楊則允 李猛 張全

摘 要：四旋翼無(wú)人機(jī)是一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、操作靈活的垂直起降無(wú)人機(jī)。首先分析了四旋翼無(wú)人機(jī)的基本運(yùn)動(dòng)原理，然后以APM飛控計(jì)算機(jī)為核心，結(jié)合GPS定位芯片、陀螺儀、加速度計(jì)、航向計(jì)、無(wú)線數(shù)據(jù)電臺(tái)等裝置，進(jìn)行了微型四旋翼無(wú)人機(jī)的系統(tǒng)集成。分析了包括位置回路和姿態(tài)回路的雙閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)的四旋翼無(wú)人機(jī)的控制邏輯與控制規(guī)律。在進(jìn)行傳感器標(biāo)定、參數(shù)整定等工作的基礎(chǔ)上，對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行了綜合調(diào)試。最終實(shí)現(xiàn)了無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定可靠飛行，具有良好的姿態(tài)控制、軌跡控制能力，各項(xiàng)性能指標(biāo)符合設(shè)計(jì)要求。

關(guān)鍵詞：四旋翼無(wú)人機(jī)；PID控制；飛行控制；姿態(tài)控制；軌跡控制

中圖分類號(hào)：V279 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2018）34-0105-03

Abstract： The four-rotor unmanned aerial vehicle（UAV） is a kind of vertical take-off and landing UAV with simple structure and flexible operation. In this paper， the basic principle of motion of the four-rotor UAV is analyzed， then the APM flight control computer is used as the core， and the GPS positioning chip， gyroscope， accelerometer， heading meter， wireless data radio and other devices are combined. The system integration of micro quad-rotor unmanned aerial vehicle （UAV） is carried out. The control logic and control law of the four-rotor unmanned aerial vehicle （UAV） with double closed-loop control structure including position loop and attitude loop are analyzed. On the basis of sensor calibration and parameter tuning， the UAV is comprehensively debugged. Finally， the UAV can fly stably and reliably， and it has good attitude control and trajectory control ability， and all the performance indexes meet the requirements of design.

Keywords： four rotor UAV； PID control； flight control； attitude control； trajectory control

1 概述

四旋翼無(wú)人機(jī)是一種非共軸、多旋翼式無(wú)人機(jī)，改變四個(gè)旋翼產(chǎn)生的升力大小就可以實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定及飛行控制，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，體積較小，且飛行平穩(wěn)、隱蔽性好，可用于救援搜索、偵查監(jiān)控、探查航拍等任務(wù)，具有重要的研究?jī)r(jià)值和廣闊的應(yīng)用前景[1]。

四旋翼無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)研制是集諸多學(xué)科于一體的綜合科學(xué)技術(shù)問(wèn)題，涵蓋了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、動(dòng)力與能源控制、導(dǎo)航通信、微機(jī)電、傳感器等專業(yè)技術(shù)領(lǐng)域[2]。四旋翼無(wú)人機(jī)是一個(gè)高度非線性，多變量的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，用四個(gè)輸入量控制六個(gè)自由度輸出，因此它的輸出量之間具有高度耦合的特性，任意一個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速的改變將至少影響三個(gè)自由度的改變。這給四旋翼無(wú)人機(jī)的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來(lái)許多困難[3，4]。

2 控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)

2.1 飛行原理

四旋翼無(wú)人機(jī)采用剛性的十字形機(jī)架，機(jī)架末端各有一個(gè)獨(dú)立的電機(jī)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，圖1中，一對(duì)電機(jī)順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，另一對(duì)電機(jī)逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，以平衡其對(duì)機(jī)身的反扭矩，改變某一個(gè)旋翼的速度，飛行器會(huì)產(chǎn)生相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)。四旋翼無(wú)人機(jī)在空間中具備的四種基本運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。

2.1.1 垂向飛行

同時(shí)增加四個(gè)電機(jī)的輸出功率，旋翼轉(zhuǎn)速增加，總升力增大，無(wú)人機(jī)便垂直上升；反之，同時(shí)減小四個(gè)電機(jī)的輸出功率，則無(wú)人機(jī)則垂直下降，實(shí)現(xiàn)了沿z軸的垂直運(yùn)動(dòng)。當(dāng)旋翼產(chǎn)生的升力等于無(wú)人機(jī)的自重時(shí)，無(wú)人機(jī)便保持懸停狀態(tài)。保證四個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速同步增加或減小是垂直運(yùn)動(dòng)的關(guān)鍵。

2.1.2 橫向或縱向飛行

實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)在水平面內(nèi)橫向、縱向的運(yùn)動(dòng)，必須在水平面內(nèi)對(duì)無(wú)人機(jī)施加一定的力。由于結(jié)構(gòu)對(duì)稱，所以橫向飛行的工作原理與縱向運(yùn)動(dòng)完全一樣。

在圖1中，增加電機(jī)3轉(zhuǎn)速，使升力增大，相應(yīng)減小電機(jī)1轉(zhuǎn)速，使升力減小，同時(shí)保持其它兩個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不變，反扭矩仍然保持平衡。無(wú)人機(jī)首先發(fā)生一定程度的傾斜，從而使旋翼升力產(chǎn)生水平分量，因此可以實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的前飛運(yùn)動(dòng)。

2.1.3 偏航轉(zhuǎn)動(dòng)

偏航運(yùn)動(dòng)是借助旋翼產(chǎn)生的反扭矩來(lái)實(shí)現(xiàn)。旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中由于空氣阻力作用會(huì)形成與轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的扭矩，反扭矩的大小與旋翼轉(zhuǎn)速有關(guān)，當(dāng)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速相同時(shí)，四個(gè)旋翼產(chǎn)生的反扭矩相互平衡，四旋翼無(wú)人機(jī)不發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)；當(dāng)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不完全相同時(shí)，不平衡的反扭矩會(huì)引起四旋翼無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)。

2.2 系統(tǒng)構(gòu)成

四旋翼無(wú)人機(jī)采用十字形機(jī)身，以嵌入式控制器作為飛控系統(tǒng)的核心，以直流電機(jī)作為旋翼驅(qū)動(dòng)裝置，同時(shí)包括GPS、陀螺、加速度計(jì)、航向計(jì)等必要的傳感器。無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)總體由電源模塊、機(jī)載飛控模塊、電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊、通信模塊和導(dǎo)航模塊五個(gè)部分組成，如圖2所示。五個(gè)組成部分相互協(xié)作，共同作用，實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的飛行與控制。

2.2.1 APM飛行控制模塊

APM控制器是一個(gè)開(kāi)源的飛控系統(tǒng)，能夠支持固定翼無(wú)人機(jī)，3軸，4軸，6軸無(wú)人機(jī)，主要結(jié)構(gòu)包括飛控主芯片Atmega1280/2560，PPM解碼芯片Atmega168/328負(fù)責(zé)監(jiān)視模式通道的pwm信號(hào)監(jiān)測(cè)，以便在手動(dòng)模式和其他模式之間進(jìn)行切換。同時(shí)APM飛控機(jī)可擴(kuò)展接入無(wú)線電臺(tái)、GPS導(dǎo)航儀，帶有I2C總線接口。

2.2.2 電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊

選用直流電機(jī)作為旋翼驅(qū)動(dòng)電機(jī)，通過(guò)調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速而改變旋翼升力。直流電機(jī)型號(hào)為新西達(dá)a2212-13 KV980，外形尺寸27.8*27mm，重量48g，輸出軸徑3mm，額定參數(shù)11V，13.1A，7630r/m，推力780g。

2.2.3 通信接收器

對(duì)本無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)采用兩種無(wú)線通訊模式，分別是使用遙控器控制和使用數(shù)傳電臺(tái)進(jìn)行遙控遙測(cè)。地面測(cè)控系統(tǒng)在上位機(jī)中使用APM 任務(wù)規(guī)劃器監(jiān)控?zé)o人機(jī)。

2.2.4 導(dǎo)航模塊

四旋翼無(wú)人機(jī)的導(dǎo)航模塊包括GPS、磁航向計(jì)、慣性測(cè)量單元。慣性測(cè)量單元指陀螺儀和三軸加速度計(jì)，可配合三軸磁力計(jì)或GPS測(cè)得方向數(shù)據(jù)進(jìn)行校正，計(jì)算出飛機(jī)姿態(tài)。APM集成的慣性測(cè)量系統(tǒng)為六軸數(shù)字傳感器MPU6000、磁航向計(jì)為霍尼韋爾的HMC5843/5883，空速計(jì)為MPXV7002模塊空速計(jì)，GPS導(dǎo)航模塊選用Lea-6h，測(cè)量飛機(jī)當(dāng)前的經(jīng)緯度，高度，地速等信息。

2.3 軟件實(shí)現(xiàn)

采用APM任務(wù)規(guī)劃器作為上位機(jī)軟件，可以使用Google Maps進(jìn)行即點(diǎn)即得的航點(diǎn)輸入，能夠從下拉菜單中選擇任務(wù)指令，下載任務(wù)日志文件并分析，配置機(jī)載的APM控制器。

APM飛控軟件采用Arduino語(yǔ)言，提供包括十字形、X型四旋翼機(jī)在內(nèi)的多種機(jī)型的控制程序，通過(guò)上位機(jī)軟件APM mission planner將對(duì)應(yīng)的程序按自己的需求進(jìn)行修改，然后導(dǎo)入飛控計(jì)算機(jī)。

四旋翼無(wú)人機(jī)的控制系統(tǒng)包括位置控制回路和姿態(tài)控制回路。位置回路控制通過(guò)飛機(jī)的當(dāng)前位置坐標(biāo)與給定位置坐標(biāo)的偏差，經(jīng)過(guò)PID控制律結(jié)算得到飛機(jī)期望的俯仰角、油門(mén)和橫滾角，作為姿態(tài)回路的給定輸入。姿態(tài)控制依據(jù)給定的俯仰角、油門(mén)、橫滾角，結(jié)合飛機(jī)當(dāng)前的姿態(tài)結(jié)算出合適的電機(jī)控制量，使飛機(jī)保持期望的飛行姿態(tài)。

四旋翼飛機(jī)在搭載apm控制系統(tǒng)后，通過(guò)數(shù)傳模塊與地面站連接，并可以對(duì)各傳感器參數(shù)進(jìn)行校準(zhǔn)、PID參數(shù)整定，以及給無(wú)人機(jī)設(shè)定飛行任務(wù)。

3 調(diào)試與飛行試驗(yàn)

由于APM飛控計(jì)算機(jī)集成了許多種機(jī)型，以及自穩(wěn)定、定高、定點(diǎn)等多種控制模式。在不同模式下所使用的控制結(jié)構(gòu)雖然相同，但選用的PID參數(shù)值是不同的，因此需整定控制器參數(shù)，才能使無(wú)人機(jī)達(dá)到良好的控制效果[5]。

3.1 控制參數(shù)設(shè)計(jì)

3.1.1 傳感器校準(zhǔn)

在系統(tǒng)調(diào)試過(guò)程中，首先對(duì)無(wú)人機(jī)的各種傳感器進(jìn)行校準(zhǔn)標(biāo)定，在APM任務(wù)規(guī)劃器之中，可直接通過(guò)界面設(shè)置修改參數(shù)，完成加速度計(jì)，陀螺儀，電子調(diào)速器，遙控器等裝置的校準(zhǔn)標(biāo)定工作。

3.1.2 遙控器與電子調(diào)速器校準(zhǔn)

在控制四旋翼無(wú)人機(jī)時(shí)，需使用遙控器的固定翼飛行模式，需要使用到其中的7個(gè)數(shù)據(jù)通道，分別定義如下：

通道1：低=滾轉(zhuǎn)向左，高=滾轉(zhuǎn)向右。

通道2：低=俯仰向前，高=俯仰向后。

通道3：低=油門(mén)減，高=油門(mén)加。

通道4：低=航向向左，高=航向向右。

通道5：飛行模式控制。

通道6：飛行中調(diào)試。

通道7：控制輔助功能。

3.1.3 參數(shù)整定

位置控制回路中，RATE_RLL_P和RATE_PIT_P分別是x軸和y軸的比例系數(shù)，默認(rèn)值是0.14。根據(jù)飛機(jī)重量和動(dòng)力的不同，這兩個(gè)參數(shù)將會(huì)發(fā)生一些變化。在調(diào)試過(guò)程中，飛機(jī)劇烈震蕩，降低這兩個(gè)比例系數(shù)將會(huì)有非常明顯的效果，但如果比例系數(shù)過(guò)小，會(huì)使得響應(yīng)過(guò)程變的十分緩慢。兩個(gè)閉環(huán)回路中的積分時(shí)間初始設(shè)置為0。積分環(huán)節(jié)可以用于降低飛行控制系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差。微分時(shí)間RATE_RLL_D和RATE_PIT_D的初始值為0.0025，微分環(huán)節(jié)可減小系統(tǒng)超調(diào)量，提升響應(yīng)速度。

3.2 飛行驗(yàn)證

四旋翼無(wú)人機(jī)安裝完成以后，經(jīng)過(guò)傳感器標(biāo)定、參數(shù)調(diào)整及多次調(diào)試以后，進(jìn)行了多種模式下的飛行測(cè)試。

3.2.1 遙控器控制

使用遙控器來(lái)控制無(wú)人機(jī)進(jìn)行實(shí)際飛行，通過(guò)上位機(jī)軟件，可以看到無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)狀態(tài)，以及遙控器的輸入與電機(jī)輸出的對(duì)應(yīng)狀態(tài)。

3.2.2 地面站控制

在不使用遙控器的情況下，可以利用地面站實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的飛行控制。在這種情況下需要通過(guò)地面站測(cè)控軟件預(yù)先設(shè)定飛行任務(wù)。通過(guò)無(wú)線數(shù)傳電臺(tái)在四旋翼無(wú)人機(jī)與地面站之間建立數(shù)據(jù)鏈路。APM任務(wù)規(guī)劃器可顯示飛機(jī)的姿態(tài)、高度、對(duì)地速度、對(duì)空速度、遙控輸入量、傳感器實(shí)時(shí)狀態(tài)等信息。

4 結(jié)束語(yǔ)

四旋翼無(wú)人機(jī)在軍事和民用方面都有廣闊的應(yīng)用前景。本文首先分析了四旋翼無(wú)人機(jī)飛行原理和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，然后進(jìn)行了以APM飛控機(jī)為核心的四旋翼控制系統(tǒng)集成設(shè)計(jì)，以及參數(shù)整定和調(diào)試工作。包括硬件系統(tǒng)選型，控制邏輯與控制律分析設(shè)計(jì)，控制軟件的實(shí)現(xiàn)與調(diào)試，傳感器標(biāo)定，控制參數(shù)整定等內(nèi)容，最后通過(guò)實(shí)際的飛行測(cè)試對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)的性能進(jìn)行了驗(yàn)證。

參考文獻(xiàn)：

[1]周建軍，陳趨，崔麥金.無(wú)人機(jī)的發(fā)展及其軍事應(yīng)用[J].航空科學(xué)技術(shù)，2003，1：38-40.

[2]陳巍.無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2004.

[3]程廣明.四旋翼無(wú)人機(jī)的建模與飛行控制研究[D].哈爾濱：哈爾濱理工大學(xué).

[4]劉偉.四旋翼無(wú)人飛行器設(shè)計(jì)與實(shí)驗(yàn)研究[D].哈爾濱：哈爾濱工程大學(xué)，2011.

[5]康日暉，馬 ，賈華宇.自適應(yīng)粒子群在四旋翼PID參數(shù)優(yōu)化中的應(yīng)用[J].2018，35（3）：29-33.