基于ARM系統(tǒng)的旋翼飛機(jī)的設(shè)計(jì)

摘 要 基于STM32F427的ARM構(gòu)架微控制器來實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行控制系統(tǒng)，構(gòu)建了飛行器的基本結(jié)構(gòu)，機(jī)械結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了模塊化設(shè)計(jì)。飛行控制器通過采集加速度傳感器、三軸姿態(tài)傳感器、地磁傳感器傳感器信號(hào)，采用經(jīng)典PID算法研究控制系統(tǒng)的參數(shù)，輸出PWM波形來控制四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器姿態(tài)的控制調(diào)節(jié)。試驗(yàn)測(cè)試表明，該系統(tǒng)能夠在搭建的狹小空間主動(dòng)避開障礙，具有穩(wěn)定飛行的能力。

【關(guān)鍵詞】機(jī)體構(gòu)架 姿態(tài)傳感器 信號(hào)濾波 PID算法

1 引言

20世紀(jì)90年代后期，隨著微機(jī)電系統(tǒng)、傳感器技術(shù)的成熟及慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的開發(fā)，使得多旋翼飛行器的自動(dòng)控制變?yōu)楝F(xiàn)實(shí)。目前，旋翼無人機(jī)具有定點(diǎn)懸停等固有特性，能在復(fù)雜條件下起飛及降落，并且不需要特殊起降場(chǎng)地，具有較高的自動(dòng)化技術(shù)，方便搭載不同的設(shè)備以實(shí)現(xiàn)不同的用途，其在軍事、民用領(lǐng)域得到越來越廣泛的應(yīng)用。

本文設(shè)計(jì)了基于ARM系統(tǒng)的旋翼飛機(jī)，包括基本結(jié)構(gòu)的選擇，機(jī)械結(jié)構(gòu)的模塊化設(shè)計(jì)，系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)、避障方案及現(xiàn)場(chǎng)調(diào)試，試驗(yàn)測(cè)試表明，該系統(tǒng)能夠在搭建的狹小空間主動(dòng)避開障礙，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行。

2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.1 基本結(jié)構(gòu)框架

多旋翼無人機(jī)根據(jù)旋翼數(shù)目不同及安裝結(jié)構(gòu)不同，其飛行性能及控制參數(shù)有差異，平鋪四軸架構(gòu)，特點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、便攜，效率較高，飛行平穩(wěn)，動(dòng)力冗余較差。

X8架構(gòu)，特點(diǎn)是較為便攜，動(dòng)力冗余充足，飛行平穩(wěn)性好。三軸平鋪架構(gòu)，特點(diǎn)為效率最高，但機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且較難控制。

在進(jìn)行飛行結(jié)構(gòu)系統(tǒng)選型之前，首先要確定飛機(jī)的起飛重量，由于本次設(shè)計(jì)為輕型多旋翼無人機(jī)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，將起飛重量限定在7.5kg以內(nèi)，載重并沒有超過8kg，考慮經(jīng)濟(jì)性和便攜性，僅對(duì)X8結(jié)構(gòu)及平鋪四軸結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)效率分析。實(shí)驗(yàn)采用4010電機(jī)槳間距 13cm的結(jié)構(gòu)，測(cè)試結(jié)果如圖1所示，在起飛重量一定的情況下，共軸雙槳的效率比兩個(gè)電機(jī)平鋪要小，效率只有82%左右；相同輸入功率情況下，共軸雙槳與只與單電機(jī)效率相當(dāng)，因此，采用四軸平鋪架構(gòu)。

2.2 機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

機(jī)臂設(shè)計(jì)，如圖2，根據(jù)設(shè)計(jì)要求，起飛重量為7.5kg，總體結(jié)構(gòu)為四軸平鋪，每軸的平均受力為1875g，每軸平均受力=起飛總重量/機(jī)臂總數(shù)，已知機(jī)臂總長300mm 支撐點(diǎn)距動(dòng)力端250mm 即支點(diǎn)處受最大應(yīng)力370MPa，采用3k 15mm 碳纖維方管即可滿足設(shè)計(jì)要求，并有相當(dāng)冗余以適應(yīng)高機(jī)動(dòng)飛行。起落架設(shè)計(jì)由曲柄連桿機(jī)構(gòu)及舵機(jī)和控制電路部分構(gòu)成，具有自鎖功能，利用曲柄機(jī)構(gòu)的死點(diǎn)特性在不裝配舵機(jī)的情況下可以當(dāng)做固定式起落架，不管降落的時(shí)候受到多大的沖擊力，起落架都不會(huì)收起來，更大的保護(hù)了飛行器的安全。安裝舵機(jī)后就是一個(gè)收放式起落架，可以自由的收放。起落架固定座采用一體化設(shè)計(jì)，大大增強(qiáng)了起落架強(qiáng)度，增強(qiáng)了降落時(shí)受力的分散，采用碳纖維材料，重量輕，擺動(dòng)阻力小，不容易損壞舵機(jī)。

3 硬件電路設(shè)計(jì)

系統(tǒng)的飛行控制系統(tǒng)采用模塊化設(shè)計(jì)，通過采集陀螺儀、加速度計(jì)、GPS位置、地磁感器、氣壓、溫度傳感器等信息進(jìn)行姿態(tài)檢測(cè)和控制，控制器控制四個(gè)無刷電機(jī)作為動(dòng)力引擎，并通過PWM脈寬調(diào)制技術(shù)及PPM載波聚合技術(shù)控制飛機(jī)姿態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行和自動(dòng)駕駛飛行功能，完成多種任務(wù)。 通常四旋翼無人控制系統(tǒng)內(nèi)置FLASH ROM存儲(chǔ)芯片，以便能記錄飛行器執(zhí)行任務(wù)時(shí)的所有數(shù)據(jù)（黑匣子），方便對(duì)飛行任務(wù)進(jìn)行檢查，也方便對(duì)事故原因進(jìn)行分析與調(diào)試。系統(tǒng)控制MUC選擇32bit STM32F427 Cortex M4核心，168 MHz；l256 KB RAM；l2 MB Flash；32 bitSTM32F103同步協(xié)處理器。

3.1 電源模塊

采用Ld1117三端穩(wěn)壓器及MIC5207電源模塊，分別對(duì)MCU進(jìn)行供電，以保住主控供電的穩(wěn)定性。同時(shí)加入了自恢復(fù)保險(xiǎn)絲和反接二極管，充分保護(hù)MCU。

3.2 傳感器電路

充分考慮可靠性和穩(wěn)定性，綜合經(jīng)濟(jì)因素。采用 ST公司L3GD20H 16 bit陀螺芯片；MPU-6050加速度芯片；HMC5883L地磁傳感器；MEAS公司MS5611氣壓芯片。如圖3-圖6所示。

飛行器運(yùn)行狀態(tài)數(shù)據(jù)采集采用FM25V01 128K非易失存儲(chǔ)器存儲(chǔ)芯片。這種存儲(chǔ)器速度快，掉電不會(huì)丟失數(shù)據(jù)，一般用來做備份數(shù)據(jù)存儲(chǔ)，一旦飛控空中故障重啟，可以延續(xù)前面的狀態(tài)和計(jì)算結(jié)果。

飛行器避障設(shè)計(jì)超聲波傳感器方案，通過軟件設(shè)置濾波，達(dá)到較好的使用效果。避障系統(tǒng)采用外掛式模塊化設(shè)計(jì)，外置MCU與飛行控制器進(jìn)行通訊，將采集到的傳感器信息進(jìn)行處理與判斷，并將輸出結(jié)果反饋回飛行控制器。

4 系統(tǒng)調(diào)試及參數(shù)整定

4.1 卡爾曼濾波

飛行器在運(yùn)行過程中，各傳感器的測(cè)量值必然存在一定的誤差，需進(jìn)行濾波，防止毛刺或數(shù)據(jù)異常等突然因素影響飛行的穩(wěn)定性?？柭鼮V波根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻的觀測(cè)值、上一時(shí)刻的預(yù)測(cè)值及預(yù)測(cè)誤差，計(jì)算得到當(dāng)前的最優(yōu)量去預(yù)測(cè)下一刻的量，分為時(shí)間更新方程和測(cè)量更新方程。

卡爾曼時(shí)間濾波器更新方程如下：

卡爾曼濾波器狀態(tài)更新方程如下：

4.2 PID系統(tǒng)調(diào)試

四旋翼無人機(jī)在空中飛行時(shí)需要控制6個(gè)自由度，分別是高度、經(jīng)度、緯度三個(gè)水平自由度，以及俯仰、航向、滾轉(zhuǎn)三個(gè)旋轉(zhuǎn)自由度，水平自由度就是指位置差，速率和加速度；自由度是指的角度差，角度率和角加速度。系統(tǒng)采用PID控制方案，由于四旋翼無人機(jī)在空中收影響因素較多，故無法單純從理論計(jì)算得出確切的PID參數(shù)值，通常的調(diào)整順序?yàn)椋合日{(diào)整參數(shù)P，再加入I，最后調(diào)整D，比例調(diào)節(jié)將實(shí)際值與理想值之間的誤差以放大P倍調(diào)節(jié)，因此理論上參數(shù)P越大越好，但過大的P值將會(huì)導(dǎo)致超調(diào)量過大，所以在調(diào)參時(shí)P調(diào)到不讓飛行器產(chǎn)生抖動(dòng)的最大值。

其中：

若四旋翼飛機(jī)無法起飛；且加大電機(jī)轉(zhuǎn)速情況下發(fā)生傾覆等現(xiàn)象。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，減小I的數(shù)值可以解決問題，若四旋翼起飛后，高頻抖動(dòng)，電機(jī)產(chǎn)生高頻噪音。根據(jù)上述分析，可能 P過大造成的不斷高速超調(diào)，減小P的數(shù)值基本上可以解決。若四旋翼起飛正常并無高頻振蕩，但操作反應(yīng)遲滯且較難穩(wěn)定，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，I的數(shù)值過大，造成過程極其緩慢，所以適當(dāng)減小I可以解決問題。如圖7所示。

為了調(diào)節(jié)飛行器的 PID 值，使飛行器能夠穩(wěn)定飛行，系統(tǒng)對(duì)各軸陀螺儀與加速度波形進(jìn)行觀察，采集到飛行器飛行過程中的部分姿態(tài)數(shù)據(jù)如圖8、9所示 系統(tǒng)根據(jù)采集到的加速值及陀螺儀數(shù)據(jù)值對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行控制，從而使得飛行器平穩(wěn)飛行。

5 結(jié)語

本文針對(duì)旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了四旋翼飛行器的機(jī)械結(jié)構(gòu)、硬件電路和程序算法，采用經(jīng)典PID 控制器進(jìn)行姿態(tài)角控制。經(jīng)測(cè)試，系統(tǒng)的穩(wěn)定性能、動(dòng)態(tài)性能、飛行避障均達(dá)到的設(shè)計(jì)要求。

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作者簡(jiǎn)介

戴亦宗（1981-），男，江蘇省揚(yáng)州市人。研究生，碩士學(xué)位?，F(xiàn)為揚(yáng)州職業(yè)大學(xué)電氣與電氣工程學(xué)院副教授。主要研究方向?yàn)樽詣?dòng)化控制技術(shù)。

作者單位

揚(yáng)州市職業(yè)大學(xué) 江蘇省揚(yáng)州市 225001