摘 要

四旋翼飛機由于其結構復雜、操縱性差等缺點導致其研究進展較為緩慢。近些年來，隨著新型材料、微機電（MEMS）、微慣導（MIMU）技術和飛行控制理論的發展，四旋翼無人直升機獲得了越來越多地關注。

四旋翼無人直升機在軍事和民用領域具有廣闊的應用前景，可用來環境監視、情報搜集、高層建筑實時監控、協助和救助、電影拍攝和氣象調查等；它還是火星探測無人飛行器的重要的研究方向之一。

本文針對小型四旋翼無人直升機，以TMS320F28335為核心，設計了四旋翼無人直升機控制器的軟硬件系統，實現了近地環境下的姿態控制。

首先，根據設計目標對控制系統總體結構、軟硬件整體進行設計。按功能將控制系統劃分成機體平臺、控制器模塊、傳感器模塊、電源模塊、數據處理模塊和通訊模塊六個獨立的模塊。

為了克服A/D轉換存在的偏差和高頻噪聲問題，本文設計了軟件矯正算法數字低通濾波器，減少了A/D偏差，降低了高頻噪聲。

姿態控制是飛行控制的核心問題，四旋翼無人直升機的結構特殊性決定了其控制器設計的特殊性：四旋翼無人直升機通過四個螺旋槳實現對六個被控量的控制，是一個欠驅動系統。本文建立了四旋翼無人機的非線性動力學模型，設計了PID控制器進行姿態控制。仿真和實際系統控制結果表明，該PID控制器可以得到較好的姿態控制效果，驗證了控制系統設計的有效性。

關鍵詞：四旋翼無人直升機，控制器，捷聯慣導，DSP

一、緒論

1.1 引言

與固定翼飛機相比，旋翼機具有垂直起降的能力。四旋翼直升機是一種外形獨特的旋翼機，國外對四旋翼飛機有多種叫法，如four-rotor、Quardrotor、X4-Flyer、4 rotors helicopter等等。

由于結構的對稱性，四旋翼直升機在操縱性和機械機構方面具有很多潛在的優勢。如圖1.1所示，旋翼1、3順時針旋轉，旋翼2、4逆時針旋轉，旋翼的扭矩會自動平衡。而傳統直升機必須加一個尾翼用來平衡旋翼扭矩，這個尾翼對向上的推力無幫助作用，浪費了能量。另外，由于四旋翼機的旋翼更小，轉速更高，因而其效率更高；小旋翼也可以減少旋翼碰撞周圍建筑物的概率，飛行更加安全。

圖1.1 四旋翼直升機飛行原理示意圖

1.2 四旋翼直升機工作原理

四旋翼直升機有4個控制輸入量，分別為四個旋翼的轉速；6個輸出量，

分別為飛機位置量（x、y、z）和姿態角(俯仰角?、橫滾角?、航向角?)。四旋翼直升機通過調節對角線上旋翼的轉速來改變姿態：圖1.1中，1、3旋翼的推力不同會改變四旋翼直升機的俯仰角，同時在機體X方向產生一個加速度。由于對稱性，在機體Y方向也會產生相似的作用。四旋翼直升機改變對角旋翼的轉速大小，同時往相反方向改變另外一對旋翼的轉速的大小，兩對旋翼間扭矩便不再平衡，從而航向角改變。

二、總體設計

2.1 設計目標

目前，國內外有很多四旋翼無人直升機模型的生產廠家，從購買渠道和方便維護考慮，選用的機體平臺是國產的華科爾UFO4型遙控四旋翼直升機（圖2.1）。直升機的主要參數見表

2.1

圖2.1 華科爾UFO4四旋翼無人直升機

表2.1 華科爾UFO4四旋翼無人直升機主要參數

機體參數

旋翼半徑

機體長/寬

驅動系統（電

機）

接收器 參數大小 198mm 470mm 1225 FE 4-in-1 機體參數 遙控器 陀螺儀 重量（含電池） 電池 參數大小 WK-0701 3D 225g 11.1V-Li

本文的主要內容是設計小型四旋翼飛行器的控制系統，實現小型四旋翼無人直升機在近地環境下的姿態控制。其中，飛行高度在5米之內，四旋翼無人直升機的俯仰角和滾轉角控制范圍是?30度，航向角的控制范圍是0到360度。

2.2 控制系統結構設計

小型四旋翼無人機控制系統包括硬件和軟件兩部分。控制系統主要實現的功能為：信息采集與檢測、數據傳輸和系統控制等。

2.2.1 硬件總體設計

如圖2.2所示，四旋翼無人機硬件包括以下幾個部分：機體平臺（包含推進組）、控制器模塊、傳感器模塊、電源模塊、數據處理模塊和通訊模塊。各部分主要功能介紹如下。

圖2.2四旋翼無人機硬件結構圖；（1）機體平臺是其他所有模塊的載體；（2）控制器是系統的核心器件，起到協調和控制其他；（3）傳感器模塊為系統提供四旋翼無人機的各種運動；（4）通訊模塊是控制系統與其他設備通訊的途徑；（5）數據處理模塊處于整個系統的中心位置，在控制；（6）電源模塊為以上各模塊提供能量，保證硬件平臺；為了減少軟件錯誤、提高可靠性，按照低耦合、高內

  

 

圖2.2 四旋翼無人機硬件結構圖

（1）機體平臺是其他所有模塊的載體。除了機架之外，還包括電機、減速齒輪和螺旋槳組成的推進組。

（2）控制器是系統的核心器件，起到協調和控制其他各模塊的作用。它不斷和數據處理模塊交換信息：獲取系統控制所需的信息，發出控制指令。

（3）傳感器模塊為系統提供四旋翼無人機的各種運動信息或姿態信息，是導航系統的重要組成部分。

（4）通訊模塊是控制系統與其他設備通訊的途徑。控制器可以通過此模塊發送機體的各種狀態信息，接收控制指令或者導航信息。

（5）數據處理模塊處于整個系統的中心位置，在控制器干預下(或自動)完成數據的轉換，信息的提取，參數的解算等功能。

（6）電源模塊為以上各模塊提供能量，保證硬件平臺的正常工作。

2.2.2 軟件總體設計

為了減少軟件錯誤、提高可靠性，按照低耦合、高內聚的原則將軟件子系統劃分成如圖2.3所示的六個模塊。

圖2.3 四旋翼無人機軟件結構圖

軟件系統各模塊的主要功能介紹如下：

（1）系統初始化模塊：包含軟件系統初始化和硬件系統初始化兩部分。

（2）傳感器數據采集模塊：主要功能是獲取傳感器發送的有效數據。正確設置相關外設，使系統傳感器可以持續、正常的運行。

（3）數據處理模塊：起到各模塊的銜接作用，例如A/D采樣的濾波、字符串與整形和浮點型之間的互換、數字羅盤的信息提取等等。

（4）導航模塊：通過導航算法，將傳感器數據轉化為導航數據，為控制器提供系統控制所需的位姿信息。

（5）控制模塊：控制器的軟件核心，包含控制系統主要算法。

（6）無線通訊模塊：負責控制系統和上位機或其他設備的通信。

2.3 控制系統功能設計

2.3.1 導航系統

姿態控制是現階段四旋翼無人機的研究重點，也是開展進一步研究工作的前提。控制器必須能夠獲取足夠的姿態信息，導航系統可以為控制器提供有效的位姿參考。最常用的導航方法是慣性導航，該算法所需要的信息量包括載體三個軸向的加速度和三個軸向的角速度。因此，需要相應的慣性檢測單元（IMU）來測量這些信息。因為是模擬器件，所以慣性傳感器的選型主要關注的指標是精度和線性度。慣性導航系統由于誤差積累等原因會隨著時間而發散，因此需要更精準的平臺進行校正，可以選用數字羅盤定時校正慣導系統。雖然高度控制不是本文的重點，但是要想離地飛行，控制器必須有高度信息。在系統開發的初始階段，離地高度并不大，精度在厘米級便可滿足要求，可以使用超聲傳感器來測量直升機離地高度。

2.3.2 控制算法

姿態控制是當前世界上四旋翼無人直升機的一個研究熱點，各國的學者都設計了不同的控制器對四旋翼無人機的姿態進行控制。一般情況下，在設計控制器之前了解系統的模型信息或系統的主要特性，即對四旋翼無人直升機系統進行建模。建立系統模型之后，還必須知道系統模型的各個參數的大小，涉及模型的參數辨識問題。當以上工作完成之后可以搭建軟件仿真平臺，設計控制算法。控制算法可選用文獻中使用最多的PID控制，通過設計不同的控制參數給出姿態控制效果。

2.3.3 通信系統

四旋翼無人直升機采用有線的數據通信不能滿足需求，所以選用無線作為系統的通訊方式。無線通信有兩個重要的指標，就是傳輸距離和傳輸速度。現階段的設計和測試都在實驗室中進行，因此傳輸距離并不太遠，幾百米之內便可滿足要求。關于傳輸速率的選擇，由于目前設計中傳輸內容只是簡單的狀態信息或者控制命令，并不涉及到視頻或者音頻的實時傳輸，所以并不需要很高的波特率就可以實現。選用UART格式的通信模塊就可滿足要求。如果系統需要更高的傳輸速率，可以使用無線局域網作為通信系統。為了方便擴展，系統設計時須留有相應的擴展接口。

2.3.4 電源系統

電池為整個系統提供能量，是系統的動力來源。鋰電池因為容量大、重量輕等優點而被廣泛應用。為了給系統提供足夠的能量，選用華科爾四旋翼無人機模型自帶的800mA/h鋰電池為整個系統供電。實際系統各部分對供電的要求并不相同，因此設計相應的電壓轉換電路，以滿足系統各部分對供電的不同需求。

2.3.5 控制器選型

隨著芯片技術的發展，單片CPU的處理速度和處理能力正在逐漸增強，其中德州儀器（TI）的DSP正在越來越多地應用與各個領域。尤其是F28XXX系列的DSP非常適合運動控制，它含有豐富的外設、幾十種中斷響應、脈寬輸出、光電編碼接口、多種通信接口等等。因此本文選用DSP作為核心

控制器。另外DSP含有上百KB的片上FLASH，一般規模的控制程序都可以寫進FLASH而不需要內存擴展。為了簡化系統，數據處理模塊也由DSP來承擔，而不單獨使用其他的芯片實現。

由以上內容可知，四旋翼無人機控制器的硬件部分包含以下器件：（1）DSP最小系統（2） 慣性測量單元(IMU)（3）數字羅盤（4）無線通訊模塊

（5）電源模塊（6）執行機構（7）超聲波傳感器

硬件系統各部分的組成如下圖所示。

圖2.4 控制系統硬件組成

2.4 小結

本章介紹控制了系統總體設計。首先將控制系統分成軟件和硬件兩部分，簡要介紹了各個部分的組成和功能。接下來，分別介紹了導航系統、控制算法、通信系統的設計思路和部分硬件器材的選型準則。最后給出了控制器硬件結構，為論文的以后各章內容起到指導作用。