陳璽光 王爾申 ?任 旭舒皖森吳黎艷徐 嵩張樹寧馬毓徽

(1.遼寧通用航空研究院，遼寧 沈陽 110136；2.沈陽航空航天大學(xué)電子信息工程學(xué)院，遼寧 沈陽 110136；3.沈陽航空航天大學(xué)信息網(wǎng)絡(luò)中心，遼寧 沈陽 110136；4.沈陽航空航天大學(xué)民用航空學(xué)院，遼寧 沈陽 110136；5.沈陽航空航天大學(xué)創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)學(xué)院，遼寧 沈陽 110136)

近年來，無人機(jī)廣泛應(yīng)用于民用和軍事領(lǐng)域[1]。其中，四旋翼是一種蝶形飛行器[2]，被應(yīng)用于多個(gè)領(lǐng)域，如航拍、植保、運(yùn)輸、安防等[3－6]。無人機(jī)控制系統(tǒng)主要由陀螺儀、加速計(jì)、氣壓傳感器、超聲波傳感器、光流傳感器、衛(wèi)星導(dǎo)航模塊以及控制電路等組成[7]。隨著我國北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的全球組網(wǎng)建設(shè)完成，北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)可為各類載體提供全球時(shí)空重要信息[8－9]。在無人機(jī)導(dǎo)航定位中，北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)可以為其提供精確的位置、速度等飛行狀態(tài)信息[10]。文獻(xiàn)[11]研究了基于DSP 微處理器的無人機(jī)飛控系統(tǒng)，文獻(xiàn)[12]研究了基于最簡(jiǎn)控制系統(tǒng)的無人機(jī)設(shè)計(jì)，采用了MPU6050 模塊[13]，相對(duì)于多傳感器融合，它減少了占用空間，還消除了組合陀螺儀和加速度時(shí)間軸之差的問題[14]。

本文基于北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)計(jì)了小型無人機(jī)系統(tǒng)，研究北斗衛(wèi)星導(dǎo)航時(shí)空信息協(xié)議和其他傳感器的接口，并通過控制器采集狀態(tài)信息進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對(duì)無人機(jī)的飛行控制。相對(duì)于現(xiàn)有的無人機(jī)來說，具有體積小、集成度高等優(yōu)點(diǎn)。融入了北斗導(dǎo)航定位技術(shù)，對(duì)于遠(yuǎn)程無人機(jī)導(dǎo)航功能設(shè)計(jì)具有一定的參考意義。

1 無人機(jī)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

無人機(jī)系統(tǒng)由無人機(jī)硬件系統(tǒng)、遙控器和上位機(jī)等三部分構(gòu)成。無人機(jī)與遙控器和上位機(jī)之間采用無線模塊進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸。無人機(jī)系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)框圖如圖1 所示。

圖1 無人機(jī)系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)框圖

從圖1 中可以看出，無人機(jī)硬件系統(tǒng)包含機(jī)械、電控等部分。其中機(jī)械硬件采用4 個(gè)820 電機(jī)和1 個(gè)1S電池作為動(dòng)力來源，槳葉為一對(duì)正槳和一對(duì)反槳；電控硬件包含最小系統(tǒng)和傳感器模塊，分別為STM32 飛控板、陀螺儀、北斗模塊、磁羅盤、氣壓計(jì)和無線模塊；無人機(jī)軟件系統(tǒng)采用串級(jí)PID 作為控制算法，還包含傳感器數(shù)據(jù)獲取、電量檢測(cè)和雙向通信等軟件。

遙控器包含硬件和軟件，硬件主要模塊有無線模塊、STM32 最小系統(tǒng)、搖桿、開關(guān)、顯示屏和電池；軟件系統(tǒng)主要包括無人機(jī)通信、搖桿A/D 轉(zhuǎn)換、按鍵狀態(tài)讀取、顯示屏顯示和電量檢測(cè)等程序。

上位機(jī)包含多個(gè)功能模塊，分別為數(shù)據(jù)接收、數(shù)據(jù)顯示、數(shù)據(jù)曲線繪制和調(diào)參等模塊。

2 無人機(jī)系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

無人機(jī)系統(tǒng)的軟件設(shè)計(jì)包括無人機(jī)軟件設(shè)計(jì)、遙控器軟件設(shè)計(jì)和上位機(jī)軟件設(shè)計(jì)。其中無人機(jī)軟件設(shè)計(jì)又分為姿態(tài)模式軟件設(shè)計(jì)和定高定點(diǎn)模式軟件設(shè)計(jì)。

無人機(jī)飛行控制均在定時(shí)器中斷中進(jìn)行執(zhí)行。對(duì)于姿態(tài)控制，其流程如圖2(a)所示，首先獲取MPU6050 的角度和角速度數(shù)據(jù)，然后接收遙控器的控制數(shù)據(jù)，采用控制算法計(jì)算輸入到電機(jī)的控制量，最后控制電機(jī)驅(qū)動(dòng)。

圖2 無人機(jī)飛行控制程序流程圖

對(duì)于定高、定點(diǎn)控制，其流程如圖2(b)所示，增加了經(jīng)、緯、高度數(shù)據(jù)的獲取，經(jīng)、緯度數(shù)據(jù)由北斗模塊獲取，高度數(shù)據(jù)由氣壓計(jì)PL06 獲取，偏航角數(shù)據(jù)由磁羅盤獲取。其中氣壓計(jì)和磁羅盤采用軟件模擬IIC 接口協(xié)議，由輸出數(shù)據(jù)計(jì)算高度和方位角。北斗模塊采用NMEA0183 協(xié)議輸出數(shù)據(jù)，STM32 微控制器從中獲取需要的經(jīng)緯度、速度、航向角等數(shù)據(jù)?？刂扑惴ㄖ?，對(duì)于定高控制，由高度及其反饋構(gòu)建PID 閉環(huán)控制系統(tǒng)，將定高系統(tǒng)的輸出與遙控器油門的信號(hào)疊加，其中遙控器油門大于一定數(shù)值后才可以啟動(dòng)定高控制。

3 PID 控制算法

目前大多數(shù)低成本四旋翼無人機(jī)的控制方法均采用經(jīng)典PID 法。文中采用串級(jí)PID 控制算法構(gòu)建閉環(huán)控制系統(tǒng)對(duì)四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行控制，分別包含姿態(tài)控制、定高控制和定點(diǎn)控制。

3.1 姿態(tài)控制算法

通過牛頓運(yùn)動(dòng)定律建立無人機(jī)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)模型，并構(gòu)建串級(jí)PID 控制，可得到如圖3 所示的無人機(jī)系統(tǒng)姿態(tài)控制框圖。

圖3 無人機(jī)系統(tǒng)姿態(tài)控制框圖

在圖3 中，α為無人機(jī)橫滾角，Lx為升力作用點(diǎn)到機(jī)體坐標(biāo)系YOZ面的距離，Iy為無人機(jī)繞Y軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；β為無人機(jī)俯仰角，Ly為升力作用點(diǎn)到機(jī)體坐標(biāo)系XOZ面的距離，Ix為無人機(jī)繞X軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；γ為無人機(jī)偏航角，Iz為無人機(jī)繞Z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。其中a、b、c為系數(shù)，其值如式(1)、(2)、(3)所示。

式中:km為比例系數(shù)；k阻為比例系數(shù)，阻力矩與轉(zhuǎn)速近似為線性關(guān)系；k升為比例系數(shù)，升力與轉(zhuǎn)速近似為線性關(guān)系；Im為電機(jī)繞軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

3.2 運(yùn)動(dòng)控制設(shè)計(jì)

3.2.1 定高控制算法研究

通過氣壓計(jì)獲得無人機(jī)的高度數(shù)據(jù)，并通過差分計(jì)算得到高度方向的速度。以高度和高度方向的速度構(gòu)建串級(jí)PID 控制系統(tǒng)對(duì)高度進(jìn)行控制，推導(dǎo)出其運(yùn)動(dòng)方程如式(4)、式(5)所示。

式中:Z為無人機(jī)在東北天坐標(biāo)系下的高度，F(xiàn)升為單個(gè)電機(jī)帶槳系統(tǒng)的升力，m為無人機(jī)的質(zhì)量，θ為無人機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系XOY面與水平面的夾角，g為重力加速度，α為無人機(jī)橫滾角，β為無人機(jī)俯仰角。

由泰勒公式對(duì)式(4)、式(5)進(jìn)行簡(jiǎn)化，對(duì)于重力的影響，采用一定數(shù)值的油門進(jìn)行抵消，然后進(jìn)行拉氏變換，得到其傳遞函數(shù)如式(6)所示。

根據(jù)式(6)構(gòu)建出其控制框圖如圖4 所示。

圖4 無人機(jī)定高控制框圖

3.2.2 定點(diǎn)控制算法研究

通過北斗模塊獲取經(jīng)緯度信息，再將目標(biāo)位置坐標(biāo)通過磁羅盤獲取得到的方位角轉(zhuǎn)化為機(jī)體坐標(biāo)系下的坐標(biāo)，并以此作為位置控制的輸入，構(gòu)建PID控制環(huán)，然后對(duì)坐標(biāo)進(jìn)行差分得到速度反饋，位置環(huán)的輸出作為速度環(huán)的輸入，速度環(huán)的輸出則作為姿態(tài)控制的輸入，構(gòu)建出四級(jí)串級(jí)控制。東北天坐標(biāo)系位置坐標(biāo)轉(zhuǎn)化為機(jī)體坐標(biāo)系的結(jié)構(gòu)圖如圖5所示。

圖5 坐標(biāo)變換結(jié)構(gòu)圖

在圖5 中，A點(diǎn)坐標(biāo)為無人機(jī)在東北天坐標(biāo)系下的坐標(biāo)，由北斗模塊獲得，B點(diǎn)坐標(biāo)為無人機(jī)在東北天坐標(biāo)系下的目標(biāo)位置坐標(biāo)，角c為航向角，由磁羅盤獲得，角d為向量AB與機(jī)體坐標(biāo)系Y軸夾角，角e為向量AB與東北天坐標(biāo)系正北方向夾角，X機(jī)、Y機(jī)表示無人機(jī)目標(biāo)位置在機(jī)體坐標(biāo)系下的坐標(biāo)，也就是需要計(jì)算獲得的量。東北天坐標(biāo)系位置坐標(biāo)轉(zhuǎn)化為機(jī)體坐標(biāo)系坐標(biāo)的公式如式(7)～ 式(10)所示。

首先推導(dǎo)出其運(yùn)動(dòng)方程，并采用泰勒公式進(jìn)行簡(jiǎn)化，然后進(jìn)行拉氏變換得到其傳遞函數(shù)如式(11)、式(12)所示。

式中:F1、F2、F3、F4為無人機(jī)4 軸運(yùn)動(dòng)的拉氏變換的傳遞函數(shù)。

4 測(cè)試結(jié)果與分析

采用MATLAB 分別對(duì)無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)、定高控制系統(tǒng)和定點(diǎn)控制系統(tǒng)進(jìn)行仿真。并對(duì)無人機(jī)姿態(tài)控制進(jìn)行實(shí)際測(cè)試。

4.1 姿態(tài)控制算法

對(duì)于無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)，設(shè)置參數(shù)為:a＝1、b＝5、c＝1、Lx＝Ly＝1、Ix＝Iy＝10、Iz＝4。

對(duì)于橫滾角和偏航角，設(shè)置目標(biāo)角度為10°，初始角度為0°，測(cè)試其零狀態(tài)響應(yīng)；對(duì)于俯仰角，設(shè)置目標(biāo)角度為0°，初始角度為10°，測(cè)試其零輸入響應(yīng)。對(duì)于橫滾角和俯仰角系統(tǒng)，其外環(huán)參數(shù)均整定為Kp＝18、Ki＝1、Kd＝3，其內(nèi)環(huán)參數(shù)均整定為Kp＝6、Ki＝0、Kd＝3。對(duì)于偏航角，其外環(huán)參數(shù)整定為Kp＝30、Ki＝1、Kd＝5，其內(nèi)環(huán)參數(shù)均整定為Kp＝10、Ki＝0、Kd＝5。橫滾角系統(tǒng)仿真圖如圖6 所示，其給出了橫滾角度的運(yùn)動(dòng)模態(tài)；俯仰角系統(tǒng)仿真圖如圖7所示，其給出了俯仰角度的運(yùn)動(dòng)模態(tài)；偏航角系統(tǒng)仿真圖如圖8 所示，其給出了偏航角度的運(yùn)動(dòng)模態(tài)。從仿真結(jié)果圖中可以看出，姿態(tài)角度均在極短的時(shí)間內(nèi)運(yùn)動(dòng)到目標(biāo)角度并達(dá)到穩(wěn)定，符合穩(wěn)定性、準(zhǔn)確性和快速性的要求。

圖6 橫滾角系統(tǒng)仿真圖

圖7 俯仰角系統(tǒng)仿真圖

圖8 偏航角系統(tǒng)仿真圖

4.2 定高控制PID 算法仿真

對(duì)于定高控制系統(tǒng)，系統(tǒng)參數(shù)與姿態(tài)控制算法仿真做同等設(shè)置。在飛行過程中，橫滾角和俯仰角的變化也會(huì)產(chǎn)生高度的變化，而無人機(jī)飛行時(shí)的機(jī)動(dòng)是不可避免的，故而定高控制系統(tǒng)時(shí)常受到持續(xù)的擾動(dòng)影響。設(shè)置目標(biāo)高度為100 cm，擾動(dòng)用白噪聲替代，外環(huán)PID 參數(shù)調(diào)節(jié)為Kp＝18、Ki＝1、Kd＝3，內(nèi)環(huán)PID 參數(shù)調(diào)節(jié)為Kp＝6、Ki＝0、Kd＝3，仿真結(jié)果如圖9 所示，可以看出，即使在有持續(xù)擾動(dòng)的情況下，高度也能得到有效的控制。

圖9 定高控制仿真圖

4.3 定點(diǎn)控制PID 算法仿真

對(duì)于定點(diǎn)控制系統(tǒng)，系統(tǒng)參數(shù)與姿態(tài)控制算法仿真和定高控制仿真做同等設(shè)置。定點(diǎn)控制首先需要進(jìn)行坐標(biāo)變換，變換坐標(biāo)后，設(shè)置機(jī)體坐標(biāo)系下X軸方向的目標(biāo)距離為200 cm，設(shè)置機(jī)體坐標(biāo)系下Y軸方向的目標(biāo)距離為300 cm，測(cè)試系統(tǒng)的性能。姿態(tài)控制的PID 參數(shù)不進(jìn)行修改，最外環(huán)位置環(huán)的參數(shù)均設(shè)置為Kp＝20、Ki＝0、Kd＝2.5，速度環(huán)的參數(shù)均設(shè)置為Kp＝0.000 8、Ki＝0、Kd＝0。仿真結(jié)果如圖10和圖11 所示，可以看出，系統(tǒng)在一定的波動(dòng)后達(dá)到了目標(biāo)位置并能保持穩(wěn)定。

圖10 定點(diǎn)控制X 方向仿真圖

圖11 定點(diǎn)控制Y 方向仿真圖

4.3 無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)實(shí)物測(cè)試

為了調(diào)整無人機(jī)的控制系統(tǒng)參數(shù)并進(jìn)行實(shí)物系統(tǒng)測(cè)試，設(shè)計(jì)了如圖12(a)所示的姿態(tài)控制系統(tǒng)調(diào)試架，并在其上進(jìn)行了如圖12(b)所示的無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)的參數(shù)調(diào)節(jié)和性能測(cè)試。圖12(a)中所示參數(shù)調(diào)試架可以繞轉(zhuǎn)軸進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)部件上有安裝孔。實(shí)際測(cè)試時(shí)，首先將調(diào)試架固定在桌面上，然后將無人機(jī)通過安裝孔固定在旋轉(zhuǎn)部件上，再將預(yù)設(shè)定的參數(shù)寫入無人機(jī)，并開啟遙控器油門，觀察無人機(jī)能否在轉(zhuǎn)軸上保持固定的角度，并可通過遙控器改變其期望角度以測(cè)試控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能。若當(dāng)前參數(shù)時(shí)系統(tǒng)性能很差，則可關(guān)閉遙控器，按系統(tǒng)的實(shí)際響應(yīng)寫入新的參數(shù)進(jìn)行測(cè)試，直到系統(tǒng)滿足穩(wěn)定性、準(zhǔn)確性、快速性的性能要求為止。測(cè)試結(jié)果表明:在調(diào)節(jié)好系統(tǒng)參數(shù)后，系統(tǒng)可以很好地對(duì)無人機(jī)姿態(tài)角度進(jìn)行控制。

圖12 無人機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)調(diào)試圖

5 結(jié)論

文中研究并設(shè)計(jì)了一種基于北斗衛(wèi)星導(dǎo)航的小型無人機(jī)系統(tǒng)，詳細(xì)研究了系統(tǒng)的軟硬件設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了控制仿真實(shí)驗(yàn)和實(shí)際運(yùn)行實(shí)驗(yàn)測(cè)試。通過對(duì)該小型無人機(jī)系統(tǒng)的研究和設(shè)計(jì)表明:基于STM32 微處理器和陀螺儀等傳感器組成的嵌入式硬件系統(tǒng)可以有效地進(jìn)行信息探知和信息數(shù)據(jù)處理；嵌入式軟件系統(tǒng)可以有效地協(xié)調(diào)全機(jī)功能，并根據(jù)無人機(jī)的傳感器數(shù)據(jù)構(gòu)建閉環(huán)系統(tǒng)對(duì)無人機(jī)進(jìn)行智能控制；控制系統(tǒng)仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了文中建立的控制系統(tǒng)的正確性，并說明了串級(jí)控制算法能夠行之有效地對(duì)無人機(jī)姿態(tài)、定高和定點(diǎn)進(jìn)行控制；實(shí)際運(yùn)行測(cè)試結(jié)果表明，無人機(jī)系統(tǒng)可以正常穩(wěn)定地運(yùn)行。文中研究的系統(tǒng)對(duì)基于北斗衛(wèi)星導(dǎo)航的小型無人機(jī)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)具有一定的參考意義。