??? 摘? 要： 在四旋翼無人機飛行模式分析基礎上，提出了一種四旋翼無人機的穩定姿態導航控制系統，改進了無刷電機控制驅動器，并應用多任務編程方案實現軟件設計。實驗表明，該機載嵌入式系統具有可靠性高、功耗低、重量輕、成本低等優點。?
??? 關鍵詞： 四旋翼；無人航空器；嵌入式系統；無刷電機驅動器
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??? 隨著微機電系統技術在國防、軍工、民用等各方面的廣泛應用，飛行器的小型化和信息化的進程不斷加速，這使得具有廣泛用途的無人航空器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)研制成為許多國家的研究熱點。微小型旋翼無人機具有使用靈活、體積小、成本低等特點，是無人機發展的主要類型之一，它可以完成超低空偵察、干擾、監視等各種復雜的任務。無人機的核心部分是導航控制系統，要求具有高可靠性和高抗干擾能力。按照項目要求，本文設計的導航控制系統具有飛行姿態測量、控制、增穩、視頻監控等各種功能。?
1 四旋翼無人機飛行模式分析?
??? 由于微型無人機飛行姿態多變，為了增大無人直升機的帶載能力，該無人機采用了四旋翼的機械結構，通過機載導航系統控制使其各旋翼之間協調運動，實現四旋翼無人機的飛行姿態自動調整，可按要求完成垂直起落控制、空中懸?？刂?、偏航控制、滾轉控制、俯仰控制等多種動作及任務。四旋翼無人機在各種結構特征參數確定的情況下，通過改變旋翼轉速來改變拉力。四旋翼飛行器結構簡圖及受力分析如圖1所示。?
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??? 四旋翼無人機是在改變旋翼拉力與自身重力間關系的基礎上實現各種飛行姿態的變化。每個旋翼的空氣動力學拉力fdragi(i=1，2，3，4)的數學表達式為：?
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??? 式(1)中：ρ為空氣密度，CT為拉力系數，Ai為第i個旋翼槳盤面積，Wi為第i個旋翼電機旋轉速度，Ri為第i個旋翼槳葉片長。在四旋翼無人機設計中，四旋翼采用相同的電機與相同材質及相同大小的槳葉片，可近似把Ai、CT、Ri看作一常量，則式(1)可簡化為：?
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其中：kdragi>0為依賴于空氣密度的常數，ωi為第i個電機旋轉角速度。由式(2)可見，通過給定PWM信號控制電機驅動器控制四翼電機的轉速，從而實現對四旋翼電機拉力的控制，完成整個飛行器的動作。?
??? 在地球慣性坐標系RW=(Ex，Ey，Ez)與機載坐標系ξ=(x，y，z)下，以電機M1方向為前方，旋翼電機M1與M3逆時鐘方向旋轉，旋翼電機M2與M4順時鐘方向旋轉；Ψ為飛行器偏航角，θ為飛行器滾動角，φ為飛行器俯仰角。在圖中f1、f2、f3、f4分別為四旋翼旋轉產生的向上拉力矢量，
(i=1，2，3，4)為第i個電機為克服電機轉軸葉片拉力與加速度而產生的反作用力矩，mg為飛行器合重力矢量，L是從電機軸到四旋翼飛行器重心軸的垂直距離，則四旋翼飛行器總合力矢量u、偏航力矩τΨ、滾動力矩τθ和俯仰力矩τφ為：?
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??? 由式(3)可知，如果四旋翼旋轉產生的合拉力與飛行器自身重力相等，即u=0時，飛行器在空中懸停；當u>0時，飛行器上升；u<0時，飛行器下降。在保持拉力f2與f4不變條件下，通過控制合力f1-f3差的大小，飛行器可進行俯仰飛行(前進與后退)控制。當保持拉力f1與f3不變條件下，通過控制合力f2-f4差的大小，飛行器可進行滾轉(左右)飛行；而通過控制偏航力矩τΨ大小，飛行器可進行偏航飛行控制。?
2 四旋翼無人機控制系統構架與硬件設計?
??? 機載控制系統集成了微型陀螺儀、加速度傳感器、大氣氣壓傳感器、電機轉子轉速測量單元和GPS接收單元。整個控制系統采用飛思卡爾公司(Freescale)生產的32位微控制器MCF51QE128完成對各種傳感器數據的采集、處理運算、飛行姿態穩定控制和任務控制等功能，使機載控制系統根據控制算法處理結果輸出四路PWM信號控制電機轉速，以實現自動調節四旋翼旋轉力矩來穩定無人機的飛行姿態。整個四旋翼無人機導航控制系統結構框圖如圖2所示，其主要分為無人機機載控制部分和無人機地面控制部分。?
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??? 無人機機載控制部分主要由控制系統核心模塊、慣性測量單元模塊IMU(Inertial Measurement Unit)、壓力傳感器模塊、無線部分（無線控制信號接收模塊、無線數據傳輸模塊、全球定位系統模塊、無線視頻傳輸模塊）、電機控制部分（電機驅動控制模塊、電機轉子轉速測量模塊）以及紅外距離傳感器模塊等組成?？刂葡到y核心模塊主要由微控制器最小系統和高精密供電電源部分組成。微控制器最小系統由32位微控制器及其相關附屬電路組成；精密電源為數模轉換器(A/D)、各種測量傳感器等提供高精度的電源，其目的是為了穩定供電電壓、提高電路的抗干擾能力和減小電壓不穩造成的測量誤差。其系統無線部分由低功耗、低成本的Xbee-PRO無線射頻模塊、6通道FLY100C控制信號接收模塊和無線視頻傳輸模塊組成。實時與地面控制系統交換信息，接收地面控制系統傳輸的飛行控制指令信號、向地面控制系統發送當前無人機實時飛行和姿態數據等相應信息、發送機載的實時采集視頻信息，以完成指定的飛行控制任務。?
2.1 慣性測量單元?
??? 采用美國AD公司基于微電子機械系統(iMEMS)技術的結構簡單、體積小、重量輕、成本低的三個絕對值單軸陀螺傳感器ADXRS613和一個兩軸加速度傳感器ADXL203組成了IMU慣性測量單元，用于檢測無人機的角速度變化與角加速度的變化。根據檢測到的角速度傳感器值和加速度傳感器值，利用濾波器進行積分及補償運算估計解算得到姿態角，減小單一利用陀螺測量造成的累積誤差，從而使控制系統實現可靠四旋翼無人機的姿態控制。?
??? 利用陀螺傳感器在測量角速度時具有良好高頻的特性和加速度傳感器在測量角位移時良好低頻的特性，采用濾波器（互補濾波器、卡爾曼濾波器、擴展卡爾曼濾波器）進行積分及補償運算估計的方法解算獲得所需的姿態角。在無人飛行器實際控制中，盡可能降低延時對控制系統的影響。由于互補濾波器容易實現，且不易引入較大的延時誤差，因此適合于該系統的應用。系統所采用的互補濾波器原理結構圖如圖3所示。其中FH(S)代表高通濾波器傳遞函數，FL(S)代表低通濾波器傳遞函數，且滿足FH(S)+FL(S)=1。三個陀螺傳感器中心軸兩兩互相正交安裝，加速度傳感器XY平面與陀螺傳感器Z軸垂直。?
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2.2 電機驅動控制部分?
??? 四旋翼無人機的飛行運動靠機載控制器輸出的PWM脈寬變化完成，不同的信號脈寬對應于不同的轉速。輸入信號脈寬在一定范圍內與無刷直流電機轉速成正比，通用的無刷直流電機驅動器可接受伺服驅動正頻脈寬為1 ms～2 ms，信號脈寬周期T最大為20 ms，即信號頻率最低為50 Hz。通用驅動信號如圖4所示。?
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??? 由圖4可知，若采用PWM信號發生器產生控制信號來控制無刷直流電機驅動器，如采用頻率50 Hz的PWM信號控制電機驅動器，則PWM信號占空比可控調節范圍為5%~10%，占空比利用率僅為5%；如升高PWM信號頻率至100 Hz，則PWM信號占空比可控調節范圍變為10%~20%，占空比利用率升高至10%。由此可知升高PWM信號頻率可以增加信號可控調節變化范圍，提高占空比利用率。但通用無刷直流電機驅動器可接受的PWM信號頻率最高可為500 Hz，PWM信號占空比可控調節范圍為50%~100%，占空比利用率最高僅50 %，很大部分范圍內的信號是無用信號，占空比利用效率較低。?
??? 為提高控制信號占空比的可利用效率，自行研究開發了一款改進型無刷直流電機驅動器，改進驅動信號如圖5所示。改進驅動控制信號頻率為1 000 Hz，信號占空比可控調節范圍為15%~100%，占空比利用率85%，從根本上解決了驅動器信號占空比利用率低的問題，使PWM控制信號范圍擴大，控制步距縮小，并在微型四旋翼無人機項目中得到應用。?
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??? 另外，當四旋翼無人機在執行空中懸停模式時，要求其穩定地懸停在所要求的空間位置上。但是在實際環境中，由于存在著電氣及空氣動力學等多方面干擾因素的影響，即使給四翼電機驅動器施加相同的控制信號，四個電機也不可能以所需求的相應速度運行。為了克服所存在的問題，在UAV控制中還對轉子速度進行測量。?
3 機載系統軟件策略與實現?
??? 該機載嵌入式系統軟件設計主要基于嵌入式實時操作系統μC/OS-II，采用C語言編寫，模塊化的方法進行開發。嵌入式系統任務狀態機流程圖如圖6所示。?
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??? 信號檢測任務是為了安全考慮，只有當有效信號被檢測到時才觸發控制算法事件，否則程序一直維持在等待狀態的安全模式。當微控制器程序退出安全模式后，就執行主程序事件，其包括五個狀態事件。IMU數據更新（第一個狀態事件），每間隔15 ms 獲取角位置與角速度信息以及測量轉速量；當飛行器姿態數據被獲得后，執行控制算法任務（第二個狀態事件），從而獲得穩定飛行器的控制信號量；之后立即執行控制PWM任務（第三個狀態事件），使其按照式(4)計算輸出控制PWM給定量。其中u為油門控制輸入量，τΨ、τθ、τφ分別為偏航、俯仰、滾動的瞬時控制輸入量，veli與
為第i個電機的轉速量與PWM控制信號輸出量。?
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??? 每200 ms進行一次GPS信息更新(第四個狀態事件)，其采用中斷方式進行。每210 ms使用無線數據傳輸模塊與地面站進行一次交換信息（第五個狀態事件），其是服務優先級最低的事件。?
??? 本文對四旋翼無人機導航控制系統進行了概要性闡述，并進一步探討了該系統的關鍵技術及其實現方案，其控制系統已在法國HEUDIASYC實驗室的四旋翼無人機系統中得到成功應用。實驗表明，該導航控制系統抗干擾能力強、數據傳輸可靠、性能穩定、功耗較低，較好地滿足了其設計要求。?
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