四旋翼自主飞行器

四旋翼自主飞行器设计报告林，张，翁(泉州师范学院 物理与信息工程学院，福建泉州362000)摘要： 设计四旋翼自主飞行器，使得飞行器自主的从一个指定的区域飞到另外的一个指定区域降落并停机。 四旋翼飞行器具有四个定螺距螺旋桨， 可以通过协调各个旋翼的速度来控制飞行器的飞行姿态和飞行速度， 而不需要繁杂的桨矩控制部件，而且也可以共享电池、控制电路板等，因此简化了结构，减轻了飞行器重量，可以减少能源消耗。关键字： 四旋翼飞行器；电机；电调一、系统方案1.1 方案描述四轴飞行器是一个具有6 个自由度和 4 个输入的欠驱动系统 ,具有不稳定和强耦合等特点 ,除了受自身机械结构和旋翼空气动力学影响外,也很容易受到外界的干扰。无人机的姿态最终通过调节4 个电机的转速进行调整,飞行控制系统通过各传感器获得无人机的姿态信息,经过一定的控制算法解算出4 个电机的转速,通过I2C 接口发送给电机调速器(简称电调),调整 4 个电机的转速,以实现对其姿态的控制。 姿态控制是整个飞行控制的基础,根据姿态控制子系统的数学模型4,姿态控制系统需要检测的状态有:无人机在机体坐标系下 3个轴向的角速度、角度和相对地面的高度。 飞控系统担负着传感器信息采集、 控制算法解算及通信等各种任务,是整个无人机的核心,其主要功能有: (1)主控制器能快速获得各传感器的数据,并对数据进行处理; (2)传感器实时检测无人机的状态,包括姿态、位置、速度等信息 ; (3)主控制器能与PC 机进行数据交换;(4)系统能进行无线数据传输。根据四轴飞行器实际的飞行需求,飞行控制系统一般包含主控制器、各传感器模块 ,通信模块和电源模块等。其中主控制器采集各传感器的信息,通过控制算法求解出 4 个电机的转速,通过I2C 接口发送给电调 ;惯性测量单元检测无人机3个轴向的角速度和加速度;高度传感器检测无人机的高度;无线数传模块用于传送控制指令,也可以在调试时用于传输传感器数据;电源模块为各传感器和主控制器提供电源。图1.1四旋翼飞行器飞行原理二、设计与论证2.1 控制方法描述四旋翼飞行器的控制主要是解决系统自身的强耦合性和高度不稳定的动力特性。 四旋翼飞行器对外界和自身系统存在的干扰十分敏感， 这使其飞行控制系统的设计变得非常困难。 另外， 通常情况下导航测量系统测量精度以及执行机构的性能都会随着系统尺度减小而下降。 所以， 要想保证四旋翼飞行器在各种飞行条件下都具有良好的飞行性能，飞行控制算法极为重要。目前有多种控制算法用于四旋翼飞行器的控制，如 PID 控制、 PD 控制、LQ 控制、 Backstepping 控制、滑模控制、神经网络控制、鲁邦控制等等。国际上，斯担福大学StevenL.Waslander等指出，由于四个旋翼相互作用产生的气流 十分复杂，线性控制算法已不能满足系统镇定的要求。分别采用滑膜积分(Integral Slideng Mode)与增强学习(Reinforcement Learning)两种控制技术相 比，均极大地提高了系统性能。 EPFL 自动化系统实验室在研究中提出积分器Backstepping孔子方法，所设计的控制器实现了对 OS4起飞，着陆控制。国内方 面，聂博文基于简化动力学模型，利用Backstepping方法设计了四旋翼飞行器飞 行控制器。针对模型直接驱动部分，应用“误差 -误差”原理将自抗扰控制器( ADRC )用于四旋翼姿态控制，实现四旋翼飞行器定点悬停和轨迹跟踪飞行控制。 总的来说， 目前对于四旋翼飞行器的飞行控制的研究， 主要针对姿态稳定控制， 而且都加入了许多约束条件， 但是这些研究为四旋翼飞行器实现自主飞行提 供了必要的技术基础。2.1.1 飞行器的结构如图 2.1 所示， 四旋翼飞行器一般是由四个可以独立控制转速的外转子直流无刷电机驱动的螺旋桨提供全部动力的飞行运动装置， 四个固定迎角的螺旋桨分别安装在两个十字相交的刚性碳素杆的两端。对于绝大多数四旋翼飞行器来讲，飞行器的结构是关于两根碳素杆的交点对称的， 并且两个相邻的螺旋桨旋转方向相反； 正是由于这种独特结构， 使四旋翼飞行器抵消了飞机的陀螺效应， 更加方便建模。与传统的单旋翼飞行器，特别是直升机相比，四旋翼飞行器没有尾桨，这使之拥有更高的能量利用率。 另外， 四旋翼飞行器的四个旋翼的转速比之直升机的螺旋桨转速明显低出很多， 因此， 它可以近距离的靠近目标物体， 适合室内飞行和近地面飞行。一 f 1X. ,/2/、(d> i图2四旋翼飞行器结构示意图2.1.2控制原理四旋翼飞行器系统共有四个输入，分别为一个上升力和三个方向的转矩， 但 是飞行器在空间中却有六个自由度的输出坐标， 可以进行三个坐标轴方向的平动 运动和围绕三个坐标轴方向的转动运动。 如果沿着任意给定方向的独立运动，飞 行器没有给予足够多的运动驱动， 那么该飞行器就是欠驱动的。 可见，四旋翼飞 行器是欠驱动和动力不稳定的系统。因此，针对该系统实现全部的运动控制目标， 必然存在旋转力矩与平移系统的耦合。传统的纵列式直升机为了平衡反扭矩，需借助尾桨来实现。四旋翼飞行器采 用了四个旋翼的机械结构，四个电机作为飞行的直接动力源，通过改变四个螺旋 桨的转速，进而改变螺旋桨产生的升力来控制飞行器姿态和运动，这种设计理念使飞行器结构和动力学特性得到了大大的简化。 四旋翼的前桨1和后桨3逆时针 旋转，左右2、4两桨顺时针旋转，这种反向对称结构代替了传统直升机尾旋翼。 在飞行过程中，如图2.2所示，改变四个旋翼螺旋桨的转速，可使四旋翼产生各 种飞行姿态，也可使四旋翼飞行器向预定方向运动，完成任务。I力3#恰1 Ji 图22四旋翼飞行器飞行运动原理Fig.2.2 The theory ol quad-rclor flight根据四旋翼飞行器的运动方式的特点将其飞行控制划分为四种基本的飞行 控制方式。（1）垂直飞行控制；（2）横滚控制；（3）俯仰控制；（4）偏航控 制。下面分别对以上四种飞行控制方式进行阐述。垂直飞行控制主要是控制飞机的爬升、下降和悬停，如图2.3,图中蓝色弧线箭头方向表示螺旋桨旋转的方向， 以下同。当四旋翼处于水平位置时，在垂直 方向上，惯性坐标系同机体坐标系重合。同时增加或减小四个旋翼的螺旋桨转速， 四个旋翼产生的升力使得机体上升或下降，从而实现爬升和下降。悬停时，保持 四个旋翼的螺旋桨转速相等，并且保证产生的合推力与重力相平衡，使四旋翼在 某一高度处于相对静止状态，各姿态角为零。垂直飞行控制的关键是要稳定四个 旋翼的螺旋桨转速，使其变化一致。Back 3Richt 2图垂直飞行控制示意图Fig.2.3 Wriical flight of quad-rotor横滚控制，如图2.4所示，通过增加左边旋翼螺旋桨转速，使拉力增大，相 应减小右边旋翼螺旋桨转速，使拉力减小，同时保持其它两个旋翼螺旋桨转速不 变。这样由于存在拉力差，机身会产生侧向倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量, 使机体向右运动。当2 4时可控制四旋翼飞行器作侧向平飞运动。Baek 3咫曲士工图Z4横潦运动控制示意图Fig.2.4 The figure of roll motion sketch俯仰控制，如图2.5所示，与横滚控制较为相似，在保持左右两个旋翼螺旋 桨转速不变的情况下，减少前面旋翼螺旋桨的转速，并相应增加前面旋翼螺旋桨 的转速，使得前后两个旋翼存在拉力差， 从而引起机身的前后倾斜，使旋翼拉力 产生与横滚控制中水平方向正交的水平分量，使机体向前运动。类似的，当1 3时可控制四旋翼飞行器作纵向平飞运动。BackSRight 2图2.5俯仰运动控制示意图Fig.2.5 The figure of pitch motion sketch偏航控制，如图2.6所示，四旋翼飞行器为了克服反扭矩影响，四个旋翼螺 旋桨中的两个顺时针转，两个逆时针转，且对角线上的两个旋翼螺旋桨转动方向 相同。我们知道反扭矩的大小与旋翼螺旋桨转速有关，当四个旋翼螺旋桨转速不完全相同时，不平衡的反扭矩会引起机体的转动。由以上知识，可以设计四旋翼飞行器的偏航控制，即同时提升一对同方向旋转的旋翼螺旋桨转速并降低另一对 相反方向旋转的旋翼螺旋桨转速，并保证转速增加的旋翼螺旋桨转动方向与四旋 翼飞行器机身的转动方向相反。Bark 3Rishi 2图2.6偏航控制示意图Fig,2.6 I hc figure oTyaw motion sketch2.2参数计算2.2.1 坐标系的选取只有在相对意义下，物体的运动和在空间的位置才有意义。确定载体在空间 的位置、速度和姿态等参数，必须首先定义空间的参考坐标系。根据运动载体的运动情况和所提出的不同的导航需求，常用的坐标系主要包括惯性参考坐标系、 地球坐标系、地平坐标系、地理坐标系、载体坐标系、平台坐标系和计算坐标系 等。止匕外，坐标系之间的角度关系可以描述刚性载体在空间的角位置。四旋翼飞行器的姿态角，飞行速度方向和大小等飞行参数都要和坐标系相关 联。想要确切描述飞行器的飞行状态，首先要选取合适的坐标系。下面是为了建立系统动力学模型所选取的两个坐标系：(1)机体坐标系B(Oxyz)机体坐标系(Aircraft-body coordinate frame),其原点O取在四旋翼飞行器的 重心上，坐标系与飞机固连，x轴在飞机对称平面内并平行于飞行器的纵轴线， 即前后旋翼连线指向机头；y轴垂直于飞机对称平面平行于左右旋翼的连线指向 机身左方；z轴在飞机对称平面内，分别与x轴y轴垂直并指向机身上方。(2)地面坐标系E(OXYZ)地面坐标系(Earth-surface inertial reference frame附于研究四旋翼飞行器相 对于地面的运动状态，确定机体的空间位置坐标。在地面上选一点O,作四旋翼飞行器起飞位置。先确定X轴是在水平面内指向某一方向，Z轴垂直于地面指 向空中，Y轴在水平面内垂直于X轴，其指向按右手定则确定，即保证右手4指 由选定的X轴向带选定的Y轴旋转，拇指方向为已确定的 Z轴方向。图27即为机体坐标系B与地面坐标系E的示意图.4 E JZ / x r 图2.7机体坐标系与地面坐标系的关系图I ig.2.7 Relation scheme between earth-surface inertial reIcrcncc frame and rafl-body coordinateframe以上两个坐标系的建立条件是忽略地球曲率，即将地球表面假设成一张平 面。这在现实中，无疑是可以保证的。2.2.2 坐标变换如图2.8,在飞行器飞行动力学中，我们可以通过转换绕x、v、z轴旋转到X、Y、Z轴的欧拉角犷来确定机体坐标系之间和地面坐标系的关系。 其中：:横滚角，机体坐标系相对地面坐标系沿x轴变化的角度，规定机体向右翻转时形成的角度为正；e :俯仰角，机体坐标系相对地面坐标系沿y轴变化的角度，规定机体头部上扬时所形成的角度为正；中:偏航角，机体坐标系相对地面坐标系沿z轴变化的角度。规定机体向右偏航时形成的角度为正;图2用横滚角，俯仰角与偏航角示意图Fig.2,K Sketch map of roll, pitch and yaw本文中，坐标转换采用右手定则，先绕 z轴旋转得“，再绕y轴旋转得 夕，最后绕x轴旋转得0,如图2.8所示，图片中自右向左，每旋转- 有相应的转移矩阵，分别为：cos* -sin/f 0卅（z;8）= sin b cos 仅 0 001cos9 0 sing衣。尸卜 00-sin 0 0 cos0100R（jcM= 0 cos（S $in 0 sin co§所以机体坐标系B到地面坐标系E的转换矩阵为：J!（我兄叼=K（z朋）R（，可夫（范如R（以8Mcos 0cossin。sin Heos y一cos 0sin 产 cos夕sin Geos y + sin-= cossin/ sin sinsin/ + coscos cossinsin- sincos/-sinsincoscos cos式（25）将用在之后的四旋翼飞行器模型推导中.2.2.3 旋翼螺旋桨动力学特性将螺旋桨的浆叶当作旋转的机翼建立的理论称为螺旋桨叶素理论。次，都(2J)(2,2)(23)(24)(2.5)为了能够模拟桨叶的绕流，叶素理论将桨叶划分为有限个微小段 （称为叶素），然后计算每 一个叶素上的气动力，最后沿径向求和得到桨叶上的总气动力。绕过每个叶素的 气流认为是二维的，因此叶素之间互不影响。作用于旋翼上的空气动力包括升力T和阻力Do其中升力是垂直于流动方向的气动力，阻力是平行于流动方向的气动力。定义其相应的气动力系数0r ' C匕 就可得到升力T和阻力D显含丁、J 的形式：T = CTpAr-Ll-(2.6)D = CDpAr2l-(2.7)其中，A为叶片面积；p为空气密度；r为叶片半径；。为螺旋桨角速度。 在悬浮状态下，我们可以假设升力 T和阻力D与螺旋桨的转速的平方成正比， 可得：(2-9)其中，T 、都是常数2.2.4 四旋翼飞行器机身刚体动力学方程四旋翼飞行器系统具有非线性、多变量、各运动高度耦合、欠驱动特点。针 对这些特点，提出如下简化条件，使四旋翼飞行器模型得到简化，即：(1)四旋翼机体质心与机体坐标系原点重合；(2)忽略地面效应以及地球曲率，不考虑地球公转和自转对于飞行器的作用；(3)仅在偏航运动过程中考虑摩擦阻力；(4)四旋翼飞行器机体为单一刚体，并且系统结构对称；通过以上假设,由Newton-Euler方法得出作用在四旋翼飞行器质心的合外力产与合外转矩/有如下形式工ml00俨(2 10)(2JI)4 o o,/= o jv oo o /其中，/eD3xJ为单.位矩阵，Je 例 为转动惯量矩阵. 一表示机体坐标下飞行 器速度矢量，M机体坐标系下的角速度。2.2.5建立四旋翼飞行器的六自由度动力学模型考虑到建立四旋翼飞行器模型以及研究相关控制算究的便利性，提出以下假(1)保证地面坐标系为惯性坐标系，如前文中建立坐标系时的描述，忽略 地球曲率，视地球表面为平面；(2)不考虑地球公转和自转对四旋翼飞行器各项运动的影响；(3)将四旋翼飞行器系统看作单一刚体，忽略其各部分弹性形变；(4)四个旋翼中的螺旋桨轴都与z轴平行排列。根据相关力学知识，有(M2)dVmdl(2.B)其中:F为作用在四旋翼飞行器上的所有外力的和;r为四旋翼飞行器机体质心的速度;m为四旋翼飞行器机体的总质量;表示作用于机体坐标系中某一坐标轴的合外力矩;H为四旋翼飞行器相对于地面坐标系的动量矩。F一设Fx , Fy , Fz为 在机体坐标系上x ,y ,z轴上的分量；VX, Vy ,VZ为在机体坐标系上x , y , z轴上的分量；叼,口3再为卫机体坐标系上x , y , z轴上的分量。我们知道四旋翼飞行器在空间共有六个自由度，即分别沿三个坐标轴作平移 和旋转运动，根据四旋翼飞行器的飞行控制原理， 这六个自由度的控制都可以通 过调节四个螺旋桨产生的升力来实现。接下来，我们考虑前文中的第四个假设，即机体的四个螺旋桨轴都是与z轴平行排列的。因此，在机体坐标系中机体所受合外力不包含x, y轴成分，即0Fb= o(2.14)%IkmJ其中，耳(i = l,2,3,4)为机体各旋翼螺旋桨转动所产生的上升力c由式(2.8)可知， 在悬浮状态下，上升力与螺旋桨转速的平方成正比，实际上，我们是通过控制螺 旋桨转速来控制它所提供的升力c根掂"流电动机相关知识，我们可以很容易的获得驱动各螺旋桨的发动机模 型。驱动电压匕弓电流(的关系为匕一曦/=4争+ R/(2.15)at电流Ia与发动机的输出转矩Tm之间的关系为Tm=KJ(2.16)而输出转知7ml发动机转速”之间的关系为Tm=Jm/ + E(217)at根据匕时=K01n，忽略电板电感Lm ,由式(2.15)可得中流(为(2.18)简化系统变速箱模型，负载转知7；为7；=4斯，其中d为阻力参数，为 变速箱效率，心为齿轮减速比率Q 综上，电动机模型为(2.19)KK d 、K,1n fm o)：ar + JRJm中:儿R*Jmnt m，g 巾内 刑由以上发动机模型，我们知道通过控制各螺旋桨发动机的电压VQ来控制各螺 旋桨升力42,3,4)。通过坐标系变换矩阵夫(0,口口，我们可以获得地面坐标系中四旋翼飞彳J器 的受力情况(2.20)Fe=R(0)FbFx其中4=fy，巴,，4, B为机体所受合外力在地面坐标系中X, Y, Z 7z_轴的分量。所以式(2.20)变为FxFy =R(,6w)，Fbcos 6 cos 勿cos 8 sin”-sin 夕sin ° sin 8 cos i/ - cos 0 sin 什sin psin 8 sin + cos。cos wsin 0 cos。cos 0sin 6 cos i/ + sin ° sin 歹cos sin 夕 sin / 一 sin 0 cos wCOS0COS。i=icos sin geos 什 + sin 0sin ”cos sin gsin 夕-sin 0 cos ”cos cos <9近一步可得:(2.21)Fx = (cos sin 0 cos +sin sin V i-iFy = (cos sin sin - sin 0cos(2.22)Fz = cos0 cos eg1=1(2.23)根据牛顿第.定律，可得地面坐标系卜x, y, z轴方向的平动运动方程x = (Fx /丫)/7 = (cos sin 6cos 1/ + sin sin 夕)Z Z 一y = (FY -fY)/m = (cos0sin 6sin "-sin 0cosL -i=(2.24)z = (Fz-G-fz)lm= (cos0cosTx-Kzz m-g i=i/其中人，人分别为X，Y , Z轴方向上的阻力“ 欢拉角与载体坐标系下角速度之间有如下关系网:5(%0一 "sin J.6 cos a+W sn 也 cos 8-0 sin 0 十 » cos(/)cos 8(2.25)由式(2.25)可以得出:(、cos。+ 69V sin0sin£+3 cos0sin8)/cos6利 cos。+ 仅sin。(他 sin 0 +2 cos。)/cos 8(2.26)四旋翼飞行器机体结构具仃很好的对称性，因应其质量分布也同样具良好 的对称性，所以认为其质心位丁机体中心，并设定四旋翼飞行器机体的转动惯量 惯性矩阵为对称阵，则有0J,000J.(2.27)其中，J/ Jy，/为机体围绕轴X，z轴旋转的转动惯量.根据刚体定轴转动定律，刚体所受的对于某定轴的合外力矩等于刚体对此定 轴的转动惯量与刚体在此合外力矩作用下所获得的外加速度的乘积。这样，我们得到转动运动方程ZM = J(2.28)6).通过整理，可得汝 如 co.% +(4 - 4 )(DyS/Jx =My+(JJx)a)wJJy此十亿-4)?4 /4(2.29)其中，My,也为合力矩EM在机体坐标系中X，V，Z轴上的分量。以上对四旋翼飞行器的手动运动方程和转动运动方程分别进行求解，整理可 得四旋翼飞行器的非线性运动方程x = (cos ° sin 0 cos y/ + sin sin ")Z( 一j； = (cos 夕sin 8sin 夕一sincos 夕)£彳一易) m /(2.30)z = (coscos6工T1 -Kzz/m-gz/M=Mx+(JJJcDya)JJx(oy = M、+(Jz - Jx)o)：(dJJ、(b: =M:+ (Jr -Jv)a)xa/J: "Q cosH + q sinsin8 + cose)sin9)/cos9 f)-a cos。+ sinW =(阳 sin0+二 cos)/cos8为了方便对控制系统的设计，我们假设四旋翼飞行器是在附近无风的环境中 慢速飞行或悬停，并且不考虑飞行器旋翼螺旋桨搅动气流所产生的近地效应。这 样一来，我们可以忽略式中的空气阻力系数Kyr Kz，使回旋翼飞行器平动运动动态得到简化。而在转动动态下，我们只关心机体坐标下的欧拉角的动态 方程，通过进步求导与化简，可得到与平动动态像类似的四旋翼飞行器转动动 态.我们得到的简化J'的四旋翼飞行器非线件模型为：£ = Z J (cos sin 0 cos + sin sin m,4,(cos esin sin - sin cos i/r)/ni受=1匕。£©。0忠8 磨一g(231)收/二/04-7；) +纳-JJ (M)+而M乜血 y=(a+a- qqj+撤jj就巴三、电路与程序设计3.1 系统组成3.1.1 硬件构成飞行器由机架、电机、螺旋桨和控制电路构成。(1)机械构成机架呈十字状，是固定其他部件的平台，本项目采用的是尼龙材料的机架。 电机采用无刷直流电机，固定在机架的四个端点上，而螺旋桨固定在电机转子上， 迎风面垂直向下。螺旋桨按旋转方向分正桨和反桨，从迎风面看逆时针转的为正 桨，四个桨的中心连成的正方形，正桨反桨交错安装。(2)电气构成电气部分包括：控制电路板、电子调速器、电池，和一些外接的通讯、传感 器模块。控制电路板是电气部分的核心，上面包含 MCU陀螺仪、加速度计、电 子罗盘、气压计等芯片，负责计算姿态、处理通信命令和输出控制信号到电子调 速器。电子调速器简称电调，用于控制无刷直流电机。电气连接如图 3.1所示。遥控*遥控接收机BEC供电电调* 控制电路板串口调试接口电机电机电机电机电池图3.1四轴飞行器电气连接图3.1.2 软件构成(1)上位机上位机是针对飞行器的需要，在 Qt SDK上写的一个桌面程序，可以通过申 口与飞行器相连，具备传感器校正、显示姿态、测试电机、查看电量、设置参数 等功能。(2)下位机下位机为飞行器上MCU里的程序，主要有三个任务：计算姿态、接受命令和 输出控制。下位机直接控制电机功率，飞行器的安全性、稳定性、可操纵性都取 决于它。下位机的三个任务实时性都要求很高，所以计算姿态的频率设为200H乙 输出控制的频率为100Hz,而接收到命令后，立即处理。因为电子调速器接受的 信号为PWMB号，高电平时间在1ms2ms之间，所以控制信号输出频率也不能太 高。3.2 原理框图与各个部分电路图3.2.1 原理框图飞行器由四个螺旋桨，前后左右各一个，其中位于中心的主控板接收来自于 遥控发射机的控制信号，在收到操作者的控制后通过数字的控制总线去控制四个 电调，电调再把控制命令转化为电机的转速， 以达到操作者的控制要求，显示的 前后马达是顺时针转动，需要安装反桨，左右马达是逆时针转动，需要安装正桨， 机械结构上只需保持重量分布的均匀， 四电机保持在一个水平线上，可以说结构如马达电调3图3.2飞行器原理框图3.2.2 外部RAM扩展C8051F020R有4352B RAM (4KEBt上 RAM+256B内 RAM)可能不能满足复杂 控制软件的实现，因此采用 32Kx 8的SRAM®片IS62C256.使存储空间扩展了 32KB.硬件原理如图3.3。图3.3外部RAM扩展及串口通讯扩展电路3.2.3 隔离电路由于飞行器的电机在转动过程中会产生比较大的冲击电流，为了提高飞行控制系统的可靠性，需要对C8051F02曲片机输出的脉宽调制（PWM拓号进行隔离。 整机选用锂电池供电，光电耦合器进行信号隔离时，工作电流大，锂电池供电能 力无法满足要求，而且需要大量的电阻、电容配合工作，不利于电路板体积小、 重量轻、功耗低的要求。数字隔离器将CMOS芯片级变压器技术相结合，大大降 低了电路板的体积和功耗。如图3.4 ,数字隔离器ADuM14O0现了 4路PWMB号的 隔离。VCCDVCCCKtl.UFPWM1 '.1U14VDDI VDD2 CNDl GND2VIA VOA VIH VOD vic voc VID VQD no m GNDI GND5ADuMMOO16inC2L也】, pwmCh215a 1u4QPWMO2PWM33, ipwu6j6iiPWMCM4710T9图3.4电机隔离电路3.2.4 高度传感器接口电路飞行器高度的测量选用体积小、重量轻的SRF0时纳高度计。SRF081过标准的I C总线输出高度信号。C8051F020勺用彳T口 SMBust I C串行总线完全兼 容，SMBus总线通过时钟线SCI和数据线SDA实现同步串行接收和发送。因为 SMBus总线接口为漏极开路输出，所以SCL线和SD峨必须通过上拉电阻连接到 正电源上。3.3 系统软件与流程图本控制器的软件部分采用CS言编制，主要完成硬件平台初始化、数据采集 处理、遥控信号解码、电机控制、姿态角解算以及控制律的实现，主程序流程图 如图3.5 。程序人口图3.5主程序流程图上图给出了飞行控制器软件部分的基本流程，实际应用中还包括不同飞行模式切换、手动遥控和自主导航切换以及紧急降落等过程。四、测试方案与测试结果4.1测试方案及测试条件(1)水平原地连续旋转。很简单的操作，起飞悬停空中 1米高左右。将偏航 打到底，其他舵面不用动。四轴就开始原地连续旋转起来。 这个飞行主要测试飞 控姿态预测算法的能力。好的飞控算法应该是尽量保持飞行器机身水平，不会漂 移太多。(2)单边挂重物实验。机器起飞悬停空中。在瞬间给四轴的一个轴臂挂上 一个重物比如电池。对这样的冲击力，看飞控能不能瞬间作出反应。具备自动回 中能力的飞控(飞控要带有陀螺仪+加速度传感器)应该在1秒左右立马回中。 时间越短越好。这样可以测试抗风性能的好坏。(3)空中冲刺飞行。悬停空中一定高度。将俯仰摇杆打到底，这时候飞行 器应该最快速度往前飞行。飞行一段距离惯性足够大。松开俯仰摇杆，让摇杆自 动回中。这时候仔细观察飞行器的姿态变化是不是能随摇杆回中马上回中，并且飞行器不会过冲就是不会抬头。（ 4） 加速上升加速下降测试。悬停空中 1 米左右然后猛推油门，飞行器会很暴力爬升，观察机身会不会有抖动的现象。到底一定高度立马快速减小油门。这时候飞行器会加速下降高度。 也要观察机身会不会抖动。 重要的是观察下降过程中机身是不是有明显的抖动。 抖动越小或者不抖动的机器抗风性能更好。 飞控的算法更具优势。（ 5） 8 字航线飞行。这个需要飞行员有一定的技术基础。这个是考察飞行器的操控性能。 好的飞控只打摇杆器的某一个舵面的时候。 飞行器和这个舵面对应的角度要相应发生变化，飞行的其他角度应该保持打舵前的姿态。（ 6） 手抓飞行器， 油门推到悬停位置， 此时瞬间水平用力将飞行器推出去，飞行器应该也是水平的滑出去不会倾斜太多。