四旋翼飛行器控制系統(tǒng)硬件電路設(shè)計(jì)

　　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(cè)飛和倒飛的無人駕駛飛行器，4只旋翼可相互抵消反扭力矩，不需要專門的反扭矩槳。被廣泛應(yīng)用于無人偵察、森林防火、災(zāi)情監(jiān)測、城市巡邏等領(lǐng)域。飛行控制系統(tǒng)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(tǒng)的性能。近年來，微小型四旋翼無人機(jī)的自主飛行控制得到了研究人員的廣泛關(guān)注[1]。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和電子技術(shù)的發(fā)展，國內(nèi)的小型飛行器研究開發(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(xiàn)了商業(yè)化應(yīng)用。國內(nèi)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(yīng)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(yīng)用[3-4]。

　　本文以ARM Cortex-M3架構(gòu)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作為無線傳輸器件，以HC-RS04超聲波作為障礙物報(bào)警傳感器設(shè)計(jì)系統(tǒng)硬件電路。經(jīng)過實(shí)驗(yàn)調(diào)試，硬件系統(tǒng)能夠穩(wěn)定、可靠運(yùn)行。

　　1 系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

　　1.1 物理結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

　　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(shè)備，四個(gè)螺旋槳半徑和角度相同，呈左、右、前、后四個(gè)方向兩兩對稱排列。四個(gè)電機(jī)對稱安裝在支架端，其中，電機(jī)1和電機(jī)3逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，電機(jī)2和電機(jī)4順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，通過改變四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速來控制電機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)。其結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。

　　1.2 工作原理

　　四旋翼飛行器在工作時(shí)，是通過電機(jī)調(diào)速系統(tǒng)對四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速進(jìn)行調(diào)節(jié)，以實(shí)現(xiàn)升力的不同變化，從而控制飛行器的運(yùn)行狀態(tài)。飛行器的電機(jī)1和電機(jī)3呈逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，電機(jī)2和電機(jī)4呈順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，此時(shí)飛行器的陀螺效應(yīng)和空氣扭矩效應(yīng)均被抵消，從而保證飛行器能夠平衡穩(wěn)定的飛行。通過適當(dāng)?shù)馗淖冸姍C(jī)的轉(zhuǎn)速，來控制飛行器的飛行狀態(tài)。

　　1.3 飛行器控制系統(tǒng)總體系統(tǒng)設(shè)計(jì)

　　飛行控制系統(tǒng)分為地面和機(jī)載兩部分，其在物理上是彼此單獨(dú)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(dú)立。整個(gè)飛行控制系統(tǒng)由微控制器模塊、無線模塊、電機(jī)驅(qū)動模塊、姿態(tài)測量模塊、高度測量模塊、報(bào)警電路模塊、地面站和遙控器等部分組成。系統(tǒng)總體框圖如圖2所示。

　　2 系統(tǒng)主要功能模塊硬件電路設(shè)計(jì)

　　2.1 微控制器模塊

　　本控制系統(tǒng)是一個(gè)多輸入多輸出系統(tǒng)，控制模塊的主要輸入信號有各個(gè)傳感器的測量數(shù)據(jù)，輸出信號為四路變脈寬電機(jī)控制信號，需要多個(gè)定時(shí)/計(jì)數(shù)器控制信號脈寬。系統(tǒng)需要處理很多傳感器傳來的數(shù)據(jù)，并且需要將數(shù)據(jù)送回地面系統(tǒng)，需要實(shí)時(shí)控制，響應(yīng)速度必須要快。此外，本系統(tǒng)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(shè)計(jì)中飛行器微處理器模塊選用ARM Cortex-M3內(nèi)核的STM32F103C8T6，它的時(shí)鐘頻率可以達(dá)到72MHz，并且擁有IIC總線接口、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(diào)試。此微控制器具有8個(gè)定時(shí)器，對于信號采集和PWM輸出均能滿足。

　　2.2 姿態(tài)測量模塊

　　四旋翼飛行器受電機(jī)振動和外界干擾影響較大，精確數(shù)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(tǒng)的重要部分。本設(shè)計(jì)綜合考慮硬件設(shè)計(jì)原則，采用MPU-6050作為飛行器的姿態(tài)傳感器。MPU-6050通過IIC協(xié)議接口進(jìn)行通訊，只需要將MPU-6050的SDA數(shù)據(jù)線和SCL時(shí)鐘線與STM32通用I/O口相連接，其電路如圖3所示。為了穩(wěn)定輸出，避免空閑總線開漏，利用R2與R3作為SDA和SCL的上拉電阻，提高總線的負(fù)載能力。電路中C9為數(shù)字供電電壓濾波電容，C8為校準(zhǔn)濾波電容，C10為電荷泵電容，C11為供電電壓濾波電容。

　　2.3 無線通訊模塊

　　系統(tǒng)在這三個(gè)方面需要無線通訊：首先需要將遙控器的信號通過無線模塊發(fā)送出去。其次，地面站需要接收飛控端的姿態(tài)數(shù)據(jù)，并需要發(fā)送控制參數(shù)。最后，在飛控端需要接收遙控器和地面站的數(shù)據(jù)。結(jié)合通訊距離，成本等因素，本設(shè)計(jì)選用nRF24L01無線模塊器件。其發(fā)射電路可以通過LC振蕩電路構(gòu)成。為了便于維修，利用接口將無線模塊獨(dú)立出來。

　　2.3.1 遙控器模塊

　　本設(shè)計(jì)采用搖桿控制方式，利用數(shù)-模轉(zhuǎn)換器將搖桿的模擬量轉(zhuǎn)化為數(shù)字量，再將轉(zhuǎn)化后的數(shù)字信號傳遞給小型控制器，經(jīng)過一定的數(shù)據(jù)處理，通過無線發(fā)射出去，供飛行器控制器接收利用。采用nRF24L01作為遙控器的無線發(fā)射器件，為了便于數(shù)-模轉(zhuǎn)換，遙控器搖桿采用搖桿電位器，通過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(jī)STC89C52RC作為遙控器的控制器，用來采集搖桿的模擬信號和發(fā)送采集到的數(shù)據(jù)。采用PCF8591作為數(shù)據(jù)獲取器件，其含有4路模擬量輸入，1路模擬量輸出，屬于標(biāo)準(zhǔn)的IIC通訊，能夠滿足本設(shè)計(jì)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(wěn)定飛行時(shí)檢測飛行器的飛行狀態(tài)，傳遞控制參數(shù)給飛行器，使其按照控制算法運(yùn)行;(2)在飛行器調(diào)試階段，完成飛行器PID參數(shù)的修改和調(diào)整。由于PC機(jī)一般留給用戶操作的多為USB接口，然而nRF24L01通訊接口為SPI接口，本設(shè)計(jì)選用51單片機(jī)讀取nRF24L01的數(shù)據(jù)，繼續(xù)由單片機(jī)將數(shù)據(jù)通過USB轉(zhuǎn)串口芯片與PC機(jī)通訊，完成地面站數(shù)據(jù)的傳輸功能。

　　2.4 電機(jī)驅(qū)動模塊

　　2.4.1 電機(jī)驅(qū)動原理

　　本設(shè)計(jì)選用直流無刷電機(jī)作為飛行器的動力驅(qū)動設(shè)備。根據(jù)無刷直流電機(jī)的換向原則，無刷直流電機(jī)的控制形式分為：開環(huán)控制、轉(zhuǎn)速負(fù)反饋控制和電壓反饋加電流正反饋控制。其中，開環(huán)控制無反饋進(jìn)行校對，應(yīng)用于轉(zhuǎn)速精度要求不高的場所;轉(zhuǎn)速負(fù)反饋控制的機(jī)械性能好;電壓反饋加電流正反饋控制一般應(yīng)用在動態(tài)性能要求高的場合。針對本設(shè)計(jì)來說，需要實(shí)時(shí)調(diào)整電機(jī)的轉(zhuǎn)速，并且調(diào)速頻率比較大，所以在本設(shè)計(jì)中采用電壓反饋加電流正反饋控制方法。

　　2.4.2 電機(jī)驅(qū)動電路設(shè)計(jì)

　　根據(jù)電機(jī)控制原理，本設(shè)計(jì)將電機(jī)驅(qū)動電路劃分為三個(gè)部分：微處理器、反電動勢檢測和功率驅(qū)動部分。

　　(1)微處理器

　　由于無刷直流電機(jī)的換向頻率比較高，不宜使用低頻率的處理器，再加上電機(jī)的旋轉(zhuǎn)會產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)的磁場，對處理器有很大的干擾。通過比較，本設(shè)計(jì)采用ATMEGA8單片機(jī)作為電機(jī)驅(qū)動微處理器。

　　(2)反電動勢檢測

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

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

　　(3)功率驅(qū)動

　　功率驅(qū)動是為了給電機(jī)提供大的電流，使其達(dá)到能夠穩(wěn)定運(yùn)行的目的，本設(shè)計(jì)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(dá)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(tǒng)調(diào)試

　　3.1 PWM控制飛行器驅(qū)動電機(jī)調(diào)試

　　通過對4個(gè)電機(jī)進(jìn)行通電，加上不同占空比的PWM波形，來控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速，記錄電源電壓、電流的變化情況，在穩(wěn)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(jī)驅(qū)動工作需要的電流越大;在占空比達(dá)到接近極限值時(shí)，電流輸出變化很小，實(shí)驗(yàn)表明硬件系統(tǒng)能夠可靠運(yùn)行。

　　3.2 無線通訊調(diào)試

　　通過測試無線的連通性、傳輸距離和丟包率，來確定無線模塊的性能特性。把遙控器設(shè)置為發(fā)送模式，地面站設(shè)置為接收模式，利用地面站的報(bào)警燈來指示接收的狀態(tài)，成功接受一次閃一下，通過改變遙控器和接收機(jī)之間的距離，記錄一分鐘內(nèi)指示燈閃爍的次數(shù)，來評估無線傳輸質(zhì)量;測試分別在教學(xué)樓樓道和空曠操場進(jìn)行，詳細(xì)記錄見表2。

　　由表2可知：無線通訊在15m之后的傳輸效果有明顯下降，這是由無線通信模塊的功率決定的，實(shí)驗(yàn)表明無線通信部分在設(shè)計(jì)需求范圍內(nèi)能夠可靠運(yùn)行。

　　3.3 綜合調(diào)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(cè)風(fēng)干擾后，姿態(tài)角受控重新收斂到平穩(wěn)(0,0,0)狀態(tài)的角度數(shù)據(jù)。下圖為飛行器從某一個(gè)姿態(tài)受控收斂到平穩(wěn)(0,0,0)狀態(tài)的角度數(shù)據(jù)。從實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以看出系統(tǒng)能穩(wěn)定運(yùn)行。

　　4 結(jié)束語

　　完成了四旋翼飛行器控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)以及系統(tǒng)各個(gè)模塊硬件器件選型和電路設(shè)計(jì)，進(jìn)行了系統(tǒng)硬件電路的調(diào)試，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，系統(tǒng)能夠穩(wěn)定、可靠運(yùn)行。