畢業(yè)論文----基于arm的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1、<p>　　南 陽(yáng) 理 工 學(xué) 院</p><p>　　本科生畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）</p><p>　　學(xué)院（系）： 電子與電氣工程學(xué)院 </p><p>　　專 業(yè)： 電子信息工程 </p><p>　　學(xué) 生： </p>&

2、lt;p>　　指導(dǎo)教師： </p><p>　　完成日期 2013 年 5 月</p><p>　　南陽(yáng)理工學(xué)院本科生畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）</p><p>　　基于ARM的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)</p><p>　　Autonomous control system for the

3、 quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors</p><p>　　總計(jì)： 畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）25 頁(yè)</p><p>　　表 格： 0 個(gè)</p><p>　　插 圖 ： 20 幅</p><p>　　南 陽(yáng) 理 工 學(xué) 院 本 科 畢

4、 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論文）</p><p>　　基于ARM的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)</p><p>　　Autonomous controlsystem for the quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors</p><p>　　學(xué) 院（系）： 電子與電氣工程學(xué)院

5、 </p><p>　　專 業(yè)： 電子信息工程 </p><p>　　學(xué) 生 姓 名： </p><p>　　學(xué) 號(hào)： </p><p>　　指 導(dǎo) 教 師（職稱）

6、： </p><p>　　評(píng) 閱 教 師： </p><p>　　完 成 日 期： </p><p><b>　　南陽(yáng)理工學(xué)院</b></p><p>

7、;　　Nanyang Institute of Technology</p><p>　　基于ARM的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)</p><p>　　[摘要]：針對(duì)改變傳統(tǒng)以單片機(jī)為處理器的四旋翼自主控制飛行器控制方式的問(wèn)題，設(shè)計(jì)了一種基于嵌入式ARM的飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)方案。這是一種基于ARM的低成本、高性能的嵌入式微小無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的整體方案。詳細(xì)介紹了控制系統(tǒng)的總體構(gòu)成以及

8、硬，軟件設(shè)計(jì)方案，包括傳感器模塊、視屏采集模塊、系統(tǒng)核心控制功能模塊、無(wú)線通信模塊、地面控制和數(shù)據(jù)處理模塊。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，該設(shè)計(jì)結(jié)合嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，保證了系統(tǒng)的高可靠性和高實(shí)時(shí)性，能滿足飛行器起飛、懸停、降落等飛行模態(tài)的控制要求。</p><p>　　[關(guān)鍵詞]：ARM；四旋翼自主飛行器；控制系統(tǒng)。</p><p>　　Autonomous control system for th

9、e quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors</p><p>　　Abstract：In order to change the conventional control of four—rotor unmanned aerial vehicles using microcontroller as the processor，a solut

10、ion of flight control system based on embedded ARM was presented．which is low-cost, small volume, low power consumption and high performance. The purpose of the work is for attending the National Aerial Robotics Competit

11、ion. The main function of the system，the hardware structure and the software design were discussed in detail，including the sensor module，the m</p><p>　　Key words：ARM；four-rotor unmanned aerial vehicles；contr

12、ol system </p><p>　　of the control signals</p><p><b>　　四旋翼飛行器的簡(jiǎn)介</b></p><p><b>　　1.1題目綜述</b></p><p>　　微型飛行器（MicroAir Vehicle/MAV）的概念最早是在上世紀(jì)九十年代由

13、美國(guó)國(guó)防部遠(yuǎn)景研究局（DARPA）提出的。一般來(lái)講，MAV 的特征是：最大尺寸為 35 厘米以下，最大質(zhì)量在 300 克以內(nèi)，飛行半徑大于 10 千米，最高時(shí)速達(dá)80 千米/小時(shí)，最高飛行高度可達(dá) 300 米。MAV 是充分利用微機(jī)電、微電子、智能控制和通訊等高科技的微型智能系統(tǒng)。微型飛行器目標(biāo)小、靈活性好、成本低，能夠在現(xiàn)代化戰(zhàn)爭(zhēng)如空中電子戰(zhàn)、生化戰(zhàn)、偵察與反偵察、干擾與反干擾、隱身與反隱身、特種單兵作戰(zhàn)中扮演特殊角色，以滿足國(guó)防現(xiàn)代

14、化的需求。微型飛行器中包含很多新概念飛行原理與仿生研究思想，因此具有廣泛的科學(xué)研究?jī)r(jià)值及民用價(jià)值。</p><p>　　微型飛行器有一段漫長(zhǎng)而又?jǐn)鄶嗬m(xù)續(xù)的歷史。最早的四旋翼飛機(jī)可以追溯到1907年，由Louis和Jacques Breguet等人研制出的“Gyroplane”便已經(jīng)成功攜帶飛行員飛了1.5m的高度。1922年美國(guó)軍方資助George de Bothezat研制了一個(gè)大型的四旋翼機(jī)，但是飛行表現(xiàn)不能

15、令人滿意，另外費(fèi)用高昂和當(dāng)時(shí)固定翼飛機(jī)的流行使得該項(xiàng)目最終擱淺。最成功的四旋翼飛機(jī)是1956年由covertawing公司資助D.H.kaplar研制出的‘H’型的四旋翼機(jī)，但是由于工程人員缺乏足夠的興趣，該項(xiàng)目也最終停止。20世紀(jì)80年代隨著微型飛機(jī)新型材料、微機(jī)電（MEMS）、微慣導(dǎo)（MIMU）的產(chǎn)生和飛行控制理論的發(fā)展，微型飛機(jī)得到迅速發(fā)展。由于其廣泛的應(yīng)用前景和使用價(jià)值，四旋翼自主控制飛機(jī)吸引了大批研究人員和學(xué)者的關(guān)注。<

16、/p><p>　　目前的飛行器控制系統(tǒng)多采用單片機(jī)來(lái)完成姿態(tài)控制，存在硬件資源有限，運(yùn)算和處理速度慢等問(wèn)題。本研究硬件開(kāi)發(fā)平臺(tái)使用 32位的ARM 芯片作為核心處理器，大量使用 MEMS 傳感器，整個(gè)系統(tǒng)要求體積小、重量輕。同時(shí)對(duì)各個(gè)傳感器輸出的信號(hào)進(jìn)行采集和處理，并采用了硬件抗干擾措施，提高飛行控制硬件系統(tǒng)的穩(wěn)定性和抗干擾性。本文以實(shí)現(xiàn)基于ARM的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)為目標(biāo)，對(duì) ARM的MAV自主控制系統(tǒng)和硬件實(shí)

17、現(xiàn)進(jìn)行了深入的學(xué)習(xí)和研究。</p><p>　　1.2國(guó)內(nèi)外研究狀況</p><p>　　隨著新型材料以及飛行控制技術(shù)的進(jìn)步，四旋翼自主控制飛行器得到了迅速的發(fā)展，在軍事和民用領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景?；贏RM的四旋翼自主飛行器也得到了迅速發(fā)展。和傳統(tǒng)的直升機(jī)相比,它有著自身的優(yōu)勢(shì):當(dāng)前后兩個(gè)旋翼逆時(shí)針旋轉(zhuǎn),而左右兩側(cè)的旋翼順時(shí)針旋轉(zhuǎn)時(shí),則尾槳控制和旋翼傾斜問(wèn)題可以被忽略。</p&g

18、t;<p>　　目前國(guó)外四旋翼無(wú)人直升機(jī)的研究工作主要集中在以下三個(gè)方面：基于慣導(dǎo)的自主飛行、基于視覺(jué)系統(tǒng)的自主飛行和自主飛行器系統(tǒng)。典型代表有瑞士洛桑聯(lián)邦科技學(xué)院的OS4、澳大利亞國(guó)立大學(xué)的X4、賓夕法尼亞大學(xué)的HMX4、佐治亞理工大學(xué)的GTMARS、斯坦福的‘Mesicopter’ 等等。其中，法國(guó)將對(duì)微型無(wú)人機(jī)領(lǐng)域進(jìn)行開(kāi)發(fā)，他們對(duì)翼展 20cm 的微型無(wú)人機(jī)概念進(jìn)行研究。從 2000 年底開(kāi)始,法國(guó)武器裝備部將可放在

19、步兵背包中的無(wú)人偵察機(jī)進(jìn)行招標(biāo)。其戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)為：固定翼飛行器，機(jī)長(zhǎng)為 30～40 cm，安裝簡(jiǎn)便快捷，裝備光學(xué)傳感器。從 2005 年開(kāi)始，它將在狹窄空間內(nèi)進(jìn)行巡邏，即可在城市街道上空機(jī)動(dòng)飛行，但不會(huì)進(jìn)入房間。室內(nèi)觀測(cè)任務(wù)將留給直接采取昆蟲(chóng)飛行方式的微型撲翼無(wú)人機(jī)，這種無(wú)尾翼構(gòu)型獨(dú)特的無(wú)人機(jī)能平穩(wěn)寂靜地在室內(nèi)進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行，并能懸停。總之，這種微型無(wú)人機(jī)的研制要求在設(shè)備的小型化、推進(jìn)技術(shù)和包括昆蟲(chóng)飛行方面的技術(shù)做出巨大努力。如果研制進(jìn)展順利

20、，預(yù)計(jì)到 2013年底該機(jī)可投入使用。</p><p>　　我國(guó)目前也在開(kāi)展對(duì)撲翼微型無(wú)人機(jī)的研究，主要研究其流動(dòng)機(jī)理與空氣動(dòng)力學(xué)特性、撲翼傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)以及微動(dòng)力與能源系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)。在當(dāng)前，微型飛行器的發(fā)展趨勢(shì)是：微型化、創(chuàng)新化、智能化、自動(dòng)化、仿生化及多用途等。國(guó)內(nèi)對(duì)于四旋翼機(jī)的研究主要集中在幾所高校之中。例如國(guó)防科技大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、北京科技大學(xué)和哈爾濱工業(yè)大學(xué)等等。大多數(shù)的研究方式是理論

21、分析和計(jì)算機(jī)仿真，提出了很多控制算法。例如，針對(duì)自主飛行機(jī)模型的不確定性和非線性設(shè)計(jì)的DI/QFT（動(dòng)態(tài)逆/定量反饋理論）控制器，國(guó)防科技大學(xué)提出的自抗擾控制器（ADRC）可以對(duì)小型四旋翼飛機(jī)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)增穩(wěn)控制，還有一些經(jīng)典的方法比如PID控制、控制等。</p><p>　　1.3本文研究的主要內(nèi)容</p><p>　　從低價(jià)位、低功耗、高性能等方面考慮，本文設(shè)計(jì)了四旋翼飛行器的自主飛控制系

22、統(tǒng)整體方案、并完成了飛控系統(tǒng)硬件部分的設(shè)計(jì)。本文針對(duì)某型固定翼微型飛行器，設(shè)計(jì)了全新的自主飛行控制系統(tǒng)。硬件開(kāi)發(fā)平臺(tái)使用ARM芯片作為核心處理器，大量使用MEMS傳感器，整個(gè)系統(tǒng)體積小、重量輕，完全符合項(xiàng)目要求?？傮w設(shè)計(jì)，首先將軟硬件系統(tǒng)分解成基本功能模塊，分別介紹了分各模塊的功能和作用；接下來(lái)給出了了各功能模塊的設(shè)計(jì)思路，為以下各章內(nèi)容做準(zhǔn)備。硬件子系統(tǒng)設(shè)計(jì)，介紹了元器件的選型原則和選型結(jié)果；并且給出了DSP最小系統(tǒng)的設(shè)計(jì)步驟和電路抗

23、干擾的措施。軟件設(shè)計(jì)，首先給出控制系統(tǒng)的軟件總流程，然后分別對(duì)每個(gè)模塊的算法流程和軟件實(shí)現(xiàn)進(jìn)行介紹。</p><p>　　本文對(duì)各個(gè)傳感器輸出的信號(hào)進(jìn)行采集和處理，并采用了硬件抗干擾措施，提高飛行控制硬件系統(tǒng)的穩(wěn)定性和抗干擾性。在ARM環(huán)境下，本文采用了嵌入式Linux操作系統(tǒng)技術(shù)。對(duì)硬件方面的研究：對(duì)微型飛行器自主飛行控制硬件系統(tǒng)設(shè)計(jì)關(guān)鍵是針對(duì)MAV 姿態(tài)穩(wěn)定和導(dǎo)航控制的功能的實(shí)現(xiàn)，對(duì)于選用的各個(gè)功能部件的要求

24、，它主要包括機(jī)載計(jì)算機(jī)和 MEMS 傳感器等。基于 ARM 的飛控系統(tǒng)硬件電路原理圖設(shè)計(jì)，包括ARM 資源的介紹和應(yīng)用、電源和復(fù)位電路設(shè)計(jì)；UART、SPI、JTAG等接口電路的設(shè)計(jì)；定時(shí)器的使用和PWM信號(hào)發(fā)生電路的設(shè)計(jì)；加速度計(jì)、陀螺、磁力計(jì)等傳感器的使用、A/D采樣電路的設(shè)計(jì)。最后，通過(guò)平時(shí)所掌握硬件設(shè)計(jì)能力和實(shí)際的專業(yè)，近幾年的大學(xué)學(xué)習(xí)使得我掌握ARM單片機(jī)的基本知識(shí)和編寫(xiě) ARM Linux 環(huán)境下的設(shè)備驅(qū)動(dòng)流程圖的相關(guān)知識(shí)，

25、培養(yǎng)扎實(shí)了軟硬件設(shè)計(jì)能力，運(yùn)用所學(xué)相關(guān)專業(yè)知識(shí)解決相關(guān)問(wèn)題，如降低硬件資源利用率和解決飛行速度等問(wèn)題。</p><p>　　2控制系統(tǒng)工作原理和結(jié)構(gòu)框圖</p><p>　　2.1四旋翼自主飛行器的工作原理</p><p>　　四旋翼直升機(jī)有4個(gè)控制輸入量，分別為四個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速；6個(gè)輸出量，分別為飛機(jī)位置量（x、y、z）和姿態(tài)角(俯仰角、橫滾角、航向角)。四旋翼直升

26、機(jī)通過(guò)調(diào)節(jié)對(duì)角線上旋翼的轉(zhuǎn)速來(lái)改變姿態(tài)。四旋翼飛行器上下的垂直運(yùn)動(dòng)是通過(guò)4個(gè)旋翼同時(shí)增速（減速）得到的，當(dāng)4個(gè)旋翼的升力之和等于飛行器的自重時(shí)，飛行器便保持懸停。水平面內(nèi)的前后運(yùn)動(dòng)是在旋翼1、2分別增速（減速）的同時(shí)，旋翼3、4減速（增速），這樣機(jī)身就會(huì)發(fā)生向后或者向前的傾斜，得到水平面內(nèi)的前后運(yùn)動(dòng)；俯仰運(yùn)動(dòng)是通過(guò)旋翼1、3速度不變，旋翼2增速（減速）的同時(shí)，旋翼4減速（增速）來(lái)實(shí)現(xiàn)的。相似的可以得到滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；即旋翼1增速（減速），同時(shí)

27、旋翼3減速（增速）。</p><p>　　通過(guò)組合以上的基本運(yùn)動(dòng)，可以實(shí)現(xiàn)四旋翼自主控制飛行器的各種復(fù)雜運(yùn)動(dòng)。四旋翼飛行器飛行原理如圖1所示</p><p>　　圖1 四旋翼飛行器飛行原理示意圖</p><p>　　四旋翼直升機(jī)獨(dú)特的機(jī)械結(jié)構(gòu)決定了它可以通過(guò)只改變旋翼轉(zhuǎn)速的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)。當(dāng)需要作俯仰的動(dòng)作時(shí)，只要控制前后兩個(gè)旋翼使其在轉(zhuǎn)速上有一個(gè)差

28、值即可。同樣的原理，當(dāng)要作滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)只要控制左右兩個(gè)旋翼即可。在保持對(duì)角線上的兩個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速相等的情況下，使相鄰的兩個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速有差值就可以實(shí)現(xiàn)偏航運(yùn)動(dòng)。但必須明確一點(diǎn)，以上三種運(yùn)動(dòng)過(guò)程中總的旋轉(zhuǎn)力矩必須保持恒定。</p><p>　　(l)垂直升降與懸停: </p><p>　　同時(shí)改變四個(gè)電機(jī)的輸出功率，使得旋翼轉(zhuǎn)速改變，從而總的拉力改變，且大于或小于飛機(jī)重力時(shí)，四旋翼無(wú)人機(jī)垂直升降飛

29、行;而拉力等于飛機(jī)重力時(shí)，四旋翼直升機(jī)實(shí)現(xiàn)懸停。垂直升降與懸停的控制方式如圖2所示: </p><p>　　圖2垂直升降與懸停原理圖</p><p>　　(2)橫向飛行與俯仰運(yùn)動(dòng):</p><p>　　增加左旋翼電機(jī)的輸出功率，使得左旋翼轉(zhuǎn)速變大，小右旋翼電機(jī)的輸出功率，可以使機(jī)體左側(cè)俯仰傾斜。使右側(cè)拉力小于左側(cè)總拉力，從而左側(cè)拉力改變，相應(yīng)的減機(jī)身會(huì)向右側(cè)俯仰傾斜

30、。同理，橫向飛行與俯仰運(yùn)動(dòng)的控制方式如圖3所示:</p><p>　　圖3橫向飛行與俯仰運(yùn)動(dòng)原理圖</p><p><b>　　(3)水平旋轉(zhuǎn):</b></p><p>　　保持左右旋翼電機(jī)的輸出功率相同，前后旋翼的輸出功率相同，改變其中一組的輸出功率，使得兩組的旋翼的轉(zhuǎn)速不同，產(chǎn)生不能抵消的反扭矩，從而使得機(jī)體產(chǎn)生順時(shí)針或逆時(shí)針的水平旋轉(zhuǎn)。水

31、平旋轉(zhuǎn)的控制方式如圖4所示</p><p>　　圖4水平旋轉(zhuǎn)的原理圖</p><p><b>　　（4）控制系統(tǒng)</b></p><p>　　當(dāng)四旋翼飛行器處于懸停和準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)飛行時(shí)，可以把四旋翼飛行器這一非線性系統(tǒng)近似為線性系統(tǒng)，這樣，在控制飛行器穩(wěn)定飛行時(shí)就可以將四旋翼飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定分為三個(gè)獨(dú)立的通道(偏航、俯仰、橫滾) 分別控制。在實(shí)際系統(tǒng)

32、中，控制對(duì)象是無(wú)刷電機(jī)和螺旋槳。螺旋槳（包括無(wú)刷電機(jī)）的轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生力、力矩和扭矩，作用于四旋翼飛行器，就得到陀螺儀輸出的各姿態(tài)角角速率，對(duì)角速率積分就得到各姿態(tài)角；在PID控制器中，微分參數(shù)的作用也很重要，既可以使整個(gè)系統(tǒng)的相位提前，又可以消除飛行器抖動(dòng)，從而保證整個(gè)系統(tǒng)的穩(wěn)定.姿態(tài)控制系統(tǒng)原理圖如圖5所示</p><p>　　圖5 姿態(tài)控制系統(tǒng)原理圖</p><p>　　2.2四旋翼飛行器

33、本體</p><p>　　四旋翼飛行器的框架和布局較為簡(jiǎn)單，呈“十字形”，所以機(jī)械加工出符合要求的機(jī)架和平臺(tái)是可行的。而且可以根據(jù)自身的條件和四旋翼飛行器功能的要求來(lái)選擇合適的四旋翼飛行器的配件，如機(jī)架材料的選擇等。機(jī)身采用鋁管和玻璃纖維，成對(duì)稱布局。如圖所示。從外形看其是由四個(gè)同樣的直升機(jī)組裝而來(lái)的。當(dāng)然與直升機(jī)的差別很大，最明顯的是它沒(méi)有四個(gè)尾槳。四旋翼飛行器具有兩對(duì)正反槳，相鄰的螺旋槳的轉(zhuǎn)向相反，以抵消因?yàn)?/p>

34、螺旋槳旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的自旋力，而不需要專門(mén)的尾槳來(lái)抵消反槳矩。飛行器的所有動(dòng)作均依靠改變四個(gè)螺旋槳的轉(zhuǎn)速完成，而不需要調(diào)節(jié)槳葉的槳距角，這樣就可以省略槳矩控制部件，便于制作和維護(hù)，通過(guò)調(diào)整四個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速即可實(shí)現(xiàn)升力的變化，從而調(diào)整飛行器的姿態(tài)和位置。</p><p>　　與固定翼飛行器相比，可垂直起降的旋翼飛行器發(fā)展要緩慢得多。這是因?yàn)樾盹w行器的控制比較復(fù)雜。但是相對(duì)于固定翼飛行器，旋翼飛行器具有難以比擬的優(yōu)點(diǎn):具

35、備自主起飛和著陸能力，能夠適應(yīng)各種環(huán)境，能以如懸停、前飛、側(cè)飛和倒飛等各種姿態(tài)飛行。這些優(yōu)點(diǎn)決定了旋翼飛行器比固定翼無(wú)人機(jī)具有更廣闊的應(yīng)用前景。而在旋翼飛行器個(gè)大家族中，四旋翼無(wú)人直升機(jī)以其新穎的結(jié)構(gòu)布局、獨(dú)特的飛行方式引起了我們的關(guān)注。飛行器本體如圖6所示</p><p>　　圖6 四旋翼飛行器本體圖形</p><p>　　3 系統(tǒng)設(shè)計(jì)目標(biāo)和設(shè)計(jì)方案</p><p&g

36、t;<b>　　3.1系統(tǒng)設(shè)計(jì)目標(biāo)</b></p><p>　　目前的飛行器控制系統(tǒng)多采用單片機(jī)來(lái)完成姿態(tài)控制，存在硬件資源有限，運(yùn)算和處理速度慢等問(wèn)題。本研究硬件開(kāi)發(fā)平臺(tái)使用 ARM 芯片作為核心處理器，大量使用 MEMS 傳感器，整個(gè)系統(tǒng)要求體積小、重量輕。同時(shí)對(duì)各個(gè)傳感器輸出的信號(hào)進(jìn)行采集和處理，并采用了硬件抗干擾措施，提高飛行控制硬件系統(tǒng)的穩(wěn)定性和抗干擾性。</p>&

37、lt;p>　　本文的主要內(nèi)容是設(shè)計(jì)小型四旋翼飛行器的控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)小型四旋翼自主控制飛行器在近地環(huán)境下的姿態(tài)控制。其中，飛行高度在5米之內(nèi)，四旋翼飛行器的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角控制范圍是30度，航向角的控制范圍是0到360度。實(shí)現(xiàn)的主要功能如下；</p><p>　　1）提供多個(gè)通信信道，使飛行器與陀螺儀、磁航向計(jì)、高度計(jì)、導(dǎo)航系統(tǒng)、地面測(cè)控系統(tǒng)通信；</p><p>　　2）提供足夠的存儲(chǔ)

38、空間，以滿足復(fù)雜控制軟件的實(shí)現(xiàn)；</p><p>　　3）檢測(cè)飛行器的狀態(tài)量，包括高度、速度、航向、姿態(tài)等；</p><p>　　4）通過(guò)串口接口與地面測(cè)控細(xì)系統(tǒng)通訊，一方面獲取地面的控制信號(hào)，另一方面將飛行器的狀態(tài)信息回傳給地面；</p><p>　　5）飛行器能工作在手動(dòng)和自動(dòng)的切換模式。</p><p>　　3.2控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)<

39、;/p><p>　　小型四旋翼飛行器控制系統(tǒng)包括硬件和軟件兩部分?？刂葡到y(tǒng)主要實(shí)現(xiàn)的功能為：信息采集與檢測(cè)、數(shù)據(jù)傳輸和系統(tǒng)控制等。</p><p>　　3.2.1控制系統(tǒng)總體框架</p><p>　　四旋翼飛行器的飛行控制系統(tǒng)通常由傳感器測(cè)量裝置、主控制器和驅(qū)動(dòng)電機(jī)等部分組成。傳感器用來(lái)測(cè)量四旋翼飛行器的飛行狀態(tài)信息，主控制器根據(jù)這些傳感器反饋回來(lái)的狀態(tài)信息、預(yù)先給定的

40、狀態(tài)和現(xiàn)場(chǎng)無(wú)線輸入的控制指令信息進(jìn)行處理，使控制系統(tǒng)根據(jù)控制算法處理結(jié)果輸出4路PWM信號(hào)控制電機(jī)轉(zhuǎn)速，以實(shí)現(xiàn)自動(dòng)調(diào)節(jié)旋轉(zhuǎn)力距來(lái)穩(wěn)定飛行姿態(tài)。整個(gè)四旋翼飛行器控制系統(tǒng)主要分為機(jī)載控制部分和地面控制部分。機(jī)載部分系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖如圖7所示。</p><p>　　圖7機(jī)載部分系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖</p><p>　　設(shè)計(jì)四旋翼自主控制系統(tǒng)時(shí)，需要重點(diǎn)考慮它的安全性和模塊化，本次所設(shè)計(jì)的自主飛行器控制系統(tǒng)結(jié)

41、構(gòu)如圖所示。整個(gè)系統(tǒng)分為兩個(gè)主要部分，其中機(jī)載部分如圖中左側(cè)虛線框部分，包括RC接收機(jī)、MTi-G單元、ARM嵌入式控制器、AVR單片機(jī)以及四旋翼機(jī)本體；圖中右側(cè)虛線框?yàn)榈孛嬲静糠郑饕诉b控器和地面站PC機(jī)，其中地面站PC機(jī)運(yùn)行終端軟件，能夠?qū)崟r(shí)地顯示四旋翼無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)信息。四旋翼飛行器自主控制系統(tǒng)如圖8所示</p><p>　　圖 8四旋翼飛行器自主控制系統(tǒng)原理圖</p><p&g

42、t;　　本系統(tǒng)的ARM嵌入式主控制器實(shí)現(xiàn)的功能主要包括：（1）實(shí)時(shí)讀取傳感器MTi-G提供的四旋翼飛行器的飛行狀態(tài)信息；（2）根據(jù)狀態(tài)信息，運(yùn)行控制算法，實(shí)時(shí)計(jì)算出滾轉(zhuǎn)方向和俯仰方向的控制量；（3）與地面站保持實(shí)時(shí)的WIFI無(wú)線通訊，發(fā)送四旋翼飛行器的狀態(tài)信息。</p><p>　　在設(shè)計(jì)自主控制系統(tǒng)時(shí)，需要完成自主控制信號(hào)對(duì)四旋翼飛行器本體的輸入過(guò)程，四旋翼飛行器是通過(guò)傳統(tǒng)的航模類無(wú)線電系統(tǒng)接受遙控操作的，為了

43、切入自主控制信號(hào)，本次采用AVR單片機(jī)用于信號(hào)轉(zhuǎn)換，AVR單片機(jī)實(shí)現(xiàn)的主要功能包括：ARM嵌入式控制器得出數(shù)字型的控制量后通過(guò)串口發(fā)送給AVR單片機(jī)，單片機(jī)將其轉(zhuǎn)換為RC接收機(jī)發(fā)出的PWM信號(hào)，發(fā)送給四旋翼飛行器的信號(hào)轉(zhuǎn)換模塊，另外，RC接收機(jī)的第7通道為飛行時(shí)的手動(dòng)自動(dòng)切換通道，可以在飛行過(guò)程中隨時(shí)完成手動(dòng)自動(dòng)控制間的切換，在很大程度上保證了飛行器實(shí)驗(yàn)時(shí)的安全性。</p><p>　　3.2.2 硬件總體設(shè)計(jì)&

44、lt;/p><p>　　四旋翼自主控室系統(tǒng)的硬件部分是整個(gè)系統(tǒng)的基礎(chǔ)，決定了整個(gè)系統(tǒng)性能的穩(wěn)定性和可靠性。四旋翼自主控制系統(tǒng)的硬件是軟件的載體；一方面采集機(jī)體的角速率、姿態(tài)、航向、空速、高度、位置等信息，并反饋給軟件；另一方面根據(jù)四旋翼自主控制系統(tǒng)的軟件出的PWM指令信號(hào)，驅(qū)動(dòng)伺服機(jī)的動(dòng)作；此外，飛行控制系統(tǒng)的硬件還要實(shí)現(xiàn)機(jī)載設(shè)備與地面控制站的無(wú)線數(shù)據(jù)通訊鏈路的搭建，接受地面控制站的指令信號(hào)和發(fā)送機(jī)體狀態(tài)數(shù)據(jù)給地面站

45、。微型飛行器自主飛行控制硬件系統(tǒng)設(shè)計(jì)關(guān)鍵是針對(duì)MAV姿態(tài)穩(wěn)定和導(dǎo)航控制的功能，選用各個(gè)功能部件，它主要包括機(jī)載計(jì)算機(jī)和MEMS傳感器、控制器模塊、電源模塊、數(shù)據(jù)處理模塊和通訊模塊，并設(shè)計(jì)它們之間的接口電路。各部分主要功能介紹如下。四旋翼飛行器硬件結(jié)構(gòu)如圖9所示</p><p>　　供電 供電 </p><p>　　供

46、 信息</p><p>　　電 信息 信息</p><p><b>　　信息</b></p><p><b>　　機(jī)體平臺(tái)</b></p><p>　　圖9 四旋翼飛行器硬件結(jié)構(gòu)圖</p><p>　?。?）機(jī)體平臺(tái)是其他所有模塊的載體。除了

47、機(jī)架之外，還包括電機(jī)、減速齒輪和螺旋槳組成的推進(jìn)組。</p><p>　?。?）控制器是系統(tǒng)的核心器件，起到協(xié)調(diào)和控制其他各模塊的作用。它不斷和數(shù)據(jù)處理模塊交換信息：獲取系統(tǒng)控制所需的信息，發(fā)出控制指令。</p><p>　?。?）傳感器模塊為系統(tǒng)提供四旋翼無(wú)人機(jī)的各種運(yùn)動(dòng)信息或姿態(tài)信息，是導(dǎo)航系統(tǒng)的重要組成部分。</p><p>　?。?）通訊模塊是控制系統(tǒng)與其他

48、設(shè)備通訊的途徑?？刂破骺梢酝ㄟ^(guò)此模塊發(fā)送機(jī)體的各種狀態(tài)信息，接收控制指令或者導(dǎo)航信息。</p><p>　?。?）數(shù)據(jù)處理模塊處于整個(gè)系統(tǒng)的中心位置，在控制器干預(yù)下(或自動(dòng))完成數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)換，信息的提取，參數(shù)的解算等功能。</p><p>　?。?）電源模塊為以上各模塊提供能量，保證硬件平臺(tái)的正常工作。</p><p>　　3.2.3軟件總體設(shè)計(jì)</p>

49、<p>　　為了減少軟件錯(cuò)誤、提高可靠性，按照低耦合、高內(nèi)聚的原則將軟件子系統(tǒng)劃分成如圖所示的六個(gè)模塊。圖 10 四旋翼飛行器軟件結(jié)構(gòu)圖</p><p>　　圖 10 四旋翼飛行器軟件結(jié)構(gòu)圖</p><p>　　軟件系統(tǒng)各模塊的主要功能介紹如下：</p><p>　?。?）系統(tǒng)初始化模塊：包含軟件系統(tǒng)初始化和硬件系統(tǒng)初始化兩部分。</p>

50、<p>　?。?）傳感器數(shù)據(jù)采集模塊：主要功能是獲取傳感器發(fā)送的有效數(shù)據(jù)。正確設(shè)置相關(guān)外設(shè)，使系統(tǒng)傳感器可以持續(xù)、正常的運(yùn)行。</p><p>　?。?）數(shù)據(jù)處理模塊：起到各模塊的銜接作用，例如A/D采樣的濾波、字符串與整形和浮點(diǎn)型之間的互換、數(shù)字羅盤(pán)的信息提取等等。</p><p>　?。?）導(dǎo)航模塊：通過(guò)導(dǎo)航算法，將傳感器數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為導(dǎo)航數(shù)據(jù)，為控制器提供系統(tǒng)控制所需的位姿信息

51、。</p><p>　?。?）控制模塊：控制器的軟件核心，包含控制系統(tǒng)主要算法。</p><p>　　（6）無(wú)線通訊模塊：負(fù)責(zé)控制系統(tǒng)和上位機(jī)或其他設(shè)備的通信。</p><p>　　3.3硬件系統(tǒng)方案論證</p><p>　　實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器控制，必須處理好以下幾點(diǎn)；</p><p>　　四旋翼飛行器作為一個(gè)小型無(wú)人機(jī)

52、，必須要有一個(gè)可靠性非常強(qiáng)的無(wú)線通信方式，保證飛行器能夠有效的接收到遙控器或其他設(shè)備發(fā)出的控制信號(hào)，同時(shí)反饋實(shí)時(shí)的飛行器自身狀態(tài)，以達(dá)到有效的監(jiān)控和數(shù)據(jù)采集。</p><p>　　要做到對(duì)一個(gè)飛行器有效的實(shí)時(shí)、閉環(huán)反饋控制，必須要能夠測(cè)量得到飛行器本身飛行時(shí)的狀態(tài)，也即是要有精確有效的傳感器獲取飛行器的姿態(tài)，同時(shí)處理器能高效的采集數(shù)據(jù)。</p><p>　　四旋翼飛行器雖機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但卻

53、是一個(gè)高階非線性、多變量、強(qiáng)耦合的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，要能夠?qū)︼w行器安全穩(wěn)定的飛行，必須有一個(gè)合理的控制算法，也即要求一個(gè)處理能力強(qiáng)的處理器處理控制算法。</p><p>　　3.3.1控制器芯片選型</p><p>　　從做到四旋翼飛行器良好控制的飛行上可以知道，四旋翼飛行器的控制芯片必須能夠達(dá)到快速應(yīng)答控制信號(hào)、快速處理傳感器信號(hào)和快速處理控制器算法，對(duì)這些要求則需要一個(gè)可靠性高、數(shù)據(jù)響應(yīng)和處

54、理的能力強(qiáng)的處理器。ARM處理器則能良好的應(yīng)對(duì)這些控制要求。本文采用S3C2440處理器，它采用ARM920T內(nèi)核。</p><p>　　ARM9系列處理器有如下優(yōu)點(diǎn)；</p><p>　　五級(jí)整數(shù)流水線，高效率執(zhí)行指令，大部分指令可以在一個(gè)或兩個(gè)時(shí)鐘周期完成；</p><p>　　1.1MIPS/MHz的哈弗結(jié)構(gòu)，可以實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的控制算法；</p>&

55、lt;p>　　支持32位的ARM指令集和16位的Thumb指令集，能夠高速的進(jìn)行數(shù)據(jù)處理；</p><p>　　飛行器控制系統(tǒng)也可以采用單片機(jī)，如51單片機(jī)來(lái)完成姿態(tài)控制，但是由于存在硬件資源有限，運(yùn)算和處理速度慢等問(wèn)題。本文硬件開(kāi)發(fā)平臺(tái)使用 ARM 9芯片作為核心處理器。</p><p>　　3.3.2傳感器選型</p><p>　　對(duì)四旋翼飛行器進(jìn)行姿態(tài)反

56、饋控制則需要測(cè)量得到滾轉(zhuǎn)角、偏航角和俯仰角，同時(shí)測(cè)得它們對(duì)應(yīng)的角速度，本文中采用ENC-03M單軸角速度傳感器和LIS344ALH三軸加速度計(jì)綜合測(cè)量并濾波得到四旋翼飛行器的滾轉(zhuǎn)角、偏航角和俯仰角，同時(shí)得到它們的角速度；利用氣壓計(jì)或超聲波傳感器進(jìn)行飛行器高度測(cè)量。選擇這些傳感器的理由如下：</p><p>　　ENC-03M是由日本村田公司設(shè)計(jì)生產(chǎn)的產(chǎn)品之一，是單軸角速度傳感器，可以穩(wěn)定的測(cè)量出角速度，但是存在一

57、定的溫漂，通過(guò)配合加速度計(jì)和軟件的處理可以得到校準(zhǔn)確的角度值，另外從成本考慮ENC-03M傳感器是非常低廉的，在控制精度不是非常高的情況下，性價(jià)比是非常高的：從焊接上考慮，ENC-03M是表面貼裝器件，焊接簡(jiǎn)易：但是同類其他的傳感器則不易安裝，如ADXRS300，它是BGA封裝，一般需要專業(yè)人士焊接。</p><p>　　LIS344ALH三軸加速度計(jì)是由意法半導(dǎo)體公司推出的低功耗、低成本的三軸模擬輸出的傳感器：

58、它在一個(gè)封裝內(nèi)整合了一個(gè)強(qiáng)健的三軸MEMS傳感器和一個(gè)CMOS接口芯片，不論設(shè)備的方位如何，三軸傳感功能都能提供傾斜和運(yùn)動(dòng)的信息： LIS344ALH提供+-2g和+-6g兩種加速度測(cè)量范圍：緊湊而強(qiáng)固的外觀設(shè)計(jì)使之能夠承受高達(dá)10000g的撞擊強(qiáng)度。</p><p>　　高度傳感器本文選用氣壓計(jì)，利用氣壓計(jì)來(lái)轉(zhuǎn)換飛行器的高度，他有測(cè)量范圍廣的優(yōu)點(diǎn)，本文設(shè)計(jì)的飛行器對(duì)控制高度沒(méi)有特別高的要求，利用氣壓計(jì)可以完成本

59、文的要求，利用MPS4115氣壓計(jì)可以測(cè)量誤差控制在一米以下，這比一般的GPS測(cè)量誤差小；雖然超聲波傳感器的精度比較高，但是它的測(cè)量范圍很窄，如UMR37最大只有六米，另外它要求參照物的高度不變而且反射性比較好，在室內(nèi)桌子等物件對(duì)測(cè)量有很大的影響，室外植被對(duì)測(cè)量也產(chǎn)生很大的干擾。</p><p>　　3.3.3A/D轉(zhuǎn)換器選型</p><p>　　A/D選型的標(biāo)準(zhǔn)有以下幾點(diǎn)：①轉(zhuǎn)換精度②轉(zhuǎn)

60、換速率③信號(hào)輸入范圍④芯片接口⑤價(jià)格、功耗等。</p><p>　　模擬傳感器的輸出有兩種電平信號(hào)：加速度計(jì)輸出范圍是0-3V，陀螺儀輸出范圍是0-5V。當(dāng)前大多數(shù)芯片A/D輸入信號(hào)范圍基本都能滿足要求。因此轉(zhuǎn)換精度、轉(zhuǎn)換速率是選型的主要考慮因素。</p><p><b>　　轉(zhuǎn)換速率指標(biāo)設(shè)計(jì)</b></p><p>　　目前大多數(shù)研究平臺(tái)電機(jī)

61、的控制頻率為50Hz到100Hz左右，而普通有刷電機(jī)的控制帶寬只有50Hz左右。由于這個(gè)限制，更高的控制頻率對(duì)于普通的電機(jī)是不合適的。但是為了增加導(dǎo)航系統(tǒng)的穩(wěn)定性，減少積分漂移。A/D的采樣頻率為控制頻率的20倍左右，達(dá)到2KHz。慣性元器件總共有6路A/D輸出，再加上兩路電平基準(zhǔn)，一共8路。因?yàn)锳/D的轉(zhuǎn)換芯片只有一個(gè)A/D轉(zhuǎn)換模塊，則8路轉(zhuǎn)換就需要轉(zhuǎn)換芯片至少1.6Mhz的轉(zhuǎn)換速率，留有20%裕量，就要求芯片的轉(zhuǎn)換速率2Mhz。 &

62、lt;/p><p><b>　　轉(zhuǎn)換精度的指標(biāo)設(shè)計(jì)</b></p><p>　　A/D器件的誤差有失調(diào)誤差和增益誤差兩種，一般由最低有效位（LSB）標(biāo)識(shí)。</p><p>　　以加速度計(jì)為例，假設(shè)量程為1.5g，其靈敏度為800mV/g。因此，電壓輸出范圍是2.4V。則對(duì)于12位A/D轉(zhuǎn)換芯片，1個(gè)LSB對(duì)應(yīng)的電壓0.0458mV，假設(shè)A/D轉(zhuǎn)換芯

63、片的失調(diào)誤差和增益誤差之和最大為M LSB。根據(jù)以上分析可知最大誤差電壓達(dá)到M0.0458mV，其對(duì)應(yīng)的加速度誤差為（0.0458M/800）9.8m/s2。根據(jù)式（3.1）和式（3.2）</p><p>　　\* MERGEFORMAT (3.1)</p><p>　　\* MERGEFORMAT (3.2)</p&

64、gt;<p>　　因此速度誤差V=（0.0458M/800）9.8t，S=（0.732M/800）9.8tt/2。若假設(shè)1分鐘的速度誤差為1m/s則對(duì)應(yīng)M=29。</p><p>　　TMS320F28x DSC’s有一個(gè)16通道模數(shù)轉(zhuǎn)換器，可以讓設(shè)計(jì)者像使用多種嵌入式設(shè)備一樣，直接把模擬信號(hào)連接到處理芯片上。另外F28335的偏移誤差為15LSB而增益誤差為30LSB，因?yàn)檫@些誤差可以使用軟件補(bǔ)償

65、，所以為了方便開(kāi)發(fā)，直接使用DSP自帶的12位A/D轉(zhuǎn)換器，并且將DSP的SPI口擴(kuò)展以備更高精度的A/D芯片使用。</p><p>　　3.3.4 無(wú)線通信模塊選型</p><p>　　無(wú)線通信模塊是四旋翼飛行器的重要組成部分。控制系統(tǒng)要求無(wú)線通訊誤碼率低、實(shí)時(shí)性高，保證傳輸信息的準(zhǔn)確性和及時(shí)性。由于通訊距離并不長(zhǎng)，采用國(guó)產(chǎn)KYL-610作為無(wú)線傳輸模塊。該模塊有以下優(yōu)點(diǎn)：多種可選通信接

66、口（RS-232、TTL、RS-485），多種數(shù)據(jù)格式和傳輸速率，公開(kāi)的數(shù)據(jù)接口，收發(fā)一體半雙工工作模式，采用單片射頻集成電路及單片MCU，外圍電路少，功耗低，可靠性高等。主要參數(shù)如表1所示。</p><p>　　表1 KYL-610主要參數(shù)</p><p>　　3.3.5驅(qū)動(dòng)電機(jī)選型</p><p>　　四旋翼飛行器一個(gè)非常重要的部件--電機(jī)，電機(jī)的性能好壞直接

67、影響到飛行器飛行的狀況。本文選擇的是無(wú)刷直流電機(jī)。與有刷直流電機(jī)相比，選擇無(wú)刷直流電機(jī)的理由如下：</p><p>　　無(wú)刷電機(jī)的可靠性好。有刷電機(jī)存在集電環(huán)炭刷結(jié)構(gòu)，在運(yùn)行時(shí)產(chǎn)生火花，需要定期更換碳刷；有刷電機(jī)不宜適用于有灰塵、泥濘、露天、潮濕場(chǎng)合；無(wú)刷直流電機(jī)無(wú)刷結(jié)構(gòu)可靠性高、防護(hù)性能好，能滿足于有灰塵、泥濘、露天、潮濕場(chǎng)合使用。無(wú)刷電機(jī)效率高。有刷電機(jī)由于有炭刷結(jié)構(gòu)，會(huì)產(chǎn)生大量的熱能，同時(shí)需要電能轉(zhuǎn)換磁場(chǎng)，

68、這兩者導(dǎo)致了有刷電機(jī)的效率低下；而無(wú)刷電機(jī)無(wú)炭刷、使用永磁鐵節(jié)約大量能量，提高了電機(jī)效率。無(wú)刷電機(jī)在低速時(shí)具有串勵(lì)電機(jī)特性，高速時(shí)性能好與他勵(lì)電機(jī)。選擇無(wú)刷直流電機(jī)有其獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)也有復(fù)雜之處：需要有代替機(jī)械式換電器的電子開(kāi)關(guān)，代替電刷的轉(zhuǎn)子位置檢測(cè)器。</p><p>　　綜合考慮技術(shù)、性能及成本等方面的因素，最終選擇了航模專用新西達(dá)</p><p>　　A2212 型號(hào)的無(wú)刷直流電

69、機(jī)，機(jī)身高度為 0.022 米，直徑為 0.012 米，KV 值為1000rpm/V。此外，為了提高電機(jī)驅(qū)動(dòng)效率，在配槳選擇上，選用了型號(hào)為</p><p>　　GWS1060HD 的三葉螺旋槳。</p><p><b>　　4控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)</b></p><p>　　飛行控制系統(tǒng)的硬件部分是整個(gè)系統(tǒng)的基礎(chǔ)，決定了整個(gè)系統(tǒng)性能的穩(wěn)定性和可靠

70、性。飛控系統(tǒng)硬件是飛控軟件的載體；一方面采集機(jī)體的角速率、姿態(tài)、航向、空速、高度、位置等信息，并反饋給飛控軟件；另一方面根據(jù)飛控軟件出的PWM 指令信號(hào)，驅(qū)動(dòng)伺服舵機(jī)的動(dòng)作；此外，飛控系統(tǒng)的硬件還要實(shí)現(xiàn)機(jī)載設(shè)備與地面控制站的無(wú)線數(shù)據(jù)通訊鏈路的搭建，接受地面控制站的指令信號(hào)和發(fā)送機(jī)體狀態(tài)數(shù)據(jù)給地面站。在上文中介紹了飛行控制的總體設(shè)計(jì)，以下是設(shè)計(jì)的具體實(shí)現(xiàn)：</p><p><b>　　4.1電源模塊<

71、;/b></p><p>　　硬件系統(tǒng)各部分對(duì)供電需求各不相同：DSP的核心電壓需要1.8V/100MHz供電、IO需要3.3V供電；數(shù)字羅盤(pán)、高度聲納、無(wú)線模塊需要5V供電；加速度計(jì)需要3.3V模擬供電，陀螺儀需要5V模擬供電；電機(jī)及相應(yīng)驅(qū)動(dòng)芯片需要11.1V供電。</p><p>　　所以需要設(shè)計(jì)11.1V—5V—3.3V—1.8V的供電系統(tǒng)。</p><p&

72、gt;　　（1）11.1V—5V電源芯片選擇。</p><p>　　電源芯片的選型主要依據(jù)是各個(gè)核心元器件所消耗電流的大小。表1為系統(tǒng)各核心器件的芯片的供電參數(shù)。控制系統(tǒng)各核心元器件供電統(tǒng)計(jì)表如表2所示。</p><p>　　表2控制系統(tǒng)各核心元器件供電統(tǒng)計(jì)表</p><p>　　由上表可知，系統(tǒng)各核心元器件電流總消耗接近300mA，選型時(shí)留有至少50%的裕量。因此

73、選擇體積小，最大輸出電流達(dá)500mA的78M05[38]作為12V轉(zhuǎn)5V的轉(zhuǎn)換芯片。78M05具有熱保護(hù)、短路保護(hù)等功能。</p><p>　　另外，在78M05的輸入端并聯(lián)一個(gè)瞬態(tài)抑制二極管SMCJ36CA，可以有效抑制電源尖峰。電路設(shè)計(jì)如圖11所示</p><p>　　圖11 78M05電路設(shè)計(jì)圖</p><p>　　(2）5V—3.3V—1.8V電源芯片選擇

74、</p><p>　　I公司的C2000系列DSP對(duì)I/O上電順序沒(méi)有要求，但對(duì)內(nèi)核上電和I/O上電時(shí)間差有嚴(yán)格的要求：理想情況是同時(shí)加電，但很難做到。 一般應(yīng)先對(duì)外設(shè)加電，然后對(duì)內(nèi)核加電，同時(shí)要求外設(shè)電壓不超過(guò)內(nèi)核電壓2V。這個(gè)加電次序主要依賴于芯片內(nèi)部的靜電保護(hù)電路。因此選用TI公司DSP專用供電芯片，考慮到DSP系統(tǒng)功耗很大，因此選用TPS76D318。TPS76D318主要特性有：一路可控輸出，最大輸出電

75、流可達(dá)1A，靜態(tài)超低電流，雙路電源，200ms延時(shí)復(fù)位，熱保護(hù)和短路保護(hù)等功能。TPS76D318的電路如圖12所示</p><p>　　圖12 TPS76D318電路設(shè)計(jì)圖</p><p>　　同時(shí)由于本文采用數(shù)個(gè)模擬傳感器，需要分離模擬電壓和數(shù)字電壓提高模擬設(shè)備的抗干擾性。在飛行器中安全性是一個(gè)首要的問(wèn)題，為了防止意外事故發(fā)生，本文特別設(shè)計(jì)了一個(gè)保護(hù)電路，使用可恢復(fù)熔斷器防止過(guò)流。如

76、圖13、圖14、圖15和圖16所示為電源模塊的保護(hù)電路、5V穩(wěn)壓電路、3.3V穩(wěn)壓電路和模擬電壓穩(wěn)壓電路。</p><p>　　圖13 過(guò)流保護(hù)電路</p><p>　　圖14 +5V穩(wěn)壓電路</p><p>　　圖15 +3.3V穩(wěn)壓電路</p><p>　　圖16供模擬電路+5V電壓</p><p><b&g

77、t;　　4.2傳感器模塊</b></p><p>　　傳感器模塊主要功能是利用陀螺儀、加速度計(jì)微慣性傳感器和高度傳感器得到飛行器的飛行狀態(tài)，使反饋控制成為可能。</p><p>　　4.2.1陀螺儀測(cè)量模塊</p><p>　　圖17是使用陀螺儀測(cè)量飛行器角速度的測(cè)量電路，利用ENC-03單軸角速度計(jì)測(cè)量；電路中加入了可變電阻來(lái)校準(zhǔn)陀螺儀信號(hào)。角速度檢測(cè)

78、電路如圖17所示。</p><p>　　圖17角速度檢測(cè)電路</p><p>　　4.2.2加速度測(cè)量模塊</p><p>　　圖18是利用LIS344ALH加速度計(jì)測(cè)量飛行器的加速度值；利用陀螺儀測(cè)量模塊和加速度計(jì)檢測(cè)模塊得到相應(yīng)信號(hào)，對(duì)信號(hào)進(jìn)行卡爾曼濾波可以得到有效準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)。加速度采集電路如圖18所示。</p><p>　　圖18加速度

79、采集電路</p><p>　　4.2.3高度測(cè)量模塊</p><p>　　高度測(cè)量本文采用的是MPX4115，如圖19所示，氣壓計(jì)測(cè)量的信號(hào)通過(guò)放大器后入到主控芯片中，并且此電路可以通過(guò)軟件設(shè)置T1、T2調(diào)節(jié)測(cè)量值：高度測(cè)量電路如圖19所示</p><p><b>　　圖19高度測(cè)量電路</b></p><p><

80、b>　　4.3控制模塊</b></p><p>　　控制模塊主要完成的功能是調(diào)理檢測(cè)環(huán)節(jié)速率陀螺反饋回來(lái)的速度信號(hào)，然</p><p>　　后輸入 ADC 端口，與參考速度值進(jìn)行比較分析，利用得到的誤差值給出控制信號(hào)，以控制四路驅(qū)動(dòng)模塊按要求調(diào)節(jié)各個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，最終完成對(duì)四旋翼機(jī)飛行姿態(tài)的控制?？刂撇糠钟布娐烦骺刂破骷捌湎嚓P(guān)外圍電路以外，還包括四個(gè)附加單元，分別為反饋

81、信號(hào)調(diào)理單元，姿態(tài)角度控制單元，控制信號(hào)調(diào)理單元及串口檢測(cè)單元。</p><p>　?。?）反饋信號(hào)來(lái)自檢測(cè)環(huán)節(jié)速率陀螺的輸出，陀螺感應(yīng)飛行器的姿態(tài)變化后輸出相應(yīng)的電壓值，該電壓值作為反饋信號(hào)輸入到主控芯片 ADC 端口。由于速率陀螺輸出的電壓變化范圍是 0.25V~4.75V，而主芯片的 ADC 輸入信號(hào)不可超過(guò) 2.5V，為避免在飛行器轉(zhuǎn)速變化較大時(shí)輸入主控芯片的反饋電壓過(guò)高燒毀芯片，采用分壓+穩(wěn)壓的方式分別

82、對(duì) 3 路反饋信號(hào)進(jìn)行調(diào)理。反饋信號(hào)調(diào)理電路如圖20所示。</p><p>　　圖 20 反饋信號(hào)調(diào)理電路</p><p>　?。?）姿態(tài)角度控制：由于試驗(yàn)裝置條件有限，無(wú)法安裝角度傳感器，故采用手動(dòng)方式調(diào)節(jié)四旋翼飛行器的姿態(tài)角度。手動(dòng)調(diào)節(jié)飛行器姿態(tài)角度的具體方法為采用兩路AD 通道，每個(gè)通道控制一對(duì)對(duì)應(yīng)螺旋槳，在姿態(tài)角速度調(diào)整過(guò)程中，觀察四旋翼飛行器的姿態(tài)變化，判斷當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，并根

83、據(jù)姿態(tài)變化原理相應(yīng)的調(diào)節(jié)變阻器輸入電壓的大小來(lái)改變驅(qū)動(dòng)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，從而達(dá)到飛行器姿態(tài)變化的目的。其電路原理如圖21所示。</p><p>　　圖21 姿態(tài)角度控制電路</p><p>　?。?）串口檢測(cè):為了便于能在飛行器飛行過(guò)程中直觀的觀察速度信號(hào)，模塊中額外增加了一路 RS232 串行接口，如圖22所示，用以將速度信號(hào)數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)傳送到計(jì)算機(jī)串口調(diào)試窗口以便觀察分析。串口檢測(cè)電路如圖22所

84、示。</p><p>　　圖22 串口檢測(cè)電路</p><p><b>　　4.4無(wú)線通信模塊</b></p><p>　　無(wú)線通信模塊是四旋翼自主飛行器和地面控制中心之間通信的橋梁。本次要求的無(wú)線傳輸距離為100m左右，故選用單片射頻收發(fā)器芯片。該芯片工作在433MHz的ISM頻段，工作電壓為3.3V,使用SPI接口與S3C2440通信，配置

85、和使用非常方面。此外，PCA82C250芯片功耗非常低，以-10dBm的輸出功率發(fā)射時(shí)電流只有11mA,接收信號(hào)時(shí)只有12.5mA,在100m之內(nèi)傳輸穩(wěn)定可靠。通信模塊電路圖如圖23所示。</p><p>　　圖 23 無(wú)線通信模塊電路</p><p>　　4.5 時(shí)鐘與復(fù)位電路設(shè)計(jì)</p><p>　?。?）時(shí)鐘電路：時(shí)鐘可以由外部晶振和內(nèi)部鎖相環(huán)（PLL）共同

86、產(chǎn)生。這種情況下外部晶振接到DSP的X1，X2引腳上，如圖7所示。</p><p>　　（2）DSP復(fù)位電路的設(shè)計(jì)（圖8）主要考慮兩個(gè)方面：有效復(fù)位電平和有效復(fù)位脈沖寬度。為使芯片初始化正確，一般保證RS為低電平至少持續(xù)5個(gè)CLKOUT周期，即當(dāng)速度為25ns時(shí)約為125ns。但是，由于在上電后，系統(tǒng)的晶體振蕩器往往需要幾百毫秒的穩(wěn)定時(shí)間，所以，RS為低的時(shí)間主要由系統(tǒng)的穩(wěn)定時(shí)間確定，一般為100ms--200m

87、s。 復(fù)位電路和時(shí)鐘電路如圖所示。</p><p>　　圖24復(fù)位電路圖 圖25 時(shí)鐘電路圖</p><p>　　4.6JTAG調(diào)試接口設(shè)計(jì)</p><p>　　所有的F28xxx芯片都采用5個(gè)1149.1-1990IEEE標(biāo)準(zhǔn)協(xié)議和IEEE標(biāo)準(zhǔn)的測(cè)試接口和便捷掃描結(jié)構(gòu)的JTAG信號(hào)。以及TI的兩個(gè)擴(kuò)展接口（EMU0和EMU1）。采用文獻(xiàn)

88、中TI官方建議的電路設(shè)計(jì)，如圖26所示</p><p>　　圖26JTAG接口設(shè)計(jì)圖</p><p>　　4.7電路抗干擾設(shè)計(jì)</p><p>　　4.7.1干擾的分類</p><p>　　可以按照產(chǎn)生原因、傳導(dǎo)方式和波形特性將電路干擾形式加以區(qū)分。</p><p>　　（1）按照產(chǎn)生原因：可以分為放電噪聲、高頻振蕩噪

89、聲浪涌噪聲等</p><p>　?。?）按照傳到方式：可以分為共模噪聲和串模噪聲</p><p>　?。?）按照波形：可分為正弦波、脈沖電壓、脈沖序列等</p><p>　　四旋翼無(wú)人直升機(jī)控制系統(tǒng)的硬件系統(tǒng)包含多種元器件。硬件系統(tǒng)有11.1V供電的MC33886芯片、5V供電的數(shù)字羅盤(pán)和3.3V供電的DSP等。</p><p>　　4.7.

90、2 抗干擾措施</p><p>　　（1）加旁路電容：有些是采用先進(jìn)的CMOS工藝制造的，具有低耗高性能的特性。但是CMOS電路在每次跳躍時(shí)，會(huì)產(chǎn)生大電流，同時(shí)在供電電路產(chǎn)生一個(gè)電流尖峰。這些因?yàn)樘儺a(chǎn)生的假信號(hào)應(yīng)該在寫(xiě)入感應(yīng)電路前濾除掉。實(shí)際系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，在DSP供電系統(tǒng)的不同位置，放置數(shù)個(gè)0.1uF的小電容，以濾除電流尖峰。</p><p>　?。?）地線抗干擾的措施：模擬電是由數(shù)字電

91、產(chǎn)生的。事實(shí)上，數(shù)字電對(duì)模擬電的最大干擾是通過(guò)地線產(chǎn)生的；系統(tǒng)中的功率電路（直流電機(jī)驅(qū)動(dòng)部分）也會(huì)通過(guò)地線對(duì)信號(hào)電路產(chǎn)生很大的干擾。硬件布線中，強(qiáng)信號(hào)的地線和弱信號(hào)的地線分開(kāi)，對(duì)每部分的地線（數(shù)字地、模擬地和功率地）分別覆銅，使用0歐姆電阻單點(diǎn)連接。</p><p>　?。?）時(shí)鐘電路：晶振可以為DSP提供系統(tǒng)時(shí)鐘，但是它同時(shí)也是一個(gè)強(qiáng)干擾源。晶振的下拉電容放在離引腳比較近的位置可以減少其對(duì)其他器件的干擾。<

92、;/p><p>　　（4）將模擬器件（慣性傳感器）與其他數(shù)字元器件分開(kāi)布局；大電流電路（電機(jī)驅(qū)動(dòng)）和其他小電流電路分開(kāi)布局；高頻器件（如時(shí)鐘（20MHz））和低頻電路（如無(wú)線通信模塊（9.6kHz））分開(kāi)布局。</p><p>　?。?）A/D轉(zhuǎn)換部分抗干擾措施：在模擬電路中加旁路電容可以減少供電噪聲的進(jìn)入；任何沒(méi)有使用的ADC的輸入引腳連接到模擬地上，以防ADC模塊從引腳的周圍得到電壓噪聲；

93、確保任何數(shù)字信號(hào)引腳都不要連接到模擬地。</p><p>　　（6）在電路中，大部分芯片的每一個(gè)電源引腳放置一個(gè)0.1uF 去藕電容，防止工頻干擾。</p><p><b>　　5 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)</b></p><p><b>　　5.1軟件總體設(shè)計(jì)</b></p><p>　　四旋翼飛行器控制系統(tǒng)

94、軟件設(shè)計(jì)的總體目標(biāo)是啟動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的各個(gè)功能模塊并使之正常工作，按照既定規(guī)劃實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行。由于四旋翼飛行器為六自由度的系統(tǒng)，而其控制量只有4個(gè)，這就意味著被控量之間存在耦合關(guān)系，所設(shè)計(jì)的控制算法應(yīng)能夠?qū)@種欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)足夠有效，用4個(gè)控制量對(duì)3個(gè)角位移量和3個(gè)線位移量進(jìn)行穩(wěn)態(tài)控制。本次在得到四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)方程之后，適當(dāng)?shù)剡x取控制量，運(yùn)用控制論中經(jīng)典的PID控制算法對(duì)飛行器系統(tǒng)進(jìn)行控制。</p><p>　　

95、飛行控制系統(tǒng)的中央控制模塊主要完成系統(tǒng)初始化、系統(tǒng)自檢、解算傳感器數(shù)據(jù)、導(dǎo)航信息解算、執(zhí)行控制算法、計(jì)算并輸出控制量等功能?？刂颇K選擇使用uC/OS-II管理控制任務(wù)的調(diào)度。uC/OS-II是一個(gè)專為嵌入式應(yīng)用設(shè)計(jì)、基于優(yōu)先級(jí)調(diào)度的搶占式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)內(nèi)核，它包含了任務(wù)調(diào)度、任務(wù)管理、時(shí)間管理、任務(wù)間通信與同步等功能。各任務(wù)之間通過(guò)信號(hào)量和消息隊(duì)列實(shí)現(xiàn)相互間的數(shù)據(jù)交換和同步。系統(tǒng)啟動(dòng)流程如圖27所示</p><p&g

96、t;　　是 </p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　否</b></p><p>　　圖27 系統(tǒng)啟動(dòng)流程圖</p><p>　　四旋翼飛行器的軟件系統(tǒng)的總流程如下圖28所示：</p><p><b>　　中斷處

97、理</b></p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　是</b></p><p>　　圖28軟件系統(tǒng)總流程圖</p><p>　　由上圖可以看出，整個(gè)軟件系統(tǒng)分為主流程和中斷處

98、理兩部分。中斷處理部分的作用是解決低速外設(shè)和高速DSP之間的通信問(wèn)題。主流程負(fù)責(zé)整個(gè)系統(tǒng)各部分的協(xié)調(diào)工作：上電之后，系統(tǒng)進(jìn)行初始化自檢。如果系統(tǒng)各器件工作正常，則判斷飛行模式，如果選擇手動(dòng)控制，則導(dǎo)航解算和自動(dòng)控制程序?qū)⒉粓?zhí)行。若是選擇自動(dòng)飛行，系統(tǒng)根據(jù)控制目標(biāo)，自動(dòng)完成飛行動(dòng)作。</p><p>　　圖28所示的流程圖與3.2.3小結(jié)中的軟件總體各個(gè)軟件模塊是相對(duì)應(yīng)的。其中系統(tǒng)初始化自檢操作是由系統(tǒng)初始化模塊、

99、傳感器數(shù)據(jù)采集模塊和無(wú)線通信模塊共同完成；導(dǎo)航解算操作由導(dǎo)航模塊完成；高度/姿態(tài)控制是由控制模塊完成；中斷處理部分由傳感器數(shù)據(jù)采集模塊和控制模塊共同完成。</p><p><b>　　5.2數(shù)據(jù)采集模塊</b></p><p>　　S3C2440內(nèi)嵌2個(gè)12位的模擬／數(shù)字轉(zhuǎn)換器 (ADC),每個(gè)ADC有多達(dá)16個(gè)外部通道。傳感器模 塊中，羅盤(pán)的輸出為數(shù)字信號(hào)，陀螺儀和

100、加速度傳感器 的輸出信號(hào)為模擬電壓信號(hào)，需要進(jìn)行模／數(shù)轉(zhuǎn)換變?yōu)閿?shù)字量，才能進(jìn)行下一步處理。模／數(shù)轉(zhuǎn)換的核心器件是A／D轉(zhuǎn)換器，為了不增加系統(tǒng)開(kāi)銷，于是采用了 S3C2440的12位A／D轉(zhuǎn)換器。 </p><p>　　角速率陀螺儀、加速度計(jì)經(jīng)過(guò)模／數(shù)轉(zhuǎn)換提取飛行器角速度和線加速信息；數(shù)字羅盤(pán)HMR3300通過(guò)UART串口通信提取航向信息。ADC模塊工作在同步采樣模式下，可以同時(shí)采樣角速率和線加速度,采樣結(jié)果存放在

101、ADC 的結(jié)果寄存器中。ADC采樣模塊程序流程圖如圖29所示。 </p><p>　　圖29 ADC模塊程序流程圖</p><p><b>　　5.3無(wú)線通信模塊</b></p><p>　　該模塊主要用于飛行任務(wù)的接收和遙測(cè)信息、圖像數(shù)據(jù)的發(fā)送，該通訊模塊由微處理器、射頻模塊和天線組成，在地面站和 MAV 機(jī)載平臺(tái)之間形成溝通的橋梁。無(wú)線通信

102、模塊實(shí)現(xiàn)上位機(jī)對(duì)四旋翼飛行器的飛行控制和跟蹤定位，實(shí)時(shí)與地面控制系統(tǒng)交換信息，接收地面控制系統(tǒng)傳輸?shù)娘w行控制指令信號(hào)、向地面控制系統(tǒng)發(fā)送當(dāng)前無(wú)人機(jī)實(shí)時(shí)飛行和姿態(tài)數(shù)據(jù)等相應(yīng)信息，以完成指定的飛行控制任務(wù)。ARM通過(guò)SPI接口與nRF905通信，將ROM中的數(shù)據(jù)發(fā)送出去。ARM控制nRF905發(fā)送數(shù)據(jù)，主要分為兩個(gè)步驟：一是ARM先向nRF905寫(xiě)入數(shù)據(jù)，二是控制nRF905發(fā)送數(shù)據(jù) 。在執(zhí)行過(guò)程中，本次先寫(xiě)入發(fā)送數(shù)據(jù)的目標(biāo)地址再寫(xiě)入數(shù)據(jù)，

103、然后再控制nRF905發(fā)送地址和數(shù)據(jù)。nRF905發(fā)送模式會(huì)自動(dòng)產(chǎn)生字頭和CRC校驗(yàn)碼，當(dāng)發(fā)送過(guò)程完成后，數(shù)據(jù)準(zhǔn)備好引腳通知ARM數(shù)據(jù)發(fā)送完畢。nRF905的發(fā)送和接收流程如圖29和30所示。</p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　是是</b></p><p><b>　　是<

104、;/b></p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　是</b></p><p><b>　　否</b></p><p>　　是 </p><p>　　否 否 <

105、/p><p><b>　　是是</b></p><p>　　是 否</p><p>　　圖29 發(fā)送數(shù)據(jù)流程圖 圖30接收數(shù)據(jù)流程圖 </p><p>　　5.4電機(jī)控制模塊 </p><p>　　S3C2440的TIMx模

106、塊可以產(chǎn)生3組6路PWM，同時(shí)每組2路PWM為互補(bǔ)。STM32通過(guò)解算飛行姿態(tài)信息和路徑規(guī)劃輸出PWM控制量協(xié)調(diào)控制4個(gè)電機(jī)，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行。S3C2440的通用定時(shí)器TIMx產(chǎn)生PWM輸出，本次通過(guò)設(shè)置以下3個(gè)寄存器來(lái)控制。捕獲／比較模式寄存器(TIMx—CCMR1／2)，其模式設(shè)置位OCxM由3位組成，若使用PWM模式，則必須設(shè)置為110／111。這兩種PWM模式的區(qū)別是輸出電平的極性相反；捕獲／比較使能寄存器(TIMx—CCER)，

107、該寄存器控制著各個(gè)輸入輸出通道的開(kāi)關(guān)；捕獲／比較寄存器(TIMx—CCR1～4)，該寄存器總共有4個(gè)，對(duì)應(yīng)4個(gè)輸出通道CH1～4，以TIMx—CCR1為例在輸出模式下，該寄存器的值與計(jì)數(shù)器TIMx—CNT的值比較，根據(jù)比較結(jié)果產(chǎn)生相應(yīng)動(dòng)作。利用這點(diǎn)，本次通過(guò)修改這個(gè)寄存器的值，就可以控制PWM的輸出脈寬，從而達(dá)到控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速的目的。 </p><p><b>　　6總結(jié)</b></p

108、><p><b>　　6.1實(shí)驗(yàn)結(jié)果</b></p><p>　　在手動(dòng)起飛后，通過(guò)切換開(kāi)關(guān)將飛行模式切換為自動(dòng)，四旋翼飛行器進(jìn)行自主懸停，地面站對(duì)四旋翼飛行器的飛行狀態(tài)信息進(jìn)行實(shí)時(shí)顯示，并保存飛行數(shù)據(jù)，四旋翼飛行器實(shí)現(xiàn)了在水平方向X-Y軸和滾轉(zhuǎn)角、俯仰角四個(gè)自由度方向上的自動(dòng)控制．在飛行實(shí)驗(yàn)中，以程序開(kāi)始運(yùn)行時(shí)的第一個(gè)點(diǎn)作為原點(diǎn)，然后飛行位置的GPS經(jīng)緯度數(shù)據(jù)與原點(diǎn)的G

109、Ps經(jīng)緯度數(shù)據(jù)求差，再經(jīng)過(guò)轉(zhuǎn)換就可以得出當(dāng)前飛行位置的x．y值．飛行實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖6～11所示，飛行總時(shí)間為300 s。</p><p>　　圖31、32、33為三個(gè)姿態(tài)飛行方向的角速度，gyrx”表示繞X軸旋轉(zhuǎn)的滾轉(zhuǎn)角速度，gyry叫表示繞y軸旋轉(zhuǎn)的俯仰角速度． gyrz表示繞X-Y軸旋轉(zhuǎn)的偏航角速度．從圖可以看出，角速度曲線的高頻成分較多，這些高頻成分多為測(cè)量噪聲，可通過(guò)低通濾波器進(jìn)行濾波處理，總趨勢(shì)仍然在零點(diǎn)