四旋翼飞行器设计(共17页).doc

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1、精选优质文档-倾情为你奉上摘 要本设计采用瑞萨R5F100LEA单片机作为主控制器。超声波传感器实时发送飞行高度数据给主控系统，主控制器通过判断、分析、处理产生控制信号进而控制各个电机，使其在不同的飞行高度具有不同的速度，保证了飞行器在某一高度范围内飞行；主控制器读取MPU6050陀螺仪的数据，通过对采集数据的分析，使飞行器做出相应的姿态调整，来保持飞行器能够平稳飞行；激光传感器能够对白色场地上的黑线进行识别，达到循迹的目的。本设计通过对飞行控制系统的总体框架设计，实现了飞行控制系统的硬件设计和软件设计，并对设计中的关键技术问题进行了研究，最终实现了四旋翼飞行器的一键启动自主飞行控制。关键词：

2、R5F100LEA 传感器 姿态控制 四旋翼飞行器1. 四旋翼自主飞行器简介1.1 结构形式四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼1和旋翼3逆时针旋转，旋翼2和旋翼4顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。四旋翼飞行器的结构形式如图 1.1 所示。图1.1 四旋翼飞行器结构形式1.2 工作原理传统直升机是通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置。四旋翼飞行器与此不同，是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化

3、，从而控制飞行器的姿态和位置。由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力部稳定，所以需要一种能够长期保稳定的控制方法。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。图 1.2 四旋翼飞行器垂直和俯仰运动四旋翼飞行器结构形式如图所示，电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有下列优势：各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机1和电机3逆时针旋转

4、的同时，电机2和电机4顺时针旋转，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。四旋翼飞行器在空间共有6个自由度（分别沿3个坐标轴作平移和旋转动作），这6个自由度的控制都可以通过调节不同电机的转速来实现。基本运动状态分别是：垂直运动、俯仰运动、滚转运动、偏航运动、前后运动、侧向运动。在图1.2中,电机1和电机3作逆时针旋转,电机2和电机4作顺时针旋转，规定沿轴正方向运动称为向前运动，箭头在旋翼的运动平面上方表示此电机转速提高，在下方表示此电机转速下降。(1) 垂直运动垂直运动相对来说比较容易。在图中，因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩，当同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总的拉力增大，当总

5、拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿轴的垂直运动。当外界扰动量为零时，在旋翼产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。保证四个旋翼转速同步增加或减小是垂直运动的关键。(2)俯仰运动在图(b)中，电机1的转速上升，电机3的转速下降，电机2和电机4的转速保持不变。为了不因为旋翼转速的改变引起四旋翼飞行器整体扭矩及总拉力改变，旋翼1与旋翼3转速该变量的大小应相等。由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕轴旋转(方向如图所示)，同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，

6、机身便绕轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。2. 系统方案2.1 系统结构框图 本次设计主要由电源模块、传感器模块、主控制器模块、电机及电机驱动等模块组成。电源采用3S锂铁电池组成11.1V可充电电池，其作用是为电机供电和作为稳压模块的输入，输出5V给主控板供电。传感器主要由陀螺仪、激光传感器和超声波传感器组成，用来完成飞行姿态的调整和循迹功能。采用瑞萨R5F100LEA单片机作为主控制器，电机采用飞控专用电机。其系统结构图如图2.1所示。图2.1 系统结构框图2.2 系统硬件框架方案设计2.2.1机架方案一：考虑到碳纤管强度大、质量轻等优点，适合做航模材料，所以选用碳纤管进行硬件框架加

7、工，整体来看，还算轻盈，但是在调试过程中发现碳纤管只要经过轻微碰撞就会变形甚至破裂，在安装过程中碳纤维管不能局部承受较大的力，最为麻烦的是不能开孔上螺丝进行紧固，所以我们决定更换框架材料。方案二：基于方案一的思路，我们拟采用木头作机架材料，可是我们测试到一根一米的方木头重量达到300克左右，即便使用轻木也在150克上下，木头制作的机架也容易变形。方案三：在方案一与二的基础上，我们选择了正方形铝管，规格大小外方尺寸为12mm*12mm，厚度为1mm。虽然每根铝管的重量达到碳纤维管的2倍，都是其打孔较为方便，便于安装，而且铝管的重量也在飞行器承受范围之内。综合考虑飞行器的重量、尺寸、能耗，我们最终

8、采用方案三。2.2.2系统软件方案设计方案一：采用在飞行器四个角各固定一个超声波传感器进行垂直测距，如果超声波传感器接收到信号时间相同，则飞行器能保持姿态平衡，经多次试验，发现飞行器漂移厉害最终放弃此方案。方案二：经过查找资料，发现采用MPU6050陀螺仪代替方案一中的超声波传感器能解决飞行器的平衡问题。3. 设计方法与论证3.1 PID算法 控制是一种常见的反馈回路控制方法，它不同于其他控制方法，是因为他可以根据历史的数据和差别率来调整输入值，这样才能提高系统的鲁棒性。(1)比例环节 及时成比例的反映控制系统的偏差信号；偏差一旦产生，控制器立即产生调节作用，以减少偏差。(2) 积分环节 主要

9、用于消除静差提高系统的无差度，积分作用的强弱取决于积分时间常数，越大，积分作用越弱，反之则越强。(3) 微分环节 能够反映偏差信号的变化趋势，即偏差信号的变化速率，并能在偏差信号值变得太大之前，在系统中引入一个有效的早期修正信号，从而加快系统的动作速度，减小调节时间。控制器的控制算法为： (3-1)式中是控制器的输出，是PID控制器的输入，是比例系数，是积分时间常数，是微分时间常数。计算偏差e(k)=r(k)-c(k)|e(k)|=em计算控制变量u(k)D=u(k)/T*PR|e(k)|emu(k-1)=u(k),c(k-1)=c(k)e(k-2)=e(k-1)返回|e(k)|e0D=0开始

10、NYYN图3.1 PID调节子程序流图调节子程序的流程图如图3.1所示。当进入调节子程序时，首先需要根据系统给定值和采样值来计算偏差。为了防止在系统运行初期，由于控制量过大使得开关管占空比过大，需要对代入式(3-1)运算的做一定的限幅处理。因为瞬间过大的占空比有时候可能会引起过大的电流，从而导致开关管的损坏。另外，在系统进入稳态后，将会输出一个微小的控制量，此时输出的控制值在一个很小的范围内，不断改变自己的方向，频繁动作，发生振颤，这样不利于正在充电的蓄电池。因此，当控制过程进入这种状态时，就进入系统设定的一个输出允许带，即当采集到的偏差时，不改变控制量，使充放电过程能够稳定的进行。控制算法的

11、核心是对陀螺仪输出角速度做计算，比例()的作用就是使四旋翼能够产生对于外界干扰的抵抗力矩，的作用就是让四旋翼飞行器产生一个与角度成正比的抵抗力。如果只采用控制，四旋翼飞行器能够产生抵抗外界干扰力矩的作用，能够较快克服扰动影响，只要手妄图改变四旋翼的转速，四旋翼就会产生一个抵抗力矩，但是如果飞行器飞行过程中受到风的干扰倾斜了一个角度，则四旋翼飞行器无法自己回到水平位置，这就需要的调节作用。对角速度做积分()控制可获得四旋翼飞行器倾斜的角度，那么飞行器就会自我调整，直到倾角为零，它所产生的抵抗力是与这个倾角成正比的。但是，如果只有的作用，四旋翼飞行器将会产生震荡。因此，控制可使四旋翼飞行器在稳定后

12、无稳定误差。当四旋翼飞行器处于悬停核准稳态飞行时，可以把四旋翼飞行器这一非线性系统近似为线性系统，这样，在控制飞行器稳定飞行时就可以把四旋翼飞行器的姿态稳定分为三个独立通道（偏航、俯仰、横滚）分别控制。在实际系统中，控制对象是无刷电机和螺旋桨。螺旋桨的转动产生力、力矩和扭矩，作用于四旋翼飞行器，就得到陀螺仪输出的各姿态角角速率，对角速率积分就得到各姿态角。4. 电路与程序设计本系统主要由主控模块、传感器模块、电调、电源模块和电机组成，下面分别论证这几个模块。4.1主控模块主控部分采用瑞萨的RL78/G13单片机，它有如下特点：图4.1 瑞萨的RL78/G13单片机(1)最短指令执行时间可在高速

13、和超低速之间更改；(2)通用寄存器：8bit*32个寄存器；(3)ROM:16至512K；RAM:2至32K；数据闪存：-/4/8KB；(4)内置高速片上振荡器时钟；(5)内置单电源闪存（具有禁止块擦除/写入功能）；(6)支持自编程功能（具有引导交换功能/flash屏蔽窗口功能）；(7)On-chip调试功能；(8)内置上电复位（POR）电路和电压检测电路（LVD）；(9)内置看门狗定时器（可在专用低速片上振荡时钟下运行）；(10)内置乘除法器和乘加器；(11)内置中断按键功能；(12)内置时钟输出/蜂鸣器输出控制电路；(13)内置十进制调整（BCD）电路；(14)输入/输出端口：16至120

14、；(15)定时器； (16)串行接口； (17)不同电位接口：可以连接1.8/2.5/3v运行的器件；(18)8/10位的分辨率A/D转换器(= E =1.6至5.5V)：6至26通道；(19)待机功能：HALT,STOP,SNOOZE模式；(20)电源电压： =1.6至5.5V；(21)运行环境温度： =-40至85摄氏度；4.2传感器模块4.2.1激光传感器由于激光具有方向性强、亮度高、单色性好等许多优点，所以激光在检测领域中的应用十分广泛,技术含量十分丰富,对社会生产和生活的影响也十分明显。激光传感器工作时,先由激光二极管对准目标发射激光脉冲。经目标反射后激光向各方向散射，部分散射光返回

15、到传感器接收器，被光学系统接收后成像到雪崩光电二极管上。雪崩光电二极管是一种内部具有放大功能的光学传感器,因此它能检测极其微弱的光信号，记录并处理从光脉冲发出到返回被接收所经历的时间,即可测定目标距离。激光传感器因为光速太快，必须极其精确地测定传输时间。利用激光传输时间来测量距离的基本原理是通过测量激光往返目标所需时间来确定目标距离。 图4.2.1 激光传感器实物图4.2.2超声波传感器超声波是指频率高于20KHZ的机械波。为了以超声波作为检测手段，必须产生超声波和接收超声波，完成这种功能的装置就是超声波传感器。超声波传感器有接收器和发送器两部分，但有的超声波传感器也可具有发送和接受的双重作用

16、，超声波传感器是利用压电效应原理将电能和超声波相互转化，即在发射超声波的时候，将电能转换，发射超声波；而在收到回波的时候将超声振动转换成电信。超声波测距一般采用渡越时间法。首先测出超声波从发射到遇到障碍物返回所经历的时间，再乘以超声波的速度等于2倍的声源到障碍物的距离。此次设计我们采用HC-SR04超声波传感器，它的一些参数要求如下： 图2.2.2 超声波传感器实物图1、使用电压：DC5V 2、静态电流：小于2mA3、电平输出：+5V 4、电平输出：底0V5、感应角度：不大于15度 6、探测距：2cm-450cm7、高精度可达0.2cm 其基本工作原理是：(1)采用IO口TRIG触发测距，给至

17、少10us的高电平信号；(2)模块自动发送8个40khz的方波，自动检测是否有信号返回；(3)有信号返回，通过IO口ECHO输出一个高电平，高电平持续的时间就是超声波从发射到返回的时间。测试距离=(高电平时间*声速(340M/S)/2。4.3 电调电调的作用就是将飞控板的控制信号，转变为电流的大小，以控制电机的转速。因为电机的电流是很大的，通常每个电机正常工作时，平均有3左右的电流，如果没有电调的存在，飞控板根本无法承受这样大的电流（另外也没驱动无刷电机的功能）。同时电调在四轴当中还充当了电压变化器的作用，将11.1V的电压变为5V为飞控板和遥控器供电。本系统采用的电调为30的电调，电调最重要

18、的参数为其过载的电流，其中30表示该电调能输出负载为30的电流，由于四轴飞行器的飞行要求其高响应速度，而在电调的快速反应上一些区别，普通的用于舵机的电调，其要求响应速度较低，精度较高。而四轴飞行器则不仅要就高速而且要求高精度，所以电调的好坏也在一定程度上决定了飞行器的稳定性。经本人测试当电机转速最高时，其电流为5.17因此需要购买至少20的电调，目前一般情况下购买电调为30的负载电流。 图4.3 电调实物图4.4电源模块电源模块相当于房屋的基石，关系到整个系统的运行。综合考虑后选择可充电锂铁电池，由3S锂铁电池组成11.1V可充电电池，且性能比较稳定，如图3.4。又因为控制器模块和传感器模块需

19、要5V电源，因此，采用了集成三端稳压模块，通过稳压输出了5V电源。图4.4.1 11.1V可充电电池 集成三端稳压器主要有两种：一是线性稳压芯片，另外一种是开关型稳压芯片。线性稳压芯片输出纹波小，电路简单，但是功耗较大，效率较低，典型芯片为LM7805；开关型稳压芯片则功耗小，效率高，单输出纹波大，电路复杂，典型芯片为LM2596。对于单片机来说，单片机本身功耗低，但它对电源要求相对高。经过选型实验对比，最终选定为集成三端稳压芯片为LM2596的电源稳压模块，如图 4.4.2是本设计选用的电源稳压模块实物图。图4.4.2 电源稳压模块4.5电机本系统采用的电机型号为2212，电机的转子为22毫

20、米，电机定子高度为12毫米，转速为1400KV,即每分钟电机能转过的圈数，1400KV为加上1V的电压电机每分钟能转1400转，加上2V电压电机能转2800转，以此类推，但必须保证电压在安全范围内。于此同时飞行器电机上配备的螺旋桨大小为8寸，本系统使用的是8038ATG浆，下表为不同参数电机配备不同的螺旋桨，其产生的升力。电机KV值螺旋桨大小电压电流转速推力100010471115.668108861000104710146530820100010601113.17630745100090501110.5843068110009050109.27900603140010478186380775

21、14001047415.1586065014001060815.2722067014001060712.76560553140090501118.9972090314009050712.76560553140080401112.611800700140080401015.49240816注：其中浆的大小四位数表示的意思为例如1047即为螺旋桨的直径为10寸，47即为4.7表示螺距。电压单位为V，电流为A，转速表示电机每分钟转的圈数，推力为单个螺旋桨的推力单位为克。在制作飞行器之前需要评估自己飞行器的整机载重量，一般情况下四轴飞行器的裸机重量为1千克左右。那么我们设计的电机推力应为其两倍比较合适

22、，一则可使得电机不用长时间负载过重，二则减少飞行器坠机的可能性。图4.5 为电机的实物图4.6 软件流图yYy开始初始化起飞飞行高度30cm？到达终点？直飞左调整右调整直线循迹降落结束NN5. 测试方案与测试结果5.1 测试方案将位于A点的飞控正对于B点，按下按键，测试其从A起飞到B点降落所需的时间以及飞控与B的偏差距离，测试10次，测试结果如下：测试时间（单位:s）测试距离（单位:cm）测试次数12345678910A区到B区的时间15.615.51616.214.91713.716.517.115.8飞控与B点的距离3715103817301820219由上面的结果可知，从A区到B区的平均

23、时间：15.83ms，所需时间较短。飞控与B点的平均距离：21.5cm，与目的点B的偏离距离也较好。将位于B点的飞控正对于A点，按下按键，测试其从B起飞降落到A点所需的时间以及飞控与A的偏差距离，测试10次，测试结果如下：测试时间（单位:s）测试距离（单位:cm）测试次数12345678910A区到B区的时间15.716.51513.716.91716.712.516.117.8飞控与B点的距离9202118173038201137由上面的结果可知，从B区到A区的平均时间：15.79ms，所需时间较短。飞控与A点的平均距离：22.1cm，与目的点A的偏离距离也较好。参考文献1 周权,黄向华,

24、朱理化. 四旋翼微型飞行平台姿态稳定控制试验研究J,传感器与微系统，2009, 28 (5): 72-79.2 王树刚. 四旋翼控制问题研究D， 哈尔滨工业大学，2006, 6.3 刘峰,吕强,王国胜. 四轴飞行器姿态控制系统设计期刊论文-计算机测量与控制 2011(03).4 章卫国等.现代飞行控制系统设计M.西安：西北工业大学出版社,2009.5 杨庆华，宋召青，时磊.四旋翼飞行器建模、控制与仿真A. 海军航空工程学院学报，2009:499-502.6 王微子等. 基于DSP 的无位置传感器无刷直流电动机调速系统. 微特电机.2004（7）.7 张深.直流无刷电动机原理与其应用.机械工业出版社，1996.8 卢静，陈非凡，张高飞等.基于单片机的无刷直流电动机控制系统设计.北京机械工业学院学报，2002.9 单片机原理与控制技术 (第二版) 张志良主编. 10 吴文海,沈春林,刘国刚等.飞行控制系统设计的特征结构配置法.哈尔滨工业大学学报,2002,34(5):639-642.11 陈健. 无人直升机飞行控制技术研究，硕士学位论文.南京：南京航空航天大学，2008.附录元件清单：元件名称数量螺旋桨4瑞萨单片机1信息电源管理模块1激光传感器3超声波传感器42212电机4电调4稳压模块1陀螺仪1导线若干泡沫若干铝条若干碳纤管若干电池1扎带若干专心-专注-专业