0 引言

    四旋翼飛行平臺作為一種利用旋翼產(chǎn)生的空氣動力來克服自身重力飛行的動力裝置模型，飛控人員只需通過操控地面站就能對飛行器進(jìn)行控制，具有成本低、無人化、靈活高效和隱蔽性好等優(yōu)點，被廣泛運用于軍事、民用和科學(xué)研究領(lǐng)域。本文介紹了一種基于Atmega128單片機(jī)的四旋翼飛行控制系統(tǒng)，通過采集三軸加速度和陀螺儀數(shù)據(jù)，解算出飛行器的姿態(tài)，并通過控制四個旋翼的轉(zhuǎn)速輸出實現(xiàn)對飛行平臺的穩(wěn)定控制。

1 總體方案與飛行原理

1.1 總體設(shè)計方案

    該飛行控制系統(tǒng)主要由主控模塊、無線遙控模塊、MPU6050運動處理模塊、驅(qū)動模塊、電源控制等組成。系統(tǒng)框圖如圖1所示。

    主控模塊是系統(tǒng)的數(shù)據(jù)處理核心，運動處理模塊負(fù)責(zé)采集姿態(tài)數(shù)據(jù)，無線遙控模塊進(jìn)行指令發(fā)送，電源控制和驅(qū)動模塊控制電機(jī)轉(zhuǎn)速的輸出。

    主控模塊由Atmega128單片機(jī)作為核心處理器，通過MPU6050運動處理模塊采集三軸加速度和陀螺儀數(shù)據(jù)，原始數(shù)據(jù)經(jīng)過卡爾曼濾波算法優(yōu)化后就可得到相應(yīng)的歐拉角，即解算獲得了飛行器的姿態(tài)。通過無線遙控模塊將姿態(tài)調(diào)整指令發(fā)送到主控模塊的輸入捕獲端，主控模塊再將采集到的指令與飛行器自身的姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行比對，經(jīng)過PID自動控制的反饋調(diào)節(jié)，輸出給電源控制和驅(qū)動模塊調(diào)控旋翼的轉(zhuǎn)速輸出，最終實現(xiàn)各種環(huán)境下的穩(wěn)定飛行。

1.2 動力學(xué)飛行原理

    四旋翼飛行平臺有六種基本運動狀態(tài)，具有六個自由度，可以分別沿X軸、Y軸、Z軸平移或旋轉(zhuǎn)，屬于欠驅(qū)動系統(tǒng)。這六個自由度的控制均可以通過調(diào)節(jié)不同無刷電機(jī)的轉(zhuǎn)速輸出來實現(xiàn)。設(shè)作為剛體的飛行器質(zhì)量為m，質(zhì)心為O，作用在飛行器上的合外力矢量為F，M是相對于O點的合外力矩矢量，I為剛體繞坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動慣量。根據(jù)牛頓第二定律，其相對于質(zhì)心的動力學(xué)方程在慣性坐標(biāo)系O′XYZ中的投影式為：

    根據(jù)對質(zhì)心的動量矩定理，飛行器繞質(zhì)心O運動的姿態(tài)動力學(xué)方程在本體坐標(biāo)系OXYZ中的投影式為：

    其中第一組的3個二階微分方程描述了飛行器的3個質(zhì)心平動自由度；另外兩組方程確定了3個轉(zhuǎn)動自由度，描述了飛行器繞質(zhì)心的運動規(guī)律，即姿態(tài)運動。聯(lián)立三組方程就得到了剛性六自由度飛行器一般運動的全部運動方程。

    四旋翼飛行平臺的四個螺旋槳分為一組正槳和一組反槳，兩個相對的槳為一組，當(dāng)四個電機(jī)旋轉(zhuǎn)時槳所產(chǎn)生的氣流均向下，由于正槳和反槳的旋轉(zhuǎn)方向相反，飛行器平穩(wěn)飛行時的陀螺效應(yīng)和空氣動力扭矩可以互相抵消。

2 硬件電路的設(shè)計

2.1 控制系統(tǒng)工作原理及設(shè)計

    系統(tǒng)采用Atmega128單片機(jī)作為主控模塊芯片，通過IIC通信方式將MPU6050運動處理模塊的六個數(shù)據(jù)（三軸加速度AD值和三軸角速度AD值）讀出，經(jīng)過姿態(tài)融合后得到飛行器的三個歐拉角即解算出了當(dāng)前的飛行姿態(tài)。再將輸入捕獲管腳采集到的不同通道的PPM控制指令數(shù)據(jù)與當(dāng)前飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行PID自動調(diào)節(jié)，最后利用快速PWM輸出功能實現(xiàn)對多個無刷電機(jī)驅(qū)動器的控制和電源控制。

    其中，姿態(tài)融合所采用的就是卡爾曼濾波算法。卡爾曼濾波是一種線性最小方差估計，其算法是遞推的，因此適用于多維隨機(jī)過程的估計，并采用動力學(xué)方程即狀態(tài)方程描述被估計量的動態(tài)變化規(guī)律，同時也適用于非平穩(wěn)過程，其離散型算法可以直接在單片機(jī)上實現(xiàn)。卡爾曼濾波理論為一種重要的最優(yōu)估計理論被廣泛應(yīng)用于組合導(dǎo)航系統(tǒng)的設(shè)計。

    設(shè)t_k時刻的被估計狀態(tài)X_k受系統(tǒng)噪聲序列W_k-1驅(qū)動，驅(qū)動機(jī)理由下述狀態(tài)方程描述。

對X_k的量測滿足線性關(guān)系，量測方程為：

2.2 PPM信號采集的工作原理及設(shè)計

    無線遙控模塊采用的是八通道的2.4 GHz無線射頻遙控技術(shù)，以無線的方式將油門、方向等指令信號發(fā)送到主控模塊的單片機(jī)。無線遙控模塊發(fā)出的信號是PPM信號，而PPM信號可以理解為多個PWM信號的合成。

    首先要將PPM信號分解成多通道PWM信號，一幀PPM信號的長度為20 ms，而分離出來的PWM信號脈寬為0~2 ms，變化范圍為1~2 ms之間。因此一幀PPM信號至多可以包含1個同步信號和9個通道的PWM信號，示波器測試的PPM波形如圖2所示。

    本系統(tǒng)采用主控芯片自帶的輸入捕獲功能來對PPM信號進(jìn)行采集，然后通過CD4051模擬電子開關(guān)將PPM信號分離成4路PWM信號，輸出控制驅(qū)動模塊各個驅(qū)動器改變無刷電機(jī)的轉(zhuǎn)速，從而間接實現(xiàn)無線遙控模塊對飛行器飛行姿態(tài)的控制。

3 軟件程序的設(shè)計與分析

3.1 程序框架的設(shè)計

    在系統(tǒng)中，軟件應(yīng)用模塊化設(shè)計。首先主控模塊對單片機(jī)的功能及其與各模塊的接口進(jìn)行初始化，其次運動處理模塊對MPU6050的DMP功能進(jìn)行初始化，分為加載固件和刷新數(shù)據(jù)兩部分。MPU6050先調(diào)用內(nèi)部數(shù)據(jù)庫的數(shù)據(jù)進(jìn)行計算獲得原始數(shù)據(jù)，并將此原始數(shù)據(jù)加載到FIFO存儲器里，其中包括四元素數(shù)據(jù)、陀螺儀數(shù)據(jù)和加速度數(shù)據(jù)。單片機(jī)再通過IIC通信方式將MPU6050的數(shù)據(jù)讀出，通過編程輸入的動力學(xué)公式計算出相應(yīng)的歐拉角，即得到飛行器的飛行姿態(tài)，之后單片機(jī)通過輸入捕獲功能獲取遙控模塊發(fā)來的PPM信號，將接收到的PPM信號分離出油門、俯仰、翻滾和偏航數(shù)據(jù)，并將這些數(shù)據(jù)與采集到的姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，如存在偏差則通過PID自動調(diào)節(jié)來進(jìn)行調(diào)整，調(diào)整過程直到消除這些偏差為止。程序的設(shè)計流程圖如圖3所示。

3.2 程序控制算法的實現(xiàn)

    本系統(tǒng)采用的控制算法是PID控制。主控模塊需要將無線遙控模塊給定的期望姿態(tài)和運動處理模塊解算出的實時姿態(tài)進(jìn)行比對，當(dāng)存在偏差量時，驅(qū)動模塊同時控制四個電機(jī)的轉(zhuǎn)速使其快速穩(wěn)定地達(dá)到預(yù)期給定的效果消除偏差，PID控制器結(jié)構(gòu)如圖4所示。

    比例系數(shù)P是對系統(tǒng)最直接的調(diào)節(jié)，在控制過程中需要提供合適的P值，過大或過小的P值，都將導(dǎo)致系統(tǒng)的不穩(wěn)定，合適的P值應(yīng)該使系統(tǒng)處在一個等幅震蕩的狀態(tài)。積分系數(shù)I是對過去的控制過程中存在的偏差進(jìn)行積分，只要系統(tǒng)存在控制與期望之間的偏差，積分運算就會一直進(jìn)行下去直到消除偏差。微分系數(shù)D能預(yù)測系統(tǒng)的變化趨勢，從而提前控制以遏制不穩(wěn)定情況的產(chǎn)生。

3.3 上位機(jī)軟件

    在軟件調(diào)試的過程中，采用了具有基本收碼、高級收碼、波形顯示和飛控狀態(tài)顯示等功能的四軸上位機(jī)調(diào)試軟件。計算機(jī)與單片機(jī)采用串口的通信方式，通過制定好的協(xié)議和波特率便可將數(shù)據(jù)發(fā)送到計算機(jī)，在計算機(jī)上以三維動態(tài)圖的效果顯示出來。在飛控狀態(tài)界面，可以將遙控模塊發(fā)送過來的油門、俯仰角、翻滾角、偏航角的值以柱狀圖的形式進(jìn)行顯示；在波形顯示界面，可以根據(jù)需要將數(shù)據(jù)繪制成多條曲線進(jìn)行對比和分析，上位機(jī)調(diào)試軟件的界面如圖5所示。

    將上位機(jī)的波特率設(shè)置為115 200 b/s。每秒鐘可傳輸約10 472幀數(shù)據(jù)，可以滿足飛控系統(tǒng)對傳輸率的要求。

4 測試結(jié)果

4.1 加速度、陀螺儀數(shù)據(jù)測試結(jié)果

    采用MPU6050的DMP功能求解有關(guān)數(shù)據(jù)，通過發(fā)送數(shù)據(jù)到上位機(jī)觀察，得到加速度和陀螺儀數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)測試結(jié)果如圖6所示。

4.2 PPM解碼測試與分析

    通過程序?qū)⑦b控模塊發(fā)出的PPM信號進(jìn)行解碼，把各通道數(shù)據(jù)通過串口發(fā)送到上位機(jī)調(diào)試軟件，得到的數(shù)據(jù)如表1所示。在數(shù)據(jù)處理中，PPM解碼的最小值為250，最大值為500，而單片機(jī)的快速PWM輸出功能滿值為255，因此將PPM解碼的變化差值設(shè)計為250就可以與PWM產(chǎn)生模塊值對應(yīng)。

4.3 飛行姿態(tài)解算測試與分析

    對飛行器姿態(tài)解算的準(zhǔn)確性進(jìn)行驗證和分析時，分別對繞X軸、Y軸、Z軸旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的翻滾角、俯仰角和偏航角進(jìn)行驗證，并測試測量范圍，姿態(tài)解算測試結(jié)果如表2所示。通過表2中的數(shù)據(jù)可知，俯仰角、翻滾角、偏航角的測量范圍均接近正負(fù)180°，解算的數(shù)據(jù)與實際數(shù)據(jù)存在的偏差較小，滿足本系統(tǒng)的設(shè)計要求。

5 結(jié)論

    從測試結(jié)果來看，各指標(biāo)均達(dá)到了本系統(tǒng)的設(shè)計要求，可以較為精確地控制四旋翼飛行平臺的飛行姿態(tài)。使用MPU6050的DMP庫進(jìn)行數(shù)據(jù)的整合納入和標(biāo)準(zhǔn)化細(xì)分，將單片機(jī)從繁重的計算工作中解放了出來，同時減少了大量的封裝空間，使系統(tǒng)較好地實現(xiàn)了實時性和穩(wěn)定性，提高了抗干擾能力，達(dá)到了預(yù)期的效果。

參考文獻(xiàn)

[1] 秦永元.卡爾曼濾波與組合導(dǎo)航原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2012.

[2] 何獻(xiàn)忠.位置隨動系統(tǒng)軟件控制的研究[J].儀表技術(shù)與傳感器，2010(4)：45-47.

[3] 巫華芳.基于三軸陀螺儀傳感器的無線位置伺服算法應(yīng)用[J].儀表技術(shù)與傳感器，2016(1)：1002-1841.

[4] 梅碩基.慣性儀器測試及數(shù)據(jù)分析[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，1984.

[5] 以光衢.慣性導(dǎo)航原理[M].北京：航空工業(yè)出版社，1987.

[6] 趙晨，杜勇.四旋翼無人機(jī)在輸電線路巡視中的應(yīng)用[J].湖北電力，2012，36(6)：35-36.

[7] 吳東國.基于四旋翼飛行器平臺的低空遙感技術(shù)在公路環(huán)境調(diào)查中的應(yīng)用[J].公路交通技術(shù)，2012(6)：137-138.

[8] 蔣慶仙.關(guān)于MEMS慣性傳感器的發(fā)展及在組合導(dǎo)航中的應(yīng)用前景[J].測繪通報，2006(9)：5-8.