摘  要： 在四旋翼无人机飞行模式分析基础上，提出了一种四旋翼无人机的稳定姿态导航控制系统，改进了无刷电机控制驱动器，并应用多任务编程方案实现软件设计。实验表明，该机载嵌入式系统具有可靠性高、功耗低、重量轻、成本低等优点。 

    关键词： 四旋翼；无人航空器；嵌入式系统；无刷电机驱动器

    随着微机电系统技术在国防、军工、民用等各方面的广泛应用，飞行器的小型化和信息化的进程不断加速，这使得具有广泛用途的无人航空器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)研制成为许多国家的研究热点。微小型旋翼无人机具有使用灵活、体积小、成本低等特点，是无人机发展的主要类型之一，它可以完成超低空侦察、干扰、监视等各种复杂的任务。无人机的核心部分是导航控制系统，要求具有高可靠性和高抗干扰能力。按照项目要求，本文设计的导航控制系统具有飞行姿态测量、控制、增稳、视频监控等各种功能。 

1 四旋翼无人机飞行模式分析 

    由于微型无人机飞行姿态多变，为了增大无人直升机的带载能力，该无人机采用了四旋翼的机械结构，通过机载导航系统控制使其各旋翼之间协调运动，实现四旋翼无人机的飞行姿态自动调整，可按要求完成垂直起落控制、空中悬停控制、偏航控制、滚转控制、俯仰控制等多种动作及任务。四旋翼无人机在各种结构特征参数确定的情况下，通过改变旋翼转速来改变拉力。四旋翼飞行器结构简图及受力分析如图1所示。 

    四旋翼无人机是在改变旋翼拉力与自身重力间关系的基础上实现各种飞行姿态的变化。每个旋翼的空气动力学拉力f_dragi(i=1，2，3，4)的数学表达式为： 

    式(1)中：ρ为空气密度，C_T为拉力系数，A_i为第i个旋翼桨盘面积，W_i为第i个旋翼电机旋转速度，R_i为第i个旋翼桨叶片长。在四旋翼无人机设计中，四旋翼采用相同的电机与相同材质及相同大小的桨叶片，可近似把A_i、C_T、R_i看作一常量，则式(1)可简化为： 

其中：k_dragi>0为依赖于空气密度的常数，ω_i为第i个电机旋转角速度。由式(2)可见，通过给定PWM信号控制电机驱动器控制四翼电机的转速，从而实现对四旋翼电机拉力的控制，完成整个飞行器的动作。 

    在地球惯性坐标系R_W=(E_x，E_y，E_z)与机载坐标系ξ=(x，y，z)下，以电机M1方向为前方，旋翼电机M1与M3逆时钟方向旋转，旋翼电机M2与M4顺时钟方向旋转；Ψ为飞行器偏航角，θ为飞行器滚动角，φ为飞行器俯仰角。在图中f₁、f₂、f₃、f₄分别为四旋翼旋转产生的向上拉力矢量，(i=1，2，3，4)为第i个电机为克服电机转轴叶片拉力与加速度而产生的反作用力矩，mg为飞行器合重力矢量，L是从电机轴到四旋翼飞行器重心轴的垂直距离，则四旋翼飞行器总合力矢量u、偏航力矩τ_Ψ、滚动力矩τ_θ和俯仰力矩τ_φ为： 

    由式(3)可知，如果四旋翼旋转产生的合拉力与飞行器自身重力相等，即u=0时，飞行器在空中悬停；当u>0时，飞行器上升；u<0时，飞行器下降。在保持拉力f₂与f₄不变条件下，通过控制合力f₁-f₃差的大小，飞行器可进行俯仰飞行(前进与后退)控制。当保持拉力f₁与f₃不变条件下，通过控制合力f₂-f₄差的大小，飞行器可进行滚转(左右)飞行；而通过控制偏航力矩τ_Ψ大小，飞行器可进行偏航飞行控制。 

2 四旋翼无人机控制系统构架与硬件设计 

    机载控制系统集成了微型陀螺仪、加速度传感器、大气气压传感器、电机转子转速测量单元和GPS接收单元。整个控制系统采用飞思卡尔公司(Freescale)生产的32位微控制器MCF51QE128完成对各种传感器数据的采集、处理运算、飞行姿态稳定控制和任务控制等功能，使机载控制系统根据控制算法处理结果输出四路PWM信号控制电机转速，以实现自动调节四旋翼旋转力矩来稳定无人机的飞行姿态。整个四旋翼无人机导航控制系统结构框图如图2所示，其主要分为无人机机载控制部分和无人机地面控制部分。 

    无人机机载控制部分主要由控制系统核心模块、惯性测量单元模块IMU(Inertial Measurement Unit)、压力传感器模块、无线部分（无线控制信号接收模块、无线数据传输模块、全球定位系统模块、无线视频传输模块）、电机控制部分（电机驱动控制模块、电机转子转速测量模块）以及红外距离传感器模块等组成。控制系统核心模块主要由微控制器最小系统和高精密供电电源部分组成。微控制器最小系统由32位微控制器及其相关附属电路组成；精密电源为数模转换器(A/D)、各种测量传感器等提供高精度的电源，其目的是为了稳定供电电压、提高电路的抗干扰能力和减小电压不稳造成的测量误差。其系统无线部分由低功耗、低成本的Xbee-PRO无线射频模块、6通道FLY100C控制信号接收模块和无线视频传输模块组成。实时与地面控制系统交换信息，接收地面控制系统传输的飞行控制指令信号、向地面控制系统发送当前无人机实时飞行和姿态数据等相应信息、发送机载的实时采集视频信息，以完成指定的飞行控制任务。 

2.1 惯性测量单元 

    采用美国AD公司基于微电子机械系统(iMEMS)技术的结构简单、体积小、重量轻、成本低的三个绝对值单轴陀螺传感器ADXRS613和一个两轴加速度传感器ADXL203组成了IMU惯性测量单元，用于检测无人机的角速度变化与角加速度的变化。根据检测到的角速度传感器值和加速度传感器值，利用滤波器进行积分及补偿运算估计解算得到姿态角，减小单一利用陀螺测量造成的累积误差，从而使控制系统实现可靠四旋翼无人机的姿态控制。 

    利用陀螺传感器在测量角速度时具有良好高频的特性和加速度传感器在测量角位移时良好低频的特性，采用滤波器（互补滤波器、卡尔曼滤波器、扩展卡尔曼滤波器）进行积分及补偿运算估计的方法解算获得所需的姿态角。在无人飞行器实际控制中，尽可能降低延时对控制系统的影响。由于互补滤波器容易实现，且不易引入较大的延时误差，因此适合于该系统的应用。系统所采用的互补滤波器原理结构图如图3所示。其中F_H(S)代表高通滤波器传递函数，F_L(S)代表低通滤波器传递函数，且满足F_H(S)+F_L(S)=1。三个陀螺传感器中心轴两两互相正交安装，加速度传感器XY平面与陀螺传感器Z轴垂直。 

2.2 电机驱动控制部分 

    四旋翼无人机的飞行运动靠机载控制器输出的PWM脉宽变化完成，不同的信号脉宽对应于不同的转速。输入信号脉宽在一定范围内与无刷直流电机转速成正比，通用的无刷直流电机驱动器可接受伺服驱动正频脉宽为1 ms～2 ms，信号脉宽周期T最大为20 ms，即信号频率最低为50 Hz。通用驱动信号如图4所示。 

    由图4可知，若采用PWM信号发生器产生控制信号来控制无刷直流电机驱动器，如采用频率50 Hz的PWM信号控制电机驱动器，则PWM信号占空比可控调节范围为5%~10%，占空比利用率仅为5%；如升高PWM信号频率至100 Hz，则PWM信号占空比可控调节范围变为10%~20%，占空比利用率升高至10%。由此可知升高PWM信号频率可以增加信号可控调节变化范围，提高占空比利用率。但通用无刷直流电机驱动器可接受的PWM信号频率最高可为500 Hz，PWM信号占空比可控调节范围为50%~100%，占空比利用率最高仅50 %，很大部分范围内的信号是无用信号，占空比利用效率较低。 

    为提高控制信号占空比的可利用效率，自行研究开发了一款改进型无刷直流电机驱动器，改进驱动信号如图5所示。改进驱动控制信号频率为1 000 Hz，信号占空比可控调节范围为15%~100%，占空比利用率85%，从根本上解决了驱动器信号占空比利用率低的问题，使PWM控制信号范围扩大，控制步距缩小，并在微型四旋翼无人机项目中得到应用。 

    另外，当四旋翼无人机在执行空中悬停模式时，要求其稳定地悬停在所要求的空间位置上。但是在实际环境中，由于存在着电气及空气动力学等多方面干扰因素的影响，即使给四翼电机驱动器施加相同的控制信号，四个电机也不可能以所需求的相应速度运行。为了克服所存在的问题，在UAV控制中还对转子速度进行测量。 

3 机载系统软件策略与实现 

    该机载嵌入式系统软件设计主要基于嵌入式实时操作系统μC/OS-II，采用C语言编写，模块化的方法进行开发。嵌入式系统任务状态机流程图如图6所示。 

    信号检测任务是为了安全考虑，只有当有效信号被检测到时才触发控制算法事件，否则程序一直维持在等待状态的安全模式。当微控制器程序退出安全模式后，就执行主程序事件，其包括五个状态事件。IMU数据更新（第一个状态事件），每间隔15 ms 获取角位置与角速度信息以及测量转速量；当飞行器姿态数据被获得后，执行控制算法任务（第二个状态事件），从而获得稳定飞行器的控制信号量；之后立即执行控制PWM任务（第三个状态事件），使其按照式(4)计算输出控制PWM给定量。其中u为油门控制输入量，τ_Ψ、τ_θ、τ_φ分别为偏航、俯仰、滚动的瞬时控制输入量，veli与为第i个电机的转速量与PWM控制信号输出量。 

    每200 ms进行一次GPS信息更新(第四个状态事件)，其采用中断方式进行。每210 ms使用无线数据传输模块与地面站进行一次交换信息（第五个状态事件），其是服务优先级最低的事件。 

    本文对四旋翼无人机导航控制系统进行了概要性阐述，并进一步探讨了该系统的关键技术及其实现方案，其控制系统已在法国HEUDIASYC实验室的四旋翼无人机系统中得到成功应用。实验表明，该导航控制系统抗干扰能力强、数据传输可靠、性能稳定、功耗较低，较好地满足了其设计要求。 

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