1、電子工程設計開題報告（2） 小組成員姓名及學號： 張里 B13040740金浩瀚 B13040717 謝敏波 B13040834 學院： 電氣工程與自動化學院 專業： 自動化 設計題目: 四旋翼飛行器 指導老師： 姚惠林2015年11月一、課題提出的背景 1.四旋翼飛行器是一種能夠垂直起降的多旋翼飛行器,它非常適合近地偵察、監視、航拍、農業播撒 任務。國外某些科技公司，如亞馬遜，正在開發研究利用多旋翼飛行器進行快遞投送等自動化的物流業 務，可見其具有廣泛的軍事和民事應用前景。但是四旋翼飛行器控制難度較大,難點在于飛行器具有欠驅動、多變量、非線性等比較復雜的特性。因此四旋翼飛行器的建模與控制也成

2、了控制領域的熱點和難 點。四旋翼飛行器有各種的運行狀態,比如:爬升、下降、懸停、滾轉運動、俯仰運動、偏航運動等。本 文采用牛頓-歐拉模型來描述四旋翼飛行器的飛行姿態。本文限于作者能力未對四旋翼飛行器的機架結 構和動力學特性做詳盡的分析和研究,而是一定程度上簡化了四旋翼飛行器的數學模型，在一定姿態角 度內近似將其看作線性系統，以方便使用 PID 控制算法對飛行器在空中的三個歐拉角進行控制。 2.本文提出了四旋翼飛行器的系統設計方案,設計了四旋翼飛行器的機械結構,對其進行了模塊化設計。系統選用STM32開發板作為主控芯片，對MPU-6050芯片采集到的三軸角度和三軸角速度數據進行PID算法處理，通

3、過輸出相應的PWM占空比對電機進行控制，從而達到控制飛行器不同的飛行姿態。同時利用超聲波傳感器來實時檢測飛行器與地面的距離，并不斷地進行調整以此保證飛行器能達到所需的要求。2、 課題研究的內容及目標2.1設計目標及面向對象2.2設計方案本系統主要由控制模塊、高度測量模塊、電機調速模塊、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。2.3控制系統的選擇 STM32開發板作為主控模塊來控制飛行器的飛行姿態與方向。2.4 飛行姿態控制的論證與選擇 方案一：單片機將從MPU-6050中讀取出來的飛行原始數據進行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歐拉角的角度及方

4、向輸出相應的指令給電調，從而達到控制飛行器平穩飛行的目的方案三:采用全橋驅動 PWM 電路。這種驅動的優點是使管子工作在占空比可調的開關狀態，提高使用效率實現電機轉速的微調。并且保證了可以簡單的方式實現方向控制。基于上述理論分析，選擇方案三。2.5電機的選擇方案一：采用有刷電機。有刷電機采用機械轉向，壽命短，噪聲大，產生電火花，效率低。它長期使用碳刷磨損嚴重，較易損壞，同時磨損產生了大量的碳粉塵，這些粉塵落軸承中，使軸承油加速干涸，電機噪聲進一步增大。有刷電機連續使用一定時間就需更換電機內碳刷。方案二：采用無刷電機。無刷電機以電子轉向取代機械轉向。無機械摩擦，無摩擦，無電火花，免維護且能做到更

5、加密封等特點所以技術上要優于有刷電機。考慮到各方面，我們采用無刷電機，選用新西達A2212無刷電機。2.6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。2.7電機調速模塊的選擇 由于本四旋翼飛行器選用的是無刷直流電機，所以電調只能選用無刷電機的電調，自己做電調需要的時間長，而且可能不穩定，所以直接用的是成品電調，我們選用與新

6、西達A2212電機配套的電調。2.8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據，過采用MPU-6050整合的3軸陀螺儀、3軸加速器，功能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、或其他傳感器的數位運動處理(DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要串口端口以單一數據流的形式，向應用端輸出完整的9軸融合演算技術InvenSense的運動處

7、理資料庫，可處理運動感測的復雜數據，降低了運動處理運算對操作系統的負荷，并為應用開發提供架構化的API。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。三.設計與論證3.1控制方法設計 3.1.1降落及飛行軌跡控制3.1.2飛行高度控制 飛行高度的采集采用超聲波模塊來實現，通過超聲波發出時開始計時，收到返回信號時停止計時，單片機利用聲音在空氣中的傳播速度與時間的數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達到我們所需的高度。 3.1.3飛行姿態控制 通過MPU6050模塊來測量當前飛行器的三軸角度和三軸角速度（只需要用到角度和角速度），利用從

8、MPU6050中讀取出數據，解讀飛行器的飛行姿態，并經過PID算法來對數據進行處理，并將處理后的信號傳給電調，控制電機的轉速，從而達到控制飛行器的飛行姿態的目的。程序流程圖如圖三。3.2參數計算 四旋翼自主飛行器控制算法設計 四旋翼飛行器動力學模型 設計的小型四旋翼飛行器適用于室內低速飛行，因此忽略空氣阻力的影響。因此，簡化后的飛行器動力學模型為ì x = u 4 (sin q cos f cos j + sin f sin j) / mïy = u 4 (sin q cos f sin j - sin f cos j) / mïïz = (u 4 co

9、s f sin j - mg ) / m式 1-1í l / I Xïf = u1ïl / IYïq = u2ïj = u3/ I zî式中 x xyzT 為運動加速度，m為飛行器質量，j, q , f 分別為機體的偏航角、俯仰角和橫滾角，l 為旋翼面中心到四旋翼飛行器質心的距離，I X , I Y , IZ 為軸向慣性主矩。該動力學模型對四旋翼飛行器的真實飛行狀態進行了合理的簡化，忽略了空氣阻力等對系統運行影響較小的參數，使得飛行控制算法更加簡 潔。2.2 PID 控制算法結構分析 在動力學模型的基礎上，將小型四旋翼飛行器實時控制算

10、法分為兩個控制回路，即位置- 3 -控制回路和姿態控制回路。算法結構如圖 B-1 所示。x y zj q f飛給位置控制姿 態行電機控制定控 制器位機置體姿態控制回路位置控制回路圖 2-1四旋翼飛行器控制算法結構圖使用經典 PID 控制算法實現位置控制回路和姿態控制回路。PID 算法簡單可靠，理論體系完備，而且在長期的應用過程中積攢了大量的使用經驗，在飛行器位置和姿態控制應用中具有良好的控制效果和較強的魯棒性，能提供控制量的較優解。控制回路包含了 x , y , z 三個控制量，因此設計 3 個獨立的 PID 控制器對位移進行控制。根據 PID控制器的原理，設k p , k i , kd 分別

11、為比例項、積分項和微分項系數，有ìx = kp( xïïy = k p ( yíïx = k( zïpî- xd ) + k i ò- y d ) + k i ò- z d ) + k i ò( x - xd )dt + k d ( x - xd )( y - y d )dt + k d ( y - yd )式 1-2( z - z d )dt + k d ( z - zd )其中， xd , y d , zd 為航姿參考系統測量到的加速度積分得到的位移量。姿態控制回路的作用是控制四旋翼飛行器的

12、飛行姿態，使其實際姿態與設定的姿態一致。姿態控制回 路有偏航角、俯仰角和橫滾角三個控制量，在此忽略三個通道之間的耦合效應，設計 3 個獨立的 PID 控制器對每個量進行獨立控制。ì/ lu = f × Iï1X式 1-3íu 2 = q × I Y / lïu= j × I ¢î3Z根據 PID 控制器的原理，設k p , k i , kd 分別為比例項、積分項和微分項系數，有控制器方程如 B-4。ì(j -j) + kij ò(j -j)dt + k(j -j)j = kpjddd

13、jdïï(q -qd ) + k iq ò式 1-4íq = k pq(q -qd )dt + kd q (q -qd )ï(f -f ) + kif ò(f -f)dt + kïf = kpfd f(f -f )îddd其中比例項系數為 3.3 積分項系數為 0.14 微分項系數為 3.2。 本系統最主要的參數計算是對MPU-6050等傳感器采集的原始飛行數據進行處理。 單片機從MPU-6050芯片獲取的數據是飛行器的三軸角速度和三軸角加速度，MCU對數據進行PID算法處理可以得到飛行器當前的飛行姿態，PID是比

14、例,積分,微分的縮寫。比例調節作用：是按比例反應系統的偏差,系統一旦出現了偏差,比例調節立即產生調節作用用以減少偏差。比例作用大,可以加快調節,減少誤差,但是過大的比例,使系統的穩定性下降,甚至造成系統的不穩定。積分調節作用：是使系統消除穩態誤差,提高無差度。因為有誤差,積分調節就進行,直至無差,積分調節停止,積分調節輸出一常值。積分作用的強弱取決與積分時間常數Ti,Ti越小,積分作用就越強。反之Ti大則積分作用弱,加入積分調節可使系統穩定性下降,動態響應變慢。我們通過測試分別對X軸，Y軸，Z軸調整Kp,Ki,Kd的值。先調節Kp的值，再調節Kd的值，最后再調整Ki的值，以此來保證飛行器的姿態

15、，達到所需的要求。四.理論分析與計算4.1Pid控制算法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生推力，所以如何保證電機在平穩懸浮或上升狀態時轉速的一致性及不同動作時各個電機轉速的比例關系是飛行器按照期望姿態飛行的關鍵。所以這里我們采用到pid控制理論把飛機的當前姿態調整到期望姿態。比例積分微分被控對象r(t)e(t)u(t)C(t)_Pid控制是通過姿態采集模塊發送回來的數據與期望姿態進行比對，如果存在誤差，就對誤差進行比例、積分、微分的調整，再將調整后的值加到當前電機上，從而達到調整的目的。比例調節的反應速度較快，而且調節作用明顯，飛機出現俯仰和翻滾時能快速調節回來，但是穩定性

16、較差，往往會調節過火；積分調節可以消除長期誤差，排除外界因素的干擾，但是同樣會降低系統整體的穩定性，使飛機發生震蕩；微分調節可以預測被控設備的將來狀態，及時的進行調整，而且對比例調節有抑制作用，加強單比例調節的穩定性，排除調節過度的問題。所以通過pid控制可以完全考慮到整個系統的過去、現在、將來，以使系統達到穩定。飛行器油門90º-90º0ºPid調節3-3量化轉化4.2飛行姿態控制單元飛行器模擬圖如下圖，姿態控制是通過MPU6050傳感器進行數據的采集，根據它采集回來的角度以及角速度等，采用十字型連接，這樣的話能明確分離俯仰姿態和翻滾姿態，進行分別控制。這時如果

17、飛機狀態不平衡，那么哪邊高就減小哪邊電機的轉速，相應的一邊則加大電機的轉速24 31左右頭尾PitchRoll頭尾Yaw下面還有對電機，電池和漿的各種搭配：電池：什么叫1S電池，2S電池，3S電池？1S：鋰電1塊3.7V 充滿是4.2V2S：就是2塊鋰電串聯 7.4V3S：就是3塊鋰電串聯 11.1VS是代表串連，P是代表并。3S就是代表3節電池串連，3P就代表3節電池并連。電池的放電能力，最大持續電流是：容量X放電C數例如:1500MA,10C,    則最大的持續電流就是=1.5X10=15安如果該電池長時間超過15安或以上電流工作，那么電池的壽命會變短、還有

18、電池的充滿電壓單片4.15-4.20合適，用后的最低電壓為單片3.7以上（切記不要過放），長期不用的保存電壓最好為3.9。 電機：電機KV值：電機的轉速（空載）=KV值X電壓；例如KV1000的電機在10V電壓下它的轉速（空載）就是10000轉/分鐘。 電機的KV值越高，提供出來的扭力就越小。所以，KV值的大小就與漿有著密切的關系，以下就這點提供一下配漿經驗：漿：1060漿，10代表長的直徑是10寸，60表示漿角（螺距).    前兩位數表示直徑，后兩位表示螺距。 搭配：一般電機與漿是這樣配的：3S電池下；KV900-1000的電機配

19、1060或1047漿，9寸漿也可               KV1200-1400配9050（9寸漿）至8*6漿               KV1600-1800左右的7寸至6寸漿           &#

20、160;   KV2200-2800左右的5寸漿               KV3000-3500左右的4530漿 2S電池下；KV1300-1500左右用9050漿               KV1800左右用7060漿               KV2500-3000左右用5X3漿