基于无线遥控技术的四旋翼飞行器控制系统设计

1、南 通 职 业 大 学 学 报15 年第 29 卷第 2 期15 年 6 月南通职业大学学报 UNIVERSITY29 2 Jun. 15!doi:10.3969/j.issn.1008-5327.2015.02.021基于无线遥控技术的四旋翼飞行器控制系统设计朱海荣，张鹤鸣，郭浩波（南通大学 电气工程学院 ， 江苏 南通 226019）摘要： 作为微型无人机的一种，四旋翼飞行器以其简单的机械结构和优越的飞行性能成为科学研 究领域中空中机器人的热点之一。文章以四旋翼飞行器为主要研究对象，以四元数理论为基础，推导 了飞行器姿态解算算法；利用 MEMS 技术和嵌入式技术，开展基于无线遥控技术的四旋

2、翼飞行器的 硬件设计；运用 VRML 语言建立四旋翼 3D 模型，利用 LabVIEW 软件对该模型进行图像处理和显 示，并在与飞行器远程通信的基础上，完成了其作为地面站的主要功能。测试结果表明，系统硬件工 作稳定，姿态解算准确，控制算法很好地满足了控制要求，飞行器的稳定性和响应特性较为理想。 关键词： 四旋翼飞行器；姿态解算；四元数；VRML 语言；LabVIEW中 图 分 类 号 ： V249.1；TP274文 献 标 志 码 ： A文 章 编 号 ： 1008-5327（2015）02-0086-05A Design of Four-rotor Control System Based

3、on Wireless Remote Control TechnologyZHU Hai-rong, ZHANG He-ming, GUO Hao-bo(School of Electrical Engineering, Nantong University, Nantong 226019, China)Abstract: As a kind of miniature UAVs, four-rotor aircraft has become one of the hottest areas of scientific research in the air robot due to its s

4、imple mechanical construction and superior flight performance. This paper conducts algorithm for this aircraft posture by taking four -rotor aircraft as the main object and based on quaternion theory. The authors use of MEMS technology and embedded technology, wireless remote control technology to c

5、arry out a four -rotor design is based on hardware; use VRML language the establishment of four rotor 3D model, and the model of LabVIEW software for image processing and display, and this paper completed its primary function as a ground station on the basis of remote communication with the aircraft

6、. The test results show that the system hardware is stable, accurate, solver attitude control algorithm, and it satisfies the control requirements, stability and responsiveness of the aircraft.Key words: four-rotor aircraft; attitude solution; quaternion; VRML language; LabVIEW0引言随着嵌入式处理器、微传感器技术与控制理

7、 论的发展和成熟，微小型四旋翼无人机逐步向高效、多功能化方向发展，并广泛应用于军事、民用 以及科学研究等多个领域 1 。随着 MEMS 技术的 发展，嵌入式传感器具有尺寸小、重量轻、功耗低收稿日期： 2015-03-20基金项目 ： 国家自然科学基金（51307089）；教育部复杂测量重点实验室开放基金（MCCSE2014A02）；南通大学高等教育研 究课题（2013GJ020）；南通大学大学生创新训练项目（2014063，2014066）作者 简 介 ： 朱海荣（1979 ），男，江苏张家港人，副教授，主要研究方向为智能控制、滑模控制、精密伺服控制等。的优势，给微型旋翼飞行器的制作带来了便捷

8、。四 旋翼无人飞行器已成为无人飞行器研究领域中的 热点。1 系统硬件设计1.1 飞行控制板的硬件设计飞行器的整体结构如图 1 所示。四旋翼飞行 器以 32 位 ARM 处理器作为核心控制芯片，依靠 三轴陀螺仪、三轴加速度计和高精度气压计对机无线模块32 位高速处理器图 2 遥控器总体结构油门 信号俯仰角信号摇杆 横滚角信号组偏航角 信号体坐标系的各轴向角速度、加速度和高度作反馈。 飞行器各个控制量的给定值由无线遥控器依靠 2.4 G 无线模块发出，飞行器与无线遥控器高速通 信，以保证控制信号的实时传送和飞行器动作的 及时响应。无线换结果代表了 THR、AIL、ELE 和 RUD 的控制量 给定

9、值。无线模块选用带 LNA 天线的 nRF24L01 无线模块，距离在 300 m 以内通信稳定可靠。2 姿态解算及软件实现姿态解算是捷联式惯性导航系统的关键技 术，通过姿态矩阵可得到载体的姿态和导航参数计 算所需的数据，是捷联式惯导算法中的重要工作。1 号电机2 号电机32 位高速处理器3 号 电机模块三轴 陀螺仪三轴加 速度计由于在大姿态角情况下，欧拉方程是奇异的， 给解大姿态角带来困难。因而，四元数法日益受到 重视。由于四元数方程是线性的，只有一个联系方 程，在解算大姿态角时带来很大方便，特别是可直 接用四元数分量作为控制信号，使四元数法的应4 号高精度用得到很大的发展 2 。电机图 1

10、 飞行器的整体结构气压计四元数法姿态解算程序中基本变量定义如下：ax、ay、az 分别表示加速度计的三轴加速度值，飞行器控制板除处理器和传感器外，还留有 一组串口供 GPS 模块工作，一组 SWD 调试编程 接口，6 路电机信号输出接口（支持四旋翼、六旋gx、gy、gz 分别为陀螺仪三轴角速度值，q0、q1、q2、q3 分别代表四元数各元素，norm 代表范数。 首先，将四元数规范化，转换成规范化四元数：翼多种飞行模式），4 路输入捕获接口 （可接市场norm = sqr（tax*ax + ay*ay + az*az）（1）成品接收机）；各部分电路经反复实验及经验总结 改良后，工作稳定、可靠。

11、飞行器的控制板尺寸小（42 mm 42 mm），质量轻（7.2 g），可作为大型四 旋翼飞行器飞控板，也可接翅膀电路变身为 MINI 四旋翼飞行器。1.2 遥控器的硬件设计如图 2 所示，遥控器整体由处理器、无线模块 和 4 路摇杆电位器三大部分组成。主处理器及其最小系统电路与飞行器电路相 同。利用处理器片内的高速 12 位 AD 转换器采集 摇杆信息，只需将四路电位器输出引脚接到处理 器 4 路 AD 转换接口即可，免去外接 AD 转换芯 片及其配置电路的麻烦，节省了硬件空间。四路转ax = ax/norm （2）ay = ay/norm （3）az = az/norm （4）然后，把四元数

12、换算成方向余弦矩阵中的第 三列的三个元素，根据四元数坐标旋转的定义与 地理坐标系的重力向量，旋转到机体坐标系，即为 这三个元素，这里的 vx、vy、vz，即为当前的欧拉角 的机体坐标参照系上换算出来的重力单位向量。vx = 2*（q1q3 - q0q2） （5）vy = 2*（q0q1 + q2q3） （6） vz = q0q0 - q1q1 - q2q2 + q3q3 （7） 其 中 ，ax、ay、az 是加速度计测出来的重力向量，ax、ay、az 是陀螺积分后推算出的重力向量，它们之间的误差向量，就是陀螺积分后的姿态和 加速度计测出来的姿态 3 之间的误差，向量间的 误差用向量叉积（也叫向

13、量外积、叉乘）来表示， ex、ey、ez 就是两个重力向量的叉积。ex =（ay*vz - az*vy） （8）ey =（az*vx - ax*vz） （9）ez =（ax*vy - ay*vx） （10） 再用叉积误差修正陀螺仪零点飘逸, 校正陀螺仪测量值。exInt = exInt + ex*Ki （11）eyInt = eyInt + ey*Ki （12）ezInt = ezInt + ez*Ki （13）gx = gx + Kp*ex + exInt （14）gy = gy + Kp*ey + eyInt （15）gz = gz + Kp*ez + ezInt （16） 继而利用一阶

14、RUNGE-KUTTA 算法求解四元数 4 ，这里的姿态更新频率为 500 Hz，更新周 期为 0.002 s，变量 halfT 即为 0.002/2=0.001 s。q0 = q0 +（-q1*gx - q2*gy - q3*gz）*halfT（17） q1 = q1 +（q0*gx + q2*gz - q3*gy）*halfT （18） q2 = q2 +（q0*gy - q1*gz + q3*gx）*halfT （19） q3 = q3 +（q0*gz + q1*gy - q2*gx）*halfT （20） 再次规范化norm = sprt （q0*q0 + q1*q1 + q2*q2

15、+q3*q3）（21）q0 = q0/norm （22）q1 = q1/norm （23）q2 = q2/norm （24）q3 = q3/norm（25）最后，对比欧拉角变换矩阵与方向余弦矩阵， 求解欧拉角。Pitch = a sin（-2*q1*q3 + 2*q0*q2）*57.3 （26） Roll = a tan2（2*q2*q3 + 2*q0*q1，-2*q1*q1 -2*q2*q2 + 1）*57.3（27）Pitch 和 Roll 即为解算所得的俯仰角和横滚 角，而偏航角 Yaw 则由陀螺仪 Z 轴角速度积分获 取，这样就完成了对机体各姿态角的获取，以作为 控制系统的姿态角反馈值

16、。因此，姿态解算是飞行 器控制系统中的重要环节，其准确与否将直接决 定控制算法能否有效执行。3控制算法设计四旋翼飞行器控制系统是一个强耦合、欠驱 动，对控制的准确性和实时性要求极高的控制系 统，系统中的控制量体现在机体姿态上的有俯仰 角（Pitch）、横滚角（Roll）、偏航角（Yaw）、偏航角速 度和油门，而体现在机体空间位置上的控制量有 坐标 x、y、z。坐标 x 和 y 由 GPS 定位获取，z 由高 精度气压传感器转换的高度值获取。对整个系统的控制，由两组闭环控制完成，外 环负责对飞行器机体所处空间位置进行控制，控 制器计算输出应当实施的俯仰角、横滚角和偏航 角及油门量作为内环控制器的

17、输入；内环姿态控 制器负责对前级输出做出响应，并根据四个电机 及姿态角的耦合关系计算四个电机的转速。系统 控制框图如图 3 所示。四旋翼飞行器的前倾、后仰、左倾、右倾、升高、坐标 x 设定值 坐标 y 设定值坐标 z 设定值空间位置 控制器pitch 设定值 roll 设定值 yaw 设定值M1 M2 M3姿 态M4控制器四旋翼 飞行器坐标 z 坐标 y 坐标 xyaw roll pitchThr 设定值图 3 四旋翼飞行器控制系统框图下降、左旋、右旋全部靠改变四个电机的转速完成， 四个电机中包含了各个姿态角控制器计算出的输 出量信息，他们之间存在着很强的耦合关系。当飞行器以 X 结构飞行时，

18、各个姿态角分量 在四个电机中的正负叠加情况如表 1 所示。其中： “+”代表姿态角分量在此电机上正向叠加，“-”代 表姿态角分量在此电机上反向叠加，“0”代表此电 机不包含该姿态角分量。表 1 X 结构电机中各姿态角分量叠加关系表电 机 姿态角分量 M1 M2 M3 M4 Pitch-+Roll+-Yaw+-+-当飞行器以十字模式飞行时，各个姿态角分 量在四个电机中的正负叠加情况如表 2。表 2 十字结构电机中各姿态角分量叠加关系表电 机开发与监视。LabVIEW 是一种基于图形编程语言 （G 语 言）的开发环境 5 ，它与 C、Pascal、Basic 等传统编 程语言有诸多相似之处 。但与

19、它们不 同的是， LabVIEW 使用图形化编辑语言 G 编写程序，产生 的程序是框图形式；其内部包含了多种多样的数 学运算函数，各种类型的变量，多种显示控件和通 信资源；能充分发挥计算机的能力，利用强大的数 据处理功能，可创造出功能更强的虚拟仪器。利用 LabVIEW 设计的数据采集系统,可模拟 采集各种信号，但配备 NI 公司的数据采集板卡比 较贵，因此，可选择单片机最小系统作为前端数据 采集系统，进行数据采集 6 。LabVIEW 通过串口资源与下位机处理器通 信，并进行数据采集与处理。在 LabVIEW 中实现 串口通信的 方式主要有 利用 VISA 和使用 Ac tiveX 控件两种

20、 5 。这里使用 VISA 的串口资源编写串口通信协议程序以及数据处理分析和姿态显姿态角分量 M1 M2 M3 M4 Pitch-0+0Roll0-0+Yaw+-+-4地面站软件设计本系统地面站软件用 LabVIEW 编写完成，通 过 LabVIEW 与 VRML 语言建立的飞行器 3D 模 型互联，实时动态显示下位机飞行器的姿态状况， 能使用户直观实时地察看飞行器姿态，方便调试示程序，地面站前面板的截图如图 4。5飞行测试数据在飞行器起飞后，单独改变俯仰角，横滚角， 偏航角命令后，可利用 LabVIEW 地面站对机体响 应曲线进行远程采集。在 LabVIEW 地面站软件远程采集的波形图 中，

21、纵坐标代表飞行器角度，范围为-180180 度， 横坐标代表时间，范围为当前时刻及其之前 10 s 内的时间段。“+”线反映了 Pitch 角度变化波roll 区间中心 yaw 区间中心 pitch 区间中心XX X100YYY000ZZZ011背景色VISA 资源名称OI COM5发送区接收区00发送确定数值0测序指示2100取消180150100幅值500-50-100-150-1804040波形图形 曲线 0时间4140图 4 地面站前面板截图形，“- - -”线反映了 Roll 角度变化波形，“直线” 反映了 Yaw 角度变化波形。当分别只改变俯仰角、横滚角、偏航角时采集 到的姿态曲线

22、如图 5 所示，其反映了飞行器对控制信号的跟踪性能。从图 5 的三张图中可以看出，在当前的 PID 参数下，当单独改变某个控制信号时，飞行器可平 滑地响应到命令角度，波形无明显过冲（超调），且180150100幅值50+ + + + + +波形图表 曲线 0+ + + + + + + + + + + + + +180150100幅值50波形图表 曲线 0波形图表 曲线 0180150100幅值50- - - - - -+ + + + + + + + + + + + + + + + + + + +- +- +- +- +- +- +- +- -+ -+ -+ -+ -+ -+ -+ -+ -+

23、-+ -+ -+ 0 - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -50-100-150-1800 - - - - - - - - - - - - - -50-100-150-1800-50-100-150-1809 6419 6669 6919 7169 741时间/s4 2954 3204 3454 3704 39511 511 11 53611 561 11 586 11 611时间/s时间/s（a）只改变俯仰角时（b）只改变横滚角时（c）只改变偏航角时图 5 飞行器信号响应曲线其他角度无明显波动，但响应速度略显迟缓，可通 过调试 PID 参数 7 、提高通信速度等方法进行改 进和弥补。飞行器总体稳定性达到预期目标，可根 据遥控器命令信号完成各自由度的动作和左右无 限制旋转 8 。同时，对