摘 要： 四旋翼飛行器控制系統的性能決定了飛行效果的優劣，如何改善飛行控制系統使其擁有更良好的表現成為近幾年的研究熱點。根據四旋翼飛行器的飛行原理，設計了一種新型四旋翼飛行器控制系統。該系統以STM32作為主控制器，配合各姿態傳感器實現飛行器姿態及位置的控制，并結合以姿態角為主要誤差源的雙環結構PID控制器，提高了飛行器的平穩性。經實際飛行驗證，該飛行控制系統方案能夠取得較穩定的飛行效果。
關鍵詞： 四旋翼；飛行控制；STM32；PID控制
0 引言
目前，以精確的電子技術取代復雜的機械結構已成為一種趨勢，四旋翼飛行器（four-rotor）以機載電子設備控制機身的姿態及運動，機械結構得到簡化，降低了生產成本及維護成本。它可以實現垂直起降、懸停等空中動作，飛行速度為每秒幾米甚至十幾米，具有較高的機動性與操控性，與其他類型飛行器相比具有較明顯的優勢，在軍工、警用、民用等諸多領域有廣泛的應用前景。
四旋翼飛行器具有4個輸入力，但卻有6個狀態輸出，是一個欠驅動系統，具有非線性、強耦合、多變量等特性，因此對控制器的設計要求較高[1]。根據四旋翼飛行器結構特點及實際需求，選用意法半導體公司生產的STM32F405RG微處理器作為控制系統的主控制器，其強大的運算處理能力及豐富的片上資源能夠滿足四旋翼控制的需求。
1 四旋翼的飛行原理
四旋翼飛行器結構形式是一種最直觀、最簡單的穩定控制形式。四旋翼飛行器機身為兩根剛性支架呈十字形交叉結構，飛控板、外部設備及電池等安裝在支架的交叉處，作為飛行器動力來源的4個電機及旋翼軸對稱地安裝在支架的4個末端，相鄰兩個旋翼旋轉方向相反，空中平衡飛行時相鄰旋翼產生的反作用力相互抵消，防止機身自旋[2]。通過控制4個旋翼的轉速，產生升力的變化，便可實現飛行器空中姿態的控制。四旋翼飛行器有6種基本的運動狀態，分別是：垂直運動、前后運動、側向運動、俯仰運動、滾轉運動和偏航運動?；谝陨匣具\動狀態，四旋翼可以完成各種復雜動作[3]。四旋翼的結構形式如圖1所示。
2 系統硬件選型與電路設計
四旋翼飛行器的控制系統主要由主控制器、各種姿態傳感器、數據傳輸模塊、電機及其驅動模塊組成。主控器通過SPI、IIC總線采集各姿態傳感器的數據，實時計算飛行器相對于地面的姿態角和航向角的變化，結合相應的控制律與任務指令輸出恰當的PWM波信號，電調根據PWM波處理產出相應的電壓信號輸入給4個電機，以此控制電機轉速，實現自動調整飛行器在空中的姿態與位置。四旋翼飛行器飛行控制系統設計方案如圖2所示。
2.1 主控制器
四旋翼控制系統對實時性、穩定性及低功耗具有較高要求，因此選用一款高性能的芯片作為其主控制器尤為重要。STM32F405RG基于32位ARM Cortex-M4內核開發，主頻可達168 MHz，處理單條指令速度可達1.25 DMIPS/MHz，滿足對數據處理速度的要求。它具有功耗動態調整功能，能夠在運行模式下和從Flash存儲器執行時實現低至238 A/MHz的電流消耗。多達15個高速通信接口，包括6個USART、3個SPI和3個IIC等，可用于將各傳感器模塊采集的姿態數據傳輸給主控制器。STM32集成多個PWM定時器，可實現多路PWM脈沖信號的輸出。用戶可使用SWD或JTAG兩種模式下載和調試程序。
2.2 陀螺儀傳感器
陀螺儀是飛行器慣導系統中的核心器件，用于檢測俯仰、滾轉和偏航3個方向的角速度，積分后可得到相應的傾斜角度[4]?？刂破鲗A斜角的控制使飛行器在受到外界干擾（如氣流等）時能保持姿態的平穩。
系統采用體積小、功耗低的MAX21000型號3軸數字輸出陀螺儀。用戶可設定±31.25~±2 000 dps的量程范圍，靈敏度可達960 digit/dps。通過10 MHz的SPI接口向STM32提供測得的角速度數據。陀螺儀工作時存在一定的溫度漂移，需通過軟件對陀螺儀中立點進行實時修正來提高數據的精準度。MAX21000陀螺儀電路原理如圖3所示。
2.3 加速度傳感器
本系統采用ST公司的LSM303D加速度計。該芯片整合了一個3軸加速度計和一個3軸磁場傳感器。通過SPI接口向STM32提供數據。LSM303D加速度計電路原理如圖4所示。
加速度傳感器用于檢測飛行器軸向的加速度，積分可得飛行速度與距離。陀螺儀的數據因為存在“溫漂”，在積分作用下，較長時間后數據將不可靠，加速度計傳感器的數據可以對陀螺儀的誤差進行矯正。但同時加速度傳感器對震動比較敏感，加入簡單的濾波會降低數據的實時性，因此精確的姿態采集需多傳感器配合實現。
2.4 高度計
HC-SR04超聲波測距模塊只需提供一個10 ?滋m以上的脈沖觸發信號，將自動發射8個40 kHz方波，同時檢測是否有返回波，根據發射信號與檢測到返回信號的時間差可計算模塊與障礙物的距離。該模塊測量飛行器離地高度精度可達3 mm，在精度上優于氣壓計，但是也有其缺陷，當地面為草坪或被測障礙物表面不平整時，返回的信號太弱。同時該模塊測距范圍為2~400 cm，只能用于較低高度的檢測。
飛行器在戶外飛行時，高度易超出超聲波模塊的測量范圍，則系統采用MS5611氣壓傳感器測量高度[5]。上電時，氣壓傳感器測量當前的穩定氣壓并保存為0 m氣壓，此后飛行器高度改變，在此參數基礎上進行疊加。該芯片集成了一個24位AD轉換器，將氣壓值轉換成數字信號輸出，測距精度可達10 cm。
3 四旋翼飛行器建模
選擇合適的坐標系有利于四旋翼飛行器飛行狀態的分析。如圖1所示，本文選擇地面坐標系為E（OXYZ），機體坐標系為B（oxyz）。地面坐標系與機體坐標系的關系為滾轉角
、俯仰角
和偏航角
，表示分別繞Bx、By、Bz旋轉到Ex、Ey、Ez軸的角度。從機體坐標系B到地面坐標系E的旋轉矩陣R可表示為：
定義Fi（i=1，2，3，4）表示第i個旋翼產生的升力。在機體坐標系下，飛行器所受的拉力為：
代入旋轉矩陣R可轉換為飛行器在地面坐標系中的受力：
F
四旋翼飛行器在地面坐標系中的線性位移為[x y z]T，根據牛頓第二定理F=ma，得線性加速度方程為：
![`7%~BH`{2`DOW]G4%F2`$3L.png](http://files.chinaaet.com/images/2016/02/24/6359192566844500002751389.png "`7%~BH`{2`DOW]G4%F2`$3L.png")
定義l為飛行器臂長，M
、M
、M
分別為飛行器繞機體坐標系3個軸的轉矩，I
、I
、I
分別為飛行器繞機體坐標系3個軸的轉動慣量，i為旋翼i轉速，則飛行器在滾轉、俯仰、偏航3個方向上的轉矩為：
由歐拉方程可得，四旋翼飛行器在地面坐標系中的角加速度方程式為：
令：
式（7）為四旋翼飛行器控制系統的4個輸入力，U1、U2、U3、U4分別為飛行器的滾轉力、俯仰力、偏航力及升力。結合式（4）、式（6）和式（7）可得四旋翼飛行器的動力學模型為：
該動力學模型忽略了空氣阻力、機體形變、重力加速度隨高度的改變而變化等對系統影響較小的因素，相對于實際飛行狀態，該模型進行了簡化，有利于控制算法的設計。
4 PID控制器設計
本系統采用雙環PID設計，內回路為姿態PID回路，外回路為位置PID回路[6]。給出預期位置指令后，位置PID回路計算出所需改變的姿態角，輸入給姿態回路，姿態回路計算出電機的控制量。姿態的改變可引起飛行器線性的運動，因此實施閉環設計以精確控制飛行器的姿態。位置控制回路的設計可以使飛行更精確、快速地按照設定軌跡飛行。PID控制器結構如圖5所示。
四旋翼平衡飛行時，PID控制器以傾斜角作為其主要的誤差來源，通過將偏差量的比例、積分和微分進行線性組合，構成控制量。比例參數的大小決定了控制器的響應速度，但參數過大會使系統不穩定；對角速度積分后可得飛行器的傾斜角度，從而產生抵抗力，消除傾斜角，直到飛行器達到平衡位置；飛行器偏差的產生與控制器的響應之間存在微秒級的滯后，微分環節能提前抑制傾斜角的偏差，但是過強的微分會放大傳感器的噪聲干擾，降低控制器的抗干擾性能。因此設定恰當的PID控制參數才能保證飛行器達到穩定的飛行狀態。
5 飛行試驗結果
飛行實驗在室內進行，實驗過程中，地面監控站接收飛行器通過串口模塊傳送的實時飛行數據，并將其保存，同時設定懸停高度為2 m。手動操控四旋翼飛行器起飛至2 m左右，切換到平衡模式，使其進行懸停飛行，在此過程中，飛控系統對飛行器的滾轉角、俯仰角及高度進行自主控制。飛行實驗時間約為2 min，實驗結果如圖6~8所示。
從圖6和圖7可以看出，飛行器的滾轉角度和俯仰角度基本控制在±2°以內，俯仰角的穩定性略高于滾轉角，兩個姿態角都達到了較理想的控制效果。
圖8為高度曲線，從圖中可以看出，飛行器在最初的幾秒內自主調整到設定的高度位置，之后的時間穩定在1.9 m到2.1 m之間。飛行器高度的自主調整在0.2 m的范圍波動，但總體仍在目標高度附近。
6 結論
本文提出了一套四旋翼飛行器控制系統的設計方案，經懸停飛行實驗驗證，飛行器能夠成功實現滾轉、俯仰和高度的自主控制，各個模塊性能可靠、穩定，達到了設計要求。飛行控制系統以STM32為主控制器，與傳統單片機相比具有較明顯優勢，其豐富的片上資源有利于系統功能的進一步擴展，為后續課題的研究提供了良好的平臺。四旋翼飛行器操控難度低、飛行角度靈活，在軍事偵查、安全巡檢、低空航拍等眾多領域具有廣泛的應用前景。
參考文獻
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