基于STM32四旋翼飞行控制系统毕业设计.docx

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1、基于STM32四旋翼飞行控制系统毕业设计目 录 1前言 1 1.1背景与意义 1 1.2国内外探讨现状 1 1.3论文主要工作 2 2总体方案设计 3 2.1方案比较 3 2.2方案论证与选择 3 3飞行器原理与结构 5 3.1飞行器原理 5 3.2飞行器结构 6 4单元模块设计 8 4.1各单元模块功能介绍及电路设计 8 4.1.1电源 8 4.1.2 STM32F407最小系统 9 4.1.3 下载电路 11 4.1.4 飞控姿态模块 11 4.1.5 无刷电机连接电路 12 4.1.6 串口接口电路 12 4.2特别器件的介绍 12 4.2.1 无线数传模块 12 4.2.2 飞控姿态模

2、块 13 5软件设计 16 5.1软件设计原理及设计所用工具 16 5.2主要软件设计流程框图及说明 17 5.2.1串口中断流程图 17 5.2.2外部中断流程图 18 5.2.3主程序流程图 18 6系统调试 20 6.1 通信系统 20 6.2 姿态传感器调试 21 6.2.1 传感器数据分析与处理 21 6.2.2 姿态解算 23 6.2.3 数据中断 28 6.3 PID调试 30 6.3.1 PID姿态限制 30 6.3.2 飞控系统PID调试 33 7系统功能、指标参数 36 7.1系统能实现的功能 36 7.2系统指标参数 36 8结论 38 8.1 回顾 38 8.2 展望

3、38 9总结与体会 39 10谢辞 40 11参考文献 41 附录： 42 1.硬件电路图 42 2.PCB图 43 3.部分程序 44 4.外文翻译 46 1前言 1.1背景与意义 近年来得益于现代限制理论与电子限制技术的发展，四轴飞行器得到了广泛的关注，在民用与工业领域，具有广泛的应用前景。甚至无人机在斗争中得到广泛的应用。当下无人机发展火热，其中以四旋翼飞行器的发展最为突出。四旋翼飞行器其具有以下特点： (1)体积小巧，可以工作在恶劣的，危害人类健康和生命的环境中，最大限度地削减人员伤亡，飞行器可以全天工作无需休息，工作效率高。(2)支持配备高端电子产品，多种外设相连接，如照相机、机械臂

4、等，可以实现一些消遣功能。例如在高空电力线巡检中，无人机能在工作人员的操控下进行工作，可以代替人工对巡检对象实施接近检测，削减工人的劳动强度。也可以携带传感仪器、摄像机等，对巡检对象进行数据收集、分析与存储，这进一步提高巡检的工作效率和巡检精度。在军事上，在局部小规模对战的时候，一些一般的侦察机，可能受到敌方打击而造成不必要的机体人员伤亡，无人机则可以很好地起到替代作用。利用四旋翼飞行器作为侦察机，具有振动小、噪声小、牢靠性高、成本低、反侦察实力强、自我销毁等优势。因此无人机的军事价值不行估量。四旋翼飞行器还有着更为广袤的前景等待着开发。比如可以通过为飞行器的添加更加智能的算法实现人机互动，让

5、飞行器帮人取物件等。尽管目前四旋翼飞行器已经在很多领域得到运用，但总体而言照旧处于初步发展阶段。1.2国内外探讨现状 国际上比较知名的飞行器公司有中国大疆创新和美国的3D Robotics。作为全球无人机领域的领头羊，这两家公司在无人机技术发展速度可以用迅猛来形容。比如大疆公司最新的精灵4无人机，实物图如图1.1所示。 图1.1 精灵4实物图 精灵4具有以下功能： 1. 可感知前方障碍物并自动绕行。 2. 通过视觉识别自动跟拍移动物体。 3. 点击相机画面，即可向指引方向自主飞行。 4. 智能返航，感知障碍物后可自动提升飞行高度。 5. 最大飞行时间28分钟，最大可控距离约5公里。 6. 最高

6、速度提升至20m/s (72km/h)。 7. 一体化云台设计，提升了飞行和影像的稳定性。 8. 利用全新的视觉定位技术，可实现室内外精准定位。 又比如：3D Robotics公司最新出品的PIXHAWK飞控，拥有精彩飞行稳定性，搭载双传感器系统和冗余电源输入并且可以扩展两组GPS系统，确保飞行失误降到最低。这两家公司占据了全球大部分无人机市场，并且由于技术的高门槛和垄断，其他无人机公司已经被远远的甩在了后面。大部分的无人机公司的技术仅仅停留在稳定飞行、简洁航拍和户外GPS定位阶段。1.3论文主要工作 无人机作为当今电子产业里一个冉冉升起的新星，具有广袤的市场和发展前景。作为当代高校生，不仅要

7、顺应时代的潮流，更要有作为时代弄潮儿的信念与志气。四旋翼无人机涉及学问面很广泛，其中核心学问与本专业契合度相当高。比如，一颗功能强劲的微机芯片就可以打造一个功能完备的飞行限制系统。而这恰恰是微机原理和单片机的运用。主流无人机的限制系统离不开自动限制原理。并且目前无人机在电力行业的应用力度很大，综上，毕业设计选择了基于STM32 ARM单片机的四旋翼飞控系统。 受限于本人学问水平，本文解决以下问题： 第一章节：四旋翼飞行器探讨背景与意义，国内外发呈现状。 其次章节：就四旋翼飞行器方案探讨与选择，选择了基于STM32 ARM单片机的四旋翼飞行限制系统。第三章节：简洁叙述了飞行器飞行原理，以及机械结

8、构。第四章节：飞行限制系统硬件设计，其中包括单片机最小系统，各类模块接口等。第五章节：程序流程图，对程序流程进行简洁说明。第六章节：飞行器限制系统设计，包括传感器数据进行分析和处理，DMP姿态解算方式，配置中断实时更新当前飞行姿态数据。四旋翼飞行器的PID调试策略。第七章节：上位机与飞行器之间的通信系统，PID调试过程。 2总体方案设计 2.1方案比较 方案一：基于意大利开源硬件Arduino Nano作为数据处理，姿态结算的飞行限制系统。其飞行限制系统结构如图2.1所示。 图2.1 Arduino飞控系统结构图 方案二：采纳意法半导体的STM32F407VET6作为飞行器的主控芯片。其飞行限

9、制系统结构如图2.2所示。 图2.2 基于STM32飞控系统结构图 2.2方案论证与选择 方案一：Arduino Nano是基于Atmega328P AVR单片机的开源硬件，具有两个外部中断口，可以输出六路PWM波，兼备IIC,UART,SPI通信功能，总的来说，其具有丰富的片上资源和优秀的性能。对它编程运用的是Arduino C,这种C语言类似于标准C,但又针对Arduino系统做了大量的简化工作，供应了很多函数和库文件，但是通用性不高。Arduino虽然是已开源的飞行限制系统，吩咐是依靠无线遥控器发出的，这会额外增加遥控器的费用。另外Arduino通信协议未知，这并不利于增加代码后的调试工

10、作。 方案二：意法半导体的STM32F407VET6为CORTEX-M4内核，属于32位ARM微限制器，常用的编程软件是KEIL和IAR，编程语言可以是汇编，标准C语言，C+等，运用敏捷便利。友好的编译方式大大提高了代码的通用性和可移植性。STM32F407VET6具有卓越的性能，并不输于AVR的Atmega328P。这里采纳上位机传输吩咐给飞行限制系统，也简化了系统调试方式。最终考虑到资金、性价比和运用的难易程度选择方案二，基于STM32F407VET6 单片机的飞行限制系统。 3飞行器原理与结构 3.1飞行器原理 四轴飞行器具有两种不同的飞行模式： X 型与十字型。X型飞行方式的四旋翼飞行

11、器姿态变更的方向与机身成一个45度角，十字型飞行方式四旋翼飞行器姿态变更方向与飞行器机身相同。因为采纳X型飞行方式的飞行器具有更好的限制灵敏度与稳定性，所以选择了X型的飞行方式。两种工作模式如图3.1所示。 Y X Y X 图3.1 X 型（左）与十字型（右）飞行方式图 四旋翼飞行器的四个螺旋桨都是电机直连的结构，通过变更电机转速获得旋转机身的力，从而调整自身姿态。在飞行器飞行过程中，螺旋桨会产生两个力，一个是升力，一个是与螺旋桨转向相反的反扭矩。反扭矩会使飞行器沿着螺旋桨旋转的方向自旋，假如不抵消反扭矩会让飞行器始终自转，这会影响飞行器的飞行。四旋翼飞行器通过安排四只螺旋桨的转一直抵消各个螺

12、旋桨产生的反扭矩。以X 型飞行方式为例，按顺时针方向为每个电机编号，右上角电机为1号电机，依次编号1、2、3、4。并将1、2号螺旋桨所在的轴向方向定义为X轴方向，即机头。3、4号螺旋桨所在的轴向方向定义为Y轴方向。为了抵消螺旋桨的反扭矩，1、3号螺旋桨须要顺时针转动，2、4号螺旋桨须要逆时针转动，即对角线上的螺旋角旋转方向相同，以此抵消相互之间的反扭矩。四旋翼飞行器的飞行方向与速度都是由飞行器的倾角确定的，并且飞行器倾斜的角度越大，飞行速度也就越快。通过调整各个电机的转速可以达到限制飞行器姿态、速度、甚至是飞行路径的效果。其中，四旋翼飞行器飞行的姿态主要是高度、俯仰角（Pitch）、横滚角（R

13、oll）、偏航角（Yaw），可以接着细分为：上升、下降、前倾、后倾、左倾、右倾、左旋、右旋。(1) 高度：使四个螺旋桨转速相同，当其同时加速时，螺旋桨升力变大，当升力大于飞行器重力时，飞行器拥有向上运动的加速度，飞行器上升；当四个螺旋桨同时减速时，螺旋桨产生的升力变小，当升力小于飞行器重力时，飞行器拥有向下运动的加速度，飞行器下降。 (2) Pitch：就是围着Y轴方向旋转，所进行的限制为1，2号电机转述同等减小，3，4号电机转述同等增大，飞行器往前倾；反之，会后倾。 (3)Roll：与俯仰限制相像，横滚就是围着X轴方向旋转，1,4号电机转述同等减小，2,3机转述同等增加，产生右倾；反之，会左

14、倾。 (4)Yaw：同理可得，就是飞行器围着Z轴旋转。当1、3号电机转述同等减小，其反扭矩和升力减小，并且2、4号电机转述同等增加，其反扭矩和升力增加，由于反扭矩出现不平衡，会使飞行器向右转，反之，会使飞行器向左转。 3.2飞行器结构 采纳的机架型号为 F360，轴距360mm。螺旋桨型号是1047型。电机采纳的是朗宇X2212，980KV无刷电机，即每加1V的电压，电机每分钟980转，电机转速大约是10878转分。通常四旋翼飞行器配2200mah的电池。电调为好盈天行者30A的电子调速器，整个飞行系统用锂电池供电。电机实物图如图3.2所示，电子调速器实物图如图3.3所示。 图3.2 朗宇电机

15、实物图 图3.3 电子调速器实物图 飞行器组装完成后如图3.4所示 图3.4 飞行器实物图 4单元模块设计 4.1各单元模块功能介绍及电路设计 飞行限制系统的硬件结构遵从于方案二的结构框图，即图2.2。以下就重要的单元模块做介绍。 4.1.1电源 LM1117为低压差电压调整器。其压差输出为1.2V时，负载电流为800mA。它与国家半导体的工业标准器件LM317有相同的管脚排列。LM1117有可调电压的版本，通过2个外部电阻可实现1.2513.8V输出电压范围。另外还有5个固定电压输出（1.8V、2.5V、2.85V、3.3V和5V）的型号。因为设计的飞行器的主控芯片是3.3V的。所以选取固定

16、输出为3.3V的LM1117。LM1117供应电流限制和热爱护。输出电压的精度在1%以内。LM1117系列具有LLP、TO-263、SOT-223、TO-220和TO-252、D-PAK等多种封装。飞行器为了提高续航实力，要尽量减轻自身重量，所以这里选取的是SOT-223封装。在电路设计的输出端须要并联一个至少10uF的钽电容来改善瞬态响应和稳定性。LM1117电气特性如表4.1所示。 表4.1 电气特性表-LM1117 符号 参数 测试条件 最小值 典型值 最大值 单位 VREF 基准 电压 LM1117-ADJ IOUT=10mA, VIN-VOUT=2V, TJ=25C 10mAIOUT

17、800mA, 1.4VVIN-VOUT10V 1.238 1.225 1.250 1.250 1.262 1.270 V V VOUT 输 出 电 压 LM1117-1.8 IOUT=10mA, VIN=3.8V, TJ=25C 0IOUT800mA, 3.2VVIN10V 1.782 1.746 1.800 1.800 1.818 1.854 V V LM1117-2.5 IOUT=10mA, VIN=4.5V, TJ=25C 0IOUT800mA, 3.9VVIN10V 2.475 2.450 2.500 2.500 2.525 2.550 V V LM1117-2.85 IOUT=10m

18、A, VIN=4.85V, TJ=25C 0IOUT800mA, 4.25VVIN10V 0IOUT500mA, VIN=4.10V 2.820 2.790 2.790 2.850 2.850 2.850 2.880 2.910 2.910 V V V LM1117-3.3 IOUT=10mA, VIN=5V TJ=25C 0IOUT800mA, 4.75VVIN10V 3.267 3.235 3.300 3.300 3.333 3.365 V V VOUT 压差 LM1117-3.3 IOUT=0mA, 4.75VVIN15V 1 6 mV 电源模块的原理图如图4.1所示。图里的5V电源来源

19、于电子调速器的BEC降压系统。 图4.1 电源模块电路图 4.1.2 STM32F407最小系统 STM32F407VET6是意法半导体基于CORTEX-M4内核的芯片，STM32F407拥有的资源包括：集成FPU和DSP指令，并具有192KBSRAM、1024KB FLASH、12个16位定时器、2个32位定时器、2个DMA限制器（共16个通道）、3个SPI、2个全双工I2S、3个IIC、6个串口、2个USB（支持 HOST /SLAVE）、2个CAN、3个 12位ADC、2个12位DAC、1个RTC（带日历功能）、1个SDIO 接口、1个FSMC接口、1个10/100M以太网MAC限制器、

20、1个摄像头接口、1个硬件随机数生成器、以及112个通用IO口等。该芯片的配置非常强悍，具有卓越的性能。相对STM32F1来说，很多功能进行了重大改进。STM32最小系统电路图如图4.2所示。 图4.2 STM32最小系统电路图 STM32上电复位后默认运用内部晶振（精度8MHz左右），为了让飞行限制板稳定工作，这里选择了外接8MHz的晶振，在程序里切换为运用外部8MHz晶振，并通过芯片自带的锁相环PLL倍频到168MHz。所以须要修改系统时钟配置System_stm32f4xx.c文件，把PLL第一级分频系数M修改为8，这样才能让主时钟频率达到168MHz。 在STM32F40xx里，可以通过

21、BOOT1:0引脚选择三种不同启动模式。一般我们选用从主闪存存储器启动。启动模式如表4.2所示。表4.2 启动模式-STM32 启动模式选择引脚 启动模式 说明 BOOT1 BOOT0 X 0 主闪存存储器 主闪存存储器被选为启动区域 0 1 系统存储器 系统存储器被选为启动区域 1 1 内置SRAM 内置SRAM被选为启动区域 依据选定的启动模式，主闪存存储器、系统存储器或SRAM可以根据以下方式访问： 从主闪存存储器启动：主闪存存储器被映射到启动空间(0x0000 0000)，但仍旧能够在它原有的地址(0x0800 0000)访问它，即闪存存储器的内容可以在两个地址区域访问， 0x0000

22、0000或0x0800 0000。 从系统存储器启动：系统存储器被映射到启动空间(0x0000 0000)，但仍旧能够在它原有的地址(互联型产品原有地址为0x1FFF B000，其它产品原有地址为0x1FFF F000)访问它。 从内置SRAM启动：只能在0x2000 0000起先的地址区访问SRAM。留意：当从内置SRAM启动，在应用程序的初始化代码中，必需运用NVIC的异样表和偏移寄存器，从新映射向量表之SRAM中。 4.1.3 下载电路 假如采纳用串口烧录程序，必需先配置BOOT0为1，BOOT1为0，然后按复位键，最终再通过程序下载代码，下载完以后将BOOT0置GND，复位后运行代码。

23、这里采纳了jlink（SWD）下载方式，须要接：jlink的第1脚（VDD）、第7脚（TMS/SWDIO对应STM32的PA13）、第9脚（TCK/SWCLK对应STM32的PA14）、第4.6.8.10.12.14.16.18.20中的随意一个脚（地脚）、第15脚（RESET对应STM32的NRST）。SW模式下载电路如图4.3所示。 图4.3 SW模式下载电路图 4.1.4 飞控姿态模块 性能良好的飞控传感器是飞行器稳定飞行重要保证，GY-86模块上集成了陀螺仪、加速度计、磁力计和气压计，很适合飞行器上运用。GY-86模块与飞行限制系统连接电路图如图4.4所示。 图4.4 GY-86模块连

24、接电路图 4.1.5 无刷电机连接电路 无刷电机依靠PWM波来驱动，PWM波通过电子调速器输送到无刷电机，电子调速器有3个接口，VCC，GND和Mx。在电路板上须要给出连接口。如图4.5所示。 图4.5 无刷电机接口电路图 4.1.6 串口接口电路 如图4.6所示，将单片机上的串口一一引出，主要作用是连接无线数传模块，用于收发上位机吩咐。其余串口接口可用来外扩模块，如超声波模块和GPS。 图4.6 串口接口电路图 4.2特别器件的介绍 4.2.1 无线数传模块 CC1101无线数传模块，体积小巧，尺寸仅为1.45*2.8CM，操作简洁，工作频段为433MHZ，穿透实力强，可干脆和51、AVR、

25、STM8、STM32、MSP430、PIC等单片机的串口相连接。实物图如图4.7所示。 图4.7 无线数传模块图 CC1101无线数传模块和STM32单片机串口连接后，串口就可以实现远距离无线收发数据，这样的好处就是削减了调试难度，因为假如不运用无线数传模块的话，就只有另购NRF24L01通信模块，这会增加代码量，加大调试难度。 4.2.2 飞控姿态模块 选择GY-86模块的缘由是其集成度很高，实物图如图4.8所示。 图4.8 GY-86模块实物图 模块上的MPU6050是InvenSense公司推出的全球首款整合性6轴运动处理组件，相较于多组件方案，免除了组合陀螺仪与加速器时之轴间差的问题，

26、削减了安装空间。 MPU6050内部整合了3轴陀螺仪和3轴加速度传感器，并且含有一个其次IIC接口，可用于连接外部传感器，并利用数字运动处理器（DMP: Digital Motion Processor）硬件加速引擎，通过主IIC接口，向应用端输出完整的9轴融合演算数据。有了DMP，我们可以运用InvenSense公司供应的运动处理资料库，实现姿态解算，降低了运动处理运算对操作系统的负荷，同时大大降低了开发难度。MPU6050芯片实物图如图4.9所示。 图4.9 MPU6050芯片实物图 MPU6050的特点包括： 以数字形式输出6轴或9轴（需外接磁传感器）的旋转矩阵、四元数(quaterni

27、on)、欧拉角格式(Euler Angle forma)的融合演算数据（需DMP支持）。 具有131 LSBs/sec敏感度与全格感测范围为250、500、1000 与2000/sec的3轴角速度感测器(陀螺仪)。 集成可程序限制，范围为2g、4g、8g 和16g 的3轴加速度传感器。 移除加速器与陀螺仪轴间敏感度，降低设定赐予的影响与感测器的飘移。 自带数字运动处理(DMP: Digital Motion Processing)引擎可削减MCU困难的融合演算数据、感测器同步化、姿态感应等的负荷。 内建运作时间偏差与磁力感测器校正演算技术，免除了客户须另外进行校正的需求。 自带一个数字温度传感

28、器。 带数字输入同步引脚(Sync pin)支持视频电子影相稳定技术与GPS。 可程序限制的中断(interrupt)，支持姿态识别、摇摄、画面放大缩小、滚动、快速下降中断、high-G中断、零动作感应、触击感应、摇动感应功能。 VDD供电电压为2.5V5%、3.0V5%、3.3V5%；VLOGIC可低至1.8V5%。 陀螺仪工作电流：5mA，陀螺仪待机电流：5uA；加速器工作电流：500uA，加速器省电模式电流：40uA10Hz。 自带1024字节FIFO，有助于降低系统功耗。 高达400Khz的IIC通信接口。 超小封装尺寸：4x4x0.9mm（QFN）。MPU6050芯片工作电路图如图4

29、.10所示。 图4.10 MPU6050芯片工作电路图 MPU6050主要用于采集飞行器飞行时X,Y,Z三个轴上的加速度和偏转角速度。详细的讲，陀螺仪的测量物理量是偏转、倾斜时的转动角速度和坐标轴上的线加速度。 MPU6050内部通过MEMS工艺做出了一个参考坐标系,当芯片随着飞行器动作时，芯片的坐标相对参考坐标发生旋转时，芯片会读出这个差异。经过芯片内部处理后，会输出一个绕坐标轴旋转的角速度。MPU6050芯片坐标轴分布如图4.11所示。 图4.11 MPU6050芯片坐标轴分布图 关于加速度的测量其实是当物体在加速过程中作用在物体上的力，这里须要留意的是在地球上任何物体都会受到地球给的重力

30、，芯片也不例外，所以X,Y,Z坐标轴上测得的加速度包含了重力在三个坐标轴上的重力加速度重量。 5软件设计 5.1软件设计原理及设计所用工具 上位机采纳Lab windows制作。Lab windows是美国国家仪器公司推出的交互式C语言开发平台。可编写检测系统、数据采集系统等应用软件。用于数据采集分析和显示。软件界面如图5.1所示。 图5.1 Lab Windows界面图 STM32F407芯片运用C语言软件开发系统KEIL开发。KEIL供应了包括C编译器和功能强大的仿真调试等在内的完整开发方案。操作界面如图5.2所示。 图5.2 KEIL操作界面图 5.2主要软件设计流程框图及说明 5.2.

31、1串口中断流程图 无线数传模块连接在串口上，当串口有中断发生时，说明接收到上位机吩咐，须要处理串口数据。串口中断流程图如图5.3所示。 进入串口中断 接收中断数据 处理数据 串口标记位置1 结束 图5.3 串口中断流程图 5.2.2外部中断流程图 GY-86飞控姿态模块的数据就绪中断连接在单片机外部中断的管脚上，当STM32F407接收到外部中断时，说明一组飞行器姿态数据已经就绪，须要进行姿态解算。外部中断流程图如图5.4所示。 进入外部中断 读取模块数据 姿态解算 DMP标记位置1 结束 图5.4 外部中断流程图 5.2.3主程序流程图 在主程序里，进行一系列初始化后就进入while大循环，

32、在循环里主要做了通信数据处理，这是为了防止飞行器飞行角度过大导致飞行器侧翻问题，其次就是调整PWM波占空比调整无刷电机转速。主程序流程图如图5.5所示。 起先 初始化飞控板硬件设置 通信初始化 中断初始化 驱动初始化 飞控系统初始化 初始化系统参数 初始化传感器 通信数据处理 串级PID限制 调整电机PWM波输出 图5.5 主程序流程图 依据主程序流程图底层驱动主要运用到的部分如下： (1) USART1：外接扩展的传感器模块。 (2) USART2：用于调试程序、发送和接收上位机吩咐的通信。 (3) IIC：用于读取 GY-86 模块的值，此处运用GPIO模拟IIC。 (4) GPIO：用于

33、限制LED，通过不同的闪耀以及亮灭提示飞行器的运行状态。 (5) SYSTICK：滴答定时器，用于系统的精确定时以及延时。 (6) TIM定时器的PWM通道：运用TIM3和TIM4的PWM功能输出4路不同占空比的PWM波给电子调速器从而限制无刷电机的转动。 (7) 外部中断：利用单片机的外部中断，可以刚好的获得当前的飞行姿态。(8) 独立看门狗：溢出时间为2s，防止系统死机停止工作。 6系统调试 6.1 通信系统 飞行器不同于一般的限制系统，由于带有四个螺旋桨，并且电机转速很高，近距离调试意味着伴随着平安隐患。须要构建一个通信系统对飞行器进行远距离调试。 用上位机对飞行器实时限制，上位机发送到

34、飞控系统的数据许多，比如想要加减油门，让飞行器往哪飞，在调试的时候须要随时更改PID参数，这也是上位机要发送吩咐。对于飞行限制系统，也须要发送数据到上位机，比如，当前四个电机的转速，当前飞行器的姿态，以及正在运用的PID参数。为保证通信的精确性，刚好性，对于数据传输编写一个通信协议很有必要。上位机如图6.1所示。 图6.1 上位机界面图 因为运用的PID参数有小数，所以协议传递的PID参数都是先放大了1000倍在进行传输的。为了保证每种类型的数据都正确无误，在数据末尾增加了和校验SUM，比如飞控系统在接收到RCDATA后会在单片机里求和，并将结果同上位机发送来的SUM做对比，只有当两者相等时，

35、数据才会真正保存到飞控系统。并且在接收到重要的数据时，飞控系统还会返回一模一样的数据给上位机，表示已经正确的收到了这些重要数据，大大增加了飞控系统的平安性。 6.2 姿态传感器调试 6.2.1 传感器数据分析与处理 四旋翼飞行器保持平稳状态的关键是正确对姿态传感器的数据进行处理。首先，通过操作MPU6050的寄存器可以获得飞行时的线加速度和转动角速度原始值。加速度计测量值存储寄存器如表6.1所示。表6.1 加速度计测量值存储寄存器 Register(Hex) Register(Decimal) Bit7 Bit6 Bit5 Bit4 Bit3 Bit2 Bit1 Bit0 3B 59 ACCE

36、L_XOUT15:8 3C 60 ACCEL_XOUT7:0 3D 61 ACCEL_YOUT15:8 3E 62 ACCEL_YOUT7:0 3F 63 ACCEL_ZOUT15:8 40 64 ACCEL_ZOUT7:0 每个16位加速度计测量值的满量程定义在MPU6050的CCEL_FS寄存器（寄存器28）。对于每个满量程的设置，加速度计测量值的灵敏度最低辨别率（LSB）如下表6.2所示： 表6.2 加速度计灵敏度最低辨别率 AFS_SEL Full Scale Range LSB Sensitivity 0 2g 16384 LSB/g 1 4g 8192 LSB/g 2 8g 409

37、6 LSB/g 3 16g 2048 LSB/g 陀螺仪测量值存储寄存器如表6.3所示。表6.3 陀螺仪测量值存储寄存器 Register(Hex) Register(Decimal) Bit7 Bit6 Bit5 Bit4 Bit3 Bit2 Bit1 Bit0 43 67 GYRO_XOUT15:8 44 68 GYRO_XOUT7:0 45 69 GYRO_YOUT15:8 46 70 GYRO_YOUT7:0 47 71 GYRO_ZOUT15:8 48 72 GYRO_ZOUT7:0 每个16位陀螺仪测量值的满量程定义在MPU6050的FS_SEL寄存器（寄存器 27）。对于每个满量

38、程的设置，陀螺仪测量值的灵敏度最低辨别率（LSB）如下表6.4所示。 表6.4 陀螺仪灵敏度最低辨别率 FS_SEL Full Scale Range LSB Sensitivity 0 250/s 131 LSB/s 1 500/s 65.5 LSB/s 2 1000/s 32.8 LSB/s 3 2000/s 16.4 LSB/s MPU6050的数据是为int16型，数据范围是-32768到+32767。即正数是0-32767对应16进制即是0-7FFF。负数是-32768- -1对应16进制即是8000-FFFF。 就MPU6050而言，比如数据为FFFF，原码是8001，即-1。数据

39、为FF00，原码是8100，即-256 先让单片机接收MPU6050原始数据，并把数据除以对应的辨别率，可将数据加速度值单位转换为g，角速度单位转换为/sec。采集数据并取100次平均值后，把ACCEL_OUT放大100倍，再将全部数据发送到串口助手6次，这样便于视察和分析。详细数值如表6.5和6.6所示。表6.5 静止时MPU6050原始数据 状态 GYRO_X GYRO_Y GYRO_Z ACCEL_X ACCEL_Y ACCEL_Z MPU6050静止Z轴垂直向上 1 0 0 1 0 100 1 0 0 1 0 100 1 0 0 1 0 100 1 1 0 1 0 99 1 0 0 1

40、 0 99 1 0 0 1 0 100 MPU6050静止X轴垂直向下 1 0 0 -100 0 3 1 1 0 -100 0 4 1 0 0 -100 0 4 1 1 0 -100 0 4 1 0 0 -100 0 3 1 0 0 -100 0 4 MPU6050静止Y轴垂直向下 -1 0 0 -2 -99 -3 -1 0 0 -2 -100 -3 -1 0 0 -2 -100 -4 -1 0 0 -1 -100 -4 -1 0 0 -2 -99 -4 -1 0 0 -1 -99 -4 分析表格可知，当静止时：X、Y、Z三个轴上的角速度因为静止几乎为0/sec。而加速度因为重力的缘由，竖直向

41、上的轴为100（放大了100倍，便利视察），即1g，竖直向下的坐标轴为-1g，而水平的坐标轴加速度几乎为0g。 表6.6 运动时MPU6050原始数据 状态 GYRO_X GYRO_Y GYRO_Z ACCEL_X ACCEL_Y ACCEL_Z 绕Y轴 顺时针 转动 -1 35 0 -37 0 90 -1 28 0 -42 0 88 -1 26 0 -47 0 85 -1 21 0 -50 0 83 绕Y轴 逆时针 转动 -1 -21 0 22 0 96 -1 -20 0 25 0 95 -1 -20 0 29 0 94 -1 -20 0 33 0 92 绕X轴 顺时针 转动 9 0 0 0

42、 22 96 8 0 0 0 24 95 6 0 0 0 26 94 5 0 0 0 27 95 绕X轴 逆时针 转动 -15 0 1 1 -15 96 -14 0 1 0 -18 97 -13 0 1 1 -20 96 -13 0 1 1 -22 95 绕Z轴 顺时针 转动 -1 1 17 0 1 98 -1 1 16 0 0 97 -1 1 13 0 -1 99 -1 1 14 1 2 98 绕Z轴 逆时针 转动 -4 3 -32 0 1 99 -4 2 -29 0 0 98 4 -3 -27 0 0 100 -2 0 -27 0 0 96 分析表格可知，当传感器绕Y轴转动时：X、Z轴上的

43、角速度因为静止几乎为0/sec。Y轴上，瞬时针转动角速度为正，逆时针转动角速度为负。而加速度因为转动的缘由，Y轴上的加速度肯定值在减小，而X轴上的加速度肯定值在增大，而水平上的Y坐标轴加速度几乎为0g。当传感器绕X轴转动时状况和绕Y轴转动类似。 当传感器绕Z轴转动时, X、Y轴上的角速度因为静止几乎为0/sec。Z轴上，瞬时针转动角速度为正，逆时针转动角速度为负。因为X,Y轴都在水平方向上转动，Z轴始终竖直向上，所以X,Y,Z轴上的加速度都几乎不变，并且X,Y轴上的加速度几乎为0。6.2.2 姿态解算 在3.飞行器原理里分析到，四旋翼飞行器的飞行方向与速度都是由飞行器的倾角确定的，并且飞行器倾

44、斜的角度越大，飞行速度也就越快。所以我们期望得到的是姿态数据，也就是欧拉角：航向角（yaw）、横滚角（roll）和俯仰角（pitch）。有了这三个角，我们就可以得到当前四轴的姿态，这才是我们想要的结果。而不是X,Y,Z三个轴的加速度或者角速度。那能否运用加速度来计算姿态角呢？加速度坐标模型如图6.2所示。 图6.2 加速度坐标模型图 要知道当飞行器只受重力场时，x2+y2+z2 =1g, 向量R是加速度计测量（它可以是引力场或惯性力）的力矢量。Rx，Ry，Rz，分别R在X，Y，Z轴上的矢量投影。有下面的关系式：R2 = RX2 + RY2 + RZ2。 我们感爱好的是向量R 和 X、Y、Z轴之

45、间的角度，将它们定义为 Axr、Ayr、Azr。模型图如图6.3所示。可以看到由R 和Rx 组成的直角三角形。 图6.3 重力重量坐标模型图 这里我们可以很简单推导出下面的公式，得到重力向量与各个轴间的夹角，即姿态角。 COS（Axr）= RX / R 依此类推： COS（Ayr）= RY / R COS（Azr）= RZ / R 当运用arccos()反余弦 : Axr = arccos(RX / R) Ayr = arccos(RY / R) Azr = arccos(RZ / R) 详细而言，就是： cosX = cos(Axr) = Rx / R cosY = cos(Ayr) = R

46、y / R cosZ = cos(Azr) = Rz / R 这三个公式通常被称为方向余弦。可以很简单地证明： SQRT（cosX 2 + COSY 2 + cosZ 2）= 1 这个特点可以避开记录R矢量的模（长度）。许多时候，只有惯性矢量方向才是真正有用的，对矢量进行规范化对简化程序运算很有意义。比如，当水平放置MPU6050,只有Z轴感受到重力向量，它将输出1g。对应的ADC值就是16384 (2g的量程)。此时,R就是重力向量,Rx=0. Ry=0. Rz = R =1g. 满意 R 2 = RX 2 + RY 2 + RZ 2 得到重力向量与各个轴的夹角。Axr = arccos(R

47、X / R) = 90度。Ayr = arccos(RY / R) = 90度。Azr = arccos(RZ / R) = 0 度。这里好像只须要加速度就可以获得飞行器的姿态角，但飞行器在实际飞行的过程中，由于飞行器本身的摇摆、振动或者加速运动时所产生的加速度会对重力加速度产生很大的干扰信号（MPU6050并不能区分哪个是真正须要的加速度），干扰它叠加在应当测量的重力加速度信号上使得输出的数据无法精确反映飞行器的倾角，如图6.4所示。 图6.4 单轴加速度测量值曲线图 图中实线表示MPU6050单轴测得加速度改变量，而虚线表示重力加速度在该轴上的重量，可以看出，是有干扰叠加在重力加速度重量信

48、号上的。这些波动噪声可以通过数据平滑滤波将其滤除。但是平滑滤波一方面会使得信号无法实时反映飞行器的倾角改变，进而减缓了程序对于飞行器限制。另一方面也会将飞行器角速度的改变信息滤掉。上述两方面的滤波效果使得飞行器保持平衡的难度加大。 对于角速度而言，它并不会受到飞行器运动的影响，所以该数据中的噪声很小，可以把转动角速度进行积分得到姿态角，这样又可以进一步平滑信号，从而使得到的角度信号更加稳定。但是这存在一个问题，由于从陀螺仪角速度获得角度信息，须要经过积分运算。假如角速度信号存在微小的偏差和漂移，经过积分运算之后，改变形成积累误差。这个误差会随着时间延长逐步增加，最终导致无法形成正确的角度信号。如图6.5所示。 图6.5 角速度积分漂移现象曲线图 图中实线