四轴飞行器姿态控制系统设计

控制技术 计算机测量与控制 . 2 011. 1 9( 3) �Computer Measurement & Control � �� 583 � 中 华 测 控 网 chinamca. com 收稿日期: 2010�07�05; � 修回日期: 2010�08�15。 作者简介:刘 � 峰( 1987� ) ,男, 江西吉安人,在读硕士研究生, 主要 从事无人机控制技术方向的研究。 吕 � 强( 1963�) ,男,博士生导师, 主要从事机器人控制技术方向的 研究。 文章编号: 1671�4598( 2011) 03�0583�03 � � � � � � 中图分类号: T P249 文献标识码: A 四轴飞行器姿态控制系统设计 刘 � 峰, 吕 � 强, 王国胜, 王东来 (装甲兵工程学院 控制工程系, 北京 � 100072) 摘要: 四轴飞行器具有不稳定、非线性、强耦合等特性, 姿态控制是四轴飞行器飞行控制系统的核心; 通过分析四轴飞行器的飞行 原理, 根据其数学模型和系统的功能 要求 对教师党员的评价套管和固井爆破片与爆破装置仓库管理基本要求三甲医院都需要复审吗 , 设计了四轴飞行器的姿态控制系统; 该系统采用 stm32系列 32位处理器作为主控制器, 使用 ADIS16355惯性测量单元等传感器用于姿态信息检测; 系统基于模块化设计的思想, 各传感器都使用数字接口进行数据交换, 结构简 单; 使用 PID控制算法进行姿态角的闭环控制, 实验结果表明, 飞行器能较好的稳定在实验平台上, 系统满足四轴飞行器室内飞行姿态 控制的要求。 关键词: 四轴飞行器; 姿态控制; ST M32 Design of Attitude Control System for Quadrotor Liu Feng , Lv Qiang , Wang Guosheng, Wang Donglai ( Depart ment o f Cont rol Eng ineering , Academy of A rmo red Force Eng ineer ing, Beijing � 100072, China) Abstract: Quadrotor is a complex s ystem with instabilit y, nonlin ear an d high coupling. The att itude cont rol s ystem is the key of quadro� t or. Th e fli ght theory of qu adrotor is analyzed f irst ly. Based on th e math emat ical m odel an d f light cont rol requi rement , the at t itu de cont rol system of quadrotor is propos ed. A 32 bit s microprocess or of S TM32 series i s u sed as th e main pr oces sor. T he ADIS16355 init ial m easure� m ent unit and oth er sensors are used for at t itude information detect ion. Based on the m odu larized des ign m ethod, al l th e sen sors poss ess of digital in terfaces, w hich are simple an d easy to commun icate w ith th e m ain processor. The PID cont rol method w as used for at t itu de cont rol� lin g. T he test resul ts show that th e qu adrotor is flyin g stable on the test b ed and the sys tem is capable of indoor at t itude cont roll ing. Key words: quadrotor; at t itu de cont rol; ST M32 0 � 引言 四轴飞行器是一种具有 4 个对称旋翼的直升机, 具有垂直 起降、结构简单、操纵方便及机动灵活等优点。传感器技术和 控制理论的不断发展, 尤其是微电子和微机械技术的逐步成 熟, 使四轴飞行器的自主飞行控制得以实现, 并成为国际上的 研究热点。很多学者和研究机构通过对四轴飞行器进行动力学 和运动学分析, 建立了系统的数学模型, 提出了各种控制算 法, 并设计了飞行控制系统进行验证[1�4]。文献 [ 2] 采用 At� mega128 作为主控芯片, 使用了气压传感器, 红外传感器, 三 轴加速度计, 两轴陀螺, 三轴磁力计等传感器。文献 [ 3] 采 用 Geode1200 处理器用于轨迹跟踪、壁障等高级控制, 使用 DSP30F6014A 用于姿态、高度以及位置控制, 使用的传感器 有 3DM - GX1 惯性测量模块, SRF10 超声波传感器, CCD传 感器等。 意法半导体公司的 ST M32 系列单片机是 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 的 32 位微处 理器, 具有高性能、高性价比、外设丰富和低功耗等优点。本 文基于 STM32F103VB微处理器, 采用 ADIS166355 惯性测量 模块等传感器, 搭建了四轴飞行器姿态控制系统。 1 � 四轴飞行器结构与飞行原理 四轴飞行器的结构如图 1 所示, 其 4 个旋翼分别安装于对 称十字架结构的 4个顶点, 分为前后和左右两组。两组旋翼的 旋转方向相反, 可以抵消反扭力矩。其螺旋桨具有固定浆距, 飞行过程中只需改变四个旋翼的转速即可实现各种复杂运动。 图 1 � X500- D四旋翼飞行器 四轴飞行器的飞行原理如图 2 所示, 当 4 个旋翼的转速 相等且所产生的升力之和等于直升机自身重力时, 直升机处于 悬停状态; 在悬停的基础上, 直升机的任意一组旋翼转速等量 增大或减小而另一组旋翼转速不变时, 直升机将产生偏航运 动; 同时等量增大或减小 4个旋翼转速时, 直升机将向上或向 下运动; 当其中一个旋翼转速增大或减小, 对角线上旋翼转速 等量的减小或增大时, 直升机将向旋翼转速减小的一侧倾斜, 产生俯仰运动或者滚转运动。 2 � 姿态控制系统功能与总体设计 2� 1 � 姿态控制系统功能 四轴飞行器是一个具有 6 个自由度和 4 个输入的欠驱动系 统, 具有不稳定和强耦合等特点, 除了受自身机械结构和旋翼 空气动力学影响外, 也很容易受到外界的干扰。无人机的姿态 最终通过调节 4个电机的转速进行调整, 飞行控制系统通过各 传感器获得无人机的姿态信息, 经过一定的控制算法解算出 4 � � 584 � � 计算机测量与控制 � 第 19卷 中 华 测 控 网 chinamca. com 图 2 � 四轴飞行器飞行原理[3] 个电机的转速, 通过 I2C 接口发送给电机调速器 (简称电调) , 调整 4 个电机的转速, 以实现对其姿态的控制。 姿态控制是整个飞行控制的基础, 根据姿态控制子系统的 数学模型[4] , 姿态控制系统需要检测的状态有: 无人机在机体 坐标系下 3 个轴向的角速度、角度和相对地面的高度。飞控系 统担负着传感器信息采集、控制算法解算及通信等各种任务, 是整个无人机的核心, 其主要功能有: ( 1) 主控制器能快速获得各传感器的数据, 并对数据进行 处理; ( 2) 传感器实时检测无人机的状态, 包括姿态、位置、速 度等信息; ( 3) 主控制器能与 PC 机进行数据交换; ( 4) 系统能进行无线数据传输。 2� 2 � 姿态控制系统总体设计 根据四轴飞行器实际的飞行需求, 飞行控制系统一般包含 主控制器、各传感器模块, 通信模块和电源模块等。本文重点 从姿态控制的角度考虑, 设计的系统包括主控制器、惯性测量 单元、高度传感器、无线数传模块以及电源模块。其中主控制 器采集各传感器的信息, 通过控制算法求解出 4 个电机的转 速, 通过 I2C 接口发送给电调; 惯性测量单元检测无人机 3 个 轴向的角速度和加速度; 高度传感器检测无人机的高度; 无线 数传模块用于传送控制指令, 也可以在调试时用于传输传感器 数据; 电源模块为各传感器和主控制器提供电源。四轴飞行器 的姿态控制系统总体设计如图 3 所示。 图 3 � 姿态控制系统总体设计 3 � 系统硬件设计 根据姿态控制系统的总体设计, 在满足系统要求的基础 上, 通过分析对比各传感器的特性, 确定系统的硬件结构如图 4 所示。姿态控制系统的电路原理如图 5 所示。 3� 1 � 主控制器 系统 采 用 意 法 半 导 体 公 司 的 32 位 微 处 理 器 ST M32F103VB 作为主控制器, 它是专门为微控制系统、工业 控制系统和无线网络等对功耗和成本敏感的嵌入式应用领域而 设计的[5]。ST M32F103VB 是一款基于 ARMv7- M 体系结构 的 32 位标准处理器, 具有 1� 25DMIPS/ MH z 的处理能力; 拥 有 USB、USART、SP I、I2C等共 9个外设接口。由图 5 可以 知, ST M32F103VB 的外围电路仅需要外部晶振和少数电容即 图 4 � 姿态控制系统硬件结构 可, 内部自带的 USB接口便于调试和程序下载。主控制器通 过 1 个 SP I与惯性测量单元连接, 1 个 USART 与高度传感器 连接, 1 个 I2C 与四个电调连接, 1 个数字 I/ O 接口与无线数 传模块连接。 3� 2 � 惯性测量单元 ( IMU) 四轴飞行器具有 6个自由度, 需要测量 3个轴向的旋转角 速度和加速度。目前市场上可获得的惯性传感器主要有日本村 田公司的 ENC03、ADI公司的 ADXL 系列等, 可通过组合分 立器件进行 3个轴向的测量, 但需要软件上进行校准和温度补 偿等。 系统采用 ADI 公司的三轴惯性测量传感器 ADIS16355, 它是一个完整的三轴陀螺和三轴加速度计组成的惯性感应系 统, 其内核采用 iMEMS � 传感器技术, 内置嵌入式处理器用 于校准和调谐, 通过 SPI数字接口输出数据。ADIS16355 具有 以下特点: ( 1) 14位分辨率; ( 2) 350Hz 的带宽; ( 3) 灵敏度校准和三轴正交校准, 并在- 40~ 85� 温度范 围内, 对温漂进行补偿。 3� 3 � 高度传感器 高度传感器用于测量无人机离地面的高度, 一般有红外测距 和超声波测距两种方式。表 1对 3种传感器的特点进行了对比。 表 1 � 高度传感器对比分析 GP2Y0A02YK SRF02 URM37 测距方式 红外 超声波 超声波 最大探测距离 1� 5 m 6 m 5 m 最小探测距离 20 cm 15 cm 4 cm 分辨率 小于 1 mm 1 cm 1 cm 带宽 0- - 25Hz 0- - 40H z 0- - 40Hz 尺寸 mm 40� 19� 21 24� 20� 17 51� 22� 17 由表 1 可知, 红外测距传感器的最大测量距离较小, 四轴 飞行器达到一定高度后红外测距传感器将会失效。超声波传感 器的量程较大, 但因其需要发送和接收超声波, 最小测量距离 受到限制。SRF02 超声波传感器通过单个探头进行收发, 尺 寸较小, 但其最小测量距离为 15cm, 不适合直升机在近地面 飞行、起飞和降落过程中使用。系统采用了 U RM37V3� 2 超 声波测距传感器, 它具有两个探头, 分别用于发送和接受超声 波, 最小测量距离和测量时间相比 SRF02 都得到很大改善。 其测量范围为 4~ 500cm, 分辨率为 1cm, 适合四轴飞行器室 内飞行使用。该传感器使用 5V 电压供电, 工作电流小于 第 3期 刘 � 峰, 等: 四轴飞行器姿态控制系统设计 � � 585 � � 中 华 测 控 网 chinamca. com 图 5 � 姿态控制系统电路原理图 20mA, 使用串口和主控制器进行通信。 3� 4 � 无线数传模块 无线数传模块用于接收地面控制台的指令, 同时也用于调 试过程中向 PC 机传送传感器数据。本文采用 nRF2401 射频模 块, 它工作于 2� 4GHz ISM 频段, 输出功率和通信频道可通过 程序进行配置。该模块功耗非常低, 以- 5dBm 的功率发射时 工作电流只有 10� 5mA , 接收时工作电流只有 18mA , 外形尺 寸也非常小。实际使用时其无线传输距离可达 30m, 最大传输 速率可达 1000kbps。 3� 5 � 电源模块 电源模块主要为主控制器和各传感器供电, 锂电池提供的 11� 1V电源经 ASM1117- 5 转换为 5V , 再经过 ASM1117- 3� 3 转换为 3� 3V。其中 5V 为 IMU 和高度传感器提供电源, 3� 3V 为主控制器和无线数传模块提供电源。电源模块的电路 设计 参见图 5 中 的电源部 分。其中 V _ BAT 信号接 ST M32F103VB 的 AD 转换输入, 用于监测电池电压 ; D2 是 用于电源指示的 LED。 4 � 系统软件设计 四轴飞行器姿态控制系统的软件设计流程如图 6 所示, 系 统上电以后首先对时钟和端口进行初始化, 接着对各传感器访 问一次判断各传感器是否能正常工作, 若有传感器故障, 通过 图 6 � 软件流程 状态指示灯和蜂鸣器报警。然后对 IMU 进行初始校准, 校准 完毕后判断无线数传模块接收的指令, 根据指令选择相应的控 (下转第 616页) � � 616 � � 计算机测量与控制 � 第 19卷 中 华 测 控 网 chinamca. com 4 � 结果分析 通过滤波, 二值化, 形态学处理, 最后按照新提出来的行 扫描方式, 对样本空间为 200 帧的采集图像进行实时处理识 别, 经统计, 正确识别 183 帧, 准确率达到 91� 5% ; 误判 9 帧, 误判率为 4� 5% ; 漏判 8 帧, 漏判率为 4%。证明本方法 可行, 能很好地消除各种干扰, 具有良好的鲁棒性, 很好地解 决了铆点正确识别问题。 参考文献: [ 1] 杨润泽. 基于图像处理技术的炮弹定位系统 [ J] . 仪器仪表学报, 2006, 27 ( 6) : 2277�2278. 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(上接第 585 页) 制算法计算出 4 个电机转速, 通过 I2C 端口发送给电调, 然后 重新回到判断指令。此外, 在控制周期中加入电池电压检测, 飞行过程中若电池电压过低, 则进行报警并强制无人机降落。 5 � 实验结果与分析 设置 ADIS16355的陀螺测量范围为 � 300�/ s。采样频率为 891� 2H z。飞行器静止时, x 轴角速度和加速度信号如图 7~ 8 所示。x 轴角速度和加速度原始信号中包含很多噪声, 原始信 号的角速度波动范围约为 � 2�/ s, 加速度波动范围约为 � 0� 02g。经过均值滤波后, 角速度波动范围约为 � 1�/ s, 加速 度波动范围约为 � 0� 01 g, 性能得到明显改善。 使用 PID控制算法对3 个姿态角进行控制, 飞行器能够在 实验平台上保持平衡, 姿态角的控制精度为 3~ 5�。 图 7 � x 轴滤波前后角速度对比 6 � 结语 本文根据四轴飞行器姿态控制系统的数学模型, 对姿态控 制系统的功能要求进行了分析, 提出了系统的总体设计 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 , 并分别对系统的硬件和软件进行了设计。以 STM32 微处理器 图 8 � x 轴滤波前后加速度对比 为主控制器, 通过比较分析各传感器的特点, 选取的传感器有 ADIS16355 惯性测量单元、URM37V3� 2 超声波传感器以及 nRF2401 射频模块。各传感器均使用数字接口, 结构简单, 使 用方便。实验结果表明, 系统满足四轴飞行器室内飞行姿态控 制的要求。 参考文献: [ 1] 杨明志, 王 � 敏. 四旋翼微型飞行器控制系统设计 [ J] . 计算机 测量与控制, 2008, ( 4) : 1671�4598. [ 2] Menno Wierema B. S c. Design , implementat ion and f ligh t test of indoor navigat ion and cont rol system for a quadrotor U AV [ D] . Delf t U nivers ity of T echnology, 2008. 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