四旋翼飞行器(quadrotor) 有4个旋转的螺旋桨, 前后螺旋桨顺时针方向旋转, 左右螺旋桨逆时针方向旋；同时2个轴向马达反向旋转方式抵消彼此转矩, 从而使四旋翼飞行器能在空中保持悬停。前后螺旋桨推力的差别产生俯仰动作, 翻滚动作由左右螺旋桨推力的差别产生; 通过改变四旋翼2个轴向的转速来实现自旋。在控制四旋翼飞行器飞行时, 只能通过控制飞行器的4个旋翼的升力来改变它的飞行姿态, 所以这是1个欠驱动模型。四旋翼飞行器飞行噪音小、飞行稳定、机动性强, 应用前景十分广阔, 可以应用在电力寻线、国土勘测、防洪救灾、森林防火等领域。在四旋翼飞行器高空飞行时,操控人员无法实时了解飞行状态, 需要1套稳定精确高的智能导航系统协助飞行；最终目标是实现自主飞行和多飞行器集阵列飞行。
一、系统的总体设计
四旋翼飞行器使用无刷电机取代传统的有刷电机, 很大程度上增强了飞行器的稳定性。无刷电机有效率高、转速快、噪音低、稳态转速误差小、没有电火花产生等优点。控制系统主要由飞行控制系统、无刷电机驱动模块、导航控制系统组成。控制系统的原理框图如图1所示。飞行控制系统主控芯片采用AVR单片机, 可实现对三轴加速度、三轴角速度等数据的测量, 从而完成对飞行姿态的有效控制。飞行控制部分采用PID算法和四元数算法来调整和保持飞行器正常的飞行姿态, 并对采集回的传感器测量值进行相应的软件滤波, 消除传感器的有害测量值对飞行控制的影响。导航部分采用1种能够精确校准系统误差的辅助手段修正主导航系统的方法来提高导航精度。软件部分还采用了卡尔曼滤波方法来提高自主导航的精度。该系统可以在上位机上规划航行, 通过无线通信方式将规划的路径传输给飞行器, 导航系统经过路径分析后开始执行自主巡航任务。
图1 控制系统的原理
二、系统硬件设计
2.1 飞行控制系统设计
飞行控制模块集成了微型陀螺仪、加速度传感器、大气气压传感器等单元。整个控制系统采用了ATMEGA644完成对各种传感器数据的采集、运算处理、飞行姿态稳定控制和任务控制等功能, 使机载控制系统根据控制算法处理结果来调整姿态。大气压强传感器选用了MPX6115, 在传感器模拟电压输出处加上低通滤波器滤除杂波；传感器输出的模拟量跟高度是成线性关系。惯性测量单元如图2所示, 采用了美国ADI公司基于MEMS技术的体积小、重量轻的3个绝对值单轴陀螺传感器ADXRS610和1个三轴加速度传感器LIS344ALH组成IMU惯性测量单元, 用于检测系统的加速度变化与角速度的变化。主控系统根据检测到的角速度传感值和加速度传感器值, 利用滤波器进行积分及补偿运算估计解算得到姿态角, 减少单一利用陀螺仪测量造成的累积误差, 从而使控制系统实现四旋翼飞行器可靠的姿态控制。
图2 惯性测量单元电路
2.2 导航系统设计
该四旋翼飞行器能够沿着规划的航迹飞行, 并拥有返回初始位置的功能。导航系统主要由导航控制模块、GPS模块和电子罗盘组成。该系统使用能精确修正系统误差的辅助手段对主导航系统进行修正来提高导航精度。导航控制模块因为要对数据进行滤波等大量复杂的运算, 所以选用了处理能力较强的ST公司单片机STM32F103。导航控制模块上有1个SD插槽, 用于记录飞行器的飞行数据, 便于分析飞行器的而且可以作为无人机飞行事故调查的数据来源。导航控制模块的主要功能是将电子罗盘、GPS的数据进行软件滤波处理并计算得出最优导航方案并控制飞行控制系统实现导航功能。
2.2.1 GPS模块
作为导航系统的主要模块, 对导航精度及灵敏度起着十分重要的作用，必须使用高性能、高可靠性的GPS定位模块。本系统采用高性能、高灵敏度的GPS模块LEA5T, 有以下3个主要特点:
1) -160dBm的SuperSense捕获和跟踪灵敏度;
2) 多径抑制智能化多径检测与抑制;
3) 热启动和辅助启动首次定位时间小于1s。
2.2.2 电子罗盘( electronic compass)
电子指南针发挥的作用与普通的机械指南针一样, 不同之处是电子指南针可以把获得的磁场数据传送给导航控制模块, 从而协助校正导航系统的系统误差。本模块使用的是价格低廉的KMZ51芯片。3块芯片各成90°, 分别测量空间3个方向的角度。
2.3 无刷电机驱动
无刷直流电机(brushless DC motor) 因具有快速、可控、高效率、高可靠性和体积小等优点, 已经广泛应用于航模领域。本模块采用反电动势法( BEMF) 对无刷电机的转子的位置进行检测。本电机驱动模块使用Atmel ATmega48作为控制芯片。本系统的无刷电机驱动电路主要包含三相全桥控制电路、反电动势过零检测电路和电流检测电路。三相全桥驱动电路如图3所示。
图3 三相全桥驱动电路
三、系统软件分析
3.1 姿态控制系统软件设计
整个四旋翼飞行器控制系统软件设计运用先进的飞行控制算法结合高性能、高可靠性的传感器, 使四旋翼的飞行姿态控制高效、稳定。
在姿态控制中, 首先采集电子陀螺仪和三轴加速度传感器的测量值, 并利用陀螺仪传感器在测量角速度时具有良好高频特性和加速度传感器在测量角位移时良好低频的特性,软件采用互补滤波器进行积分及补偿运算估计的方法解算获得所需的姿态角, 通过I2C总线控制各个电机转速, 完成姿态调整。在各个模块上电后, 软件会对各部分进行1次全面检查, 确定没有故障后才会启动无刷电机。
3.2 导航系统软件设计
导航系统采用GPS和惯性制导相结合的方式来提高自主导航精度, 利用卡尔曼滤波算法对定位数据进行最优估计。这种组合方式可以很好地避免因为短时间内无法接收到GPS信号或者丢失定位信息时可以保持正确的航行路线。但是惯导系统的误差有随时间发散的趋势, 必须要通过GPS定位系统校准惯导系统的累计误差。导航系统软件流程图如图4所示。
3.3 无线串口与上位机软件设计
整个飞行器通过远距离无线传输模块与远程上位机控制平台进行通信, 无线传输模块采用数据传输速率高的XBee 900HP模块, 确保飞行数据能实时传回远程控制平台。该上位机平台能显示出系统的各种参数, 如飞行速度、飞行器水平度、飞行方向等。该上位机软件可以加载数字地图, 可在地图上设定飞行器的飞行路线, 进行路径点规划。同时飞行器的实施位置可以在地图上显示。上位机界面如图5所示。
四、结论
本文以四旋翼飞行器为平台, 应用全球定位系统和捷联惯导系统的组合导航方式, 系统地研究了基于四旋翼无人机导航中最优路径规划和导航精度等问题。在实际测试过程中, 对卡尔曼滤波前后的定位误差做了相应的记录, 发现卡尔曼滤波对误差纠正效果相当明显, 与Matlab仿真的结果比较相差不大。通过实验证明, 该软硬件方法设计的四旋翼无人机能够通过智能导航实现自主飞行。
