四旋翼飛行器的研究解決了眾多的軍用與民用上的問題。下面由學術堂為大家整理出一篇題目為“四旋翼飛行器的穩定懸停與飛行設計”的航天工程論文，供大家參考。
原標題：四旋翼控制系統的設計
摘要：在充分考慮四旋翼飛行器功能及性能的基礎上，給出了微型四旋翼飛行器的實現方案，採用RL78G13為核心處理器，採用MPU6050實現飛行姿態數據的採集，利用nRF24L01無線模塊實現參數的無線傳輸，並進行了驅動電路、電源穩壓電路、電池電壓檢測電路的設計。針對四旋翼飛行器在工作過程中供電電壓不斷降低導致控制不穩的問題，採用電池電壓反饋的控制策略有效解決了該問題。在搭建的硬件平台上，編寫了相應的控制程序，經過測試，實現了四旋翼飛行器的穩定控制。
關鍵詞：四旋翼飛行器；姿態數據；無線傳輸
四旋翼飛行器的研究解決了眾多的軍用與民用上的問題。軍方利用四旋翼飛行器進行偵查、監視、誘餌與通信中繼，解決了人為操作困難的問題，甚至減免了人員的傷亡；而在民用上，四旋翼飛行器能夠實現大氣監測、交通監控、森林防火等功能，有效預防了危機的產生，而促使四旋翼飛行器得到廣泛應用的前提，是實現其平穩飛行及自主運行[1].本設計以實現四旋翼飛行器的穩定懸停與按照預定軌道自主飛行為目標，旨在探索四旋翼飛行器的硬件結構與飛行原理，並通過實際調試，理解四旋翼飛行器的相關控制理論，並解決四旋翼飛行器在工作過程中由於供電電壓不斷降低導致控制不穩的問題。
1設計原理方案
四旋翼飛行器的核心是利用MPU6050對其飛行過程中的三軸加速度與三軸角速度值進行採集，主控制器採用四元數方法及PID算法對姿態數據進行解算，並將計算後的PWM控制信號施加到電機上，進而實現對四旋翼飛行器的控制。
通過調研及綜合目前四旋翼飛行器系統的特點及要求，確定了設計的性能及指標如下。
（1）通信功能：具有無線接口，實現飛行功能的無線設定。
（2）飛行功能：①自主空中懸停於60cm處；②垂直升起至30cm處，水平飛行60cm後穩定降落；③垂直升起至60cm處，水平飛行1m後穩定降落；④由無線設定高度及飛行距離，完成起飛及降落功能。
基於對需要實現功能的理解，確定該設計的核心控制器為16位MCU芯片RL78G13,主要完成飛行數據的處理、PID運算及PWM的輸出。系統由RL78G13最小系統、無線收發模塊、飛行數據採集模塊、電池電壓檢測模塊、高度檢測模塊、電源電路模塊、電機驅動模塊等構成，總體結構框圖如圖1所示。
各模塊的功能如下：RL78G13最小系統作為四旋翼飛行器的主控；飛行數據採集模塊，用於對四旋翼飛行器飛行姿態的相關數據進行採集；高度檢測模塊，實現定位追蹤四旋翼飛行器實際高度信息的功能；無線收發模塊，實現數據的無線收發；電池電壓檢測模塊，用於消除由於電池電量消耗對四旋翼飛行器造成的影響；電源電路模塊，為整個四旋翼飛行器提供電能；電機驅動模塊，用於提高I/O口的驅動帶載能力。
2硬件設計
2.1電機驅動電路設計
RL78G13單片機I/O口輸出電流為10mA,3.7V空心杯電機的空載電流為80mA,顯然採用RL78G13單片機I/O口作輸出，無法驅動起四路空心杯電機，因此設計了驅動電路以提高I/O口的驅動帶載能力。設計中採用SI2302N溝道CMOS管進行電流的驅動放大，單路電機驅動電路如圖2所示。測試表明，經過SI2302驅動電路放大後，RL78G13能夠穩定驅動四路空心杯電機，且長時間工作時，驅動電路元件自身發熱不明顯。
圖2中穩壓二極管D1起到續流及保護SI2302的作用，電機停轉過程中，電機內部線圈產生的反電動勢經D1形成放電通路，避免因無放電通路而擊穿驅動電路中SI2302的問題。
2.2無線收發電路設計
當採用功能開關對四旋翼飛行器飛行方式進行設定時，隨着其飛行功能越來越多，對功能開關的使用也將增多，使得四旋翼飛行器的硬件設計複雜，而且會增加其自身的重量，同時在實際調試中，通過功能開關切換飛行方式，又使得調試較為繁瑣，工作量較大。故在設計中引入無線參數給定的思想，設計了無線收發電路，採用nRF24L01無線模塊實現數據的無線收發。nRF24L01在使用時所需的外部元件較少，僅需1個16MHz的晶振、幾個電容和電感就可組成一個高可靠性的收發系統，相比於其他無線收發電路而言，該電路設計簡單且成本較低。nRF24L01無線收發電路如圖3所示。
2.3TPS63001穩壓電路設計
四旋翼飛行器在飛行過程中，隨着電機轉速的增加，會造成控制電路電壓大幅波動，進而導致各功能模塊無法工作，為了避免此類情況發生，設計了TPS63001穩壓電路，TPS63001在1.8~5.5V輸入時，均穩壓輸出3.3V,保證系統各控制電路電壓處於穩定狀態。TPS63001穩壓電路如圖4所示。
2.4電池電壓檢測電路設計
四旋翼飛行器運行時，電池處於持續耗電狀態，實驗中發現電量的持續消耗成為影響四旋翼飛行器飛行穩定性的重要因素。為了消除其對四旋翼飛行器的影響，因此設計了電池電壓檢測電路，利用RL78G13自帶的AD實時檢測電池電壓，並通過適時調整PWM輸出信號的方式對飛行姿態進行補償，以確保四旋翼飛行器始終處於穩定狀態。
2.5其他功能模塊電路設計
其他功能模塊包括RL78G13最小系統、MPU6050數據採集電路、高度檢測模塊、功能開關電路。RL78G13最小系統包括復位電路及晶振電路；MPU6050用來採集飛行過程中的三軸加速度與三軸角速度信息；高度檢測則由GP2Y0A02YK0F模塊實現，其工作原理是發射的紅外線經過地面反射回來，並由模塊輸出電壓信號，輸出的電壓值會對應相應的探測距離，RL78G13通過測量電壓值就可以得出所探測的距離。設計的硬件實物圖如圖5所示。
3軟件設計
四旋翼飛行器在空間上具有6個自由度，分別為載體座標系X、Y、Z軸上的加速度與角速度。核心控制器RL78G13利用MPU6050採集這些參數，然後進行姿態解算，最終以PWM控制信號的方式施加到4路空心杯電機上，通過調整各路PWM信號完成相應的飛行控制功能。
3.1控制算法
（1）飛行姿態數據：RL78G13通過MPU6050採集載體座標系下的三軸加速度與三軸角速度，分別用axB、ayB、azB、ωxB、ωyB、ωzB表示。
（2）數據更新：由於設計中採用四元數進行歐拉角的計算，而歐拉角將隨着四元數的變化而變化，設計中採用四元數的自補償算法進行數據的更新，如式（1）~（4）所示。式中q0、q1、q2、q3表示四元數，Δt為MPU6050的採樣時間。
（3）姿態角的計算：令ψ、θ和φ表示方向Z、Y、X歐拉角（分別稱為偏航角、俯仰角和橫滾角）。ψ、θ和φ的計算如式（5）~（7）所示。
（4）補償零點漂移：由於存在陀螺零點漂移和離散採樣產生的累積誤差，由載體座標系下的三軸角速度計算得到的四元數只能保證短期的精度，需要使用集成在MPU6050芯片內部的加速度計對其進行矯正。式（8）~（10）為axB、ayB、azB的數據歸一化。
式（11）~（13）中的vx、vy、vz分別為利用四元數方法估計的四旋翼飛行器載體質心的速度在載體座標系三軸上的分量。然後利用式（14）~（16）求出陀螺零點漂移和離散採樣產生的累積誤差ex、ey、ez.
再對所得到的誤差進行比例與積分，式（17）~（19）中的gx、gy、gz即為對零點漂移的補償。
（5）PID計算：式（20）~（22）中θd、φd、ψd分別表示下一次解算出來的俯仰角、橫滾角及偏航角的值，eθ、eφ、eψ分別用來表示兩次解算的俯仰角、橫滾角、偏航角的誤差。
kp、ki、kd為PID的控制參數，利用PID算法通過式（23）~（25），分別求出施加在4個電機上的可調變量uψ、uθ、uφ。
（6）輸出整合：令motor1、motor2、motor3、motor4為控制4個電機的PWM輸出參數，Moto_PwmMin為PWM基礎量（根據不同情況設定，一般為0）。根據理論計算，施加在4個電機上的PWM輸出信號如式（26）~（29）所示。
3.2參數整定與調試
設計中採用PID控制算法進行四旋翼飛行器的控制，I是積分項，積分項會隨着時間的增加而增大，能夠消除系統進入穩態後存在的穩態誤差，但是在實際調試過程中，通過增大P值可以抑制穩態誤差[2],因此主要是採用PD的控制方式。調試過程中，對P、D值的同時調整會產生的兩種控制效果的疊加，以致無法進行每一控制參數的影響分析，故先使D值為零，P值由0增加，初次調試時，四旋翼飛行器自身不存在調節，當P值增加時，根據式（23）~（25）計算所得的uψ、uθ、uφ值均增加，再經式（26）~（29）後，施加在4個空心杯電機上的PWM控制信號均有所變化。調試中，為了防止四旋翼飛行器控制出錯而損壞硬件，故將四旋翼飛行器以X字型倒掛固定在一根活動的長杆上，當P值由0增加到4時，四旋翼飛行器出現了翻滾的飛行狀態，表明P開始對整體系統起作用，逐漸增大P值，四旋翼飛行器開始產生大幅度的'等幅振盪，當P值增大到14時，振盪幅度減至最低，四旋翼飛行器幾乎穩定，再增加P值，四旋翼飛行器又開始進行等幅振盪，説明P值為14時為系統自穩的一個分界點。根據查閲的大量資料瞭解到D值是通過預測系統誤差的變化來減少系統的響應時間，提高系統的穩定性[3].調試過程中，逐漸增加D值，當D值增加至0.8時，四旋翼飛行器的自身調節更快，穩定性更高。同時D值的增加會對P值有一定的影響，最終確定P值為13.8、D值為0.8時，系統穩定飛行於長杆上方。當去掉長杆時，四旋翼飛行器能夠穩定飛行，但隨着飛行時間增加，飛行穩定性越來越差，因此考慮了姿態補償問題。
3.3姿態補償
在實際調試過程中發現，電池處於滿電狀態與大幅度消耗狀態下，四旋翼飛行器的飛行姿態存在較大差異：滿電狀態下，各部分電路工作穩定，電機轉速正常，當電池的電量持續消耗時，電機的轉速不斷降低，因此四旋翼飛行器的整體性能處於下降趨勢，為了消除這一影響，利用RL78G13實時檢測電池電壓，並適時調整PWM輸出信號來實現四旋翼飛行器的飛行姿態補償。由式（26）~（29）知，通過增大Moto_PwmMin可以增大施加在四路電機上的PWM信號，進而增大電機轉速，可以實現對飛行姿態進行補償[4].經調試知，當RL78G13檢測到3.7V的電壓降到3.5V時，將Moto_PwmMin增至100對飛行姿態的補償最佳，隨後電壓值的下降與Moto_PwmMin值的增加基本呈非線性的關係，經大量實驗驗證，補償係數符合式（30）的規律，式中u1代表電池當前的電壓值。
當檢測到的電壓值低於2.6V時，飛行姿態將無法得到補償，必須停止飛行。將式（30）分別代入式（26）~（29），得到（31）~（34），此4式則為最終施加到4路電機的PWM控制信號。
4結論
實驗結果表明，本文所設計的四旋翼飛行器結構簡易、飛行姿態靈活，實現了空中穩定懸停及按預設路線飛行等兩種飛行功能，並實現了無線參數的給定，滿足了設計的技術指標與功能要求，解決了因供電電壓不斷降低而導致的控制不穩的問題。為推動四旋翼飛行器技術的發展提供了很好的參考設計方案。
參考文獻：
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