易 凡， 鄧 方，張培健，滕璇璇

（武漢輕工大學(xué) 電氣與電子工程學(xué)院，湖北 武漢430040）

基于STM32四軸飛行平臺

易 凡， 鄧 方，張培健，滕璇璇

（武漢輕工大學(xué) 電氣與電子工程學(xué)院，湖北 武漢430040）

本設(shè)計以STM32F407為控制核心，四軸飛行器為載體。硬件上由飛控電路，電源管理，通信模塊，動力系統(tǒng)，機架，云臺伺服系統(tǒng)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，PID作為控制器，實現(xiàn)飛行，云臺增穩(wěn)等功能。具有靈活輕盈，延展性，適應(yīng)性強好等特點。

四旋翼飛行器；STM32；捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航；四元數(shù)姿態(tài)解算

四軸飛行器是一種利用4個旋翼作為飛行引擎來進行空中飛行的飛行器。進入20世紀以來，電子技術(shù)飛速發(fā)展四軸飛行器開始走向小型化，并融入了人工智能，使其發(fā)展趨于無人機，智能機器人。在實際應(yīng)用方面，四軸飛行器可以在復(fù)雜、危險的環(huán)境下可以完成特定的飛行任務(wù)，也可以用于監(jiān)控交通，環(huán)境等。本設(shè)計主要研究了四軸飛行器的姿態(tài)結(jié)算和飛行控制，并設(shè)計制作了一架四軸飛行器，對關(guān)鍵傳感器做了標定，并利用用matlab分析數(shù)據(jù)，設(shè)計算法，還進行了單通道平衡試驗調(diào)試，進行試飛實驗取得了一定的效果。

1 系統(tǒng)方案

本設(shè)計采用STM32F4作為核心處理器，該處理器內(nèi)核架構(gòu)ARM Cortex-M4，具有高性能、低成本、低功耗等特點。主控板包括傳感器MPU6050電路模塊、無線藍牙模塊、電機啟動模塊，電源管理模塊等；遙控使用商品遙控及接收機?？刂菩酒东@接收機的PPM命令信號，傳感器與控制芯片之間采用IIC總線連接，MCU與電調(diào)之間用PWM傳遞控制信號。軟件算法才用基于四元數(shù)的互補濾波解算姿態(tài)角，控制算法采用經(jīng)典PID控制器控制云臺舵機和四軸電機。圖1為本設(shè)計總體框圖。

圖1 系統(tǒng)總體框圖

2 系統(tǒng)硬件設(shè)計

針對前面提出的整體設(shè)計方案，本設(shè)計采取模塊化策略，將各個功能部分開來設(shè)計，最后組合起來。

表1 四軸飛行器硬件清單

3 系統(tǒng)軟件設(shè)計

軟件設(shè)計上由控制核心STM32F4讀取傳感器信息，解算姿態(tài)角，以姿態(tài)角為被控制量融合遙控信息后，輸出到4個電機及兩個舵機以完成四軸飛行控制和云臺的穩(wěn)定補償。下圖是軟件流程：

圖2 系統(tǒng)軟件流程

3.1 四元素計算姿態(tài)角的實現(xiàn)

根據(jù)前面給出的姿態(tài)解算方程與四元數(shù)，即可得到姿態(tài)計算系統(tǒng)的計算原理如下圖。

圖3 姿態(tài)計算系統(tǒng)計算原理圖

本設(shè)計基于互補濾波的思想上完成的四元素算法，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矯正陀螺儀積分誤差，然后利用矯正后的陀螺儀積分得到姿態(tài)角。

首先不妨設(shè)處理后的加速度數(shù)據(jù)為：ax，ay，az，單位 m/s^2。加速度計的向量為陀螺儀數(shù)據(jù)為：gx，gy，gz，單位 rad/s。 陀螺儀向量，由載體到導(dǎo)航坐標系的四元數(shù)形式轉(zhuǎn)換矩陣為：。根據(jù)余弦矩陣和歐拉角的定義，地理坐標系的重力向量，轉(zhuǎn)到機體坐標系，是中的第三列的3個元素。所以加速的向量與估計重力向量叉積：

然后利用向量的叉積，e→可視為誤差向量，這個叉積向量仍舊是位于機體坐標系上的，而陀螺積分誤差也是在機體坐標系，而且叉積的大小與陀螺積分誤差成正比，正好拿來糾正陀螺。由于陀螺是對機體直接積分，所以對陀螺的糾正量會直接體現(xiàn)在對機體坐標系的糾正。用上面得到的結(jié)果校正陀螺儀：

此處k為一個常量系數(shù)。再利用二階畢卡法解四元數(shù)微分方程，更新四元數(shù)為下一次計算做準備。畢卡二階算法為：

其中Δθ為角增量

最后將四元數(shù)轉(zhuǎn)變?yōu)闅W拉角：

Q_ANGLE.Pitch=asin（-2*q1*q3+2*q0*q2）

Q_ANGLE.Rool=atan2（2*q2*q3+2*q0*q1-2*q）

Q_ANGLE.Yaw=atan2（2*q1*q2+2*q0*q3，-2*q2*q2-2*q3*q3+1）

通過以上算法本文成功得出了飛行器的姿態(tài)角，在開啟電機的情況下，角度誤差在+/-2°以內(nèi)，滿足了控制要求。姿態(tài)計算效果如下圖所示，其中紅色和藍色是直接由加速度計算出的俯仰角和橫滾角，青色和黃色為姿態(tài)結(jié)算后的俯仰角和橫滾角。由圖中數(shù)據(jù)可看出，解算的姿態(tài)角不僅能即時的反應(yīng)角度變化切曲線平滑，說明姿態(tài)解算算法有效。

3.2 控制設(shè)計

由于四軸飛行器獨特的機械結(jié)構(gòu)，即結(jié)構(gòu)上的對稱設(shè)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(shè)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(shè)計主要采用是閉環(huán)控制。以姿態(tài)角作為被控制量，采用經(jīng)典的PID控制算法。四軸飛行器系統(tǒng)是一個時變且非線性的系統(tǒng)，采用傳統(tǒng)PID算法的單一的反饋控制會使系統(tǒng)存在不同程度的超調(diào)和振蕩現(xiàn)象，無法得到理想的控制效果。文中將前饋控制引入到了四軸飛行器系統(tǒng)的控制中，有效地改善了系統(tǒng)的實時性，提高了系統(tǒng)的反應(yīng)速度；并且根據(jù)四軸飛行器系統(tǒng)的特點，對數(shù)字PID算法進行了改進，引入了微分先行環(huán)節(jié)，改善了系統(tǒng)的動態(tài)特性；使得控制器能夠更好地適應(yīng)四軸飛行器系統(tǒng)的實際情況。在姿態(tài)角的控制中，本設(shè)計將控制器捕獲到的遙控器信號轉(zhuǎn)換為一個角度，作為期望角，與解算出來的測量角作差，得到偏差error。將error乘以一個比例系數(shù)kp。在只有kp作用下，系統(tǒng)會有靜差所以考慮利用積分ki控制消除穩(wěn)態(tài)誤差。但積分控制會降低系統(tǒng)的動態(tài)性能，甚至造成閉環(huán)系統(tǒng)不穩(wěn)定，因此要對積分進行限幅，防止積分過大。對于微分，如果采用傳統(tǒng)的D方法，在人為操縱四軸時會產(chǎn)生輸入的設(shè)定值變化頻繁且幅度較大，從而造成系統(tǒng)的振蕩。對人為控制十分不利，為了解決設(shè)定值的頻繁變化給系統(tǒng)帶來的不良影響，本文在姿態(tài)角控制上引入了微分先行PID算法，其特點是只對輸出量進行微分，即只對陀螺儀角速度測量值進行微分，而不對姿態(tài)角的設(shè)定值進行微分。這樣，在設(shè)定值發(fā)生變化時，輸出量并不會改變，而被控量的變化相對是比較緩和的，這就很好地避免了設(shè)定值的頻繁變化給系統(tǒng)造成的振蕩，明顯地改善了系統(tǒng)的動態(tài)性能。控制周期定為4 ms，姿態(tài)控制系統(tǒng)示意圖如下：

圖4 姿態(tài)控制系統(tǒng)示意圖

通過前面一章的介紹我們已經(jīng)的達到了俯仰，橫滾，航向3個控制量，然后將它們分別輸入3個獨立的如上圖所示的PID控制器，我們可以得到3個PID 輸出：pid_roll，pid_pitch，pid_yaw 將這 3 個輸出量做簡單的線性運算輸出給電機。部分代碼如下：

3.3 PID參數(shù)調(diào)節(jié)

1）確定比例增益P

確定比例增益P時，首先去掉PID的積分項和微分項，一般是令Ti=0、Td=0（具體見PID的參數(shù)設(shè)定說明），使PID為純比例調(diào)節(jié)。輸入設(shè)定為系統(tǒng)允許的最大值的60%～70%，由0逐漸加大比例增益P，直至系統(tǒng)出現(xiàn)振蕩；再反過來，從此時的比例增益P逐漸減小，直至系統(tǒng)振蕩消失，記錄此時的比例增益P，設(shè)定PID的比例增益P為當(dāng)前值的60%～70%。比例增益P調(diào)試完成。

2）確定積分時間常數(shù)Ti

比例增益P確定后，設(shè)定一個較大的積分時間常數(shù)Ti的初值，然后逐漸減小Ti，直至系統(tǒng)出現(xiàn)振蕩，之后在反過來，逐漸加大Ti，直至系統(tǒng)振蕩消失。記錄此時的Ti，設(shè)定PID的積分時間常數(shù)Ti為當(dāng)前值的150%～180%。積分時間常數(shù)Ti調(diào)試完成。

3）確定積分時間常數(shù)Td

積分時間常數(shù)Td一般不用設(shè)定，為0即可。若要設(shè)定，與確定 P和Ti的方法相同，取不振蕩時的30%。

4）系統(tǒng)空載、帶載聯(lián)調(diào)，再對PID參數(shù)進行微調(diào)，直至滿足要求。

最終調(diào)試好的標準應(yīng)該是，PID輸出曲線在有一個階躍響應(yīng)來是，響應(yīng)一大一小兩個波，小波是大波的四分之一。

3.4 調(diào)試與實驗

在完成控制器底層的硬件驅(qū)動后，開始姿態(tài)角算法的調(diào)試。利用藍牙模塊將解算出的姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)回上位機，搖動四軸機體，觀察上位機數(shù)據(jù)曲線與姿態(tài)演示立方塊。

圖中①和②為直接由加速度計算出的俯仰與橫滾角，③和④為姿態(tài)解算后的姿態(tài)角，可明顯看出直接由加速度計算出的姿態(tài)角噪聲大，不平滑，不能真實反映姿態(tài)角的變化。而由四元數(shù)算法解算后的姿態(tài)角反應(yīng)快，噪聲小，足以滿足控制要求。光觀察曲線并不直觀，還可以觀察上位機中的立方塊，當(dāng)小立方塊的姿態(tài)與四軸機體能夠保持一致變化時說明姿態(tài)解算良好。通過以上手段可知姿態(tài)角解算滿足需求。

圖6 用于演示姿態(tài)的上位機立方塊

4 結(jié) 論

當(dāng)前面的各項調(diào)試都完成了之后，就準備要進行試飛實驗。將4種飛行器放在水平地面上，開始啟動姿態(tài)初始化程序，聽到電調(diào)提示音后，緩慢增加油門，螺旋槳轉(zhuǎn)速上升，將飛機拉離地面。由實際情況可看出當(dāng)姿態(tài)發(fā)生傾斜時，姿態(tài)解算及PID控制能夠及時調(diào)整電機轉(zhuǎn)速，穩(wěn)定飛行姿態(tài)。飛行器還能根據(jù)遙控指令的變化完成相應(yīng)的動作。本此設(shè)計的四軸飛行器可實現(xiàn)垂直升降的要求，能保持姿態(tài)的穩(wěn)定，機體晃動小，在微風(fēng)的干擾下能夠自動調(diào)整姿態(tài)，確保平穩(wěn)飛行，且系統(tǒng)響應(yīng)快，續(xù)航時間大概在8分鐘。因此本次的設(shè)計是有效的。

[1]全國大學(xué)生電子設(shè)計競賽組委會.全國大學(xué)生電子設(shè)計競賽獲獎作品精選[M].北京：北京理工大學(xué)出版社，2013.

[2]李俊.四軸飛行器的動力學(xué)模型及PID控制[J].遼寧工程技術(shù)大學(xué)學(xué)報：自然科學(xué)版，2012，31（1）：114-117.

[3]岳基隆．微小型四旋翼無人機研究進展及關(guān)鍵技術(shù)淺析[J].電光與控制，20l0，17（10）：46-52.

[4]劉峰，呂強，等．四軸飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計[J].計算機測量與控制，2011，19（3）:583-585.

[5]張東偉，張曉斌，鄭先成.基于MP0566的飛機電源控制器系統(tǒng)設(shè)計[J].機械與電子，2010（6）:84-86.

[6]劉杰.四軸飛行器研究與設(shè)計[D].南京郵電大學(xué)，2013.

[7]解偉，張曉斌，張朋松，等.飛機電源控制器PCU測試儀的設(shè)計與實現(xiàn)[J].計算機測量與控制，2010，18（9）2207-2209.

[8]陸偉男，蔡啟仲，李剛，等.基于四軸飛行器的雙閉環(huán)PID控制[J].科學(xué)技術(shù)與工程，2014，14（33）：127-133.

[9]徐華中，余飛，何家俊，等.卡爾曼濾波在四軸飛行器導(dǎo)航中的應(yīng)用[J].武漢理工大學(xué)學(xué)報，2012，34（3）:265-267.

[10]關(guān)萍萍，翟正軍，姜紅梅，等.基于LabWindows/CVI測控系統(tǒng)通用報表的設(shè)計與實現(xiàn)[J].計算機工程與設(shè)計，2010，31（1）:203-205.

[11]孫驊.基于GPS和AHRS的四軸飛行器懸停算法研究[J].機械科學(xué)與技術(shù)，2013，32（4）：481-487.

[12]王楠楠.不確定非線性系統(tǒng)的輸出反饋控制[D].曲阜:曲阜師范大學(xué)，2010.

[13]王東來，呂強，劉峰，等.小型四軸飛行器動力學(xué)參數(shù)測定方法設(shè)計 [J].科技導(dǎo)報，2011，29（36）：42-45.

[14]成怡，金海林，修春波，等.四軸飛行器組合導(dǎo)航非線性濾波算法[J].計算機應(yīng)用，2014（A01）:341-344.

[15]龐慶霈.四旋翼飛行器設(shè)計與穩(wěn)定控制研究[D].合肥:中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2011.

Four-rotor aircraft platform based on the STM32

YI Fan，DENG Fang，ZHANG Pei-jian，TENG Xuan-xuan
（School of Electric and Electronic Engineering ，Wuhan Polytechnic University，Wuhan 430040，China）

This design ，using a STM32F407 as the control core，uses a four-rotor aircraft as the carrier.Hardware consists of flight control circuit，power management，communication module，power system，aircraft frame，cloud deck.In algorithmic concept，the design uses the concise stable quaternion and complementary filter as a gesture decoding algorithm，taking PID as a controller to realize flight adjustments and other functions.The designer possesses qualities of flexible lightsome，ductility，good adaptability.

quad rotor； STM32； strap down inertial navigation； quaternion pose calculation

TN79

：A

：1674－6236（2017）14-0179-04

2016-06-07稿件編號：201606057

易 凡（1995—），男，湖北武漢人。研究方向：信號與信息處理、計算機測控。