基于STM32的四旋翼飛行器控制系統

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。