四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的研究與設(shè)計(jì)

四旋翼無人直升機(jī)由于其飛行控制相對(duì)容易，安全性也得到了較大的改善，越來越受到研究人員的關(guān)注。而四旋翼無人直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)是四旋翼無人直升機(jī)至關(guān)重要的組成部分，它決定了四旋翼無人直升機(jī)飛行性能的優(yōu)劣。計(jì)飛行控制系統(tǒng)的總體方案，建立其動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)模型；在此基礎(chǔ)上，完成了以TMS320F2812為的飛行控制系統(tǒng)的軟硬件設(shè)計(jì)，包括器件選型、硬件電路設(shè)計(jì)、模塊化軟件設(shè)計(jì)，并做了大量調(diào)試工作，基本解決了設(shè)計(jì)中存在的問題。同時(shí)初步研究了四旋翼無人直升機(jī)自主飛行控制方案的設(shè)計(jì)，為以后執(zhí)行更復(fù)雜的任務(wù)例如定點(diǎn)建立完善的四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)平臺(tái)，將有助于進(jìn)一步拓展對(duì)四旋翼發(fā)滿足不同條件的新型的多用途無人機(jī)打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。：四旋翼無人直升機(jī)，自主飛行；飛行控制系統(tǒng)，數(shù)學(xué)模型，數(shù)字信號(hào)處器Becausetheflightcontroloffour-rotorunmannedhelicopterisrelativelyeasyanditssecurityhasbeenimprovedgreatly,itispaidmoreattentionbyresearchers。Theflightcontrolsystemoffour-rotorunmannedhelicopterwhichdeterminesthevariousflightperformanceoffour-rotorunmannedhelicopteristhevitalcomponentoffour-rotorunmannedhelicopter．Thissubjectsurroundstheproblemoffour-rotorunmannedhelicopter’Sautonomousflightcontroltodesigntheoverallschemeofflightcontrolsystem、訂mRCmodelaircraftforflighttformandestablishitsdynamicmathematicalmodel．Onthisbasis，IhavecompletedtheflightcontrolsystemhardwareandsoftwaredesignWimTMS320F2812thecore，includingdeviceselection，thehardwarecircuitdesign，sub-modulardesign．Greatdealofdebuggingworkwascarriedout．Variousflowsexistintheweresolvedintheprocessofdebugging．Atthesametime，apreliminarystudyoffour-rotorunmannedhelicopter’S ndesignofautonomousflightcontrolhasbeenplished．ItistolayacertainfoundationinthefutureforperformingmorecomplextaskssuchaSfixed-pointflight,obstacleavoidance，andcoordinationofmulti-flight．Theestablishmentofaperfectfour-rotorunmannedhelicopterfightcontroltformwillbehelpfultofurtherexpandonfour-rotorunmannedhelicopnavigationresearch,controlalgorithmdesign，andcontrolsystemdevelopment．Thesubjectlaysasolidfoundationforfurtherresearchonanewtypeofmulti-purposeunmannedaerialvehicle(UAV)whichwouldmeetdifferentconditions．Keyword：four-rotorunmannedhelicopter,autonomousflight，flightcontrolMathematicalmodel，DigitalSignalⅡ聲本 是我在導(dǎo)師的指導(dǎo)下取得的研究成果，盡我所知，在本中，除了加以標(biāo)注和致謝的部分外，不包含其他人已經(jīng) 公布過的研究成果，也不包含我為獲得任何教育機(jī)構(gòu)的 簽名：么互塑： 使 上網(wǎng)公布 的部分或全部?jī)?nèi)容，可以向有關(guān)部門或機(jī)構(gòu)送交其保存、借閱或上網(wǎng)公布 的部分或全部?jī)?nèi)容。對(duì)， 的有關(guān)規(guī)定和程序處理簽名 么蜀堡2：魚y叼年／月為1緒課題背無人機(jī)(UAv，UnmannedAerialVehicle)是一人駕、重使的器簡(jiǎn)在綜和未知 環(huán)，機(jī)為的遣去行些不適合人完成的任務(wù)，例如近距離 方進(jìn)行偵察，復(fù)雜 條件下的電子對(duì)抗，深入 現(xiàn)場(chǎng)進(jìn)行搶險(xiǎn)救災(zāi)等。無人機(jī)的發(fā)展歷史可以追溯到20世紀(jì)初，英國(guó)于1917年研制成功了世界上第一架無人機(jī)。在20世紀(jì)70年代以前，由于受技術(shù)水平的限制，無人機(jī)發(fā)展緩慢，大多用做靶機(jī)【11。近30年來，隨著微電子、通信、材料及推進(jìn)系統(tǒng)等技術(shù)的迅猛發(fā)展，無人機(jī)得到了長(zhǎng)足的進(jìn)步，加上無人機(jī)在20世紀(jì)90年代以來幾場(chǎng)局部 中的成功戰(zhàn)例，世界各國(guó)開始重視無人機(jī)的研究與發(fā)展。據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，目前，世界上30余個(gè)國(guó)家和地區(qū)已研制出了50多種無人機(jī)，無人機(jī)型號(hào)超過300余種有55國(guó)家備無人，發(fā)展快水最高主要是 以列。與載人飛機(jī)相比，無人機(jī)具有許多優(yōu)點(diǎn)【2】首先，設(shè)計(jì)自由度大。在設(shè)計(jì)上無人機(jī)沒有駕駛艙及相關(guān)的救生設(shè)備，除降低了飛機(jī)的重量和成本外，還大大放寬了飛機(jī)設(shè)計(jì)的一些限制，如飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的位置可以更加合理。由于不考慮人的因素，飛機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)可以更高，可以采用更先進(jìn)的氣動(dòng)布局、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。其次是成本低。在設(shè)計(jì)制造上無需復(fù)雜的機(jī)體和種類繁多的各種機(jī)載設(shè)備，只需一些必要的傳感器。而且使用和費(fèi)用低，人員培訓(xùn)相對(duì)簡(jiǎn)單。與常規(guī)飛機(jī)相比，使用成本可節(jié)約達(dá)50％之多。第三，無人機(jī)可以執(zhí)行一些對(duì)于有人駕駛飛機(jī)來說非 的任務(wù)發(fā)展至今，無人機(jī)技術(shù)已經(jīng)比較成熟并且正朝著多元化路線發(fā)展，固定翼無人機(jī)和單槳直升機(jī)是最常見的無人機(jī)，占據(jù)絕大部分市場(chǎng)份額。文獻(xiàn)【3】針對(duì)基于不同飛行原理的飛行器作了一些對(duì)比。固定翼飛機(jī)在可控性、最大有效載荷和機(jī)動(dòng)性方面略具優(yōu)勢(shì)；直升機(jī)在固定飛行、慢速飛行、垂直起降和室內(nèi)飛行方面有明顯的優(yōu)勢(shì)。直升機(jī)是最復(fù)雜的飛行器之一，它的復(fù)雜性在于它的多功能性和靈活性以用來完成各種不同的任務(wù)。傳統(tǒng)的直升機(jī)按照常理都裝備有一個(gè)主槳和一個(gè)尾槳。另外，其他存在的直升機(jī)類型包括兩側(cè)成對(duì)旋翼或者一前一后兩個(gè)旋翼直升機(jī)和共軸雙旋翼直升機(jī)。本文特別關(guān)注一種四旋翼的迷你飛行器，這種飛行器也被稱為四方旋翼飛行器。四旋翼飛行器并不是一種新式的結(jié)構(gòu)，早在年它就闖世了。1年1緒 頊與Dr．George如Bothezat和IvanJerome簽定了一份發(fā)展垂直飛行的機(jī)器的合同。這個(gè)1578虹X結(jié)構(gòu)的龐然大物是由位于9m臂粱末端的直徑81In的六槳葉的旋翼支持的(見圖111)。在每個(gè)側(cè)臂的末端有兩個(gè)可以任意傾斜的小推進(jìn)器，用來控制前進(jìn)和偏航。首飛于1922年10月成功舉行，雖然只能達(dá)到5m的高度，與當(dāng)初設(shè)想的100m的差距較大．但畢竟是飛行史上的一大 。DeBothezat論證道：他的設(shè)計(jì)能夠非常穩(wěn)定，而且如果應(yīng)用到實(shí)際上去，理論上可行。圖l_1．1Bothezat自從第一架四旋翼飛行器成功升空后，對(duì)這個(gè)長(zhǎng)著四個(gè)的怪家伙的研究一直試，所以航空界和控制界都對(duì)它的設(shè)計(jì)產(chǎn)生了濃厚的。和普通直升機(jī)依靠改變主旋翼和尾翼的傾斜度和轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)飛行不同的是，這種飛行器使用四個(gè)固定在“x”形框架末端的相互獨(dú)立的旋翼。所有的運(yùn)動(dòng)都是靠單獨(dú)改變各個(gè)旋翼的角速度，即每個(gè)旋翼的升力來完成的，優(yōu)點(diǎn)在于飛行器在三作出任意動(dòng)作而機(jī)身所要作出的相應(yīng)改變盡可能的少。這種設(shè)計(jì)使得四旋翼無人機(jī)在許多情況下比普通帶尾翼的直升機(jī)有更好的選擇。首先，它機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，使得它更便宜和可靠，而且四個(gè)旋翼通過剮性框架轉(zhuǎn)化為簡(jiǎn)單的動(dòng)力，比較容易控制；第二，有一定強(qiáng)度的碳纖維框架、機(jī)身少數(shù)的運(yùn)動(dòng)部件、并可以安裝輕型旋翼的整流罩使得四旋翼無人機(jī)相對(duì)來說飛行平穩(wěn)，很少四個(gè)旋翼的固有冗余使得萬一其中一個(gè)螺旋槳或者電機(jī)出現(xiàn)故障也有可能緊急降落。由于四旋翼無人機(jī)在飛行期間的軟碰撞是可以的，使得編隊(duì)或成群飛行的魯棒控制也變得比較簡(jiǎn)單。所有這些優(yōu)勢(shì)解釋了為何在無人執(zhí)行而又需要可靠性或魯棒性的任務(wù)中使用這種飛行器引起人們極大的。這種無人機(jī)可在民用、科研、軍事等方面得到廣泛應(yīng)用，包括電力線檢查、交通控制、處理時(shí)的支援、監(jiān)視、高空攝影、戰(zhàn)場(chǎng)或地形識(shí)別、甚至在大氣密度充分的時(shí)候可以進(jìn)行自動(dòng)化行星探測(cè)【4l。鯉主堡 國(guó)內(nèi)外研究 Draganflyer公司生產(chǎn)的Draganflyer TI，如1．2l，它是款世界著名的 了壓電晶體陀螺儀進(jìn)行姿態(tài)增穩(wěn)控制，使 飛行更加簡(jiǎn)單、平穩(wěn)dr_i均疊n聲 Dr．JonathmaP 3 圖1．2 MIT多機(jī)協(xié)硒飛行 Sliding-mode)下的飛行姿態(tài)的增穩(wěn)控制；到2006年，第二代OS4囤1．24EPFL的OS4斯坦福大學(xué)研制的X4一flyer是在DraganflyerⅢ的基礎(chǔ)上改裝的，如圖12．5，它自帶的機(jī)載電子設(shè)備完全被一塊自行設(shè)計(jì)的PCB所取代，集合了自主飛行時(shí)所需要的測(cè)量和通信功能。通過第二代藍(lán)牙設(shè)備實(shí)現(xiàn)飛行數(shù)據(jù)傳達(dá)到地面和控制命令發(fā)送到飛行器【8】。幽1．25斯坦福大學(xué)的X4-flye實(shí)物黑雖然國(guó)際上已經(jīng)針對(duì)四旋翼無人直升機(jī)進(jìn)行了廣泛和深入的研究，但在國(guó)內(nèi)，目前對(duì)這一方面的研究還僅局限于少數(shù)幾所高校，處于起步階段。國(guó)防科技大學(xué)于年展開了四旋翼無人直升機(jī)的相關(guān)技術(shù)的自主研究，白行設(shè)計(jì)、制作的實(shí)物模型總重量約7509，最大長(zhǎng)度約70cm(翼尖到翼尖)，已經(jīng)實(shí)現(xiàn)依靠自身旋翼自主飛行：機(jī)身框架由鋁管構(gòu)成，重量輕而且有足夠的硬度；繼承了Draganflyerm的旋翼、改用瑞士Maxon電機(jī)；姿態(tài)測(cè)量傳感器有；三個(gè)單軸陀螺儀EN-05，雙軸加速度計(jì)ADXL202，三軸電子羅盤HMR330黑 ? DPF282擾動(dòng)方面做得很出色。圖1_2．7展示了其懸停時(shí)的飛行姿態(tài)。黧黧圖I 航空航天大學(xué)研制的四旋翼飛行器正在做飛行試1,3IOLVeticalTak(hoffandLanding)。四旋翼飛行器在總體布局上可以歸入非共軸式碟形飛行器一類，與單槳直升機(jī)相比，飛行原理簡(jiǎn)單，結(jié)構(gòu)緊湊，單位體積上能夠產(chǎn)生更大的升力，并且由于兩個(gè)對(duì)角線的四旋翼無人直升機(jī)擅長(zhǎng)于在樹林、室內(nèi)、城市和惡劣天氣等復(fù)雜環(huán)境下執(zhí)行監(jiān)視和搶險(xiǎn)救災(zāi)等任務(wù)，具有非常廣闊的應(yīng)用前景：同時(shí)，它的另一重要研究方向之一就是火星探測(cè)無人飛行器：另外，四旋翼無人直升機(jī)所表現(xiàn)出的強(qiáng)烈優(yōu)勢(shì)吸引著廣大科1．4本文所做的本文以四旋翼無人直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)為背景，以四個(gè)螺旋槳為控制對(duì)象，基于DSP設(shè)計(jì)并制作了具有信號(hào)及處理和無線通訊接口的飛行囂控制器。內(nèi)容涉及數(shù)學(xué)建模、自動(dòng)控制理論、電機(jī)驅(qū)動(dòng)、傳感器技術(shù)和計(jì)算機(jī)技術(shù)等學(xué)科領(lǐng)域。初步完成了四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的總體方案設(shè)計(jì)，數(shù)學(xué)模型的建立，軟硬件設(shè)本文各章節(jié)安排如下：第一章緒論。首先介紹了無人機(jī)的發(fā)展歷史和存在優(yōu)勢(shì)，然后對(duì)比得出四旋翼無人直升機(jī)的優(yōu)點(diǎn)和研究意義。針對(duì)國(guó)內(nèi)外的研究現(xiàn)狀，提出本文的研究方向和目標(biāo)，簡(jiǎn)述本文的內(nèi)容安排。第二章總體設(shè)計(jì)。重量輕、尺寸適中、速度較快、續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)、能耗和成本低是我們追求的目標(biāo)，但是完全實(shí)現(xiàn)是非常艱難甚至是不可能的，所以根據(jù)實(shí)際情況綜合6四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的研究與的設(shè)計(jì)變得非常。為實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼無人直升機(jī)的有效控制，首先必須準(zhǔn)確建立其用(空氣動(dòng)力、重力、陀螺效應(yīng)和旋翼慣量矩等)，還很容易受到氣流等外部環(huán)境的干擾。因此，建立有效、可靠的動(dòng)力學(xué)模型并非易事。飛行處理模塊、無線通信模塊、動(dòng)力與能源模塊等。第五章飛行控制系統(tǒng)軟件的設(shè)計(jì)。主要研究飛行控制計(jì)算機(jī)(DSP)和各種傳感器、通信模塊和電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊間的接口程序的編寫與調(diào)試，控制過程中應(yīng)該注意的問第六章系統(tǒng)調(diào)試?？偨Y(jié)在調(diào)試四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)過程中的心得體會(huì)。在設(shè)計(jì)調(diào)試過程中發(fā)現(xiàn)問題其實(shí)并不是壞事，只要及時(shí)分析并能解決之，這個(gè)問題就會(huì)成為我們攻克其他問題的砝碼。望72飛行2飛行控制系統(tǒng)總體設(shè)飛行控制系統(tǒng)針對(duì)不同的飛行器上的應(yīng)用【7】嗍，對(duì)其系統(tǒng)功能和性能要求也不一樣，控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案也各有側(cè)重，故不可完全照搬現(xiàn)有的方案加以實(shí)施，必須結(jié)合自身特點(diǎn)進(jìn)行合理地選擇和設(shè)計(jì)。因此，四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方案的確定成了本文研究的首要內(nèi)容。本章先從飛行平臺(tái)的選型入手，并介紹了四旋翼無人直升機(jī)飛行控制的特點(diǎn)，重點(diǎn)在于通過四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的基本原理對(duì)其飛行控制系統(tǒng)的總體方案的設(shè)計(jì)。四旋翼直升機(jī)選在本課題的初始階段，我曾試著去制作一架全新的微小型四旋翼無人直升機(jī)，但被瑣碎的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和零部件采購而困擾。后來經(jīng)過討論方案的可行性，得出整機(jī)改裝是一條捷徑的結(jié)論。整機(jī)改裝和自己完全組裝的優(yōu)劣分析如下： 買來整機(jī)然后改裝的話，我們的研究重點(diǎn)就可以放在控制器的設(shè)計(jì)和改善飛行(2)買配件然后再組裝的話，勢(shì)必花大量時(shí)間和精力在結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和零件的選取及等方面，既然已經(jīng)決定先研究“x"型四旋翼飛行器，繼而再推廣到其他更先進(jìn)的飛行器，就沒有必要對(duì)已經(jīng)很 “x"型四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)框架花過多的時(shí)通過對(duì)比，借鑒了國(guó)內(nèi)外研究結(jié)構(gòu)所用機(jī)型基礎(chǔ)上選定Draganflyer1V級(jí)模型作為飛行平臺(tái)，如圖2．2．1。國(guó)外研究較多的機(jī)型是DraganflyerIV和DraganflyerVTI(51，國(guó)內(nèi)國(guó)防科技大學(xué)研究使用的是DraganflyerⅢ級(jí)模型。DraganflyerIV8《圖 Dl螄Ⅳ級(jí)模重模型重量(含電池有效 機(jī)身全長(zhǎng)(翼尖到翼尖尺機(jī)飛行無線16-20動(dòng)系留電電池?zé)o限時(shí)因?yàn)镈ragaaflyer價(jià)格昂貴，而且不是國(guó)產(chǎn)，受產(chǎn)品市場(chǎng)定位的影響，在國(guó)內(nèi)比較難買到，目前研究使用的是一種國(guó)產(chǎn)的四旋翼直升機(jī)華甜，如圖2．2．2它相對(duì)便宜，且國(guó)內(nèi)和服務(wù)點(diǎn)較多，修理和方便．從而使我們更加大膽的對(duì)它進(jìn)行開發(fā)和改造，缺點(diǎn)是飛行穩(wěn)定性稍差，續(xù)航時(shí)間短，動(dòng)力較差，只能帶很輕的負(fù)載。華4#模型的主要參數(shù)如表2．2．2所示。2飛行控制系統(tǒng)總件設(shè) 硬圖222 模華 群的運(yùn)動(dòng)是由改變 旋翼提供的升力所控制的。不像常規(guī)直升機(jī)，它們通過調(diào)整旋翼的旋轉(zhuǎn)速度、葉片 角(傾斜角)和葉片輪列角叫來改變升力矢量包括大小方向，華 沒有復(fù)的旋翼制系，它只需變轉(zhuǎn)速大小能實(shí)現(xiàn)全方位的飛行。華 刪的 旋巽的傾斜角是固定不變的。盡管由于華甜的旋翼是由柔韌的塑料制成．當(dāng)它們高速旋轉(zhuǎn)時(shí)空氣的拉力(或阻力)會(huì)使旋翼的傾斜角微小改變，因此，總的升力是旋翼轉(zhuǎn)速之和的某種函數(shù)關(guān)系，轉(zhuǎn)動(dòng)力矩是它們的微分的某種函數(shù)關(guān)系。旋翼產(chǎn)生的反扭矩經(jīng)由機(jī)身相互抵消，從而在機(jī)身上施加了相當(dāng)大的壓力。這是這個(gè)設(shè)計(jì)的重大不足，導(dǎo)致機(jī)身振動(dòng)和變形，可能使固定器變松。表2．22 4槌控模型主要參模型重量(古電重 有鼓載重

約尺 機(jī)

旋翼直徑飛行時(shí) 無線控 8．12分動(dòng) 電池供電四電機(jī)驅(qū)華刪是一個(gè)閉環(huán)控制系統(tǒng)，它把三個(gè)陀螺儀作為反饋來穩(wěn)定控制滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航。閉環(huán)控制有兩個(gè)方面的效果：一是機(jī)身的旋轉(zhuǎn)就會(huì)和操控員給令相對(duì)由四旋翼飛行器的來看，和傳統(tǒng)的直升機(jī)相比，它有著自身的優(yōu)勢(shì)【38】。假如前后兩個(gè)電機(jī)逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，而左右兩側(cè)的電機(jī)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，則尾槳控制和旋翼傾斜問加速度，最小的扭矩也會(huì)導(dǎo)致角加速度。從另一方面來說，四旋翼直升機(jī)有四個(gè)輸入力，同時(shí)卻有六個(gè)輸出(即六個(gè)自由側(cè)飛和升降)，所以它又是一種欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)(欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)是指少輸入多輸出系統(tǒng))。這樣的系統(tǒng)往往會(huì)導(dǎo)致不穩(wěn)定，需要能夠確保長(zhǎng)期穩(wěn)定的控制方法。四旋翼飛行器總的輸入就是每個(gè)電機(jī)的旋轉(zhuǎn)力矩之和。俯仰運(yùn)動(dòng)是由加大(或減小)后端旋翼轉(zhuǎn)速，同時(shí)減小(或加大)前端旋翼轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)的。相似地可以得到滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；即加大(或減小)左側(cè)旋翼轉(zhuǎn)速，同時(shí)減小(或加大)右側(cè)旋翼轉(zhuǎn)速。偏航運(yùn)動(dòng)是由加大(或減小)前后旋翼的轉(zhuǎn)速，減小(或加大)兩側(cè)旋翼的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)的。但必須明確一點(diǎn)，以上三種運(yùn)動(dòng)過程中總的旋轉(zhuǎn)力矩應(yīng)保持恒定。姿態(tài)圖2．3．I四旋翼直升機(jī)飛行控制系由四旋翼無人直升機(jī)的飛行原理可以歸結(jié)出飛行控制系統(tǒng)通常由測(cè)量裝置(各類傳感器)、飛行控制器和驅(qū)動(dòng)電機(jī)、被控對(duì)象等部分組成，如圖2．3．1。傳感器用來測(cè)量四旋翼無人直升機(jī)的飛行狀態(tài)信息，這些信息經(jīng)過控制器處理后轉(zhuǎn)變成能夠被控制系統(tǒng)識(shí)別的有效信息，飛行控制器根據(jù)這些傳感器反饋回來的飛行狀態(tài)信息、預(yù)先給定的狀態(tài)和現(xiàn)場(chǎng)無線電輸入的控制指令信息進(jìn)行處理，來計(jì)算出控制電機(jī)的輸出信息。其中，狀態(tài)的測(cè)量和飛行姿態(tài)的穩(wěn)定控制作為飛行控制系統(tǒng)的，由于四旋翼2飛行飛行器是非線性系統(tǒng)，其數(shù)學(xué)模型較難準(zhǔn)確建立，經(jīng)典控制方法并不適用，可采用模糊控制理論加以探究?？傮w方案設(shè)本文以微小型四旋翼無人直升機(jī)為研究對(duì)象，最終設(shè)計(jì)目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)微小型四旋翼無人直升機(jī)自主飛行，并完成定點(diǎn)飛行與飛行避障等任務(wù)。飛行控制系統(tǒng)是微小型四旋翼無人直升機(jī)的，它決定著四旋翼直升機(jī)的各種飛行性能的優(yōu)劣[43][49][52】。在設(shè)計(jì)該系統(tǒng)時(shí)，必須全面綜合分析結(jié)果和過程，考慮到微小型四旋翼無人直升機(jī)載重有限，在器件選型時(shí)應(yīng)該優(yōu)先選取重量輕、體積小、功耗低的產(chǎn)品；另外，為了日后系統(tǒng)升級(jí)的便利性，模塊化，接口標(biāo)準(zhǔn)化應(yīng)該始終貫穿在整個(gè)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)過程中。飛行控制系統(tǒng)總體在借鑒了目前國(guó)內(nèi)外微小型四旋翼無人直升機(jī)研究成果基礎(chǔ)上，結(jié)合自身的優(yōu)勢(shì)和不足，設(shè)計(jì)了四旋翼直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)，如圖2．4．1所示。整個(gè)飛行控制系統(tǒng)可以分為地面和機(jī)載兩大部分，它們?cè)谖锢砩鲜窍嗷オ?dú)立的，在控制邏輯上是相互關(guān)聯(lián)的。整個(gè)飛行控制系統(tǒng)包括傳感器模塊、四電機(jī)控制模塊、中心控制模塊、無線通信量機(jī)身三軸角速率的陀螺組、測(cè)量機(jī)身三軸線加速度的加速度計(jì)組、測(cè)量機(jī)身航向及姿態(tài)信息的羅盤等。在測(cè)量過程中由于陀螺儀存在溫漂和數(shù)字羅盤受周圍磁場(chǎng)的影響，導(dǎo)致測(cè)得的姿態(tài)信息并確，因此將陀螺儀、加速度計(jì)和數(shù)字羅盤結(jié)合起來獲取準(zhǔn)確的偏航角、滾轉(zhuǎn)角、俯仰角信息。心控模塊DSP飛制統(tǒng)的 部也飛制算機(jī)，它在每個(gè)控制周期內(nèi)實(shí)時(shí)處理傳感器 的數(shù)據(jù)和光電碼盤測(cè)得的電機(jī)轉(zhuǎn)速，完成一系列復(fù)雜的算法，得到四旋翼直升機(jī)的姿態(tài)和位置信息，結(jié)合無線模塊傳送的控制指令，計(jì)算出控制量，轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的 信號(hào)經(jīng)驅(qū)動(dòng)電路后驅(qū)動(dòng)四個(gè)電機(jī)工作，保持四旋翼直升機(jī)穩(wěn)定飛行，并將遙測(cè)信息通過無線通訊模塊傳送到地面控制站。塑圭堡 璺壁墨玉叢墨墨玉塹墼塹蔓堡曲受塞圖2．41飛行“)無線通信模塊通過現(xiàn)有無線網(wǎng)絡(luò)建立地面控制站和飛行器的通信鏈路。地面控制站向主控模塊傳輸飛行和任務(wù)控制指令，同時(shí)中心控制模塊發(fā)送飛行狀態(tài)、任務(wù)狀況等?？梢詫⒉煌攸c(diǎn)的現(xiàn)場(chǎng)信息通過無線通訊傳送到地面控制站，保證流的穩(wěn)定持續(xù)傳輸，并且不受山川、河流、橋梁道路等復(fù)雜地形限制。地面控制站負(fù)責(zé)觀察和記錄四旋翼無人直升機(jī)的各項(xiàng)飛行信息。通過PC器直觀地顯示出來；當(dāng)四旋翼無人直升機(jī)需要人工干預(yù)的時(shí)候，可以發(fā)送控制指令現(xiàn)場(chǎng)對(duì)其進(jìn)行控制。地面控制站和四旋翼直升機(jī)之間的通訊遵循設(shè)計(jì)好的測(cè)控協(xié)議。由需求分析可知，本文主要是在模型的基礎(chǔ)上改裝成能夠自主飛行的四旋翼無人直升機(jī)，重點(diǎn)集中在飛行控制系統(tǒng)的軟硬件的設(shè)計(jì)和開發(fā)。器件選型與硬件電路設(shè)計(jì)是系統(tǒng)設(shè)計(jì)非常關(guān)鍵的一步，如傳感器的重量和控制系統(tǒng)電路板的大小將直接影2飛行響四旋翼直升機(jī)的任務(wù)承載量，從而對(duì)其所能執(zhí)行的任務(wù)產(chǎn)生深遠(yuǎn)的影響，傳感器的性能直接決定了所設(shè)計(jì)的控制方案的效果。硬件電路作為飛行控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)，還需要相應(yīng)的飛行控制系統(tǒng)軟件的支持才能行使其正常的功能，飛行控制軟件是四旋翼無人直升機(jī)控制、檢測(cè)、通訊等技術(shù)的載體和具體實(shí)現(xiàn)。軟件設(shè)計(jì)采用模塊化和層次化的設(shè)計(jì)思路，使程序方便調(diào)試，易于和擴(kuò)展，同時(shí)應(yīng)注意程序代碼的執(zhí)行速度和系統(tǒng)資源的合理分配等事項(xiàng)。軟件模塊化設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡量做到獨(dú)立模塊盡量小以及保持其相對(duì)獨(dú)立性。各主要模塊單獨(dú)調(diào)試通過后，還需要進(jìn)行各模塊聯(lián)調(diào)，目的就是檢驗(yàn)整體系統(tǒng)功能是否實(shí)現(xiàn)，先期可以做一些仿真，做到心中有數(shù)，然后進(jìn)行飛試，以查看實(shí)際效果如何。本章對(duì)四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的總體方案進(jìn)行了設(shè)計(jì)。首先選取了四旋翼無人直升機(jī)的飛行平臺(tái)，對(duì)四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的基本工作原理進(jìn)行了簡(jiǎn)要的介紹，將整個(gè)飛行控制系統(tǒng)劃分為若干模塊并簡(jiǎn)要說明。3四旋翼無人直升機(jī)的數(shù)學(xué)建引數(shù)學(xué)模型不僅僅是對(duì)實(shí)際問題的數(shù)學(xué)描述，而且是對(duì)實(shí)際問題進(jìn)行理論分析和科學(xué)研究的有力工具。四旋翼飛行器從結(jié)構(gòu)上看似不復(fù)雜，但它的原理和飛行過程中涉VTOL，aretcalake．ffndLandng)入手，再推廣到四旋翼飛行器上，對(duì)其整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模。PVTOLPVTOL本節(jié)將介紹著名的PVTOL(平面內(nèi)垂直起降)飛行器問題。PVTOL表現(xiàn)了對(duì)非線性系統(tǒng)控制問題的，特別是今天所知道的“運(yùn)動(dòng)控制”的情況。很明顯，VTL是隨著垂直起降的飛行器，例如直升機(jī)和一些特殊的飛機(jī)，迫切需要穩(wěn)定的要求下發(fā)展起來的。PVTOL是一種飛行體發(fā)展成垂直起降飛機(jī)的數(shù)學(xué)模型。它有三個(gè)自由度(x，Y，巾)，分別表征了在平面內(nèi)的位置和方向。PVTOL由兩個(gè)獨(dú)立的推進(jìn)器組成，為飛行器提供動(dòng)力和力矩，如圖3．2．1。PVTOL是一個(gè)典型的非線性控制問題。已經(jīng)出現(xiàn)了多種設(shè)計(jì)方法專門針對(duì)PVTOL飛行器的飛行控制問題。其實(shí)，從表面上看，這個(gè)特殊的系統(tǒng)只是一個(gè)有著最少狀態(tài)和輸入的簡(jiǎn)單的飛行器模型，然而卻保持著在設(shè)計(jì)實(shí)際飛行器的控制律【14】【151PVTOL的原理對(duì)深入了解四旋翼飛行器，甚至一般的航空器有著重要的意義。PVTOLPVTOL飛行器的飛行原理大致如下：每個(gè)機(jī)翼的中部各有一個(gè)推進(jìn)器，它提供始終垂直機(jī)身平面向上的升力。當(dāng)總的升力大于重力時(shí)，它就上升。如果兩個(gè)推進(jìn)器所給的力不相同，它們對(duì)機(jī)體中心的力矩就不平衡了，機(jī)身就開始傾斜，力的大小相根據(jù)運(yùn)動(dòng)定律‘161，PVTOL的系統(tǒng)方程由下式給出(見圖槭=sin(矽彬=Cos(≯)”l— 3巾3四旋YX圖3．2．1PVTOL飛行器(前視其中，x是水平位移，Y是豎直位移，≯是PVTOL和水平線的夾角?！啊Ｊ强偟耐七M(jìn)力，“2是兩個(gè)推進(jìn)器的推力之差(如圖3．2．1)。Z是推進(jìn)器到機(jī)體中心的距離，J是PVTOL的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，mg是它的重力。，，J，mg都是常量。四旋翼直升機(jī)氣動(dòng)力特性的方法有很多，目前經(jīng)常采用的有：理論、動(dòng)量理論、渦流理論以及其他新興流場(chǎng)計(jì)算方法、流體力學(xué)方法，比如：NS或Eulcr方程等【47】[50】【5l】。由于時(shí)間和專業(yè)的限制，完整而詳細(xì)的去研究旋翼空氣動(dòng)力學(xué)是不現(xiàn)實(shí)的，因此在綜合比較了前人所做的工作基礎(chǔ)上，選取適合現(xiàn)階段工作需要的旋翼空氣動(dòng)力學(xué)模型，并完成9力和力矩包括構(gòu)造旋轉(zhuǎn)軸的升力r、阻力D、扭矩Q和側(cè)向力矩￡。可以發(fā)現(xiàn)，上述力或力矩均與旋翼轉(zhuǎn)速的平方(國(guó)2)成一定比例關(guān)系【20】：z=三州e舶 D=一IpAC。 Q=吉pACQR2國(guó) L=三州GR2緲 厶其中R為槳葉半徑，A=zrR2為槳盤面積，P為空氣密度，C、cD、％、G分別旋翼的拉力系數(shù)、阻力系數(shù)、扭矩系數(shù)和側(cè)傾力矩系數(shù)。由此可見，求解旋翼的力或力矩關(guān)鍵在于各項(xiàng)空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)的求解。根據(jù)我們應(yīng)用的需要，經(jīng)過一定的工程近 其中常數(shù)k該旋翼的飛行狀態(tài)有關(guān)，由于它涉及的面過于復(fù)雜，在工程上把它近似于懸停狀態(tài)，仍當(dāng)做常量來看。圖3．3．1給出了一種四旋翼直升機(jī)的示意圖，和傳統(tǒng)的直升機(jī)相比，它有著自身的優(yōu)勢(shì)。假如前后兩個(gè)電機(jī)逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，而左右兩側(cè)的電機(jī)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，則尾槳控制和旋翼傾斜問題可以被忽略。這就是說，四旋翼直升機(jī)無需尾槳來抵消反扭力矩以及避免復(fù)雜的旋翼傾斜控制來實(shí)現(xiàn)各種飛行姿態(tài)，這是因?yàn)閷?duì)角線上的兩對(duì)電機(jī)的旋轉(zhuǎn)方向相反，正好抵消了它們產(chǎn)生的扭力矩；由于其獨(dú)特的對(duì)稱性和多旋翼性，飛行姿3四旋翼無人直升機(jī)的數(shù)小)后端旋翼轉(zhuǎn)速，同時(shí)減小(或加大)前端旋翼轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)的。相似地可以得到滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，即加大(或減小)左側(cè)旋翼轉(zhuǎn)速，同時(shí)減小(或加大)右側(cè)旋翼轉(zhuǎn)速。偏航運(yùn)動(dòng)是由加大(或減小)前后旋翼的轉(zhuǎn)速，減小(或加大)兩側(cè)旋翼的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)的。但必須明確一點(diǎn)，以上三種運(yùn)動(dòng)過程中總的旋轉(zhuǎn)力矩保持恒定。爭(zhēng)一 一 X圖3．3．2(a)俯仰角(b)滾轉(zhuǎn)角(c)偏航從它的結(jié)構(gòu)上來看，四旋翼飛行器和PVTOL飛行器有一些相似處。另外，當(dāng)俯仰角和偏航角為零時(shí)，四旋翼飛行器就 成為PVTOL[57】(58】。在某種程度上說，一個(gè)四旋翼飛行器能夠看成是兩個(gè)PVTOL的組合，它們的軸相互正交(見圖3。3．2(a)和(b)) 飛行器的一般坐標(biāo)可以如下表示其中(，Yz航、俯仰和滾轉(zhuǎn)角)表示飛行器的姿態(tài)【411。因此，模型可以很自然地分成平移和旋轉(zhuǎn)坐

善=(石，Y，z)∈吼 飛行器的平移動(dòng)能四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的研究與k壘秒 ％壘尋矛r，(矛 =秒芋+擴(kuò)塒)一 設(shè)四旋翼直升機(jī)四個(gè)電機(jī)M．、M：、M，和M。所提供的升力分別為五、以、六M3．31和33．2Z=屯 其中常數(shù)毛表示第f片旋翼的升力系數(shù)。哆是第f個(gè)電機(jī)(M，，i=1，．．．，4)的角f壘 ～=∑r02∽一其中Z是電機(jī)到機(jī)體中心的距離，rM,是．dgCOl,M，產(chǎn)生由于四旋翼直升機(jī)特殊的對(duì)稱性，每個(gè)電機(jī)產(chǎn)生的力矩對(duì)機(jī)體中心的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量都是相等的，在這里用厶表示。根據(jù)剛體(慢速、低空飛行器可以看做剛體)定軸轉(zhuǎn)3四旋動(dòng)定

tv=J％_---尹

t~f2T~％一厶魚山0一，，歧刪妒0=妒2

其中z和Y是水平面內(nèi)的坐標(biāo)，z是豎直位置坐標(biāo)。y是繞Z軸的偏航角，秒是繞Y的俯仰角，≯是繞X的滾轉(zhuǎn)角?？刂戚擜．u和f∥、一、砟分別是總的推進(jìn)力或者總本章小本章先對(duì)平面內(nèi)垂直起降飛行器(PVTOL)進(jìn)行了分析，然后借助其分析方法，詳細(xì)介紹了四旋翼無人直升機(jī)的數(shù)學(xué)模型建立過程，得到了控制輸入和狀態(tài)變量的一般關(guān)系，為研究其飛行控制系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)性能打下了基礎(chǔ)。四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的研究與設(shè)4四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)引四旋翼無人直升機(jī)具有載荷輕、體積小、完全自主飛行控制復(fù)雜等特點(diǎn)，根據(jù)這些特點(diǎn)可以得出飛行控制的系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)的總體要求，具體包括以下幾方面：(1)電子設(shè) 能力要強(qiáng)，如抗電磁干擾、 干擾等便 以上幾要求限制設(shè)計(jì)行控系統(tǒng)硬件供依據(jù)，的放。在的方案設(shè)計(jì)過程中比較多的考慮了以下幾個(gè)方面：系統(tǒng)的可靠性、可行性、先進(jìn)性、實(shí)時(shí)性和高成度。為盡量采比較成 、可繼性的和可借的技術(shù)和器件。下面首先給出系統(tǒng)硬件總體結(jié)構(gòu)，+然后分模塊介紹系統(tǒng)硬件的選型和電路設(shè)計(jì)，控制系統(tǒng)硬件總體結(jié)構(gòu)框圖如圖4．2．1所示。整個(gè)飛行控制系統(tǒng)包括傳感器模塊、四電機(jī)控制模塊、中心控制模塊、無線通信模塊和電源轉(zhuǎn)換等部分。4四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)與實(shí) 預(yù)目 中心控制模中心控制模塊即飛行控制系統(tǒng)的處理器作為整個(gè)系統(tǒng)的控制部分，主要負(fù)責(zé)傳感器檢測(cè)到的姿態(tài)角速率(俯仰角速率、橫滾角速率和偏航角速率)、隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，新型應(yīng)用要求越來越高，這也使設(shè)計(jì)人員必須以更少的資源完成的工作，將多種功能集成到同一處理器中，并優(yōu)化系統(tǒng)成本。市場(chǎng)上目前一般處理器(例如單片機(jī)和ARM)采用傳統(tǒng)的馮·DSDSP相同性能的一般處理器便宜得多，而且功耗和體積方面也小得多。因此，選用DP作為四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的處理器。 根據(jù)以上要求，再從性能、接口、成本和開發(fā)難度方面綜合考慮，選用德州儀器(TI)公司適用于控制的32位TMS320F2812DSP[19】。一個(gè)單周期32位乘法累加器(MAC)數(shù)據(jù)路徑或雙16位MC結(jié)合了高端精確度和DS速度。高速中斷處理以及一般控制操作指令(如位操作和跳轉(zhuǎn))實(shí)現(xiàn)了在多目的、多任務(wù)環(huán)境中的器件使用。軟件是何DS開的鍵方，F(xiàn)812富電制庫夠速開并化關(guān)工作。2位理器提更大的 器空，而化了 器計(jì)。成了的電路，諸如脈寬調(diào)制器6'WM)、通信端口與模數(shù)轉(zhuǎn)換器(ADC)等針對(duì)特定控制的，使設(shè)計(jì)人員可不再采用外部元器件，從而節(jié)約了系統(tǒng)成本。大量閃存與的集成也不再需要外部閃存／AM，這也降低了成本與復(fù)雜性。2位處理器的代碼密度是研究得較多的一項(xiàng)權(quán)衡因素【20】。F明智地使用位與位指令相結(jié)合。只有在必須被編碼的信息總量需要32位時(shí)才采用32位指令，而其他則采用16位指令，這樣代碼密度得到提高，也減少了對(duì)器的需求。32位算術(shù)邏輯單元(CALU)，具有單周期32位×32位的乘和累加操作(MAC)功能，3個(gè)32位CPU定時(shí)器，可支持45個(gè)外部中斷，迅速的中斷響應(yīng)和處理，統(tǒng)一的器編程模式，可達(dá)4M字的線性程序／數(shù)據(jù)地址；片內(nèi)128KX16位的FLASH程序 器，1KX16位的OPT型只讀 兩塊4KX16位的單口隨機(jī) 器(SARAM)：L0和L1，一塊8KX16位SARAM：H0，兩塊1KX16位SARAM-M0和M1，可擴(kuò)展的外部

21的設(shè)含S，P，cN增型域絡(luò)制，用字I／，2個(gè) 管器模EV包括個(gè)16通定時(shí)，1個(gè)16位 通，4四旋 Flash編程電壓為3．3V傳感器模傳感器相當(dāng)于人的眼睛和耳朵，用來感知外界相關(guān)的環(huán)境變換，為中心控制模塊提供原始數(shù)據(jù)。由于所使用的四旋翼直升機(jī)負(fù)載能力有限，因此，減小和減輕導(dǎo)航系統(tǒng)所用傳感器的體積及重量，就顯得尤為重要。本文側(cè)重于選用基于微電子機(jī)械系統(tǒng)(MEMS，MicroElectroMechanialSystems)12a][25】技術(shù)的慣性傳感器。與以往龐大、笨重、昂貴而功耗又高的精密慣性姿態(tài)系統(tǒng)相比，MS慣性傳感器能夠滿足無人機(jī)對(duì)慣性姿態(tài)測(cè)量裝置微小型化、功耗極低的要求，在小塊印刷板上集成多個(gè)S傳感器已經(jīng)成為可能。但是不得不說的是隨著MES技術(shù)的引入，傳感器的相應(yīng)設(shè)計(jì)規(guī)則也發(fā)生了變化。這其中包括：微機(jī)械應(yīng)力的獲取規(guī)則、微小電容檢測(cè)的規(guī)則、溫度漂移的引入規(guī)則、微機(jī)械位移和固有頻率的關(guān)系、噪聲作用的順序、最終噪聲等。這些變化在宏觀機(jī)械領(lǐng)域不起很大作用，因而沒有受到很大重視，需要在研發(fā)MEMS傳感器技術(shù)的同時(shí)逐步加以解決。對(duì)于我們使用者來說，針對(duì)目前成MEMS協(xié)同測(cè)量，以達(dá)到降低誤差的目的【53】【55】。四旋翼無人直升機(jī)自主飛行過程中，傳感器需要檢測(cè)哪些物理量才能保持其穩(wěn)定飛行?這是設(shè)計(jì)傳感器模塊必須解決的問題，也是設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。飛行器在某個(gè)時(shí)刻的狀態(tài)由六個(gè)物理量來描述，包括在三維坐標(biāo)中的3個(gè)位置量和沿3個(gè)軸的姿態(tài)量(即稱為六自由度)。位置信息可由GPS得到，但GPS在室內(nèi)的信號(hào)較差，而且近地面飛行時(shí)精度降低很多。本文作為四旋翼無人直升機(jī)的初步研究，沒有對(duì)定點(diǎn)和特殊飛行進(jìn)行探討，故此處并未采用GS導(dǎo)航，可以用高度計(jì)部分代替GS傳感器有兩種類型：陀螺和加速度計(jì)。陀螺的輸出與繞其輸入軸角運(yùn)動(dòng)成正比，而加速度計(jì)的輸出是與沿其輸入軸敏感的速度變化成正比的信號(hào)。因此一個(gè)3軸慣性測(cè)量單元(IMU)需要3個(gè)陀螺和3個(gè)加速度計(jì)，以慣性地確定其在空中的狀態(tài)。羅盤可以提確的姿態(tài)角，本文利用慣性傳感器和羅盤來導(dǎo)航構(gòu)成一種增效關(guān)系，這兩種類型的傳感器組合克服了每種單獨(dú)傳感器中發(fā)生的性能缺陷。在慣性系統(tǒng)的精度隨時(shí)間下降時(shí)，羅盤提供了界定的精度，起到校正的作用。本應(yīng)用中，把慣導(dǎo)和羅盤輸出的姿態(tài)信息進(jìn)行平均，以獲得更高的短期精度。根據(jù)總體設(shè)計(jì)的要求，選用K．ionix公司體積小，功耗低，精確三軸正交的三軸加速度傳感器KXM52．1050嗍，負(fù)責(zé)測(cè)量四旋翼無人直升機(jī)三個(gè)方向的線加速度。如表4．41。表4．4 KXI忸2-1050性能指型量偏供溫帶封100出-40一30001缸“Y1500Hz0加速度計(jì)KXM52．1050的強(qiáng)化版本是Kionix公舌J2007年推出的KXP84-1050一款數(shù)字式傳感器，通過sPI接口模式可方便的直接與一般處理器通信，從而為用戶節(jié)省較大的開銷，另外在精度和方面也有不少提升。4．4．2ADDⅪ己S5四旋翼無人直升機(jī)三個(gè)方向的角速率(俯仰角速率、橫蒗角速率、偏航角速率)。ADXRSl50是一款角速度范圍為150。／S的IVIF．MS角速度傳感器，完全集成于一個(gè)微小的 上。提 確的參考電壓和溫度輸出的補(bǔ)償技術(shù)，可以使其靈敏度達(dá)到mV／。掃r7ramX7ramX3nnn微小體積的封裝，+2．5／基準(zhǔn)電壓源，5v單電壓源操作，并具自檢能。示圖441AD)叫S150集成陀螺開發(fā)板4．4．3數(shù)字羅根據(jù)總體設(shè)計(jì)的要求，選用Hneywel公司功耗低、體積小、重量輕的三維固態(tài)電子羅盤，負(fù)責(zé)提供四旋翼無人直升機(jī)的姿態(tài)信息。測(cè)量精度是1度。分辨率0．1度，外形尺寸為254mm×36．8nmo×1l衄。由于全部采用固態(tài)元器件4四旋翼無人直升機(jī)飛干亍拉箭系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)與實(shí) 疑圖44．2HMP,3300表4．4．2}㈣300對(duì)外引引腳序引腳名引腳功SPI模式串行時(shí)鐘輸RX瞎UAKT接收端／SPI數(shù)據(jù)34引腳選通SPI模6C校正輸可選+刪電源輸^(+6V'-+ISV電源輸入(未整定注；6腳和8腳都可以作為模塊的電源輸入．一般只用一個(gè)就夠表4．42是HM3300[2】。HM330感器HMcl021mMcl022．兩者正交安裝，并通過雙軸加速度計(jì)補(bǔ)償，提高了其傾斜測(cè)量范圍，從而使有效測(cè)量范圍到達(dá)+600(俯仰、橫滾)。使用中要注意盡量避免接近強(qiáng)交變磁場(chǎng)環(huán)境，否則將影響HMR3300正常工作。傳感器模塊作為四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的反饋回路，對(duì)于提高飛行的可控性和穩(wěn)定性有直接的作用。本文導(dǎo)航用傳感器包括三軸加速度計(jì)、角速率陀螺和電子羅盤。其中陀螺和加速度計(jì)的輸出信號(hào)為模擬電壓信號(hào)，羅盤的輸出為鼓宇信號(hào)，外部接口方式為UAT。模擬信號(hào)需要進(jìn)行模，數(shù)轉(zhuǎn)換變?yōu)閿?shù)字量，才能進(jìn)行下一步處理。模，數(shù)轉(zhuǎn)換的器件是A／D轉(zhuǎn)換器，為了不增加系統(tǒng)開銷，盡可能多的開發(fā)DSP自帶的功能，于是采用了F2812的12位模／數(shù)轉(zhuǎn)換器(ADC)，其特性如下：度要求>模擬輸入 > 自動(dòng)序列化，在單一時(shí)間段內(nèi)最大能提供16個(gè)自動(dòng)A／D轉(zhuǎn)換，每個(gè)轉(zhuǎn)換可編程對(duì)16個(gè)輸入通道中的任何一個(gè)進(jìn)行選擇；16圖4．．3DSPAD口的電路示意圖。圖4．4．3傳感器信號(hào)檢測(cè)與調(diào)理電路示意圖是舊．3V，為此必須經(jīng)過降壓以后才能與AD相連。為了節(jié)約空間，減輕重量，用1％精度電阻組成分壓電路迫使其信號(hào)電平降到可用電平。以傳感器的輸出(對(duì)于陀螺降以后玳例，號(hào)首先過由RC1組的源低濾電，濾除頻擾信，后過U構(gòu)成電跟，就成一階源R低濾波電路。由于電壓跟隨器的輸入阻抗很高，輸出阻抗很低，且?guī)в幸欢ㄔ鲆?，可以使信?hào)濾波性曲更，帶載力加，且可以抗匹。由281的O口輸入電平必須低于3．3V，因此在 引腳的輸入前端加了一個(gè)穩(wěn)壓管z1，使AD輸入的電壓幅值不超過3V。4四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)與實(shí)L廠1_L}rl-rlfl—一撥十—苧年善一撥十—苧年善 r————r—— 【

到達(dá)DSPF2812的ADC前被分壓電路降壓成為0-3V，以X軸的輸出RATEx它經(jīng)過分壓后到DSP的ADC時(shí)變?yōu)镽ATExX；(電平范圍是o．3Ⅵ，而x軸對(duì)角速

一絲嬰二箜×1000Anti=0。，一

Rx)如式AngRATEx=—RESUL—所示，其中模擬輸入值即AngRATEx=—RESUL—

(4．占這就是角速率陀螺儀ADXRSl50測(cè)得的角速率與DSPF2812系同理，根據(jù)4．4．1節(jié)提供的KXM52．1050的性能指標(biāo)，其輸出電壓與線加速度的關(guān)系：660mV／g，初始電壓1．65V(群I線加速度為0時(shí)的輸出電壓，對(duì)于z軸來說，表示線加速度為g時(shí)的輸出電壓)。KXM52．1050的輸出直接與DSPF2812的ADC相連，Aecx譬—cx-165×1000 L47)Acx和結(jié)果寄存器中的值(設(shè)為RESULTAcx

-—RESUL—

(×— (4．9) 系HMR3300的接口方式為UART，F(xiàn)2812帶有兩個(gè)UART，因此設(shè)計(jì)上非常方便，硬件電 只需行平換連接DSP相ART腳即。TMS320F2812雖然有12位精度，但在實(shí)際的使用過程中會(huì)發(fā)現(xiàn)，ADC的轉(zhuǎn)換結(jié)果誤差較大，如果直接將此轉(zhuǎn)換結(jié)果用于控制回路，必然會(huì)降低控制精度，最大的轉(zhuǎn)換誤差可以達(dá)到9％。那么如何來提高AD采樣的精度呢，下面列出了幾種常見的4四旋②電路板布線時(shí)需要注意不要讓ADCINxx引腳運(yùn)行在靠近數(shù)字信號(hào)通路的地方，這樣能使耦合到ADC輸入端的數(shù)字信號(hào)開關(guān)噪聲大大降低； ⑤雖然2812的ADC采樣速率最快可達(dá)到25M，但速度高的時(shí)候，采樣值一致性非常差，所以在滿足設(shè)計(jì)要求的條件下，采用盡量低一些的采樣頻率；地⑦采樣通道上的電容效應(yīng)也可能會(huì)導(dǎo)致AD可能還在保持有上一個(gè)采樣數(shù)據(jù)的數(shù)值的時(shí)候，就對(duì)當(dāng)前數(shù)據(jù)進(jìn)行采樣，會(huì)造成當(dāng)前數(shù)據(jù)確。如果條件允許，可以在每次轉(zhuǎn)化完成后現(xiàn)將輸入切換到參考地，然后在對(duì)信號(hào)進(jìn)行下一次采樣。軟件角②數(shù)字濾波算法，例如采用中值濾波法，具體方法為：連續(xù)采樣20個(gè)數(shù)據(jù)，對(duì)這些數(shù)據(jù)進(jìn)行排序之后，去掉最小的5個(gè)和最大的5個(gè)，然后取中間0均值。Error)和偏置誤差(OffsetError)，要提高轉(zhuǎn)換精度就必須對(duì)兩種誤差進(jìn)行補(bǔ)償，由四電機(jī)控制模 些了解。電機(jī)的電樞電壓的等效電路圖[2明如圖4．5．1+電機(jī)的電樞電壓方

圖4．5．1電機(jī)的電樞回路等效電路圖u=置+‘置+厶 (4．1。 —電機(jī)電樞電路的等效電阻(Q巨=e 式中一e——電機(jī)的反電動(dòng)勢(shì)系矽——磁通量n——電機(jī)的轉(zhuǎn)速(r／rainT=q 式中G≯——轉(zhuǎn)矩常丁——電動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的電磁轉(zhuǎn)矩(N．m) 式中：P為控制信號(hào)有效電平的占空比。直流電源電壓恒定，可推導(dǎo)出轉(zhuǎn)速與占空比P成正比，因此可以通過調(diào)整P的大小即調(diào)整信號(hào)有效電平的寬度達(dá)到控制轉(zhuǎn)速的目的。4四肇曩無^電機(jī) 齒 不足。 4髓控模型采用的是飛行 的1225FE33．1765LF型號(hào)的鐵心電機(jī)表4．5 型

額 空 起 No- 電 轉(zhuǎn) 轉(zhuǎn) 電 轉(zhuǎn) 電 轉(zhuǎn) 電Voltage CurrentTorque 目 g 】 圖4．5 本文采用LG生產(chǎn)的集成LG9110來控制和驅(qū)動(dòng)直流電機(jī)‘劃。LG9110是為控制和驅(qū)動(dòng)電機(jī)設(shè)計(jì)的兩通道推挽式功率放大集成電器器件，分立電路集成在單片Ic之中，使器件成本降低．整機(jī)可靠性提高。談?dòng)袃蓚€(gè)TrL／CMOS兼容電平的輸入，具有良好的性：兩個(gè)輸出端能直接驅(qū)動(dòng)電機(jī)的正反向運(yùn)動(dòng)，它具有較大的電流驅(qū)動(dòng)能力，每通道能通過750．800A的持續(xù)電流，峰值電流能力可達(dá)1．5-20A：同時(shí)它具有較低的輸出飽和壓降：內(nèi)置的鉗位二極管能釋放感性負(fù)載的反向沖擊電流，使它在驅(qū)動(dòng)繼電器、直流電機(jī)、步進(jìn)電機(jī)或開關(guān)功率管的使用上安全可靠。LG9110被廣泛應(yīng)用于玩具汽車電機(jī)驅(qū)動(dòng)、步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)和開關(guān)功率管等電路上。蛇寬電源電壓范圍：2．5V- TT∽MOS輸出電平兼容，可直接連為了更加精確的控制轉(zhuǎn)速，本文使用了增量式旋轉(zhuǎn)編 實(shí)時(shí)測(cè)量電機(jī)的轉(zhuǎn)速，形成速度環(huán)的內(nèi)閉環(huán)控制系統(tǒng)。根據(jù)硬件選型的基本原則：體積小，重量輕，功耗低，選擇了 公司產(chǎn)HKY-系增式編 塊。模由帶鏡LED和檢測(cè)IC組成，外面采用小型C形塑料封裝。由于高度校準(zhǔn)的光源和獨(dú)特的光電檢測(cè)器陣列，該模塊對(duì)安裝中沒有對(duì)準(zhǔn)的容錯(cuò)能力非常高。而且該模塊體積小，重量輕(僅49)，安裝方便、分辨率范圍寬，一40℃到+85℃的工作溫度，不要求信號(hào)調(diào)節(jié)，兼容TTL，兩通道正交輸出。具體特性見表4．5．2。表4．5．2HKY-Y增量式 模塊性能指輸出波形 ABZ三相或AB兩消耗電 輸出電 0--一20KHz(E輸出電路)0"、一50KHz(L輸出電路載空 0．5T士電源電 DC5V士脈沖 00、 (其它脈沖數(shù)戶需要電路特 E．電壓、L長(zhǎng)線驅(qū)動(dòng)位置信 3抗沖 980／S2，6ms，XYZ方向各2 50m／S2,10—200HZ，XYZ方向各光柵盤慣 郢可選軸 工作溫 防 防震、防塵4四旋4．5．5圖4．5．3四電四電機(jī)控制模塊電路如圖4．5．3所示，包括電機(jī)驅(qū)和轉(zhuǎn)速測(cè)量?jī)刹糠郑?1)DSP和電機(jī)驅(qū)動(dòng) LG9110之間用電平轉(zhuǎn)換 74LVC4245連接，實(shí)現(xiàn)3．3V到5V電平信號(hào)的轉(zhuǎn)換；(2)編 的輸出信號(hào)經(jīng)過74LVC4245可以降壓到3．3V，連接到由于行器電機(jī)轉(zhuǎn)過程會(huì)生比大沖電流為了可能減小“強(qiáng)電"(相對(duì)的)對(duì)弱電數(shù)字信號(hào)的干擾，提高飛行控制系統(tǒng)的可靠性，在電機(jī)驅(qū)動(dòng) 前最好加上電氣 部分，電機(jī)的電源和地也應(yīng)該 開來，以使得它們兩部分在電氣上完全 。整機(jī)選用鋰電池供電，光電耦合器進(jìn)行信號(hào) 時(shí)，工作電大，鋰電池供電能力 其要求，而且需要大量的電阻、電容配合工作，不利于電路體積、重輕功耗的求。AI公的Couple系數(shù)字 器與 級(jí)變壓器技術(shù)相結(jié)合，大大降低了電路板的體積和功耗。但由于硬件電路板板面限而未用。次據(jù)我設(shè)，還該增手動(dòng)自動(dòng)換電。DS輸一個(gè)控制信號(hào)CS，控制選通一個(gè)4通道2選1 ，CS為高電平時(shí)自動(dòng)飛行，當(dāng)CS是低電平時(shí)切換到 手動(dòng)飛行。如果 還有剩余通道可用，直接由來控制手動(dòng)／自動(dòng)切換，從而更加方無線通信模無線通信模塊是四旋翼無人直升機(jī)的重要組成部分，實(shí)現(xiàn)地面站對(duì)四旋翼無人直升機(jī)的飛行控制和 定位，同時(shí)四旋翼無人直升機(jī)可以把自身的狀態(tài)信息和 像下傳給地面站，供研究人員分析使用。鑒于本文的具體應(yīng)用，以室內(nèi)飛行試驗(yàn)為主，所以要求的無線傳輸距離不是很遠(yuǎn)；工作頻段免費(fèi)或者是ISM(IndustrialScientificMedical)頻段，無需申請(qǐng)；接口電路簡(jiǎn)單通用，自帶編 規(guī)則；體積小、重量輕功。以一求文用oricVLSI公司推出的單片射頻收發(fā)器nR／：90[311。nRF905工作在43／88／915Mz的SM頻段，工作電壓為1．~3．V，32引腳QFN封裝(5minX5ram)。nRF905可以自動(dòng)完成處理前綴和CRC(循環(huán)冗余碼檢驗(yàn))的工作，可由片內(nèi)硬件自動(dòng)完成編，使得控制器不需要制定編 >通道切換時(shí)間<650>工作溫度范圍：．400C一85 “傳輸 分?jǐn)?shù)據(jù)包自動(dòng)重發(fā)功gg 雪重耋雪霎霎霎要霎霎雪霎雪要MD∞Kf，2謝"mx_cs陽瓢￡N《救∞眠‘—圖4．6．1m時(shí)-905主要 4四旋 T珊IS320F281 GPl0F8眨8)— GPIOF9但 PWR—GP工0F10倥6)—GPIOFll促g)— GPl0F12促 ■rTRXG．PIOFl30)

TX— r ■Lr圖4．6．2nRF905與TMS320F2812接口電路示比較常見的天線主要有兩種：(1)E瞞4PCB天線，其方向性較強(qiáng)；(2)外置天圖4．6．3nRF905無線射頻收 >與任何數(shù)字電路的電源分離近I時(shí) >如果PCB板的地網(wǎng)層在上面，VSS引腳應(yīng)該直接連接到地網(wǎng)層。如果地網(wǎng)層在下面，最好的方法是在VSS引腳最近的地方打一過線孔，每個(gè)VSS引腳至少應(yīng)有一個(gè)過線孔；電源模電源模塊在系統(tǒng)中的地位是極其重要的，四旋翼無人直升機(jī)要穩(wěn)定工作必須有穩(wěn)定的電源供給作為保障，為系統(tǒng)的各個(gè)模塊提供動(dòng)力。穩(wěn)定的電源可以使系統(tǒng)在各種環(huán)境下長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定的工作，而如果電源模塊設(shè)計(jì)得不夠合理，那么就像在系統(tǒng)中埋下了一顆不定時(shí)，系統(tǒng)隨時(shí)都可能因此而。所以電源模塊的設(shè)計(jì)必須非常慎重，以保證系統(tǒng)工作的穩(wěn)定性。四旋翼無人直升機(jī)由鋰電池組供吲361，其電源電壓為11．1v，但系統(tǒng)中有的元件1．VDSPF2812+3．3V電源(如DSP的數(shù)字電源引腳和加速度計(jì))，有的元件需+5v電源(如LG9110、陀螺等)。(1)11．1V轉(zhuǎn)5V 圖4．7．ILTlll7．5電路5V轉(zhuǎn) 4四旋5V轉(zhuǎn)

圖4．7．2TPS7333電路選用TI公司的TPS7301電 得到1．8V電源。具體電路如圖4．7．3所示嘉EN嘉

》

+圖4．7．3TPS7301電路PCBPCB布經(jīng)過器件選型和分模塊電路設(shè)計(jì)后，接下來要做的就是把各個(gè)模塊整合到一起，以實(shí)現(xiàn)整體功能。特別是繪制PCB的時(shí)候，每個(gè)模塊放置在板子的何處將直接影響PB體美觀簡(jiǎn)潔。圖4．8．1為PCB總體布局圖。電源==電機(jī)驅(qū)L卜。 S

廠?一一彳卜?一1甜囀圖4．8．1PCB總體4．8．2印刷電路 的一些方數(shù)字電路和模擬電路盡量分開布局，兩者的電源和地不能相混，可用磁珠隔開。信號(hào)線的長(zhǎng)度不宜過長(zhǎng)，這是因?yàn)楫?dāng)走線太長(zhǎng)時(shí)，可能會(huì)使信號(hào)的傳輸延時(shí)超過門電路的邊沿跳變時(shí)間，出現(xiàn)嚴(yán)重的反射問題，致使信號(hào)的誤判。一條信號(hào)線上的過321。電源線和地線是電路板上最重要的走線，妥善處理電源和地線問題是克服電磁干擾問題最主要的之一。根據(jù)電流大小，盡量調(diào)寬導(dǎo)線布線，在印制板的電源輸入端應(yīng)接上10～100uF的去耦電容。地線應(yīng)盡量加粗，至少能通過3倍于電路板上的允許電流。地線應(yīng)構(gòu)成死循環(huán)回路，這樣可以減小地線電位差。4．8．3>原理圖命名嚴(yán)禁重復(fù)，同一類器件最好按功能模塊的不同明顯的加以區(qū)分，例如模塊1中的電阻命名為R101，R102，??，模塊2外，否則將無連>原理圖中的標(biāo)號(hào)一定要正確放置在引腳或連線上，有時(shí)看上去連在一起其實(shí) cewire，而非DrawingTools，不然在或蓄能電容，可選10uF4四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)與100MHz取 本章小本章圍繞著飛行控制系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì)要求，介紹了四旋翼無人直升機(jī)控制系統(tǒng)的硬件電路設(shè)計(jì)。論述了系統(tǒng)主要模塊的硬件設(shè)計(jì)包括模塊的器件選型和設(shè)計(jì)方法，包括傳感器模塊、四電機(jī)控制模塊、無線通信模塊和電源模塊，最后還簡(jiǎn)要介紹了四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的研究與5四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)軟件是在其硬件基礎(chǔ)上根據(jù)功能和用途來設(shè)計(jì)的，是飛行器檢測(cè)、通訊和控制等技術(shù)的載體和具體實(shí)現(xiàn)。軟件設(shè)計(jì)的總體目標(biāo)是啟動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的各個(gè)功能模塊并使之正常工作，按照既定規(guī)劃實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行。為了設(shè)計(jì)四旋翼無人直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)，必須首先應(yīng)該知道其飛行機(jī)制，即在飛行過程保持或者改變飛行姿態(tài)相應(yīng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)應(yīng)如何動(dòng)作。針對(duì)四旋翼飛行器的特殊結(jié)構(gòu)(具體內(nèi)容見第三章)，根據(jù)它的飛行控制的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)的四旋翼無人直升．2．所示。5四旋圖5，2．1四旋翼無人直升機(jī)運(yùn)動(dòng)控制進(jìn)行軟件開發(fā)。軟件設(shè)計(jì)采用模塊化設(shè)計(jì)思路，使程序方便調(diào)試，易于擴(kuò)展。系統(tǒng)軟件的總體結(jié)構(gòu)如圖5．2．2所示，主要包括：模塊、無線通訊模塊、控制模塊、電機(jī)控制模塊和地面站模塊。圖5．2．2飛行控制系統(tǒng)軟件總體結(jié)構(gòu)圖控制模塊發(fā)送飛行狀態(tài)、任務(wù)狀況等。未來可以擴(kuò)展成能夠?qū)⒉煌攸c(diǎn)的現(xiàn)場(chǎng)信息通過無線通訊傳送到地面控制站，保證流的穩(wěn)定持續(xù)傳輸；控制模塊：在處理器(DSP)中執(zhí)行，完成系統(tǒng)初始化，系統(tǒng)自檢、定時(shí)、解算傳感器數(shù)據(jù)、導(dǎo)航信息解算、執(zhí)行控制算法、計(jì)算并輸出控制量、協(xié)調(diào)與 上傳控制控制系統(tǒng)軟件總體流程圖如圖5．2．3所示，系統(tǒng)初始化包括看門狗初始化、系統(tǒng)時(shí)鐘初始化、ADC模塊初始化、I／O口初始化、串口初始化、中斷向量表初始化、定時(shí)器初始化、管理器初始化、系統(tǒng)參數(shù)初始化等。自檢過程包括直升機(jī)狀態(tài)信息檢測(cè)，通訊狀態(tài)檢測(cè)等。執(zhí)行命令的過程就是四旋翼無人直升機(jī)控制的過程，包括飛行姿態(tài)控制和飛行軌跡控制兩大類，姿態(tài)控制【”】又包括航向和縱側(cè)向的姿態(tài)控制，因5四旋圖5．2．3飛行控制系統(tǒng)軟件總體流程圖>旋翼轉(zhuǎn)速同時(shí)慢慢加大，飛機(jī)開始離開地面，由于各種誤差的存在，即使給定電機(jī)轉(zhuǎn)速一致，機(jī)身也會(huì)發(fā)生傾斜。羅盤檢測(cè)當(dāng)前航向信息，加速度計(jì)測(cè)到向上的加速度(積分后得到速度)；當(dāng)當(dāng)前航向角和預(yù)期值出現(xiàn)誤差時(shí)，調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速，以使其達(dá)到預(yù)期值；四旋翼無人直升機(jī)自檢成功后，系統(tǒng)進(jìn)入等待狀態(tài)。若有地面控制命令，則DSP對(duì)命令進(jìn)行解析，執(zhí)行相關(guān)操作。系統(tǒng)執(zhí)行完命令后再次進(jìn)入等待狀態(tài)，等待新令到來軟件開發(fā)平臺(tái)簡(jiǎn)CCS集成開發(fā)環(huán)四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)軟件開發(fā)基于TI公司提供的ComposerStudio)集成開發(fā)環(huán)境【33】。CCS提供了環(huán)境配置、源文件編輯、程序調(diào)試、和分析等工具，可以幫助用戶在一個(gè)軟件環(huán)境下完成編輯、編譯 、調(diào)試和據(jù)分析等工作CCS一般工作在兩種模式下：軟件仿真器和與硬件發(fā)板相結(jié)合的 編程。前者可以脫離DSP ，在PC機(jī)上模擬DSP的指令集與工作機(jī)制，主要用于前期算法現(xiàn)和試；者時(shí)運(yùn)在DSP 上，以 制和試應(yīng)程。CCS提供了異常豐富的調(diào)試。在程序執(zhí)行控制上，CCS提供了4行方式。從數(shù)據(jù)流角度上，用戶可以對(duì)內(nèi)存單元和寄存器進(jìn)行查看和編輯，載入／輸出外部數(shù)據(jù)，設(shè)置探針等。一般的調(diào)試步驟為：調(diào)入構(gòu)建好的可執(zhí)行程序，先在感興對(duì)中間數(shù)據(jù)進(jìn)行5四旋各階段完成功能如下：

圖5．2．4CCS軟件開 程序調(diào)試：利用單步執(zhí)行、斷點(diǎn)、探針等調(diào)試序： (4)輸出結(jié)果分析：利用CCS提供的工具分析DSP程序的運(yùn)行結(jié)果，如圖形顯示數(shù)據(jù)或統(tǒng)計(jì)運(yùn)行時(shí)間等。若算法不能滿足要求，則重新進(jìn)行軟件設(shè)計(jì)。DSP的JTAG接口和TDS510USBJTAG仿真本系統(tǒng)通過DSP上的JTAG口來完成程序的和調(diào)試。JTAG接口是一個(gè)符合IEEEll49．1標(biāo)準(zhǔn)的14線的測(cè)試存取端1：3控制器(TestAccessPort(TAP)controller)，圖5．2．5是其引腳布局圖。這個(gè)IEE標(biāo)準(zhǔn)制定了一套標(biāo)準(zhǔn)的方法，采用邊界掃描技術(shù)(BoundaryScan)，用于對(duì)進(jìn)試。DSP擴(kuò)展了這項(xiàng)功能，使mnO圖5．2．5JTAG接121引腳圖TDS1USBJTAG仿真器使用標(biāo)準(zhǔn)的JTAG接口，使用戶可以對(duì)目標(biāo)系統(tǒng)上運(yùn)行的DP進(jìn)行實(shí)時(shí)的仿真。TS510SB仿真器適用于工作電壓在1．0到5．0系列數(shù)字信號(hào)處理器。仿真器為US2．0支持Windows98／2000／XP。四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的研究與、廠TDS510USB工作的方法如下：在所有的帶JTAG接口的DSP中，內(nèi)部都集成了一個(gè)片上調(diào)試邏輯單元作為與TDS510USB的接口。這個(gè)OCD(On．ChipDebug片上調(diào)試)邏輯單元可以被用來控制實(shí)際的執(zhí)行。傳統(tǒng)的仿真器只是模擬的執(zhí)行，而TDS510USB會(huì)控制實(shí)際的，并執(zhí)行實(shí)際中的代碼。OCD(片上調(diào)試)系統(tǒng)的方框圖如圖5．2．6所示。、廠、／f—

。。 、、、_— 、‘：．≯／7—＼

、≤：o：廠、

圖5．2．6OCD系統(tǒng)的方框圖TMS320F2812資源分TMS20282資源分配情況如圖5．3．1信需要用到DSP的硬件資源包括兩個(gè)管理器(EVA、EVB)、模／數(shù)轉(zhuǎn)換模塊、串行通口B(sCIB)和串行外設(shè)接口(SPI)[35】。

ADCA ADCB 線加速度信SCIB 姿態(tài) GPGPlL—崢CAPlAJ————+接收光電碼盤脈沖- 一 7的時(shí)啪匕L4E佰SPI————————————啼無線通訊模圖5．3．ITMS320P2812資源分配 5四旋值為7500--管理器A的通用定時(shí)器2(GPT2)下溢啟動(dòng)ADC，頻率也是CAPl、 圖5．3．2為SPTMS320F2812內(nèi)部的功能實(shí)現(xiàn)框圖。本系統(tǒng)采用速度、狀態(tài)雙閉環(huán)【蚓調(diào)速方案。傳感器實(shí)時(shí)檢測(cè)四旋翼無人直升機(jī)的飛行狀態(tài)，經(jīng)過解算后得到飛行狀態(tài)參數(shù)kf，和給定狀態(tài)參數(shù)k’相比較，得到狀態(tài)誤差ek，ek經(jīng)過計(jì)算得出作為速度環(huán)給定號(hào)n。光編脈沖入CA捕電，通速度算程得速度反饋值n，，與速度給定值n‘相比較，得到速度誤差e。。e。經(jīng)ASR計(jì)算得到 的 r?一一一一一一一一一一?一??一一—氤IV二I。二J,／；U．r"llIlII．．狀態(tài)檢圖5．3．2DSP模塊軟件機(jī)載傳感器【倒是四旋翼無人直升機(jī)的眼睛和耳朵，實(shí)時(shí)探測(cè)飛行器所處的環(huán)境和自身的狀態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確、即時(shí)、可靠的完全自主飛行。本文所使用的傳感器包括R330Hz，陀5．4．IADC模塊初陀螺儀和加速度計(jì)信號(hào) ，是通過DSP自帶的12位A／D轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)換實(shí)現(xiàn)的。陀螺測(cè)量的角速率信號(hào)經(jīng)過ADCINA引腳進(jìn)入DSP，加速度計(jì)測(cè)量的線加速度信號(hào)經(jīng)過ADCINB引腳進(jìn)入DSP，ADC模塊工作在同步采樣模式下，可以同時(shí)采樣角速率和線加速度，采樣結(jié)果存放在ADC的結(jié)果寄存器中。外設(shè)高速時(shí)鐘HSPCLK通過ADCTRL3寄存器的DCCLKPS3：]位O分頻得到DC的 時(shí)鐘為7．5HZ。5．4．1是ADC采樣模塊程序流程圖，每一個(gè) 周期開啟ADC模塊采樣一次，選擇 管器A通定時(shí)2續(xù)增數(shù)式溢中標(biāo)作為發(fā)啟動(dòng)ADC換。設(shè)計(jì) 率為0KH，傳感采周期0．1s。(，中 ’關(guān)中(C望璺立圖5．4．1ADC模塊程序流程5．4．2電子羅盤HMR3300必須經(jīng)過初始設(shè)置后才能正常使用，一旦設(shè)置成功，以后運(yùn)行時(shí)就不需要對(duì)參數(shù)設(shè)置進(jìn)行更改，本文采用串口調(diào)試助手進(jìn)行設(shè)置。 5四旋 *M<erxlf>選擇磁場(chǎng)計(jì)輸出模啟動(dòng)／停止命 復(fù)位命 木R<∞q停止模式下，請(qǐng)求輸出命 其中開頭為“木”的是操作命令，開頭為“樣"的為配置命令。H】Ⅷ瑪300有兩種輸出模式：方向輸出和磁場(chǎng)計(jì)輸出。文中選用方向出模式，其數(shù)據(jù)格式是ASCII字符串，方向角之間以逗號(hào)隔開，一組數(shù)據(jù)接收完畢以回車結(jié)束。其波特率出廠設(shè)置為19200，可以根據(jù)需要設(shè)置為2400，4800， 或 ，現(xiàn)在根據(jù)本文使用需要設(shè)置為9600，具體初始化命令如下： ／／設(shè)置為航向幸S<∞Ⅺ ／／設(shè)置波特率為需要注意的是，在用#Bau--=9600<erxlf>設(shè)置波特率時(shí)，要先關(guān)上羅盤電源(先關(guān)串口)，再打開羅盤電源后(后開串口)，方為有效。此外，命令中的字母大小寫均可，但一定要加<cr><l今(Ente無線通訊模塊軟件nRF905作為四旋翼無人直升機(jī)和地面控制站之間通信【56】的橋梁，一方面把飛行器的狀態(tài)信息和信息下傳到地面站，另一方面地面站發(fā)送控制指令至飛行器，指導(dǎo)其飛行過程。nRF905有兩種活動(dòng)(礎(chǔ)(似)活動(dòng)模式和兩種節(jié)電模式。編程只能在節(jié)電下進(jìn)行活動(dòng)模式 節(jié)電模式

掉電和SPI編Standby和SPI編nRF905工作模式通過TRXCE，TXEN，PWRUP引腳來設(shè)置，具體見表5．5．1表nRF905PWRTRX—TX．— 工作0X 掉電和SPIl0 Standby和SPI編ll ShockBurst11 ShockBurst5．5．2nRF905工當(dāng)nRF905工作在接收模式時(shí)，如果有與器件被編程通道相同的載波出現(xiàn)，載波檢測(cè)(CD)引腳置高。這一特征對(duì)于避免工作在相同頻率的不同發(fā)射機(jī)的數(shù)據(jù)碰撞道可以輸出數(shù)據(jù)。這種形式是非常簡(jiǎn)單的發(fā)射前先下的載波檢測(cè)(CD)是非常強(qiáng)勁的RF系統(tǒng)。典型的載波檢測(cè)(CD)水平一般敏度低5dBm。例如靈敏度是．100dBm時(shí)，低于．105dBm的載波檢測(cè)(CD)信號(hào)為低，例如OV；高于．95dBm的載波檢測(cè)信號(hào)為高，例如VDD；．105dBm到一95dBm載波檢測(cè)信號(hào)將觸發(fā)。在有噪聲的環(huán)境沒有碰撞控的系統(tǒng)中，高系可靠性的 是將同數(shù)據(jù)包重復(fù)發(fā)幾次。這可以使用nRF905自動(dòng)重發(fā)的特性很容易實(shí)現(xiàn)。通過配置寄存器AUTORETRAN位置高，只要TRXCE和TXEN電送相同的數(shù)據(jù)包。當(dāng)TRXCE為低時(shí)，器件完成當(dāng)前正在發(fā)送的數(shù)據(jù)包后轉(zhuǎn)換到by模式nRF905的所有配置都通過SPI接口進(jìn)行。SPI接口由5個(gè)寄存器組成，一條指令用來決定進(jìn)行什么操作。SPIStandby模式下是激活的。圖5．5．1是nRF905模塊SPI接口和5個(gè)內(nèi)部寄存器示意圖。執(zhí)行寄存器的回讀模式5四旋圖 nRF905模塊SPI接口和5個(gè)內(nèi)部寄存器示意戶狀態(tài)寄存器(Status-包含數(shù)據(jù)就緒(DR)和地址匹配(Ⅲ)的狀>I疆配置寄存器(RF--Configuration>發(fā)送地址(TX-->發(fā)送有效數(shù)據(jù)(TX->接收有效數(shù)據(jù)(RX-寄存器中的有效數(shù)據(jù)由數(shù)據(jù)準(zhǔn)備就緒(DR TX模式ShockBurst工作模式確保一個(gè)傳輸包過程中TRXCE，TXEN四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的研究與圖5．5．2nRF905ShockBurstTX流程>如果TXCE被設(shè)置為低>如果PWRUP被設(shè)置為低ShockBurstRX模如果正在接收數(shù)據(jù)的時(shí)候，TRXCE或者 EN引腳的狀態(tài)改變，nRF9055四旋立即改變模式，并且數(shù)據(jù)包丟失。盡管如此，如果DSP已經(jīng)偵測(cè)到地址匹配引腳為高的情況下，DSP就知道nRF905正在接收數(shù)據(jù)，然后決定是等待數(shù)據(jù)準(zhǔn)備就緒引腳(DR)還是改變模式。接收流程如圖5．5．3所示。圖5．5．3nRF905ShockBurstRX 控制信號(hào)。下面以單信號(hào)的產(chǎn)生過程為例，如圖5．6．1所示，SPF282 管理器A中的通用定時(shí)器(GT作產(chǎn)生 信時(shí)，過寄器1O和定時(shí)TPR設(shè)置時(shí)鐘周期，定時(shí)器計(jì)數(shù)模式為連續(xù)增模式：通過寄存器(COMCONA)設(shè)置比較單元的各個(gè)參數(shù)，產(chǎn)生出對(duì)稱的三角波信號(hào)，在寄存器CMRl和ACRA中分別設(shè)置 信號(hào)Po。。?！畂o—I．。--_-o_- -ITICON lCOMCONA l餓PRlT1

圖 信號(hào)產(chǎn)生過void { ／／GPIOA復(fù)用功能 EvaRegs。T1CNT=0x0000；|喃) o=(T1PR-CMPRI、5四旋電機(jī)的轉(zhuǎn)速的目本章小本章主要介紹了四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)與功能實(shí)現(xiàn)，首先闡述了軟件的總體設(shè)計(jì)方案，對(duì)TMS320F2812的資源作了合理分配。在此基礎(chǔ)上，采用模塊化設(shè)計(jì)方法，對(duì)各個(gè)功能子模塊進(jìn)行了詳細(xì)的分析與設(shè)計(jì)。6飛行控制系統(tǒng)調(diào)引按照前面各章的敘述，在模型的基礎(chǔ)上，改裝成為能夠?qū)崿F(xiàn)自主飛行的四旋翼無人直升機(jī)。目前改裝已經(jīng)完成，并能順利起飛，但飛行的穩(wěn)定性和可靠性還有待改善。圖6．1．1所示飛行控制系統(tǒng)硬件和FlAG仿真器實(shí)物圖，圖6．1．2是四旋囂無人直升機(jī)按預(yù)定軌跡飛行空中。圈6l1目612四旋囂無人直升機(jī)飛行6飛行問題分析與系統(tǒng)軟硬件調(diào)試是一個(gè)漫長(zhǎng)而又艱巨的任務(wù)，其中遇到的有些問題非常陌生，但又急需解決，如果過不了這個(gè)坎，后面的工作將無法展開。下面對(duì)我在調(diào)試過程中重點(diǎn)做的工作和遇到的問題簡(jiǎn)單的進(jìn)行了歸納：PCB查是否有短路、斷路、走線丟失、亂竄。電源系統(tǒng)作為整個(gè)硬件電路的基礎(chǔ)，重要性不言而喻。因此，電源部分首當(dāng)其沖作為第一批焊接。每焊完若干引腳，就要和預(yù)期電路就行比較，輸入輸出是否正常。一定要確保每個(gè)都得到它應(yīng)得的電源和地才上電即啟動(dòng)問F2812的 輸出引腳內(nèi)部上拉，所以造成控制系統(tǒng)一上電其輸出為高電平。而硬件電路設(shè)計(jì)時(shí) 信號(hào)連到了LG9110的7腳正轉(zhuǎn)輸入端，使得系統(tǒng)一上電，電機(jī)就開始以最高速旋轉(zhuǎn)，這樣很不安全，而且容易造成器件損毀。擬解決的方法之一：把 信號(hào)連到LG9110的6腳反轉(zhuǎn)輸入端；方法之二： 信號(hào)經(jīng)過反后連到腳正輸入。經(jīng)實(shí)際證，法一效。L9110的腳分如表．2．，圖6．2．1是LG9110的引腳波形圖。引腳序表符LG9110引腳1A2電源3電源4B5地6A7B路輸入引8地圖6．2．1LG9110的引腳波形圖 電機(jī)還是照常轉(zhuǎn)動(dòng)傳感器零位IIAcx～．65)×一5A0cce=(—RESUL—T Aecex=0．00749％2■麗％2■麗二I葉 進(jìn)行分析與計(jì)算。因此只能采用人工轉(zhuǎn)移數(shù)據(jù)的方法：從結(jié)果寄存器中機(jī)抽取32組數(shù)據(jù)，通 編程計(jì)算得到改進(jìn)的零位電壓。圖6．2．2表示從 ADC結(jié)果寄存器的值6飛行圖6．22 ADC結(jié)果寄存器的圖6．2 計(jì)算改進(jìn)的零位電 編程計(jì)算ADXRSl50Y軸方向的角速率的零位電壓的過程可見改進(jìn)后的值是2337'／。采用相同的方法，改進(jìn)的結(jié)果如下所示：Angx=黑 An驢—面芽22337)×80-2．337)。n2370)，RESULTA

．685)×石．647)×萬．586)×五特別注意，在靜止?fàn)顟B(tài)下，Z軸方向的線加速度為g，而不是零(當(dāng)時(shí)所處高度距地面五層樓)。本章小總結(jié)與四旋翼無人直升機(jī)由于其飛行控制相對(duì)容易，安全性也得到了較大的改善，越來越受到研究人員的關(guān)注。本課題圍繞四旋翼無人直升機(jī)的自主飛行控制問題，以航模為飛行平臺(tái)，研究與設(shè)計(jì)了基于TMS320F2812的飛行控制系統(tǒng)。該系統(tǒng)是以自動(dòng)控制為基礎(chǔ)的高技術(shù)復(fù)雜系統(tǒng)，涉及到系統(tǒng)建模及辨識(shí)、傳感器技術(shù)、計(jì)算機(jī)技術(shù)和系統(tǒng)集成及實(shí)施等方面內(nèi)容。建立完善的四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)平臺(tái)，將有助于進(jìn)一步拓展對(duì)四旋翼無人直升機(jī)飛行導(dǎo)航、控制算法和控制系統(tǒng)開發(fā)等方面的研究，為以后進(jìn)一步研究開發(fā)新型的多用途的無人機(jī)打下基礎(chǔ)。(1)優(yōu)化總體設(shè)計(jì)：重量輕、尺寸適中、速度較快、續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)、能耗和成本低是們追求的目標(biāo)，但是完全實(shí)現(xiàn)是非常艱難甚至是不可能的，所以根據(jù)實(shí)際情況綜合考慮每個(gè)因素以實(shí)現(xiàn)總體設(shè)計(jì)的優(yōu)化是必須的。在此基礎(chǔ)上，進(jìn)行了四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)總體方案的設(shè)計(jì)，并介紹了飛行控制系統(tǒng)的工作原理。 (2)數(shù)學(xué)模型的建立：四旋翼無人直升機(jī)是一個(gè)具有六自由度和四個(gè)控制輸入的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，具有多變量、非線性、強(qiáng)耦合和干擾敏感的特性，使得飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)變得非常 。在參考國(guó)內(nèi)外相關(guān)文獻(xiàn)的基礎(chǔ)上，根據(jù)四旋翼無人直升機(jī)的飛行原理，成功建立簡(jiǎn)易數(shù)學(xué)型。 (3)飛行控制系統(tǒng)硬件的設(shè)計(jì)：在總體方案的框架內(nèi)，按系統(tǒng)的功能模塊設(shè)計(jì)了與 (4)飛行控系統(tǒng)軟件的設(shè)計(jì)：分模塊地完成了與處理部分的軟件設(shè)計(jì)和調(diào)試、電機(jī)控制部分的軟件設(shè)計(jì)和調(diào)試、無線通信部分的軟件設(shè)計(jì)和調(diào)試，解決調(diào)試過程中出現(xiàn)的問題?？刂品桨傅某醪皆O(shè)計(jì)。 (5)系統(tǒng)調(diào)試：總結(jié)在調(diào)試四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)過程中的心得體會(huì)。在設(shè)計(jì)調(diào)試過程中發(fā)現(xiàn)問題其實(shí)并不是壞事，只要及時(shí)分析并能解決之，這個(gè)問題就會(huì)成為我們攻克其他問題砝碼。四旋翼無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)研究是一個(gè)漫長(zhǎng)而艱巨的任務(wù)，由于時(shí)間和本人能力所限，未能進(jìn)行更加深入的探究，還有很多工作有待開發(fā)和擴(kuò)展： 四旋翼無人直升機(jī)的數(shù)學(xué)模型建的比較粗，有一些外界變量沒有考慮在內(nèi)，下一步應(yīng)該完善模型，建立系統(tǒng)框圖，進(jìn)行仿真，驗(yàn)證其合理性。飛行動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)模型準(zhǔn)確建立之后，就可利用經(jīng)典控制理論或現(xiàn)代控制理論的各種方法對(duì)直升機(jī)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)特性分析和控制律設(shè)計(jì)。總結(jié)與展(2)進(jìn)一步完善飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，包括GPS、測(cè)高儀和溫度傳感器等，開發(fā)飛控實(shí)驗(yàn)裝置，獲得飛行狀態(tài)信息和空氣擾動(dòng)信息，為四旋翼無人直升機(jī)穩(wěn)定可靠飛行提供理論依據(jù) 白駒過隙，轉(zhuǎn)眼兩年過去了，回首學(xué)習(xí)過程，首先要感謝我的導(dǎo)師陳教授。從課題的選擇、方案的確定到系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及的撰寫，陳老師都給予我求實(shí)創(chuàng)新的治學(xué)精神深深地著我，成為我人生一筆寶貴的。除了學(xué)習(xí)上的指導(dǎo)，陳老師也非常關(guān)心學(xué)生的生活情況，平易近入的態(tài)度使我深受感動(dòng)。在此謹(jǐn)向陳老師致以衷心的感謝和崇高的敬意。同時(shí)，也感謝教研室的飛老師，耐心地解答我的疑惑，與吳老師的每次交流都使我受益匪淺。在學(xué)習(xí)和研究期間，本人還得到了老師、老師、施展博士、士的幫助和指導(dǎo)。感謝師兄幫助我做了一些工作。此外，同教研室的 等同學(xué)也給了我?guī)椭?。借此機(jī)會(huì)向他們表示深深的謝意辛參考文【1】【美]PaulQFahlstrom,ThomasJ．Glcason．無人機(jī)系統(tǒng)導(dǎo)論【M】 [2 ．無人機(jī) 方式對(duì)研發(fā)的需求[z】 =25．[3】SamirBouabdallah，PierpaoloSiegwart．DesignandControlIndoorMicroQuadrotor[J]．IEEE,2004，5：4393-[4】AlexandreRobin．DesignofaFlightControllerforAnX4-flyer[5】McKerrowEModelingtheDraganflyerFour-rotorHelicopter[C]．IEEEConferenceRoboticsand[6】How,J．P．，Bethke，B．，F(xiàn)rank,A．，Dale，D．，Vian,J．Real—timeIndoorAutonomousVehicleTestEnvironment[C]．IEEE，Volume28，Issue2_,April2008：51—64【7】SamirBouab