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0 引
言
1 系统的总体设计
四旋翼飞行器使用无刷电机取代传统的有刷电机 , 很 大程度上增强了飞行器的稳定性。无刷电机有效率高、 转 速快、 噪音低、 稳态转速误差小、 没有电火花产生等优点。 控制系统主要由飞行控制系统、 无刷电机驱动模块、 导航 控制系统组成。控制系统的原理框图如图 1 所示。飞行 控制系统主控芯片采用 AVR 单片机, 可实现对三轴加速 度、 三轴角速度等数据的测量, 从而完成对飞行姿态的有 效控制。飞行控制部分采用 PID 算法和四元数算法来调 整和保持飞行器正常的飞行姿态, 并对采集回的传感器测 量值进行相应的软件滤波, 消除传感器的有害测量值对飞 行控制的影响。导航部分采用 1 种能够精确校准系统误 差的辅助手段修正主导航 系统的方法来提高导 航精度。 软件部分还采用了卡尔曼滤波方法来提高自主导航的精 度。该系统可以在上位机上规划航行 , 通过无线通信方式 将规划的路径传输给飞行器 , 导航系统经过路径分析后开 始执行自主巡航任务[ 2] 。
4 结
论
基于无人机的导航系统近几年来在军事、 民用领域中 得到广泛应用, 但是在四旋翼无人机上很少应用。本文以 四旋翼飞行器为平台, 应用全球定位系统和捷联惯导 U KF 的雷达与 ESM 误差配准技术研究
[ 13] 王伟斌 , 路辉 , 郎荣玲 . 基于二分 法的雷达高度表灵敏 度测试方 法 优 化 研 究 [ J ] . 电 子 测 量 与 仪 器 学 报 , 2009, 23( 4) : 28 32. [ 14] [ 15] 王洋 , 曲长文 , 蒋波 . 低轨星座对 自由段空间目标跟踪 算法研究 [ J] . 电子测量技术 , 2009, 32( 5) : 157 160. 夏家和 , 秦永元 , 赵长山 . 适用于 低精度惯导的非线性 对准 方 法 研 究 [ J] . 仪 器 仪 表 学 报 , 2009, 30 ( 8) : 1618 1622. 作 者 简 介
Intelligent navigation system based on four rotor micro UAV
Zhan Lei He Renqing Xie Y ang L ong Y an
( W uhan U niver sit y of T echnology, W uhan 430070)
2. 2 导航系统设计 该四旋翼飞行器能够沿着规划的航迹飞行, 并拥有返 回初始位置的功能。导航系统主要由导航控制模块、 GPS [ 5] 模块和电子罗盘组成 。该系统使用能精确修正系统误 差的辅助手段对主导航系统进行修正来提高导航精度。 导航控制模块因为要对数据进行滤波等大量复杂的运 算, 所以选用了处理能力较强的意法半导体公司 AMR7 系 列单片机 stm32f103。导航控制模块上有 1 个 SD 插槽, 用 于记录飞行器的飞行数据, 便于分析飞行器的而且可以作 为无人机飞行事故调查的数据来源。导航控制模块的主要 功能是将电子罗盘、 GPS 的数据进行软件滤波处理并计算 得出最优导航方案并控制飞行控制系统实现导航功能 [ 6] 。 2. 2. 1 GPS 模块 GPS 模块型号为 LEA 5T LEA5T 。它作为导航系统 的主要模块, 对导航精度及灵敏度起着十分重要的作用, [ 7] 必须使用高性能、 高可靠性的 GPS 定位模块 。本系统采 用高性能、 高灵敏度的 GPS 模块, 它有以下 3 个主要特点 : 1) - 160 dBm 的 SuperS ense 捕获和跟踪灵敏度; 2) 多径抑制智能化多径检测与抑制 ; 3) 热启动和辅助启动首次定位时间小于 1 s 。 2. 2. 2 电子罗盘( electronic com pass) 电子指南针发挥的作用与普通的机械指南针一样 , 不 同之处是电子指南针可以把获得的磁场数据传送给导航 控制模块, 从而协助校正导航系统的系统误差。本模块使 用的是价格低廉的 KM Z51 芯片。 3 块芯片各成 90 , 分别 测量空间 3 个方向的角度。 2. 3 无刷电机驱动 无刷直流电机 ( brushless DC motor) 因具有 快速、 可 控、 高效率、 高可靠性和体积小等优点 , 已经广泛应用于航 模领域。本模块采用反电动势法( BEM F) 对无刷电机的转 子的 位 置 进 行 检 测。 本 电 机 驱 动 模 块 使 用 At mel [ 8] AT mega48 作为控制芯片 。 本系统的无刷电机驱动电路主要包含三相全桥控制 电路、 反电动势过零检测电路和电流检测电路。三相全桥 驱动电路如图 3 所示。
Abstract: T his intellig ent nav igat ion system can achieve the four rot or U AV s autono mo us flig ht . U se A T M EGA 644 as t he flig ht contro ller. U se gy ro sco pes and three ax is accelerat ion sensor s to detect the a ircr aft attitude which can be co ntr olled by t he BL DC moto r dr iver modules. U se A RM 7 to contro l the GP S and the electr onic com pass module, get t he v ehicle s r eal time locatio n. U se so ftwar e filtering to impro ves the localization accur acy . A PC softw are is designed w hich can load t he digital map and set the flight path. Co mmunicate with the U AV by the wireless ser ial communicatio n mo dule t o driv e the U A V flight autonomo us. T he ex periment pro ved that the system can achieve intellig ent navig atio n featur es. Keywords: four r oto r micr o U A V ; att itude contro l; smart navig atio n; path planning; K alman filtering
感器相 结合的方式检测飞行器姿态 , 通过 A T M EG A644 芯 片分别 控制 4 个 电机驱 动模 块调 速来实 现飞 行姿态 的改 变。导航系统通过 AR M 7 控制 GP S 模块与电子罗盘 , 获取飞行器的 实时位置 , 并利用 软件滤波的 方式提高 了定位精 度。设计了上位 机控制软件 , 可加载数字地图并且设置飞行 路线 , 通过无线串 口与无人机 通讯 , 实现无 人机的 智能自 主飞行 。通过实 验证明该系统能够实现智能导航的功能。 关键词 : 四旋翼 无人机 ; 姿态控制 ; 智能导航 ; 路径规划 ; 卡尔曼滤波 中图分 类号 : T P2 文献标识码 : A
四旋翼飞行器 ( quadrot or) 有 4 个旋转的螺旋桨 , 前后 螺旋桨顺时针方向旋转 , 左右螺旋桨逆时针方向旋。同时 2 个轴向马达反向旋转方式抵消彼此转矩, 从而使四旋翼 飞行器能在空中保持悬停。前后螺旋桨推力的差别产生 俯仰动作, 翻滚动作由左右螺旋桨推力的差别产生; 通过 改变四旋翼 2 个轴向的转速来实现自旋。在控制四旋翼 飞行器飞行时 , 只能通过控制飞行器的 4 个旋翼的升力来 改变它的飞行姿态 , 所以这是 1 个欠驱动模型。四旋翼飞 行器飞行噪音小、 飞行 稳定、 机动性强 , 应用 前景十分广 阔 , 可以应用在电力寻线、 国土勘测、 防洪救灾、 森林防火 等领域。在四旋翼飞行器高空飞行时, 操控人员无法实时 了解飞行状态, 需要 1 套稳定精确高的智能导航系统协助 飞行。该领域的研究仍处于起步阶段[ 1] , 现阶段四旋翼无 人机的进一步的工作仍在继续, 最终目标是实现自主飞行 和多飞行器集阵列飞行。
1
第 34 卷
电
子
测
量
技
术
图1
控制系统的原理 图 2 惯性测量单元电路
2 系统硬件设计
2. 1 飞行控制系统设计 飞行控制模块集成了微型陀螺仪、 加速度传感器、 大气 气压传感器等单元。整个控制系统采用了 AT M EGA644 完成对各种传感器数据的采集、 运算处理、 飞行姿态稳定 控制和任务控制等功能 , 使机载控制系统根据控制算法处 理结果来调整姿态 [ 3] 。 大气压强传感器选用了 M PX6115, 在传感器模拟电压 输出处加上低通滤波器滤除杂波。由于传感器输出的模 拟量跟高度是成线性关系。 惯性测量单元如图 2 所示, 采用了美国模拟半导体公 司基于微电子机械技术的体积小、 重量轻的 3 个绝对值单 轴陀螺 传 感 器 A DXRS610 和 1 个三 轴 加 速 度 传 感器 L IS344ALH 组成 IM U 惯性测量单元, 用于检测系统的加 速度变化与角速度的变化。主控系统根据检测到的角速 度传感值和加速度传感器值 , 利用滤波器进行积分及补偿 运算估计解算得到姿态角, 减少单一利用陀螺仪测量造成 的累积误差 , 从而使控制系统实现四旋翼飞行器可靠的姿 态控制 [ 4] 。
2
詹
镭 等 : 基于微型四旋翼无人机的智能导航系统
第6期
图3
三相全桥驱动电路
3 系统软件分析
3. 1 姿态控制系统软件设计 整个四旋翼飞行器控制系统软件设计运用先进的飞 行控制算法结合高性能、 高可靠性的传感器, 使四旋翼的 飞行姿态控制高效、 稳定。 在姿态控制中 , 首先采集电子陀螺仪和三轴加速度传 感器的测量值, 并利用陀螺仪传感器在测量角速度时具有 良好高频特性和加速度传感器在测量角位移时良好低频 的特性 , 软件采用互补滤波器进行积分及补偿运算估计的 2 方法解算获得所需的姿态角, 通过 I C 总线控制各个电机 转速, 完成姿态调整。在各个模块上电后, 软件会对各部 分进行 1 次全 面检 查, 确 定没 有故 障后 才会 启动 无刷 电机。 3. 2 导航系统软件设计 导航系统采用 GPS 和惯性制导相结合的方式来提高 自主导航精度, 利用卡尔曼滤波算法对定位数据进行最优 估计。这种组合方式可以很好地避免因为短时间内无法 接收到 GPS 信号或者丢失定位信息时可以保持正确的航 行路线。但是惯导系统的误差有随时间发散的趋势 , 必须 要通过 GPS 定位系统校准惯导系统的累计误差[ 9] 。导航 系统软件流程图如图 4 所示。 3. 3 无线串口与上位机软件设计 整个飞行器通过远距离无线传输模块与远程上位机 控制平台进行通信 , 无线传输模块采用数据传输速率高的 xbee series 2 模块, 确保飞行数据能实时传回远程控制平 台。该上位机平台能显示出 系统的各种 参数, 如飞行速 度、 飞行器水平度、 飞行方向等 [ 10 12] 。 该上位机软件可以加载数字地图, 可在地图上设定飞 行器的飞行路线, 进行路径点规划。同时飞行器的实施位 置可以在地图上显示。上位机界面如图 5 所示。
