有效复位电平和有效复位
PLL脉冲宽度。为使芯片初始化正确一般保证RS为低电平至少持续5个CLKOUT周期
即当速度为25ns时约为125ns。但是由于在上电后系统的晶体振荡器往往需要几百
毫秒的稳定时间所以
RS为低的时间主要由系统的稳定时间确定一般为
100ms--200ms。 复位电路和时钟电路如图所示。
图24复位电路图 图25 时钟电路图 4.6JTAG调试接口设计 所有的F28xxx芯片都采用5个1149.1-1990IEEE标准协议和IEEE标准的测试接口
和便捷扫描结构的JTAG信号。以及TI的两个扩展接口EMU0和EMU1。采用文献
中TI官方建议的电路设计如图26所示 图26JTAG接口设计图
26 4.7电路抗干扰设计 4.7.1干扰的分类
可以按照产生原因、传导方式和波形特性将电路干扰形式加以区分。
1按照产生原因可以分为放电噪声、高频振荡噪声浪涌噪声等
2
3按照波形可分为正弦波、脉冲电压、脉冲序列等
四旋翼无人直升机控制系统的硬件系统包含多种元器件。硬件系统有11.1V供电的
MC33886芯片、5V供电的数字罗盘和3.3V供电的DSP等。 4.7.2 抗干扰措施 1路电容有些是采用先进的CMOS工艺制造的具有低耗高性能的特性。
按照传到方式可以分为共模噪声和串模噪声
加旁
但是CMOS电路在每次跳跃时会产生大电流同时在供电电路产生一个电流尖峰。
这些因为跳变产生的假信号应该在写入感应电路前滤除掉。实际系统的设计中在DSP
供电系统的不同位置以滤除电流尖峰。
2地线抗干扰的措施模拟电是由数字电产生的。事实上数字电对模拟电的
最大干扰是通过地线产生的
系统中的功率电路直流电机驱动部分也会通过地线对
信号电路产生很大的干扰。硬件布线中强信号的地线和弱信号的地线分开对每部分
的地线数字地、模拟地和功率地分别覆铜使用0欧姆电阻单点连接。
3
晶振的下拉电容放在离引脚比较近的位置可以减少其对其他器件的干扰。
4将模拟器件惯性传感器与其他数字元器件分开布局大电流电路电机
驱动和其他小电流电路分开布局高频器件如时钟
线通信模块
5分开布局。
20MHz和低频电路如无
时钟电路晶振可以为DSP提供系统时钟但是它同时也是一个强干扰源。
A/D转换部分抗干扰措施在模拟电路中加旁路电容可以减少供电噪声的进
入任何没有使用的ADC的输入引脚连接到模拟地上以防ADC模块从引脚的周围
得到电压噪声确保任何数字信号引脚都不要连接到模拟地。
6
频干扰。
27 5 系统软件设计 5.1软件总体设计 四旋翼飞行器控制系统软件设计的总体目标是启动飞行控制系统的各个功能模块
并使之正常工作按照既定规划实现稳定飞行。由于四旋翼飞行器为六自由度的系统
而其控制量只有4个这就意味着被控量之间存在耦合关系所设计的控制算法应能够
对这种欠驱动系统足够有效用4个控制量对3个角位移量和3个线位移量进行稳态控
在电路中大部分芯片的每一个电源引脚放置一个0.1uF 去藕电容防止工
制。本次在得到四旋翼飞行器的动力学方程之后适当地选取控制量运用控制论中经
典的PID控制算法对飞行器系统进行控制。
飞行控制系统的中央控制模块主要完成系统初始化、系统自检、解算传感器数据、
导航信息解算、执行控制算法、计算并输出控制量等功能。控制模块选择使用uC/OS-II
管理控制任务的调度。uC/OS-II是一个专为嵌入式应用设计、基于优先级调度的抢占式
实时操作系统内核它包含了任务调度、任务管理、时间管理、任务间通信与同步等功
能。各任务之间通过信号量和消息队列实现相互间的数据交换和同步。系统启动流程如
图27所示
是
否
否
图27 系统启动流程图 四旋翼飞行器的软件系统的总流程如下图28所示
系统初始化自检 正常 导航解算
结束 姿态控制 结束
开始
28 中断处理
否
否 是
图28软件系统总流程图 由上图可以看出整个软件系统分为主流程和中断处理两部分。中断处理部分的作
用是解决低速外设和高速DSP之间的通信问题。主流程负责整个系统各部分的协调工
作上电之后系统进行初始化自检。如果系统各器件工作正常则判断飞行模式如
果选择手动控制则导航解算和自动控制程序将不执行。若是选择自动飞行系统根据
控制目标自动完成飞行动作。
图28所示的流程图与3.2.3小结中的软件总体各个软件模块是相对应的。其中系统
初始化自检操作是由系统初始化模块、传感器数据采集模块和无线通信模块共同完成
导航解算操作由导航模块完成高度/姿态控制是由控制模块完成中断处理部分由传
感器数据采集模块和控制模块共同完成。 5.2数据采集模块 开始
系统初始化
自检
1、 测试传感器数据
2、 测试电机的状态
3、 循环发送各种数据 正常
半分钟时间
到 自动
导航解算
手动控制
处理数字罗
盘数据
TB3周期中断 SCIA
中断
结束
结束
高度/姿态
控制 是
否
否 提取声纳高
电平时间
CAP中断 提取控制指
令
无线接收中
断 改变声纳触
发IO电平
AD中断
AD采样值存
储
29 S3C2440内嵌2个12位的模拟数字转换器 (ADC),每个ADC有多达16个外部通
道。传感器模 块中罗盘的输出为数字信号陀螺仪和加速度传感器 的输出信号为模
拟电压信号需要进行模数转换变为数字量才能进行下一步处理。模数转换的核
心器件是AD转换器为了不增加系统开销于是采用了 S3C2440的12位AD转
换器。
角速率陀螺仪、加速度计经过模数转换提取飞行器角速度和线加速信息数字罗
盘HMR3300通过UART串口通信提取航向信息。ADC模块工作在同步采样模式下
可以同时采样角速率和线加速度,采样结果存放在ADC 的结果寄存器中。ADC采样模
块程序流程图如图29所示。
图29 ADC模块程序流程图 5.3无线通信模块
该模块主要用于飞行任务的接收和遥测信息、图像数据的发送该通讯模块由微
处理器、射频模块和天线组成在地面站和 MAV 机载平台之间形成沟通的桥梁。无
线通信模块实现上位机对四旋翼飞行器的飞行控制和跟踪定位实时与地面控制系统交
换信息接收地面控制系统传输的飞行控制指令信号、向地面控制系统发送当前无人机
实时飞行和姿态数据等相应信息以完成指定的飞行控制任务。ARM通过SPI接口与
nRF905通信将ROM中的数据发送出去。ARM控制nRF905发送数据主要分为两
个步骤一是ARM先向nRF905写入数据二是控制nRF905发送数据 。在执行过程
中本次先写入发送数据的目标地址再写入数据然后再控制nRF905发送地址和数据。
中断
入口
关中断
计算得出相应的物理量
读取结果寄存器中的值
开中断
结束
30 nRF905发送模式会自动产生字头和CRC校验码当发送过程完成后数据准备好引脚
通知ARM数据发送完毕。nRF905的发送和接收流程如图29和30所示。
否 是 是 是
否
是
否
是
否 否
是 是
是 否
图29 发送数据流程图 图30接收数据流程图 5.4电机控制模块
S3C2440的TIMx模块可以产生3组6路PWM同时每组2路PWM为互补。STM32
通过解算飞行姿态信息和路径规划输出PWM控制量协调控制4个电机实现稳定飞行。
S3C2440的通用定时器TIMx产生PWM输出本次通过设置以下3个寄存器来控制。TRX_CE=1
TX_EN=1PWR=UP=1
初始化SPI模块装载addr和发送数据
生成CRC和前导码并发送数据和置DR为1
前导码完成后DR置低
启动发送
TRX_CE=1?
TRX_CE=1?
AUTO_TET=1?
待机
否
待机
TRX_CE=1TX_EN=0
TRX_CE=1?
接收部分上电
接收部分检测载波置CD为高
ADDR正确
CRC正确
AM置为高
接收数据
DR置为高
AM为底
TRX_CE=1?
ARM从SPI
接收数据
31 捕获比较模式寄存器(TIMx—CCMR12)其模式设置位OCxM由3位组成若使
用PWM模式则必须设置为110111。这两种PWM模式的区别是输出电平的极性相
反捕获比较使能寄存器(TIMx—CCER)该寄存器控制着各个输入输出通道的开关
捕获比较寄存器(TIMx—CCR14)该寄存器总共有4个对应4个输出通道CH1
4以TIMx—CCR1为例在输出模式下该寄存器的值与计数器TIMx—CNT的值比较
根据比较结果产生相应动作。利用这点本次通过修改这个寄存器的值就可以控制
PWM的输出脉宽从而达到控制电机的转速的目的。 6总结 6.1实验结果
在手动起飞后通过切换开关将飞行模式切换为自动四旋翼飞行器进行自主
悬停地面站对四旋翼飞行器的飞行状态信息进行实时显示并保存飞行数据四旋翼
飞行器实现了在水平方向X-Y轴和滚转角、俯仰角四个自由度方向上的自动控制在飞
行实验中以程序开始运行时的第一个点作为原点然后飞行位置的GPS经纬度数据与
原点的GPs经纬度数据求差再经过转换就可以得出当前飞行位置的xy值飞行实
验结果如图611所示飞行总时间为300 s。
图31、32、33为三个姿态飞行方向的角速度gyrx”表示绕X轴旋转的滚转角速
度gyry叫表示绕y轴旋转的俯仰角速度 gyrz表示绕X-Y轴旋转的偏航角速度从
图可以看出角速度曲线的高频成分较多这些高频成分多为测量噪声可通过低通滤
波器进行滤波处理总趋势仍然在零点附近。实验结果如图所示。
0 10 20 30 40 50 60 70
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
时间/t角速度/°/s
X轴角速度 0 10 20 30 40 50 60 70
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
°/s
时间/s
Y轴角速度 0
10 20 30 40 50 60 70
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
时间/s角速度/°/s
Z 轴角速度
31) X轴角速度曲线 (32)Y 轴角速度曲线 (33)X-Y轴角速度曲线 图34和图35分别为水平位置X曲线和Y曲线从图中可以看出相对角度数据
位置数据随时间的更新率较慢x轴方向曲线基本在-2 m到35 m的范围内y轴方
向曲线在-25 m到4 m的范围内。X和Y轴位置曲线图如图34和35所示。
32 0
5 10 15
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
0.40
2 4 6 8 10 12
-1
-0.5
0
0.5
1 图34X轴位置曲线 图 35Y轴位置曲线 图36、图37和图38分别足滚转角度曲线、俯仰角度曲线和航向角度曲线从图
中可以看出这三个姿态角的控制效果较好大部分时间控制在士2。以内最大偏差
不超过土4。控制效果稳定。俯仰角度曲线、滚转角度曲线和航向角度曲线图如图36、
37、38所示。
0 100 200 300 400 500 600
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
俯仰角theta随时间变化角度/°时间/s
0
100 200 300 400 500 600
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
滚转角gamma随时间变化角度单位/°时间/s
33 图37 滚转角曲线图
0
100 200 300 400 500 600
图 36 俯仰角曲线图
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
航向角psi随时间变化角度单位/°时间/s 图38航向角曲线 6.2实验总结 本次设计完成了一套四旋翼自主飞行控制系统自主飞行过程中通过传感器MTi
—G测量四旋翼飞行器的飞行状态信息
ARM嵌入式控制器运行非线性控制算法得
出转化后的控制量再通过串口发送给下层AVR单片机。最终模拟遥控系统信号控制四
旋翼飞行器成功实现了四旋翼飞行器在滚转角、俯仰角和水平纵向、横向位置共四个
自由度的自动控制并通过飞行器悬停飞行实验验证了本次提出的设计整套系统安全
性高可移植性强通过地面站能够保存实际飞行数据便于分析为进一步的四旋翼飞
行器控制研究提供了基础
同时本次研究给出了基于ARM处理器的四旋翼无人飞行器控制系统的软、硬件设
计方法改变了传统以单片机为主的控制方式。该系统能满足飞行器起飞及悬、停、降
落等飞行姿态的控制要求适合在近地面环境中执行监视、侦查、航拍等任务
具有广
阔的军事和民用前景。 参考文献 [1] 单海燕. 四旋翼无人直升机飞行控制技术研究[D]. 南京航空航天大学.2008
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