全国电赛四旋翼论文汇总共四份

2013年全国大学生电子设计竞赛四旋翼自主飞行器B题【本科组】2013年9月7日摘要：本系统由数据采集、数据信号处理和飞行姿态和航向控制局部组成。系统选用瑞萨R5F100LEA单片机作为主控芯片，对从MPU-6050芯片读取到的一系列数据进展PID算法处理并给飞行器的电调给出相应指令从而到达对飞行器的飞行姿态的控制。采用MPU-6050芯片采集四旋翼飞行器的三轴角速度和三轴角加速度数据。用红外传感器来检测出黑色指示线，以保证飞行器不脱离指定飞行区域及到达指定圆形区域。利用超声波传感器来检测飞行器与地面的距离，以保证飞行器能越过一米示高线。利用电磁铁来吸取和投放铁片。关键词：瑞萨R5F100LEA单片机 MPU-6050模块 红外传感器循迹 电磁铁拾取铁片 超声波测距 PID算法1目录1系统方案31.1 控制系统的选择31.2 飞行姿态控制的论证与选择 31.3 高度测量模块的论证与选择 31.4 电机调速模块的选择31.5 循迹模块的方案选择31.6 薄铁片拾取的方案的论证与选择 31.7 角速度与角加速度测量模块选择 42设计与论证4 2.1控制方法设计4 2.1.1降落及飞行轨迹控制设计4 2.1.2飞行高度控制设计4 2.1.3飞行姿态控制设计5 2.1.4铁片拾取与投放控制设计5 2.2参数计算53电路与程序设计63.1系统组成6 3.2 原理框图与各局部电路图6 3.2.1原理框图6 3.3系统软件与流程图64测试方案与测试结果74.1测试方案74.2测试条件与仪器74.3测试结果分析75结论8附录8附一：元器件明细表8附二：仪器设备清单8附三：源程序82一 系统方案本系统主要由控制模块、薄铁片拾取、高度测量模块、电机调速模块、循迹模块、角速度和角加速度模块组成，下面分别论证这几个模块的选择。1控制系统的选择 依据此题目的要求，本系统选用组委会提供的瑞萨的R5F100LEA单片机作为主控芯片来控制飞行器的飞行姿态与方向。2 飞行姿态控制的论证与选择 方案一：单片机将从MPU-6050中读取出来的飞行原始数据进展PID算法运算，得到当前的飞行器欧拉角，单片机得到这个欧拉角后根据欧拉角的角度及方向输出相应的指令给电调，从而到达控制飞行器平稳飞行的目的方案二：单片机将从MPU-6050中读取出来的飞行原始数据进展PID算法运算，得到当前飞行器的四元数，单片机再将数据融合，并对电调发出相应指令，从而到达控制飞行器的飞行姿态的目的。但四元数法需要进展大量的运算，且运算复杂。 从算法的复杂程度及我们对算法的熟悉程度，我们选择方案一。3高度测量模块的论证与选择 方案一：采用bmp085气压传感器测量大气压并转换为海拔高度，把当前的海拔测量值减去起飞时的海拔值即得飞机的离地高度。但芯片价格较贵，误差较大，而且以前也没用过这个芯片。方案二：采用HC-SR04超声波传感器测量飞行器当前的飞行高度。 考虑到对元件的熟悉程度、元件的价格和程序的编写，选择方案二。4电机调速模块的选择 由于本四旋翼飞行器选用的是无刷电机，所以电调只能选用无刷电机的电调，自己做电调需要的时间长，而且可能不稳定，所以直接用的是成品电调。5循迹模块的选择 普通的红外传感器检测的距离很近，无法在离地面一米以上的距离检测出地面的黑线，所以我们选择了漫反射远距离光电开关来检测指示线。6薄铁片拾取的选择方案一：在飞行器起飞时由系统控制机械臂拾取起铁片，到达B区放松机械臂，投下薄铁片。缺点：机械臂重量大，对飞行器的飞行姿态影响较大，薄铁片厚度非常小，不易拾取。 方案二：采用电磁铁拾取，用瑞萨MCU控制电磁铁，在飞行器起飞时吸取铁片，到B区后投下铁片。优点：电磁铁体积小而且有较强的拾取能力而且好操作方便。3 综上所述，我们选择用经济又灵活的电磁铁作为薄铁片的拾取工具，采用方案二7角速度与加速度测量模块选择 方案一：选用MMA7361 角度传感器测量飞行器的的与地面的角度，返回信号给单片机处理，从而保持飞行器的平衡。 方案二：用MPU-6050芯片采集飞行器的飞行数据，免除了组合陀螺仪与加速器时之轴间差的问题，减少了大量的包装空间。 综上，选择方案二。二 设计与论证1控制方法设计 1.1降落及飞行轨迹控制 由于题中有指示线，所我们采用漫反射红外开关来识别地面的指示线，红外模块将识别指示线后的信号以上下电平的方式传给单片机，单片机对信号做出反响，控制电调，从而控制飞行器飞行轨迹。程序流程图如图一 图一 图二 1.2飞行高度控制 飞行高度的采集采用超声波模块来实现，通过超声波发出时开场计时，收4到返回信号时停顿计时，单片机利用声音在空气中的传播速度与时间的数学关系来计算出飞行器距离地面的时间，从而控制飞行器的飞行高度到达我们所需的高度。程序流程图如图二。 1.3飞行姿态控制 通过MPU6050模块来测量当前飞行器的三轴加速度和三轴角加速度，利用瑞萨单片机的IIC协议从MPU6050中读取出数据，解读飞行器的飞行姿态，并经过PID算法程序来对数据进展处理，得到当前欧拉角的值，并将处理后的信号传给电调，控制电机的转速，从而到达控制飞行器的飞行姿态的目的。程序流程图如图三。1.4薄铁片拾取与投放控制 根据电磁铁的通电具有磁性，断电磁性消失的原理，从A起飞时我们让单片机控制电磁铁通电，让飞行器吸取薄铁片飞向B区，到达B区后让电磁铁断电，从而投下薄铁片，让其落到B区。程序流程图如图四。 图三 图四2参数计算 本系统最主要的参数计算是对MPU-6050等传感器采集的原始飞行数据进展处理。 单片机从MPU-6050芯片获取的数据是飞行器的三轴角速度和三轴角加速度，MCU对数据进展PID算法处理可以得到飞行器当前的飞行姿态，PID是比例,积分,微分的缩写。比例调节作用：是按比例反响系统的偏差,系统一旦出现了偏差,比例调节立即产生调节作用用以减少偏差。比例作用大,可以加快调节,减少误差,但是过大的比例,使系统的稳定性下降,甚至造成系统的不稳定。积分调节作用：5是使系统消除稳态误差,提高无差度。因为有误差,积分调节就进展,直至无差,积分调节停顿,积分调节输出一常值。积分作用的强弱取决与积分时间常数Ti,Ti越小,积分作用就越强。反之Ti大则积分作用弱,参加积分调节可使系统稳定性下降,动态响应变慢。积分作用常与另两种调节规律结合,组成PI调节器或PID调节器。三 电路与程序设计1系统组成 本四旋翼飞行系统由瑞萨最小系统板、MPU-6050芯片模块、红外循迹、超声波模块和电磁铁构成,由瑞萨单片机用PID算法处理外围传感器传回来的数据，用处理后的数据来控制飞行器的外围器件从而试飞行器能沿着指示线飞行。2原理框图3系统软件与程序流程图 本系统程序的编写采用CubeSuite+软件进展程序的编写，用Renesas Flash Programmer V2.01软件将编写好的程序烧写入瑞萨单片机，软件界面如以下图6Renesa Flash Programmer V2.01 CubeSuite+ 程序流程图四 测试方案与测试分析1测试方案 将飞行器放在圆形区域A或B，让单片机自主控制飞行器飞行，观察飞行器的飞行高度与飞行方向和时间，假设飞行器不能按预定的方案飞行就调整程序的PID参数再进展测试。 2测试条件 飞行器应该在水平的地面上起飞，0605芯片不能倾斜。场地应有黑线作为指示线引导飞行器前进 3测试分析1 刚开场我们为了提高飞行器的续航时间在飞行器上装载了两节电池，但发现两节电池太重，飞行器惯性太大，从而导致飞行器无法及时灵活地调整飞行姿7态，后来我们卸载了一节电池，情况好了很多2飞行器屡次飞行后电池电量会降低，电机转速会下降，从而会影响系统的正常飞行严重时飞行器的飞行高度会缺乏十厘米，达不到起飞的要求，因此，我们设置参数时尽量让飞行器缩短飞行时间五 结论附录一：元器件明细表1 瑞萨 R5F100LEA单片机 2 直流吸盘式电磁铁3 红外传感器4 超声波传感器5 带防撞圈的四旋翼飞行器外形尺寸：长度50cm，宽度50cm；续航时间大于10分钟附录二：仪器设备清单 1 线性稳压电源2 数字示波器 附录三：源程序8-学校统一编号 JMSU-B-001 学校名称 大学 队长 夏玉峰 队员 振林 武 指导教师 野2013年9月7日四旋翼自主飞行器目录摘要：3一、系统方案论证41.1 姿态模块的论证与选择41.2 电源模块的论证与选择41.3飞行方式的论证与选择51.4 电机驱动模块的论证与选择5二、系统理论分析与计算62.1 模糊控制算法的分析62.2 系统电流估算8三、电路与程序设计83.1电路的设计83.1.1系统总体框图83.1.2电机驱动子系统框图与电路原理图93.1.3电源93.2程序的设计103.2.1程序功能描述与设计思路103.2.2程序流程图11四、测试方案与测试结果124.1测试方案124.2 测试条件与仪器124.3 测试结果及分析124.3.1测试结果(数据)124.3.2测试分析与结论13摘要：四旋翼飞行器由主控制器、姿态采集器、电机驱动、执行机构、电源、防撞圈等六局部组成。其中，控制核心采用瑞萨单片机R5F100LEA负责飞行器姿态数据接收和飞行姿态控制；采用AHRS 模块9轴姿态仪的姿态采集器做飞行姿态反响机构；用四块MOS管搭建大功率驱动器来驱动电机；执行机构采用四路空心杯电机实现。该飞行器还采用了模糊控制算法对当前姿态数据进展处理，同时，解算出相应电机的PWM增减量，及时调整飞行姿态，使飞行器的飞行的更加稳定。电源采用集成开关稳压块给单片机供电，使得单片机电源稳定高效。关键词：四旋翼飞行器；模糊控制算法；陀螺仪 Abstract：The four rotor aircraft by the power supply, main controller, attitude collector, motor driver, actuators, anticollision 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 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 aircraft flight attitude more stable. The aircraft has pleted the basic requirement of the topic.Keywords: four rotor aircraft；gyroscope fuzzy control；algorithm一、系统方案论证系统主要由单片机控制模块、姿态采集模块、电源模块、电机驱动模块、空心杯电机和防撞圈等六局部组成，采用*型飞行模式，下面分别论证这几个模块的选择。1.1 姿态模块的论证与选择方案一：MPU6050三轴陀螺仪。MPU6050三轴陀螺仪就是可以在同一时间测量六个不同方向的加速、移动轨迹以及位置的测量装置。单轴的话，就只可以测定一个方向的量，则一个三轴陀螺就可以代替三个单轴陀螺。它现在已经成为激光陀螺的开展趋向，具有可靠性很好、构造简单不复杂、重量很轻和体积很小等等特点，但是其输出数据需要大量的浮点预算才能保证较高的精度，这样会影响单片机对最终的姿态控制的响应速率。方案二：光纤陀螺仪。光纤陀螺仪是以光导纤维线圈为根底的敏感元件， 由激光二极管发射出的光线朝两个方向沿光导纤维传播。光传播路径的变化，决定了敏感元件的角位移。光纤陀螺仪寿命长，动态围大，瞬时启动，构造简单，尺寸小，重量轻，但是本钱较高。方案三：AHRS模块。AHRS模块包含了MPU6050(集成3轴陀螺仪和3轴加速度计)、HMC5883L3轴地磁传感器，BPM180气压高度计等模块。且AHRS模块部已经进展一些数据处理，通过串口直接输出飞行器的当前姿态状态，减少了单片机进展姿态解算的运行时间消耗，进一步提高了单片机对飞行器的姿态控制。综合以上三种方案，我们选择了方案三。1.2 电源模块的论证与选择飞行器的电机电源由7.4伏的航模专用锂电池直接提供，而瑞萨单片机的工作电压在3.35.5伏之间，所以系统需要进展一次电压转换，为控制核心供电，其质量直接决定了系统的稳定性。方案一：LM7805模拟电源模块。用LM78/LM79系列三端稳压IC来组成稳压电源所需的外围元件极少，电路部还有过流、过热及调整管的保护电路，使用起来可靠、方便，而且价格廉价。然而在实际应用中，应在三端集成稳压电路上安装足够大的散热器当然小功率的条件下不用。当稳压管温度过高时，稳压性能将变差，甚至损坏。方案二：LM2596开关电源模块。LM2596系列是美国国家半导体公司生产的3A电流输出降压开关型集成稳压芯片，它含固定频率振荡器150KHZ和基准稳压器1.23v，并具有完善的保护电路、电流限制、热关断电路等。利用该器件只需极少的外围器件便可构成高效稳压电路。提供有：3.3V、5V、12V及可调-ADJ等多个电压档次产品。而且2596的功耗较小，效率较高，适合在航模中使用以提高续航时间，能满足该系统中电路要求。方案三：AMS1117。AMS1117系列稳压器有可调版与多种固定电压版，设计用于提供1A输出电流且工作压差可低至1V。在最大输出电流时，AMS1117器件的压差保证最大不超过1.3V，并随负载电流的减小而逐渐降低。AMS1117的片上微调把基准电压调整到1.5%的误差以，而且电流限制也得到了调整，以尽量减少因稳压器和电源电路超载而造成的压力。但是能提供的电流较小，且在大电流工作状态下易发热。而综合以上三种方案，选择方案二。1.3飞行方式的论证与选择方案一：十字飞行方式。四轴的四个电机以十字的方式排列，调整的时候应该对角调整，但是它灵活性和可调性有限。方案二：*行飞行方式。四轴的四个电机以*字的方式排列，调整的时候应该相邻两个调节，灵活性和可调性较高。*型飞行方式非常自由灵活，旋转方式多样，可以把戏飞行，也可以做出很多高难度动作。综合以上两种方案，选择了方案二。1.4 电机驱动模块的论证与选择方案一：L298N驱动模块。采用L298N控制芯片，通过单片机I/O口输入改变控制端的电平，即可实现5V直流电机正反转、停顿的操作。运用此方案可以很好的利用单片机程序控制到达控制电机的目的。但是经过测试发现飞行器的四路空心杯电机同时运作时电流到达56安培，然而L298N承受不了如此大的电流。方案二：4路MOS电流放大电路。通过MCU输出的信号控制MOS管的通断，到达放大驱动电流控制电机正转和反转。该电路简单，驱动能力强，体积小，非常适合作为小型空心杯电机的驱动。与L298N驱动相比拟，具有驱动简单，控制方便，而且面积小，质量轻等优点。综合以上两种方案，选择了方案二。二、系统理论分析与计算2.1 模糊控制算法的分析由于四旋翼飞行器由四路电机带动两对反向螺旋桨来产生推理，所以如何保证电机在平稳悬浮或上升状态时转速的一致性及不同动作时各个电机转速的比例关系是飞行器按照期望姿态飞行的关键。经过反复测试发现用模糊控制算法处理姿态数据的效果比采用单纯的PID算法实现更加稳定可靠，但是需要处理的运算增多，使得单片机单位时间进展姿态矫正的次数减少，从而一定程度上影响了系统的响应速度。模糊控制算法是对手动操作者的手动控制策略、经历的总结。模糊控制算法有多种实现形式。采用应用最早、最广泛的查表法可大大提高模糊控制的时效性，节省存空间，本自主飞行器的设计就采用了查表法。控制时针对于不同的飞行姿态将每个电机对应的运行状态分别存放在四个五行五列的数组中，系统运行时将从陀螺仪处解算出的姿态数据与数组中的数据比照，查找并映射到相应的隶属区间，然后在隶属的区间处取得最优解进展姿态矫正。算法分析如下：如图1为算法转化分析图。90度80%0%飞行器油门*围，也即占空比-33Fuzzy处理-90度量化0度0比例转化3-3图1 算法转化过程如图2 为隶属区间划分图。YNB NS Z P PB -3 -2 -1 0 1 2 3*图2 隶属区间划分图针对不同状态设置的控制规则表格如下：1) 、第一路电机的控制规则如下Roll轴Pitch轴NBNSZPSPBNBPwmPSPwmPSPwmPBPwmPBPwmPBNSPwmZPwmZPwmPSPwmPSPwmPBZPwmNSPwmZPwmZPwmPSPwmPBPSPwmNSPwmZPwmZPwmZPwmPSPBPwmNSPwmNSPwmNSPwmZPwmPS2) 、第二路电机的控制规则如下Roll轴Pitch轴NBNSZPSPBNBPwmPBPwmPBPwmPBPwmPSPwmZNSPwmPBPwmPSPwmZPwmZPwmNSZPwmPBPwmPSPwmZPwmZPwmNSPSPwmZPwmZPwmZPwmZPwmNSPBPwmNSPwmZPwmNSPwmNSPwmNS3) 、第三路电机的控制规则如下Roll轴Pitch轴NBNSZPSPBNBPwmPBPwmZPwmNSPwmNSPwmNSNSPwmPSPwmZPwmZPwmZPwmNSZPwmPBPwmPSPwmZPwmZPwmNSPSPwmPBPwmPSPwmPSPwmZPwmZPBPwmPBPwmPBPwmPBPwmPSPwmPS4)、第四路电机的控制规则如下Roll轴Pitch轴NBNSZPSPBNBPwmNSPwmNSPwmNSPwmZPwmZNSPwmNSPwmZPwmZPwmZPwmPSZPwmNSPwmZPwmZPwmPSPwmPBPSPwmPSPwmZPwmPSPwmPSPwmPBPBPwmPSPwmPSPwmPBPwmPBPwmPB2.2 系统电流估算经测得每个电机阻约为6左右，电机两端电压为7.4伏，则可得系统总电流约为：安培。普通的电机驱动在此情况下发热快很容易烧坏，所以选用额定电流大的MOS管驱动电机。三、电路与程序设计3.1电路的设计3.1.1系统总体框图系统总体框图如图3所示。MCU主控制器电源AHRS模块电机驱动电机1电机2电机3电机4图3系统总体框图3.1.2电机驱动子系统框图与电路原理图图4MPU6050子系统电路1、 电机驱动子系统框图PWMMOS管电源电机图5电机驱动子系统框图2、电机驱动子系统电路图6电机驱动子系统电路3.1.3电源电源由滤波局部、稳压局部组成。为整个系统提供5V或者7.5V电压，确保电路的正常稳定工作。这局部电路比拟简单，都采用三端稳压管实现，故不作详述。图7 电源子系统电路3.2程序的设计3.2.1程序功能描述与设计思路1、程序功能描述根据题目要求软件局部主要分为三局部，第一局部为无刷电机驱动局部，利用瑞萨单片机部定时器的多路PWM输出功能，实现无刷电机驱动；第二局部为AHRS模块数据接收局部，利用瑞萨单片机部串口USART0的接收中断，接收当前欧拉角输出；第三局部是姿态控制局部，根据接收到的欧拉角与目标欧拉角之间的差值，运用模糊控制算法，解算出相应电机的PWM调整量，设定定时的PWM输出，使飞行器姿态平衡。2、程序设计思路本设计的程序结合瑞萨单片机的特点，主要实现思路为：单片机上电、延时等待电源稳定、减少电源波动对系统的干扰，之后利用定时器设定电机PWM周期、串口初始化，在串口中断效劳函数中不断接收AHRS模块发送的数据，且为了数据的有效性设定特定帧头、状态位、完毕位和校验位。在初始化完毕后，设定目标姿态、进入循环函数，不断检测AHRS数据是否承受完成，一旦接收到有效的姿态数据，就进入姿态控制函数。在姿态控制函数部，利用当前四轴飞行器的Roll翻滚 和 pitch 俯仰数据，结合模糊控制算法，解算出不同姿态时，每个空心杯电机需要的调整量控制电机，这样不断的承受姿态数据，解算数据，调整量输出，使四轴飞行器稳定的飞行。3.2.2程序流程图图8 程序流程图四、测试方案与测试结果4.1测试方案1、硬件测试首先，先把四轴飞行器分块拆解，用最小的最轻的元件和电路板按照配重的需要安装在四轴飞行器上，并安装上保护圈。再用物理方法测量重心，使其重心维持在四轴飞行器的中心。通过电源对做好的电压转换器进展测试，使其稳定在单片机的工作围，尽量使其保持稳定。，2、软件仿真测试在调试程序之前，先用示波器观察瑞萨单片机PWM输出，并用程序模仿飞行器的飞行方法，通过对其仿真来测试PWM的稳定度。AHRS 模块9轴姿态仪配合电脑串口调试助手进展数据的查看，方便调试。3、 硬件软件联调通过单片机编程，模仿出PWM，并测量是否能通过电机驱动来是飞行器起飞，通过屡次测试，找出飞行器起飞时的PWM值。AHRS 模块9轴姿态仪通过串口向单片机发送数据，并在电脑上利用串口接收，检测数据是否正确，通过软件编程针对显示的数据进展修改。同过AHRS 模块9轴姿态仪使四轴飞行器稳定的起飞，并悬停在空中；再进展测试，使四轴飞行器前进和后退；最后进展降落的测试。通过超声波的测量使其悬停在20cm的空中，在进展前进后退的校准，使其飞行足够准确，之后进展对引导线的识别，使飞机平稳前进。最后通过通过对直径为20cm的黑圆圈进展测试，使其测量到，并使四轴飞行器降落在黑色圆圈。4.2 测试条件与仪器测试条件：在飞行场地进展屡次飞行测试到达目的地的时间和偏离目的地的情况。测试仪器：米尺，秒表。4.3 测试结果及分析4.3.1测试结果(数据)测试结果好下表所示： 单位/s时间0.91.11.41.8偏离距离50423220 单位/cm4.3.2测试分析与结论根据上述测试数据，可以得出以下结论：1、测量的最大时间符合设计所规定的时间。2、飞行器在空中飞行时间越长，控制性能越好，飞行越稳定，飞行器降落时偏离目标距离越短。 四旋翼自主飞行器摘要：四旋翼飞行器是一种构造新颖、性能优越的垂直起降飞行器，具有操作灵活、带负载能力强等特点，具有重要的军事和民用价值，以及研究价值。在深入了解四旋翼飞行器的研究现状、关键技术与应用前景的根底之上，根据四旋翼飞行器飞行原理，建立系统动力学模型，确定了系统组成和总体设计方案。首先根据设计方案采购了简单飞行器机体模型，选择适宜的直流无刷电机作为系统动力装置，设计线性度良好、功率满足一定要求的无刷电机驱动器，以满足四旋翼飞行器带载飞行需要。选取了功能强大且容易开发的微处理器、传感器和相关电子元器件满足系统需要，并做了大量的系统软硬件调试工作，最终完成了整体设计。飞行器运动姿态测量单元主要由惯性测量单元(IMU)和三轴磁传感器组成，根据其传感器的性能指标，构建数学模型，从而得到载体准确的航向信息和相应姿势，为飞行器系统稳定飞行提供重要的保障。 四旋翼无人飞行器要实现稳定飞行是以平衡控制为前提的，由于该飞行器具有六自由度而只有四个控制量的欠驱动的控制系统，通过调节四个电机转速实现飞行器平衡稳定飞行，因此平衡控制是四旋翼飞行器运动中的关键。根据系统动力学模型设计控制算法，设计四旋翼飞行器控制系统控制规律，主要包括两个控制回路：姿态控制回路、位置控制回路。在仿真软件平台上，通过仿真验证后将算法移植到处理器中，进展控制算法验证及实验研究，优化飞行控制算法参数。最后，为了满足四旋翼无人飞行器的稳定飞行控制的要求，设计实时性高的控制系统软件程序，进展相关实验调试工作。最终设计出能够实现一键飞行、高效的四旋翼自主飞行器。关键词：四旋翼飞行器 瑞萨R5F100LEA PWM 陀螺仪 超声传感器Abstract: Four rotor aircraft is a kind of novel structure, superior performance 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 prospect, 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 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 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 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 control 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 control 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*perimental 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 目录一、系统方案比拟与设计6二、单元电路设计与计算7 1. 四旋翼飞行器飞行模式72. 系统硬件芯片的选择133、飞行姿态的测量154、超声波传感器高度控制155、电源模块166、硬件电路图16三、程序设计17四、系统测试181、根本局部测试182、测试方法183、测试结果18五、结论 19六、参考文献19七、附录201、仪器设备清单202、程序清单201主函数203、子函数21一、系统方案比拟与设计1.方案一：以瑞萨R5F100LEA为核心控制超声波测距系统，通过主控芯片记录超声波发射的时间和收到反射波的时间，当收到超声波的反射波时，承受电路利用PWM调制法，使飞行器根据不同高度，控制脉冲占空比，从而控制速度。该方法较易实现，仅由电机直接驱动，电路简单，利于一键起飞。2.方案二：考虑以上方案，受外力影响大，稍有倾斜，飞行器将失去平衡。为了到达控制飞行器平衡稳定飞行，外加 MPU6050模块，MPU-6050中陀螺仪和加速度计分别用了三个16位的ADC，将其测量的模拟量转化为数字量，这些数字量输入到主控芯片，结合精细算法，调节脉冲占空比，调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。 通过比拟两种方案，确定了使用方案二，虽然算法复杂，但困难是可能被克制的，能够完成根本任务；而方案一，算法粗糙，一旦采用，面临的各种问题是难以想象的，所以确立为方案二。二、单元电路设计与计算1、带防撞的四旋翼飞行器 1.1 四旋翼飞行器飞行模式四旋翼飞行器是一种由固连在刚性十字穿插构造上的4个电机驱动的一种飞行器。飞行器动作依靠4个电机的转速差进展控制，其机械构造相对简单，可由电机直接驱动，无需复杂的传动装置，便于微型化。相较于典型的传统直升机，仅仅装配有一个主转子和一个尾桨，通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置的飞行模式，四旋翼飞行器是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，按照旋翼布置方式可分为十字模式和*模式，如图l所示，四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，是一种六自由度的垂直升降机，因此这种欠驱动系统非常适合静态和准静态条件下飞行。 对于姿态测量和控制的编程算法来说，十字模式较*模式简单，前者的飞行模式是通过只改变单个机翼转速的方法而完成前后左右四个方向的飞行；而后者的飞行模式是通过同时控制两个机翼转速的方法而完成前后左右四个方向的飞行。十字模式算法简单，容易操作，飞行平稳。*模式算法复杂，可操作性不强。综上所述，采用了十字模式算法。前图1 十字模式算法1.2四旋翼飞行器产生根本动作的原理 四旋翼飞行器构造形式如图2所示，电机1 和电机3 逆时针旋转的同时，电机2 和电机4 顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有以下优势：各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机1 和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。 四旋翼飞行器在空间共有6个自由度分别沿3个坐标轴作平移和旋转动作，这6个自由度的控制都可以通过调节不同电机的转速来实现。图2 四旋翼飞行器的构造形式 根本运动状态分别是：垂直运动；俯仰运动；滚转运动；偏航运动；前后运动；侧向运动。在图3中，电机1和电机3作逆时针旋转，电机2和电机4作顺时针旋转，规定沿*轴正方向运动称为向前运动，箭头在旋翼的运动平面上方表示此电机转速提高，在下方表示此电机转速下降。图3a垂直运动：垂直运动相对来说比拟容易。在图中，因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩，当同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总的拉力增大，当总拉力足以克制整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿z轴的垂直运动。当外界扰动量为零时，在旋翼产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。保证四个旋翼转速同步增加或减小是垂直运动的关键。 图3b俯仰运动：电机1的转速上升，电机3的转速下降，电机2、电机4的转速保持不变。为了不因为旋翼转速的改变引起四旋翼飞行器整体扭矩及总拉力改变，旋翼1与旋翼3转速该变量的大小应相等。由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕y轴旋转方向如下图，同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。 图3c滚转运动：与图b的原理一样，在图c中，改变电机2和电机4的转速，保持电机1和电机3的转速不变，则可使机身绕*轴旋转正向和反向，实现飞行器的滚转运动。 图3d偏航运动：四旋翼飞行器偏航运动可以借助旋翼产生的反扭矩来实现。旋翼转动过程中由于空气阻力作用会形成与转动方向相反的反扭矩，为了克制反扭矩影响，可使四个旋翼中的两个正转，两个反转，且对角线上的来年各个旋翼转动方向一样。反扭矩的大小与旋翼转速有关，当四个电机转速一样时，四个旋翼产生的反扭矩相互平衡，四旋翼飞行器不发生转动；当四个电机转速不完全一样时，不平衡的反扭矩会引起四旋翼飞行器转动。在图d中，当电机1和电机3的转速上升，电机2和电机4的转速下降时，旋翼1和旋翼3对机身的反扭矩大于旋翼2和旋翼4对机身的反扭矩，机身便在充裕反扭矩的作用下绕z轴转动，实现飞行器的偏航运动，转向与电机1、电机3的转向相反。 图3e前后运动：要想实现飞行器在水平面前后、左右的运动，必须在水平面对飞行器施加一定的力。在图e中，增加电机3转速，使拉力增大，相应减小电机1转速，使拉力减小，同时保持其它两个电机转速不变，反扭矩仍然要保持平衡。按图b的理论，飞行器首先发生一定程度的倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，因此可以实现飞行器的前飞运动。向后飞行与向前飞行正好相反。当然在图b图c中，飞行器在产生俯仰、翻滚运动的同时也会产生沿*、y轴的水平运动。 图3f倾向运动：由于构造对称，所以倾向飞行的工作原理与前后运动完全一样。图3 四旋翼飞行器沿各自由度的运动 1.3 四旋翼直升机的动力学原理 不像普通的直升机有可变螺距角度，四旋翼直升机由固定俯仰角转子和转子速度控制，以产生预期的升力。四旋翼的根本运动可以用图4来描述。图4 四旋翼三维受力图 直升机的垂直运动可以在同一时间通过改变所有的转子速度来实现。沿着*轴的运动与在Y轴方向上倾斜有关。这种倾斜可通过降低旋翼1、2的速度，增加旋翼3、4的速度来实现。这种倾斜也可以沿*轴的加速度。类似的，沿着Y轴的运动与在*轴方向上倾斜有关。偏航运动是利用旋翼产生的力矩来实现的。常规直升机有尾桨，以平衡由主旋翼产生的力矩。但在四旋翼的情况下，旋翼的旋转方向是用来平衡和减少这些力矩的。这也可以被用来产生预期的偏航运动。为了在顺时针方向上转向，必须增加旋翼2、4的速度以克制旋翼1和3产生的力矩。因此一个好的控制器应能到达预期的偏航角，同时保持固定的倾斜角度和高度。假设一个固定在支架上的构造在该直升机重心处，此处Z轴是指向上的，它的身体轴心是与惯性系的位置矢量*,y,z)和三个分别代表了俯仰滚转与偏航的欧拉角，有关的式1用来表示旋 转在上式中和分别表示了和每个旋翼产生的力矩相当于纵向的力。这些力矩已通过实验观察到在低速情况下与力是呈线性的。这里有4个输入的力与6个输出的参数因此直升机是一个欠驱动系统。两个旋翼的旋转方向是顺时针方向，另外两个是逆时针的，为了平衡力矩并且实现所需要的偏航运动。根据力和力矩平衡所得方程如下：上面的是阻尼系数，接下来我们假设阻力为0，因为阻力在低速时可以忽略的。为了简单起见，我们定义输入为：是对于轴的转动惯量，是力与力矩的比例因子。表示了在Z轴方向上的加速度，、表示the roll and pitch inputs表示了一个偏航力矩。因此运动方程变成了：假设重心在对角线的交点处，假设重心向上或向下移动d单位，则角速度对力更不敏感，从而稳定性增加了。使旋翼的力指向中心同样增加稳定性，同时减少 The roll and pitch moments和垂直方向上的总推力。2. 系统硬件芯片的选择2.1 飞行器控制板主控芯片R5F100LEA，如图5所示。图5 主控芯片R5F100LEA引脚图 主控芯片R5F100LEA是瑞萨公司生产的一款单片机芯片，采用64引脚LQFP封装，64KB的ROM容量，拥有Flash存储器。本产品相较于C8051有以下特点：拥有15个端口，采用引脚复用方式，既节省了引脚资源，又拓展了功能。适合在复杂应用且微型飞行器上应用。2.2 MPU 6050 如图6图6 MPU6050引脚图MPU-6050为全球首例整合性6轴运动处理组件，采用最小最薄包装 (4*4*0.9mm QFN) 符合RoHS及环境标准，相较于多组件方案，免除了组合陀螺仪与加速器时之轴间差的问题，减少了大量的包装空间。MPU-60006050整合了3轴陀螺仪、3轴加速器，并含可藉由第二个I2C端口连接其他厂牌之加速器、磁力传感器、或其他传感器的数位运动处理(DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要I2C端口以单一数据流的形式，具有向应用端输出完整的9轴融合演算技术InvenSense的运动处理资料库，可处理运动感测的复杂数据，降低了运动处理运算对操作系统的负荷，并为应用开发提供架构化的API等功能。MPU-60006050的角速度全格感测围为250、500、1000与2000/sec (dps)，可准确追踪快速与慢速动作，并且，用户可程式控制的加速器全格感测围为2g、4g8g与16g。产品传输可透过最高至400kHz的IC或最高达20MHz的SPIMPU-6050没有SPI。MPU-6000可在不同电压下工作，VDD供电电压介为2.5V5%、3.0V5%或3.3V5%，逻辑接口VVDIO供电为1.8V 5%MPU6000仅用VDD。MPU-6050中陀螺仪和加速度计分别用了三个16位的ADC，将其测量的模拟量转化为数字量。2.3 HC-SR04 如图7图7 HC-SR04实物图HC-SR04超声波测距模块包括超声波发射器、接收器与控制电路，性能稳定，测度距离准确，模块高精度，盲区小。具有可提供2cm-400cm的非接触式距离感测功能，测距精度可达高到3mm。根本工作原理：(1)采用IO口TRIG触发测距，给至少10us的高电平信号;(2)模块自动发送8个40khz的方波，自动检测是否有信号返回；(3)有信号返回，通过IO口ECHO输出一个高电平，高电平持续的时间就是超声波从发射到返回的时间。测试距离=(高电平时间*声速(340M/S)/2。3、飞行姿态的测量 对无人机的控制来说测量无人机的飞行姿态是势必不可少。我们用一个惯性测量装置陀螺仪mpu6050来执行这一任务。这架旋翼机的姿态是确定利用互补滤波器为每个旋转轴。该过滤器的工程计算误差信号之间的估计角，并参考角在直接从加速度计算。在积分前，这个错误信号减去了初始角速度信号。应该指出的是，比率传感器可以测量在体固定轴，而加速度测量倾斜，在地球上的固定轴。4、超声波传感器高度控制 超声波传感器高度控制是通过PID闭环控制算法实现的，这种控制采用闭合反响，通过超声波传感器发射的时间和收到反射波的时间差，计算距离，反响给主控芯片，同时控制四个电机的转速。PID是比例(P)、积分(I)、微分(D)控制算法。但并不是必须同时具备这三种算法，也可以是PD,PI,甚至可以只有P算法控制。采用了以上三种算法比例(P)、积分(I)、微分(D)控制超声波传感器反响的脉冲，以控制四个电机的转速，越过障碍。积分，反响系统的累计偏差，使系统消除稳态误差，提高无差度，因为有差，积分调节就进展，直至无误差；微分，具有预见性，能预见偏差变化的趋势，产生超前的控制作用，在偏差还没有形成之前，已被微分调节作用消除，因此可以改善系统的动态性能。但是微分对噪声干扰有放大作用，加强微分对系统抗干扰不利积分和微分都不能单独起作用，必须与比例控制配合。采用比例控制规律能较快