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******************************************************************** 注意：此為正文起始格式 正文和附錄中均不得大段復制源代碼和原理圖，只允許能充分體現創新方法或關鍵設計的少量源代碼示例和原理圖。 正文+附錄盡量控制在20頁內 *********************************************************************
設計摘要
本設計是基于STM32F4的四軸航拍平臺。以STM32F407為控制核心，四軸飛行器為載體，輔以云臺的航拍系統。硬件上由飛控電路，電源管理，通信模塊，動力系統，機架，云臺伺服系統組成。算法上采用簡潔穩定的四元數加互補濾波作為姿態解算算法，PID作為控制器，實現飛行，云臺增穩等功能。具有靈活輕盈，延展性，適應性強好等特點。本設計是基于STM32F4的四軸航拍平臺。以STM32F407為控制核心，四軸飛行器為載體，輔以云臺的航拍系統。硬件上由飛控電路，電源管理，通信模塊，動力系統，機架，云臺伺服系統組成。算法上采用簡潔穩定的四元數加互補濾波作為姿態解算算法，PID作為控制器，實現飛行，云臺增穩等功能。具有靈活輕盈，延展性，適應性強好等特點。本設計是基于STM32F4的四軸航拍平臺。以STM32F407為控制核心，四軸飛行器為載體，輔以云臺的航拍系統。硬件上由飛控電路，電源管理，通信模塊，動力系統，機架，云臺伺服系統組成。算法上采用簡潔穩定的四元數加互補濾波作為姿態解算算法，PID作為控制器，實現飛行，云臺增穩等功能。具有靈活輕盈，延展性，適應性強好等特點。
. 引言四軸飛行器是一種利用四個旋翼作為飛行引擎來進行空中飛行的飛行器。進入20世紀以來，電子技術飛速發展四軸飛行器開始走向小型化，并融入了人工智能，使其發展趨于無人機，智能機器人。 四軸飛行器不但實現了直升機的垂直升降的飛行性能，同時也在一定程度上降低了飛行器機械結構的設計難度。四軸飛行器的平衡控制系統由各類慣性傳感器組成。在制作過程中，對整體機身的中心、對稱性以及電機性能要求較低，這也正是制作四軸飛行器的優勢所在，而且相較于固定翼飛機，四軸也有著可垂直起降，機動性好，易維護等優點。 在實際應用方面，四軸飛行器可以在復雜、危險的環境下可以完成特定的飛行任務，也可以用于監控交通，環境等。比如，在四軸飛行器上安裝甲烷等有害氣體的檢測裝置，則可以在高空定點地檢測有害氣體；進入輻射區檢查核設施；做軍事偵察；甚至搬運材料，搭建房屋等等。本設計利用四軸搭載云臺實現航拍任務，當然經過改裝也可以執行其他任務。 本設計主要研究了四軸飛行器的姿態結算和飛行控制，并設計制作了一架四軸飛行器，對關鍵傳感器做了標定，并利用用matlab分析數據，設計算法，還進行了單通道平衡試驗調試，進行試飛實驗取得了一定的效果。 2. 系統方案本設計采用STM32F4作為核心處理器，該處理器內核架構 ARM Cortex-M4，具有高性能、低成本、低功耗等特點。 主控板包括傳感器MPU6050電路模塊、無線藍牙模塊、電機啟動模塊，電源管理模塊等；遙控使用商品遙控及接收機�？刂菩酒东@接收機的PPM命令信號，傳感器與控制芯片之間采用IIC總線連接，MCU與電調之間用PWM傳遞控制信號。 軟件算法才用基于四元數的互補濾波解算姿態叫，控制算法才用經典PID控制器控制云臺舵機和四軸電機。如圖2-1為本設計總體框圖。
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2018-6-27 02:31 上傳
圖2-1 3. 系統硬件設計針對前面提出的整體設計方案，本設計采取模塊化策略,將各個功能部分開來設計，最后組合起來。 3.1 電源管理模塊 四軸飛行器要求整體設計質量較輕，體積較小，因此在電池的選取方面，采用體積小、質量輕、容量大的鋰電池供電最合適。系統的核心芯片為STM32F103，常用工作電壓為3.3V，同時慣性測量傳感器，藍牙通信模塊的常規供電電壓也為3.3V，鋰電池的電壓為11.4V，要使系統正常工作，需要將11.4V的鋰電池電壓穩壓到3.3V。常用的78系列穩壓芯片已不再適用，必須選擇性能更好的穩壓芯片。 經綜合考慮，本電路采用LM1117-3.3和LM2940-5電源部分的核心芯片。電池電源經過LM2940-5降到5V后在輸入LM1117-3.3穩壓為3.3V。由于電機部分電流較大，故在飛控電路部分加入了過流保護，使用500mA的保險絲。電路圖如下。 表3-1 四軸飛行器硬件清單 4. 系統軟件設計軟件設計上由控制核心STM32F4讀取傳感器信息，解算姿態角，以姿態角為被控制量融合遙控信息后，輸出到四個電機及兩個舵機以完成四軸飛行控制和云臺的穩定補償。下圖是軟件流程：
4.1.四元素計算姿態角的實現 根據前面給出的姿態解算方程與四元數，即可得到姿態計算系統的計算原理如下圖（4-1）
圖4-1 姿態算法流程圖 本設計基于互補濾波的思想上完成的四元素算法，其核心思路為利用加速度測得的重力向量與估計姿態得到重力向量的誤差來矯正陀螺儀積分誤差，然后利用矯正后的陀螺儀積分得到姿態角。 首先不妨設處理后的加速度數據為：ax,ay,az，單位m/s^2。加速度計的向量為 （ax,ay,az）陀螺儀數據為：gx,gy,gz，單位rad/s。陀螺儀向量 （gx,gy,gz），由式（4-5）可得由載體到導航坐標系的四元數形式轉換矩陣為：  。 根據余弦矩陣和歐拉角的定義，地理坐標系的重力向量，轉到機體坐標系，是中的第三列的三個元素，即 。所以加速的向量與估計重力向量叉積：  （4-7） 然后利用向量的叉積， 可視為誤差向量，這個叉積向量仍舊是位于機體坐標系上的，而陀螺積分誤差也是在機體坐標系，而且叉積的大小與陀螺積分誤差成正比，正好拿來糾正陀螺。由于陀螺是對機體直接積分，所以對陀螺的糾正量會直接體現在對機體坐標系的糾正。用上面得到的結果校正陀螺儀：  （4-8） 此處k為一個常量系數。 再利用二階畢卡法解四元數微分方程（4-6），更新四元數為下一次計算做準備。畢卡二階算法為： （4-9） 其中 為角增量
最后將四元數轉變為歐拉角： Q_ANGLE.Pitch=asin(-2 * q1 * q3 + 2 * q0* q2) Q_ANGLE.Rool=atan2(2*q2*q3+2*q0*q1，-2*q1*q1-2*q2*q2+1) Q_ANGLE.Yaw=atan2(2*q1*q2+2*q0*q3,-2*q2*q2-2*q3*q3+1) 數據流程圖如下：
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2018-6-27 02:33 上傳
圖4-5 數據流程圖 通過以上算法我成功得出了飛行器的姿態角，在開啟電機的情況下，角度誤差在+/-2°以內，滿足了控制要求。姿態計算效果如下圖所示，其中紅色和藍色是直接由加速度計算出的俯仰角和橫滾角，青色和黃色為姿態結算后的俯仰角和橫滾角。由圖中數據可看出，解算的姿態角不僅能即時的反應角度變化切曲線平滑，說明姿態解算算法有效。
4.2.控制設計由于四軸飛行器獨特的機械結構，即結構上的對稱設計，使得四軸在俯仰角的控制欲橫滾角的控制上有這近乎相同的控制特性，且兩者相對獨立。四軸飛行器的俯仰，橫滾，偏航，升降可以通過四個輸入量來控制。通過設定一個期望角度，調整電機轉速，使得測得的姿態角穩定在期望角�？刂坡傻脑O計主要采用是閉環控制。以姿態角做為被控制量，采用經典的PID控制算法。 四軸飛行器系統是一個時變且非線性的系統，采用傳統PID算法的單一的反饋控制會使系統存在不同程度的超調和振蕩現象，無法得到理想的控制效果。本文將前饋控制引入到了四軸飛行器系統的控制中，有效地改善了系統的實時性，提高了系統的反應速度；并且根據四軸飛行器系統的特點，對數字PID算法進行了改進，引入了微分先行環節，改善了系統的動態特性；使得控制器能夠更好地適應四軸飛行器系統的實際情況。 在姿態角的控制中，本設計將控制器捕獲到的遙控器信號轉換為一個角度，作為期望角，與解算出來的測量角作差，得到偏差error。將error乘以一個比例系數kp。在只有kp作用下，系統會有靜差所以考慮利用積分ki控制消除穩態誤差。但積分控制會降低系統的動態性能，甚至造成閉環系統不穩定，因此要對積分進行限幅，防止積分過大。 對于微分，如果采用傳統的D方法，在人為操縱四軸時會產生輸入的設定值變化頻繁且幅度較大，從而造成系統的振蕩。對人為控制十分不利，為了解決設定值的頻繁變化給系統帶來的不良影響，本文在姿態角控制上引入了微分先行PID算法，其特點是只對輸出量進行微分，即只對陀螺儀角速度測量值進行微分，而不對姿態角的設定值進行微分。這樣，在設定值發生變化時，輸出量并不會改變，而被控量的變化相對是比較緩和的，這就很好地避免了設定值的頻繁變化給系統造成的振蕩，明顯地改善了系統的動態性能。控制周期定為4ms，姿態控制系統示意圖如下：
圖5-1姿態控制系統示意圖 通過前面一章的介紹我們已經的達到了俯仰，橫滾，航向三個控制量，然后將它們分別輸入三個獨立的如上圖所示的PID控制器，我們可以得到三個PID輸出：pid_roll，pid_pitch，pid_yaw將這三個輸出量做簡單的線性運算輸出給電機。部分代碼如下：
#define PIDMIX(X,Y,Z) Motor_Thr + pid_pitch* Y+ pid_roll*X + pid_yaw*Z
MOTOR1=MOTORLimit(PIDMIX(+1,+1,-1)); //REAR_R 后右電機 MOTOR2=MOTORLimit(PIDMIX(-1,-1,-1)); //FRONT_R 前右電機 MOTOR3=MOTORLimit(PIDMIX(-1,+1,+1)); //REAR_L 后左電機 MOTOR4=MOTORLimit(PIDMIX(+1,-1,+1)); //FRONT_L 前左電機
4.3. PID參數調節 PID參數的整定是PID控制的關鍵環節，直接影響到控制的效果。故一個PID設計的好不好往往要看其參數能否調節好，本設計的PID參數調節采用湊試法。湊試法是通過實際的閉環系統，通過觀察系統的響應曲線，在本設計中通過觀察被調量，PID輸出，設定值三條曲線，判斷出kp,ki,kd對系統響應的影響，反復嘗試，最終達到滿意響應，從而達到確定控制參數的kp,ki,kd的目的。在參數調節過程總遵循以下原則[17]: （1）在輸出不振蕩時，增大比例增益P。 �。�2）在輸出不振蕩時，減小積分時間常數Ti。 （3）在輸出不振蕩時，增大微分時間常數Td。 �。�4）一般步驟： a.確定比例增益P 確定比例增益P 時，首先去掉PID的積分項和微分項，一般是令Ti=0、Td=0（具體見PID的參數設定說明），使PID為純比例調節。輸入設定為系統允許的最大值 的60%~70%，由0逐漸加大比例增益P，直至系統出現振蕩；再反過來，從此時的比例增益P逐漸減小，直至系統振蕩消失，記錄此時的比例增益P，設定PID的比例增益P為當前值的60%~70%。比例增益P調試完成。 b.確定積分時間常數Ti 比例增益P確定后，設定一個較大的積分時間常數Ti的初值，然后逐漸減小Ti，直至系統出現振蕩，之后在反過來，逐漸加大Ti，直至系統振蕩消失。記錄此時的 Ti，設定PID的積分時間常數Ti為當前值的150%~180%。積分時間常數Ti調試完成。 c.確定積分時間常數Td 積分時間常數Td一般不用設定，為0即可。若要設定，與確定 P和Ti的方法相同，取不振蕩時的30%。 d.系統空載、帶載聯調，再對PID參數進行微調，直至滿足要求。 （5）最終調試好的標準應該是，PID輸出曲線在有一個階躍響應來是，響應一大一小兩個波，小波是大波的四分之一。 四軸飛行器的PID整定，我們首先四軸固定在單軸平衡平臺上，讓飛行器完成單軸平衡，主要觀察姿態角的（1）穩定性，能否平衡在期望角度；（2）響應性，當操縱命令改變時，四軸能否即時的響應期望的變化；（3）操縱性，由操縱員感受四軸的姿態是否已與操縱，會不會產生響應過沖。 在參數調整時，先調P,將I,D給0，先給一個小值P1，如果飛行器不能穩定在一個角度，則P1給小了，下一次給一個較大值P2，如果飛行器產生震蕩則證明P2給大了，那么合適的P在P1-P2之間，反復試驗幾次可找到P震蕩的臨界點P0,然后保持P0不變按照調P的方法來調D,D是用來消除誤差的，當抖動差不多被消除時，此時我們有較合適的P0,D0，在這兩個值附近再試幾組參數，觀察效果得到最優參數。調好P,D后此時四軸的穩定狀態與期望狀態間也學會有靜差，接下來加入I，參數有小到大，當靜差差不多被消除時，我們再對P,I,D三組參數在小范圍內聯調。最后確定恰當的積分限幅值，完成整個PID參數的整定。
5. 系統創新- 采用STM32F407這樣一款高性能芯片作為控制核心，計算快速，擴展空間大。
- 云臺飛控一體化設計，既能完成飛行任務也能實現云臺穩定。
- 姿態算法采用基于四元數的互補濾波，姿態角無奇點，比起卡爾曼李春波等高端算法有著計算量小的特點且能投入使用，大大節約了cpu計算時間，也降低了對cpu的性能要求。
- 利用四軸作為云臺載體有著靈活機動，可讓攝像頭獲得比較好的視野，且云臺能消除四軸機體抖動。
- 方便改裝用于執行其他任務。
6. 評測與結論6.1.四軸飛行器的調試6.1.1電源調試 將電路板焊接完成后，為電路板供電，用萬用表測得個供電芯片電壓如下 表6-1各電源芯片電壓值 由表中數據可知電源管理部分可滿足系統供電要求。
6.1.2 姿態角調試 在完成控制器底層的硬件驅動后，開始姿態角算法的調試。利用藍牙模塊將解算出的姿態角數據發回上位機，搖動四軸機體，觀察上位機數據曲線與姿態演示立方塊。
圖6-1 姿態角數據對比曲線 圖6-1中黃色和藍色為直接由加速度計算出的俯仰與橫滾角，紅色和青色為姿態解算后的姿態角，可明顯看出直接由加速度計算出的姿態角噪聲大，不平滑，不能真實反映姿態角的變化。而由四元數算法解算后的姿態角反應快，噪聲小，足以滿足控制要求。光觀察曲線并不直觀，還可以觀察上位機中的立方塊，當小立方塊的姿態與四軸機體能夠保持一致變化時說明姿態解算良好。通過以上手段可知姿態角解算滿足需求。
圖6-2 用于演示姿態的上位機立方塊 6.1.3 控制電機調試 在第五章，已經針對四軸飛行器進行了PID的控制設計,但為了得到實際使用的PID控制參數我們還需要通過反復試驗來整定出最優參數。為了方便參數的調試，在本設計過程中才用了先調平衡一個方向，再調另一個方向，最后聯達到平衡的效果。為此設計了如下圖所示試試驗平臺：
圖6-3 四軸單軸平衡試驗 在調試過程中，為了避免頻繁的下載程序帶來的不變，采用串口藍牙發送參數的做法，大大提高了調試效率。當俯仰與橫滾兩個軸都能夠獨立的平衡時，可以脫離單軸平臺開始在空中進行航向角的穩定性調試。 6.2.四軸飛行器的試飛 當前面的各項調試都完成了之后，就準備要進行試飛實驗。飛行試驗是對控制系統的功能和技術指標進行驗證的最終手段，也是衡量四軸設計是否成功的重要標志。 試飛前要確保系統各部分工作正常，穩定。檢查各個接口連接是否正確，各部件安裝是否牢固，電池電量是否充足。打開電源前檢查遙控器油門是否在最低位置，起飛前先輕推油門確保電機工作正常。一切準備就緒，即可進行試飛。將四種飛行器放在水平地面上，開始啟動姿態初始化程序，聽到電調提示音后，緩慢增加油門，螺旋槳轉速上升，將飛機拉離地面。由實際情況可看出當姿態發生傾斜時，姿態解算及PID控制能夠及時調整電機轉速，穩定飛行姿態。飛行器還能根據遙控指令的變化完成相應的動作。本此設計的四軸飛行器可實現垂直升降的要求，能保持姿態的穩定，機體晃動小，在微風的干擾下能夠自動調整姿態，確保平穩飛行，且系統響應快，續航時間大概在8分鐘。因此本次的設計是有效的。 附錄
部分代碼 - void IMUupdate(float gx, float gy, float gz, float ax, float ay, float az)
- {
- static float q0 = 1.0f, q1 = 0.0f, q2 = 0.0f, q3 = 0.0f;
- float delta_2=0;
- const static float FACTOR = 0.002;
-
- float norm=0.0f;
- float vx, vy, vz;
- float ex, ey, ez;
-
- float q0q0 = q0*q0;
- float q0q1 = q0*q1;
- float q0q2 = q0*q2;
- float q1q1 = q1*q1;
- float q1q3 = q1*q3;
- float q2q2 = q2*q2;
- float q2q3 = q2*q3;
- float q3q3 = q3*q3;
-
- norm = sqrt(ax*ax + ay*ay +az*az); // 測量正�；� 把加速度計的三維向量轉成單位向量。
- ax = ax /norm;
- ay = ay / norm;
- az = az / norm;
-
- vx = 2*(q1q3 - q0q2); // 估計方向的重力
- vy = 2*(q0q1 + q2q3);
- vz = q0q0 - q1q1 - q2q2 + q3q3;
-
- ex = (ay*vz - az*vy);
- ey = (az*vx - ax*vz);
- ez = (ax*vy - ay*vx);
-
- halfT=0.002;
- gx = gx + ex*FACTOR/halfT; //校正陀螺儀測量值 用叉積誤差來做PI修正陀螺零偏
- gy = gy + ey*FACTOR/halfT;
- gz = gz + ez*FACTOR/halfT;
- delta_2=(2*halfT*gx)*(2*halfT*gx)+(2*halfT*gy)*(2*halfT*gy)+(2*halfT*gz)*(2*halfT*gz);
-
- q0 = (1-delta_2/8)*q0 + (-q1*gx - q2*gy - q3*gz)*halfT; // 整合四元數率 四元數微分方程 四元數更新算法，二階畢卡法
- q1 = (1-delta_2/8)*q1 + (q0*gx + q2*gz - q3*gy)*halfT;
- q2 = (1-delta_2/8)*q2 + (q0*gy - q1*gz + q3*gx)*halfT;
- q3 = (1-delta_2/8)*q3 + (q0*gz + q1*gy - q2*gx)*halfT;
-
- norm = sqrt(q0*q0 + q1*q1 + q2*q2 + q3*q3); // 正�；脑�
- q0 = q0 / norm;
- q1 = q1 / norm;
- q2 = q2 / norm;
- q3 = q3 / norm;
-
- //轉換為歐拉角
- Q_ANGLE.Pitch = asin(-2 * q1 * q3 + 2 * q0* q2)* 57.3; // pitch
- Q_ANGLE.Roll = atan2(2 * q2 * q3 + 2 * q0 * q1, -2 * q1 * q1 - 2 * q2* q2 + 1)* 57.3; // roll
- Q_ANGLE.Yaw = -atan2(2 * q1 * q2 + 2 * q0 * q3, -2 * q2*q2 - 2 * q3 * q3 + 1)* 57.3; // yaw
- }
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