小型無人機(jī)姿態(tài)航向參考硬件系統(tǒng)

代　君，　王曉璐，　任淑紅

(鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院， 河南 鄭州　450001)

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小型無人機(jī)姿態(tài)航向參考硬件系統(tǒng)

代君，王曉璐，任淑紅

(鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院， 河南 鄭州450001)

摘要：研究了姿態(tài)航向系統(tǒng)的硬件組成，包括單片機(jī)STM32F103、陀螺儀加速度計(jì)MPU6050和磁航向計(jì)HMC5883。進(jìn)行了硬件系系統(tǒng)測(cè)試實(shí)驗(yàn)。

關(guān)鍵詞：姿態(tài)航向參考系統(tǒng)； 陀螺儀； 加速度計(jì)； 磁航向計(jì)

0引言

姿態(tài)航向參考系統(tǒng)是小型無人機(jī)的控制系統(tǒng)，用于調(diào)整飛行姿態(tài)，控制飛行狀態(tài)，因此,研究姿態(tài)航向參考系統(tǒng)對(duì)提高無人機(jī)整體水平、簡(jiǎn)化無人機(jī)操作等具有重要意義。

無人機(jī)的氣動(dòng)布局與有人飛機(jī)相比，可以更加激進(jìn)，達(dá)到有人飛機(jī)無法達(dá)到的機(jī)動(dòng)性能[1]，做出更為復(fù)雜的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，提高了飛行器的飛行性能；無人機(jī)可以在諸如高溫、高腐蝕性、核輻射等有人飛機(jī)無法到達(dá)的環(huán)境工作，增大了飛行器的工作范圍。

遙控方式是早期的無人機(jī)經(jīng)常采用的唯一飛行控制方式。即由地面領(lǐng)航員在無人機(jī)起飛后經(jīng)由地面站、靠設(shè)備測(cè)量得到的信息,用無線電設(shè)備遙控發(fā)送指令,使飛行器按照飛行過程的規(guī)定要求進(jìn)行相應(yīng)任務(wù)。隨著無人機(jī)運(yùn)用范圍的擴(kuò)大和需要的提升,這種方式漸漸無法滿足對(duì)無人飛行器的要求。研究具有導(dǎo)航自主、飛行自主的全新無人機(jī)控制系統(tǒng)已成為目前的研究焦點(diǎn)。

姿態(tài)航向參考系統(tǒng)將擴(kuò)大無人機(jī)的工作范圍和工作條件[2]，包括姿態(tài)航向參考系統(tǒng)在內(nèi)的自主導(dǎo)航、自主飛行系統(tǒng)，使得無人機(jī)飛行對(duì)人和地面設(shè)備的依賴大大降低。

1硬件系統(tǒng)整體方案

硬件方案設(shè)計(jì)從飛行控制系統(tǒng)需求出發(fā)，根據(jù)機(jī)載微處理的硬件資源以及所選用器件的特性合理選擇各個(gè)器件與微處理器的接口方式，并在設(shè)計(jì)時(shí)預(yù)留一些備用接口，飛行控制系統(tǒng)硬件總體方案如圖1 所示。

圖1　飛行控制系統(tǒng)硬件總體框架圖

系統(tǒng)的硬件配置為：

1)配置一路I2C接口，用于實(shí)現(xiàn)對(duì)傳感器MPU6050HMC5883L以及MS5611等I2C接口器件的數(shù)據(jù)采集。

2)配置一路串口，用于電路板與終端連接。

1.1使用器件簡(jiǎn)介

1.1.1陀螺儀加速度計(jì)MPU6050[3]

MPU-6050是世界上第一個(gè)6軸運(yùn)動(dòng)處理傳感器。它集成了兩個(gè)3軸的MEMS陀螺儀和加速度計(jì)，還有一個(gè)可擴(kuò)展的數(shù)字運(yùn)動(dòng)處理器DMP，可以通過I2C接口接通到一個(gè)第三方的數(shù)字傳感器，例如磁力計(jì)。

1.1.2磁航向計(jì)HMC5883[4]

HMC5883L 是一種高集成模塊，帶有16引腳，采用表面貼膜的方法進(jìn)行安裝。

磁航向計(jì)HMC5883實(shí)物圖及引腳圖分別如圖2和圖3所示。

圖2　磁航向計(jì)HMC5883實(shí)物圖

圖3　磁航向計(jì)HMC5883引腳圖

1.2控制系統(tǒng)原理圖和PCB圖

設(shè)計(jì)的小型無人機(jī)姿態(tài)航向參考系統(tǒng)PCB圖采用兩層板設(shè)計(jì),如圖4 所示。

圖4　姿態(tài)航向參考系統(tǒng)PCB圖

設(shè)計(jì)的小型無人機(jī)姿態(tài)航向參考系統(tǒng)原理如圖5 所示。

2硬件系統(tǒng)測(cè)試

硬件制作完成后，需要對(duì)陀螺儀加速度計(jì)和磁航向計(jì)進(jìn)行測(cè)試，確定其是否正常工作。首先編寫傳感器底層驅(qū)動(dòng)代碼，對(duì)JSTM32F103進(jìn)行軟件開發(fā)[2]。

2.1開發(fā)環(huán)境的介紹

STM32[5]是以ARM核為基礎(chǔ)的，很多基于ARM的開發(fā)軟件都可以用于對(duì)STM32微處理器的開發(fā)。這里選用的開發(fā)軟件是Keil MDK軟件，它通過集成開發(fā)環(huán)境把諸如C語言編輯、庫管理、仿真調(diào)試器等強(qiáng)大的功能組合在一起,是一款方便且強(qiáng)大的軟件。

STM32庫發(fā)布者提供的一套標(biāo)準(zhǔn)外設(shè)庫，也被稱為固件函數(shù)庫或簡(jiǎn)稱固件庫，是一套完整的固件開發(fā)包，包括在STM32開發(fā)過程中用到的所有底層程序。該程序庫還提供每一個(gè)外設(shè)的驅(qū)動(dòng)描述和應(yīng)用實(shí)例，通過該數(shù)據(jù)庫使用者可以在不深入了解底層硬件細(xì)節(jié)的情況下調(diào)用各種外設(shè)，大大提高效率，降低使用的時(shí)間和精力成本。

圖5　姿態(tài)航向參考系統(tǒng)最終原理圖

2.2I2C通信協(xié)議

I2C(Inter-Integrated Circuit)總線是一種簡(jiǎn)單的兩線式串行總線，在使用中要求一條接串行數(shù)據(jù)線SDA,一條接串行時(shí)鐘線SCL。由于使用簡(jiǎn)單而被人們廣泛應(yīng)用。

2.3陀螺儀測(cè)試

將陀螺儀置于靜止?fàn)顟B(tài)下進(jìn)行測(cè)試。

參考MPU6050的數(shù)據(jù)手冊(cè)[6]，其中陀螺儀的參數(shù)如圖6所示。

圖6MPU6050的數(shù)據(jù)手冊(cè)中陀螺儀相關(guān)參數(shù)

MPU 6050陀螺儀量程可以進(jìn)行選擇，通過設(shè)置寄存器來改變量程，例如將FS_SEL寄存器設(shè)置為0，其量程為±250 °/s；將FS_SEL寄存器設(shè)置為1，其量程為±500 °/s；將 FS_SEL寄存器設(shè)置為2，其量程為±1 000 °/s；將FS_SEL寄存器設(shè)置為3，其量程為±2 000 °/s。

從傳感器中直接讀取的數(shù)據(jù)為原始數(shù)據(jù)，將原始數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為真實(shí)的轉(zhuǎn)速需要用到另一個(gè)參數(shù)，即標(biāo)度因子(見圖6)，當(dāng)選擇量程為±250 °/s時(shí)，標(biāo)度因子為131，將原始數(shù)據(jù)除以131即可得到真實(shí)的轉(zhuǎn)速(°/s)；同理，當(dāng)選擇的量程為±500 °/s時(shí)，標(biāo)度因子為65.5，當(dāng)量程為±1 000 °/s時(shí)，標(biāo)度因子為32.8，量程為±2 000 °/s時(shí)，標(biāo)度因子為16.4。

在此，設(shè)定陀螺儀的量程為±2 000 °/s，3軸的真實(shí)輸出值分別如圖7～圖9所示。

圖7陀螺儀在x軸的角速度分量

圖8　陀螺儀在y軸的角速度分量

圖9　陀螺儀在z軸的角速度分量

理論上，陀螺儀在靜止時(shí)角速度應(yīng)該為零，但從圖7～圖9中卻可以看出,3個(gè)軸上的角速度都和零值有一定的偏差，這是由于傳感器的零偏造成的。零偏是指輸入信號(hào)為零，輸出信號(hào)不為零的情況。零偏的原因很多，陀螺儀零偏主要是噪音的影響，在實(shí)際運(yùn)用中，應(yīng)用求出的數(shù)值減去零偏得到實(shí)際結(jié)果。零偏通常難以避免，質(zhì)量越好的陀螺儀加速度計(jì)零偏相對(duì)更小。

從圖7～圖9中可以看出，陀螺儀雖然存在零偏，但零偏較小，且數(shù)值穩(wěn)定在一定范圍內(nèi)，因此陀螺儀可以正常使用。

2.4加速度計(jì)測(cè)試

參考MPU6050的數(shù)據(jù)手冊(cè)[7]，其中加速度計(jì)的參數(shù)如圖10所示。

圖10MPU6050數(shù)據(jù)手冊(cè)中加速度計(jì)相關(guān)參數(shù)

MPU 6050加速度計(jì)量程亦可以選擇，通過設(shè)置寄存器來改變量程，例如設(shè)置FS_SEL寄存器值為0，其量程為±2g；設(shè)置FS_SEL寄存器值為1，其量程為±4g；設(shè)置FS_SEL寄存器值為2，其量程為±8g；設(shè)置FS_SEL寄存器值為3，其量程為±16g。

從傳感器中直接讀取的數(shù)據(jù)為原始數(shù)據(jù)，和陀螺儀一樣，將原始數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為真實(shí)的轉(zhuǎn)速需要用到標(biāo)度因子(見圖10)。當(dāng)選擇量程為±2g時(shí)，標(biāo)度因子為16 384，將原始數(shù)據(jù)除以16.384即可得到真實(shí)的加速度(單位為一個(gè)重力加速度g)；同理當(dāng)選擇的量程為±4g時(shí)，標(biāo)度因子為8 192，當(dāng)量程為±8g時(shí)，標(biāo)度因子為4 096，量程為±16g時(shí)，標(biāo)度因子為2 048。

在此，選擇的加速度計(jì)量程為±8g,3軸的真實(shí)輸出值分別如圖11～圖13所示。

理論上，靜止平放的加速度計(jì)的x軸和y軸的加速度值為零，在z軸的加速度值為1g。但從圖11～圖13中卻可以看出，x軸和y軸的值均不為零，z軸的值也不為1。造成這種情況的原因有兩個(gè)，一是傳感器存在零偏;二是由于電路板在測(cè)試期間的放置并不能做到完全水平。從圖中還可以看出，加速度計(jì)的數(shù)值變化仍穩(wěn)定在一定范圍內(nèi)，所以加速度計(jì)可以正常使用。

圖11加速度計(jì)在x軸的加速度分量

圖12　加速度計(jì)在y軸的加速度分量

圖13　加速度計(jì)在z軸的加速度分量

從圖7～圖13中可以看出，陀螺儀、加速度計(jì)的傳感在同一時(shí)刻發(fā)生了變化，這是由于在讀數(shù)過程中對(duì)電路板進(jìn)行了移動(dòng)。這一現(xiàn)象說明陀螺儀、加速度計(jì)反應(yīng)靈敏，工作正常，可以放心使用。

2.5磁航向計(jì)的測(cè)試

參考磁航向計(jì)HMC5883L的增益設(shè)置數(shù)據(jù)手冊(cè)[8]，參數(shù)見表1。

表1　磁航向計(jì)HMC5883L的增益設(shè)置

磁航向計(jì)HMC5883L的增益可以選擇，通過配置寄存器B來改變?cè)鲆?，配置磁航向?jì)增益的位置為CRB7、CRB6、CRB5,其名稱分別為GN2、GN1、GN0，寄存器B中的其它5個(gè)位置CRB4至CRB0都必須清除(也就是配置為0)以保證正確運(yùn)行。通過配置GN2、GN1、GN0的電位高低(為1或0)來改變?cè)鲆?。例如?dāng)GN2、GN1、GN0都配置為低電位(數(shù)值用0表示)，增益為1 370 LSb/Gs 。

從傳感器中直接讀取的數(shù)據(jù)為原始數(shù)據(jù)，將原始數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為真實(shí)的轉(zhuǎn)速需要用到另一個(gè)參數(shù)，即數(shù)字分辨率，以圖14第一行為例，當(dāng)選擇增量為1 370時(shí)，數(shù)字分辨率為0.73，將原始數(shù)據(jù)乘以0.73即可得到真實(shí)的磁感應(yīng)強(qiáng)度(mGs)。

文中選用的增量為390，數(shù)字分辨率為2.56,在Matlab中運(yùn)行如下程序：

>>load sinnovib.TXT

>>a1=sinnovib(:,7);b1=sinnovib(:,8);c1=sinnovib(:,9);

>>a2=a1*2.56;b2=b1*2.56;c2=c1*2.56;

>>Acc=sqrt(a2.^2+b2.^2+c2.^2);

>>plot(Acc);legend('磁航向計(jì)測(cè)得磁感應(yīng)強(qiáng)度');xlabel('時(shí)間');ylabel('磁感應(yīng)強(qiáng)度');grid on

得到的地磁量線性圖如圖14所示。

圖14磁航向計(jì)測(cè)得的地磁量線性圖

從理論上講，磁航向計(jì)測(cè)量的磁感應(yīng)強(qiáng)度，應(yīng)與地磁相同，查資料知，地球表面的磁感應(yīng)強(qiáng)度為0.5～0.6 Gs 。磁航向計(jì)測(cè)得的磁感應(yīng)強(qiáng)度(見圖14)大部分在570～580 mGs 之間，符合地磁范圍，因此磁航向計(jì)工作正常。

3結(jié)語

首先對(duì)硬件方案進(jìn)行了介紹，然后對(duì)所設(shè)計(jì)的硬件進(jìn)行測(cè)試。分別從陀螺儀、加速度計(jì)和磁航向計(jì)三大硬件模塊進(jìn)行測(cè)試，結(jié)果均顯示所設(shè)計(jì)的硬件模塊工作正常，可以放心使用。

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UAV attitude heading reference hardware system

DAI Jun,WANG Xiaolu,REN Shuhong

(Zhengzhou University of Aeronautics, Zhengzhou 450001, China)

Abstract：First the hardware system is designed for the attitude heading reference system which includes microcontroller STM32F103, gyroscope accelerometer MPU6050 and magnetic heading meter HMC5883, and then it is tested to ensure the reliability.

Key words：attitude heading reference system; gyroscope; accelerometer; magnetic headingl.

收稿日期：2016-03-15

基金項(xiàng)目：河南省科技廳基金資助項(xiàng)目(162102210237)； 航空科學(xué)基金資助項(xiàng)目(2014ZA55001)； 河南省教育廳基金資助項(xiàng)目(15A590001)

作者簡(jiǎn)介：代君(1987-)，女，漢族，河南鄧州人，鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院助教，碩士，主要從事衛(wèi)星導(dǎo)航、無人機(jī)控制方向研究,E-mail:daijun502@163.com.

DOI:10.15923/j.cnki.cn22-1382/t.2016.3.11

中圖分類號(hào)：V 249.122

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1674-1374(2016)03-0261-08