基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)及其控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及多旋翼無人機(jī)的控制技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于雙余度姿態(tài)傳感器 的六旋翼無人機(jī)及其控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 小型六旋翼無人機(jī)以其靈活簡便的操控性、、優(yōu)越的低速飛行性能、簡易的機(jī)體結(jié) 構(gòu)，可實(shí)現(xiàn)垂直起降和定點(diǎn)懸停等優(yōu)點(diǎn)而得到廣泛的使用，并成為無人機(jī)領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)。
[0003] 目前多旋翼無人機(jī)的慣導(dǎo)模塊（航姿傳感器）多采用單模塊設(shè)計。而慣導(dǎo)模塊是 多旋翼無人機(jī)飛行的核心部分，此模塊出現(xiàn)問題，多旋翼無人機(jī)無法正常飛行，導(dǎo)致多旋翼 無人機(jī)的可靠性與安全性降低。多旋翼無人機(jī)由于姿態(tài)傳感器安裝的位置或重心等問題， 導(dǎo)致配平點(diǎn)姿態(tài)不為0,在遙控器不打桿的情況下會向某個方向漂移。多旋翼無人機(jī)在電池 電量低的情況，高度控制不穩(wěn)，容易掉高。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對【背景技術(shù)】中所涉及到的缺陷，提供一種基于雙 余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)及其控制方法，提高了多旋翼無人機(jī)的可靠性與安全性， 解決了由于動力電池電量不足而高度控制不穩(wěn)、掉高問題，并減弱了六旋翼無人在手動模 式下的漂移。
[0005] 本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案：
[0006] 基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)，包含機(jī)載部分和地面站部分；
[0007] 所述機(jī)載部分包含機(jī)架、六個飛行機(jī)構(gòu)、飛行控制單元、傳感器模塊、機(jī)載無線數(shù) 傳模塊、電源模塊和遙控接收機(jī)；
[0008] 所述六個飛行機(jī)構(gòu)設(shè)置在所述機(jī)架的六個機(jī)臂的端點(diǎn)上；
[0009] 所述飛行機(jī)構(gòu)包含依次相連的槳葉、電機(jī)和電子調(diào)速器，且電子調(diào)速器通過PWM 輸出驅(qū)動電路與所述飛行控制單元相連；
[0010] 所述傳感器模塊包含MTI姿態(tài)傳感器、六軸姿態(tài)傳感器、三軸磁場傳感器和氣壓 計；
[0011] 所述飛行控制單元分別和MTI姿態(tài)傳感器、六軸姿態(tài)傳感器、三軸磁場傳感器、氣 壓計、機(jī)載無線數(shù)傳模塊、電源模塊、遙控接收機(jī)相連；
[0012] 所述地面站部分包含控制模塊、地面無線數(shù)傳模塊和遙控器。
[0013] 作為本發(fā)明基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述遙控 器采用2. 4GHz的FUTABA遙控器。
[0014] 作為本發(fā)明基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述機(jī) 載無線數(shù)傳模塊、地面無線數(shù)傳模塊采用3DR Radio Telemetry數(shù)傳模塊，傳輸頻率為 915MHz〇
[0015] 作為本發(fā)明基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述飛行 控制單元采用STM32F407單片機(jī)。
[0016] 作為本發(fā)明基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述MTI 姿態(tài)傳感器采用的是XSENS公司的MTI-300。
[0017] 作為本發(fā)明基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述六軸 姿態(tài)傳感器選用美國Invensense公司生產(chǎn)的MPU-6000。
[0018] 作為本發(fā)明基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述三軸 磁場傳感器采用的是Honeywell公司的HMC5883L。
[0019] 作為本發(fā)明基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述氣壓 計采用由MEAS推出的新一代高分辨率氣壓傳感器MS5611。
[0020] 作為本發(fā)明基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)進(jìn)一步的優(yōu)化方案，所述電源 模塊采用l〇〇〇〇mAh、25C、22. 2V鋰電池。
[0021] 本發(fā)明還公開了基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)的控制方法，包含以下步 驟：
[0022] 步驟1)，進(jìn)行初始化，并關(guān)閉電機(jī)；
[0023] 步驟2)，讀取遙控器接收機(jī)各個通道的信息、傳感器模塊中各個傳感器的信息、以 及地面站部分上傳的姿態(tài)配平控制量；
[0024] 步驟3)，判斷飛機(jī)的飛行模式為手動增穩(wěn)飛行模式還是定高模式，若為手動增穩(wěn) 飛行模式，轉(zhuǎn)向步驟4);若為定高模式，轉(zhuǎn)向步驟5);
[0025] 步驟4)，根據(jù)遙控器油門通道的控制量直接輸出油門調(diào)節(jié)量，轉(zhuǎn)向步驟6);
[0026] 步驟5)，運(yùn)行高度保持控制律，
，計算 出油門調(diào)節(jié)量Α δ τ，其中Aeh、Ae"分別為期望高度與當(dāng)前高度之間的高度誤差、期望速 度與當(dāng)前速度之間的速度誤差kp"、1^"和.是控制參數(shù)，分別為高度誤差的放大系 數(shù)、速度誤差的放大系數(shù)、速度誤差的積分的系數(shù)和速度誤差的微分系數(shù)；
[0027] 步驟6)，姿態(tài)解算，根據(jù)以下姿態(tài)控制律運(yùn)算，計算出滾轉(zhuǎn)、俯仰、航向三個通道的 姿態(tài)調(diào)節(jié)量：
[0028] 俯仰通道控制律： ；其中Δ e e、麵分別為期望俯 仰角和當(dāng)前俯仰角之間的俯仰角誤差和期望俯仰角速率和當(dāng)前俯仰角速率之間的俯仰角 速率誤差；氣和心分別為俯仰角位移放大系數(shù)、俯仰角速率的放大系數(shù)、俯仰 、 、 ? 角速率誤差積分的系數(shù)和俯仰角速率誤差微分的系數(shù)。
[0029] 滾轉(zhuǎn)通道控制律：
：其中Ae<t)、Aei4分別為期望滾 轉(zhuǎn)角和當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角之間的滾轉(zhuǎn)角誤差和期望滾轉(zhuǎn)角速率和當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角速率之間的滾轉(zhuǎn)角 速率誤差；&,、\和:??分別為滾轉(zhuǎn)角位移放大系數(shù)、滾轉(zhuǎn)角速率的放大系數(shù)、滾轉(zhuǎn)角 速率誤差積分的系數(shù)和滾轉(zhuǎn)角速率誤差微分的系數(shù)。
[0030] 航向通道控制律：
其中Δ e ^、左y、、分 別為期望航向角和當(dāng)前航向角之間的航向角誤差、期望航向角速率和當(dāng)前航向角速率之間 的航向角速率誤差、期望角速率；k_、t,,、％和七#分別為航向角位移放大系數(shù)、航向角速 率的放大系數(shù)、航向角速率誤差積分的系數(shù)和航向角速率誤差微分的系數(shù)；
[0031] 步驟7)，滾轉(zhuǎn)、俯仰、航向、油門四個通道的輸出相耦合，計算出各個電機(jī)的輸出 PWM，實(shí)現(xiàn)各個電機(jī)轉(zhuǎn)速的控制，轉(zhuǎn)向步驟2)。
[0032] 本發(fā)明采用以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下技術(shù)效果：
[0033] 1.采用航姿傳感器雙余度，提高六旋翼無人機(jī)飛行的可靠性與安全性；
[0034] 2.在高度保持中融合電池的電量，可保證六旋翼無人機(jī)在電池電量低的情況下， 依然能夠高度保持，有效的解決在低電狀態(tài)下，高度不穩(wěn)的問題；
[0035] 3.通過地面站上傳俯仰通道和滾裝通道的配平點(diǎn)控制量，減弱六旋翼無人在手動 豐旲式下的漂移，可提尚后續(xù)定點(diǎn)和自動飛彳丁控制的品質(zhì)。
【附圖說明】
[0036] 圖1為本發(fā)明軟件控制流程框圖；
[0037] 圖2為本發(fā)明飛行控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)框圖；
[0038] 圖3為本發(fā)明六旋翼無人機(jī)俯仰通道控制框圖；
[0039] 圖4為本發(fā)明六旋翼無人機(jī)航向通道控制框圖；
[0040] 圖5為本發(fā)明六旋翼無人機(jī)高度控制框圖；
[0041] 圖6為本發(fā)明俯仰通道跟蹤曲線；
[0042] 圖7為本發(fā)明高度保持曲線。
【具體實(shí)施方式】
[0043] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)說明：
[0044] 本發(fā)明公開了一種基于雙余度姿態(tài)傳感器的六旋翼無人機(jī)，包含機(jī)載部分和地面 站部分；
[0045] 所述機(jī)載部分包含機(jī)架、六個飛行機(jī)構(gòu)、飛行控制單元、傳感器模塊、機(jī)載無線數(shù) 傳模塊、電源模塊和遙控接收機(jī)；
[0046] 所述六個飛行機(jī)構(gòu)設(shè)置在所述機(jī)架的六個機(jī)臂的端點(diǎn)上；
[0047] 所述飛行機(jī)構(gòu)包含依次相連的槳葉、電機(jī)和電子調(diào)速器，且電子調(diào)速器通過PWM 輸出驅(qū)動電路與所述飛行控制單元相連；
[0048] 所述傳感器模塊包含MTI姿態(tài)傳感器、六軸姿態(tài)傳感器、三軸磁場傳感器和氣壓 計；
[0049] 所述飛行控制單元分別和MTI姿態(tài)傳感器、六軸姿態(tài)傳感器、三軸磁場傳感器、氣 壓計、機(jī)載無線數(shù)傳模塊、電源模塊、遙控接收機(jī)相連；
[0050] 所述地面站部分包含控制模塊、地面無線數(shù)傳模塊和遙控器。
[0051] 本發(fā)明采用"X型"六旋翼無人機(jī)機(jī)架結(jié)構(gòu)，其飛行軌跡及飛行姿態(tài)均由六個槳葉 及電機(jī)的轉(zhuǎn)動實(shí)現(xiàn)：當(dāng)六個旋翼的轉(zhuǎn)速同時增大（減小）時，飛機(jī)水平上升（下降）；當(dāng)前 側(cè)兩個旋翼轉(zhuǎn)速大于（小于）后側(cè)兩個旋翼轉(zhuǎn)速時，飛機(jī)后仰（前俯）；當(dāng)左側(cè)三個旋翼轉(zhuǎn) 速大于（小于）右側(cè)三個旋翼轉(zhuǎn)速時，飛機(jī)向右（左）偏轉(zhuǎn)；當(dāng)互成120度的三個機(jī)臂旋翼 轉(zhuǎn)速大于另外三個互成120度機(jī)臂時，多旋翼無人機(jī)向左（右）偏轉(zhuǎn)航向。
[0052] -、飛行控制系統(tǒng)的硬件實(shí)現(xiàn)和結(jié)構(gòu)原理
[0053] 如圖2所示，該六旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括機(jī)載部分和地面站部分。機(jī)載部 分和地面站的通信有兩種方式，即2. 4GHz的FUTABA遙控器無線通信和915MHz無線傳輸模 塊通信。
[0054] FUTABA遙控器是日本雙葉電子工業(yè)株式會社生產(chǎn)的一款航