時夢瑤，李建奇，黃瑞敏，張 斌，田中杰

（湖南文理學院 電氣與信息工程學院，常德 415000）

四旋翼飛行器設計是一項包含多種交叉學科的尖端技術領域。隨著四旋翼飛行器在軍用、民用和商用領域的應用范圍越來越廣，對四旋翼飛行器在導航系統(tǒng)和視覺定位方面也提出了新的要求，四旋翼飛行器中通過視覺循跡成為當下熱門研究領域之一[1]?；谝曈X循跡是指通過圖像的目標識別與跟蹤技術來獲得目標的空間位置，當四旋翼飛行器在低空飛行時，可通過裝載的攝像頭來獲得實時路徑信息，并通過相應算法，使飛行器在無人干擾的情況下移動到目的地[2-4]。

1 系統(tǒng)總體設計

整個飛行控制系統(tǒng)總體構成，包括飛行器平臺、圖像處理系統(tǒng)、供電電池及電壓轉(zhuǎn)換模塊和無線遙控接收系統(tǒng)。系統(tǒng)的總體設計如圖1所示。

圖1 系統(tǒng)的總體設計Fig.1 Overall design of system

飛行器平臺包括3部分：①微處理器最小系統(tǒng)，用于處理數(shù)據(jù)和協(xié)調(diào)控制；②傳感器模塊，包括九軸姿態(tài)傳感器、高度傳感器，為飛控系統(tǒng)提供機體實時姿態(tài)信息和高度信息；③動力系統(tǒng)，由無刷電調(diào)、無刷電機及螺旋槳組成，電調(diào)接收PWM信號，再驅(qū)動電機帶動螺旋槳轉(zhuǎn)動。圖像處理系統(tǒng)包括從處理器、CMOS攝像頭處理模塊及FIFO組件等3部分。供電電池及電壓轉(zhuǎn)換模塊對整個系統(tǒng)提供3種不同的穩(wěn)定電壓，即11，5，3.3 V。無線遙控接收系統(tǒng)主要對飛行器進行調(diào)試，使飛行器能平穩(wěn)飛行，然后記錄相關數(shù)據(jù)。

2 系統(tǒng)硬件設計

系統(tǒng)硬件主要包括飛行器平臺、動力系統(tǒng)、圖像系統(tǒng)及電源模塊四部分電路[5]。

2.1 飛行器平臺的電路設計

飛行器平臺的電路由微控制器最小系統(tǒng)、九軸姿態(tài)傳感器、超聲波傳感器和動力系統(tǒng)四部分組成。在此，主控制器采用STM32F407系列處理器。該芯片資源豐富，其最小系統(tǒng)包括時鐘電路、復位電路、SWD下載電路和I/O接口等。

九軸姿態(tài)傳感器MPU9150包括三軸陀螺儀、三軸加速計和三軸磁力計，可減少組合陀螺儀與加速計時的軸差現(xiàn)象[6]，同時加入磁力傳感器互補數(shù)據(jù)，以預防歐拉角奇異。此外，陀螺儀具有增強偏置和穩(wěn)定溫度的功能，姿態(tài)檢測模塊如圖2所示。

圖2 姿態(tài)檢測模塊Fig.2 Gesture detection module

高度傳感器運用US-100傳感器，此傳感器有2種工作模式，即利用I/O口傳輸數(shù)據(jù)和利用串口測試數(shù)據(jù)。由于UART模式操作簡便且不會浪費定時器，故釆用UART模式以達到測量高度的目的。

2.2 圖像處理系統(tǒng)的電路設計

圖像處理系統(tǒng)的電路設計由STM32F103最小系統(tǒng)電路和攝像頭處理電路組成，STM32F103相對STM32F407資源稍豐富。攝像頭數(shù)據(jù)采用SCCB總線協(xié)議傳輸，SCCB中文為串行攝像機控制總線，是一種與I2C總線相似且能夠兼容I2C的總線[4]，可以用GPIO直接模擬該總線時序，完成讀寫操作。

3 系統(tǒng)軟件設計

系統(tǒng)軟件設計的核心是主程序設計，具體包括系統(tǒng)初始化程序設計、姿態(tài)解算程序設計、定高程序設計和串級PID控制程序設計等。軟件開發(fā)工具釆用C語言，依靠結構化與模塊化的核心設計思想，從后向前完成軟件設計。

3.1 系統(tǒng)主程序設計

控制系統(tǒng)的核心是主程序，其作用是結合所有驅(qū)動子程序及數(shù)據(jù)處理程序，完成計劃任務。首先，將所有模塊初始化，包含處理器內(nèi)部模塊如中斷設置、系統(tǒng)時鐘等。初始化后，進入系統(tǒng)自檢，自檢通過才能執(zhí)行下面的程序。主函數(shù)功能分為兩部分，一部分是遙控調(diào)試，另一部分是一鍵啟動，這是本系統(tǒng)的主要執(zhí)行方式。當運行任務時，各種傳感器會不斷采集所需要的信息，然后經(jīng)過數(shù)據(jù)融合，再計算控制量，最終得到控制量的輸出。另外運用多種中斷使程序更加穩(wěn)定高效。主程序流程如圖3所示。

圖3 系統(tǒng)總流程Fig.3 System total flow chart

3.2 系統(tǒng)初始化程序設計

系統(tǒng)初始化主要針對外設和控制系統(tǒng)中的其他模塊進行初始化，使之能夠穩(wěn)定正常的工作。在系統(tǒng)中，還需要對MPU9150、攝像頭模塊、滴答定時器和中斷分組進行初始化，因此整個飛控系統(tǒng)還需要設置中斷優(yōu)先級組別。攝像頭模塊的初始化相對復雜，需要設置數(shù)十個寄存器數(shù)值，主要設置圖像的格式、亮度、對比度、分辨率、圖像尺寸等。設計中采用QVAG格式，顏色模式為YUYV，圖像尺寸為320×240。

3.3 姿態(tài)解算程序設計

消除誤差的方法有互補濾波法、姿態(tài)插值法、卡爾曼濾波法等，其中互補濾波法最常見。描述姿態(tài)的方法有歐拉角、四元數(shù)、方向余旋矩陣等，其中四元數(shù)方法運算量最小且應用廣泛，故選用四元數(shù)描述姿態(tài)。

設計姿態(tài)解算程序時，采用定時器中斷的方式以確保采樣頻率固定。采樣頻率為500 Hz，即每2 ms讀取1次傳感器數(shù)據(jù)，將得到的數(shù)據(jù)進行滑動平均濾波處理，再與陀螺儀和加速度計的數(shù)據(jù)混合，最終采用四元數(shù)法解算出實時信息[7]。另外，偏航角的解算通過磁阻傳感器數(shù)據(jù)來調(diào)整，解決了飛機自我旋轉(zhuǎn)和漂移等現(xiàn)象，最后獲取到較好的姿態(tài)信息[8]。

3.4 定高程序設計

超聲波傳感器的數(shù)據(jù)讀取采用串口中斷的方法，串行口收到1個字節(jié)的數(shù)據(jù)就產(chǎn)生1次中斷。其具體流如下：先發(fā)出觸發(fā)指令0x55，等待串行口中斷，發(fā)生中斷時，需判斷收到數(shù)據(jù)的容量大小。如果為高字節(jié)，需要等待下次中斷來臨，反之則將上次中斷接收的高字節(jié)數(shù)據(jù)與本次低字節(jié)數(shù)據(jù)相融合，獲得所測量的高度。定高控制算法采用的是位置式PID控制，最后定高控制輸出與姿態(tài)控制輸出疊加到4個電機控制中。

在進行基本的姿態(tài)控制后，飛行器能夠完成基本起飛任務，再進行高度控制，即控制地理坐標系中的Z軸。在此控制中，為使數(shù)據(jù)更加可靠穩(wěn)定，采用超聲波的融合數(shù)，檢測到飛行器的實際高度數(shù)據(jù)后，與期望高度進行比較，得出偏差，然后用PID控制器修正偏差。也可采用串級PID控制器，外環(huán)為高度，內(nèi)環(huán)為上升速度。

3.5 串級PID控制的程序設計

針對飛行器的非線性，該控制系統(tǒng)選用角度外環(huán)PID和角速度內(nèi)環(huán)PID的串級PID控制器，其內(nèi)環(huán)控制回路是角度環(huán)與角速度環(huán)相結合。對干擾的反應靈敏且具有抑制作用[9]及提高系統(tǒng)魯棒性，是角速度閉環(huán)控制的優(yōu)點，通常也稱增穩(wěn)環(huán)節(jié)[10]。四旋翼飛行器串級PID的流程如圖4所示。

圖4 串級PID流程Fig.4 Cascade PID flow chart

3.6 主控與協(xié)控的通信協(xié)議

圖像處理系統(tǒng)往飛行控制處理系統(tǒng)發(fā)送的數(shù)據(jù)中，有飛行器離目標X軸偏差、飛行器離目標Y軸偏差、飛行降落標志位，然而圖像處理系統(tǒng)與飛行處理系之間通過串口通信，單一地發(fā)送數(shù)據(jù)使得飛行控制系不能正確地收到數(shù)據(jù)。因此，圖像處理系統(tǒng)與飛行控制處理系統(tǒng)之間需要通信協(xié)議，圖像處理系統(tǒng)采用這一協(xié)議發(fā)送數(shù)據(jù)，飛行控制系統(tǒng)按這一通信協(xié)議解析數(shù)據(jù)，使得圖像處理系統(tǒng)與飛行控制系統(tǒng)可以正常收發(fā)數(shù)據(jù)。通信采用RS232串口通信，通信的幀格式見表1。

表1 通信的幀協(xié)議Tab.1 Communication frame protocol

4 視覺尋跡算法的設計與實現(xiàn)

通過采集攝像頭傳感器對路徑的圖像信息，結合預處理和中心線提取，確定黑線位置，再通過視覺導航建立飛行器在水平面上的相對位置，最后通過位置控制得到需要補償?shù)淖藨B(tài)角，可方便調(diào)節(jié)飛行時對照線路的偏差，使飛行器在尋跡飛行時可準確按照飛行線路飛行。

4.1 圖像采集原理

圖像時序如圖5所示。VSYN為2個正脈沖之間的時間，為一個完整圖像；HREF為掃描該圖像中各行像素的時間，高電平時為有效時間；PCLK表示同步信號由有效像素值提供，高電平時輸出有效圖像數(shù)據(jù)。若當前圖像窗口大小為320×240，則在2個正脈沖之間有240個HREF的正脈沖，即240行；在每個HREF正脈沖期間有320個PCLK正脈沖，即每行320個像素[5]。

圖5 圖像的時序圖Fig.5 Timing diagram of image

4.2 圖像的預處理

通常，機載攝像頭獲取圖像會受到無人機的振動、環(huán)境因素的影響，存在噪聲干擾、失真等問題，使圖像質(zhì)量明顯下降。為了提高圖像的精度，在提取目標圖像的特征前，必須采取一定措施用于降低干擾的影響，以方便后續(xù)處理如圖像灰度與二值化和濾波。

4.3 賽道提取算法

路徑識別系統(tǒng)中重要的環(huán)節(jié)是提取黑線中心部分，根據(jù)系統(tǒng)特性，采用中心線提取法來提取路徑。具體過程是：先判斷每行的起始點是否為黑點，若不是則對白點計數(shù)（設計數(shù)為x），當為連續(xù)黑點時計黑點個數(shù)（設計數(shù)為y），再次為白點時退出計數(shù)，這時黑線中心位于第（x+y/2）列；若起始點為黑點，且不連續(xù)，則對黑點計數(shù)（設計數(shù)為b），當遇到連續(xù)白點后退出計數(shù)，此時黑線中心位于第（b/2）列。最后，將得到的所有中心位置，按順序儲存在數(shù)組中[5]。雖然已去除噪音，但仍有干擾會使某些黑線中心位置產(chǎn)生誤差，為此需要在產(chǎn)生誤差的地方做差值處理，則黑線中心值即為前后2行的平均值[7]。

4.4 視覺導航

為準確描述四旋翼飛行器的空間運動狀態(tài)信息，需定義以下坐標系[11]：

攝像頭坐標系Γc在機身下方安裝攝像頭，設光心與飛機質(zhì)心重合，坐標系的原點Oc為光心，Zc軸為光軸，Xc軸和Yc軸為2條垂邊，分別與圖像平面平行[11]。

圖像坐標系xOy攝像頭成像原理與小孔成像原理相似，會產(chǎn)生跑道軌跡與所投影的圖像分別在攝像頭光心的兩側且圖像倒立等現(xiàn)象，故設成像平面在攝像頭的光心和跑道之間[11]。

像素坐標系uO′v坐標單位為像素，坐標系原點O′位于圖像的左上角，u軸和v軸分別平行于圖像坐標的x軸和y軸[11]。

由于QUAV屬于低空低速飛行狀態(tài)，攝像頭的焦距遠小于跑道軌跡到攝像頭光心的距離，因此攝像頭成像可認為是小孔成像原理[11]，其模型如圖6所示。

圖6 機體坐標與攝像頭坐標系的轉(zhuǎn)換關系和透視投影模型Fig.6 Transforming relation and perspective projection model between body coordinate and camera coordinate system

飛行器通過攝像頭識別跑道軌跡信息時，提取圖像特征后，當跑道路線中心線上中心點的投影點P，與機體質(zhì)心投影點O位于同一點時，說明飛行器正好在跑道路線上方飛行；未重合則說明飛行器與跑道路線有偏差，需調(diào)節(jié)位置偏差[11]，由此奠定四旋翼循跡自主飛行基礎并提供位移控制量[5-11]。

4.5 位置控制

設軌跡中心線上的中心點在地面坐標系下的坐標為［xd，yd，0］T， 圖像坐標系的原點為機體質(zhì)心在圖像上的投影點，設其坐標為y0-y1分別為飛行器相對于軌跡的左右位移差、距離位移差；x0-xi，y0-yi分別為飛行器左右、前后平移速度誤差。設z0為目標飛行高度，飛機飛行過程中超聲波測量高度為zi，則高度誤差為z0-z1[11-12]。

5 系統(tǒng)測試與分析

定高控制PID的參數(shù)調(diào)試，可以先根據(jù)控制輸出的PWM值和高度數(shù)據(jù)的計算，把4個軸綁住大致確定出參數(shù)，再根據(jù)實際飛行效果最后確定出參數(shù)。定高控制的積分需要限幅，否則會導致積分誤差越來越大，使飛行器越飛越高，積分限幅的大小由四軸飛行器本身的重力決定。四軸飛行器定高控制高度數(shù)據(jù)波形如圖7所示。

圖7 四軸飛行器定高調(diào)試Fig.7 Fixed altitude adjustment of four axis rotorcraft

利用keil5實現(xiàn)在線調(diào)試，如圖8所示，RC_Pwm_In 的［0］—［3］分別為 ROLL，PITCH，THR（油門）及 YAW 的實際值，Distance［2］為超聲波的高度值，291為超聲波的測量高度 29.1 cm；Roll，Pitch及Yaw為陀螺儀解算出來的當前姿態(tài)角。黑線正中間是160，即飛行器處于正中間。OV7670的分辨率為320×240，所以0代表最左端，319代表最右端。

四旋翼飛行器自主飛行的試驗效果如圖9所示，懸停效果如圖10所示。

圖8 飛控平臺的整體調(diào)試Fig.8 Overall debugging of the flight control platform

圖9 實際飛行調(diào)試Fig.9 Actual flight debugging

圖10 懸停效果測試Fig.10 Hover effects test

6 結語

對四旋翼飛行器進行了軟硬件設計，在飛控平臺上開展了自主尋跡飛行的研究與設計。通過超聲波傳感器進行高度采集，經(jīng)過高度PID進行高度的定位；通過姿態(tài)測量傳感器進行姿態(tài)分析，再通過姿態(tài)解算進行平衡調(diào)整；通過中心線提取法對黑線路徑進行了提取，通過視覺導航得出了飛行的實際位置，再通過循跡算法得出了相應控制量再融入姿態(tài)數(shù)據(jù)進行結算，便于與位置控制器解得到的結果作差，提高了調(diào)節(jié)實際飛行軌跡與跑道軌跡偏差的靈敏性，使四旋翼飛行器在自主尋跡飛行時能準確按照跑道軌跡飛行，如果飛行過程中出現(xiàn)位置偏差，可及時調(diào)整好飛行方向。

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