周賀

摘要：針對現(xiàn)階段三葉槳四旋翼飛行器平衡難以控制的問題，該文基于STM32單片機設計了一個三葉槳四旋翼飛行器，該飛行器采用四元數(shù)轉(zhuǎn)歐拉角算法和PID調(diào)節(jié)器，實現(xiàn)了角速度與加速度到角度的轉(zhuǎn)換。該飛行器利用STM32 F103CBT6與L3G4200d姿態(tài)傳感器對陀螺儀、加速度計數(shù)據(jù)進行采集，達到了控制三葉槳平衡的目的。測試結(jié)果表明，該飛行器實現(xiàn)了平衡起飛，飛行高度在0-50m以內(nèi)，起飛轉(zhuǎn)速平均為4500轉(zhuǎn)左右。與普通的二葉槳四旋翼飛行器相比，在同樣的遙控油門推動下，三葉槳的四旋翼飛行器比二葉槳飛的更高，電池的使用時間更長。

關(guān)鍵詞：STM32單片機；四旋翼飛行器；L3G4200d姿態(tài)傳感器；PID調(diào)節(jié)器

中圖分類號：TP202 文獻標識碼：A 文章編號：1009-3044（2014）21-5126-03

無人飛行器和垂直起降一直是飛行器研究方面的熱點，而三葉槳四旋翼飛行器正好及這兩點于一身。如果現(xiàn)實生活中的飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起降和無人駕駛的功能，無論在軍用還是民用都具有重要的實用價值，例如：偵察與營救任務，航拍，視頻監(jiān)控等。最近，三葉槳四旋翼飛行器的設計逐漸成為航空學術(shù)研究者的一個熱點問題。它是一種非共軸式多旋翼飛行器，可以通過調(diào)節(jié)槳翼的轉(zhuǎn)速，實現(xiàn)對飛行器的飛行姿態(tài)的控制。三葉槳四旋翼飛行器不像直升飛機那樣需要尾翼，它的結(jié)構(gòu)更加緊湊，四個旋翼提供的升力更加均勻，這樣它的飛行姿態(tài)就更加穩(wěn)定，而且它還具有起飛條件低 、可懸停等特點，這些特點使它起飛和降落所需空間少，并且在障礙物密集的環(huán)境下可控性強[[1]]。對于三葉槳四旋翼飛行器而言，國內(nèi)外在理論上的研究雖然成熟，但是在實際應用中卻不多見，而這最主要的原因在于三葉槳的平衡難以把握，沒有解決平衡問題合適算法。為了實現(xiàn)三葉槳四旋翼飛行器的平衡起飛，文獻[2]提出了一種新的全角度四元數(shù)與歐拉角的轉(zhuǎn)換算法，此算法是一種新的轉(zhuǎn)換算法，它-能在3個軸的歐拉角都在±180°之間進行四元數(shù)與歐拉角的轉(zhuǎn)換，但該算法不能實現(xiàn)[±]360[0]四元數(shù)與歐拉角的轉(zhuǎn)換。為了解決[±]360[0]全角度四元數(shù)到歐拉角的轉(zhuǎn)換。文獻[3]提供了一種關(guān)于大角度范圍內(nèi)四元數(shù)與歐拉角轉(zhuǎn)換的思考，分析了姿態(tài)四元數(shù)、歐拉角與姿態(tài)角的內(nèi)在聯(lián)系，并參照姿態(tài)控制給定的指令歐拉角，確定出四元數(shù)所對應的較合適的一組歐拉，但對于奇異現(xiàn)象還是不能全部解決。文獻[4]提出了一種基于四元數(shù)的捷聯(lián)式慣性導航系統(tǒng)的字條結(jié)算，分析了歐拉法、方向余弦法、四元數(shù)法求解姿態(tài)矩陣的優(yōu)缺點，采用四元數(shù)與方向余弦法兩種解算方法分別計算載體姿態(tài)，兩種方法的計算結(jié)果之差與理論值比較已得到解算誤差，從而驗證四元數(shù)法的正確性和有效性，并指出在提高采樣速率和采用高階計算法能減少姿態(tài)解算誤差。但是對于姿態(tài)數(shù)據(jù)的采集速率方?jīng)]有達到理想要求速率。

針對現(xiàn)階段三葉槳四旋翼飛行器平衡難以控制的不足，該文基于STM32系統(tǒng)采用了STM32F103CBT6作為控制器，采用了四元數(shù)轉(zhuǎn)歐拉角算法與PID調(diào)節(jié)器相結(jié)合的處理方式，實現(xiàn)了角速度與加速度到角度的轉(zhuǎn)換，達到了間接控制三葉槳平衡的效果[5-7]。該飛行器的總體設計要求為：

1） 利用四元數(shù)和歐拉角的算法實現(xiàn)陀螺儀數(shù)據(jù)的融合；

2） 利用PID算法的調(diào)節(jié)實現(xiàn)四旋翼飛行器的平穩(wěn)飛行。

1 總體設計方案

四旋翼飛行器分X型和+型兩種，本設計選用的X型。其總體框架由機架、陀螺儀、MCU、電源，四部分構(gòu)成，其中機架中由電機、槳翼、電調(diào)這三部分組成，本設計采用一體化的設計思路，就是機身和處理器板作為一個整體，四旋翼飛行器的處理器使用STM32F103CBT6，傳感器使用L3G4200d，使用IIC總線的方式與處理器連接。通過上位機利用自己定義的協(xié)議來完成小型四旋翼飛行器的姿態(tài)顯示和控制。采用無刷電機和兩對三葉正反槳，電池使用11.8V的鋰電池。整個系統(tǒng)的電源控制部分采用662K和LM2678穩(wěn)壓芯片，這樣可以確保供電的穩(wěn)定性，保證系統(tǒng)穩(wěn)定可靠的運行。

STM32單片機主要負責傳感器數(shù)據(jù)的獲取，原始數(shù)據(jù)濾波，數(shù)據(jù)融合，四元數(shù)姿態(tài)解算算法，PID閉環(huán)控制算法。遙控信號的解碼用來接收和發(fā)送數(shù)據(jù)和命令。系統(tǒng)總體設計框圖如圖1所示。

2 系統(tǒng)硬件設計

本飛行控制系統(tǒng)主要實現(xiàn)人的遙控操作及自動增穩(wěn)和定高等功能。四旋翼飛行器通過接收機接收到的遙控信號完成操作者的相應的遙控操作，同時具有感知飛行姿態(tài)并自動調(diào)整的功能。整個控制系統(tǒng)包括電源功能模塊、遙控接收模塊、陀螺儀模塊、加速度計傳感模塊、電機驅(qū)動模塊、MCU等部分。該控制系統(tǒng)的原理圖如圖2所示。

3 系統(tǒng)軟件設計

3.1 主程序設計

本控制系統(tǒng)通過接收遙控器的信號和采集陀螺儀，加速度計的數(shù)據(jù)來實現(xiàn)對飛行器的姿態(tài)控制，對飛控采用PID調(diào)節(jié)來提高飛行器的穩(wěn)定性和可靠性。系統(tǒng)對STM32時鐘初始化，STM32單片機的內(nèi)部時鐘完全能很好的實現(xiàn)對四旋翼飛行器的控制，接著初始化相應的定時器、串口、陀螺儀、加速度計等硬件設備。通過接收遙控器信號和采集陀螺儀，加速度計的數(shù)據(jù)，通過數(shù)據(jù)處理子程序計算旋翼控制量，并產(chǎn)生相應PWM占空比來實現(xiàn)對飛控姿態(tài)的控制。

3.3四元數(shù)計算歐拉角的實現(xiàn)

本設計基于互補濾波的思想上完成的四元數(shù)算法，其核心思路為利用加速度測得的重力向量與估計姿態(tài)得到重力向量的誤差來校正陀螺儀積分誤差，然后利用校正后的陀螺儀積分得到姿態(tài)角。

3.4 PID控制

由于四旋翼飛行器獨特的機械結(jié)構(gòu)，即結(jié)構(gòu)上的對稱設計，使得四軸在俯仰角的控制欲橫滾角的控制上有這近乎相同的控制特性，且兩者相對獨立。四軸飛行器的俯仰，橫滾，偏航，升降可以通過四個輸入量來控制。通過設定一個期望角度，調(diào)整電機轉(zhuǎn)速，使得測得的姿態(tài)角穩(wěn)定在期望角?？刂坡傻脑O計主要采用是閉環(huán)控制。以姿態(tài)角做為被控制量，采用經(jīng)典的PID控制算法。

4 系統(tǒng)測試結(jié)果及分析

4.1 姿態(tài)角測試

觀察上位機中的界面，當界面的姿態(tài)與四軸機體能夠保持一致變化時說明姿態(tài)解算良好。由圖3說明四元數(shù)算法解算后的姿態(tài)角反應快，噪聲小，足以滿足控制要求。

4.2 四旋翼飛行器飛行高度測試

通過反復發(fā)飛行實驗測試，本飛行器飛行高度在0-50m范圍之內(nèi)。

4.3四旋翼飛行器電機轉(zhuǎn)速測試

通過頻閃儀測試飛機剛起飛和油門最大情況時的無刷電機轉(zhuǎn)速。無刷電機是四軸的主流，它力氣大，耐用。根據(jù)其型號的不同其相應的轉(zhuǎn)速也不同，常見的型號為2212 ，1000KV電機。其中22代表電機轉(zhuǎn)子的直徑，12代表轉(zhuǎn)子的高度，1000KV代表電壓每增加1V電機空轉(zhuǎn)時每分鐘增加1000轉(zhuǎn)，本設計就是選用的這種電機。轉(zhuǎn)速如表1，表2所示。

5 結(jié)論

本設計是基于STM32的四旋翼飛行器。以STM32F103CBT6為控制核心，硬件上由飛控電路，電源管理，通信模塊，動力系統(tǒng)，機架組成。算法上采用簡潔穩(wěn)定的四元數(shù)加互補濾波作為姿態(tài)解算算法，以PID作為控制器，實現(xiàn)靈活穩(wěn)定飛行。使其具有靈活輕盈，延展性，適應性強等特點。本系統(tǒng)有以下兩點創(chuàng)新：第一，采用STM32F103CBT6這樣一款高性能芯片作為控制核心，計算快速，擴展空間大。第二，姿態(tài)算法采用基于四元數(shù)的互補濾波，姿態(tài)角無奇點，比起卡爾曼李春波等高端算法有著計算量小的特點且能投入使用，大大節(jié)約了CPU計算時間，也降低了對CPU的性能要求。

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