基于多旋翼无人机的GPS模块设计机械制造专业

1、 题 目 基于多旋翼无人机的GPS模块设计 摘要： 本文基于新型 STM32F4系列为核心，本文设计的多旋翼无人机GPS模块的总体方案，并设计了硬件和软件。所述ARM STM32F405R被用作芯微控制器开发和设计所述多旋翼UAV GPS模块的硬件平台。硬件平台集成的最低系统电路，串行通信电路，网线接口电路，传感器电路和电源电路。传感器电路包括传感器电路。磁航向传感器电路，GPS电路。完成了硬件平台的设计，焊接和调试。它由一个高精度的GPS接收模块和无线通信模块的。所述无线通信模块是负责与雄蜂通信。之后，无人机可以飞行稳定和接收地面目标的GPS坐标，完成基于 GPS的无人机导航设计，可以使得无

2、人机能够朝着目标 GPS 位置飞行。 关键词： 多旋翼无人机、GPS、导航系统Design of GPS Module based on Multi-rotor UAVAbstract：In this paper, based on the new STM32F4 series, the overall scheme of GPS module of multi-rotor UAV is designed, and the scheme is designed around hardware and software. The hardware platform of GPS module o

3、f multi-rotor UAV is developed and designed with ARM STM32F405R as the core microcontroller. The hardware platform integrates minimum system circuit, serial communication circuit, network line interface circuit, sensor circuit and power supply circuit. The sensor circuit includes sensor circuit, mag

4、netic heading sensor circuit and GPS circuit. The design, welding and debugging of the hardware platform are completed. By a high precision GPS The receiving module and the wireless communication module are composed of the wireless communication module, which is responsible for communicating with th

5、e UAV. After the UAV can stabilize the flight and receive the GPS coordinates of the ground target, the UAV navigation design based on GPS is completed. Enables drones to fly towards the target GPS position.Key words: multi-rotor UAV, GPS, Navigation system 目录1 无人机简介51.1 背景与意义51.2 国内外研究现状51.3论文主要工作6

6、2 GPS 模块硬件设计72.1 GPS 模块选择72.2 接口72.2.1 UART72.2.2 USB72.2.3 显示数据通道（DDC）82.2.4 SPI82.3硬件主要器件选型82.3.1 主控制器82.3.2 传感器92.3.3 磁强计数据采集92.3.4 CAN总线通信硬件102.3.5 GPS 电路设计112.4 PCB布线123 传感器和GPS接收机板123.1 GPS 传感器123.2 GPS 接收机板133.3 GPS 协议133.4 GPS 导航的组成134 GPS 模块软件编程144.1 软件开发环境介绍144.2 软件结构144.3 底层驱动软件的设计与开发154.

7、3.1 系统的启动过程154.3.2 串口驱动的设计164.3.3 CAN 总线驱动设计174.3.4 传感器驱动设计194.4 系统初始化204.5 GPS模块数据采集214.6 GPS 模块软件调试215 总结23参考文献24致谢261无人机简介1.1 背景与意义UAV（unmannedaerialvehicle）即无人机。无人机是无人驾驶飞行器的一种泛称，相对于有人驾驶飞行器而言，无人机实现了无人控制，在飞行时依飞行器的动力装置所获得的升力来抵消飞行器自身的重量，可通过遥控设备或自主飞行来实现复杂的空中飞行任务。在众多的无人机类型中，四旋翼飞行器具有出色的性能，相较于固定翼无人机而言，四

8、旋翼无人机对于起飞条件的要求更低，可实现垂直起降，其机械架构十分加单，具有负载能力强，可实现垂直起飞和降落等优点。由于四旋翼飞行器在飞行控制、结构设计、安装调试等方面的要求较高，因此当前四旋翼飞行器的研究已成为学术界专家学者研究的热点问题之一。世界上首架真正意义上的无人机由美国学者所研发并试飞成功。在上世纪中期，随着自动控制技术和导航技术的逐渐发展，为无人机的出现和研发奠定了基础，同时，多领域的应用需求使其有着无与伦比的发展优势。无人机在当前生产生活中有着较为广泛的应用：从军事层面上而言，可利用无人机完成复杂作战环境下的战场勘查以及现代反恐作战之中；从民用层面上而言，无人机可用于航拍和交通巡逻

9、和救灾等诸多领域1。 相较于固定翼无人机而言，多旋翼无人机的优势体现在下述方面： （1）操作简单。多旋翼UAV可以起飞和垂直降落，和起飞时所用的空气保持稳定的悬停。遥控器的四个通道可以直接控制无人机的前，后，左，右，偏航和升降运动，一般人可以很容易地学会开车。然而，固定翼UAV飞行手需经过系统培训;（2）高的可靠性。多旋翼无人机机械结构简单，其可靠性仅与电机有关。与固定翼和直升机，部件可以移动，长期工作部件可靠; （3）容易维修。结构简单，部件具有良好的互换性，因此在部件受损后可快速更换2。对多旋翼无人机市场持续增长，由于他自己的精确导航系统，多旋翼无人机可以安全航行。导航系统作为核心部件之一

10、对于无人机的飞行可靠性和性能产生重要影响。导航参数包含飞行姿态、GPS位置等信息。近年来，随着市场的发展，无人机的运行变得越来越简单，多转子无人机不具有固定翼无人机的静态稳定性，也没有单旋翼直升机旋转特性。多转子无人驾驶飞机的飞行稳定完全取决于由设计者设计的飞行控制系统上。近年来，出现了为工业应用和多任务多旋翼无人机的飞行控制系统。但这些飞行控制系统大多不稳定，安全可靠。不同的飞行任务，多旋翼无人机会有不同的负载要求，他的飞行控制性能也不同。通常，传统结构的多旋翼无人机，转子数量越多，负载能力越强。无人机飞行控制系统简称无人机飞控系统，这是整个航程过程的核心系统，该系统可以完成整个航程过程中，

11、如起飞，空中飞行，任务执行，并返回到现场恢复。事实上，它类似于谁控制了飞机的专业级的驱动程序。对于无人驾驶飞行器，飞行控制系统无疑是一个核心技术3。飞行控制系统的关键主要集中在传感器的三个模块，车载电脑，伺服驱动装置，并完成了姿态控制。在四轴飞行器的结构相对简单，体积可以小，操作简单，起飞和降落都方便，而且应用程序的性能在许多方面是良好的。随着科技的飞速发展，微机电系统在最近几年尤其是发展迅速。再加上高速低功耗处理器技术的发展，这是一种多旋翼无人机的发展提供了重要的技术基础。此外，该功能的应用空间非常广阔，因此它已被许多人在最近几年的广泛关注，并在四轴无人飞行器的研究文献也得到了4增加。1.2

12、 国内外研究现状国外四旋翼无人机研究相对较早，始于上世纪初期，法国Breguet兄弟在上世纪初开始研发并制造当时世界上第一架四旋翼直升机，并进行了模型的试飞，为以后的四旋翼直升机的发展奠定了一定的理论基础。但是受制于当时技术条件的限制，尤其是当时自动控制相关理论体系尚未形成，因此最早的四旋翼直升机中大多采取机械操作装置进行飞行姿态的调控和操作，因此首次试飞也仅局限于可短时间离开地面飞行11。虽然这次试飞并没有取得较为理想的效果，但是它是直升机方面的一个重大创新，为四旋翼无人机的发展定下了一个开端，可以说这款四旋翼直升机是四旋翼无人机研究的起点。到1921年，美国空军研制出另一款大型的四旋翼直升

13、机，该无人机由一个单发动机驱动，这款无人机先后一共进行了100多次试飞，但是始终没有获得一个良好的飞行控制，最终被美国空军放弃该项目。在随后的几十年内四旋翼无人机几乎没有取得什么发展，直到在近十年来四旋翼无人机的研究才取得了较大进展，在科研开发方面斯坦福大学、麻省理工学院、瑞士洛桑联邦科技学院的研究具有较为典型的代表意义。当前，大多数四旋翼飞行器从属性上来说应归类于微型无人机系统，还有部分四旋翼飞行器归属于各大院校和科研机构，除此之外，还有部分应用于军事和商业领域中发挥作用。在四旋翼无人机的研究中很多项目的研究方向都在无人机的建模和控制系统的仿真测试上。还有一部分项目则是对无人机在现实环境下能

14、否完成各种各样的飞行动作，实现自主飞行的研究上。例如，瑞士洛桑联邦工学院EPFL的OS4项目，机载电子设备包含飞行高度传感器、倾角传感器、照相机以及嵌入式计算机等等。该试验项目所研究的重点是实现对机架结构和自主飞行算法的研究设计，进而实现在室外和室内两种不同条件下的自主飞行。除了世界知名高校对四旋翼无人机进行了广泛研究外，还有一些科研机构和企业也对无人机进行了研制。例如德国Microdrones公司所研发并投入量产的MD-200 系列无人机，该型无人机推出后在欧美民用无人机市场中获得了空前成功。美国Draganflyer Innovations 公司所研发的Draganflyer、德国的Mik

15、ro Kopter等，这些不同类型的四旋翼无人机各自具有不同的特点16。当前，国内外各相关行业都对普遍关注旋翼无人机的研究和发展进程，希望在未来的几年内，该领域内能够出现性能优异、经济性好的四旋翼无人机。相较于世界上其他一些发达国家而言，我国对四旋翼无人机的研究起步较晚，在技术上也较为落后，我国对于无人机的研制仍停留在传感器等电子部件的研究工作上，但是我国的某些大学和科研单位在研究四旋翼无人机的工作上也取得了较大的突破，例如国防科技学、哈尔滨工业大学、中南大学以及上海交通大学等56789。南京理工大学基于UAV控制方法对无人机进行了研制和开发。其研究成果中包含基于传统控制算法和智能PID算法等

16、多种算法的分析比较。从我国当前对四旋翼无人机的研究现状来看，大多数专家学者对此的研究主要集中于数学建模和控制算法仿真等问题上，只有少部分研究者进行了实际飞行试验。虽然相较于其他发达国家而言，我国的飞行器研制相对较晚，取得的理论成果也大多集中于数学建模和控制方法仿真计算上，现有通过飞行试验来综合论述四旋翼无人机的实际飞行状态和控制算法的。但总体而言我国在该领域的研究也取得了一定进展。例如，北京航空航天大学完成了高负载动态环境下无人机捷联式惯性导航的研究，通过该算法的研究有线克服了无人机在飞行过程中存在的划船效应，补偿无人机在飞行中的不均匀受力5。GPS整个发展计划分为个3阶段：第一阶段，1973

17、年到1979年；第二阶段，1979年到1984年；第三阶段，1989年至1993年；1989年2月4日，第一颗GPS卫星发射成功并进入军事应用阶段。在设计GPS系统时，设计人员调试了两个伪随机代码，即C / A码和P码，提供两级定位服务（标准定位服务和精度定位服务）。粗测量范围位于C / A代码中，精度约为100米。服务目标是普通的民用用户。精密测量代码位于P代码，精度可达10米。GPS在建成之处应用于军事领域。近年来，GPS硬件和软件不断改进，正在扩展称为战斗力的"倍增器"的应用空间。目前，它已经渗透为三种导航，精确定位和导弹。实现遥控拍摄、动态观察等，当前在军事和民用领

18、域应用十分广泛。1.3论文主要工作本文分析了国内外无人机GPS模块的研究现状和发展趋势，本设计内容包含：一：论文的研究背景及发展现状等。二：详细论述了本文的设计方案，GPS模块为NEO系列，以STM32F405R单片机作为主控芯片，运用Altium Designer18画出原理图，及PCB布线三：硬件原理与机械结构，各功能模块设计。四：软件设计与开发及各部分驱动设计2 GPS 模块硬件设计 2.1 GPS 模块选择UBLOX_NEO-6M（GPS模块）是一款高性能,的GPS模块，灵敏度也很高，优良的性能可以应用于手持机定位。具有灵活性好、定位精度高等诸多优势，在狭窄都市天空下、密集的丛林环境这

19、些普通GPS接收模块不能定位的地方，模块的高灵敏度、小静态漂移、低功耗及小体积，非常适用于车载、手持设备如PDA，车辆监控、手机、摄像机等移动定位系统的应用6。NEO-6M系列芯片集成整合了高水平设计和鲁棒灵活的连接方式，NEO-6M 内部有一个 Flash 闪存，GPS 内部闪存可以允许通过固件更新来使得系统支持传统的 GNSS。这些特性使得 NEO-6M 很适合作为地面端 GPS 设备。GPS 选用u-blox 公司的 NEO-6M 天线模组，,该模块也同样适用，即使在具有差的GPS信号（如森林峡谷）的环境中，要求的可用性和准确性的最高水平。的NEO-6M模块具有低功耗，快速冷启动速度，和

20、0.5-1米定位精度，符合使用要求7。根据官方解决方案设计电路如图 21图 21 NEO原理图2.2 接口2.2.1 UART具有接口，持波特率，信号电平是，需要有电平转换IC，如。2.2.2 USB的接口可以以的速率实现传输数据。接口需要通过其他元件才能满足数据传输特性要求，为了满足规范，必须通过将5V的降为3.3V并连接到脚。若模块自带供电设备，则可向USB Host输出信号，但是这种状况在实际中效率较低，数据传输精度不理想，因此应通过VCC-LDO使能信号禁止。按照的特性，可在输出端外接下拉电阻保证不会浮空。若模块采用总线供电方式则无需进行使能控制。2.2.3 显示数据通道（D

21、DC）在NEO-6模块中，存在被用于作为一个现实数据信道接口（DDC）的串行通信的I2C接口。接收器以I2C运行。仅当外部用作存储配置时才支持主模式。此时，接收器尝试写入特定地址。以及用于检测这种非断电易失性存储器组件的存在的读取操作。为了u-blox 6，读DDC内部寄存器地址为0xFF（信息发送缓冲区）的情况下，主机不能访问每个字节之前设置的读出地址，因为这将导致错误的行为。由于内部寄存器的地址是由1从寄存器读取为0xFF每个字节，然后在饱和后为0xFF递增，读出可以连续地进行。仅用于连接外部EEPROM，内置的上拉电阻足够大。2.2.4 SPI模块有接口，可以连接外部设备，如存储器、A/

22、D转换器或与连接。2.3硬件主要器件选型2.3.1 主控制器控制系统中最重要的就是主控制器，它控制所有的模块正常运转，同时也承担信号处理等任务，如信号采集和处理、无人机姿态控制等，一次你主控制器需要具备良好的计算能力。因此本文选择微控制器9。采用了 90nm 的 NVM 工艺和 ART，工作频率高，运算速度快，此外，其通信接口也十分丰富，当CPU 在允许频率范围内工作时具有良好的零等待周期性能。除此之外接口十分丰富。由此可知选择可满足本文需求10。如图2-2所示图 2-2 主控制器原理图2.3.2 传感器微型UAV系统中的传感器的选择必须考虑多种因素，例如尺寸，重量，功耗和成本。在设计中，GP

23、S接收器选择NEO-7M。 的NEO-7M GPS模块是一种低功耗，高灵敏度，全功能的超小型外部GPS接收器模块。该模块性能示于图2-3。图 2-3 GPS模块性能2.3.3 磁强计数据采集HMC5983 是一个温度补偿的三轴集成电子罗盘，内置高分辨的系列的磁阻传感器，除此之外还有放大器等，该磁强计数据采集设备航向角为1-2度11。 I2C 个SPI串行通信总线，表面有多个引脚贴片封装。利用了AMR技术，在地磁场传感器中具有良好的林敏度和可靠性。如图2-4所示。它的主要特性包括：(1)3轴磁传感器和ASIC都被封装在3.0*3.0*0.9LCC表面装配中与地干扰传感器，分辨率高12；(2)带温

24、度补偿的数据输出；(3)自动偏置补偿；(4)I2C或者SPI数字接口；(5)最大220Hz输出速率；(6)内置有自检测功能；(7)低电源，低功耗；(8)内置有驱动电路；(9)无铅封装；(10)宽范围磁场量程；图 2-4 强磁传感器2.3.4 CAN总线通信硬件所述TJA1050设计有先进的硅绝缘体上SOI技术和最新的EMC技术，所以TJA1050具有优异的EMC性能13。该TJA1050不提供待机模式。应特别注意在非用电环境将支付给设备的被动性。该TJA1050T具有用于选择，高速模式和静音模式的两种操作模式。对于CAN收发器而言，正常（高速）模式是用于正常的CAN通讯。从输入的数字位流，可转

25、换为相应的模拟总线信号，与此同时，监控总线可将模拟总线信号转换为对应的数字位流，并在引脚完成输出14。TJA1050T正常工作在高速模式，TJA1050 提供一个专用的静音模式，这个模式中发送器完全禁能。这样就保证了没有信号能够从TXD引脚发送到CAN总线上，像TJA1040在待机模式一样，这个静音模式可以建立一个Babbling Idiot 保护。在无声模式中，使得能够进行15只接收功能的接收器保持激活。可用于防止因出CAN控制器的控制的网络拥塞。所述TJA1050电压范围为4.45V - 5.25V，总线管脚的最大电压是-27V - + 40V，和输入电平与3.3V设备兼容。图 2-5 C

26、AN总线原理图 2.3.5 GPS 电路设计设计的GPS电路使用ATK-NEO-6M模块。 ATK-NEO-6M是一款高性能ALLENTEK GPS模块。其核心使用U-BLOX的NEO-6M模块16。 GPS模块可以通过串口连接到外部设备。它支持38400的默认串行通信波特率。该接口具有兼容5V和3.3V嵌入式微处理器系统的TTL 电平。其定位精度可高达3.6m CEP，最大更新速率为6Hz，最大捕获跟踪灵敏度可达-159d Bm 17。它还支持三种不同的启动模式：冷启动，热启动和热启动。冷启动意味着GPS接收的所有历史信息都将丢失。热启动意味着GPS接受的历史数据不会丢失，但在启动后与当前连

27、接。卫星信息不符;热启动意味着GPS接收的所有历史数据都不会丢失，但它也可以匹配启动后连接的卫星。内部核心结构图如图2-6所示。图 2-6 GPS 内部核心结构图 GPS电路的设计采用外部EEPROM的设计。由于GPS通常需要在每次电源接通时，为了避免这个时间被接通，当操作模式被每次设定，外部EEPROM（U10）通过设计用于测试的GPS电路使用。在模式，使得当需要供电源接通GPS操作的GPS模式被写入EEPROM，在EEPROM已经设置模式下操作的GPS可直接读取18，并与工作需要模式是复位。省去了繁琐的初始化过程。此外，电路设计专门使用发光二极管（D2），以指示在任何时间该GPS的工作状态

28、。在这种情况下，还提出，在硬件设计和布线中，GPS的外部天线的布线不能以直角弯曲，并且直接连接是优选的。为了保证GPS工作的稳定性。实物图如图2-7。图2-7 GPS模块实物图2.4 PCB布线GPS模块PCB布线图如图 2-88图 28 GPS模块PCB布线图3 传感器和GPS接收机板3.1 GPS 传感器GPS传感器是主要负责采集纬度和多转子UAV的经度信息，并通过GPS由主控制器发送的数据，并求解多转子UAV 19的位置的信息。3.2 GPS 接收机板GPS接收器的主要功能是实现GPS卫星信号的接受，可同时接受4个以上的信号，并自动完成当前三维坐标和速度的计算。该GPS高度显示了无人机控

29、制的高度。当GPS接收器板的同时接收多个卫星信号，它可确定GPS接收机的当前高度。在飞行控制监控，应监测由GPS接收器和所述信号质量接收到的卫星信号的数目。由此可以得出结论的是，GPS接收器板的功能是负责提供飞行稳定性控制和与飞机，当前GPS地面速度和GPS的当前纬度和经度基板的导航。身高，可以由飞机的当前位置接收的GPS卫星信号信息和信号质量的量。3.3 GPS 协议GPS的定位原理是基于在高速运行卫星的瞬时位置，并且要被测量的点的位置由空间距离切除20的方法计算。全球定位系统提供全球，全天候，高精度连续，实时的三维坐标。对于卫星定位导航接收器，不同的厂商有自己的信息处理格式。下面就对常见的

30、U-BLOX协议类型进行简单介绍U-Blox 协议 ：UBX 协议的数据包格式如图 所示，数据的每个分组包括三个部分：头部，数据部，和校验部。标题的头两个字节是：0xB5执行和0X62，通过该两个字节可以被用于确定由该分组所使用的协议是否为UBX；CLASS占一个字节，表示消息的类别;ID占一个字节，表示CLASS参数下的特定参数的项目的输出;LENGTH指示由数据部分所占用的字节数;CK-A和CK-B是用来验证报文21的完整性两个校验字节。图 3-1 UBX 协议的数据包格式3.4 GPS 导航的组成GPS 导航系统是由三个子系统共同组成的23，它们分别是：卫星星座（空间部分），地面监控系统

31、（控制系统）以及信号接收机（用户部分），它们三者之间的关系如 图3-2 图 3-2 GPS 导航系统是由三个子系统关系4 GPS 模块软件编程4.1 软件开发环境介绍 在硬件设计，主芯片采用意法半导体的芯片STM32F405R，并在软件编码调试软件采用嵌入式IAR7.2集成开发环境。该系统是用C语言开发。集成环境支持嵌入式C编译器，并给出了大量的由ST，Atmel和其他公司的ARM芯片编程实例24。支持的J-Link硬件仿真的实时在线调试。源代码可以通过IAR Embedded Workbench 实现编译、链接、产生最终目标文件这样一个完整流程的管理。IAR 集成开发环境拥有集成环境代码编辑

32、，支持 C 语言中关键字的识别和匹配、搜索置换文本、书签以及从错误列表跳转到代码等功能。IAR 软件集成的 C/C+编译器提供的 IAR DLIB 包含丰富的库函数；提供灵活的变量分配能力支持 C 语言的中断函数24。编译器运行速度快，可移植性好。可以提出显而易见的错误和警告信息，同时支持多种输出格式包括重定位的二进制文件以及汇编源码等。链接器通过将编译器产生的一个或者多个目标文件连在一起，生成所需要的机器码。开发者在开发与调试之间因为开发环境与内置的调试器集成在一起来回切换。4.2 软件结构本控制系统不需要采用操作系统管理控制任务就可以在TM2平台上实现，其优点是节省系统资源，避免系统的稳定

33、性和安全性，由于操作系统的缺陷的影响。因为没有了操作系统的任务管理，控制系统软件的管理、维护和软件功能的添加将变得更加繁琐，所以本文建立了一套完整的控制系统软件体系，便于控制系统功能的添加、完善和修改。另外，为了便于控制系统各模块软件的更新升级，本文设计了主控模块和其他模块的软件更新功能。主控系统软件流程为：系统上电后，首先对硬件时钟和接口初始化，然后从 EEPROM 读取控制系统所需参数，最后程序进入主循环。在主循环中根据子任务设定的执行周期和执行时间实现每个任务实时控制。系统主流程图如图4-1 所示。图 4-1系统主流程图4.3 底层驱动软件的设计与开发4.3.1 系统的启动过程系统的启动

34、过程可分为两步，分别为内部时钟和外部时钟的启动。其中前者是在后者势能时间超过规定标准的情况下使用的。系统复位之后等待系统时钟就绪，随后完成启动过程并调用 main()主函数25。系统的启动流程图如下。 图 4-2 系统启动流程图4.3.2 串口驱动的设计串行端口实控制器和外部设备通信的重要接口。无人机为实现自动控制需要连接大量的外部设备，例如电源模块和无线通信模块等等，并且所述软件开发和调试进程也将被频繁使用。串口，这样的串口驱动程序设计的重要性是不言而喻的。该STM32F405R有很多的串口资源，所有的串口通信功能较为全面。该STM32F405R本身是相对简单的设计，由于强大的串行通讯能力。

35、只要打开时钟，初始化串口，然后判断串行端口是否打开。也就是说，无论是串口可以在此时应用，串行端口，用于发送和接收数据。所述STM32F405R串行端口的发送数据设定处理是相同的串行端口接收数据的设定处理，然后将数据位的特定长度被配置，并且所述奇偶校验位被设置。最后，你可以添加一个验证的设计，以确定数据是否已发送或已成功接受。串口驱动器设计的流程图显示在图4-3。图 4-3 串口驱动流程图4.3.3 CAN 总线驱动设计对于体型较小的飞行器航行设备来说，信息的快捷输送是其一开始就需要具备的本领。CAN总线的串行通信功能强且可靠，所以可以轻易地使信息输送得速度增加，而且能够进行多主操纵，能够适应传

36、播速度过大和路程过长的问题，且可以帮助技术人员对过程中的问题进行校正、提醒及修护。在与总线对接之际，可以避免重复检查位置数据，而且也能够完成统承的目标。CAN 总线通信协议包含两部分，其一为数据帧；其二为遥控帧，前者包含包含7个字符段构成，控制段的主要功能是表示传输信号长度、符号位；数据段用来告知输送的数据每帧都能够传输 9 bit信息；CRC段可以核实每一帧输送的数据会不会有误，ACK 段可以表示被输送的数据有没有正常存储。采用CAN总线通信时需要对系统总线进行初始化，为总线配置复位功能，并启用AN时钟时，CAN_RX销需要被用作上拉输入和CAN_TX

37、销被用作复位输出。其次，要设置正确的工作模式，通过CAN_MCR的26位设置完成相关控制位功能的直线。最后执CAN_FMR的FINIT位在完成设置和激活后可实现总线初始化，在完成总线初始化流程之后可执行正常的数据发送和接收功能。CAN总线传输首先要按成标识符设置，选择空邮箱发送数据，在完成数据发送空出邮箱。具体流程图如下。图4-4 CAN 总线发送流程图 CAN 总线可将接收到的数据储存于邮箱的 FIFO 中，CAN 总线接收报文信息时要设置邮箱为空，并逐层访问邮箱，并判断报文信息是否有效，随后退出。具体流程图如下。图4-5 CAN 总线接收流程图 4.3.4 传感器驱动设计传感器是是本文所设

38、计的四旋翼无人机的重要组成部分，也是实现自动驾驶的关键所在，航空传感器可完成当前无人机飞行姿态、位置、速度以及高度等信号的实时采集，并将数据发送到单片机中进行处理，随后单片机得到当前无人机的位置姿态，并通过与设定的姿态信息进行比较，随后输出控制参量对无人机的姿态进行调整，实现稳定飞行27。通过串口连接的GPS模块可获取当前无人机的准确位置。通过IIC总线连接的HMC5983磁航向传感器可以测量小型无人机的三个轴。磁航向角。 IIC（Inter IC Bus）总线是PHILIPS以同步通信的特殊形式引入的新总线标准，具有接口少、控制方式简单易行等诸多优势。IIC总线包含两条不同的通信线路，其一为

39、SDA通信线路；其二为SCL通信线路。 IIC总线可实现数据的发送和接收，且具备双向通信能力，其与外部设备之间的通信流程图如下： 图 4-6 IIC 总线同外4部设备通信流程图 是公司东一的外接设备接口形式，可支持多种不同的通信功能。包含四条通信线路，其中MISO 为数据输入和设备输出线路，SCLK为时钟信号线，CS 为片选信号线28。SPI 初始化流程如图4-7 所示 图 4-7 SPI 初始化流程图4.4 系统初始化通信初始化主要是对串口、SPI、IIC 总线的初始化和中断函数配置。传感器初始化主要是对 IO 使能和采样周期的配置29。其结构图如图4-8 所示。飞控系统将单片机主时钟设置成

40、 180MHz，配置 IO 口使能和中断函数。使能串口中断用于 GPS、数传电台通信，分别配置 SPI、IIC 总线时钟频率为 10.05MHz 和 100k Hz。图 4-8 飞控初始化结构图 4.5 GPS模块数据采集GPS 模块 GPS 模块采用串口与主芯片通信，采用 Ublox 专有的 UBX 协议读取 GPS 信息。UBX 协议采用二进制数输出减少了传输数据；灵活运用了低开销的校验算法；同时采用双层的消息标志位30。一个基本的 UBX 包结构如图4-9 所示。 图4-9 UBX包结构（1）包头由两个同步字符 1、同步字符 2 组成。占用两个字节，分别为 0x B5，0x62。（2）消

41、息类型位占用一个字节，定义了消息的基本子集。（3）消息 ID 位占用一个字节。 （4）长度位占用 2 字节，长度位是指有效长度，不包括包头字节数、类型信息、消息ID 和校验位。长度用 16 位无符号整型表示。（5）消息数据位是根据消息长度变化，包含需要的 GPS 有效数据。（6）校验位：CK_A、CK_B 是采用 16 位校验和。 协议使用的校验和方法如下，其中 BufferI表示校验数据。 CK_A = 0，CK_B = 0 For(I=0;I<N;I+) CK_A = CK_A + BufferI CK_B = CK_B + CK_A 4.6 GPS 模块软件调试首先初始化CPU，然

42、后初始化GPS模块，然后确定是否存在的命令。如果不是，则清除读/写标准GPS为0，停止接收数据，并且如果是，确定所述命令是哪一种格式。该GPRMC格式也是在GPGGA格式。如果使用GPRMC格式，使用RMC语句。在GPGGA格式中，GGA格式被使用和所获得的数据进行解析，并保存31。所述GPS读取的数据流程图如图4-10所示。 图 4-10 GPS 读取数据流程图本次实验将得到的数据上传到 PC 机，用非常强大的 GPS 软件 u-center 来显示如图4-11所示：图4-11 PC机数据 5 总结在毕业设计的过程中，拓展了自己的人生经历，对自己的专业有了更深入的了解，并获得了很多感触。在开

43、始的时候一切都很困难，而在毕业设计刚刚开始时，根本是什么都不知道。在导师的指导下，从传感器模块开始学习。最后，能完成这篇毕业论文，这让我意识到学习知识只能脚踏实地，一步一个脚印，日积月累，不可能瞬间成功。其次，绘制GPS模块的原理图用到了新的软件Altium Designer18，在此之前，完全没有接触过，在完成毕业论文的同时也在学习Altium Designer18这个软件，对于今后的学习工作来说，更加增长了一个技能，在这里学到的不仅是新知识，而且让我意识到知识的广度，并感觉我掌握的知识太微不足道了。现在，我所学的专业知识仍然只是表层的许多知识。它始终在发展中。我们必须建立一个学海无涯的学习

44、理念。其次，我面对未知的人体验了勇气和信心。我相信在未来的学习工作中，我将能够应对机遇和挑战，并不断更新我的知识。提出的设计和基于STM32F4系列的小型无人机飞行控制系统的要求。芯片选择，外围接口电路设计和电路根据总体方案开发的。根据总体方案的设计要求，一系列的硬件设计，如芯片选择与电路设计，满足测量，控制，通信的要求，等等。硬件设计包括高精度GPS，磁阻传感器HMC5893，数据的通信系统和接口电路设计采用STM32F405R作为微处理器，使用GPS来测量相对高度和位置信息，并且设计了基于无人驾驶飞机的飞行平稳地上目标GPS模块。老师的经验极大地提高了毕业设计的进展。因此，面对困难，我们应

45、该纠正自己的态度，同老师同学积极探讨，让自己避开弯路。参考文献1 肖永力,张琛.微型飞行器的研究现状与关键技术J.宇航学报.2001,2232. 2 陈天华,郭培源.小型无人机自主飞行控制系统的实现J.航天控制.2006,24(5):8690. 3 Altug E, Ostrowski J.P., and Taylor,C.2003. Quadrotor control using dual visual feedback. Proceedings of the IEEE International Conference on Robotics and Automation (ICRA),Ta

46、ipei, Taiwan, September,pp.4294-4299 4 吴森堂，费玉华.飞行控制系统. 北京航空航天大学出版社，2005.09 5 Suresh K K, Kahn A D, Yavrucuk I.GTMARS-Flight Controls and Computer Architecture M. Atlanta: Georgia Institute of Technology, 2000 6 常国权, 戴国强. 基于STM32的四轴飞行器飞控系统设计J. 单片机与嵌入式系统应用, 2015, (2): 29-32.7 古训, 田洪兴. 基于APM自驾仪的四旋翼飞行控制

47、系统设计J. 贵阳学院学报,2015, (4): 18-21.8 梁秋憧,程维明,潘志浩超小型飞行器自主导航系统地面站设计,机电一体化,2002 年 06 期2326. 9 黄水长, 栗 盼, 赵伟雄. 农药喷洒多旋翼无人机控制系统研究J. 自动化与仪表,2015, (5): 9-12.10 白立群, 李成铁, 周剑锋. 基于STM32的飞行控制器系统设计J. 自动化技术与应用 , 2013, (2): 15-19.11 刘晓杰.基于视觉的微小型四旋翼飞行器位置估计研究与实现D.长春：吉林大学通信程学院,2009. 12 陈哲.捷联惯导系统原理.宇航出版社. 1986 13 Paul Poun

48、ds, Robert Mahony, Peter Corke, Modelling and Control of a Quad-Rotor, In Proceedings of the Australasian Conference on Robotics and Automation, Aucland, New Zealand., December 2006 14 王平,谢浩飞,蒋建春,计算机控制技术及应用M.北京:机械工业出版社,2010.50-56. 15 单海燕，四旋翼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 16 Alexandre Robin, D

49、esign of a Flight Controller for an X4-Flyer Rotorcraft, Master Degree Thesis, Huntsville, The University of Alabama in Huntsville 17 Tayebi, S.Mcgilvray, Attitude Stabilization of a Four-rotor aerial robot, IEEE Conference on Decision and Control,2004,12:14-17 18 秦永元,张洪钱,汪叔华.卡尔曼滤波与组合导航原理.西北工业大学出版社.

50、 1998:3356 19 Tayebi, S.Mcgilvray, Attitude Stabilization of a VTOL Quadrotor Aircraft, IEEE Transactions on Control Systems Technology, 2006,5:562-571 20 谭广超.四旋翼飞行器姿态控制系统的设计与实现D.大连：大连理工大学自动化系，2013. 21 GAO Zhong-yu, NIU Xiao-ji,GUO Mei-feng. Quaternion-Based Kalman Filter for Micro-machined Strapdown Attitude Heading Refere