模通用的遙控器,與該 品牌接收機配套使用。航模操縱者可以通過撥動遙控器上的一些撥桿,各撥桿所處的不同 位置對應(yīng)于不同的行程,能產(chǎn)生具有不同脈寬的各通道遙控PWM信號。
[0055] 無線數(shù)傳模塊傳輸頻率為915MHz,最大傳輸距離為700m,分為兩個模塊,分別是 Air模塊(串口)用于飛行器搭載,Ground模塊(USB接口)用于地面連接電腦使用。
[0056] 本發(fā)明的機載部分包括飛行控制單元(CPU)、傳感器模塊、無線傳輸模塊、電源模 塊和遙控接收機。三對槳葉及電機位于六旋翼機機臂的六個端點,通過PWM輸出驅(qū)動電路 與飛行控制單元(CPU)連接;六軸姿態(tài)傳感器、氣壓計和三軸磁場傳感器通過I2C總線與 飛行控制單元(CPU)連接;無線數(shù)傳模塊通過UART串口與飛行控制單元(CPU)連接;地面 站部分的地面無線數(shù)傳模塊與機載部分的無線數(shù)傳模塊進行數(shù)據(jù)通訊;遙控器接收機通過 UART串口(采用SBUS協(xié)議)與飛行控制單元(CPU)連接;電源模塊通過AD接口與飛行控 制單元相連。
[0057] (1)飛行控制計算機硬件設(shè)計
[0058] 本發(fā)明的飛行控制單元采用32位浮點型單片機,控制器為STM32F407。
[0059] 控制器STM32F407是基于252MIPS的Cortex-M4架構(gòu)的32位單片機,時鐘頻率高 達168MHZ,其豐富的硬件接口資源(4個USART,2個USAT,3個I2C,3個SPI,3個12位AD, 2個CAN等等)及功能強大的DMA控制方式,充分保證多旋翼無人機控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和實 時性。以下對飛行控制計算機詳細描述:
[0060] 飛行控制單元,集飛控、導(dǎo)航、與地面站通信功能于一身。主要負責讀取氣壓傳感 器、遙控器、姿態(tài)傳感器等數(shù)據(jù),同時負責與地面站進行無線數(shù)據(jù)傳輸,其功能是實時計算 飛行器姿態(tài)和航線給予多旋翼無人機導(dǎo)航和飛性控制,并輸出控制指令給電子調(diào)速器,從 而控制電機的轉(zhuǎn)速。姿態(tài)傳感器飛行采用高低搭配雙余度,在正常飛行時,由MTi (掛載) 提供姿態(tài)和航向數(shù)據(jù),板載航姿傳感器(MU)模塊作為備份和比較監(jiān)控信號。當MTi模塊 出現(xiàn)故障時,由板載頂U模塊提供姿態(tài)和航向數(shù)據(jù),保證六旋翼無人機的穩(wěn)定飛行。
[0061] (2)傳感器模塊的設(shè)計
[0062] 本發(fā)明中使用到的傳感器系統(tǒng)包括:
[0063] 1.姿態(tài)傳感器
[0064] 高精度MTI姿態(tài)傳感器,低精度MPU6000和HMC58831組合九軸姿態(tài)傳感,構(gòu)成姿 態(tài)傳感器的雙余度。
[0065] MTI姿態(tài)傳感器采用的是XSENS公司的MTI-300,具有抗機械抖動和撞擊的優(yōu)異性 能,能直接輸出高精度的3軸角度、3軸角速率和3軸加速度等數(shù)據(jù)。靜態(tài)條件下,滾轉(zhuǎn)角 與俯仰角測量偏差在〇. 2° -0. 25°之間;動態(tài)情況下,其測量偏差分別為0. 3° -1. 0°之 間,偏航角測量偏差最大為1.0°。提供高達2kHz輸出數(shù)據(jù)頻率和低于2ms的數(shù)據(jù)延遲。
[0066] 六軸姿態(tài)傳感器選用美國Invensense公司生產(chǎn)的MPU-6000,其整合了 3軸陀螺 儀、3軸加速器,為全球首例整合性6軸運動處理組件。相較于多組件方案,MPU-6000免除 了組合陀螺儀與加速器時之軸間差的問題,減少了大量的包裝空間,具有低功耗、低成本、 高性能的特點。傳感器的測量數(shù)據(jù)最終可通過最高400kHz的I2C總線或最高20MHz的SPI 總線輸出。
[0067] 三軸磁場傳感器采用的是Honeywell公司的HMC5883L。該傳感器能在±8高斯的 磁場中實現(xiàn)5毫高斯分辨率,內(nèi)置自檢功能,能讓羅盤航向精度精確到Γ -2°,采用霍尼 韋爾各向異性磁阻(AMR)技術(shù),具有在軸向高靈敏度和線性高精度的特點。
[0068] 2.無線數(shù)傳模塊
[0069] 無線數(shù)傳模塊是該發(fā)明中用于遠程控制無人機一種方法,其控制范圍決定了無人 機的飛行半徑。無線數(shù)傳模塊用于實現(xiàn)位于地面的地面站和位于空中無人機搭載的飛控系 統(tǒng)間的數(shù)據(jù)互傳。該設(shè)計選用3DR Radio Telemetry數(shù)傳模塊,傳輸頻率為915MHz,最大傳 輸距離為700m,使用UART接口輸出數(shù)據(jù)。
[0070] 3.氣壓計
[0071] 氣壓計采用由MEAS推出的新一代高分辨率氣壓傳感器MS5611,該傳感器用來測 量多旋翼飛行器絕對飛行高度。該模塊包含了一個高線性度的壓力傳感器和一個超低功耗 的24位模數(shù)轉(zhuǎn)換器,提供了一個精確的24位數(shù)字壓力值和溫度值以及不同的操作模式,可 以提高轉(zhuǎn)換速度并優(yōu)化電流消耗。高分辨率的溫度輸出無須額外傳感器可實現(xiàn)高度計/溫 度計功能。工作溫度范圍:-40_85°C,精確度:在飛行高度750m時,偏差-1. 5m~+1. 5m。
[0072] 4.電源模塊
[0073] 本發(fā)明使用10000mAh、25C、22. 2V鋰電池為多旋翼無人機的飛行動力供電,飛行 控制單元的電源需進行降壓,提供5V、3.3V這兩種直流電源以滿足控制芯片的需求。使用 MP2482芯片實現(xiàn)動力電池穩(wěn)定輸出5V ;使用美國MICREL公司生產(chǎn)的MIC5219-3. 3實現(xiàn) 5V - 3. 3V的低壓降,可達到很高的效率,且成本低,噪音低,靜態(tài)電流小。
[0074] 二、六旋翼無人機姿態(tài)控制軟件算法及原理
[0075] 六旋翼無人機軟件設(shè)計采用模塊化編程,把應(yīng)用程序劃分為若干個相對獨立的程 序模塊,分別實現(xiàn)對應(yīng)的功能。軟件開發(fā)采用最基本的、無操作系統(tǒng)的直接程序設(shè)計方式, 其優(yōu)點是生成的代碼短小精簡,運行速度快,控制流程圖如圖1所示。本方案在高度控制將 動力電池的電量引入到其閉環(huán)控制。
[0076] (1)姿態(tài)保持控制律
[0077] 多旋翼無人機三機體軸姿態(tài)控制采用姿態(tài)角和姿態(tài)角速率反饋形成閉環(huán)控制,多 旋翼無人機的任何機動動作最終同時通過調(diào)節(jié)姿態(tài)來實現(xiàn),姿態(tài)控制一般被稱為多旋翼無 人機飛行的"內(nèi)核"。
[0078] 姿態(tài)控制分為姿態(tài)保持和姿態(tài)跟蹤兩種控制,兩者的區(qū)別在于期望姿態(tài)輸入量, 若期望姿態(tài)輸入為〇,為姿態(tài)保持;不為〇,為姿態(tài)跟蹤。
[0079] 以俯仰通道的設(shè)計為例,控制律為:
[0081] 其中,Aee和Δ%分別是俯仰角誤差和俯仰角速度的誤差,Δθ0由遙控器俯仰通 道的打桿量(ue)、地面站上傳配平值(u' e)和當前多旋翼無人機的俯仰角組合產(chǎn)生。配平 值為盤旋狀態(tài)下飛行器姿態(tài)的基準值的相反值,由于安裝航姿傳感器的位置問題和重心的 配平問題,通常不為0。這就會導(dǎo)致在盤旋狀態(tài)下沒有姿態(tài)輸入指令,即姿態(tài)保持控制情況 下,當前俯仰角不為0。比如當前俯仰角為正值,產(chǎn)生負的角度誤差,導(dǎo)致后面?zhèn)z個電機產(chǎn)生 的必然大于前面兩個電機,就會導(dǎo)致六旋翼無人機六個電機產(chǎn)生升力有向前的分量,多旋 翼人機有向前漂移的趨勢。本發(fā)明通過在輸入期望俯仰角中添加俯仰通的配平值,可有效 減弱這一影響。
[0082] ^^氣和^乂分別為姿態(tài)角位移放大系數(shù)、姿態(tài)角速率的放大系數(shù)、姿態(tài)角 速率誤差積分的系數(shù)和姿態(tài)角速率誤差微分的系數(shù),俯仰通道控制回路如圖3所示,經(jīng)過 該通道控制律運算,產(chǎn)生的俯仰通道的調(diào)節(jié)量Α δε,最終生成各個電機的轉(zhuǎn)速控制量。當 外來干擾使無人機低頭時,對應(yīng)的控制律能使前方兩個電機轉(zhuǎn)速增大,后方兩個電機轉(zhuǎn)速 減小,產(chǎn)生一個抬頭力矩,讓無人機抬頭,以抵消低頭的趨勢,使無人機保持平衡。反之亦 然。上述為姿態(tài)保持。當通過遙控器打桿,期望使多旋翼低頭,同樣的控制率能使前方兩個 電機轉(zhuǎn)速減速,后方兩個電機轉(zhuǎn)速增加,產(chǎn)生一個低頭力矩,讓多旋翼無人低頭。反之亦然。 上述為姿態(tài)跟蹤。匕、氣和四個參數(shù)的獲取是采取"先按照建模分析、試飛調(diào)整" 的方案調(diào)試出來的,目的是讓無人機的響應(yīng)速度快、超調(diào)量小、延遲小。圖6中,兩條曲線分 別為實際俯仰角和期望俯仰角隨時間的變化曲線。由圖6可知,實際俯仰角能夠快速的跟 蹤上期望的俯仰角,俯仰角保持在2度范圍內(nèi),且滿足穩(wěn)定性好、響應(yīng)速度快、超調(diào)小的要 求。
[0083] 按照這個思路,可設(shè)計出橫滾通道和偏航通道的控制器,皆為類似(1)式的PID控 制策略。偏航通道實際飛行時,因為扭轉(zhuǎn)力矩較大,引入了期望角速率的前饋,可使航向通 道的動態(tài)響應(yīng)更快速,飛行更平穩(wěn)。航向通道控制回路如圖4所示。
[0084] 實驗證明,本發(fā)明所設(shè)計姿態(tài)控制方案簡單易行,效果顯著,使得無人機具備了一 定的抗氣流干擾的能力。
[0085] (2)高度保持控制律
[0086] 多旋翼無人機通過改變各個電機的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)高度的控制。本發(fā)明采用兩級PID 實現(xiàn)高度的控制,控制回路如圖5所示,其控制律為:
[0088] 其中,Λ eh和Λ e "是高度誤差和高度變化率的誤差,&、: kp"、"和心是控制參 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),構(gòu)成了 PID控制律。高度控制的調(diào)節(jié)量輸出△ δ τ為增量,疊加盤旋油門基值, 最終輸出到在六個電機上。基值的給定,常為接近于懸停油門,懸停油門跟動力電池的電量 有關(guān),