李運(yùn)堂，賈宇寧，王鵬峰，趙靜一，樓曉春

(1.中國(guó)計(jì)量學(xué)院 機(jī)電工程學(xué)院，浙江 杭州310018;2.杭州職業(yè)技術(shù)學(xué)院，浙江 杭州310018)

0 引 言

近年來(lái)，隨著微電子技術(shù)、傳感器技術(shù)、信號(hào)處理技術(shù)的迅速發(fā)展，以及新能源、新材料的廣泛應(yīng)用，使四旋翼無(wú)人飛行器的控制算法與工程應(yīng)用得到了優(yōu)化與創(chuàng)新。國(guó)防科技大學(xué)、上海交通大學(xué)等學(xué)者提出了基于Backstepping方法、自抗擾控制、滑膜技術(shù)的控制［1，2］。斯坦福大學(xué)的STARMAC 工程研發(fā)的四旋翼飛行器系統(tǒng)具有可靠完全自主航點(diǎn)跟蹤的能力，具備多飛行器協(xié)同飛行水平［3］。麻省理工學(xué)院無(wú)人機(jī)集群健康管理計(jì)劃實(shí)現(xiàn)了通過(guò)地面操作實(shí)現(xiàn)多個(gè)無(wú)人機(jī)對(duì)動(dòng)態(tài)環(huán)境感知、重建并規(guī)劃飛行［4］。

考慮到四旋翼飛行器具有非線性、多變量、強(qiáng)耦合等特點(diǎn)，要通過(guò)無(wú)刷電調(diào)控制4 個(gè)無(wú)刷電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)實(shí)現(xiàn)由4 個(gè)輸入量，6 個(gè)自由度的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的控制［5］。在四旋翼飛行器控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的過(guò)程中對(duì)飛行原理進(jìn)行定性定量的分析，可以減少飛行實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的搭建時(shí)間，也可為電源模塊、飛行控制模塊的設(shè)計(jì)提供理論基礎(chǔ)。為實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器的自穩(wěn)控制，通過(guò)陀螺儀、大氣壓力傳感器、三軸加速度傳感器采集到的數(shù)據(jù)對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行解析，但是飛行時(shí)所產(chǎn)生的機(jī)體震動(dòng)、溫漂、零漂所帶來(lái)的誤差以及外界環(huán)境的干擾［6］，使位置姿態(tài)的估計(jì)與飛行高度的保持產(chǎn)生了較大的困難。

對(duì)此，本文在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中對(duì)加速度傳感器與陀螺儀融合使用，解析姿態(tài)數(shù)據(jù)的過(guò)程中使用卡爾曼濾波算法，不但有效地減弱了陀螺儀的溫漂、零漂現(xiàn)象，還使得多傳感器間的優(yōu)缺點(diǎn)互補(bǔ)，提高了四旋翼飛行器的控制精度。

1 飛行原理與機(jī)械結(jié)構(gòu)

四旋翼飛行器的旋翼對(duì)稱(chēng)地安裝在呈十字交叉的支架頂端，位置相鄰的旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反，同一對(duì)角線上的旋翼旋轉(zhuǎn)方向相同，以此確保了飛行系統(tǒng)的扭矩平衡［7］，如圖1所示。四旋翼飛行器旋翼的旋轉(zhuǎn)切角是固定值，因此，要通過(guò)調(diào)節(jié)每個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)實(shí)現(xiàn)六自由度的飛行姿態(tài)控制。增大或減少4 個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)完成垂直方向上的升降運(yùn)動(dòng)，調(diào)節(jié)1，3 旋翼的轉(zhuǎn)速差來(lái)控制仰俯速率和進(jìn)退運(yùn)動(dòng)，調(diào)節(jié)2，4 旋翼的轉(zhuǎn)速差來(lái)控制橫滾速率和傾飛運(yùn)動(dòng)，調(diào)節(jié)2 個(gè)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)電機(jī)和2 個(gè)逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)電機(jī)的相對(duì)速率來(lái)控制偏航運(yùn)動(dòng)。

圖1 四旋翼飛行器飛行原理圖Fig 1 Flight principle diagram of quadrotor

通過(guò)對(duì)飛行原理的分析，把可行性、低成本、易維護(hù)作為主要考慮因素，設(shè)計(jì)的樣機(jī)如圖2 所示。機(jī)臂由鏤空工程塑料材料PA66 和30%玻璃纖維制成，質(zhì)量相對(duì)較輕，強(qiáng)度大，對(duì)稱(chēng)電機(jī)軸距55 cm，為保證水平起飛與平穩(wěn)著陸，四旋翼飛行器底部安裝起落架。電機(jī)旋翼等具體參數(shù)為:機(jī)體質(zhì)量為857 g;最大負(fù)載約為300 g;機(jī)身高度為31 cm;飛行時(shí)間約為8 min。在整機(jī)安裝過(guò)程中盡量保證重心在機(jī)械機(jī)構(gòu)的對(duì)稱(chēng)中心，實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)證明了系統(tǒng)動(dòng)力設(shè)備與機(jī)械結(jié)構(gòu)的可行性。

圖2 四旋翼飛行器樣機(jī)Fig 2 Prototype of quadrotor

2 總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

四旋翼飛行器的硬件系統(tǒng)以飛控板為核心，搭載動(dòng)力設(shè)備、電源模塊與遙控模塊。圖3 描述了以ATMEGA644P—AU 為核心芯片搭載多傳感器的飛行控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)框圖，整體系統(tǒng)利用11.1 V 鋰電池供電，飛控與無(wú)刷電調(diào)以I2C 總線數(shù)據(jù)傳輸來(lái)調(diào)節(jié)4 個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速;在遙控模塊中，2.4 MHz 的控制信號(hào)通過(guò)PPM 解碼板與飛控板進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸;在多傳感器系統(tǒng)中，大氣壓力感器用于飛行高度檢測(cè)，陀螺儀與加速度計(jì)的融合使用用于姿態(tài)解算。

3 電源模塊

四旋翼飛行器由2200 MAh，11.1 V，持續(xù)放電倍率30 C鋰電池供電，通過(guò)穩(wěn)壓電路的設(shè)計(jì)對(duì)不同電路進(jìn)行供電，確保各模塊正常穩(wěn)定的工作?？刂葡到y(tǒng)需要5，3 V 兩種電平供電，電壓轉(zhuǎn)換電路如圖4 所示。

圖3 飛行控制器總體結(jié)構(gòu)框圖Fig 3 Overall structure block diagram of flight controller

由鋰電池提供的11.1 電壓經(jīng)兩塊7805 穩(wěn)壓芯片后轉(zhuǎn)為5 V 電壓，一部分用于飛控板供電，一部分向預(yù)留的外部接口供電。經(jīng)7805 輸出的5 V 電壓經(jīng)過(guò)2 個(gè)MCP1700T 穩(wěn)壓芯片輸出3V 電壓，一部分供給控制系統(tǒng)的數(shù)字電路，一部分供給控制系統(tǒng)的模擬電路。330 μF/25 V 電解電容器，10 nF/16 V 鉭電容器，貼片電容器的并聯(lián)使用起到了防止電壓抖動(dòng)與濾波的作用。

圖4 電壓轉(zhuǎn)換電路Fig 4 Voltage conversion circuit

4 多傳感器控制模塊

為了準(zhǔn)確地控制四旋翼飛行器的飛行姿態(tài)，需要在控制系統(tǒng)中加入不同的傳感器，加速度傳感器與三個(gè)陀螺儀來(lái)測(cè)量三軸加速度與角速度，大氣壓力傳感器通過(guò)測(cè)量起始位置與飛行位置的氣壓差對(duì)飛行高度控制，為自主導(dǎo)航功能提供支持。

大氣壓力傳感器選擇的是 Freescale 公司的MPX4250A，在該集成傳感器芯片上，除具有壓阻式壓力傳感器外，還有用作溫度補(bǔ)償?shù)谋∧る娮杈W(wǎng)絡(luò)，測(cè)壓范圍為20～250 kPa，輸出電壓為0.2 ～4.9 V，工作溫度范圍為-40～+125 ℃。電路如圖5 所示，可以根據(jù)壓力的大小，通過(guò)控制P_1 和P_2 選擇不同的放大倍數(shù)，提高采樣的精度。

圖5 大氣壓力傳感器應(yīng)用電路Fig 5 Applied circuit of barometric pressure sensor

LIS344ALH 是一種低功耗、高性能、高精度的三軸加速度傳感器，通過(guò)模擬輸出為外部電路提供直接測(cè)量信號(hào)，加速度傳感器的工作電壓為2.2～3.6 V，檢測(cè)量程可以在±2 gn或±4 gn間選擇。其中，VREF 為通過(guò)穩(wěn)壓芯片MCP1700T 轉(zhuǎn)換為3 V 的穩(wěn)定電壓輸入。應(yīng)用電路如圖6所示，選擇100 nF 的貼片電容器作為VCC 端的解耦電容，在輸出端使用1 μF 的濾波電容減小噪聲。

圖6 加速度傳感器應(yīng)用電路Fig 6 Applied circuit of acceleration sensor

考慮到振動(dòng)誤差無(wú)法通過(guò)加速度傳感器進(jìn)行補(bǔ)償，因此，陀螺儀選型的過(guò)程中把機(jī)械性能作為重要的考慮因素，選擇了可以在單芯片上實(shí)現(xiàn)完整單軸角速度響應(yīng)的ADXRS610 陀螺儀傳感器。3 個(gè)ADXRS610 陀螺儀分別安裝于垂直于機(jī)體坐標(biāo)系的XYZ 軸來(lái)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)三軸角速度的測(cè)量。應(yīng)用電路如下圖7 所示。

圖7 陀螺儀應(yīng)用電路Fig 7 Applied circuit of gyroscope

5 實(shí)驗(yàn)與仿真

四旋翼飛行器在姿態(tài)解算時(shí)，陀螺儀傳感器直接測(cè)量的是角速度，在積分得到角度的過(guò)程中隨著時(shí)間的增長(zhǎng)會(huì)產(chǎn)生累計(jì)積分誤差，積分誤差產(chǎn)生的原因一方面是積分時(shí)間，另一方面，由于自身的機(jī)械特性會(huì)產(chǎn)生零漂溫漂等現(xiàn)象［8］。在陀螺儀的使用過(guò)程中融合加速度傳感器，不僅為陀螺儀提供了絕對(duì)參考系，而且使加速度傳感器優(yōu)秀的靜態(tài)性能與陀螺儀良好的動(dòng)態(tài)性能相結(jié)合［9］，較好地抑制了外界干擾。數(shù)據(jù)經(jīng)卡爾曼濾波算法處理后，可有效地降低數(shù)據(jù)噪聲。

圖8 為加速度傳感器采樣數(shù)據(jù)與卡爾曼濾波后的數(shù)據(jù)比較，可以明顯地看到噪聲信號(hào)減小了，但是仍有少量的擾動(dòng)存在。

圖9 的曲線表明了陀螺儀采集角速度數(shù)據(jù)存在零漂、溫漂現(xiàn)象，當(dāng)確定零漂為0.05°，靜態(tài)輸出電壓為2.63V時(shí)，從波形圖中可以觀察到通過(guò)卡爾曼濾波處理后的積分?jǐn)?shù)據(jù)平滑收斂，不但對(duì)零點(diǎn)漂移進(jìn)行了補(bǔ)償，而且對(duì)累計(jì)積分誤差，溫漂有較好的抑制作用。

圖8 加速度計(jì)采樣數(shù)據(jù)經(jīng)卡爾曼濾波后的數(shù)據(jù)圖Fig 8 Data diagram of sampling datas of accelerometer processed by Kalman filtering

圖9 陀螺儀采樣數(shù)據(jù)經(jīng)卡爾曼濾波后的數(shù)據(jù)圖Fig 9 Data diagram of sampling datas of gyroscope processed by Kalman filtering

6 結(jié) 論

本文從四旋翼飛行器的飛行原理入手，整合各個(gè)功能模塊并通過(guò)對(duì)主要傳感器的選型完成四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的硬件電路設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了飛行實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的搭建，多次飛行實(shí)驗(yàn)證明了硬件系統(tǒng)的可行性，達(dá)到了預(yù)期設(shè)計(jì)目標(biāo)。在加速度傳感器與陀螺儀的融合使用過(guò)程中，通過(guò)卡爾曼濾波算法對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，有效地抑制了在硬件電路設(shè)計(jì)中無(wú)法避免的零漂、溫漂等干擾因素，仿真結(jié)果證明了該方法的有效性。

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