基于頭部姿態(tài)控制的農(nóng)田監(jiān)測無人機云臺設(shè)計與實現(xiàn)*

周利杰，孫迎建，蔡國慶，郝瑞林，劉輝

(1. 河北水利電力學院機械工程系，河北滄州，061001；2. 河北省工業(yè)機械手控制與可靠性技術(shù)創(chuàng)新中心，河北滄州，061001)

0 引言

農(nóng)田監(jiān)測能夠及時發(fā)現(xiàn)作物病蟲害、倒伏、干旱、施肥不足、火情等情況，是提高農(nóng)田產(chǎn)量和防控農(nóng)田風險的重要措施。農(nóng)田監(jiān)測主要依靠無人機[1]、機器人[2]、固定位置傳感器[3]等方式開展。無人機監(jiān)測具有航程遠、方便靈活、效率高的優(yōu)點，是現(xiàn)階段大型農(nóng)田應用最多的監(jiān)測方式。固定翼無人機以其長續(xù)航、高抗風能力、大載重、高效率的優(yōu)點更加適合大型農(nóng)田的監(jiān)測任務(wù)[4]。無人機監(jiān)測任務(wù)中攝像云臺的作用至關(guān)重要。云臺不僅要支撐攝像機，而且還要滿足一定的功能要求。

近年來，眾多學者對無人機云臺進行了研究，研究方向主要集中在輕量化、減震增穩(wěn)、姿態(tài)跟蹤等方面。李創(chuàng)等[5]針對多軸增穩(wěn)云臺輕量化的設(shè)計需求，提出了空間多點懸掛和多軸系框架閉環(huán)的設(shè)計方法，并通過振動試驗與仿真分析驗證了設(shè)計方法的正確性，為云臺的輕量化設(shè)計提供方法參考。楊潤等[6]利用無刷電機、陀螺儀、加速度計等器件設(shè)計了機載兩軸云臺，并通過試驗測試了云臺系統(tǒng)的穩(wěn)定性和可行性，為云臺的控制系統(tǒng)設(shè)計提供了良好借鑒。劉家燕等[7]設(shè)計了一種用于載荷內(nèi)框架安裝的橡膠減振器，以保護光電吊艙的內(nèi)部設(shè)備，減小振動對機載光電吊艙成像質(zhì)量和穩(wěn)定精度的影響，表明橡膠具有較好的減震效果，為橡膠應用于云臺減震提供了技術(shù)支撐。王日俊等[8]將互補濾波算法應用于機載云臺，互補濾波算法能夠?qū)Ω┭觥L轉(zhuǎn)和偏航姿態(tài)信息進行融合，對保持機載云臺在慣性空間中的穩(wěn)定性有著較為積極的作用，為云臺的姿態(tài)跟蹤和控制提供了方法參考。

綜上所述，眾多學者對無人機云臺在實現(xiàn)輕量化、減震增穩(wěn)、姿態(tài)跟蹤等方面取得了較大進展，但這些研究內(nèi)容主要針對多旋翼無人機的航拍云臺，而針對固定翼專用監(jiān)測云臺的研究較少。因此，常將多旋翼航拍云臺安裝在固定翼上進行農(nóng)田監(jiān)測。這種航拍云臺具有一定的缺點，如體積大、重量大、迎風阻力大、可集成性差、價格高等，應用于大型農(nóng)田固定翼監(jiān)測無人機中仍有一定的局限性。因此，為滿足農(nóng)田監(jiān)測固定翼無人機對云臺的要求，并為農(nóng)田監(jiān)測提供支持，研究并設(shè)計重量輕、體積小、可集成性高的固定翼監(jiān)測云臺結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)是非常有必要的。

1 整體方案設(shè)計

云臺系統(tǒng)主要由姿態(tài)采集轉(zhuǎn)發(fā)模塊和云臺組成，使用過程中還需視頻眼鏡、遙控器、接收機、飛控等設(shè)備的配合支持。系統(tǒng)組成如圖1所示。工作流程如圖2所示。

圖1 云臺系統(tǒng)組成

圖2 云臺系統(tǒng)工作流程圖

姿態(tài)采集轉(zhuǎn)發(fā)模塊固定在操作員頭部或者操作員佩戴的視頻眼鏡外部，實時采集操作員頭部的運動姿態(tài)。當操作員的頭部姿態(tài)發(fā)生變化的時候，內(nèi)置的加速度計和陀螺儀采集操作員頭部姿態(tài)并將數(shù)據(jù)發(fā)送給微處理器。微處理器接收到頭部姿態(tài)數(shù)據(jù)后，采用四元數(shù)互補濾波算法解析和融合姿態(tài)數(shù)據(jù)，并得到操作員的頭部姿態(tài)信息。微處理器再將得到的頭部姿態(tài)信息發(fā)送給無人機遙控器，將航向數(shù)據(jù)在PPM(Pulse Position Modulation脈沖位置調(diào)制)信號的第7通道輸出，俯仰數(shù)據(jù)在PPM信號的第8通道輸出。遙控器將收到的PPM信號與其他通道的信號進行疊加，再通過遙控器發(fā)射機將信號傳送給無人機的接收機。接收機將接收到的信號發(fā)送給飛控，飛控接收到控制數(shù)據(jù)后，分離出第7通道數(shù)據(jù)作為航向控制數(shù)據(jù)，分離出第8通道數(shù)據(jù)作為俯仰控制數(shù)據(jù)，并將航向控制數(shù)據(jù)和俯仰控制數(shù)據(jù)傳送給云臺舵機。云臺舵機帶動攝像頭動作，實現(xiàn)大范圍監(jiān)測視野和頭部姿態(tài)控制。

2 云臺結(jié)構(gòu)設(shè)計與仿真分析

固定翼無人機在高速運動和轉(zhuǎn)向過程中，云臺需要承受較大載荷和迎風阻力，容易造成云臺振動和偏移，輕則造成攝像頭畫質(zhì)不穩(wěn)，重則造成云臺結(jié)構(gòu)或者機體損壞[9]。其次，在運動過程中較大的結(jié)構(gòu)質(zhì)量容易產(chǎn)生云臺重心移動，容易誘導振動產(chǎn)生。因此，設(shè)計小體積、輕量化、易集成的云臺結(jié)構(gòu)是非常有必要的。

2.1 云臺結(jié)構(gòu)設(shè)計

無人機對機載設(shè)備的重量較為敏感，減輕機載設(shè)備的重量能夠提高無人機的續(xù)航、巡航速度和操控性能[10]。云臺常用的材料有鋁合金、碳纖維、塑料、復合材料、碳鋼等[9, 11]。ABS是塑料中廣泛應用的材料之一，具有較高的機械強度和沖擊強度，同時穩(wěn)定性和低溫性能較好。ABS對比鋁合金和碳鋼具有密度小的優(yōu)點，對比碳纖維和復合材料，具有成本低，易加工成型的優(yōu)點。結(jié)合本文設(shè)計的云臺結(jié)構(gòu)較為緊湊，所承載的攝像頭質(zhì)量較小，ABS材料的強度可以滿足云臺結(jié)構(gòu)的需求。因此，云臺主體結(jié)構(gòu)采用ABS材料。橡膠具有高彈性、低阻抗和高黏彈性，緩沖吸能特性明顯，是優(yōu)良的減振材料，已經(jīng)廣泛應用于無人機云臺的減振結(jié)構(gòu)中[12]。因此，本文選用橡膠作為云臺的柔性減振材料。ABS和橡膠材料的力學性能如表1所示。

表1 材料的力學性能

本文設(shè)計的云臺由底板、橡膠塊、蓋板、航向支架、俯仰支架、攝像頭、航向舵機、俯仰舵機、錐齒輪等組成，如圖3所示，云臺參數(shù)如表2所示。

圖3 云臺結(jié)構(gòu)圖

表2 云臺參數(shù)表

采用低密度的ABS材料作為云臺主體結(jié)構(gòu)材料，能夠有效減輕云臺重量，制作完成的云臺包含攝像頭總重量約為45 g，而市面上的常用航拍云臺重量一般不低于200 g[12]。航向舵機的動力輸出通過一級錐齒輪機構(gòu)傳遞給航向支架的轉(zhuǎn)軸，不僅能夠使云臺結(jié)構(gòu)更加緊湊，而且有助于減少云臺重量。云臺的長寬高為80 mm×40 mm×80 mm，結(jié)構(gòu)小巧緊湊，迎風面積較小，能夠減少迎風阻力，并且降低由風阻變化誘發(fā)的振動。為減少云臺在運動過程中因重心偏移所產(chǎn)生的重力不平衡力矩的影響，將航向舵機和舵機座設(shè)計在航向支架轉(zhuǎn)軸的一側(cè)，將俯仰支架和攝像頭設(shè)計在航向支架轉(zhuǎn)軸的另一側(cè)，并使其重力力矩平衡。云臺結(jié)構(gòu)的重心位置對結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性有重要影響[13]，在設(shè)計過程中，使用SolidWorks軟件中設(shè)置云臺各個零件的密度、質(zhì)量和重心等參數(shù)，即可計算出云臺結(jié)構(gòu)的重心位置坐標，再通過不斷調(diào)整航向舵機位置和優(yōu)化俯仰支架結(jié)構(gòu)的方法，使云臺結(jié)構(gòu)的重心位置位于航向支架的轉(zhuǎn)軸上。經(jīng)計算，云臺結(jié)構(gòu)的重心位置位于錐齒輪上端面下方約3.4 mm的位置。云臺的蓋板和底板之間設(shè)計有減振橡膠塊，橡膠塊可以通過自身的形變，吸收振動能量，從而減輕無人機機體傳遞給云臺的振動，提升拍攝畫面質(zhì)量。為了避免振動過大造成減振塊脫落，中空減振塊內(nèi)部設(shè)計有安全銷釘。通過安全銷釘限制底板與航向支架的位移量，保障結(jié)構(gòu)安全。

2.2 云臺結(jié)構(gòu)仿真分析

為了簡化計算，將忽略各處的摩擦，只分析迎風阻力、慣性力和重力對云臺的影響。將云臺底板4個固定孔的3個方向位移自由度限制為0，模擬云臺底板與機體的固定約束。在俯仰支架與攝像頭的連接面上施加沿著豎直方向向下的0.06 N作用力，仿真攝像頭的重力?？紤]無人機在機動時會產(chǎn)生一定的水平慣性力，假設(shè)無人機以10 m/s2的水平加速度運動，因此在水平方向設(shè)置相應的加速度?？紤]無人機在飛行過程中速度較快，云臺受到的迎風阻力也不能忽略，根據(jù)式(1)[14]可知，在不考慮風速的情況下，無人機相對氣流的飛行速度近似等于巡航速度，固定翼巡航速度一般為50～80 km/h，本文取70 km/h，并換算為19.4 m/s；迎風面積近似等于俯仰支架迎風面的面積，計算后約為0.009 m2；阻力系數(shù)可根據(jù)文獻[15]查表取為0.06；經(jīng)計算可得迎風阻力約為0.13 N，方向沿水平方向；最后定義沿著豎直方向向下的9.8 m/s2的重力加速度。

(1)

式中：ρ——大氣密度，ρ=1.293 kg/m3；

v——相對氣流的飛行速度，v=19.4 m/s；

S——迎風面積，S=0.009 m2；

C0——阻力系數(shù)，C0=0.06。

云臺經(jīng)靜力學分析后，應力和形變分析結(jié)果云圖如圖4所示。最大應力發(fā)生在航向支架的底部，最大應力為0.5 MPa，遠小于ABS材料的屈服極限值。云臺的最大變形為0.1 mm，位于航向舵機處，對正常工作產(chǎn)生的不良影響可以忽略。

(a) 應力分析云圖

為保證云臺的良好工作，有必要進行模態(tài)分析，以確定云臺結(jié)構(gòu)的固有頻率。模態(tài)分析結(jié)果如表3所示。實際航行過程中，無人機傳遞給云臺的振動頻率一般集中于50～70 Hz之間[16-17]。由模態(tài)分析結(jié)果可知，容易產(chǎn)生共振的頻率范圍不在云臺模態(tài)分析的頻率范圍內(nèi)。因此，本文設(shè)計的云臺結(jié)構(gòu)不易產(chǎn)生共振。

表3 模態(tài)分析結(jié)果

3 控制系統(tǒng)設(shè)計

3.1 硬件設(shè)計與實現(xiàn)

微控制器和電源部分電路如圖5所示，ADXL345B加速度計和L3G4200陀螺儀部分的電路如圖6所示。

圖5 微控制器和電源電路圖

圖6 ADXL345B加速度計和L3G4200陀螺儀電路圖

頭部姿態(tài)采集轉(zhuǎn)發(fā)模塊主要由加速度計、陀螺儀、微控制器、鋰電池、回中按鍵等組成。加速度計選擇ADXL345B三軸數(shù)字加速度計；陀螺儀采用L3G4200三軸數(shù)字陀螺儀；微控制器采用STM32微控制器；模塊中設(shè)計有姿態(tài)回中按鈕，可以通過按鍵強制云臺恢復初始姿態(tài)。

3.2 姿態(tài)解算方法

四元數(shù)姿態(tài)解算方法相對于歐拉角和方向余弦解算方法有著計算量小、維數(shù)低、運算速度快、可以進行全姿態(tài)解算的優(yōu)點[18]。姿態(tài)解算過程中，通常采用同時使用多種器件進行數(shù)據(jù)融合的方法[19]?；パa濾波算法[20]比粒子濾波[21]和卡爾曼濾波[22]等算法計算量較小，較適合應用于嵌入式平臺中。

姿態(tài)解算過程中，定義地理坐標系Oxnynzn和機身坐標系Oxbybzb。地理坐標系的Oxn、Oyn和Ozn分別取正東、正北和天向。機身坐標系Oxb沿著機身縱軸向前，Oyb沿著機身橫軸向左，Ozb沿著機身豎軸向上。Oxb、Oyb、Ozb分別對應于機身的橫滾、俯仰和航向方向。

根據(jù)歐拉定理可知，機身坐標系旋轉(zhuǎn)至地理坐標系的姿態(tài)變換矩陣如式(2)所示。

(2)

式中：φ——橫滾角；

θ——俯仰角；

ψ——航向角。

三維空間的旋轉(zhuǎn)使用四元數(shù)進行表示，由機身坐標系旋轉(zhuǎn)為地理坐標系的四元數(shù)姿態(tài)矩陣如式(3)所示。

(3)

式中：q1、q2、q3、q4——四元數(shù)。

通過四元數(shù)的姿態(tài)矩陣，可以進一步解出所需的3個歐拉角，如式(4)所示。

(4)

令四元數(shù)q=q0+q1i+q2j+q3k，對時間t進行微分運算，可以得到其微分方程如式(5)所示。

(5)

式中：ωx——橫滾角速率；

ωy——俯仰角速率；

ωz——航向角速率。

對該微分方程采用一階龍格庫塔法求解，可以得到其迭代公式如式(6)所示。

(6)

通過式(5)～式(6)的不斷迭代可以求出當前時刻的四元數(shù)，再通過式(2)～式(4)，便可得到當前時刻機身坐標系的橫滾角、俯仰角和航向角。

工作中，陀螺儀容易產(chǎn)生低頻積分漂移累積誤差，加速度計容易因振動產(chǎn)生高頻噪聲干擾。依據(jù)陀螺儀和加速度計的輸出特性具有互補的特點[23-24]，采用互補濾波算法進行數(shù)據(jù)融合。加速度計和陀螺儀的互補濾波實現(xiàn)原理框圖如圖7所示，其中Φa表示加速度計的輸出數(shù)據(jù)，Φg表示陀螺儀的輸出數(shù)據(jù)，Φo表示輸出的融合數(shù)據(jù)。

圖7 互補濾波算法原理圖

互補濾波算法的傳遞函數(shù)框圖如圖8所示，傳遞函數(shù)如式(7)所示。Kp和Ki為互補濾波系數(shù)，范圍在0～1之間，本文經(jīng)過不斷的嘗試和調(diào)整，Kp取0.4，Ki取0.6時能夠得到較好的互補濾波結(jié)果。

圖8 互補濾波算法傳遞函數(shù)框圖

(7)

式中：Y1(s)——加速度計的輸出數(shù)據(jù)；

Y2(s)——陀螺儀的輸出數(shù)據(jù)。

將以上述四元數(shù)姿態(tài)解算和互補濾波融合算法在STM32嵌入式平臺進行實現(xiàn)，每100 ms進行一次姿態(tài)解算和互補濾波。

4 系統(tǒng)試驗測試

4.1 動態(tài)測試

為驗證云臺系統(tǒng)姿態(tài)解算的準確度，搭建了測試裝置。采用減速步進電機帶動姿態(tài)采集轉(zhuǎn)發(fā)模塊勻速轉(zhuǎn)動，減速比為200∶1，減速后的步進角分辨率為0.009°，減速步進電機可以有效地避免步進電機的低速丟步和驅(qū)動能力弱的問題。測試過程中實時采集步進電機輸出的實際角度和姿態(tài)采集轉(zhuǎn)發(fā)模塊輸出的融合后姿態(tài)角度，橫滾、俯仰和航向姿態(tài)角度對比如圖9所示。

(a) 俯仰姿態(tài)角對比

通過測試數(shù)據(jù)可知，步進電機在開始轉(zhuǎn)動和停止轉(zhuǎn)動的瞬間，由于加速度的突變會引入一些干擾，導致融合后的姿態(tài)數(shù)據(jù)在第0 s和第12 s附近的誤差稍大；在步進電機勻速轉(zhuǎn)動過程中，融合后的姿態(tài)角度能夠較好的對應實際姿態(tài)角度，線性度誤差不超過2%，角度誤差不超過2°。

4.2 靜態(tài)測試

將姿態(tài)采集轉(zhuǎn)發(fā)模塊靜止放置于固定水平臺面，進行600 s的靜止測試，觀測姿態(tài)的漂移情況，測試數(shù)據(jù)如圖10所示。由測試結(jié)果可知：第600 s的俯仰和橫滾姿態(tài)角度漂移約為4°；第600 s的航向姿態(tài)角度漂移約為5.5°。

(a) 俯仰姿態(tài)角

4.3 對比測試與機載測試

為測試云臺的減振性能，將本文設(shè)計的云臺與多旋翼無人機航拍云臺進行了對比測試，航拍云臺總重量為310 g。搭建的測試設(shè)備和使用的測試方法如下：測試過程中，實時采集云臺攝像頭的振動狀態(tài)，常用的壓電式加速度傳感器體積和重量較大，安裝在云臺攝像頭上會影響振動狀態(tài)，因此，文本采用體積小和重量輕的慣性加速度測量模塊MPU6050，并將加速度傳感器安裝在攝像頭上，加速度傳感器的x、y、z軸方向分別與機身坐標系Oxb、Oyb、Ozb同向；采用大功率NRF24L01無線傳輸模塊實時傳輸振動數(shù)據(jù)，該模塊的最大傳輸距離可達5 km；采用STM32F401微控制器控制NRF24L01無線傳輸模塊和MPU6050加速度傳感器，采用頻率100 Hz；地面數(shù)據(jù)接收端采用NRF24L01串口模塊，并利用LabView虛擬儀器平臺開發(fā)數(shù)據(jù)分析和存儲程序；測試過程中為降低其他環(huán)境因素的影響，本文設(shè)計的云臺和航拍云臺使用同一載機，兩次飛行測試間隔時間不超過20 min，并沿同一直線路徑飛行測試；由于航拍云臺為下方懸掛方式，本文制作了航拍云臺的機載連接板，并對機載連接板進行了結(jié)構(gòu)加強，降低機載連接板對航拍云臺的振動影響。測試裝置如圖11所示。

圖11 振動測試裝置圖

首先進行了勻速平飛對比測試，測試溫度約為32 ℃，地面風速2級，無人機保持70 km/h的航速直線飛行，高度保持30 m。本文設(shè)計的云臺時域測量數(shù)據(jù)如圖12所示，航拍云臺的時域測量數(shù)據(jù)如圖13所示。

(a) x軸

(a) x軸

通過測量數(shù)據(jù)可知：時域測量的加速度值在肉眼可見的范圍內(nèi)呈現(xiàn)波動趨勢，這主要是由空氣動力現(xiàn)象顫振和擾流引起的振動；本文云臺和航拍云臺z軸的加速度幅值均大于x軸和y軸，這主要是由于固定翼無人機在飛行過程中升力來自主翼和尾翼，低頻振動主要是繞主翼橫軸的振動，導致安裝在機頭的云臺出現(xiàn)較大的z軸方向的振動。振動加速度的均方根值能在一定程度上代表被測部位振動的激烈程度[25]，因此，本文以z軸加速度的均方根值作為振動激烈程度的評價指標。經(jīng)計算，本文云臺的z軸振動加速度均方根值為0.32 m/s2，航拍云臺z軸振動加速度均方根值為0.55 m/s2，本文云臺的z軸振動加速度均方根值比航拍云臺的小41.8%，顯示出本文設(shè)計的云臺比航拍云臺具有更好的減振性能。

空氣動力現(xiàn)象顫振和擾流引起的振動主要是低頻振動[26]，振動加速度的頻譜圖可反映出振動的幅值和頻次。將本文云臺和航拍云臺的z軸振動加速度進行快速傅里葉變換，得到的z軸振動加速度頻譜圖如圖14所示。

(a) 本文云臺

由頻譜圖可知：本文設(shè)計云臺的振動主要集中在3.3 Hz、10.8 Hz和11.3 Hz附近，且10.8 Hz和11.3 Hz頻率附近的振動幅值較大；航拍云臺的振動主要集中在3.0 Hz、9.9 Hz和10.6 Hz附近，且3.0 Hz 附近的頻率振動幅值較大；顯示出在低頻范圍內(nèi)本文設(shè)計的云臺比航拍云臺具有更好地抗振顫和抗擾流性能。

為對比無人機在機動過程中本文云臺和航拍云臺的減振性能，本文進行機動對比測試。測試過程中將無人機保持平飛姿態(tài)，然后將副翼向右打滿，隨后將副翼向左打滿，最后將無人機恢復平飛姿態(tài)。測量出云臺的z軸振動加速度如圖15所示。由測試結(jié)果可知：本文設(shè)計的云臺z軸振動加速度最大幅值為7.28 m/s2，航拍云臺的z軸振動加速度最大幅值為9.23 m/s2，本文設(shè)計的云臺z軸振動加速度最大幅值比航拍云臺小21%。這主要由于航拍云臺的重量和慣性更大，無人機姿態(tài)變化后，航拍云臺的橡膠減振塊受到的力較大，形變較大，當橡膠減振塊的形變達到最大值時，航拍云臺的限位結(jié)構(gòu)開始剛性接觸，從而產(chǎn)生較大的振動加速度。同時顯示出本文設(shè)計的云臺在機動過程中具有更好的減振和抗振性能。

(a) 本文云臺

本文將制作完成的監(jiān)測云臺進行裝機，先在地面進行測試，操作員以正常的速度轉(zhuǎn)動頭部，并觀測云臺的跟隨情況。隨后將無人機在田間進行飛行測試，以測試云臺的工作情況。測試結(jié)果表明：云臺能實時跟隨操作員的頭部姿態(tài)，動作延時較?。荒K的回中按鍵能夠?qū)⒃婆_姿態(tài)回歸初始位置；云臺振動較小，回傳畫面穩(wěn)定，能夠在一定程度上發(fā)現(xiàn)農(nóng)田中存在的洪澇、干旱、倒伏、大面積病蟲害等問題，能夠滿足固定翼無人機遠距離農(nóng)田監(jiān)測需求。

5 結(jié)論

針對農(nóng)田監(jiān)測無人機對云臺的需求，設(shè)計了無人機云臺結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)。(1)對云臺結(jié)構(gòu)進行了靜力學和模態(tài)仿真分析，分析結(jié)果表明：云臺結(jié)構(gòu)合理，最大變形0.1 mm，最大應力0.5 MPa，并且不易產(chǎn)生共振。(2)對云臺控制系統(tǒng)進行了研究，采用操作員頭部姿態(tài)控制的方式設(shè)計了云臺控制系統(tǒng)，研究了四元數(shù)和互補濾波融合算法應用于姿態(tài)解算的問題，并且進行了動態(tài)測試、靜態(tài)測試、對比測試與機載測試，測試結(jié)果表明：四元數(shù)和補濾波融合算法能夠較精確的解算姿態(tài)角度，角度誤差不超過2°，600 s的姿態(tài)角度漂移不超過5.5°；與多旋翼航拍云臺相比，本文設(shè)計的云臺具有更好的減振和抗振性能，平飛測試中振動加速度均方根值比航拍云臺的小41.8%，機動測試中振動加速度最大幅值比航拍云臺小21%；云臺系統(tǒng)工作穩(wěn)定，能夠通過操作員的頭部姿態(tài)實時控制云臺，振動較小，畫面清晰。該裝置能夠滿足固定翼無人機監(jiān)測大型農(nóng)田的需求，能夠提供較好的便利性。