四旋翼飛行器控制系統硬件電路設計

　　引言

　　四旋翼飛行器是一種具有6個(gè)自由度和4個(gè)控制輸入的可垂直起降、懸停、前飛、側飛和倒飛的無(wú)人駕駛飛行器，4只旋翼可相互抵消反扭力矩，不需要專(zhuān)門(mén)的反扭矩槳。被廣泛應用于無(wú)人偵察、森林防火、災情監測、城市巡邏等領(lǐng)域。飛行控制系統是四旋翼飛行器的核心部分，其性能的好壞決定了整個(gè)系統的性能。近年來(lái)，微小型四旋翼無(wú)人機的自主飛行控制得到了研究人員的廣泛關(guān)注[1]。隨著(zhù)計算機技術(shù)和電子技術(shù)的發(fā)展，國內的小型飛行器研究開(kāi)發(fā)工作逐漸升溫，許多公司形成了產(chǎn)業(yè)。例如大疆公司將四軸飛行器等多軸飛行器實(shí)現了商業(yè)化應用。國內研究的重點(diǎn)主要為三個(gè)方面：姿態(tài)控制、傳感器技術(shù)發(fā)展以及新材料的應用、電池領(lǐng)域技術(shù)的研究。典型代表有哈工大、北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、國防科技大學(xué)等[2]。在控制算法上，先進(jìn)PID控制得到廣泛應用[3-4]。

　　本文以ARM Cortex-M3架構的STM32C8T6作為飛行器控制處理器，以MPU-6050作為飛行器的姿態(tài)傳感器，以低功耗2.4GHz的nRF24L01作為無(wú)線(xiàn)傳輸器件，以HC-RS04超聲波作為障礙物報警傳感器設計系統硬件電路。經(jīng)過(guò)實(shí)驗調試，硬件系統能夠穩定、可靠運行。

　　1 系統總體結構設計

　　1.1 物理結構設計

　　四旋翼飛行器由一個(gè)十字支架和四個(gè)螺旋槳組成，支架中間安放飛行控制處理器及外部設備，四個(gè)螺旋槳半徑和角度相同，呈左、右、前、后四個(gè)方向兩兩對稱(chēng)排列。四個(gè)電機對稱(chēng)安裝在支架端，其中，電機1和電機3逆時(shí)針旋轉，電機2和電機4順時(shí)針旋轉，通過(guò)改變四個(gè)電機的轉速來(lái)控制電機的運行狀態(tài)。其結構形式如圖1所示。

　　1.2 工作原理

　　四旋翼飛行器在工作時(shí)，是通過(guò)電機調速系統對四個(gè)電機的轉速進(jìn)行調節，以實(shí)現升力的不同變化，從而控制飛行器的運行狀態(tài)。飛行器的電機1和電機3呈逆時(shí)針旋轉，電機2和電機4呈順時(shí)針旋轉，此時(shí)飛行器的陀螺效應和空氣扭矩效應均被抵消，從而保證飛行器能夠平衡穩定的飛行。通過(guò)適當地改變電機的轉速，來(lái)控制飛行器的飛行狀態(tài)。

　　1.3 飛行器控制系統總體系統設計

　　飛行控制系統分為地面和機載兩部分，其在物理上是彼此單獨的，在邏輯上是彼此相連的。地面部分又分為地面站部分和遙控器部分，這兩部分相互獨立。整個(gè)飛行控制系統由微控制器模塊、無(wú)線(xiàn)模塊、電機驅動(dòng)模塊、姿態(tài)測量模塊、高度測量模塊、報警電路模塊、地面站和遙控器等部分組成。系統總體框圖如圖2所示。

　　2 系統主要功能模塊硬件電路設計

　　2.1 微控制器模塊

　　本控制系統是一個(gè)多輸入多輸出系統，控制模塊的主要輸入信號有各個(gè)傳感器的測量數據，輸出信號為四路變脈寬電機控制信號，需要多個(gè)定時(shí)/計數器控制信號脈寬。系統需要處理很多傳感器傳來(lái)的數據，并且需要將數據送回地面系統，需要實(shí)時(shí)控制，響應速度必須要快。此外，本系統傳感器的接口多樣化，需要更多樣的接口才能便于軟件讀取?；谶@些需求，本設計中飛行器微處理器模塊選用ARM Cortex-M3內核的STM32F103C8T6，它的時(shí)鐘頻率可以達到72MHz，并且擁有IIC總線(xiàn)接口、JTAG接口、SPI接口、AD采集接口、多路PWM輸出和多個(gè)串口，便于多樣化傳感器的掛接和程序的下載與調試。此微控制器具有8個(gè)定時(shí)器，對于信號采集和PWM輸出均能滿(mǎn)足。

　　2.2 姿態(tài)測量模塊

　　四旋翼飛行器受電機振動(dòng)和外界干擾影響較大，精確數學(xué)模型建立較難，且其載重有限，一般以慣性器件作為姿態(tài)測量裝置，姿態(tài)測量部件是整個(gè)硬件系統的重要部分。本設計綜合考慮硬件設計原則，采用MPU-6050作為飛行器的姿態(tài)傳感器。MPU-6050通過(guò)IIC協(xié)議接口進(jìn)行通訊，只需要將MPU-6050的SDA數據線(xiàn)和SCL時(shí)鐘線(xiàn)與STM32通用I/O口相連接，其電路如圖3所示。為了穩定輸出，避免空閑總線(xiàn)開(kāi)漏，利用R2與R3作為SDA和SCL的上拉電阻，提高總線(xiàn)的負載能力。電路中C9為數字供電電壓濾波電容，C8為校準濾波電容，C10為電荷泵電容，C11為供電電壓濾波電容。

　　2.3 無(wú)線(xiàn)通訊模塊

　　系統在這三個(gè)方面需要無(wú)線(xiàn)通訊：首先需要將遙控器的信號通過(guò)無(wú)線(xiàn)模塊發(fā)送出去。其次，地面站需要接收飛控端的姿態(tài)數據，并需要發(fā)送控制參數。最后，在飛控端需要接收遙控器和地面站的數據。結合通訊距離，成本等因素，本設計選用nRF24L01無(wú)線(xiàn)模塊器件。其發(fā)射電路可以通過(guò)LC振蕩電路構成。為了便于維修，利用接口將無(wú)線(xiàn)模塊獨立出來(lái)。

　　2.3.1 遙控器模塊

　　本設計采用搖桿控制方式，利用數-模轉換器將搖桿的模擬量轉化為數字量，再將轉化后的數字信號傳遞給小型控制器，經(jīng)過(guò)一定的數據處理，通過(guò)無(wú)線(xiàn)發(fā)射出去，供飛行器控制器接收利用。采用nRF24L01作為遙控器的無(wú)線(xiàn)發(fā)射器件，為了便于數-模轉換，遙控器搖桿采用搖桿電位器，通過(guò)采集電位器的電壓值去衡量遙控的行程量;由于遙控器處理信號單一，不需要高速的處理器，采用8位的51單片機STC89C52RC作為遙控器的控制器，用來(lái)采集搖桿的模擬信號和發(fā)送采集到的數據。采用PCF8591作為數據獲取器件，其含有4路模擬量輸入，1路模擬量輸出，屬于標準的IIC通訊，能夠滿(mǎn)足本設計要求。遙控器硬件電路如圖4所示。

　　2.3.2 地面站模塊

　　飛行器地面站主要完成以下兩個(gè)方面的功能：(1)在飛行器穩定飛行時(shí)檢測飛行器的飛行狀態(tài)，傳遞控制參數給飛行器，使其按照控制算法運行;(2)在飛行器調試階段，完成飛行器PID參數的修改和調整。由于PC機一般留給用戶(hù)操作的多為USB接口，然而nRF24L01通訊接口為SPI接口，本設計選用51單片機讀取nRF24L01的數據，繼續由單片機將數據通過(guò)USB轉串口芯片與PC機通訊，完成地面站數據的傳輸功能。

　　2.4 電機驅動(dòng)模塊

　　2.4.1 電機驅動(dòng)原理

　　本設計選用直流無(wú)刷電機作為飛行器的動(dòng)力驅動(dòng)設備。根據無(wú)刷直流電機的換向原則，無(wú)刷直流電機的控制形式分為：開(kāi)環(huán)控制、轉速負反饋控制和電壓反饋加電流正反饋控制。其中，開(kāi)環(huán)控制無(wú)反饋進(jìn)行校對，應用于轉速精度要求不高的場(chǎng)所;轉速負反饋控制的機械性能好;電壓反饋加電流正反饋控制一般應用在動(dòng)態(tài)性能要求高的場(chǎng)合。針對本設計來(lái)說(shuō)，需要實(shí)時(shí)調整電機的轉速，并且調速頻率比較大，所以在本設計中采用電壓反饋加電流正反饋控制方法。

　　2.4.2 電機驅動(dòng)電路設計

　　根據電機控制原理，本設計將電機驅動(dòng)電路劃分為三個(gè)部分：微處理器、反電動(dòng)勢檢測和功率驅動(dòng)部分。

　　(1)微處理器

　　由于無(wú)刷直流電機的換向頻率比較高，不宜使用低頻率的處理器，再加上電機的旋轉會(huì )產(chǎn)生旋轉的磁場(chǎng)，對處理器有很大的干擾。通過(guò)比較，本設計采用ATMEGA8單片機作為電機驅動(dòng)微處理器。

　　(2)反電動(dòng)勢檢測

　　在換向的過(guò)程中，需要不停地檢測轉子的位置，通過(guò)轉子產(chǎn)生的反電動(dòng)勢就可以知道轉子的位置信息，通過(guò)分壓衰減原理，檢測電機三相反電動(dòng)勢電壓相對中性點(diǎn)的電壓，從而確定轉子的位置。反電動(dòng)勢檢測電路如圖5所示。

　　其中，A、B、C端子為電機三相電壓，R33~R38為分壓電阻，P-A、P-B、P-C分別三相反電動(dòng)勢對應電壓，P-M為中性點(diǎn)電壓。

　　(3)功率驅動(dòng)

　　功率驅動(dòng)是為了給電機提供大的電流，使其達到能夠穩定運行的目的，本設計采用并聯(lián)MOS管提高輸出的電流，在每一相上橋臂并聯(lián)3個(gè)P溝道MOS管，達到三相全橋可控的目的，在每一相的下橋臂上也并聯(lián)3個(gè)N溝道MOS管。

　　3 硬件系統調試

　　3.1 PWM控制飛行器驅動(dòng)電機調試

　　通過(guò)對4個(gè)電機進(jìn)行通電，加上不同占空比的PWM波形，來(lái)控制電機的轉速，記錄電源電壓、電流的變化情況，在穩定輸出11.1V，不同的占空比下，電源電流變化情況如表1所示。

　　由表1可知：占空比越大，電機驅動(dòng)工作需要的電流越大;在占空比達到接近極限值時(shí)，電流輸出變化很小，實(shí)驗表明硬件系統能夠可靠運行。

　　3.2 無(wú)線(xiàn)通訊調試

　　通過(guò)測試無(wú)線(xiàn)的連通性、傳輸距離和丟包率，來(lái)確定無(wú)線(xiàn)模塊的性能特性。把遙控器設置為發(fā)送模式，地面站設置為接收模式，利用地面站的報警燈來(lái)指示接收的狀態(tài)，成功接受一次閃一下，通過(guò)改變遙控器和接收機之間的距離，記錄一分鐘內指示燈閃爍的次數，來(lái)評估無(wú)線(xiàn)傳輸質(zhì)量;測試分別在教學(xué)樓樓道和空曠操場(chǎng)進(jìn)行，詳細記錄見(jiàn)表2。

　　由表2可知：無(wú)線(xiàn)通訊在15m之后的傳輸效果有明顯下降，這是由無(wú)線(xiàn)通信模塊的功率決定的，實(shí)驗表明無(wú)線(xiàn)通信部分在設計需求范圍內能夠可靠運行。

　　3.3 綜合調試

　　圖6為PID控制算法下載到四旋翼飛行器控制器進(jìn)行實(shí)際飛行控制的姿態(tài)曲線(xiàn)圖，其中①代表橫滾角，②代表俯仰角，③代表偏航角。圖6為飛行器受到側風(fēng)干擾后，姿態(tài)角受控重新收斂到平穩(0,0,0)狀態(tài)的角度數據。下圖為飛行器從某一個(gè)姿態(tài)受控收斂到平穩(0,0,0)狀態(tài)的角度數據。從實(shí)驗結果可以看出系統能穩定運行。

　　4 結束語(yǔ)

　　完成了四旋翼飛行器控制系統方案設計以及系統各個(gè)模塊硬件器件選型和電路設計，進(jìn)行了系統硬件電路的調試，實(shí)驗結果表明，系統能夠穩定、可靠運行。