全國電賽四旋翼論文匯總共四份

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1、2013年全國大學生電子設計競賽 四旋翼自主飛行器〔B題〕 【本科組】 2013年9月7日 摘要：本系統(tǒng)由數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)信號處理和飛行姿態(tài)和航向控制局部組成。系統(tǒng)選用瑞薩R5F100LEA單片機作為主控芯片，對從MPU-6050芯片讀取到的一系列數(shù)據(jù)進展PID算法處理并給飛行器的電調(diào)給出相應指令從而到達對飛行器的飛行姿態(tài)的控制。采用MPU-6050芯片采集四旋翼飛行器的三軸角速度和三軸角加速度數(shù)據(jù)。用紅外傳感器來檢測出黑色指示線，以保證飛行器不脫離指定飛行區(qū)域及到達指定圓形區(qū)域。利用超聲波傳感器來檢測飛行器與地面的距離，以保證飛行器能越過一米示高線。利用電磁鐵來吸取和投放鐵片。 關鍵

2、詞：瑞薩R5F100LEA單片機 MPU-6050模塊 紅外傳感器循跡 電磁鐵拾取鐵片 超聲波測距 PID算法 1 目錄 1系統(tǒng)方案………………………………………………………………3 1.1 控制系統(tǒng)的選擇………………………………………………………………3 1.2 飛行姿態(tài)控制的論證與選擇……………………………………………… 3 1.3 高度測量模塊的論證與選擇……………………………………………… 3 1.4 電機調(diào)速模塊的選擇…………………………………………………………3 1.5 循跡模塊的方案選擇…………………………………………………………3 1.6 薄鐵片拾取的

3、方案的論證與選擇………………………………………… 3 1.7 角速度與角加速度測量模塊選擇………………………………………… 4 2設計與論證……………………………………………………………4 2.1控制方法設計……………………………………………………………4 2.1.1降落及飛行軌跡控制設計…………………………………………4 2.1.2飛行高度控制設計…………………………………………………4 2.1.3飛行姿態(tài)控制設計…………………………………………………5 2.1.4鐵片拾取與投放控制設計…………………………………………5 2

4、.2參數(shù)計算…………………………………………………………………5 3電路與程序設計……………………………………………………6 3.1系統(tǒng)組成……………………………………………………………………………6 3.2 原理框圖與各局部電路圖………………………………………………………6 3.2.1原理框圖………………………………………………………………………6 3.3系統(tǒng)軟件與流程圖…………………………………………………………………6 4測試方案與測試結果…………………………………………………7 4.1測試方案……………………………………………………………………

5、………7 4.2測試條件與儀器……………………………………………………………………7 4.3測試結果分析………………………………………………………………………7 5結論…………………………………………………………………8 附錄…………………………………………………………………8 附一：元器件明細表…………………………………………………………………8 附二：儀器設備清單…………………………………………………………………8 附三：源程序……………………………………………………………………………8 2 一 系統(tǒng)方案 本系統(tǒng)主要由控制模塊、薄鐵片拾取、高度測量模塊、電機調(diào)速模塊、循

6、跡模塊、角速度和角加速度模塊組成，下面分別論證這幾個模塊的選擇。 1控制系統(tǒng)的選擇 依據(jù)此題目的要求，本系統(tǒng)選用組委會提供的瑞薩的R5F100LEA單片機作為主控芯片來控制飛行器的飛行姿態(tài)與方向。 2 飛行姿態(tài)控制的論證與選擇 方案一：單片機將從MPU-6050中讀取出來的飛行原始數(shù)據(jù)進展PID算法運算，得到當前的飛行器歐拉角，單片機得到這個歐拉角后根據(jù)歐拉角的角度及方向輸出相應的指令給電調(diào)，從而到達控制飛行器平穩(wěn)飛行的目的 方案二：單片機將從MPU-6050中讀取出來的飛行原始數(shù)據(jù)進展PID算法運算，得到當前飛行器的四元數(shù)，單片機再將數(shù)據(jù)融合，并對電調(diào)發(fā)出相應指令，從而到

7、達控制飛行器的飛行姿態(tài)的目的。但四元數(shù)法需要進展大量的運算，且運算復雜。 從算法的復雜程度及我們對算法的熟悉程度，我們選擇方案一。 3高度測量模塊的論證與選擇 方案一：采用bmp085氣壓傳感器測量大氣壓并轉(zhuǎn)換為海拔高度，把當前的海拔測量值減去起飛時的海拔值即得飛機的離地高度。但芯片價格較貴，誤差較大，而且以前也沒用過這個芯片。 方案二：采用HC-SR04超聲波傳感器測量飛行器當前的飛行高度。 考慮到對元件的熟悉程度、元件的價格和程序的編寫，選擇方案二。 4電機調(diào)速模塊的選擇 由于本四旋翼飛行器選用的是無刷電機，所以電調(diào)只能選用無刷電機的電調(diào)，自己做電調(diào)需

8、要的時間長，而且可能不穩(wěn)定，所以直接用的是成品電調(diào)。 5循跡模塊的選擇 普通的紅外傳感器檢測的距離很近，無法在離地面一米以上的距離檢測出地面的黑線，所以我們選擇了漫反射遠距離光電開關來檢測指示線。 6薄鐵片拾取的選擇 方案一：在飛行器起飛時由系統(tǒng)控制機械臂拾取起鐵片，到達B區(qū)放松機械臂，投下薄鐵片。缺點：機械臂重量大，對飛行器的飛行姿態(tài)影響較大，薄鐵片厚度非常小，不易拾取。 方案二：采用電磁鐵拾取，用瑞薩MCU控制電磁鐵，在飛行器起飛時吸取鐵片，到B區(qū)后投下鐵片。優(yōu)點：電磁鐵體積小而且有較強的拾取能力而且好操作方便。 3 綜上所述，我們選擇用經(jīng)濟又靈活的電磁鐵作為薄鐵

9、片的拾取工具，采用方案二 7角速度與加速度測量模塊選擇 方案一：選用MMA7361 角度傳感器測量飛行器的的與地面的角度，返回信號給單片機處理，從而保持飛行器的平衡。 方案二：用MPU-6050芯片采集飛行器的飛行數(shù)據(jù)，免除了組合陀螺儀與加速器時之軸間差的問題，減少了大量的包裝空間。 綜上，選擇方案二。 二 設計與論證 1控制方法設計 1.1降落及飛行軌跡控制 由于題中有指示線，所我們采用漫反射紅外開關來識別地面的指示線，紅外模塊將識別指示線后的信號以上下電平的方式傳給單片機，單片機對信號做出反響，控制電調(diào)，從而控制飛行器飛行軌跡。程序流程圖

10、如圖一 圖一 圖二 1.2飛行高度控制 飛行高度的采集采用超聲波模塊來實現(xiàn)，通過超聲波發(fā)出時開場計時，收 4 到返回信號時停頓計時，單片機利用聲音在空氣中的傳播速度與時間的數(shù)學關系來計算出飛行器距離地面的時間，從而控制飛行器的飛行高度到達我們所需的高度。程序流程圖如圖二。 1.3飛行姿態(tài)控制 通過MPU6050模塊來測量當前飛行器的三軸加速度和三軸角加速度，利用瑞薩單片機的IIC協(xié)議從MPU6050中讀取出數(shù)據(jù)，解讀飛行器的飛行姿態(tài)，并經(jīng)過PID算法程序來對

11、數(shù)據(jù)進展處理，得到當前歐拉角的值，并將處理后的信號傳給電調(diào)，控制電機的轉(zhuǎn)速，從而到達控制飛行器的飛行姿態(tài)的目的。程序流程圖如圖三。 1.4薄鐵片拾取與投放控制 根據(jù)電磁鐵的通電具有磁性，斷電磁性消失的原理，從A起飛時我們讓單片機控制電磁鐵通電，讓飛行器吸取薄鐵片飛向B區(qū)，到達B區(qū)后讓電磁鐵斷電，從而投下薄鐵片，讓其落到B區(qū)。程序流程圖如圖四。 圖三 圖四 2參數(shù)計算 本系統(tǒng)最主要的參數(shù)計算是對MPU-6050等傳感器采集的原始飛行數(shù)據(jù)進展處理。 單片機從MPU-6050芯片獲取

12、的數(shù)據(jù)是飛行器的三軸角速度和三軸角加速度，MCU對數(shù)據(jù)進展PID算法處理可以得到飛行器當前的飛行姿態(tài)，PID是比例,積分,微分的縮寫。比例調(diào)節(jié)作用：是按比例反響系統(tǒng)的偏差,系統(tǒng)一旦出現(xiàn)了偏差,比例調(diào)節(jié)立即產(chǎn)生調(diào)節(jié)作用用以減少偏差。比例作用大,可以加快調(diào)節(jié),減少誤差,但是過大的比例,使系統(tǒng)的穩(wěn)定性下降,甚至造成系統(tǒng)的不穩(wěn)定。積分調(diào)節(jié)作用： 5 是使系統(tǒng)消除穩(wěn)態(tài)誤差,提高無差度。因為有誤差,積分調(diào)節(jié)就進展,直至無差,積分調(diào)節(jié)停頓,積分調(diào)節(jié)輸出一常值。積分作用的強弱取決與積分時間常數(shù)Ti,Ti越小,積分作用就越強。反之Ti大則積分作用弱,參加積分調(diào)節(jié)可使系統(tǒng)穩(wěn)定性下降,動態(tài)響應變慢。積分作用常與

13、另兩種調(diào)節(jié)規(guī)律結合,組成PI調(diào)節(jié)器或PID調(diào)節(jié)器。 三 電路與程序設計 1系統(tǒng)組成 本四旋翼飛行系統(tǒng)由瑞薩最小系統(tǒng)板、MPU-6050芯片模塊、紅外循跡、超聲波模塊和電磁鐵構成,由瑞薩單片機用PID算法處理外圍傳感器傳回來的數(shù)據(jù)，用處理后的數(shù)據(jù)來控制飛行器的外圍器件從而試飛行器能沿著指示線飛行。 2原理框圖 3系統(tǒng)軟件與程序流程圖 本系統(tǒng)程序的編寫采用CubeSuite+軟件進展程序的編寫，用Renesas Flash Programmer V2.01軟件將編寫好的程序燒寫入瑞薩單片機，軟件界面如以下圖 6 Renesa Flash Programmer V2.01

14、 CubeSuite+ 程序流程圖 四 測試方案與測試分析 1測試方案 將飛行器放在圓形區(qū)域A或B，讓單片機自主控制飛行器飛行，觀察飛行器的飛行高度與飛行方向和時間，假設飛行器不能按預定的方案飛行就調(diào)整程序的PID參數(shù)再進展測試。 2測試條件 飛行器應該在水平的地面上起飛，0605芯片不能傾斜。場地應有黑線作為指示線引導飛行器前進 3測試分析 1 剛開場我們?yōu)榱颂岣唢w行器的續(xù)航時間在飛行器上裝載了兩節(jié)電池，但發(fā)現(xiàn)兩節(jié)電池太重，飛行器慣性太大，從而導致飛行器無法及時靈活地調(diào)整飛行姿 7 態(tài)，后來我們卸載了一節(jié)電池，情況好了很多 2飛行器屢

15、次飛行后電池電量會降低，電機轉(zhuǎn)速會下降，從而會影響系統(tǒng)的正常飛行嚴重時飛行器的飛行高度會缺乏十厘米，達不到起飛的要求，因此，我們設置參數(shù)時盡量讓飛行器縮短飛行時間 五 結論 附錄一：元器件明細表 1 瑞薩 R5F100LEA單片機 2 直流吸盤式電磁鐵 3 紅外傳感器 4 超聲波傳感器 5 帶防撞圈的四旋翼飛行器〔外形尺寸：長度≤50cm，寬度50cm；續(xù)航時間大于10分鐘〕 附錄二：儀器設備清單 1 線性穩(wěn)壓電源 2 數(shù)字示波器 附錄三：源程序 8 -----------------------------------------------------

16、------ 學校統(tǒng)一編號 JMSU-B-001 學校名稱 大學 隊長 夏玉峰 隊員 振林 武 指導教師 野 2013年9月7日 四旋翼自主飛行器 目錄 摘要：3 一、系統(tǒng)方案論證4 1.1 姿態(tài)模塊的論證與選擇 4 1.2 電源模塊的論證與選擇4 1.3飛行方式的論證與選擇5 1.4 電機驅(qū)動模塊的論證與選擇5 二、系統(tǒng)理論分析與計算6 2.1 模糊控制算法的分析6 2.2 系統(tǒng)電流估算8 三、電路與程序設計8 3.1電路的設計 8 3.1

17、.1系統(tǒng)總體框圖 8 3.1.2電機驅(qū)動子系統(tǒng)框圖與電路原理圖 9 3.1.3電源 9 3.2程序的設計 10 3.2.1程序功能描述與設計思路 10 3.2.2程序流程圖 11 四、測試方案與測試結果12 4.1測試方案12 4.2 測試條件與儀器12 4.3 測試結果及分析 12 4.3.1測試結果(數(shù)據(jù)) 12 4.3.2測試分析與結論 13 摘要： 四旋翼飛行器由主控制器、姿態(tài)采集器、電機驅(qū)動、執(zhí)行機構、電源、防撞圈等六局部組成。其中，控制核心采用瑞薩單片機〔R5F100LEA〕負責飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)接收和飛行姿態(tài)控制；采用AHRS 模塊〔9軸姿態(tài)儀〕的姿態(tài)采

18、集器做飛行姿態(tài)反響機構；用四塊MOS管搭建大功率驅(qū)動器來驅(qū)動電機；執(zhí)行機構采用四路空心杯電機實現(xiàn)。該飛行器還采用了模糊控制算法對當前姿態(tài)數(shù)據(jù)進展處理，同時，解算出相應電機的PWM增減量，及時調(diào)整飛行姿態(tài)，使飛行器的飛行的更加穩(wěn)定。電源采用集成開關穩(wěn)壓塊給單片機供電，使得單片機電源穩(wěn)定高效。 關鍵詞：四旋翼飛行器；模糊控制算法；陀螺儀 Abstract： The four rotor aircraft by the power supply, main controller, attitude collector, motor driver, actuators, anticollisi

19、on ring and so on si* parts. Integrated a switching power supply adopts LM2596S on to the system power supply; Main controller for renesas MCU (R5F100LEA), is mainly responsible for to calculating the spacecraft attitude and offer four road PWM motor respectively; Gestures collector the AHRS - DEMO

20、si* a*is gyroscope as the spacecraft attitude feedback mechanism; With four pieces of MOS tube structures, high-power power drive to drive motor; The hollow cup motor actuators for four road. This aircraft USES the fuzzy control algorithm to deal with the attitude data transformation, makes the airc

21、raft flight attitude more stable. The aircraft has pleted the basic requirement of the topic. Keywords: four rotor aircraft；gyroscope fuzzy control；algorithm 一、系統(tǒng)方案論證 系統(tǒng)主要由單片機控制模塊、姿態(tài)采集模塊、電源模塊、電機驅(qū)動模塊、空心杯電機和防撞圈等六局部組成，采用*型飛行模式，下面分別論證這幾個模塊的選擇。 1.1 姿態(tài)模塊的論證與選擇 方案一： MPU6050三軸陀螺儀。MPU6050三軸陀螺儀就是可以在同一時間

22、測量六個不同方向的加速、移動軌跡以及位置的測量裝置。單軸的話，就只可以測定一個方向的量，則一個三軸陀螺就可以代替三個單軸陀螺。它現(xiàn)在已經(jīng)成為激光陀螺的開展趨向，具有可靠性很好、構造簡單不復雜、重量很輕和體積很小等等特點，但是其輸出數(shù)據(jù)需要大量的浮點預算才能保證較高的精度，這樣會影響單片機對最終的姿態(tài)控制的響應速率。 方案二： 光纖陀螺儀。光纖陀螺儀是以光導纖維線圈為根底的敏感元件， 由激光二極管發(fā)射出的光線朝兩個方向沿光導纖維傳播。光傳播路徑的變化，決定了敏感元件的角位移。光纖陀螺儀壽命長，動態(tài)圍大，瞬時啟動，構造簡單，尺寸小，重量輕，但是本錢較高。 方案三： AHRS模塊。AHRS模

23、塊包含了MPU6050(集成3軸陀螺儀和3軸加速度計)、HMC5883L〔3軸地磁傳感器〕，BPM180氣壓高度計等模塊。且AHRS模塊部已經(jīng)進展一些數(shù)據(jù)處理，通過串口直接輸出飛行器的當前姿態(tài)狀態(tài)，減少了單片機進展姿態(tài)解算的運行時間消耗，進一步提高了單片機對飛行器的姿態(tài)控制。 綜合以上三種方案，我們選擇了方案三。 1.2 電源模塊的論證與選擇 飛行器的電機電源由7.4伏的航模專用鋰電池直接提供，而瑞薩單片機的工作電壓在3.3~5.5伏之間，所以系統(tǒng)需要進展一次電壓轉(zhuǎn)換，為控制核心供電，其質(zhì)量直接決定了系統(tǒng)的穩(wěn)定性。 方案一： LM7805模擬電源模塊。用LM78/LM79系列三端穩(wěn)壓

24、IC來組成穩(wěn)壓電源所需的外圍元件極少，電路部還有過流、過熱及調(diào)整管的保護電路，使用起來可靠、方便，而且價格廉價。然而在實際應用中，應在三端集成穩(wěn)壓電路上安裝足夠大的散熱器〔當然小功率的條件下不用〕。當穩(wěn)壓管溫度過高時，穩(wěn)壓性能將變差，甚至損壞。 方案二： LM2596開關電源模塊。LM2596系列是美國國家半導體公司生產(chǎn)的3A電流輸出降壓開關型集成穩(wěn)壓芯片，它含固定頻率振蕩器〔150KHZ〕和基準穩(wěn)壓器〔1.23v〕，并具有完善的保護電路、電流限制、熱關斷電路等。利用該器件只需極少的外圍器件便可構成高效穩(wěn)壓電路。提供有：3.3V、5V、12V及可調(diào)〔-ADJ〕等多個電壓檔次產(chǎn)品。而且259

25、6的功耗較小，效率較高，適合在航模中使用以提高續(xù)航時間，能滿足該系統(tǒng)中電路要求。 方案三： AMS1117。AMS1117系列穩(wěn)壓器有可調(diào)版與多種固定電壓版，設計用于提供1A輸出電流且工作壓差可低至1V。在最大輸出電流時，AMS1117器件的壓差保證最大不超過1.3V，并隨負載電流的減小而逐漸降低。AMS1117的片上微調(diào)把基準電壓調(diào)整到1.5%的誤差以，而且電流限制也得到了調(diào)整，以盡量減少因穩(wěn)壓器和電源電路超載而造成的壓力。但是能提供的電流較小，且在大電流工作狀態(tài)下易發(fā)熱。而 綜合以上三種方案，選擇方案二。 1.3飛行方式的論證與選擇 方案一： 十字飛行方式。四軸的四個電機以十字

26、的方式排列，調(diào)整的時候應該對角調(diào)整，但是它靈活性和可調(diào)性有限。 方案二： *行飛行方式。四軸的四個電機以*字的方式排列，調(diào)整的時候應該相鄰兩個調(diào)節(jié)，靈活性和可調(diào)性較高。*型飛行方式非常自由靈活，旋轉(zhuǎn)方式多樣，可以把戲飛行，也可以做出很多高難度動作。 綜合以上兩種方案，選擇了方案二。 1.4 電機驅(qū)動模塊的論證與選擇 方案一： L298N驅(qū)動模塊。采用L298N控制芯片，通過單片機I/O口輸入改變控制端的電平， 即可實現(xiàn)5V直流電機正反轉(zhuǎn)、停頓的操作。運用此方案可以很好的利用單片機程序控制到達控制電機的目的。但是經(jīng)過測試發(fā)現(xiàn)飛行器的四路空心杯電機同時運作時電流到達5~6安培，然而L

27、298N承受不了如此大的電流。 方案二： 4路MOS電流放大電路。通過MCU輸出的信號控制MOS管的通斷，到達放大驅(qū)動電流控制電機正轉(zhuǎn)和反轉(zhuǎn)。該電路簡單，驅(qū)動能力強，體積小，非常適合作為小型空心杯電機的驅(qū)動。與L298N驅(qū)動相比擬，具有驅(qū)動簡單，控制方便，而且面積小，質(zhì)量輕等優(yōu)點。 綜合以上兩種方案，選擇了方案二。 二、系統(tǒng)理論分析與計算 2.1 模糊控制算法的分析 由于四旋翼飛行器由四路電機帶動兩對反向螺旋槳來產(chǎn)生推理，所以如何保證電機在平穩(wěn)懸浮或上升狀態(tài)時轉(zhuǎn)速的一致性及不同動作時各個電機轉(zhuǎn)速的比例關系是飛行器按照期望姿態(tài)飛行的關鍵。經(jīng)過反復測試發(fā)現(xiàn)用模糊控制算法處理姿態(tài)數(shù)據(jù)的效

28、果比采用單純的PID算法實現(xiàn)更加穩(wěn)定可靠，但是需要處理的運算增多，使得單片機單位時間進展姿態(tài)矯正的次數(shù)減少，從而一定程度上影響了系統(tǒng)的響應速度。 模糊控制算法是對手動操作者的手動控制策略、經(jīng)歷的總結。模糊控制算法有多種實現(xiàn)形式。采用應用最早、最廣泛的查表法可大大提高模糊控制的時效性，節(jié)省存空間，本自主飛行器的設計就采用了查表法?？刂茣r針對于不同的飛行姿態(tài)將每個電機對應的運行狀態(tài)分別存放在四個五行五列的數(shù)組中，系統(tǒng)運行時將從陀螺儀處解算出的姿態(tài)數(shù)據(jù)與數(shù)組中的數(shù)據(jù)比照，查找并映射到相應的隸屬區(qū)間，然后在隸屬的區(qū)間處取得最優(yōu)解進展姿態(tài)矯正。 算法分析如下： 如圖1為算法轉(zhuǎn)化分析圖。 90度

29、 80 %% 0%% 飛行器油門*圍，也即占空比 -3 3 Fuzzy處理 -90度 量化 0度 0 比例轉(zhuǎn)化 3 -3 圖1 算法轉(zhuǎn)化過程 如圖2 為隸屬區(qū)間劃分圖。 Y NB NS Z P PB -3 -2 -1 0 1 2 3 * 圖2 隸屬區(qū)間劃分圖 針對不同狀態(tài)設置的控制規(guī)則表格如下： 1) 、第一路電機的控制規(guī)則如下 Roll軸 Pitch軸 NB NS Z PS PB NB PwmPS PwmPS

30、 PwmPB PwmPB PwmPB NS PwmZ PwmZ PwmPS PwmPS PwmPB Z PwmNS PwmZ PwmZ PwmPS PwmPB PS PwmNS PwmZ PwmZ PwmZ PwmPS PB PwmNS PwmNS PwmNS PwmZ PwmPS 2) 、第二路電機的控制規(guī)則如下 Roll軸 Pitch軸 NB NS Z PS PB NB PwmPB PwmPB PwmPB PwmPS PwmZ NS PwmPB PwmPS PwmZ PwmZ PwmNS Z

31、PwmPB PwmPS PwmZ PwmZ PwmNS PS PwmZ PwmZ PwmZ PwmZ PwmNS PB PwmNS PwmZ PwmNS PwmNS PwmNS 3) 、第三路電機的控制規(guī)則如下 Roll軸 Pitch軸 NB NS Z PS PB NB PwmPB PwmZ PwmNS PwmNS PwmNS NS PwmPS PwmZ PwmZ PwmZ PwmNS Z PwmPB PwmPS PwmZ PwmZ PwmNS PS PwmPB PwmPS PwmPS PwmZ P

32、wmZ PB PwmPB PwmPB PwmPB PwmPS PwmPS 4)、第四路電機的控制規(guī)則如下 Roll軸 Pitch軸 NB NS Z PS PB NB PwmNS PwmNS PwmNS PwmZ PwmZ NS PwmNS PwmZ PwmZ PwmZ PwmPS Z PwmNS PwmZ PwmZ PwmPS PwmPB PS PwmPS PwmZ PwmPS PwmPS PwmPB PB PwmPS PwmPS PwmPB PwmPB PwmPB 2.2 系統(tǒng)電流估算 經(jīng)測得每個電機

33、阻約為6Ω左右，電機兩端電壓為7.4伏，則可得系統(tǒng)總電流約為：安培。普通的電機驅(qū)動在此情況下發(fā)熱快很容易燒壞，所以選用額定電流大的MOS管驅(qū)動電機。 三、電路與程序設計 3.1電路的設計 3.1.1系統(tǒng)總體框圖 系統(tǒng)總體框圖如圖3所示。 MCU主控制器 電源 AHRS模塊 電機驅(qū)動 電機1 電機2 電機3 電機4 圖3系統(tǒng)總體框圖 3.1.2電機驅(qū)動子系統(tǒng)框圖與電路原理圖 圖4MPU6050子系統(tǒng)電路 1、 電機驅(qū)動子系統(tǒng)框圖 PWM MOS管 電源 電機 圖5電機驅(qū)動子系統(tǒng)框圖 2、電機驅(qū)動子系統(tǒng)電路 圖6電機驅(qū)動子系統(tǒng)電路

34、 3.1.3電源 電源由濾波局部、穩(wěn)壓局部組成。為整個系統(tǒng)提供5V或者7.5V電壓，確保電路的正常穩(wěn)定工作。這局部電路比擬簡單，都采用三端穩(wěn)壓管實現(xiàn)，故不作詳述。 圖7 電源子系統(tǒng)電路 3.2程序的設計 3.2.1程序功能描述與設計思路 1、程序功能描述 根據(jù)題目要求軟件局部主要分為三局部，第一局部為無刷電機驅(qū)動局部，利用瑞薩單片機部定時器的多路PWM輸出功能，實現(xiàn)無刷電機驅(qū)動；第二局部為AHRS模塊數(shù)據(jù)接收局部，利用瑞薩單片機部串口USART0的接收中斷，接收當前歐拉角輸出；第三局部是姿態(tài)控制局部，根據(jù)接收到的歐拉角與目標歐拉角之間的差值，運用模糊控制算法，解算出相應電機的PWM

35、調(diào)整量，設定定時的PWM輸出，使飛行器姿態(tài)平衡。 2、程序設計思路 本設計的程序結合瑞薩單片機的特點，主要實現(xiàn)思路為：單片機上電、延時等待電源穩(wěn)定、減少電源波動對系統(tǒng)的干擾，之后利用定時器設定電機PWM周期、串口初始化，在串口中斷效勞函數(shù)中不斷接收AHRS模塊發(fā)送的數(shù)據(jù)，且為了數(shù)據(jù)的有效性設定特定幀頭、狀態(tài)位、完畢位和校驗位。在初始化完畢后，設定目標姿態(tài)、進入循環(huán)函數(shù)，不斷檢測AHRS數(shù)據(jù)是否承受完成，一旦接收到有效的姿態(tài)數(shù)據(jù)，就進入姿態(tài)控制函數(shù)。在姿態(tài)控制函數(shù)部，利用當前四軸飛行器的Roll〔翻滾〕 和 pitch 〔俯仰〕數(shù)據(jù)，結合模糊控制算法，解算出不同姿態(tài)時，每個空心杯電機需要的調(diào)

36、整量控制電機，這樣不斷的承受姿態(tài)數(shù)據(jù)，解算數(shù)據(jù)，調(diào)整量輸出，使四軸飛行器穩(wěn)定的飛行。 3.2.2程序流程圖 圖8 程序流程圖 四、測試方案與測試結果 4.1測試方案 1、硬件測試 首先，先把四軸飛行器分塊拆解，用最小的最輕的元件和電路板按照配重的需要安裝在四軸飛行器上，并安裝上保護圈。再用物理方法測量重心，使其重心維持在四軸飛行器的中心。 通過電源對做好的電壓轉(zhuǎn)換器進展測試，使其穩(wěn)定在單片機的工作圍，盡量使其保持穩(wěn)定。， 2、軟件仿真測試 在調(diào)試程序之前，先用示波器觀察瑞薩單片機PWM輸出，并用程序模仿飛行器的飛行方法，通過對其仿真來測試PWM的穩(wěn)定度。 AHRS 模塊〔

37、9軸姿態(tài)儀〕配合電腦串口調(diào)試助手進展數(shù)據(jù)的查看，方便調(diào)試。 3、 硬件軟件聯(lián)調(diào) 通過單片機編程，模仿出PWM，并測量是否能通過電機驅(qū)動來是飛行器起飛，通過屢次測試，找出飛行器起飛時的PWM值。 AHRS 模塊〔9軸姿態(tài)儀〕通過串口向單片機發(fā)送數(shù)據(jù)，并在電腦上利用串口接收，檢測數(shù)據(jù)是否正確，通過軟件編程針對顯示的數(shù)據(jù)進展修改。 同過AHRS 模塊〔9軸姿態(tài)儀〕使四軸飛行器穩(wěn)定的起飛，并懸停在空中；再進展測試，使四軸飛行器前進和后退；最后進展降落的測試。 通過超聲波的測量使其懸停在20cm的空中，在進展前進后退的校準，使其飛行足夠準確，之后進展對引導線的識別，使飛機平穩(wěn)前進。 最后通過

38、通過對直徑為20cm的黑圓圈進展測試，使其測量到，并使四軸飛行器降落在黑色圓圈。 4.2 測試條件與儀器 測試條件：在飛行場地進展屢次飛行測試到達目的地的時間和偏離目的地的情況。 測試儀器：米尺，秒表。 4.3 測試結果及分析 4.3.1測試結果(數(shù)據(jù)) 測試結果好下表所示： 〔單位/s〕 時間 0.9 1.1 1.4 1.8 偏離距離 50 42 32 20 〔單位/cm〕 4

39、.3.2測試分析與結論 根據(jù)上述測試數(shù)據(jù)，可以得出以下結論： 1、測量的最大時間符合設計所規(guī)定的時間。 2、飛行器在空中飛行時間越長，控制性能越好，飛行越穩(wěn)定，飛行器降落時偏離目標距離越短。 四旋翼自主飛行器 摘要：四旋翼飛行器是一種構造新穎、性能優(yōu)越的垂直起降飛行器，具有操作靈活、帶負載能力強等特點，具有重要的軍事和民用價值，以及研究價值。在深入了解四旋翼飛行器的研究現(xiàn)狀、關鍵技術與應用前景的根底之上，根據(jù)四旋翼飛行器飛行原理，建立系統(tǒng)動力學模型，確定了系統(tǒng)組成和總體設計方案。首先根據(jù)設計方案采購了簡單飛行器機體模型，選擇適宜的直流無刷電機作為系統(tǒng)動

40、力裝置，設計線性度良好、功率滿足一定要求的無刷電機驅(qū)動器，以滿足四旋翼飛行器帶載飛行需要。選取了功能強大且容易開發(fā)的微處理器、傳感器和相關電子元器件滿足系統(tǒng)需要，并做了大量的系統(tǒng)軟硬件調(diào)試工作，最終完成了整體設計。飛行器運動姿態(tài)測量單元主要由慣性測量單元(IMU)和三軸磁傳感器組成，根據(jù)其傳感器的性能指標，構建數(shù)學模型，從而得到載體準確的航向信息和相應姿勢，為飛行器系統(tǒng)穩(wěn)定飛行提供重要的保障。 四旋翼無人飛行器要實現(xiàn)穩(wěn)定飛行是以平衡控制為前提的，由于該飛行器具有六自由度而只有四個控制量的欠驅(qū)動的控制系統(tǒng)，通過調(diào)節(jié)四個電機轉(zhuǎn)速實現(xiàn)飛行器平衡穩(wěn)定飛行，因此平衡控制是四旋翼飛行器運動中的關鍵。根據(jù)系

41、統(tǒng)動力學模型設計控制算法，設計四旋翼飛行器控制系統(tǒng)控制規(guī)律，主要包括兩個控制回路：姿態(tài)控制回路、位置控制回路。在仿真軟件平臺上，通過仿真驗證后將算法移植到處理器中，進展控制算法驗證及實驗研究，優(yōu)化飛行控制算法參數(shù)。最后，為了滿足四旋翼無人飛行器的穩(wěn)定飛行控制的要求，設計實時性高的控制系統(tǒng)軟件程序，進展相關實驗調(diào)試工作。最終設計出能夠?qū)崿F(xiàn)一鍵飛行、高效的四旋翼自主飛行器。 關鍵詞：四旋翼飛行器 瑞薩R5F100LEA PWM 陀螺儀 超聲傳感器 Abstract: Four rotor aircraft is a kind of novel structure, superior pe

42、rformance of vertical take-off and landing aircraft, has many characteristics, such as fle*ible operation and load ability, has the important value of military and civilian, and research value. In understanding the research status of four rotor aircraft, the key technology and the application prospe

43、ct, according to the principle of four rotor aircraft flight, establish a system dynamics model, the system position and the overall design scheme is determined. First according to the design plan to purchase the simple vehicle body model, select the appropriate brushless dc motor as the power unit

44、system, design good linearity and power meet certain requirements of brushless motor drive, to meet the needs of the four rotor aircraft flying on load. Selected the powerful and easy development of microprocessors, sensors and related electronic ponents meet the needs of the system, and made a lot

45、of system hardware and software debugging, finally pleted the overall design. Aircraft motion measurement unit is mainly posed of inertial measurement unit (IMU) and a three-a*is magnetic sensor, according to the sensor performance inde*, build the mathematical model of the carrier to get the e*act

46、course information and the corresponding position, provide important guarantee for aircraft flying system stable. Four rotor unmanned aerial vehicles to achieve stable flight is the premise of the balance control, due to the aircraft has si* degrees of freedom only four control of underactuated cont

47、rol system, by adjusting the motor speed to achieve four aircraft flying balanced and stable, so the balance control is key in the four rotor aircraft movement. On the simulation software platform, through the simulation verify the algorithm after transplantation into the processor, verifies the co

48、ntrol algorithm and e*perimental research, optimization of flight control algorithm parameters. Finally, in order to meet the requirements of the stability of the four rotor unmanned spacecraft flight control, high real-time performance of control system software design, carries on the related e*per

49、imental debugging. A key to achieve ultimately designed to fly, high efficient and automatic four rotor aircraft. Keywords: four rotor aircraft renesas R5F100LEA PWM gyroscope ultrasonic sensors 目錄 一、系統(tǒng)方案比擬與設計6 二、單元電路設計與計算7 1. 四旋翼飛行器飛行模式7 2. 系統(tǒng)硬件芯片的選擇13 3、飛行姿

50、態(tài)的測量15 4、超聲波傳感器高度控制15 5、電源模塊16 6、硬件電路圖16 三、程序設計17 四、系統(tǒng)測試18 1、根本局部測試18 2、測試方法18 3、測試結果18 五、結論 19 六、參考文獻19 七、附錄20 1、儀器設備清單20 2、程序清單20 1主函數(shù)20 3、子函數(shù)21 一、系統(tǒng)方案比擬與設計 1.方案一：以瑞薩R5F100LEA為核心控制超聲波測距系統(tǒng)，通過主控芯片記錄超聲波發(fā)射的時間和收到反射波的時間，當

51、收到超聲波的反射波時，承受電路利用PWM調(diào)制法，使飛行器根據(jù)不同高度，控制脈沖占空比，從而控制速度。該方法較易實現(xiàn)，僅由電機直接驅(qū)動，電路簡單，利于一鍵起飛。 2.方案二：考慮以上方案，受外力影響大，稍有傾斜，飛行器將失去平衡。為了到達控制飛行器平衡穩(wěn)定飛行，外加 MPU6050模塊，MPU-6050中陀螺儀和加速度計分別用了三個16位的ADC，將其測量的模擬量轉(zhuǎn)化為數(shù)字量，這些數(shù)字量輸入到主控芯片，結合精細算法，調(diào)節(jié)脈沖占空比，調(diào)節(jié)四個電機轉(zhuǎn)速來改變旋翼轉(zhuǎn)速，實現(xiàn)升力的變化，從而控制飛行器的姿態(tài)和位置。 通過比擬兩種方案，確定了使用方案二，雖然算法復雜，但困難是可能被克制的，能夠

52、完成根本任務；而方案一，算法粗糙，一旦采用，面臨的各種問題是難以想象的，所以確立為方案二。 二、單元電路設計與計算 1、帶防撞的四旋翼飛行器 1.1 四旋翼飛行器飛行模式 四旋翼飛行器是一種由固連在剛性十字穿插構造上的4個電機驅(qū)動的一種飛行器。飛行器動作依靠4個電機的轉(zhuǎn)速差進展控制，其機械構造相對簡單，可由電機直接驅(qū)動，無需復雜的傳動裝置，便于微型化。相較于典型的傳統(tǒng)直升機，僅僅裝配有一個主轉(zhuǎn)子和一個尾槳，通過控制舵機來改變螺旋槳的槳距角，從而控制直升機的姿態(tài)和位置的飛行模式，四旋翼飛行器是通過調(diào)節(jié)四個電機轉(zhuǎn)速來改變旋翼轉(zhuǎn)速，實現(xiàn)升力的變化，從而控制飛行器的姿態(tài)和位置。由于飛行器是通

53、過改變旋翼轉(zhuǎn)速實現(xiàn)升力變化，按照旋翼布置方式可分為十字模式和*模式，如圖l所示，四旋翼飛行器只有四個輸入力，同時卻有六個狀態(tài)輸出，是一種六自由度的垂直升降機，因此這種欠驅(qū)動系統(tǒng)非常適合靜態(tài)和準靜態(tài)條件下飛行。 對于姿態(tài)測量和控制的編程算法來說，十字模式較*模式簡單，前者的飛行模式是通過只改變單個機翼轉(zhuǎn)速的方法而完成前后左右四個方向的飛行；而后者的飛行模式是通過同時控制兩個機翼轉(zhuǎn)速的方法而完成前后左右四個方向的飛行。十字模式算法簡單，容易操作，飛行平穩(wěn)。*模式算法復雜，可操作性不強。綜上所述，采用了十字模式算法。 前 圖1 十字模式算法 1.2四旋翼飛行器產(chǎn)生根本動作的原理

54、 四旋翼飛行器構造形式如圖2所示，電機1 和電機3 逆時針旋轉(zhuǎn)的同時，電機2 和電機4 順時針旋轉(zhuǎn)，因此當飛行器平衡飛行時，陀螺效應和空氣動力扭矩效應均被抵消。與傳統(tǒng)的直升機相比，四旋翼飛行器有以下優(yōu)勢：各個旋翼對機身所施加的反扭矩與旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相反，因此當電機1 和電機3逆時針旋轉(zhuǎn)的同時，電機2和電機4順時針旋轉(zhuǎn)，可以平衡旋翼對機身的反扭矩。 四旋翼飛行器在空間共有6個自由度〔分別沿3個坐標軸作平移和旋轉(zhuǎn)動作〕，這6個自由度的控制都可以通過調(diào)節(jié)不同電機的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)。 圖2 四旋翼飛行器的構造形式 根本運動狀態(tài)分別是：<1>垂直運動；<2>俯仰運動；<3>滾轉(zhuǎn)運動；<4>偏航運動；<

55、5>前后運動；<6>側(cè)向運動。在圖3中，電機1和電機3作逆時針旋轉(zhuǎn)，電機2和電機4作順時針旋轉(zhuǎn)，規(guī)定沿*軸正方向運動稱為向前運動，箭頭在旋翼的運動平面上方表示此電機轉(zhuǎn)速提高，在下方表示此電機轉(zhuǎn)速下降。圖3〔a〕垂直運動：垂直運動相對來說比擬容易。在圖中，因有兩對電機轉(zhuǎn)向相反，可以平衡其對機身的反扭矩，當同時增加四個電機的輸出功率，旋翼轉(zhuǎn)速增加使得總的拉力增大，當總拉力足以克制整機的重量時，四旋翼飛行器便離地垂直上升；反之，同時減小四個電機的輸出功率，四旋翼飛行器則垂直下降，直至平衡落地，實現(xiàn)了沿z軸的垂直運動。當外界擾動量為零時，在旋翼產(chǎn)生的升力等于飛行器的自重時，飛行器便保持懸停狀態(tài)。保證四

56、個旋翼轉(zhuǎn)速同步增加或減小是垂直運動的關鍵。 圖3〔b〕俯仰運動：電機1的轉(zhuǎn)速上升，電機3的轉(zhuǎn)速下降，電機2、電機4的轉(zhuǎn)速保持不變。為了不因為旋翼轉(zhuǎn)速的改變引起四旋翼飛行器整體扭矩及總拉力改變，旋翼1與旋翼3轉(zhuǎn)速該變量的大小應相等。由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，產(chǎn)生的不平衡力矩使機身繞y軸旋轉(zhuǎn)〔方向如下圖〕，同理，當電機1的轉(zhuǎn)速下降，電機3的轉(zhuǎn)速上升，機身便繞y軸向另一個方向旋轉(zhuǎn)， 實現(xiàn)飛行器的俯仰運動。 圖3〔c〕滾轉(zhuǎn)運動：與圖b的原理一樣，在圖c中，改變電機2和電機4的轉(zhuǎn)速，保持電機1和電機3的轉(zhuǎn)速不變，則可使機身繞*軸旋轉(zhuǎn)〔正向和反向〕，實現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)運動。 圖3〔d〕偏航運

57、動：四旋翼飛行器偏航運動可以借助旋翼產(chǎn)生的反扭矩來實現(xiàn)。旋翼轉(zhuǎn)動過程中由于空氣阻力作用會形成與轉(zhuǎn)動方向相反的反扭矩，為了克制反扭矩影響，可使四個旋翼中的兩個正轉(zhuǎn)，兩個反轉(zhuǎn)，且對角線上的來年各個旋翼轉(zhuǎn)動方向一樣。反扭矩的大小與旋翼轉(zhuǎn)速有關，當四個電機轉(zhuǎn)速一樣時，四個旋翼產(chǎn)生的反扭矩相互平衡，四旋翼飛行器不發(fā)生轉(zhuǎn)動；當四個電機轉(zhuǎn)速不完全一樣時，不平衡的反扭矩會引起四旋翼飛行器轉(zhuǎn)動。在圖d中，當電機1和電機3的轉(zhuǎn)速上升，電機2和電機4的轉(zhuǎn)速下降時，旋翼1和旋翼3對機身的反扭矩大于旋翼2和旋翼4對機身的反扭矩，機身便在充裕反扭矩的作用下繞z軸轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)飛行器的偏航運動，轉(zhuǎn)向與電機1、電機3的轉(zhuǎn)向相反。

58、 圖3〔e〕前后運動：要想實現(xiàn)飛行器在水平面前后、左右的運動，必須在水平面對飛行器施加一定的力。在圖e中，增加電機3轉(zhuǎn)速，使拉力增大，相應減小電機1轉(zhuǎn)速，使拉力減小，同時保持其它兩個電機轉(zhuǎn)速不變，反扭矩仍然要保持平衡。按圖b的理論，飛行器首先發(fā)生一定程度的傾斜，從而使旋翼拉力產(chǎn)生水平分量，因此可以實現(xiàn)飛行器的前飛運動。向后飛行與向前飛行正好相反。當然在圖b圖c中，飛行器在產(chǎn)生俯仰、翻滾運動的同時也會產(chǎn)生沿*、y軸的水平運動。 圖3〔f〕傾向運動：由于構造對稱，所以傾向飛行的工作原理與前后運動完全一樣。 圖3 四旋翼飛行器沿各自由度的運動 1.3 四旋翼直升機的動力學原理

59、 不像普通的直升機有可變螺距角度，四旋翼直升機由固定俯仰角轉(zhuǎn)子和轉(zhuǎn)子速度控制，以產(chǎn)生預期的升力。四旋翼的根本運動可以用圖4來描述。 圖4 四旋翼三維受力圖 直升機的垂直運動可以在同一時間通過改變所有的轉(zhuǎn)子速度來實現(xiàn)。沿著*軸的運動與在Y軸方向上傾斜有關。這種傾斜可通過降低旋翼1、2的速度，增加旋翼3、4的速度來實現(xiàn)。這種傾斜也可以沿*軸的加速度。類似的，沿著Y軸的運動與在*軸方向上傾斜有關。偏航運動是利用旋翼產(chǎn)生的力矩來實現(xiàn)的。常規(guī)直升機有尾槳，以平衡由主旋翼產(chǎn)生的力矩。但在四旋翼的情況下，旋翼的旋轉(zhuǎn)方向是用來平衡和減少這些力矩的。這也可以被用來產(chǎn)生預期的偏航運動。為了在順

60、時針方向上轉(zhuǎn)向，必須增加旋翼2、4的速度以克制旋翼1和3產(chǎn)生的力矩。因此一個好的控制器應能到達預期的偏航角，同時保持固定的傾斜角度和高度。假設一個固定在支架上的構造在該直升機重心處，此處Z軸是指向上的，它的身體軸心是與慣性系的位置矢量〔*,y,z)和三個分別代表了俯仰滾轉(zhuǎn)與偏航的歐拉角〔θ，Ψ，Φ〕，有關的式1用來表示旋 轉(zhuǎn) 在上式中和分別表示了和 每個旋翼產(chǎn)生的力矩相當于縱向的力。這些力矩已通過實驗觀察到在低速情況下與力是呈線性的。這里有4個輸入的力與6個輸出的參數(shù)〔〕因此直升機是一個欠驅(qū)動系統(tǒng)。兩個旋翼的旋轉(zhuǎn)方向是順時針方向，另外兩個是逆時針的，為了平衡力矩并且實現(xiàn)所需要的偏航運動。根

61、據(jù)力和力矩平衡所得方程如下： 上面的是阻尼系數(shù)，接下來我們假設阻力為0，因為阻力在低速時可以忽略的。為了簡單起見，我們定義輸入為： 是對于軸的轉(zhuǎn)動慣量，是力與力矩的比例因子。 表示了在Z軸方向上的加速度，、表示the roll and pitch inputs 表示了一個偏航力矩。因此運動方程變成了： 假設重心在對角線的交點處，假設重心向上〔或向下〕移動d單位，則角速度對力更不敏感，從而穩(wěn)定性增加了。使旋翼的力指向中心同樣增加穩(wěn)定性，同時減少 The roll and pitch moments和垂直方向上的總推力。 2. 系統(tǒng)硬件芯片的選擇 2.1 飛行器控制板

62、主控芯片R5F100LEA，如圖5所示。 圖5 主控芯片R5F100LEA引腳圖 主控芯片R5F100LEA是瑞薩公司生產(chǎn)的一款單片機芯片，采用64引腳LQFP封裝，64KB的ROM容量，擁有Flash存儲器。本產(chǎn)品相較于C8051有以下特點：擁有15個端口，采用引腳復用方式，既節(jié)省了引腳資源，又拓展了功能。適合在復雜應用且微型飛行器上應用。 2.2 MPU 6050 如圖6 圖6 MPU6050引腳圖 MPU-6050為全球首例整合性6軸運動處理組件，采用最小最薄包裝 (4*4*0.9mm QFN) 符合RoHS及環(huán)境標準，相較于多組件方案，免除了組合陀螺儀與加速

63、器時之軸間差的問題，減少了大量的包裝空間。MPU-6000〔6050〕整合了3軸陀螺儀、3軸加速器，并含可藉由第二個I2C端口連接其他廠牌之加速器、磁力傳感器、或其他傳感器的數(shù)位運動處理(DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要I2C端口以單一數(shù)據(jù)流的形式，具有向應用端輸出完整的9軸融合演算技術InvenSense的運動處理資料庫，可處理運動感測的復雜數(shù)據(jù)，降低了運動處理運算對操作系統(tǒng)的負荷，并為應用開發(fā)提供架構化的API等功能。MPU-6000〔6050〕的角速度全格感測圍為±250、±500、±1000與±2000°/sec (dps)，可準確追蹤快

64、速與慢速動作，并且，用戶可程式控制的加速器全格感測圍為±2g、±4g±8g與±16g。產(chǎn)品傳輸可透過最高至400kHz的IC或最高達20MHz的SPI〔MPU-6050沒有SPI〕。MPU-6000可在不同電壓下工作，VDD供電電壓介為2.5V±5%、3.0V±5%或3.3V±5%，邏輯接口VVDIO供電為1.8V± 5%〔MPU6000僅用VDD〕。MPU-6050中陀螺儀和加速度計分別用了三個16位的ADC，將其測量的模擬量轉(zhuǎn)化為數(shù)字量。 2.3 HC-SR04 如圖7 圖7 HC-SR04實物圖 HC-SR04超聲波測距模塊包括超聲波發(fā)射器、接收器與控制電路，性能穩(wěn)定，測度距離

65、準確，模塊高精度，盲區(qū)小。具有可提供2cm-400cm的非接觸式距離感測功能，測距精度可達高到3mm。根本工作原理：(1)采用IO口TRIG觸發(fā)測距，給至少10us的高電平信號;(2)模塊自動發(fā)送8個40khz的方波，自動檢測是否有信號返回；(3)有信號返回，通過IO口ECHO輸出一個高電平，高電平持續(xù)的時間就是超聲波從發(fā)射到返回的時間。測試距離=(高電平時間*聲速(340M/S))/2。 3、飛行姿態(tài)的測量 對無人機的控制來說測量無人機的飛行姿態(tài)是勢必不可少。我們用一個慣性測量裝置〔陀螺儀mpu6050〕來執(zhí)行這一任務。這架旋翼機的姿態(tài)是確定利用互補濾波器為每個旋轉(zhuǎn)軸。該過濾

66、器的工程計算誤差信號之間的估計角〔〕，并參考角〔〕在直接從加速度計算。在積分前，這個錯誤信號減去了初始角速度信號。應該指出的是，比率傳感器可以測量在體固定軸，而加速度測量傾斜，在地球上的固定軸。 4、超聲波傳感器高度控制 超聲波傳感器高度控制是通過PID閉環(huán)控制算法實現(xiàn)的，這種控制采 用閉合反響，通過超聲波傳感器發(fā)射的時間和收到反射波的時間差，計算距離，反響給主控芯片，同時控制四個電機的轉(zhuǎn)速。PID是比例(P)、積分(I)、微分(D)控制算法。但并不是必須同時具備這三種算法，也可以是PD,PI,甚至可以只有P算法控制。采用了以上三種算法比例(P)、積分(I)、微分(D)控制超聲波傳感器反響的脈沖，以控制四個電機的轉(zhuǎn)速，越過障礙。積分，反響系統(tǒng)的累計偏差，使系統(tǒng)消除穩(wěn)態(tài)誤差，提高無差度，因為有差，積分調(diào)節(jié)就進展，直至無誤差；微分，具有預見性，能預見偏差變化的趨勢，產(chǎn)生超前的控制作用，在偏差還沒有形成之前，已被微分調(diào)節(jié)作用消除，因此可以改善系統(tǒng)的動態(tài)性能。但是微分對噪聲干擾有放大作用，加強微分對系統(tǒng)抗干擾不利積分和微分都不能單獨起作用，必須與比例控制配合。采用比例控制規(guī)律能較快