畢業(yè)論文----基于arm的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)設計

1、<p>　　南 陽 理 工 學 院</p><p>　　本科生畢業(yè)設計（論文）</p><p>　　學院（系）： 電子與電氣工程學院 </p><p>　　專 業(yè)： 電子信息工程 </p><p>　　學 生： </p>&

2、lt;p>　　指導教師： </p><p>　　完成日期 2013 年 5 月</p><p>　　南陽理工學院本科生畢業(yè)設計（論文）</p><p>　　基于ARM的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)設計</p><p>　　Autonomous control system for the

3、 quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors</p><p>　　總計： 畢業(yè)設計（論文）25 頁</p><p>　　表 格： 0 個</p><p>　　插 圖 ： 20 幅</p><p>　　南 陽 理 工 學 院 本 科 畢

4、 業(yè) 設 計（論文）</p><p>　　基于ARM的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)設計</p><p>　　Autonomous controlsystem for the quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors</p><p>　　學 院（系）： 電子與電氣工程學院

5、 </p><p>　　專 業(yè)： 電子信息工程 </p><p>　　學 生 姓 名： </p><p>　　學 號： </p><p>　　指 導 教 師（職稱）

6、： </p><p>　　評 閱 教 師： </p><p>　　完 成 日 期： </p><p><b>　　南陽理工學院</b></p><p>

7、;　　Nanyang Institute of Technology</p><p>　　基于ARM的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)設計</p><p>　　[摘要]：針對改變傳統(tǒng)以單片機為處理器的四旋翼自主控制飛行器控制方式的問題，設計了一種基于嵌入式ARM的飛行控制系統(tǒng)的設計和實現(xiàn)方案。這是一種基于ARM的低成本、高性能的嵌入式微小無人機飛行控制系統(tǒng)的整體方案。詳細介紹了控制系統(tǒng)的總體構成以及

8、硬，軟件設計方案，包括傳感器模塊、視屏采集模塊、系統(tǒng)核心控制功能模塊、無線通信模塊、地面控制和數(shù)據(jù)處理模塊。實驗結果表明，該設計結合嵌入式實時操作系統(tǒng)，保證了系統(tǒng)的高可靠性和高實時性，能滿足飛行器起飛、懸停、降落等飛行模態(tài)的控制要求。</p><p>　　[關鍵詞]：ARM；四旋翼自主飛行器；控制系統(tǒng)。</p><p>　　Autonomous control system for th

9、e quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors</p><p>　　Abstract：In order to change the conventional control of four—rotor unmanned aerial vehicles using microcontroller as the processor，a solut

10、ion of flight control system based on embedded ARM was presented．which is low-cost, small volume, low power consumption and high performance. The purpose of the work is for attending the National Aerial Robotics Competit

11、ion. The main function of the system，the hardware structure and the software design were discussed in detail，including the sensor module，the m</p><p>　　Key words：ARM；four-rotor unmanned aerial vehicles；contr

12、ol system </p><p>　　of the control signals</p><p><b>　　四旋翼飛行器的簡介</b></p><p><b>　　1.1題目綜述</b></p><p>　　微型飛行器（MicroAir Vehicle/MAV）的概念最早是在上世紀九十年代由

13、美國國防部遠景研究局（DARPA）提出的。一般來講，MAV 的特征是：最大尺寸為 35 厘米以下，最大質量在 300 克以內，飛行半徑大于 10 千米，最高時速達80 千米/小時，最高飛行高度可達 300 米。MAV 是充分利用微機電、微電子、智能控制和通訊等高科技的微型智能系統(tǒng)。微型飛行器目標小、靈活性好、成本低，能夠在現(xiàn)代化戰(zhàn)爭如空中電子戰(zhàn)、生化戰(zhàn)、偵察與反偵察、干擾與反干擾、隱身與反隱身、特種單兵作戰(zhàn)中扮演特殊角色，以滿足國防現(xiàn)代

14、化的需求。微型飛行器中包含很多新概念飛行原理與仿生研究思想，因此具有廣泛的科學研究價值及民用價值。</p><p>　　微型飛行器有一段漫長而又斷斷續(xù)續(xù)的歷史。最早的四旋翼飛機可以追溯到1907年，由Louis和Jacques Breguet等人研制出的“Gyroplane”便已經(jīng)成功攜帶飛行員飛了1.5m的高度。1922年美國軍方資助George de Bothezat研制了一個大型的四旋翼機，但是飛行表現(xiàn)不能

15、令人滿意，另外費用高昂和當時固定翼飛機的流行使得該項目最終擱淺。最成功的四旋翼飛機是1956年由covertawing公司資助D.H.kaplar研制出的‘H’型的四旋翼機，但是由于工程人員缺乏足夠的興趣，該項目也最終停止。20世紀80年代隨著微型飛機新型材料、微機電（MEMS）、微慣導（MIMU）的產(chǎn)生和飛行控制理論的發(fā)展，微型飛機得到迅速發(fā)展。由于其廣泛的應用前景和使用價值，四旋翼自主控制飛機吸引了大批研究人員和學者的關注。<

16、/p><p>　　目前的飛行器控制系統(tǒng)多采用單片機來完成姿態(tài)控制，存在硬件資源有限，運算和處理速度慢等問題。本研究硬件開發(fā)平臺使用 32位的ARM 芯片作為核心處理器，大量使用 MEMS 傳感器，整個系統(tǒng)要求體積小、重量輕。同時對各個傳感器輸出的信號進行采集和處理，并采用了硬件抗干擾措施，提高飛行控制硬件系統(tǒng)的穩(wěn)定性和抗干擾性。本文以實現(xiàn)基于ARM的四旋翼自主飛行控制系統(tǒng)為目標，對 ARM的MAV自主控制系統(tǒng)和硬件實

17、現(xiàn)進行了深入的學習和研究。</p><p>　　1.2國內外研究狀況</p><p>　　隨著新型材料以及飛行控制技術的進步，四旋翼自主控制飛行器得到了迅速的發(fā)展，在軍事和民用領域具有廣闊的應用前景?；贏RM的四旋翼自主飛行器也得到了迅速發(fā)展。和傳統(tǒng)的直升機相比,它有著自身的優(yōu)勢:當前后兩個旋翼逆時針旋轉,而左右兩側的旋翼順時針旋轉時,則尾槳控制和旋翼傾斜問題可以被忽略。</p&g

18、t;<p>　　目前國外四旋翼無人直升機的研究工作主要集中在以下三個方面：基于慣導的自主飛行、基于視覺系統(tǒng)的自主飛行和自主飛行器系統(tǒng)。典型代表有瑞士洛桑聯(lián)邦科技學院的OS4、澳大利亞國立大學的X4、賓夕法尼亞大學的HMX4、佐治亞理工大學的GTMARS、斯坦福的‘Mesicopter’ 等等。其中，法國將對微型無人機領域進行開發(fā)，他們對翼展 20cm 的微型無人機概念進行研究。從 2000 年底開始,法國武器裝備部將可放在

19、步兵背包中的無人偵察機進行招標。其戰(zhàn)術指標為：固定翼飛行器，機長為 30～40 cm，安裝簡便快捷，裝備光學傳感器。從 2005 年開始，它將在狹窄空間內進行巡邏，即可在城市街道上空機動飛行，但不會進入房間。室內觀測任務將留給直接采取昆蟲飛行方式的微型撲翼無人機，這種無尾翼構型獨特的無人機能平穩(wěn)寂靜地在室內進行機動飛行，并能懸停?？傊?，這種微型無人機的研制要求在設備的小型化、推進技術和包括昆蟲飛行方面的技術做出巨大努力。如果研制進展順利

20、，預計到 2013年底該機可投入使用。</p><p>　　我國目前也在開展對撲翼微型無人機的研究，主要研究其流動機理與空氣動力學特性、撲翼傳動機構的設計以及微動力與能源系統(tǒng)的實現(xiàn)。在當前，微型飛行器的發(fā)展趨勢是：微型化、創(chuàng)新化、智能化、自動化、仿生化及多用途等。國內對于四旋翼機的研究主要集中在幾所高校之中。例如國防科技大學、南京航空航天大學、西北工業(yè)大學、北京科技大學和哈爾濱工業(yè)大學等等。大多數(shù)的研究方式是理論

21、分析和計算機仿真，提出了很多控制算法。例如，針對自主飛行機模型的不確定性和非線性設計的DI/QFT（動態(tài)逆/定量反饋理論）控制器，國防科技大學提出的自抗擾控制器（ADRC）可以對小型四旋翼飛機實現(xiàn)姿態(tài)增穩(wěn)控制，還有一些經(jīng)典的方法比如PID控制、控制等。</p><p>　　1.3本文研究的主要內容</p><p>　　從低價位、低功耗、高性能等方面考慮，本文設計了四旋翼飛行器的自主飛控制系

22、統(tǒng)整體方案、并完成了飛控系統(tǒng)硬件部分的設計。本文針對某型固定翼微型飛行器，設計了全新的自主飛行控制系統(tǒng)。硬件開發(fā)平臺使用ARM芯片作為核心處理器，大量使用MEMS傳感器，整個系統(tǒng)體積小、重量輕，完全符合項目要求?？傮w設計，首先將軟硬件系統(tǒng)分解成基本功能模塊，分別介紹了分各模塊的功能和作用；接下來給出了了各功能模塊的設計思路，為以下各章內容做準備。硬件子系統(tǒng)設計，介紹了元器件的選型原則和選型結果；并且給出了DSP最小系統(tǒng)的設計步驟和電路抗

23、干擾的措施。軟件設計，首先給出控制系統(tǒng)的軟件總流程，然后分別對每個模塊的算法流程和軟件實現(xiàn)進行介紹。</p><p>　　本文對各個傳感器輸出的信號進行采集和處理，并采用了硬件抗干擾措施，提高飛行控制硬件系統(tǒng)的穩(wěn)定性和抗干擾性。在ARM環(huán)境下，本文采用了嵌入式Linux操作系統(tǒng)技術。對硬件方面的研究：對微型飛行器自主飛行控制硬件系統(tǒng)設計關鍵是針對MAV 姿態(tài)穩(wěn)定和導航控制的功能的實現(xiàn)，對于選用的各個功能部件的要求

24、，它主要包括機載計算機和 MEMS 傳感器等?；?ARM 的飛控系統(tǒng)硬件電路原理圖設計，包括ARM 資源的介紹和應用、電源和復位電路設計；UART、SPI、JTAG等接口電路的設計；定時器的使用和PWM信號發(fā)生電路的設計；加速度計、陀螺、磁力計等傳感器的使用、A/D采樣電路的設計。最后，通過平時所掌握硬件設計能力和實際的專業(yè)，近幾年的大學學習使得我掌握ARM單片機的基本知識和編寫 ARM Linux 環(huán)境下的設備驅動流程圖的相關知識，

25、培養(yǎng)扎實了軟硬件設計能力，運用所學相關專業(yè)知識解決相關問題，如降低硬件資源利用率和解決飛行速度等問題。</p><p>　　2控制系統(tǒng)工作原理和結構框圖</p><p>　　2.1四旋翼自主飛行器的工作原理</p><p>　　四旋翼直升機有4個控制輸入量，分別為四個旋翼的轉速；6個輸出量，分別為飛機位置量（x、y、z）和姿態(tài)角(俯仰角、橫滾角、航向角)。四旋翼直升

26、機通過調節(jié)對角線上旋翼的轉速來改變姿態(tài)。四旋翼飛行器上下的垂直運動是通過4個旋翼同時增速（減速）得到的，當4個旋翼的升力之和等于飛行器的自重時，飛行器便保持懸停。水平面內的前后運動是在旋翼1、2分別增速（減速）的同時，旋翼3、4減速（增速），這樣機身就會發(fā)生向后或者向前的傾斜，得到水平面內的前后運動；俯仰運動是通過旋翼1、3速度不變，旋翼2增速（減速）的同時，旋翼4減速（增速）來實現(xiàn)的。相似的可以得到滾轉運動；即旋翼1增速（減速），同時

27、旋翼3減速（增速）。</p><p>　　通過組合以上的基本運動，可以實現(xiàn)四旋翼自主控制飛行器的各種復雜運動。四旋翼飛行器飛行原理如圖1所示</p><p>　　圖1 四旋翼飛行器飛行原理示意圖</p><p>　　四旋翼直升機獨特的機械結構決定了它可以通過只改變旋翼轉速的方法來實現(xiàn)俯仰、滾轉和偏航運動。當需要作俯仰的動作時，只要控制前后兩個旋翼使其在轉速上有一個差

28、值即可。同樣的原理，當要作滾轉運動時只要控制左右兩個旋翼即可。在保持對角線上的兩個旋翼的轉速相等的情況下，使相鄰的兩個旋翼的轉速有差值就可以實現(xiàn)偏航運動。但必須明確一點，以上三種運動過程中總的旋轉力矩必須保持恒定。</p><p>　　(l)垂直升降與懸停: </p><p>　　同時改變四個電機的輸出功率，使得旋翼轉速改變，從而總的拉力改變，且大于或小于飛機重力時，四旋翼無人機垂直升降飛

29、行;而拉力等于飛機重力時，四旋翼直升機實現(xiàn)懸停。垂直升降與懸停的控制方式如圖2所示: </p><p>　　圖2垂直升降與懸停原理圖</p><p>　　(2)橫向飛行與俯仰運動:</p><p>　　增加左旋翼電機的輸出功率，使得左旋翼轉速變大，小右旋翼電機的輸出功率，可以使機體左側俯仰傾斜。使右側拉力小于左側總拉力，從而左側拉力改變，相應的減機身會向右側俯仰傾斜

30、。同理，橫向飛行與俯仰運動的控制方式如圖3所示:</p><p>　　圖3橫向飛行與俯仰運動原理圖</p><p><b>　　(3)水平旋轉:</b></p><p>　　保持左右旋翼電機的輸出功率相同，前后旋翼的輸出功率相同，改變其中一組的輸出功率，使得兩組的旋翼的轉速不同，產(chǎn)生不能抵消的反扭矩，從而使得機體產(chǎn)生順時針或逆時針的水平旋轉。水

31、平旋轉的控制方式如圖4所示</p><p>　　圖4水平旋轉的原理圖</p><p><b>　　（4）控制系統(tǒng)</b></p><p>　　當四旋翼飛行器處于懸停和準穩(wěn)態(tài)飛行時，可以把四旋翼飛行器這一非線性系統(tǒng)近似為線性系統(tǒng)，這樣，在控制飛行器穩(wěn)定飛行時就可以將四旋翼飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定分為三個獨立的通道(偏航、俯仰、橫滾) 分別控制。在實際系統(tǒng)

32、中，控制對象是無刷電機和螺旋槳。螺旋槳（包括無刷電機）的轉動產(chǎn)生力、力矩和扭矩，作用于四旋翼飛行器，就得到陀螺儀輸出的各姿態(tài)角角速率，對角速率積分就得到各姿態(tài)角；在PID控制器中，微分參數(shù)的作用也很重要，既可以使整個系統(tǒng)的相位提前，又可以消除飛行器抖動，從而保證整個系統(tǒng)的穩(wěn)定.姿態(tài)控制系統(tǒng)原理圖如圖5所示</p><p>　　圖5 姿態(tài)控制系統(tǒng)原理圖</p><p>　　2.2四旋翼飛行器

33、本體</p><p>　　四旋翼飛行器的框架和布局較為簡單，呈“十字形”，所以機械加工出符合要求的機架和平臺是可行的。而且可以根據(jù)自身的條件和四旋翼飛行器功能的要求來選擇合適的四旋翼飛行器的配件，如機架材料的選擇等。機身采用鋁管和玻璃纖維，成對稱布局。如圖所示。從外形看其是由四個同樣的直升機組裝而來的。當然與直升機的差別很大，最明顯的是它沒有四個尾槳。四旋翼飛行器具有兩對正反槳，相鄰的螺旋槳的轉向相反，以抵消因為

34、螺旋槳旋轉而產(chǎn)生的自旋力，而不需要專門的尾槳來抵消反槳矩。飛行器的所有動作均依靠改變四個螺旋槳的轉速完成，而不需要調節(jié)槳葉的槳距角，這樣就可以省略槳矩控制部件，便于制作和維護，通過調整四個旋翼的轉速即可實現(xiàn)升力的變化，從而調整飛行器的姿態(tài)和位置。</p><p>　　與固定翼飛行器相比，可垂直起降的旋翼飛行器發(fā)展要緩慢得多。這是因為旋翼飛行器的控制比較復雜。但是相對于固定翼飛行器，旋翼飛行器具有難以比擬的優(yōu)點:具

35、備自主起飛和著陸能力，能夠適應各種環(huán)境，能以如懸停、前飛、側飛和倒飛等各種姿態(tài)飛行。這些優(yōu)點決定了旋翼飛行器比固定翼無人機具有更廣闊的應用前景。而在旋翼飛行器個大家族中，四旋翼無人直升機以其新穎的結構布局、獨特的飛行方式引起了我們的關注。飛行器本體如圖6所示</p><p>　　圖6 四旋翼飛行器本體圖形</p><p>　　3 系統(tǒng)設計目標和設計方案</p><p&g

36、t;<b>　　3.1系統(tǒng)設計目標</b></p><p>　　目前的飛行器控制系統(tǒng)多采用單片機來完成姿態(tài)控制，存在硬件資源有限，運算和處理速度慢等問題。本研究硬件開發(fā)平臺使用 ARM 芯片作為核心處理器，大量使用 MEMS 傳感器，整個系統(tǒng)要求體積小、重量輕。同時對各個傳感器輸出的信號進行采集和處理，并采用了硬件抗干擾措施，提高飛行控制硬件系統(tǒng)的穩(wěn)定性和抗干擾性。</p>&

37、lt;p>　　本文的主要內容是設計小型四旋翼飛行器的控制系統(tǒng)，實現(xiàn)小型四旋翼自主控制飛行器在近地環(huán)境下的姿態(tài)控制。其中，飛行高度在5米之內，四旋翼飛行器的俯仰角和滾轉角控制范圍是30度，航向角的控制范圍是0到360度。實現(xiàn)的主要功能如下；</p><p>　　1）提供多個通信信道，使飛行器與陀螺儀、磁航向計、高度計、導航系統(tǒng)、地面測控系統(tǒng)通信；</p><p>　　2）提供足夠的存儲

38、空間，以滿足復雜控制軟件的實現(xiàn)；</p><p>　　3）檢測飛行器的狀態(tài)量，包括高度、速度、航向、姿態(tài)等；</p><p>　　4）通過串口接口與地面測控細系統(tǒng)通訊，一方面獲取地面的控制信號，另一方面將飛行器的狀態(tài)信息回傳給地面；</p><p>　　5）飛行器能工作在手動和自動的切換模式。</p><p>　　3.2控制系統(tǒng)結構設計<

39、;/p><p>　　小型四旋翼飛行器控制系統(tǒng)包括硬件和軟件兩部分?？刂葡到y(tǒng)主要實現(xiàn)的功能為：信息采集與檢測、數(shù)據(jù)傳輸和系統(tǒng)控制等。</p><p>　　3.2.1控制系統(tǒng)總體框架</p><p>　　四旋翼飛行器的飛行控制系統(tǒng)通常由傳感器測量裝置、主控制器和驅動電機等部分組成。傳感器用來測量四旋翼飛行器的飛行狀態(tài)信息，主控制器根據(jù)這些傳感器反饋回來的狀態(tài)信息、預先給定的

40、狀態(tài)和現(xiàn)場無線輸入的控制指令信息進行處理，使控制系統(tǒng)根據(jù)控制算法處理結果輸出4路PWM信號控制電機轉速，以實現(xiàn)自動調節(jié)旋轉力距來穩(wěn)定飛行姿態(tài)。整個四旋翼飛行器控制系統(tǒng)主要分為機載控制部分和地面控制部分。機載部分系統(tǒng)結構框圖如圖7所示。</p><p>　　圖7機載部分系統(tǒng)結構框圖</p><p>　　設計四旋翼自主控制系統(tǒng)時，需要重點考慮它的安全性和模塊化，本次所設計的自主飛行器控制系統(tǒng)結

41、構如圖所示。整個系統(tǒng)分為兩個主要部分，其中機載部分如圖中左側虛線框部分，包括RC接收機、MTi-G單元、ARM嵌入式控制器、AVR單片機以及四旋翼機本體；圖中右側虛線框為地面站部分，主要包含了遙控器和地面站PC機，其中地面站PC機運行終端軟件，能夠實時地顯示四旋翼無人機的飛行狀態(tài)信息。四旋翼飛行器自主控制系統(tǒng)如圖8所示</p><p>　　圖 8四旋翼飛行器自主控制系統(tǒng)原理圖</p><p&g

42、t;　　本系統(tǒng)的ARM嵌入式主控制器實現(xiàn)的功能主要包括：（1）實時讀取傳感器MTi-G提供的四旋翼飛行器的飛行狀態(tài)信息；（2）根據(jù)狀態(tài)信息，運行控制算法，實時計算出滾轉方向和俯仰方向的控制量；（3）與地面站保持實時的WIFI無線通訊，發(fā)送四旋翼飛行器的狀態(tài)信息。</p><p>　　在設計自主控制系統(tǒng)時，需要完成自主控制信號對四旋翼飛行器本體的輸入過程，四旋翼飛行器是通過傳統(tǒng)的航模類無線電系統(tǒng)接受遙控操作的，為了

43、切入自主控制信號，本次采用AVR單片機用于信號轉換，AVR單片機實現(xiàn)的主要功能包括：ARM嵌入式控制器得出數(shù)字型的控制量后通過串口發(fā)送給AVR單片機，單片機將其轉換為RC接收機發(fā)出的PWM信號，發(fā)送給四旋翼飛行器的信號轉換模塊，另外，RC接收機的第7通道為飛行時的手動自動切換通道，可以在飛行過程中隨時完成手動自動控制間的切換，在很大程度上保證了飛行器實驗時的安全性。</p><p>　　3.2.2 硬件總體設計&

44、lt;/p><p>　　四旋翼自主控室系統(tǒng)的硬件部分是整個系統(tǒng)的基礎，決定了整個系統(tǒng)性能的穩(wěn)定性和可靠性。四旋翼自主控制系統(tǒng)的硬件是軟件的載體；一方面采集機體的角速率、姿態(tài)、航向、空速、高度、位置等信息，并反饋給軟件；另一方面根據(jù)四旋翼自主控制系統(tǒng)的軟件出的PWM指令信號，驅動伺服機的動作；此外，飛行控制系統(tǒng)的硬件還要實現(xiàn)機載設備與地面控制站的無線數(shù)據(jù)通訊鏈路的搭建，接受地面控制站的指令信號和發(fā)送機體狀態(tài)數(shù)據(jù)給地面站

45、。微型飛行器自主飛行控制硬件系統(tǒng)設計關鍵是針對MAV姿態(tài)穩(wěn)定和導航控制的功能，選用各個功能部件，它主要包括機載計算機和MEMS傳感器、控制器模塊、電源模塊、數(shù)據(jù)處理模塊和通訊模塊，并設計它們之間的接口電路。各部分主要功能介紹如下。四旋翼飛行器硬件結構如圖9所示</p><p>　　供電 供電 </p><p>　　供

46、 信息</p><p>　　電 信息 信息</p><p><b>　　信息</b></p><p><b>　　機體平臺</b></p><p>　　圖9 四旋翼飛行器硬件結構圖</p><p>　?。?）機體平臺是其他所有模塊的載體。除了

47、機架之外，還包括電機、減速齒輪和螺旋槳組成的推進組。</p><p>　?。?）控制器是系統(tǒng)的核心器件，起到協(xié)調和控制其他各模塊的作用。它不斷和數(shù)據(jù)處理模塊交換信息：獲取系統(tǒng)控制所需的信息，發(fā)出控制指令。</p><p>　?。?）傳感器模塊為系統(tǒng)提供四旋翼無人機的各種運動信息或姿態(tài)信息，是導航系統(tǒng)的重要組成部分。</p><p>　?。?）通訊模塊是控制系統(tǒng)與其他

48、設備通訊的途徑?？刂破骺梢酝ㄟ^此模塊發(fā)送機體的各種狀態(tài)信息，接收控制指令或者導航信息。</p><p>　　（5）數(shù)據(jù)處理模塊處于整個系統(tǒng)的中心位置，在控制器干預下(或自動)完成數(shù)據(jù)的轉換，信息的提取，參數(shù)的解算等功能。</p><p>　?。?）電源模塊為以上各模塊提供能量，保證硬件平臺的正常工作。</p><p>　　3.2.3軟件總體設計</p>

49、<p>　　為了減少軟件錯誤、提高可靠性，按照低耦合、高內聚的原則將軟件子系統(tǒng)劃分成如圖所示的六個模塊。圖 10 四旋翼飛行器軟件結構圖</p><p>　　圖 10 四旋翼飛行器軟件結構圖</p><p>　　軟件系統(tǒng)各模塊的主要功能介紹如下：</p><p>　?。?）系統(tǒng)初始化模塊：包含軟件系統(tǒng)初始化和硬件系統(tǒng)初始化兩部分。</p>

50、<p>　?。?）傳感器數(shù)據(jù)采集模塊：主要功能是獲取傳感器發(fā)送的有效數(shù)據(jù)。正確設置相關外設，使系統(tǒng)傳感器可以持續(xù)、正常的運行。</p><p>　?。?）數(shù)據(jù)處理模塊：起到各模塊的銜接作用，例如A/D采樣的濾波、字符串與整形和浮點型之間的互換、數(shù)字羅盤的信息提取等等。</p><p>　　（4）導航模塊：通過導航算法，將傳感器數(shù)據(jù)轉化為導航數(shù)據(jù)，為控制器提供系統(tǒng)控制所需的位姿信息

51、。</p><p>　?。?）控制模塊：控制器的軟件核心，包含控制系統(tǒng)主要算法。</p><p>　?。?）無線通訊模塊：負責控制系統(tǒng)和上位機或其他設備的通信。</p><p>　　3.3硬件系統(tǒng)方案論證</p><p>　　實現(xiàn)四旋翼飛行器控制，必須處理好以下幾點；</p><p>　　四旋翼飛行器作為一個小型無人機

52、，必須要有一個可靠性非常強的無線通信方式，保證飛行器能夠有效的接收到遙控器或其他設備發(fā)出的控制信號，同時反饋實時的飛行器自身狀態(tài)，以達到有效的監(jiān)控和數(shù)據(jù)采集。</p><p>　　要做到對一個飛行器有效的實時、閉環(huán)反饋控制，必須要能夠測量得到飛行器本身飛行時的狀態(tài)，也即是要有精確有效的傳感器獲取飛行器的姿態(tài)，同時處理器能高效的采集數(shù)據(jù)。</p><p>　　四旋翼飛行器雖機械結構簡單，但卻

53、是一個高階非線性、多變量、強耦合的欠驅動系統(tǒng)，要能夠對飛行器安全穩(wěn)定的飛行，必須有一個合理的控制算法，也即要求一個處理能力強的處理器處理控制算法。</p><p>　　3.3.1控制器芯片選型</p><p>　　從做到四旋翼飛行器良好控制的飛行上可以知道，四旋翼飛行器的控制芯片必須能夠達到快速應答控制信號、快速處理傳感器信號和快速處理控制器算法，對這些要求則需要一個可靠性高、數(shù)據(jù)響應和處

54、理的能力強的處理器。ARM處理器則能良好的應對這些控制要求。本文采用S3C2440處理器，它采用ARM920T內核。</p><p>　　ARM9系列處理器有如下優(yōu)點；</p><p>　　五級整數(shù)流水線，高效率執(zhí)行指令，大部分指令可以在一個或兩個時鐘周期完成；</p><p>　　1.1MIPS/MHz的哈弗結構，可以實現(xiàn)復雜的控制算法；</p>&

55、lt;p>　　支持32位的ARM指令集和16位的Thumb指令集，能夠高速的進行數(shù)據(jù)處理；</p><p>　　飛行器控制系統(tǒng)也可以采用單片機，如51單片機來完成姿態(tài)控制，但是由于存在硬件資源有限，運算和處理速度慢等問題。本文硬件開發(fā)平臺使用 ARM 9芯片作為核心處理器。</p><p>　　3.3.2傳感器選型</p><p>　　對四旋翼飛行器進行姿態(tài)反

56、饋控制則需要測量得到滾轉角、偏航角和俯仰角，同時測得它們對應的角速度，本文中采用ENC-03M單軸角速度傳感器和LIS344ALH三軸加速度計綜合測量并濾波得到四旋翼飛行器的滾轉角、偏航角和俯仰角，同時得到它們的角速度；利用氣壓計或超聲波傳感器進行飛行器高度測量。選擇這些傳感器的理由如下：</p><p>　　ENC-03M是由日本村田公司設計生產(chǎn)的產(chǎn)品之一，是單軸角速度傳感器，可以穩(wěn)定的測量出角速度，但是存在一

57、定的溫漂，通過配合加速度計和軟件的處理可以得到校準確的角度值，另外從成本考慮ENC-03M傳感器是非常低廉的，在控制精度不是非常高的情況下，性價比是非常高的：從焊接上考慮，ENC-03M是表面貼裝器件，焊接簡易：但是同類其他的傳感器則不易安裝，如ADXRS300，它是BGA封裝，一般需要專業(yè)人士焊接。</p><p>　　LIS344ALH三軸加速度計是由意法半導體公司推出的低功耗、低成本的三軸模擬輸出的傳感器：

58、它在一個封裝內整合了一個強健的三軸MEMS傳感器和一個CMOS接口芯片，不論設備的方位如何，三軸傳感功能都能提供傾斜和運動的信息： LIS344ALH提供+-2g和+-6g兩種加速度測量范圍：緊湊而強固的外觀設計使之能夠承受高達10000g的撞擊強度。</p><p>　　高度傳感器本文選用氣壓計，利用氣壓計來轉換飛行器的高度，他有測量范圍廣的優(yōu)點，本文設計的飛行器對控制高度沒有特別高的要求，利用氣壓計可以完成本

59、文的要求，利用MPS4115氣壓計可以測量誤差控制在一米以下，這比一般的GPS測量誤差??；雖然超聲波傳感器的精度比較高，但是它的測量范圍很窄，如UMR37最大只有六米，另外它要求參照物的高度不變而且反射性比較好，在室內桌子等物件對測量有很大的影響，室外植被對測量也產(chǎn)生很大的干擾。</p><p>　　3.3.3A/D轉換器選型</p><p>　　A/D選型的標準有以下幾點：①轉換精度②轉

60、換速率③信號輸入范圍④芯片接口⑤價格、功耗等。</p><p>　　模擬傳感器的輸出有兩種電平信號：加速度計輸出范圍是0-3V，陀螺儀輸出范圍是0-5V。當前大多數(shù)芯片A/D輸入信號范圍基本都能滿足要求。因此轉換精度、轉換速率是選型的主要考慮因素。</p><p><b>　　轉換速率指標設計</b></p><p>　　目前大多數(shù)研究平臺電機

61、的控制頻率為50Hz到100Hz左右，而普通有刷電機的控制帶寬只有50Hz左右。由于這個限制，更高的控制頻率對于普通的電機是不合適的。但是為了增加導航系統(tǒng)的穩(wěn)定性，減少積分漂移。A/D的采樣頻率為控制頻率的20倍左右，達到2KHz。慣性元器件總共有6路A/D輸出，再加上兩路電平基準，一共8路。因為A/D的轉換芯片只有一個A/D轉換模塊，則8路轉換就需要轉換芯片至少1.6Mhz的轉換速率，留有20%裕量，就要求芯片的轉換速率2Mhz。 &

62、lt;/p><p><b>　　轉換精度的指標設計</b></p><p>　　A/D器件的誤差有失調誤差和增益誤差兩種，一般由最低有效位（LSB）標識。</p><p>　　以加速度計為例，假設量程為1.5g，其靈敏度為800mV/g。因此，電壓輸出范圍是2.4V。則對于12位A/D轉換芯片，1個LSB對應的電壓0.0458mV，假設A/D轉換芯

63、片的失調誤差和增益誤差之和最大為M LSB。根據(jù)以上分析可知最大誤差電壓達到M0.0458mV，其對應的加速度誤差為（0.0458M/800）9.8m/s2。根據(jù)式（3.1）和式（3.2）</p><p>　　\* MERGEFORMAT (3.1)</p><p>　　\* MERGEFORMAT (3.2)</p&

64、gt;<p>　　因此速度誤差V=（0.0458M/800）9.8t，S=（0.732M/800）9.8tt/2。若假設1分鐘的速度誤差為1m/s則對應M=29。</p><p>　　TMS320F28x DSC’s有一個16通道模數(shù)轉換器，可以讓設計者像使用多種嵌入式設備一樣，直接把模擬信號連接到處理芯片上。另外F28335的偏移誤差為15LSB而增益誤差為30LSB，因為這些誤差可以使用軟件補償

65、，所以為了方便開發(fā)，直接使用DSP自帶的12位A/D轉換器，并且將DSP的SPI口擴展以備更高精度的A/D芯片使用。</p><p>　　3.3.4 無線通信模塊選型</p><p>　　無線通信模塊是四旋翼飛行器的重要組成部分?？刂葡到y(tǒng)要求無線通訊誤碼率低、實時性高，保證傳輸信息的準確性和及時性。由于通訊距離并不長，采用國產(chǎn)KYL-610作為無線傳輸模塊。該模塊有以下優(yōu)點：多種可選通信接

66、口（RS-232、TTL、RS-485），多種數(shù)據(jù)格式和傳輸速率，公開的數(shù)據(jù)接口，收發(fā)一體半雙工工作模式，采用單片射頻集成電路及單片MCU，外圍電路少，功耗低，可靠性高等。主要參數(shù)如表1所示。</p><p>　　表1 KYL-610主要參數(shù)</p><p>　　3.3.5驅動電機選型</p><p>　　四旋翼飛行器一個非常重要的部件--電機，電機的性能好壞直接

67、影響到飛行器飛行的狀況。本文選擇的是無刷直流電機。與有刷直流電機相比，選擇無刷直流電機的理由如下：</p><p>　　無刷電機的可靠性好。有刷電機存在集電環(huán)炭刷結構，在運行時產(chǎn)生火花，需要定期更換碳刷；有刷電機不宜適用于有灰塵、泥濘、露天、潮濕場合；無刷直流電機無刷結構可靠性高、防護性能好，能滿足于有灰塵、泥濘、露天、潮濕場合使用。無刷電機效率高。有刷電機由于有炭刷結構，會產(chǎn)生大量的熱能，同時需要電能轉換磁場，

68、這兩者導致了有刷電機的效率低下；而無刷電機無炭刷、使用永磁鐵節(jié)約大量能量，提高了電機效率。無刷電機在低速時具有串勵電機特性，高速時性能好與他勵電機。選擇無刷直流電機有其獨特的優(yōu)點，同時也有復雜之處：需要有代替機械式換電器的電子開關，代替電刷的轉子位置檢測器。</p><p>　　綜合考慮技術、性能及成本等方面的因素，最終選擇了航模專用新西達</p><p>　　A2212 型號的無刷直流電

69、機，機身高度為 0.022 米，直徑為 0.012 米，KV 值為1000rpm/V。此外，為了提高電機驅動效率，在配槳選擇上，選用了型號為</p><p>　　GWS1060HD 的三葉螺旋槳。</p><p><b>　　4控制系統(tǒng)硬件設計</b></p><p>　　飛行控制系統(tǒng)的硬件部分是整個系統(tǒng)的基礎，決定了整個系統(tǒng)性能的穩(wěn)定性和可靠

70、性。飛控系統(tǒng)硬件是飛控軟件的載體；一方面采集機體的角速率、姿態(tài)、航向、空速、高度、位置等信息，并反饋給飛控軟件；另一方面根據(jù)飛控軟件出的PWM 指令信號，驅動伺服舵機的動作；此外，飛控系統(tǒng)的硬件還要實現(xiàn)機載設備與地面控制站的無線數(shù)據(jù)通訊鏈路的搭建，接受地面控制站的指令信號和發(fā)送機體狀態(tài)數(shù)據(jù)給地面站。在上文中介紹了飛行控制的總體設計，以下是設計的具體實現(xiàn)：</p><p><b>　　4.1電源模塊<

71、;/b></p><p>　　硬件系統(tǒng)各部分對供電需求各不相同：DSP的核心電壓需要1.8V/100MHz供電、IO需要3.3V供電；數(shù)字羅盤、高度聲納、無線模塊需要5V供電；加速度計需要3.3V模擬供電，陀螺儀需要5V模擬供電；電機及相應驅動芯片需要11.1V供電。</p><p>　　所以需要設計11.1V—5V—3.3V—1.8V的供電系統(tǒng)。</p><p&

72、gt;　?。?）11.1V—5V電源芯片選擇。</p><p>　　電源芯片的選型主要依據(jù)是各個核心元器件所消耗電流的大小。表1為系統(tǒng)各核心器件的芯片的供電參數(shù)。控制系統(tǒng)各核心元器件供電統(tǒng)計表如表2所示。</p><p>　　表2控制系統(tǒng)各核心元器件供電統(tǒng)計表</p><p>　　由上表可知，系統(tǒng)各核心元器件電流總消耗接近300mA，選型時留有至少50%的裕量。因此

73、選擇體積小，最大輸出電流達500mA的78M05[38]作為12V轉5V的轉換芯片。78M05具有熱保護、短路保護等功能。</p><p>　　另外，在78M05的輸入端并聯(lián)一個瞬態(tài)抑制二極管SMCJ36CA，可以有效抑制電源尖峰。電路設計如圖11所示</p><p>　　圖11 78M05電路設計圖</p><p>　　(2）5V—3.3V—1.8V電源芯片選擇

74、</p><p>　　I公司的C2000系列DSP對I/O上電順序沒有要求，但對內核上電和I/O上電時間差有嚴格的要求：理想情況是同時加電，但很難做到。 一般應先對外設加電，然后對內核加電，同時要求外設電壓不超過內核電壓2V。這個加電次序主要依賴于芯片內部的靜電保護電路。因此選用TI公司DSP專用供電芯片，考慮到DSP系統(tǒng)功耗很大，因此選用TPS76D318。TPS76D318主要特性有：一路可控輸出，最大輸出電

75、流可達1A，靜態(tài)超低電流，雙路電源，200ms延時復位，熱保護和短路保護等功能。TPS76D318的電路如圖12所示</p><p>　　圖12 TPS76D318電路設計圖</p><p>　　同時由于本文采用數(shù)個模擬傳感器，需要分離模擬電壓和數(shù)字電壓提高模擬設備的抗干擾性。在飛行器中安全性是一個首要的問題，為了防止意外事故發(fā)生，本文特別設計了一個保護電路，使用可恢復熔斷器防止過流。如

76、圖13、圖14、圖15和圖16所示為電源模塊的保護電路、5V穩(wěn)壓電路、3.3V穩(wěn)壓電路和模擬電壓穩(wěn)壓電路。</p><p>　　圖13 過流保護電路</p><p>　　圖14 +5V穩(wěn)壓電路</p><p>　　圖15 +3.3V穩(wěn)壓電路</p><p>　　圖16供模擬電路+5V電壓</p><p><b&g

77、t;　　4.2傳感器模塊</b></p><p>　　傳感器模塊主要功能是利用陀螺儀、加速度計微慣性傳感器和高度傳感器得到飛行器的飛行狀態(tài)，使反饋控制成為可能。</p><p>　　4.2.1陀螺儀測量模塊</p><p>　　圖17是使用陀螺儀測量飛行器角速度的測量電路，利用ENC-03單軸角速度計測量；電路中加入了可變電阻來校準陀螺儀信號。角速度檢測

78、電路如圖17所示。</p><p>　　圖17角速度檢測電路</p><p>　　4.2.2加速度測量模塊</p><p>　　圖18是利用LIS344ALH加速度計測量飛行器的加速度值；利用陀螺儀測量模塊和加速度計檢測模塊得到相應信號，對信號進行卡爾曼濾波可以得到有效準確的數(shù)據(jù)。加速度采集電路如圖18所示。</p><p>　　圖18加速度

79、采集電路</p><p>　　4.2.3高度測量模塊</p><p>　　高度測量本文采用的是MPX4115，如圖19所示，氣壓計測量的信號通過放大器后入到主控芯片中，并且此電路可以通過軟件設置T1、T2調節(jié)測量值：高度測量電路如圖19所示</p><p><b>　　圖19高度測量電路</b></p><p><

80、b>　　4.3控制模塊</b></p><p>　　控制模塊主要完成的功能是調理檢測環(huán)節(jié)速率陀螺反饋回來的速度信號，然</p><p>　　后輸入 ADC 端口，與參考速度值進行比較分析，利用得到的誤差值給出控制信號，以控制四路驅動模塊按要求調節(jié)各個電機的轉速，最終完成對四旋翼機飛行姿態(tài)的控制?？刂撇糠钟布娐烦骺刂破骷捌湎嚓P外圍電路以外，還包括四個附加單元，分別為反饋

81、信號調理單元，姿態(tài)角度控制單元，控制信號調理單元及串口檢測單元。</p><p>　?。?）反饋信號來自檢測環(huán)節(jié)速率陀螺的輸出，陀螺感應飛行器的姿態(tài)變化后輸出相應的電壓值，該電壓值作為反饋信號輸入到主控芯片 ADC 端口。由于速率陀螺輸出的電壓變化范圍是 0.25V~4.75V，而主芯片的 ADC 輸入信號不可超過 2.5V，為避免在飛行器轉速變化較大時輸入主控芯片的反饋電壓過高燒毀芯片，采用分壓+穩(wěn)壓的方式分別

82、對 3 路反饋信號進行調理。反饋信號調理電路如圖20所示。</p><p>　　圖 20 反饋信號調理電路</p><p>　?。?）姿態(tài)角度控制：由于試驗裝置條件有限，無法安裝角度傳感器，故采用手動方式調節(jié)四旋翼飛行器的姿態(tài)角度。手動調節(jié)飛行器姿態(tài)角度的具體方法為采用兩路AD 通道，每個通道控制一對對應螺旋槳，在姿態(tài)角速度調整過程中，觀察四旋翼飛行器的姿態(tài)變化，判斷當前的運動狀態(tài)，并根

83、據(jù)姿態(tài)變化原理相應的調節(jié)變阻器輸入電壓的大小來改變驅動電機的轉速，從而達到飛行器姿態(tài)變化的目的。其電路原理如圖21所示。</p><p>　　圖21 姿態(tài)角度控制電路</p><p>　?。?）串口檢測:為了便于能在飛行器飛行過程中直觀的觀察速度信號，模塊中額外增加了一路 RS232 串行接口，如圖22所示，用以將速度信號數(shù)據(jù)實時傳送到計算機串口調試窗口以便觀察分析。串口檢測電路如圖22所

84、示。</p><p>　　圖22 串口檢測電路</p><p><b>　　4.4無線通信模塊</b></p><p>　　無線通信模塊是四旋翼自主飛行器和地面控制中心之間通信的橋梁。本次要求的無線傳輸距離為100m左右，故選用單片射頻收發(fā)器芯片。該芯片工作在433MHz的ISM頻段，工作電壓為3.3V,使用SPI接口與S3C2440通信，配置

85、和使用非常方面。此外，PCA82C250芯片功耗非常低，以-10dBm的輸出功率發(fā)射時電流只有11mA,接收信號時只有12.5mA,在100m之內傳輸穩(wěn)定可靠。通信模塊電路圖如圖23所示。</p><p>　　圖 23 無線通信模塊電路</p><p>　　4.5 時鐘與復位電路設計</p><p>　?。?）時鐘電路：時鐘可以由外部晶振和內部鎖相環(huán)（PLL）共同

86、產(chǎn)生。這種情況下外部晶振接到DSP的X1，X2引腳上，如圖7所示。</p><p>　?。?）DSP復位電路的設計（圖8）主要考慮兩個方面：有效復位電平和有效復位脈沖寬度。為使芯片初始化正確，一般保證RS為低電平至少持續(xù)5個CLKOUT周期，即當速度為25ns時約為125ns。但是，由于在上電后，系統(tǒng)的晶體振蕩器往往需要幾百毫秒的穩(wěn)定時間，所以，RS為低的時間主要由系統(tǒng)的穩(wěn)定時間確定，一般為100ms--200m

87、s。 復位電路和時鐘電路如圖所示。</p><p>　　圖24復位電路圖 圖25 時鐘電路圖</p><p>　　4.6JTAG調試接口設計</p><p>　　所有的F28xxx芯片都采用5個1149.1-1990IEEE標準協(xié)議和IEEE標準的測試接口和便捷掃描結構的JTAG信號。以及TI的兩個擴展接口（EMU0和EMU1）。采用文獻

88、中TI官方建議的電路設計，如圖26所示</p><p>　　圖26JTAG接口設計圖</p><p>　　4.7電路抗干擾設計</p><p>　　4.7.1干擾的分類</p><p>　　可以按照產(chǎn)生原因、傳導方式和波形特性將電路干擾形式加以區(qū)分。</p><p>　　（1）按照產(chǎn)生原因：可以分為放電噪聲、高頻振蕩噪

89、聲浪涌噪聲等</p><p>　?。?）按照傳到方式：可以分為共模噪聲和串模噪聲</p><p>　　（3）按照波形：可分為正弦波、脈沖電壓、脈沖序列等</p><p>　　四旋翼無人直升機控制系統(tǒng)的硬件系統(tǒng)包含多種元器件。硬件系統(tǒng)有11.1V供電的MC33886芯片、5V供電的數(shù)字羅盤和3.3V供電的DSP等。</p><p>　　4.7.

90、2 抗干擾措施</p><p>　?。?）加旁路電容：有些是采用先進的CMOS工藝制造的，具有低耗高性能的特性。但是CMOS電路在每次跳躍時，會產(chǎn)生大電流，同時在供電電路產(chǎn)生一個電流尖峰。這些因為跳變產(chǎn)生的假信號應該在寫入感應電路前濾除掉。實際系統(tǒng)的設計中，在DSP供電系統(tǒng)的不同位置，放置數(shù)個0.1uF的小電容，以濾除電流尖峰。</p><p>　?。?）地線抗干擾的措施：模擬電是由數(shù)字電

91、產(chǎn)生的。事實上，數(shù)字電對模擬電的最大干擾是通過地線產(chǎn)生的；系統(tǒng)中的功率電路（直流電機驅動部分）也會通過地線對信號電路產(chǎn)生很大的干擾。硬件布線中，強信號的地線和弱信號的地線分開，對每部分的地線（數(shù)字地、模擬地和功率地）分別覆銅，使用0歐姆電阻單點連接。</p><p>　?。?）時鐘電路：晶振可以為DSP提供系統(tǒng)時鐘，但是它同時也是一個強干擾源。晶振的下拉電容放在離引腳比較近的位置可以減少其對其他器件的干擾。<

92、;/p><p>　?。?）將模擬器件（慣性傳感器）與其他數(shù)字元器件分開布局；大電流電路（電機驅動）和其他小電流電路分開布局；高頻器件（如時鐘（20MHz））和低頻電路（如無線通信模塊（9.6kHz））分開布局。</p><p>　?。?）A/D轉換部分抗干擾措施：在模擬電路中加旁路電容可以減少供電噪聲的進入；任何沒有使用的ADC的輸入引腳連接到模擬地上，以防ADC模塊從引腳的周圍得到電壓噪聲；

93、確保任何數(shù)字信號引腳都不要連接到模擬地。</p><p>　?。?）在電路中，大部分芯片的每一個電源引腳放置一個0.1uF 去藕電容，防止工頻干擾。</p><p><b>　　5 系統(tǒng)軟件設計</b></p><p><b>　　5.1軟件總體設計</b></p><p>　　四旋翼飛行器控制系統(tǒng)

94、軟件設計的總體目標是啟動飛行控制系統(tǒng)的各個功能模塊并使之正常工作，按照既定規(guī)劃實現(xiàn)穩(wěn)定飛行。由于四旋翼飛行器為六自由度的系統(tǒng)，而其控制量只有4個，這就意味著被控量之間存在耦合關系，所設計的控制算法應能夠對這種欠驅動系統(tǒng)足夠有效，用4個控制量對3個角位移量和3個線位移量進行穩(wěn)態(tài)控制。本次在得到四旋翼飛行器的動力學方程之后，適當?shù)剡x取控制量，運用控制論中經(jīng)典的PID控制算法對飛行器系統(tǒng)進行控制。</p><p>　　

95、飛行控制系統(tǒng)的中央控制模塊主要完成系統(tǒng)初始化、系統(tǒng)自檢、解算傳感器數(shù)據(jù)、導航信息解算、執(zhí)行控制算法、計算并輸出控制量等功能?？刂颇K選擇使用uC/OS-II管理控制任務的調度。uC/OS-II是一個專為嵌入式應用設計、基于優(yōu)先級調度的搶占式實時操作系統(tǒng)內核，它包含了任務調度、任務管理、時間管理、任務間通信與同步等功能。各任務之間通過信號量和消息隊列實現(xiàn)相互間的數(shù)據(jù)交換和同步。系統(tǒng)啟動流程如圖27所示</p><p&g

96、t;　　是 </p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　否</b></p><p>　　圖27 系統(tǒng)啟動流程圖</p><p>　　四旋翼飛行器的軟件系統(tǒng)的總流程如下圖28所示：</p><p><b>　　中斷處

97、理</b></p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　是</b></p><p>　　圖28軟件系統(tǒng)總流程圖</p><p>　　由上圖可以看出，整個軟件系統(tǒng)分為主流程和中斷處

98、理兩部分。中斷處理部分的作用是解決低速外設和高速DSP之間的通信問題。主流程負責整個系統(tǒng)各部分的協(xié)調工作：上電之后，系統(tǒng)進行初始化自檢。如果系統(tǒng)各器件工作正常，則判斷飛行模式，如果選擇手動控制，則導航解算和自動控制程序將不執(zhí)行。若是選擇自動飛行，系統(tǒng)根據(jù)控制目標，自動完成飛行動作。</p><p>　　圖28所示的流程圖與3.2.3小結中的軟件總體各個軟件模塊是相對應的。其中系統(tǒng)初始化自檢操作是由系統(tǒng)初始化模塊、

99、傳感器數(shù)據(jù)采集模塊和無線通信模塊共同完成；導航解算操作由導航模塊完成；高度/姿態(tài)控制是由控制模塊完成；中斷處理部分由傳感器數(shù)據(jù)采集模塊和控制模塊共同完成。</p><p><b>　　5.2數(shù)據(jù)采集模塊</b></p><p>　　S3C2440內嵌2個12位的模擬／數(shù)字轉換器 (ADC),每個ADC有多達16個外部通道。傳感器模 塊中，羅盤的輸出為數(shù)字信號，陀螺儀和

100、加速度傳感器 的輸出信號為模擬電壓信號，需要進行模／數(shù)轉換變?yōu)閿?shù)字量，才能進行下一步處理。模／數(shù)轉換的核心器件是A／D轉換器，為了不增加系統(tǒng)開銷，于是采用了 S3C2440的12位A／D轉換器。 </p><p>　　角速率陀螺儀、加速度計經(jīng)過模／數(shù)轉換提取飛行器角速度和線加速信息；數(shù)字羅盤HMR3300通過UART串口通信提取航向信息。ADC模塊工作在同步采樣模式下，可以同時采樣角速率和線加速度,采樣結果存放在

101、ADC 的結果寄存器中。ADC采樣模塊程序流程圖如圖29所示。 </p><p>　　圖29 ADC模塊程序流程圖</p><p><b>　　5.3無線通信模塊</b></p><p>　　該模塊主要用于飛行任務的接收和遙測信息、圖像數(shù)據(jù)的發(fā)送，該通訊模塊由微處理器、射頻模塊和天線組成，在地面站和 MAV 機載平臺之間形成溝通的橋梁。無線通信

102、模塊實現(xiàn)上位機對四旋翼飛行器的飛行控制和跟蹤定位，實時與地面控制系統(tǒng)交換信息，接收地面控制系統(tǒng)傳輸?shù)娘w行控制指令信號、向地面控制系統(tǒng)發(fā)送當前無人機實時飛行和姿態(tài)數(shù)據(jù)等相應信息，以完成指定的飛行控制任務。ARM通過SPI接口與nRF905通信，將ROM中的數(shù)據(jù)發(fā)送出去。ARM控制nRF905發(fā)送數(shù)據(jù)，主要分為兩個步驟：一是ARM先向nRF905寫入數(shù)據(jù)，二是控制nRF905發(fā)送數(shù)據(jù) 。在執(zhí)行過程中，本次先寫入發(fā)送數(shù)據(jù)的目標地址再寫入數(shù)據(jù)，

103、然后再控制nRF905發(fā)送地址和數(shù)據(jù)。nRF905發(fā)送模式會自動產(chǎn)生字頭和CRC校驗碼，當發(fā)送過程完成后，數(shù)據(jù)準備好引腳通知ARM數(shù)據(jù)發(fā)送完畢。nRF905的發(fā)送和接收流程如圖29和30所示。</p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　是是</b></p><p><b>　　是<

104、;/b></p><p><b>　　否</b></p><p><b>　　是</b></p><p><b>　　否</b></p><p>　　是 </p><p>　　否 否 <

105、/p><p><b>　　是是</b></p><p>　　是 否</p><p>　　圖29 發(fā)送數(shù)據(jù)流程圖 圖30接收數(shù)據(jù)流程圖 </p><p>　　5.4電機控制模塊 </p><p>　　S3C2440的TIMx模

106、塊可以產(chǎn)生3組6路PWM，同時每組2路PWM為互補。STM32通過解算飛行姿態(tài)信息和路徑規(guī)劃輸出PWM控制量協(xié)調控制4個電機，實現(xiàn)穩(wěn)定飛行。S3C2440的通用定時器TIMx產(chǎn)生PWM輸出，本次通過設置以下3個寄存器來控制。捕獲／比較模式寄存器(TIMx—CCMR1／2)，其模式設置位OCxM由3位組成，若使用PWM模式，則必須設置為110／111。這兩種PWM模式的區(qū)別是輸出電平的極性相反；捕獲／比較使能寄存器(TIMx—CCER)，

107、該寄存器控制著各個輸入輸出通道的開關；捕獲／比較寄存器(TIMx—CCR1～4)，該寄存器總共有4個，對應4個輸出通道CH1～4，以TIMx—CCR1為例在輸出模式下，該寄存器的值與計數(shù)器TIMx—CNT的值比較，根據(jù)比較結果產(chǎn)生相應動作。利用這點，本次通過修改這個寄存器的值，就可以控制PWM的輸出脈寬，從而達到控制電機的轉速的目的。 </p><p><b>　　6總結</b></p

108、><p><b>　　6.1實驗結果</b></p><p>　　在手動起飛后，通過切換開關將飛行模式切換為自動，四旋翼飛行器進行自主懸停，地面站對四旋翼飛行器的飛行狀態(tài)信息進行實時顯示，并保存飛行數(shù)據(jù)，四旋翼飛行器實現(xiàn)了在水平方向X-Y軸和滾轉角、俯仰角四個自由度方向上的自動控制．在飛行實驗中，以程序開始運行時的第一個點作為原點，然后飛行位置的GPS經(jīng)緯度數(shù)據(jù)與原點的G

109、Ps經(jīng)緯度數(shù)據(jù)求差，再經(jīng)過轉換就可以得出當前飛行位置的x．y值．飛行實驗結果如圖6～11所示，飛行總時間為300 s。</p><p>　　圖31、32、33為三個姿態(tài)飛行方向的角速度，gyrx”表示繞X軸旋轉的滾轉角速度，gyry叫表示繞y軸旋轉的俯仰角速度． gyrz表示繞X-Y軸旋轉的偏航角速度．從圖可以看出，角速度曲線的高頻成分較多，這些高頻成分多為測量噪聲，可通過低通濾波器進行濾波處理，總趨勢仍然在零點