2014届毕业设计(论文)
题目小型四旋翼飞行器控制系统设计
与实现
专业班级2010电气工程及其自动化02 学号1004150213
姓名孔令上
指导教师文小玲教授
学院名称电气信息学院
2014 年 5 月30日
小型四旋翼飞行器控制系
统设计与实现
Design andImplementation of Control Systemfor
AQuadrotorUA V
学生姓名: 孔令上
指导教师: 文小玲教授
摘要
四旋翼飞行器是一种能够垂直起降的多旋翼飞行器,它非常适合近地侦察、监视、航拍、农业播撒任务。国外某些科技公司，如亚马逊，正在开发研究利用多旋翼飞行器进行快递投送等自动化的物流业务，可见其具有广泛的军事和民事应用前景。但是四旋翼飞行器控制难度较大,难点在于飞行器具有欠驱动、多变量、非线性等比较复杂的特性。因此四旋翼飞行器的建模与控制也成了控制领域的热点和难点。四旋翼飞行器有各种的运行状态,比如:爬升、下降、悬停、滚转运动、俯仰运动、偏航运动等。本文采用牛顿-欧拉模型来描述四旋翼飞行器的飞行姿态。本文限于作者能力未对四旋翼飞行器的机架结构和动力学特性做详尽的分析和研究,而是一定程度上简化了四旋翼飞行器的数学模型，在一定姿态角度内近似将其看作线性系统，以方便使用PID控制算法对飞行器在空中的三个欧拉角进行控制。
本文提出了四旋翼飞行器的系统设计方案,设计了四旋翼飞行器的机械结构,对其进行了模块化设计,按照功能分别设计了姿态检测单元、姿态控制单元和执行单元三个模块。参考国际上四旋翼开源项目,基于A VR8位单片机Atmega328p、MPU6050IMU模块进行了硬件选型、电路设计与制作、软件代码的编写及调试。最终实现较好的控制结果。
关键词：Atmega328p；MPU6050IMU模块；PID控制；IIC总线；C语言
The quad-rotor is a VTOL multi-rotor aircraft. It is very fit for the usage ofreconnaissancemission , monitoring task ，aerial photographing and sowingnear-Earth.What`s more exciting that some foreign technology company，such as https://www.doczj.com/doc/a5188311.html,，is developing the way to deliver commodity via QuadrotorUA V ,so it can be known that QuadrotorUA V will be used in widerange of military and civilian applications. The quad-rotor is under-actuated,multivariable, strongly coupled, nonlinear, and uncertainties complex features system.The modeling and controlling have become a hot and difficulty in thecontrol field.
A novel system design of Quadrotor is presented to solve the attitude control problem for aQuardrotor UA V. The novel design divided the system into three modules: attitude detection、stability control and actuator module. Referencing to many open source projects regarding Quadrotor UA V aroundthe world, Atmega328p singlechip、MPU6050IMU is chosen here, then design the circuit Schematic and makes PCB,write and debug code.After these endeavor，testing results show the good performance of each unit .
Keywords：Atmega328p；MPU6050IMU；PID；IIC bus；C language
摘要.......................................................... I Abstract ..................................................... I I 第一章绪论. (1)
1.1 研究背景 (1)
1.2 四旋翼飞行器的研究现状 (2)
1.3 四轴飞行器飞行原理 (4)
第二章飞行器硬件设计 (6)
2.1 硬件总体设计框图 (6)
2.2 器件选型 (7)
第三章飞行器软件设计 (11)
3.1 软件总体设计框图 (11)
3.2 初始化模块 (11)
3.3 遥控接收模块的PPM解码 (12)
3.4 电机驱动模块 (14)
3.5 传感器数据采集模块 (16)
3.6 姿态解算模块 (19)
3.7信息综合与决策控制模块 (23)
第四章系统调试与实验 (30)
4.1 PPM解码调试 (30)
4.2 电机驱动PWM波形调试 (30)
4.3 姿态解算实验 (31)
4.4 整机测试 (32)
第五章总结 (33)
致谢 (34)
参考文献 (35)
附录 (37)
第一章绪论
1.1 研究背景
四旋翼飞行器与普通旋翼飞行器相比,具有结构简单、故障率低和单位体积能够产生更大的升力等优点;而且四旋翼飞行器非常远在狭小的空间内执行任务。因此,四旋翼飞行器具有广阔的应用前景,吸引了众多的科研人员,成为国内外的研究热点。
作为无人机中富有生命力的机型，四轴飞行器还具备无人机的多种优势。无人机是一种体型较小、无人驾驶，能够在空中实现自主飞行并执行一定任务的飞行器。无人机与普通飞机相比,其结构简单成本低，便于制造和维护；由于无人驾驶，因此其有效载荷更大，能够安装更多的设备或武器，完成任务的效率和可靠性更高；而且即使出现意外险情也不会危及到飞行员的生命安全，因此广泛应用于各种高风险的任务中。在军事领域，无人机早己投入到实战使用中[1]。无人机在战争中可以实施战场侦査、目标定位、单位跟踪、电子干扰甚至火力支援等任务。例如，美国在阿富汗战争和伊拉克战争期间就大量使用了“全球鹰”无人机，在取得巨大战果的同时也极大地减少了美军的伤亡。在今后的信息化战争中，无人机必将发挥着越来越重要的作用。在民用和科技领域，无人机也发挥着巨大的作用。例如，无人机可以在发生重大灾害后实施侦査、搜寻与救援工作；可以安装多种探测设备用于火灾、虫灾监测和地质勘探中；还可以携带多种科学设备进行科学实验。因此，世界各国都非常重视无人机的研制工作。按照结构的不同，无人机可以分为固定翼无人机和旋翼无人机两种，其中前者又可分为螺旋桨式固定翼无人机和喷气式固定翼无人机两种，后者又可分为单旋翼无人机和多旋翼无人机两种。两者的飞行原理也不同，固定翼无人机利用发动机产生的推力或者拉力使飞机高速前进，利用机翼产生维持飞行状态的升力；而旋翼无人机则利用一个或多个螺旋桨高速旋转产生升力，并利用升力在水平面上的分力实现前后、左右运动[2]。与固定翼无人机相比,旋翼无人机具有能够向后飞行、垂直起降和悬停的特点,对起飞、降落场地的条件要求很少,控制起来非常灵活,能够满足多种用途,因此旋翼无人机具有更大的研究价值。四旋翼飞行器与普通旋翼飞行器相比,具冇结构简单、故障率低和单位体积能够产生更大的升力等优点;而且四旋翼飞行器非常远在狭小的空间内执行任务。因此,四旋翼飞行器具有广阔的应用前景,吸引了众多的科研人员,成为国内
外新的研究热点[3]。飞行控制器是四旋翼飞行器最核心的部分，飞行器通过飞行控制器与外界交互并做出反应，使得飞行器能够在没有外界操纵和干预的情况下自主飞行。
1.2 四旋翼飞行器的研究现状
四旋翼飞行器的发展经历了两个阶段。第一阶段是在20世纪初,1907年法国科学家Charles Richet制造了一架小型的无人机,虽然不是很成功,但是他的学生Louis Brguest在其的指导下幵发了第一架载人四旋翼飞行器,其后来又研发出了的第二架原型机。两架原型机都是由飞行员直接控制四个螺旋桨转速,由于操控过于复杂,进行的飞行试验都不是很成功。在1921年,George de Bothezat为美国陆军航空勤务部(United StatesArmy Air)研发了一架实验性四旋翼飞行器,但是该项目仅仅进行了四年就由于机构过于复杂、控制困难而取消了。1924年出现了世界上第一架能够完成超过一千米距离飞行的四旋翼飞行器Oemidien。1957年,美国克莱斯勒汽车公司应美国陆军要求为其研发了VZ-7飞行器,促是由于控制过于复杂,美国陆军对这一项目渐渐失去了兴趣,使得这个项目也最终搁浅,至此四旋翼飞行器的发展陷入了低谷。
图1-1 Louis Bruest的载人四旋翼飞行器
第二阶段从21世纪初幵始至今。进入21世纪以来,低功耗微处理器的处理能力越来越强,微机电系统(MEMS)技术的发展使得捷联式惯性导航系统越来越小,成本越来越低。随着直流111机技术的发展,出现了许多体枳小转速高转矩大的直流电机,锂电池技术的发展使得钮!电池储能密度加大同时放电电流也变大,这就使锂电池对大功率直流屯动机的驱动成为可能。这些技术的发展使得以直流电机作为动力源的微小型飞行器进入了一个新的发展阶段。
四旋翼飞行器目前前的研究主要有在高校科研机构、国际开源项目和科技公司的商业开发。高校的四旋翼科研项目主要有:瑞士桑联邦理工学院(EPFL)的OS4和OS4II，麻省理
工学院(MIT)计算机科学和人工智能实验室(ACL)的Quadrocopter,宾西法尼亚大学的HMX4和佐治亚理工大学的CTMARS,斯坦福大学的Mesicopter。开源项目主要有:德国MikroKopter项目,megapirate,arducopter, multiwii。比较成熟的商业四旋翼飞行器有:美国Draganflyer公司研制的Draganflyer系列,德国Microdrones公司的MD4-200,德国AscTec公司的Pelican与Hummingbird系列[4]
图1-2 MIT的四轴飞行器项目
此外，更加贴近普通人的是亚马逊在网站介绍了一个还在亚马逊下一代R&D 实验室研发的项目Prime Air。Prime Air 的目标是通过无人飞行器向消费者派发快件，派件用时缩减到半小时或更短。据亚马逊方面的介绍，这些无人飞行器，能够飞离亚马逊旗下96间库房10英里（16千米）远的地方送货。亚马逊所做的事情，就只是输入收货地的GPS 坐标，装上货品，接下来的工作就补用他操心了，无人飞行器会在卸货之后，自动返回库房。[5]
图1-3 亚马逊Prime Air
1.3 四轴飞行器飞行原理
如图1-4所示，四旋翼飞行器具有两种飞行模式：+模式和X模式,X模式与+模式相比,横向尺寸更小，可以通过更小的区域,飞行机动时4个电机同吋改变转速,运动更加灵活、飞行速度更快。但+模式分析和控制起来都更加简单,因此本文采用+模式作为飞行模式。
图1-4 +模式与X模式
四旋翼飞行器具有如下特点:
(1) 四旋翼飞行器结构对称成正方形,对角线上2个电机之问的距离称为轴距。轴距过小吋4个螺旋桨产生的气流相互千涉,严重影响电机效率;由杠杆原理可知,轴距越大飞行器越不灵活。因此轴距是1个重要参数，与四旋翼飞行器的性能和其控制系统的参数密切相关；
(2) 螺旋奖高速旋转吋会产生自旋力，为了平衡自旋力这就要求四旋翼飞行器4个螺旋桨的旋转方向对称分布，即对角线上的2个电机旋转方向相同，相邻的2个电机旋转方向相反,因此需要正反桨各1对，其中顺时针旋转的叫正桨；逆时针旋转的叫反桨。如果两组桨出现转速差，那么动平衡就被破坏了，飞行器对外呈现整体旋转力，根据正、反桨转速的不同，实现顺吋针转动或者逆时针转动；
(3) 升力由4个电机同时提供,因此任意一个电机出现故障都会导致四旋贺飞行器无法正常飞行。
如图1-5，1-6，1-7所示,四旋翼飞行器的控制原理如下：
(1) 当4个电机带动螺旋桨旋转产生的总升力等于飞行器受到的重力时，飞行器保持高度不变；
(2) 等比例的增加4个电机的转速时螺旋桨产生的总升力大于飞行器受到的重力，飞行器做上升运动;反之做下降运动；
(3) 等比例的增加前后2个电机的转速,同时等比例的减小左右2个电机的转速，飞行器在水平面内逆时针转动;反之顺时针转动；
(4) 保持前后2个电机的转速不变,增加左侧电机的转速同时等比例的减小右侧电机的转速,飞行器左右受力不同，姿态发生倾斜，将做横滚运动。此时升力沿垂直方向分解产生向右的拉力,因此飞行器同时向右平移运动;反之向左横滚运动同时向左平移运动；
(5) 保持左右2个电机的转速不变,增加前方电机的转速同时等比例的减小后方电机的转速，飞行器前后受力不再平衡将做后仰运动，此时升力不再沿垂直方向，分解产生向后的拉力，因此飞行器同时向后平移运动;反之做前俯运动同时向前平移运动。[6]
图1-5 四轴飞行器做俯仰运动原理
图1-6 四轴飞行器做翻滚运动原理
图1-7四轴飞行器做偏航运动原理
第二章飞行器硬件设计
2.1硬件总体设计框图
图2-1 四轴飞行器硬件原理框图
如上图2-1所示。硬件系统由四个系统组成分别是无线遥控接收系统、核心数据处理系统、执行模块、姿态检测模块。各部分的主要功能介绍如下:
(1) 无线遥控接收系统是接收外界给定控制量的模块，将RC无线遥控器产生的信号经过调制和解调后得到PPM（脉冲宽度调制）信号，继而输入单片机加以处理。
(2) 动力系统由电机及驱动器和螺旋桨组成,作用是为飞行器提供足够的升力和推进力;
(3) MPU6050姿态检测模块为飞行器提供姿态和高度等信息,是飞行器姿态控制系统的重要组成部分。
(4) 微控制器最小系统是核心部分,起到数据处理，决策控制和控制输出的作用。它将PPM解码获得控制输入；通过互补滤波算法，将IMU所得到的原始数据滤波并解算得到飞行姿态；通过PID算法得到控制决策和控制输出（PWM控制信号）驱动电机等作用。
由于本课题的研究重点在于飞行器控制系统,因此飞行器的平台部分、电机及驱动系统和无线遥控接收系统均采用成品模块,仅对飞行器控制系统的软、硬件部分进行研究和开发
2.2器件选型
2.2.1电机选型
航模中常用的电机主要有有刷直流电机和无刷直流电机两种。前者成本低、控制简单,但重量大且寿命短；后者成本高、控制复杂，但重量轻且寿命长,而且效率高于前者，相同体积的无刷直流电机功率远远高于有刷直流电机,因此可以不经减速直接驱动桨。
电机选型主要考虑电机的KV值、功率、推力和重量等因素。其中涉及部分空气动力学知识，在此，除与控制系统设计密切相关的KV值外不再赘述。所谓KV值，即为电压每升高1V，电机转速增加的量（单位：转/分）。实验用四轴飞行器重量在850g左右，结合所需要的推力，在此选择朗宇A-2212 KV980电机。其具体参数如下表2-1.
表2-1 朗宇A2212电机参数表
2.2.2 螺旋桨选型
电机与螺旋桨的搭配是非常复杂的问题:螺旋桨越大,升力越大,但需要更大的扭力来驱动;螺旋桨转速越高,升力越大;电机的KV越小,扭力越大。因此大螺桨需用低KV值的电机,小直径的螺旋桨需要用高KV值的电机。大桨如果用高KV值的电机，扭力不足，那么电
机和电调就很容场烧坏；如果低KV值的电机带小桨,电机电调没问题,但产生的升力不足,可能无法起飞。因此需要通过实验才能获得适合电机、机体的螺旋桨搭配。在表2-1中朗宇公司测试了A2212电机搭配0947和1047桨的各种参数。综合考量，使用1047桨效果更佳。[7]
2.2.3电机驱动器选型
由于飞行器采用无刷电机驱动,因此需选用配套的电机驱动器。根据表2-1所示，在选择1047桨的同时，要达到820g推力应该使得电调输入电流大于12.4A，在留有余量综合考虑后采取朗宇公司推荐的20A的电调——中特威 AL-ZTW30A BEC 无刷电机驱动器，其价格低廉但品质优异,并提供BEC输出可以为系统其它模块提供5V电源。
2.2.4 传感器选型
对四轴飞行器而言，最重要的就是控制它在空中的姿态，以实现横滚，俯仰，偏航等动作。此外PID控制的被控量也是其飞行姿态。要获取机体的飞行姿态，一般情况下采用的是利用加速度传感器和陀螺仪数据融合方法。因此，需要选择相印的加速度传感器和陀螺仪。现在InvenSense公司研发了世界上首款集成了3轴加速度传感器和3轴陀螺仪的芯片——MPU6000系列。由于其优异的性能和高度集成性所带来的方便，本文将采用基于MPU6050做成的模块，模块原理图如下图2-2所示。
图2-2 MPU6050模块原理图
该模块和单片机通过SCL和SDA进行IIC通信，从而完成读写传感器内寄存器的操作。AD0引脚为传感器地址配置引脚，它和传感器内部的寄存器一道确定该传感器的地址，AD0为高则地址为0x69，AD0为低时地址为0x68 。INT引脚为中断信号输出引脚，在传感器配置了中断的时，当中断被触发，改引脚就会输出高电平，并需要通过软件清零。
鉴于本课题主要使用MPU6050的加速度传感器和陀螺仪实现惯性导航，故在此列出MPU6050上加速度传感器和陀螺仪的特性如下：
(1)三轴MEMS陀螺仪采样范围为±250, ±500, ±1000, 和±2000°/sec；具备16bitsADC，且3轴数据同步采样；支持用户自测模式；提升温度稳定性，减少温飘，减小用户进行校准的工作量；带有可编程低通滤波器。
(2)三轴加速度计采样范围为±2g, ±4g, ±8, and ±16g；具备16bitsADC，且3轴数据同步采样；低功耗模式下依然可以运行；支持自由落体中断、加速度过大中断、零运动中断和运动中断。
2.2.5 电池选型
在同样电池容量的情况下，锂电最轻，起飞效率最高。因此选择锂电池。电池的性能参数见下文。
mAh表示电池容量，如1000mAh电池，如果以1000mA放电，可持续放电1小时。如果以500mA放电，可以持续放电2小时。2s，3s，4s代表锂电池的节数，锂电池1节标准电压为3.7V，2s电池，就是代表该电池由2块标准锂电池组成，电压为7.4V。
C值代表电池放电能力，这是普通锂电池和动力锂电池最重要区别，动力锂电池需要很大电流放电，这个放电能力是C来表示的。如1000mAh电池标准为5C，那么5x1000mAh，得出电池可以以5000mh的电流强度放电。如果用低C的电池大电流放电，电池会迅速损坏，甚至自燃。电机的选择，这与选择的电机、螺旋桨，想要的飞行时间相关。容量越大，C越高，s越多，电池越重；基本原理是用大桨，因为整体搭配下来功率高，自身升力大，为了保证可玩时间，可选高容量，高C，3s以上电池。最低建议1500mah，20c，3s。小四轴，因为自身升力有限，整体功率也不高，就可以考虑小容量，小C，3s以下电池。综合考虑本课题选择花牌新款R系列 5C充电，11.1V 2200MAH 25C电池[8]
2.2.6 单片机最小系统
本设计基于意大利开源硬件Arduino Nano作为飞行控制、数据处理的主要手段。Arduino Nano 是基于Atmega328p AVR单片机的开源硬件。具有2个外部中断口；可以输出6路PWM波；具备SPI、IIC、UART通信功能；具备六路ADC模数转换功能；可支持ISP 在线系统编程；5V供电并能输出5V/3V3电压为其它传感器供电。其丰富的片上资源以及优秀的性能是选择它作为主控芯片的原因。由于使用的核心MCU是Arduino Nano，对它的编程使用的是所谓Arduino C，这种C语言类似于标准C，但是又针对Arduino Nano系统做了大量的简化，提供了大量的已经写好的函数和库文件，方便调用。虽然如此一来代码效率会降低很多，但是对于的四轴飞行器项目的初次验证已经是性能足够了[9] .Arduino最小系统原理图如图2-3所示。
图2-3Arduino最小系统原理图
第三章控制系统软件设计
3.1软件总体设计框图
控制系统由初始化模块、无线遥控模块、信息综合与决策模块、传感器数据采集模块、姿态解算模块和电机驱动模块。程序总体设计框图如图3-1所示。
图3-1四旋翼飞行器软件设计总体框图
软件系统各模块的主要功能介绍如下:
(1) 初始化模块:为硬件和软件系统进行初始化操作。
(2) 无线遥控模块:解码接收到的无线遥控指令。
(3) 电机驱动模块:通过PWM波形输出控制电机转动力矩从而控制螺旋桨升力。
(4) 传感器数据采集模块:获取加速度传感器和陀螺仪的原始测量数据。
(5) 姿态解算模块:使用互补滤波将传感器数据进行融合并计算出飞行器在空中的欧拉角。
(6) 主逻辑模块:控制各模块的执行时机和执行频率,并与各模块进行数据交互并进行PID制输出。
3.2 初始化模块
初始化模块的功能是将控制中需要使用的各个硬件资源进行初始化处理。它完成的主要功能有如下几点：
（1）初始化定时计数器TIMER/COUNTER1和TIMER/COUNTER2，配置好需要的预分频系数。
（2）初始化单片机自带硬件IIC通信模块，设置SCL频率为400HZ等。
（3）为AVR单片机相应I/O端口配置。这些初始化程序将在此后的相印模块中进行介绍，在此不赘述。
3.3 遥控接收模块的PPM解码程序设计
3.3.1 PPM信号原理简介
本课题采用的遥控器是天地飞6通道遥控器，由于本课题研究四旋翼飞行器，只需要其中4个通道即可完成姿态控制。该遥控器接收机的输出为PPM输出，如图3-2所示为PPM(脉冲位置调制)的原理图。
图3-2 PPM（脉冲宽度调制）原理图
每个通道的高电平持续时间即对应该通道摇杆的位置，从而起到控制输入的作用。其PPM周期为20ms,高电平电压为+5V,高电平持续时间为1ms至2ms。PPM信号解码流程图如图3-2所示。这里使用AVR单片机具有的引脚电平变化中断来实现PPM高电平时间的读取不仅节省CPU时间而且还精确。
3.3.2 PPM解码程序设计与关键程序段说明
传感器接收机能够提供6路PPM信号。而本设计只需要其中4路，即四个通道。本设计采用“引脚电平变化中断”来实现PPM解码。
观察PPM原理图可发现引脚电平只有2种变化方式，分别是从高到低和从低到高。引脚电平从高到低对应高电平结束，从低到高意味着高电平开始。所以每次进入中断后读取引脚状态，对前后两次进入中断时的引脚状态进行异或运算就能确定是哪个引脚触发了PCINT中断。利用Arduino IDE自带的micros（）函数记录两次进入PCINT中断的时间。如此便可以获得PPM某通道高电平时间。
PPM信号解码流程图如图3-3所示。这里使用AVR单片机带有的引脚电平变化中断来实现PPM高电平时间的读取不仅节省CPU时间而且还精确。
图3-3 PPM信号解码流程图
PPM通道1解码代码如下：
ISR(PCINT2_vect){
static uint8_t pindlast;
uint8_t chan,pindnow;
uint16_t time;
static uint16_t last[4],now[4];
time = micros(); //获得此刻时间
pindnow = PIND;
chan = pindlast^pindnow; //确定PCINT中断发生在哪个引脚
if(chan&(1<<2)){ //通道1
now[0] = time;
if(pindnow&(1<<2))last[0] = now[0];
else{ppmInValue[0] = now[0] - last[0];} //将此刻时间点与上次PCINT时间相减
}//从而获得高电平持续时间
3.4 电机驱动程序设计
3.4.1 电机驱动原理
本设计中，利用电子调速器驱动电机。电子调速器的油门是线性的，意味着给电子调速器输入的PWM波形的高电平时间正比于电机的转动力矩M。飞行器在空中平衡时有 M=错误！未找到引用源。=错误！未找到引用源。
（3-1）
其中错误！未找到引用源。为螺旋桨角速度。而查阅空气动力学知识可知螺旋桨升力错误！未找到引用源。与错误！未找到引用源。有如下关系
错误！未找到引用源。=错误！未找到引用源。
（3-2）
由此可见
M错误！未找到引用源。（3-3）
又有PWM高电平时间正比与电机转动力矩M，如此一来，我们则可以通过控制PWM波形的高电平时间来线性的控制机体获得的升力。由此，飞行控制系统输出的PWM信号输出与飞行器获得升力呈线性，给使用PID算法在一定条件下控制飞行器带来了可能[10]。
此外，本文使用的中特维电调其识别高电平阈值在2V至5V之间，高电平持续时间在1ms至2ms之间,1ms和2ms长的高电平信号分别对应无刷电机的停止转动和最高转速;PWM 周期可在2ms至20ms之前变化,对应500Hz至50Hz的无刷电机转速更新频率。飞行器要
求具有很高的实时响应速度,因此要求无刷电器驱动器具有很高的转速更新频率,考虑到硬件平台所用晶振16MHz和Timer/Counter0和Timer/Counter1分频器的可设置值，PWM 周期取约4.1ms,即具有约244Hz的转速更新频率[11]。
3.4.2 电机驱动程序框图与关键程序段说明
电机驱动模块程序框图如图3-3所示。
图3-3 电机驱动模块程序框图
电机驱动输出模块的功能就是利用A VR的Timer/Counter1和Timer/Counter2输出定周期可调占空比的PWM波形。依据电子调速器对PWM波形的周期要求，需要输出周期在500HZ以内的PWM波形。由于单片机采用16MHZ晶振，所以在预分频的设置上只能选择256分频才能满足电子调速器对周期的要求，256分频的结果是获得的PWM波频率为244HZ。而在调节PWM高电平时间的时候，只需分别向OCR1A、OCR1B、OCR2A、OCR1B 内写入相应数据即可从对应的PWM输出端口获得不同高电平时间的244HZPWM波。输
摘要 四轴飞行器是一种结构紧凑、飞行方式独特的垂直起降式飞行器，与普通飞行器相比，具有结构简单、故障率低和单位体积能够产生更大升力等优点，所以在军事和民用多个领域都有广阔的应用前景，非常适合在狭小空间内执行任务。 本设计采用stm32f103zet6作为主控芯片，3轴加速度传感器mpu6050作为惯性测量单元，通过2.4G无线模块和遥控板进行通信，最终使用PID控制算法以PWM方式控制电子调速器驱动电机实现了四轴飞行器的设计。 关键词：四轴飞行器,stm32;mpu6050,2.4G无线模块.PID.PWM
Abstract Quadrocopter has broad application prospect in the area of military and civilian because of its advantages of simple structure. Small size, low failure rate, taking off and landing ertically . etc. it is suitable for having task in narrow space. This design uses STM32f103zet6 as the master chip, and triaxial accelerometer mpu6050 inertial measurement unit, via 2.4G wireless module and remote control panel for communication. Finally using pid control algorithm with pwm drives the electronic speed controller to change moto to realize the design of quadrocopter. Key word : quadrocopter,stm32,mpu6050,2.4G wireless module ;pid; pwm
2015年全国大学生电子设计竞赛多旋翼自主飞行器（C题） 2015年8月15日
摘要 本文对四旋翼碟形飞行器进行了初步的研究和设计。首先，对飞行器各旋翼的电机选择做了论证，分析了实际升力效率与PWM的关系并选择了此样机的最优工作频率，并重点对飞行器进行了硬件和软件的设计。 本飞行器采用瑞萨R5F100LEA单片机为主控制器，通过四元数算法处理传感器MPU6000采集机身平衡信息并进行闭环的PID控制来保持机身的平衡。整个控制系统包括电源模块、传感器检测模块、电机调速模块、飞行控制模块及微处理器模块等。角度传感器和角速率传感模块为整个系统提供飞行器当前姿态和角速率信号，构成飞行器的增稳系统。本系统经过飞行测试，可以达到设计要求。关键字：R5F100LEA单片机、传感器、PWM、PID控制。
目录 1系统方案 (1) 1.1电机的论证与选择 (1) 1.2红外对管检测传感器的论证与选择 (1) 1.3电机驱动方案的论证与选择 (2) 2系统控制理论分析 (2) 2.1控制方式 (2) 2.2 PID模糊控制算法 (2) 3控制系统硬件与软件设计 (4) 3.1系统硬件电路设计 (4) 3.1.1系统总体框图 (4) 3.1.2 飞行控制电路原理图 (4) 3.1.3电机驱动模块子系统 (5) 3.1.4电源 (5) 3.1.5简易电子示高模块电路原理图 (6) 3.2系统软件设计 (6) 3.2.1程序功能描述与设计思路 (6) 3.2.2程序流程图 (6) 4测试条件与测试结果 (7) 4.1 测试条件与仪器 (7) 4.2 测试结果及分析 (7) 4.2.1测试结果(数据) (7) 4.2.2测试分析与结论 (8) 附录1：电路图原理 (9) 附录2：源程序 (10)
四旋翼自主飞行器(A题) 摘要 四旋翼飞行器是无人飞行器中一个热门的研究分支，随着惯性导航技术的发展与惯导传感器精度的提高，四旋翼飞行器在近些年得到了快速的发展。 为了满足四旋翼飞行的设计要求，系统以STM32F103VET6作为四旋翼自主飞行器控制的核心，处理器内核为ARM32位Cortex-M3 CPU，最高72MHz工作频率，工作电压3.3V-5.5V。该四旋翼由电源模块、电机电调调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行姿态检测模块是通过采用MPU-6050模块，整合3轴陀螺仪、3轴加速度计，检测飞行器实时飞行姿态，实现飞行器运动速度和转向的精准控制。传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块，在动力学模 型的基础上，将四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID 控制回路，即位置控制回 路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。 关键词：四旋翼飞行器；STM32；飞行姿态控制；串口PID
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择...................................................................- 2 - 1.1 地面黑线检测传感器...................................................................... .............- 2 - 1.2 电机的选择与论证...................................................................... .................- 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证...................................................................... .- 2 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计...................................................................- 3 -
四旋翼飞行器（A 题）参赛队号：20140057号
四旋翼飞行器 设计摘要： 四旋翼作为一种具有结构特殊的旋转翼无人飞行器，与固定翼无人机相比，它具有体积小，垂直起降，具有很强的机动性，负载能力强，能快速、灵活的在各个方向进行机动，结构简单，易于控制，且能执行各种特殊、危险任务等特点。 因此在军用和民用领域具有广泛的应用前景如低空侦察、灾害现场监视与救援等。多旋翼无人机飞行原理上比较简单，但涉及的科技领域比较广，从机体的优化设计、传感器算法、软件及控制系统的设计都需要高科技的支持。 四旋翼无人机的飞行控制技术是无人机研究的重点之一。它使用直接力矩，实现六自由度（位置与姿态）控制，具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性。此外，由于飞行过程中，微型飞行器同时受到多种物理效应的作用，还很容易受到气流等外部环境的干扰，模型准确性和传感器精度也将对控制器性能产生影响，这些都使得飞行控制系统的设计变得非常困难。 因此，研究既能精确控制飞行姿态，又具有较强抗干扰和环境自适应能力的姿态控制器是微小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究的当务之急。
一、引言： 1.1 题目理解：四旋翼飞行器，顾名思义，其四只旋转的翅膀为飞行的动力来源。四只旋转翼是无刷电机，因此对于无刷电机的控制调速系统对飞行器的飞行性能起着决定性的作用。在本次大赛中，需要利用四旋翼飞行器平台，实现四旋翼的起飞，悬停，姿态控制，以及四旋翼和地面之间的测距等功能。 1.2 设计思路：为了满足飞行器的设计要求，要使用以微控制器为核心的控制系统，使本系统以MC9S12XS128模拟出控制信号，用STM32 MMC10接收模拟信号，然后翻译出模拟信号，利用加速度与陀螺仪传感器采集飞行器的飞行数据，加以闭环调控和精准的控制算法。进行上升、下降以及悬停等动作。 1.3 特点：本飞行器脱离遥控器控制，用微处理器实现整个飞行过程全自动控制，控制精度高。 二、方案设计： 系统主要由STM32模块，微处理器MC9S12XS128模块，电源模块，电机模块，超声波模块，加速度陀螺仪模块等构成。 系统总体框图如下图（图2.0）： STM32 MMC10 四路 PWM 通道 电调 无刷电机 高度显示数码管 信号接收 MC9S12XS128 GPIO 模块 时钟 模块 超声波传 感器 电源 图2.0 其中微处理器MC9S12XS128模块的外围电路见附录一2.1 控制系统选择方案：
四轴飞行器的建模与仿真 摘要 具有广泛的军事和民事应用前景。本文根据对四旋翼飞行器的机架结构和动力学特性做详尽 的分析和研究，在此基础上建立四旋翼飞行器的动力学模型。四旋翼飞行器有各种的运行状 态,比如：爬升、下降、悬停、滚转运动、俯仰运动、偏航运动等。本文采用动力学模型来描 述四旋翼飞行器的飞行姿态。在上述研究和分析的基础上 是通过对飞行器的飞行原理和各种运动状态下的受力关系以及参考牛顿 真模型，模型建立后在 Matlab/simuli nk 软件中进行仿真。 关键字：四旋翼飞行器，动力学模型，Matlab/simulink Modeling and Simulating for a quad-rotor aircraft ABSTRACT The quad-rotor is a VTOL multi-rotor aircraft. It is very fit for the kind of reconnaissanee mission and monitoring task of near-Earth, so it can be used in a wide range of military and civilia n app licati ons. In the dissertati on, the detailed an alysis and research on the rack structure and dyn amic characteristics of the laboratory four-rotor aircraft is showed in the dissertatio n. The dynamic model of the four-rotor aircraft areestablished. It also studies on the force in the four-rotor aircraft flight principles and course of the camp aig n to make the research and an alysis. The four-rotor aircraft has many op erati ng status, such as climb ing, dow ning, hoveri ng and roll ing moveme nt, p itch ing moveme nt and yaw ing moveme nt. The dyn amic model is used to describe the four-rotor aircraft in flight in the dissertati on. On the basis of the above an alysis, modeli ng of the aircraft can be made. Dyn amics modeli ng is to build models un der the principles of flight of the aircraft and a variety of state of moti on, and Newt on - Euler model with reference to the four-rotor aircraft.The n the simulatio n is done in the software of Matlab/simuli nk. Keywords: Quad-rotor ，The dynamic mode, Matlab/simulink 四旋翼飞行器是一种能够垂直起降的多旋翼飞行器 ,它非常适合近地侦察、监视的任务， ,进行飞行器的建模。动力学建模 -欧拉模型建立的仿
冯如杯论文 《四旋翼飞行器的设计与控制》 院（系）名称机械工程及自动化学院 作者姓名薛骋豪 学号35071422 指导教师梁建宏 2008年3月22日
四旋翼飞行器的设计与控制 薛骋豪 摘要 四旋翼直升机，其主旋翼分成前后与左右两组，旋转时方向相反，因此与一般直升机最主要的不同点为四旋翼直升机不需要用尾旋翼来平衡机体。因为四旋翼直升机为不稳定系统，因此需利用旋转专用的感测器：陀螺仪来感知机身的平衡程度并将讯号传送至微控制器，再通过微控制器内部程序的运算产生控制信号来控制机体上四个旋翼的转速，以维持整个机身的平衡促使四旋翼直升机能顺利飞行。 关键词：四旋翼、VTOL（垂直起降）、矩阵控制、 Abstract Quadrotor, its main rotor divides into with two about groups from beginning to end, in opposite direction while rotating, so Quadrotor and does not need to fasten the wing and having the balance organism for four with the end with the main difference of general helicopter. Whether four fasten wing helicopter stable system, need to utilize and rotate the special-purpose detecting device. The gyroscope comes to perceive balancing the degree and conveying the signal to the little controller of the fuselage, and then produce the control signal to control four rotational speed of fastenning the wings on the organism through the operation of the procedure within the little controller, impel four to fly smoothly while Quadrotor for the balance of maintaining the whole fuselage. Key words: Quadrotor、VTOL(Vertical Take-Off and Landing)、matrix control
基于WIFI的智能多功能微型四旋翼飞行器设计 摘要：本文基于WIFI无线传输技术，通过建立四旋翼飞行器的空气动力数学模型，结合实际需求分析，通过单片机总控，各功能模块有机整合，优化软硬件设计，完成最终制作调试，实现飞行器的自由巡航、悬停、降落和视频探测等功能，达到了预期设计目标。 关键词：WIFI;四旋翼;飞行器 1.引言 四旋翼飞行器是一种可以实现垂直起降的旋翼式无人飞行器，具有操控简单，体积小，机动性强，启动快，方便拍摄等优点，能及时地将诸如地震、矿难等特殊现场第一手资料传送回控制中心，帮助我们了解现场状况并作出正确判断[1]。 国外对旋翼式飞行器的研究较多且较深入，我国在该领域的研究起步较晚，成果相对较弱，并且侧重点有所不同，有的侧重数学建模，有的侧重自动控制与研发等等[2]。 本文于是针对自然灾害等特殊现场设计了一种基于WIFI的智能多功能四旋翼飞行器，采用独立控制的四旋翼，升力更大，同时可狭小空间内起降，还具有机械结构简单、机动灵活、操控性高及成本低等优势。 2.建立动力学模型 2.1 坐标变换 四旋翼飞行器的四个旋翼都高速旋转，其所受的空气动力比较复杂，要建立非常准确的空气动力学模型比较困难，为了简化四旋翼飞行器的数学模型，可忽略其弹性形变[3]。为了相对准确的描述飞行器运动状态，建立三维数学坐标系，也叫机体坐标系。OX轴指向地平面方向，由右手定则确定OY轴和OZ轴的方向。用原点O表示飞行器的重心，则OX轴指向飞行器的前方，OY轴指向飞行器的右方，OZ轴指向飞行器的上方。地面三维坐标系与机体坐标系之间存在三个欧拉角：偏航角ψ（沿Z轴方向）、滚动角φ（沿X轴方向）和俯仰角q（沿Y轴方向）。两个坐标系之间的关系如下： ，，（1） 可进一步的转换矩阵得： （2） 经计算可得如下坐标转换公式：
四旋翼自主飞行器(B题) 摘要 系统以R5F100LE作为四旋翼自主飞行器控制的核心，由电源模块、电机调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行控制模块包括角度传感器、陀螺仪，传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块、TLS1401-LF模块，瑞萨MCU综合飞行器模块和传感器检测模块的信息，通过控制4个直流无刷电机转速来实现飞行器的欠驱动系统飞行。在动力学模型的基础上，将小型四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID控制回路，即位置控制回路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择............................................................................................. - 2 - 1.1 地面黑线检测传感器............................................................................................................. - 2 - 1.2 电机的选择与论证................................................................................................................. - 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证................................................................................................. - 3 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计............................................................................................. - 3 - 2.1 四旋翼飞行器动力学模型..................................................................................................... - 3 - 2.2 PID控制算法结构分析.......................................................................................................... - 3 - 3 硬件电路设计与实现................................................................................................................. - 5 - 3.1飞行控制电路设计.................................................................................................................. - 5 - 3.2 电源模块................................................................................................................................. - 6 - 3.3 电机驱动模块......................................................................................................................... - 6 - 3.4 传感器检测模块..................................................................................................................... - 7 - 4 系统的程序设计......................................................................................................................... - 8 - 5 测试与结果分析......................................................................................................................... - 9 - 5.1 测试设备................................................................................................................................. - 9 - 5.2 测试结果................................................................................................................................. - 9 - 6 总结........................................................................................................................................... - 10 - 附录A 部分程序清单.................................................................................................................. - 11 -
学校名称： 队长姓名： 队员姓名： 指导教师姓名：2013年9月6日
摘要 本次比赛我们需要很好地控制飞行器，让它自主完成比赛应该完成的任务。 本文的工作主要针对微型四旋翼无人飞行器控制系统的设计与实现问题展开。首先制作微型四旋翼无人飞行器实验平台，其次设计姿态检测算法，然后建立数学模型并设计姿态控制器和位置控制器，最后通过实验对本文设计的姿态控制器进行验证。设计机型设计全部由小组成员设计并制作，部分元件从网上购得，运用RL78/G13作为主控芯片，自行设计算法对飞行器进行，升降，俯仰，横滚，偏航等姿态控制。并可以自行起飞实现无人控制的自主四轴飞行器。 关键字：四旋翼无人飞行器、姿态控制、位置控制
目录 第1章设计任务.................................................................................... 错误！未定义书签。 1.1 研究背景与目的........................................................................ 错误！未定义书签。 1.2 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 1.3...................................................................................................... 错误！未定义书签。第2章方案论证.................................................................................... 错误！未定义书签。 2.1...................................................................................................... 错误！未定义书签。 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 2.2 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第3章理论分析与计算........................................................................ 错误！未定义书签。 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第4章测试结果与误差分析................................................................ 错误！未定义书签。 4.1...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.2...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.3...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.4 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第5章结论心得体会............................................................................ 错误！未定义书签。 5.1 .................................................................................................................. 错误！未定义书签。.................................................................................................................. 错误！未定义书签。 2设计任务： 基本要求 （1）四旋翼自主飞行器（下简称飞行器摆放在图1所示的A区，一键式
实验报告 课程名称：《机械原理课内实验》 学生姓名：徐学腾 学生学号：1416010122 所在学院：海洋信息工程学院 专业：机械设计制造及其自动化 报导教师：宫文峰 2016年6 月26 日
实验一四旋翼飞行器实验 一、实验目的 1.通过对四旋翼无人机结构的分析，了解四旋翼无人机的基本结构、工作的原理和传动控制系统； 2. 练习采用手机控制终端来控制无人机飞行，并了解无人机飞行大赛的相关内容，及程序开发变为智能飞行无人机。 二、实验设备和工具 1. Parrot公司AR.Drone 2.0四旋翼飞行器一架； 2. 苹果手机一部； 3. 蓝牙数据传输设备一套。 4. 自备铅笔、橡皮、草稿纸。 三、实验内容 1、了解四旋翼无人机的基本结构； 2、了解四旋翼无人机的传动控制路线； 3、掌握四旋翼无人机的飞行控制的基本操作； 4、了解四旋翼无人机翻转动作的机理； 5、能根据指令控制无人机完成特定操作。 四、实验步骤 1、学生自行用IPHONE手机下载并安装AR.FreeFlight四旋翼飞行器控制软件。 2、检查飞行器结构是否完好无损； 3、安装电沲并装好安全罩； 4、连接WIFI，打开手机AR.FreeFlight软件，进入控制界面； 5、软件启动，设备连通，即可飞行。 6、启动和停止由TAKE OFF 控制。 五、注意事项 1.飞行器在同一时间只能由一部手机终端进行控制； 2. 飞行之前，要检查螺旋浆处是否有障碍物干涉； 3. 飞行之后禁止用手去接飞行器，以免螺旋浆损伤手部； 4. 电量不足时，不可强制启动飞行； 5. 翻转特技飞行时，要注意飞行器距地面高度大于4米以上； 6. 飞行器不得触水； 7. 飞行器最大续航时间10分钟。
四旋翼飞行器的结构形式和工作原理 1.结构形式 直升机在巧妙使用总距控制和周期变距控制之前，四旋翼结构被认为是一种最简单和最直观的稳定控制形式。但由于这种形式必须同时协调控制四个旋翼的状态参数，这对驾驶员认为操纵来说是一件非常困难的事，所以该方案始终没有真正在大型直升机设计中被采用。这里四旋翼飞行器重新考虑采用这种结构形式，主要是因为总距控制和周期变距控制虽然设计精巧，控制灵活，但其复杂的机械结构却使它无法再小型四旋翼飞行器设计中应用。另外，四旋翼飞行器的旋翼效率相对很低，从单个旋翼上增加拉力的空间是非常有限的，所以采用多旋翼结构形式无疑是一种提高四旋翼飞行器负载能力的最有效手段之一。至于四旋翼结构存在控制量较多的问题，则有望通过设计自动飞行控制系统来解决。四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼1和旋翼3逆时针旋转，旋翼2和旋翼4顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。四旋翼飞行器的结构形式如图1.1所示。
图1.1四旋翼飞行器的结构形式 2.工作原理 典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾桨。他们是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。四旋翼飞行器与此不同，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，这样会导致其动力部稳定，所以需要一种能够长期保稳定的控制方法。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。
2013年全国大学生电子设计竞赛课题:四旋翼自主飞行器（B 题） 【本科组】 2013年9月7日
摘要 为了满足四旋翼飞行器的设计要求，设计了以微控制器为核心的控制系统和算法。首先进行了各单元电路方案的比较论证，确定了硬件设计方案。四旋翼飞行器采用了固连在刚性十字架交叉结构上的4个电机驱动的一种飞行器，以78K0R CPU內核为基础,围绕新的RL78 CPU內核演化而来的RL78/G13作为控制核心，工作频率高达32MHz，工作电压1.6V-5.5V，适合各种类型的消费类电子和工业应用, 满足8/16位微控制器的需求，有助于降低系统功耗，削减总系统的构建成本。采用9926B MOS管芯片的驱动直流电机，该驱动芯片具有内阻小、负载电流大、且控制简单的特性。通过采用MPU-6050整合的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，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，实现了四旋翼飞行器运动速度和转向的精准控制。通过HC-SR04超声波测距模块实现了对四旋翼飞行器飞行高度的准确控制。通过激光传感器，实现了四旋翼飞行器沿黑线前进，在规定区域起降，投放铁片等功能，所采用的设计方案先进有效，完全达到了设计要求。 关键词：四旋翼自主飞行器，E18-D50NK光电传感器，寻线，超声波，单片机。
四旋翼自主飞行器（B 题） 【本科组】 1系统方案 本系统主要由电源模块、电机驱动模块、光电循迹模块模块、超声波测高模块、姿态传感器模块组成，下面分别论证这几个模块的选择。 1.1 电源模块的论证与选择 方案一：采用线性元器件LM7805三端稳压器构成稳压电路，为单片机等其他模块供电，输出纹波小，效率低，容易发热。 方案二：采用元器件2596为开关稳压芯片，效率高，输出的纹波大，不容易发热。 方案三：采用线性元器件2940构成稳压电路，为单片机等其他模块供电，输出纹波小，效率高，不容易发热，综合性能高。 综合以上三种方案，选择方案三。 1.2 电机驱动模块的论证与选择 方案一：采用三极管驱动，由于输出电流很大，容易发热， 方案二：采用L298N电机驱动模块，通过电流大，容易发热，使得电机转速变慢，载重量变小。 方案三：采用场效应管9926B芯片组成的电机驱动模块，驱动能力好。能承受的最大电流为7.5A，符合要求。 综合以上三种方案，选择方案三。 1.3 光电循迹模块的论证与选择 方案一：采用CCD摄像头采集图片经过算法处理循迹，前瞻性比较好、循迹效果好，但是处理程序复杂、成本高。 方案二：采用红外对管，有效距离太短，不能满足实际循迹要求。 方案三：采用E18-D50NK光电传感器，这是一种集发射与接收于一体的光电传感器, 检测距离可以根据要求进行调节。探测距离远、受可见光干扰小、前瞻性较好、抗干扰性较好。
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1楼 发表于2011-1-20 12:12:02|只看该作者|倒序浏览 一、相关技术文件: 1. 程式控制基底ATmega 8 ATmega8 技术文件点击此处下载ourdev_611065Q176XE.PDF(文件大小:2.45M) (原文件名: ATmega8_cn.PDF) 2. 无线模组 CC2500 (2.4G Hz 无线IC) 技术文件点击此处下载ourdev_611064KBBYJG.pdf(文件大小:1.26M) (原文件名: cc2500_cn.pdf) RDA T212 (PA+LNA) 技术文件点击此处下载ourdev_611063XH619C.pdf(文件大小:229K) (原文件名: RDA_T212.pdf) RDA ES02 (SP2T Switch )技术文件点击此处下载ourdev_611062ACP4OA.pdf(文件大小:29K) (原文件名: RDA_ES02.pdf) 3. 无刷马达电子调速模组 FDS7764A (N-Channel) 技术文件点击此处下载ourdev_612408FW8MGC.pdf(文件大小:273K) (原文件名:FDS7764A.pdf) TPC810 (P-Channel) 技术文件点击此处下载ourdev_612409Y3Y2UA.pdf(文件大小:293K) (原文件名:TPC8103.pdf) 4. 液晶萤幕显示模组 16x02 (液晶萤幕) 技术文件点击此处下载ourdev_612410MVKKXZ.zip(文件大小:365K) (原文件名:LCD_1602.zip) 5. MAG 9 FOD 飞行姿态感测模组(3轴磁力计＋3轴线性加速计＋3轴陀螺仪) LSM303DLH (磁力计＋线性加速计) 技术文件点击此处下载ourdev_612411H66HEH.zip(文件大小:2.02M) (原文件名:LSM303DLH.zip) IMU-3000 (陀螺仪) 技术文件点击此处下载ourdev_612412ORGL5T.zip(文件大小:1.93M) (原文件名:IMU_3000.zip) 6. GPS模组 U-BLOX NEO-5Q (GPS) 技术文件点击此处下载ourdev_612413K5MRZI.zip(文件大小:3.03M) (原文件名:NEO_5.zip) 7. 超音波测距模组 HIN-232 (RS-232 5V至10V升压IC) 技术文件点击此处下载ourdev_612414E8JL5V.pdf(文件大小:564K) (原文件名:HIN232.pdf) LM-324 (OP) 技术文件点击此处下载ourdev_612415WGYN7Y.pdf(文件大小:599K) (原文件名:LM324.pdf) 二、TWI(I2C) 通讯规划(用于各个电路模组通讯) M8 TWI(I2C) 规划(PDF档) 电路图档(Eagle档) 点击此处下载ourdev_611067JVY9ZR.zip(文
四旋翼飞行器的设计 四旋翼微型飞行器是一种以4个电机作为动力装置.通过调节电机转 速来控制飞行的欠驱动系统;为了实现四旋翼微型飞行器的自主飞行 控制,对飞行控制系统进行了初步设计,并且以C8051F020单片机为计算控制单元,给出了飞行控制系统的硬件设计,研究了设计中的关键技术;由于采用贴片封装和低功耗的元器件,使飞行器具有重量轻、体积小、功耗低的优点;经过多次室内试验,该硬件设计性能可靠,能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求. 一．微小型四旋翼飞行器的发展前景 根据微小型四旋翼飞行器发展现状和相关高新技术发展趋势， 预计它将有以下发展前景。 1 )随着相关研究进一步深入，预计在不久的将来小型四旋翼飞行 器技术会逐步走向成熟与实用。任务规划、飞行控制、无 G P S 导航、视觉和通信等子系统将进一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干扰稳定飞行能力。它未来的主要技术指标：任务半径 5 k m，飞行高度 1 0 0 m，续航时间 1 h ，有效载荷约 5 0 0 g ，完全能够填补目前国际上在该范围内侦察手段的空白。 2 )未来的微型四旋翼飞行器将完全能够达到美国国防预研局对 M A V基本技术指标的要求。随着低雷诺数空气动力学研究的深入，以及纳米和 M E MS 技术的发展，四旋翼 M A V必然取得理论和工程上的突破。它将是一种有 4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一
任务与通信等子与能源、动力导航与控制、 ( 个集成多个子系统系统) 的高度复杂ME M S系统；不但能够在空中悬停和向任意方向机动飞行，还 能飞临、绕过甚至是穿过目标物体。此外，它还将拥有良好的隐身功能和信息传输能力。 3 )微小型四旋翼飞行器的编队飞行与作战应 在未来的战争中，微小型四旋翼飞行器的任务之一将是对敌方进行电子干扰并攻击其核心目标。单个微小型飞行器的有效载荷量毕竟有限，难以有效地完成任务，而编队飞行与作战不仅可以极大地提高有效载荷量，还能够增强其突防能力。 二．四旋翼飞行器的国内外研究现状 目前世界上存在的四旋翼飞行器基本上都属于微小型无人飞行器，一般可分为3类：遥控航模四旋翼飞行器、小型四旋翼飞行器以及微型四旋翼飞行器。 (1)遥控航模四旋翼飞行器 遥控航模四旋翼飞行器的典型代表是美国Dfaganflyer公司研制的Dragan．flyer III和香港银辉(silverlit)玩具制品有限公司研制的X．UFO。Draganflyer III是一款世界著名的遥控航模四旋翼飞行器，主要用于航拍。机体最大长度(翼尖到翼尖)76．2cm，高18cm，重481．19：旋翼直径28cm，重69；有效载荷113．29；可持续飞行16--20min。Draganflyer III采用了碳纤维和高性能塑料作为机体材料，其机载电子设备可以控1书1]4个电机的转速。另外，还使用