四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)分析

四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)分析摘要：針對四旋翼無人機(jī)受干擾時姿態(tài)控制效果差的問題，提出了基于深度學(xué)習(xí)的無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。系統(tǒng)選用STM32芯片進(jìn)行控制，采用MEMS傳感器采集姿態(tài)調(diào)節(jié)數(shù)據(jù)，選用NRFNRF51822芯片實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離監(jiān)控和參數(shù)調(diào)節(jié)，電源模塊采用TP4059芯片供電，并對電池電量進(jìn)行監(jiān)控。構(gòu)建深度學(xué)習(xí)目標(biāo)控制模型，運(yùn)用深度學(xué)習(xí)算法設(shè)計(jì)無人機(jī)控制器，保證系統(tǒng)處于一種高動態(tài)平衡穩(wěn)定狀態(tài)，提高了無人機(jī)的控制精準(zhǔn)度，對處理突發(fā)性群體事件具有重要意義。關(guān)鍵詞：四旋翼無人機(jī)；深度學(xué)習(xí)；姿態(tài)控制；STM32四旋翼無人機(jī)是一種能夠垂直起降的自主飛行器［1］，具有結(jié)構(gòu)簡單、便于懸停及垂直起降的特點(diǎn)，同時具有較為良好的可控性，既在近地監(jiān)視與偵察等軍事任務(wù)中有著廣泛的應(yīng)用［2］，又在環(huán)境監(jiān)測、森林防火、農(nóng)業(yè)植保等民用方面具有廣闊的研究和應(yīng)用前景［3］。由于四旋翼無人機(jī)是一個非線性、欠驅(qū)動、強(qiáng)耦合且存在多個變量的控制對象［4］為較好的完成四旋翼無人機(jī)的位姿控制，本文根據(jù)深度學(xué)習(xí)的原理，設(shè)計(jì)了一種基于STM32的四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)。1無人機(jī)控制系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)四旋翼無人機(jī)主要由機(jī)架、飛行控制器、導(dǎo)航與定位系統(tǒng)、自動避障系統(tǒng)等組成，無人機(jī)控制系統(tǒng)負(fù)責(zé)控制無人機(jī)飛行，控制系統(tǒng)的性能決定了無人機(jī)飛行的穩(wěn)定性。本控制系統(tǒng)總體框圖如圖1所示。主控制器主要完成控制電路初始化、驅(qū)動外圍模塊電路，以及核心算法處理等操作；姿態(tài)檢測模塊負(fù)責(zé)將姿態(tài)傳感器采集到的位置信息輸入到算法單元進(jìn)行估算，并將獲取的此刻及下一時刻的姿態(tài)信息傳送到控制模塊，通過測算下一步動作實(shí)現(xiàn)無人機(jī)姿態(tài)調(diào)節(jié)；通過主控制器提供的四路PWM波完成直流電機(jī)的控制和調(diào)節(jié)；電源管理模塊提供適配電壓給各模塊電路；無線通信模塊負(fù)責(zé)遠(yuǎn)距離通信。1、1主控制器作為飛行控制器的核心，主控制器負(fù)責(zé)接收四旋翼無人機(jī)的各項(xiàng)控制指令，在無遙控信號輸入時自主完成飛行。本設(shè)計(jì)選用ST公司的STM32F4作為主控芯片。主控制器將遙控器接收到的PWM信號進(jìn)行解碼，得到目標(biāo)姿態(tài)，為電調(diào)提供4路PWM信號控制4個無刷電機(jī)的轉(zhuǎn)速，以控制飛行姿態(tài)，并將姿態(tài)傳感器的實(shí)時數(shù)據(jù)發(fā)送給存儲器，估計(jì)下一時刻的姿態(tài)。STM32F4系列芯片的電路圖如圖2所示。1、2姿態(tài)檢測模塊為獲取四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)信息，本設(shè)計(jì)中選擇MPU6050為主控制器提供無人機(jī)的姿態(tài)變化檢測；磁力傳感器選用HMC5883L元件，完成四軸無人機(jī)航向角的檢測；氣壓高度計(jì)芯片選用的MS5611系列芯片，可對周圍10cm的大氣壓進(jìn)行精確測量，經(jīng)各自測量的數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，優(yōu)劣互補(bǔ)。1、3無線通信模塊為完成無人機(jī)控制系統(tǒng)和地面站之間的遠(yuǎn)程通信，無線通信模塊采用NRF模塊。系統(tǒng)采用基于2、4GHz的無線通信技術(shù)的新一代低功耗芯片NRF51822，將其作為協(xié)處理器，與遠(yuǎn)程遙控器交互通信，實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離調(diào)節(jié)參數(shù)，并監(jiān)控?zé)o人機(jī)飛行狀態(tài)。通信模塊中選用了FLY-SKYFS-T62、4G數(shù)碼比率遙控器，該遙控器采用的是間隔發(fā)送工作模式，發(fā)射功率低，工作時間長，且具有較高的性價比。NRF模塊原理圖如圖3所示。1、4電機(jī)驅(qū)動模塊電機(jī)驅(qū)動模塊由電機(jī)和電調(diào)組成，二者相互配合帶動無人機(jī)的螺旋槳轉(zhuǎn)動。無人機(jī)的空中姿態(tài)由電機(jī)轉(zhuǎn)速決定，主控制器通過電機(jī)驅(qū)動電路完成電機(jī)控制，控制器輸出的PWM信號并未直接作用于電機(jī)，而是通過電調(diào)進(jìn)行處理，將處理后得到的三相電流驅(qū)動無刷電機(jī)。本系統(tǒng)的驅(qū)動裝置采用MT2213-920KV型無刷直流電機(jī)，連接線路如圖4所示。1、5電源管理模塊本設(shè)計(jì)中的電源管理模塊不僅負(fù)責(zé)為系統(tǒng)各模塊電路提供適配電壓，并為電池提供充電功能，也要實(shí)時監(jiān)控電池電量的使用情況，當(dāng)電池電量低于設(shè)定閾值時，需將緊急處理指令傳至地面站。系統(tǒng)供電方案如圖5所示。電源管理模塊選擇的是TP4059電池充電管理芯片和XC6204穩(wěn)壓器芯片。TP4059通過USB接口給電池充電，XC6204保證在低壓時能夠?yàn)橹骺刂破骱蜔o線通信模塊供電，為系統(tǒng)提供穩(wěn)定電源。2系統(tǒng)軟件功能設(shè)計(jì)本系統(tǒng)按照模塊化、結(jié)構(gòu)化的思想，開發(fā)各模塊的軟件系統(tǒng)，目的是即使四旋翼硬件平臺變更，只需將原有軟件系統(tǒng)稍作修改，即可在新的平臺上應(yīng)用。針對傳統(tǒng)控制算法需要建立復(fù)雜數(shù)據(jù)模型這一不足，本軟件系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是采用基于深度學(xué)習(xí)的無人機(jī)控制算法。根據(jù)深度學(xué)習(xí)的原理，對控制系統(tǒng)軟件進(jìn)行局部設(shè)計(jì)，提出區(qū)域卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（R-CNN）。首先，將圖像劃分成2000-3000個候選區(qū)域，支持向量機(jī)訓(xùn)練分類器將每個區(qū)域的特征進(jìn)行分類和排序，最后采用回歸算法進(jìn)行目標(biāo)邊界框重新定位，深度學(xué)習(xí)目標(biāo)控制模型如圖7所示［5］。將無人機(jī)的三軸加速度和角速度作為六個狀態(tài)量，該狀態(tài)量與目標(biāo)值之間的差距Error如式（1）所示：（式中1a和2a表示加速度與角速度的權(quán)值；c1c2c3ss、sc1c2c3sss、c1c2c3sss表示當(dāng)前狀態(tài)中的各分量；t1t2t3ss、st1t2t3sss、t1t2t3ss表示目標(biāo)狀態(tài)中的各分量。式（1）中第一部分為三軸加速度，第二部分為三軸角速度。若目標(biāo)值與六個狀態(tài)量的差距越大，Error會增大，無人機(jī)飛離目標(biāo)狀態(tài)越遠(yuǎn)，表明無人機(jī)飛行越不平穩(wěn)；若兩者差距為0，則Error也為0，說明無人機(jī)達(dá)到了目標(biāo)狀態(tài)。由式（1）可知，Error的數(shù)值大小與無人機(jī)穩(wěn)定時的狀態(tài)呈負(fù)相關(guān)。在本設(shè)計(jì)中使用Error值衡量無人機(jī)飛行的穩(wěn)定性，Error值越小，無人機(jī)飛行越趨于目標(biāo)狀態(tài)，飛行越穩(wěn)定，控制器的控制效果越好。依照模型，系統(tǒng)的軟件設(shè)計(jì)由主控制器模塊、數(shù)據(jù)采集模塊、電機(jī)控制模塊、無線通信模塊等四部分組成。主控制器的流程如圖8所示。主控制器模塊負(fù)責(zé)完成整個控制電路硬件初始化，算法處理，控制器外圍電路驅(qū)動等操作。通過消息機(jī)制，各任務(wù)管理模塊之間進(jìn)行信息交互處理，在整個控制系統(tǒng)中，控制中心負(fù)責(zé)提供需要調(diào)節(jié)的位置變化量，系統(tǒng)控制中心需要的最新姿態(tài)信息由姿態(tài)測算模塊實(shí)時提供，姿態(tài)調(diào)整由電機(jī)驅(qū)動器驅(qū)動電機(jī)實(shí)現(xiàn)。整個主控制器采用模塊化編程，以方便程序移植，四旋翼無人機(jī)飛行器軟件流程圖如下：無人機(jī)上電初始化后，首先設(shè)置無人機(jī)工作模式，接下來檢測電源系統(tǒng)、傳感器等是否正常，自檢正常后則啟動運(yùn)行程序，獲取姿態(tài)檢測模塊中各傳感器數(shù)據(jù)，利用核心算法獲取實(shí)時姿態(tài)信息，反饋給主控制器，以調(diào)整飛行狀態(tài)。本系統(tǒng)軟件流程如圖9所示。3仿真分析本系統(tǒng)基于GitHub中一個開源的四旋翼無人機(jī)平臺驗(yàn)證控制器的控制效果［6］。六個狀態(tài)量分別是無人機(jī)的三軸角速度與三軸加速度，四個動作量分別是四個電機(jī)的轉(zhuǎn)速，并添加噪聲模擬無人機(jī)真實(shí)飛行中受到的干擾，無人機(jī)的仿真環(huán)境如圖10所示。針對無人機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)合理性進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)，在控制器控制下，設(shè)定無人機(jī)飛行500步，并記錄Error的最大值、最小值和平均值。分別對不加控制器、加PID控制器與基于深度學(xué)習(xí)的控制器在空中飛行時進(jìn)行對比實(shí)驗(yàn)。三者的error變化曲線如圖11所示。圖11中，橫坐標(biāo)(step)表示無人機(jī)飛行步數(shù)，縱坐標(biāo)為每步對應(yīng)的error值，圖中的虛線表示500步error的均值。由圖11(a)知，error值隨步數(shù)增大顯現(xiàn)出明顯的單調(diào)遞增趨勢，表明不加控制器時，無人機(jī)的三軸姿態(tài)角離期望值越來越偏離，不能穩(wěn)定飛行；圖11(b)曲線隨步數(shù)增加在一個較小的范圍內(nèi)上下波動，但沒有發(fā)散趨勢，500步error的均值比圖11(a)小，表明加PID控制器時，無人機(jī)的姿態(tài)角保持在一定范圍內(nèi)，提高了系統(tǒng)的穩(wěn)定性；圖11(c)的曲線與圖11(b)比較接近，但其均值明顯比PID控制器小，表明基于深度學(xué)習(xí)的控制器性能優(yōu)于傳統(tǒng)PID控制器。4結(jié)論四旋翼無人機(jī)控制作為控制領(lǐng)域的研