基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计.doc

《基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计.doc》由会员分享，可在线阅读，更多相关《基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计.doc（35页珍藏版）》请在三一办公上搜索。

1、 南 阳 理 工 学 院 本科生毕业设计（论文） 学院（系）： 电子与电气工程学院 专 业： 电子信息工程 学 生： 指导教师： 完成日期 2013 年 5 月 南阳理工学院本科生毕业设计（论文）基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计Autonomous control system for the quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors总计： 毕业设计（论文）25 页表 格： 0 个插 图 ： 20 幅南 阳 理 工 学 院 本 科 毕 业 设 计（论文）基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计Autonomous c

2、ontrolsystem for the quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors学 院（系）： 电子与电气工程学院 专 业： 电子信息工程 学 生 姓 名： 学 号： 指 导 教 师（职称）： 评 阅 教 师： 完 成 日 期： 南阳理工学院 Nanyang Institute of Technology 基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计摘要：针对改变传统以单片机为处理器的四旋翼自主控制飞行器控制方式的问题，设计了一种基于嵌入式ARM的飞行控制系统的设计和实现方案。这是一种基于ARM的低成本、高性能的嵌入式微小无

3、人机飞行控制系统的整体方案。详细介绍了控制系统的总体构成以及硬，软件设计方案，包括传感器模块、视屏采集模块、系统核心控制功能模块、无线通信模块、地面控制和数据处理模块。实验结果表明，该设计结合嵌入式实时操作系统，保证了系统的高可靠性和高实时性，能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求。关键词：ARM；四旋翼自主飞行器；控制系统。Autonomous control system for the quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors Abstract：In order to change the convent

4、ional control of fourrotor unmanned aerial vehicles using microcontroller as the processor，a solution of flight control system based on embedded ARM was presentedwhich is low-cost, small volume, low power consumption and high performance. The purpose of the work is for attending the National Aerial

5、Robotics Competition. The main function of the system，the hardware structure and the software design were discussed in detail，including the sensor module，the motor module，the wireless communication moduleWith embedded real time operating system to ensure the systems high reliability and real-time pe

6、rformancethe experiments results show that the requirements of flight mode are satisfied，including taking of，hovering，and landing and so on Key words：ARM；four-rotor unmanned aerial vehicles；control system of the control signals1 四旋翼飞行器的简介1.1题目综述微型飞行器（MicroAir Vehicle/MAV）的概念最早是在上世纪九十年代由美国国防部远景研究局（DA

7、RPA）提出的。一般来讲，MAV 的特征是：最大尺寸为 35 厘米以下，最大质量在 300 克以内，飞行半径大于 10 千米，最高时速达80 千米/小时，最高飞行高度可达 300 米。MAV 是充分利用微机电、微电子、智能控制和通讯等高科技的微型智能系统。微型飞行器目标小、灵活性好、成本低，能够在现代化战争如空中电子战、生化战、侦察与反侦察、干扰与反干扰、隐身与反隐身、特种单兵作战中扮演特殊角色，以满足国防现代化的需求。微型飞行器中包含很多新概念飞行原理与仿生研究思想，因此具有广泛的科学研究价值及民用价值。微型飞行器有一段漫长而又断断续续的历史。最早的四旋翼飞机可以追溯到1907年，由Loui

8、s和Jacques Breguet等人研制出的“Gyroplane”便已经成功携带飞行员飞了1.5m的高度。1922年美国军方资助George de Bothezat研制了一个大型的四旋翼机，但是飞行表现不能令人满意，另外费用高昂和当时固定翼飞机的流行使得该项目最终搁浅。最成功的四旋翼飞机是1956年由covertawing公司资助D.H.kaplar研制出的H型的四旋翼机，但是由于工程人员缺乏足够的兴趣，该项目也最终停止。20世纪80年代随着微型飞机新型材料、微机电（MEMS）、微惯导（MIMU）的产生和飞行控制理论的发展，微型飞机得到迅速发展。由于其广泛的应用前景和使用价值，四旋翼自主控制

9、飞机吸引了大批研究人员和学者的关注。目前的飞行器控制系统多采用单片机来完成姿态控制，存在硬件资源有限，运算和处理速度慢等问题。本研究硬件开发平台使用 32位的ARM 芯片作为核心处理器，大量使用 MEMS 传感器，整个系统要求体积小、重量轻。同时对各个传感器输出的信号进行采集和处理，并采用了硬件抗干扰措施，提高飞行控制硬件系统的稳定性和抗干扰性。本文以实现基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统为目标，对 ARM的MAV自主控制系统和硬件实现进行了深入的学习和研究。1.2国内外研究状况 随着新型材料以及飞行控制技术的进步，四旋翼自主控制飞行器得到了迅速的发展，在军事和民用领域具有广阔的应用前景。基于

10、ARM的四旋翼自主飞行器也得到了迅速发展。和传统的直升机相比,它有着自身的优势:当前后两个旋翼逆时针旋转,而左右两侧的旋翼顺时针旋转时,则尾桨控制和旋翼倾斜问题可以被忽略。 目前国外四旋翼无人直升机的研究工作主要集中在以下三个方面：基于惯导的自主飞行、基于视觉系统的自主飞行和自主飞行器系统。典型代表有瑞士洛桑联邦科技学院的OS4、澳大利亚国立大学的X4、宾夕法尼亚大学的HMX4、佐治亚理工大学的GTMARS、斯坦福的Mesicopter 等等。其中，法国将对微型无人机领域进行开发，他们对翼展 20cm 的微型无人机概念进行研究。从 2000 年底开始,法国武器装备部将可放在步兵背包中的无人侦察

11、机进行招标。其战术指标为：固定翼飞行器，机长为 3040 cm，安装简便快捷，装备光学传感器。从 2005 年开始，它将在狭窄空间内进行巡逻，即可在城市街道上空机动飞行，但不会进入房间。室内观测任务将留给直接采取昆虫飞行方式的微型扑翼无人机，这种无尾翼构型独特的无人机能平稳寂静地在室内进行机动飞行，并能悬停。总之，这种微型无人机的研制要求在设备的小型化、推进技术和包括昆虫飞行方面的技术做出巨大努力。如果研制进展顺利，预计到 2013年底该机可投入使用。 我国目前也在开展对扑翼微型无人机的研究，主要研究其流动机理与空气动力学特性、扑翼传动机构的设计以及微动力与能源系统的实现。在当前，微型飞行器的

12、发展趋势是：微型化、创新化、智能化、自动化、仿生化及多用途等。国内对于四旋翼机的研究主要集中在几所高校之中。例如国防科技大学、南京航空航天大学、西北工业大学、北京科技大学和哈尔滨工业大学等等。大多数的研究方式是理论分析和计算机仿真，提出了很多控制算法。例如，针对自主飞行机模型的不确定性和非线性设计的DI/QFT（动态逆/定量反馈理论）控制器，国防科技大学提出的自抗扰控制器（ADRC）可以对小型四旋翼飞机实现姿态增稳控制，还有一些经典的方法比如PID控制、控制等。1.3本文研究的主要内容从低价位、低功耗、高性能等方面考虑，本文设计了四旋翼飞行器的自主飞控制系统整体方案、并完成了飞控系统硬件部分的

13、设计。本文针对某型固定翼微型飞行器，设计了全新的自主飞行控制系统。硬件开发平台使用ARM芯片作为核心处理器，大量使用MEMS传感器，整个系统体积小、重量轻，完全符合项目要求。总体设计，首先将软硬件系统分解成基本功能模块，分别介绍了分各模块的功能和作用；接下来给出了了各功能模块的设计思路，为以下各章内容做准备。硬件子系统设计，介绍了元器件的选型原则和选型结果；并且给出了DSP最小系统的设计步骤和电路抗干扰的措施。软件设计，首先给出控制系统的软件总流程，然后分别对每个模块的算法流程和软件实现进行介绍。本文对各个传感器输出的信号进行采集和处理，并采用了硬件抗干扰措施，提高飞行控制硬件系统的稳定性和抗

14、干扰性。在ARM环境下，本文采用了嵌入式Linux操作系统技术。对硬件方面的研究：对微型飞行器自主飞行控制硬件系统设计关键是针对MAV 姿态稳定和导航控制的功能的实现，对于选用的各个功能部件的要求，它主要包括机载计算机和 MEMS 传感器等。基于 ARM 的飞控系统硬件电路原理图设计，包括ARM 资源的介绍和应用、电源和复位电路设计；UART、SPI、JTAG等接口电路的设计；定时器的使用和PWM信号发生电路的设计；加速度计、陀螺、磁力计等传感器的使用、A/D采样电路的设计。最后，通过平时所掌握硬件设计能力和实际的专业，近几年的大学学习使得我掌握ARM单片机的基本知识和编写 ARM Linux

15、 环境下的设备驱动流程图的相关知识，培养扎实了软硬件设计能力，运用所学相关专业知识解决相关问题，如降低硬件资源利用率和解决飞行速度等问题。2控制系统工作原理和结构框图2.1四旋翼自主飞行器的工作原理四旋翼直升机有4个控制输入量，分别为四个旋翼的转速；6个输出量，分别为飞机位置量（x、y、z）和姿态角(俯仰角、横滚角、航向角)。四旋翼直升机通过调节对角线上旋翼的转速来改变姿态。四旋翼飞行器上下的垂直运动是通过4个旋翼同时增速（减速）得到的，当4个旋翼的升力之和等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停。水平面内的前后运动是在旋翼1、2分别增速（减速）的同时，旋翼3、4减速（增速），这样机身就会发生向后

16、或者向前的倾斜，得到水平面内的前后运动；俯仰运动是通过旋翼1、3速度不变，旋翼2增速（减速）的同时，旋翼4减速（增速）来实现的。相似的可以得到滚转运动；即旋翼1增速（减速），同时旋翼3减速（增速）。通过组合以上的基本运动，可以实现四旋翼自主控制飞行器的各种复杂运动。四旋翼飞行器飞行原理如图1所示图1 四旋翼飞行器飞行原理示意图四旋翼直升机独特的机械结构决定了它可以通过只改变旋翼转速的方法来实现俯仰、滚转和偏航运动。当需要作俯仰的动作时，只要控制前后两个旋翼使其在转速上有一个差值即可。同样的原理，当要作滚转运动时只要控制左右两个旋翼即可。在保持对角线上的两个旋翼的转速相等的情况下，使相邻的两个旋

17、翼的转速有差值就可以实现偏航运动。但必须明确一点，以上三种运动过程中总的旋转力矩必须保持恒定。 (l)垂直升降与悬停: 同时改变四个电机的输出功率，使得旋翼转速改变，从而总的拉力改变，且大于或小于飞机重力时，四旋翼无人机垂直升降飞行;而拉力等于飞机重力时，四旋翼直升机实现悬停。垂直升降与悬停的控制方式如图2所示: 图2垂直升降与悬停原理图(2)横向飞行与俯仰运动:增加左旋翼电机的输出功率，使得左旋翼转速变大，小右旋翼电机的输出功率，可以使机体左侧俯仰倾斜。使右侧拉力小于左侧总拉力，从而左侧拉力改变，相应的减机身会向右侧俯仰倾斜。同理，横向飞行与俯仰运动的控制方式如图3所示: 图3横向飞行与俯仰

18、运动原理图 (3)水平旋转:保持左右旋翼电机的输出功率相同，前后旋翼的输出功率相同，改变其中一组的输出功率，使得两组的旋翼的转速不同，产生不能抵消的反扭矩，从而使得机体产生顺时针或逆时针的水平旋转。水平旋转的控制方式如图4所示 图4水平旋转的原理图（4）控制系统当四旋翼飞行器处于悬停和准稳态飞行时，可以把四旋翼飞行器这一非线性系统近似为线性系统，这样，在控制飞行器稳定飞行时就可以将四旋翼飞行器的姿态稳定分为三个独立的通道(偏航、俯仰、横滚) 分别控制。在实际系统中，控制对象是无刷电机和螺旋桨。螺旋桨（包括无刷电机）的转动产生力、力矩和扭矩，作用于四旋翼飞行器，就得到陀螺仪输出的各姿态角角速率，

19、对角速率积分就得到各姿态角；在PID控制器中，微分参数的作用也很重要，既可以使整个系统的相位提前，又可以消除飞行器抖动，从而保证整个系统的稳定.姿态控制系统原理图如图5所示图5 姿态控制系统原理图2.2四旋翼飞行器本体 四旋翼飞行器的框架和布局较为简单，呈“十字形”，所以机械加工出符合要求的机架和平台是可行的。而且可以根据自身的条件和四旋翼飞行器功能的要求来选择合适的四旋翼飞行器的配件，如机架材料的选择等。机身采用铝管和玻璃纤维，成对称布局。如图所示。从外形看其是由四个同样的直升机组装而来的。当然与直升机的差别很大，最明显的是它没有四个尾桨。四旋翼飞行器具有两对正反桨，相邻的螺旋桨的转向相反，

20、以抵消因为螺旋桨旋转而产生的自旋力，而不需要专门的尾桨来抵消反桨矩。飞行器的所有动作均依靠改变四个螺旋桨的转速完成，而不需要调节桨叶的桨距角，这样就可以省略桨矩控制部件，便于制作和维护，通过调整四个旋翼的转速即可实现升力的变化，从而调整飞行器的姿态和位置。与固定翼飞行器相比，可垂直起降的旋翼飞行器发展要缓慢得多。这是因为旋翼飞行器的控制比较复杂。但是相对于固定翼飞行器，旋翼飞行器具有难以比拟的优点:具备自主起飞和着陆能力，能够适应各种环境，能以如悬停、前飞、侧飞和倒飞等各种姿态飞行。这些优点决定了旋翼飞行器比固定翼无人机具有更广阔的应用前景。而在旋翼飞行器个大家族中，四旋翼无人直升机以其新颖的

21、结构布局、独特的飞行方式引起了我们的关注。飞行器本体如图6所示图6 四旋翼飞行器本体图形3 系统设计目标和设计方案3.1系统设计目标目前的飞行器控制系统多采用单片机来完成姿态控制，存在硬件资源有限，运算和处理速度慢等问题。本研究硬件开发平台使用 ARM 芯片作为核心处理器，大量使用 MEMS 传感器，整个系统要求体积小、重量轻。同时对各个传感器输出的信号进行采集和处理，并采用了硬件抗干扰措施，提高飞行控制硬件系统的稳定性和抗干扰性。本文的主要内容是设计小型四旋翼飞行器的控制系统，实现小型四旋翼自主控制飞行器在近地环境下的姿态控制。其中，飞行高度在5米之内，四旋翼飞行器的俯仰角和滚转角控制范围是

22、30度，航向角的控制范围是0到360度。实现的主要功能如下；1）提供多个通信信道，使飞行器与陀螺仪、磁航向计、高度计、导航系统、地面测控系统通信；2）提供足够的存储空间，以满足复杂控制软件的实现；3）检测飞行器的状态量，包括高度、速度、航向、姿态等；4）通过串口接口与地面测控细系统通讯，一方面获取地面的控制信号，另一方面将飞行器的状态信息回传给地面；5）飞行器能工作在手动和自动的切换模式。3.2控制系统结构设计小型四旋翼飞行器控制系统包括硬件和软件两部分。控制系统主要实现的功能为：信息采集与检测、数据传输和系统控制等。3.2.1控制系统总体框架 四旋翼飞行器的飞行控制系统通常由传感器测量装置、

23、主控制器和驱动电机等部分组成。传感器用来测量四旋翼飞行器的飞行状态信息，主控制器根据这些传感器反馈回来的状态信息、预先给定的状态和现场无线输入的控制指令信息进行处理，使控制系统根据控制算法处理结果输出4路PWM信号控制电机转速，以实现自动调节旋转力距来稳定飞行姿态。整个四旋翼飞行器控制系统主要分为机载控制部分和地面控制部分。机载部分系统结构框图如图7所示。 S3C2440陀螺仪驱动电机三轴加速度计数字罗盘无线通信模块 图7机载部分系统结构框图 设计四旋翼自主控制系统时，需要重点考虑它的安全性和模块化，本次所设计的自主飞行器控制系统结构如图所示。整个系统分为两个主要部分，其中机载部分如图中左侧虚

24、线框部分，包括RC接收机、MTi-G单元、ARM嵌入式控制器、AVR单片机以及四旋翼机本体；图中右侧虚线框为地面站部分，主要包含了遥控器和地面站PC机，其中地面站PC机运行终端软件，能够实时地显示四旋翼无人机的飞行状态信息。四旋翼飞行器自主控制系统如图8所示MTI-G ARM嵌入式控制器地面站RC遥控器RC接收机AVR单片机地面部分包括手动自动切换通道信号转换模块电子调速器机载部分M1M2M3M4 图 8四旋翼飞行器自主控制系统原理图 本系统的ARM嵌入式主控制器实现的功能主要包括：（1）实时读取传感器MTi-G提供的四旋翼飞行器的飞行状态信息；（2）根据状态信息，运行控制算法，实时计算出滚转

25、方向和俯仰方向的控制量；（3）与地面站保持实时的WIFI无线通讯，发送四旋翼飞行器的状态信息。 在设计自主控制系统时，需要完成自主控制信号对四旋翼飞行器本体的输入过程，四旋翼飞行器是通过传统的航模类无线电系统接受遥控操作的，为了切入自主控制信号，本次采用AVR单片机用于信号转换，AVR单片机实现的主要功能包括：ARM嵌入式控制器得出数字型的控制量后通过串口发送给AVR单片机，单片机将其转换为RC接收机发出的PWM信号，发送给四旋翼飞行器的信号转换模块，另外，RC接收机的第7通道为飞行时的手动自动切换通道，可以在飞行过程中随时完成手动自动控制间的切换，在很大程度上保证了飞行器实验时的安全性。3.

26、2.2 硬件总体设计 四旋翼自主控室系统的硬件部分是整个系统的基础，决定了整个系统性能的稳定性和可靠性。四旋翼自主控制系统的硬件是软件的载体；一方面采集机体的角速率、姿态、航向、空速、高度、位置等信息，并反馈给软件；另一方面根据四旋翼自主控制系统的软件出的PWM指令信号，驱动伺服机的动作；此外，飞行控制系统的硬件还要实现机载设备与地面控制站的无线数据通讯链路的搭建，接受地面控制站的指令信号和发送机体状态数据给地面站。微型飞行器自主飞行控制硬件系统设计关键是针对MAV姿态稳定和导航控制的功能，选用各个功能部件，它主要包括机载计算机和MEMS传感器、控制器模块、电源模块、数据处理模块和通讯模块，并

27、设计它们之间的接口电路。各部分主要功能介绍如下。四旋翼飞行器硬件结构如图9所示 电源模块通讯模块 供电 供电 推 进 组 控制器数据处理模块 供 信息 电 信息 信息传感器模块 信息 机体平台图9 四旋翼飞行器硬件结构图（1）机体平台是其他所有模块的载体。除了机架之外，还包括电机、减速齿轮和螺旋桨组成的推进组。（2）控制器是系统的核心器件，起到协调和控制其他各模块的作用。它不断和数据处理模块交换信息：获取系统控制所需的信息，发出控制指令。（3）传感器模块为系统提供四旋翼无人机的各种运动信息或姿态信息，是导航系统的重要组成部分。（4）通讯模块是控制系统与其他设备通讯的途径。控制器可以通过此模块发

28、送机体的各种状态信息，接收控制指令或者导航信息。（5）数据处理模块处于整个系统的中心位置，在控制器干预下(或自动)完成数据的转换，信息的提取，参数的解算等功能。（6）电源模块为以上各模块提供能量，保证硬件平台的正常工作。3.2.3软件总体设计为了减少软件错误、提高可靠性，按照低耦合、高内聚的原则将软件子系统划分成如图所示的六个模块。图 10 四旋翼飞行器软件结构图导航模块系统初始化模块控制模块传感器数据采集模块数据处理模块无线通信模块 图 10 四旋翼飞行器软件结构图 软件系统各模块的主要功能介绍如下：（1）系统初始化模块：包含软件系统初始化和硬件系统初始化两部分。（2）传感器数据采集模块：主

29、要功能是获取传感器发送的有效数据。正确设置相关外设，使系统传感器可以持续、正常的运行。（3）数据处理模块：起到各模块的衔接作用，例如A/D采样的滤波、字符串与整形和浮点型之间的互换、数字罗盘的信息提取等等。（4）导航模块：通过导航算法，将传感器数据转化为导航数据，为控制器提供系统控制所需的位姿信息。（5）控制模块：控制器的软件核心，包含控制系统主要算法。（6）无线通讯模块：负责控制系统和上位机或其他设备的通信。3.3硬件系统方案论证 实现四旋翼飞行器控制，必须处理好以下几点；一、 四旋翼飞行器作为一个小型无人机，必须要有一个可靠性非常强的无线通信方式，保证飞行器能够有效的接收到遥控器或其他设备

30、发出的控制信号，同时反馈实时的飞行器自身状态，以达到有效的监控和数据采集。二、 要做到对一个飞行器有效的实时、闭环反馈控制，必须要能够测量得到飞行器本身飞行时的状态，也即是要有精确有效的传感器获取飞行器的姿态，同时处理器能高效的采集数据。三、 四旋翼飞行器虽机械结构简单，但却是一个高阶非线性、多变量、强耦合的欠驱动系统，要能够对飞行器安全稳定的飞行，必须有一个合理的控制算法，也即要求一个处理能力强的处理器处理控制算法。3.3.1控制器芯片选型 从做到四旋翼飞行器良好控制的飞行上可以知道，四旋翼飞行器的控制芯片必须能够达到快速应答控制信号、快速处理传感器信号和快速处理控制器算法，对这些要求则需要

31、一个可靠性高、数据响应和处理的能力强的处理器。ARM处理器则能良好的应对这些控制要求。本文采用S3C2440处理器，它采用ARM920T内核。ARM9系列处理器有如下优点；1、 五级整数流水线，高效率执行指令，大部分指令可以在一个或两个时钟周期完成；2、 1.1MIPS/MHz的哈弗结构，可以实现复杂的控制算法；3、 支持32位的ARM指令集和16位的Thumb指令集，能够高速的进行数据处理；飞行器控制系统也可以采用单片机，如51单片机来完成姿态控制，但是由于存在硬件资源有限，运算和处理速度慢等问题。本文硬件开发平台使用 ARM 9芯片作为核心处理器。3.3.2传感器选型 对四旋翼飞行器进行姿

32、态反馈控制则需要测量得到滚转角、偏航角和俯仰角，同时测得它们对应的角速度，本文中采用ENC-03M单轴角速度传感器和LIS344ALH三轴加速度计综合测量并滤波得到四旋翼飞行器的滚转角、偏航角和俯仰角，同时得到它们的角速度；利用气压计或超声波传感器进行飞行器高度测量。选择这些传感器的理由如下： ENC-03M是由日本村田公司设计生产的产品之一，是单轴角速度传感器，可以稳定的测量出角速度，但是存在一定的温漂，通过配合加速度计和软件的处理可以得到校准确的角度值，另外从成本考虑ENC-03M传感器是非常低廉的，在控制精度不是非常高的情况下，性价比是非常高的：从焊接上考虑，ENC-03M是表面贴装器件

33、，焊接简易：但是同类其他的传感器则不易安装，如ADXRS300，它是BGA封装，一般需要专业人士焊接。 LIS344ALH三轴加速度计是由意法半导体公司推出的低功耗、低成本的三轴模拟输出的传感器：它在一个封装内整合了一个强健的三轴MEMS传感器和一个CMOS接口芯片，不论设备的方位如何，三轴传感功能都能提供倾斜和运动的信息： LIS344ALH提供+-2g和+-6g两种加速度测量范围：紧凑而强固的外观设计使之能够承受高达10000g的撞击强度。 高度传感器本文选用气压计，利用气压计来转换飞行器的高度，他有测量范围广的优点，本文设计的飞行器对控制高度没有特别高的要求，利用气压计可以完成本文的要求

34、，利用MPS4115气压计可以测量误差控制在一米以下，这比一般的GPS测量误差小；虽然超声波传感器的精度比较高，但是它的测量范围很窄，如UMR37最大只有六米，另外它要求参照物的高度不变而且反射性比较好，在室内桌子等物件对测量有很大的影响，室外植被对测量也产生很大的干扰。3.3.3A/D转换器选型A/D选型的标准有以下几点：转换精度转换速率信号输入范围芯片接口价格、功耗等。模拟传感器的输出有两种电平信号：加速度计输出范围是0-3V，陀螺仪输出范围是0-5V。当前大多数芯片A/D输入信号范围基本都能满足要求。因此转换精度、转换速率是选型的主要考虑因素。l 转换速率指标设计目前大多数研究平台电机的

35、控制频率为50Hz到100Hz左右，而普通有刷电机的控制带宽只有50Hz左右。由于这个限制，更高的控制频率对于普通的电机是不合适的。但是为了增加导航系统的稳定性，减少积分漂移。A/D的采样频率为控制频率的20倍左右，达到2KHz。惯性元器件总共有6路A/D输出，再加上两路电平基准，一共8路。因为A/D的转换芯片只有一个A/D转换模块，则8路转换就需要转换芯片至少1.6Mhz的转换速率，留有20%裕量，就要求芯片的转换速率2Mhz。 l 转换精度的指标设计A/D器件的误差有失调误差和增益误差两种，一般由最低有效位（LSB）标识。以加速度计为例，假设量程为1.5g，其灵敏度为800mV/g。因此，

36、电压输出范围是2.4V。则对于12位A/D转换芯片，1个LSB对应的电压0.0458mV，假设A/D转换芯片的失调误差和增益误差之和最大为M LSB。根据以上分析可知最大误差电压达到M0.0458mV，其对应的加速度误差为（0.0458M/800）9.8m/s2。根据式（3.1）和式（3.2） (3.1) (3.2)因此速度误差V=（0.0458M/800）9.8t，S=（0.732M/800）9.8tt/2。若假设1分钟的速度误差为1m/s则对应M=29。TMS320F28x DSCs有一个16通道模数转换器，可以让设计者像使用多种嵌入式设备一样，直接把模拟信号连接到处理芯片上。另外F283

37、35的偏移误差为15LSB而增益误差为30LSB，因为这些误差可以使用软件补偿，所以为了方便开发，直接使用DSP自带的12位A/D转换器，并且将DSP的SPI口扩展以备更高精度的A/D芯片使用。3.3.4 无线通信模块选型 无线通信模块是四旋翼飞行器的重要组成部分。控制系统要求无线通讯误码率低、实时性高，保证传输信息的准确性和及时性。由于通讯距离并不长，采用国产KYL-610作为无线传输模块。该模块有以下优点：多种可选通信接口（RS-232、TTL、RS-485），多种数据格式和传输速率，公开的数据接口，收发一体半双工工作模式，采用单片射频集成电路及单片MCU，外围电路少，功耗低，可靠性高等。

38、主要参数如表1所示。表1 KYL-610主要参数电源输出功率发射电流接受灵敏度外型尺寸3.15V=50mW20mA-108dBm(9600bps)40mm24mm6mm传输距离200m 以上(BER=10-59600bps,标配10cm天线，空旷地，天线高度1.5m)；400m以上(BER=10-51200bps,标配10cm天线，空旷地，天线高度1.5m)；3.3.5驱动电机选型四旋翼飞行器一个非常重要的部件-电机，电机的性能好坏直接影响到飞行器飞行的状况。本文选择的是无刷直流电机。与有刷直流电机相比，选择无刷直流电机的理由如下：无刷电机的可靠性好。有刷电机存在集电环炭刷结构，在运行时产生火

39、花，需要定期更换碳刷；有刷电机不宜适用于有灰尘、泥泞、露天、潮湿场合；无刷直流电机无刷结构可靠性高、防护性能好，能满足于有灰尘、泥泞、露天、潮湿场合使用。无刷电机效率高。有刷电机由于有炭刷结构，会产生大量的热能，同时需要电能转换磁场，这两者导致了有刷电机的效率低下；而无刷电机无炭刷、使用永磁铁节约大量能量，提高了电机效率。无刷电机在低速时具有串励电机特性，高速时性能好与他励电机。选择无刷直流电机有其独特的优点，同时也有复杂之处：需要有代替机械式换电器的电子开关，代替电刷的转子位置检测器。综合考虑技术、性能及成本等方面的因素，最终选择了航模专用新西达A2212 型号的无刷直流电机，机身高度为 0

40、.022 米，直径为 0.012 米，KV 值为1000rpm/V。此外，为了提高电机驱动效率，在配桨选择上，选用了型号为GWS1060HD 的三叶螺旋桨。4控制系统硬件设计 飞行控制系统的硬件部分是整个系统的基础，决定了整个系统性能的稳定性和可靠性。飞控系统硬件是飞控软件的载体；一方面采集机体的角速率、姿态、航向、空速、高度、位置等信息，并反馈给飞控软件；另一方面根据飞控软件出的PWM 指令信号，驱动伺服舵机的动作；此外，飞控系统的硬件还要实现机载设备与地面控制站的无线数据通讯链路的搭建，接受地面控制站的指令信号和发送机体状态数据给地面站。在上文中介绍了飞行控制的总体设计，以下是设计的具体实

41、现：4.1电源模块硬件系统各部分对供电需求各不相同：DSP的核心电压需要1.8V/100MHz供电、IO需要3.3V供电；数字罗盘、高度声纳、无线模块需要5V供电；加速度计需要3.3V模拟供电，陀螺仪需要5V模拟供电；电机及相应驱动芯片需要11.1V供电。所以需要设计11.1V5V3.3V1.8V的供电系统。（1）11.1V5V电源芯片选择。电源芯片的选型主要依据是各个核心元器件所消耗电流的大小。表1为系统各核心器件的芯片的供电参数。控制系统各核心元器件供电统计表如表2所示。表2控制系统各核心元器件供电统计表器件名电流（mA）电压（V）个数合计电流(mA)陀螺仪85315数字罗盘245124加

42、速度计0.53.310.5无线模块125112超声传感器=305130DSP最小系统约2003.3/1.81200总计-281.5由上表可知，系统各核心元器件电流总消耗接近300mA，选型时留有至少50%的裕量。因此选择体积小，最大输出电流达500mA的78M0538作为12V转5V的转换芯片。78M05具有热保护、短路保护等功能。另外，在78M05的输入端并联一个瞬态抑制二极管SMCJ36CA，可以有效抑制电源尖峰。电路设计如图11所示 图11 78M05电路设计图(2）5V3.3V1.8V电源芯片选择I公司的C2000系列DSP对I/O上电顺序没有要求，但对内核上电和I/O上电时间差有严格

43、的要求：理想情况是同时加电，但很难做到。 一般应先对外设加电，然后对内核加电，同时要求外设电压不超过内核电压2V。这个加电次序主要依赖于芯片内部的静电保护电路。因此选用TI公司DSP专用供电芯片，考虑到DSP系统功耗很大，因此选用TPS76D318。TPS76D318主要特性有：一路可控输出，最大输出电流可达1A，静态超低电流，双路电源，200ms延时复位，热保护和短路保护等功能。TPS76D318的电路如图12所示图12 TPS76D318电路设计图 同时由于本文采用数个模拟传感器，需要分离模拟电压和数字电压提高模拟设备的抗干扰性。在飞行器中安全性是一个首要的问题，为了防止意外事故发生，本文

44、特别设计了一个保护电路，使用可恢复熔断器防止过流。如图13、图14、图15和图16所示为电源模块的保护电路、5V稳压电路、3.3V稳压电路和模拟电压稳压电路。 图13 过流保护电路 图14 +5V稳压电路 图15 +3.3V稳压电路 图16供模拟电路+5V电压4.2传感器模块 传感器模块主要功能是利用陀螺仪、加速度计微惯性传感器和高度传感器得到飞行器的飞行状态，使反馈控制成为可能。4.2.1陀螺仪测量模块 图17是使用陀螺仪测量飞行器角速度的测量电路，利用ENC-03单轴角速度计测量；电路中加入了可变电阻来校准陀螺仪信号。角速度检测电路如图17所示。 图17角速度检测电路4.2.2加速度测量模块 图18是利用LIS344ALH加速度计测量飞行器的加速度值；利用陀螺仪测量模块和加速度计检测模块得到相应