0 引言

    四旋翼飛行平臺作為一種利用旋翼產生的空氣動力來克服自身重力飛行的動力裝置模型，飛控人員只需通過操控地面站就能對飛行器進行控制，具有成本低、無人化、靈活高效和隱蔽性好等優(yōu)點，被廣泛運用于軍事、民用和科學研究領域。本文介紹了一種基于Atmega128單片機的四旋翼飛行控制系統(tǒng)，通過采集三軸加速度和陀螺儀數據，解算出飛行器的姿態(tài)，并通過控制四個旋翼的轉速輸出實現(xiàn)對飛行平臺的穩(wěn)定控制。

1 總體方案與飛行原理

1.1 總體設計方案

    該飛行控制系統(tǒng)主要由主控模塊、無線遙控模塊、MPU6050運動處理模塊、驅動模塊、電源控制等組成。系統(tǒng)框圖如圖1所示。

    主控模塊是系統(tǒng)的數據處理核心，運動處理模塊負責采集姿態(tài)數據，無線遙控模塊進行指令發(fā)送，電源控制和驅動模塊控制電機轉速的輸出。

    主控模塊由Atmega128單片機作為核心處理器，通過MPU6050運動處理模塊采集三軸加速度和陀螺儀數據，原始數據經過卡爾曼濾波算法優(yōu)化后就可得到相應的歐拉角，即解算獲得了飛行器的姿態(tài)。通過無線遙控模塊將姿態(tài)調整指令發(fā)送到主控模塊的輸入捕獲端，主控模塊再將采集到的指令與飛行器自身的姿態(tài)數據進行比對，經過PID自動控制的反饋調節(jié)，輸出給電源控制和驅動模塊調控旋翼的轉速輸出，最終實現(xiàn)各種環(huán)境下的穩(wěn)定飛行。

1.2 動力學飛行原理

    四旋翼飛行平臺有六種基本運動狀態(tài)，具有六個自由度，可以分別沿X軸、Y軸、Z軸平移或旋轉，屬于欠驅動系統(tǒng)。這六個自由度的控制均可以通過調節(jié)不同無刷電機的轉速輸出來實現(xiàn)。設作為剛體的飛行器質量為m，質心為O，作用在飛行器上的合外力矢量為F，M是相對于O點的合外力矩矢量，I為剛體繞坐標軸的轉動慣量。根據牛頓第二定律，其相對于質心的動力學方程在慣性坐標系O′XYZ中的投影式為：

    根據對質心的動量矩定理，飛行器繞質心O運動的姿態(tài)動力學方程在本體坐標系OXYZ中的投影式為：

    其中第一組的3個二階微分方程描述了飛行器的3個質心平動自由度；另外兩組方程確定了3個轉動自由度，描述了飛行器繞質心的運動規(guī)律，即姿態(tài)運動。聯(lián)立三組方程就得到了剛性六自由度飛行器一般運動的全部運動方程。

    四旋翼飛行平臺的四個螺旋槳分為一組正槳和一組反槳，兩個相對的槳為一組，當四個電機旋轉時槳所產生的氣流均向下，由于正槳和反槳的旋轉方向相反，飛行器平穩(wěn)飛行時的陀螺效應和空氣動力扭矩可以互相抵消。

2 硬件電路的設計

2.1 控制系統(tǒng)工作原理及設計

    系統(tǒng)采用Atmega128單片機作為主控模塊芯片，通過IIC通信方式將MPU6050運動處理模塊的六個數據（三軸加速度AD值和三軸角速度AD值）讀出，經過姿態(tài)融合后得到飛行器的三個歐拉角即解算出了當前的飛行姿態(tài)。再將輸入捕獲管腳采集到的不同通道的PPM控制指令數據與當前飛行姿態(tài)數據進行PID自動調節(jié)，最后利用快速PWM輸出功能實現(xiàn)對多個無刷電機驅動器的控制和電源控制。

    其中，姿態(tài)融合所采用的就是卡爾曼濾波算法?？柭鼮V波是一種線性最小方差估計，其算法是遞推的，因此適用于多維隨機過程的估計，并采用動力學方程即狀態(tài)方程描述被估計量的動態(tài)變化規(guī)律，同時也適用于非平穩(wěn)過程，其離散型算法可以直接在單片機上實現(xiàn)?？柭鼮V波理論為一種重要的最優(yōu)估計理論被廣泛應用于組合導航系統(tǒng)的設計。

    設t_k時刻的被估計狀態(tài)X_k受系統(tǒng)噪聲序列W_k-1驅動，驅動機理由下述狀態(tài)方程描述。

對X_k的量測滿足線性關系，量測方程為：

2.2 PPM信號采集的工作原理及設計

    無線遙控模塊采用的是八通道的2.4 GHz無線射頻遙控技術，以無線的方式將油門、方向等指令信號發(fā)送到主控模塊的單片機。無線遙控模塊發(fā)出的信號是PPM信號，而PPM信號可以理解為多個PWM信號的合成。

    首先要將PPM信號分解成多通道PWM信號，一幀PPM信號的長度為20 ms，而分離出來的PWM信號脈寬為0~2 ms，變化范圍為1~2 ms之間。因此一幀PPM信號至多可以包含1個同步信號和9個通道的PWM信號，示波器測試的PPM波形如圖2所示。

    本系統(tǒng)采用主控芯片自帶的輸入捕獲功能來對PPM信號進行采集，然后通過CD4051模擬電子開關將PPM信號分離成4路PWM信號，輸出控制驅動模塊各個驅動器改變無刷電機的轉速，從而間接實現(xiàn)無線遙控模塊對飛行器飛行姿態(tài)的控制。

3 軟件程序的設計與分析

3.1 程序框架的設計

    在系統(tǒng)中，軟件應用模塊化設計。首先主控模塊對單片機的功能及其與各模塊的接口進行初始化，其次運動處理模塊對MPU6050的DMP功能進行初始化，分為加載固件和刷新數據兩部分。MPU6050先調用內部數據庫的數據進行計算獲得原始數據，并將此原始數據加載到FIFO存儲器里，其中包括四元素數據、陀螺儀數據和加速度數據。單片機再通過IIC通信方式將MPU6050的數據讀出，通過編程輸入的動力學公式計算出相應的歐拉角，即得到飛行器的飛行姿態(tài)，之后單片機通過輸入捕獲功能獲取遙控模塊發(fā)來的PPM信號，將接收到的PPM信號分離出油門、俯仰、翻滾和偏航數據，并將這些數據與采集到的姿態(tài)數據進行對比，如存在偏差則通過PID自動調節(jié)來進行調整，調整過程直到消除這些偏差為止。程序的設計流程圖如圖3所示。

3.2 程序控制算法的實現(xiàn)

    本系統(tǒng)采用的控制算法是PID控制。主控模塊需要將無線遙控模塊給定的期望姿態(tài)和運動處理模塊解算出的實時姿態(tài)進行比對，當存在偏差量時，驅動模塊同時控制四個電機的轉速使其快速穩(wěn)定地達到預期給定的效果消除偏差，PID控制器結構如圖4所示。

    比例系數P是對系統(tǒng)最直接的調節(jié)，在控制過程中需要提供合適的P值，過大或過小的P值，都將導致系統(tǒng)的不穩(wěn)定，合適的P值應該使系統(tǒng)處在一個等幅震蕩的狀態(tài)。積分系數I是對過去的控制過程中存在的偏差進行積分，只要系統(tǒng)存在控制與期望之間的偏差，積分運算就會一直進行下去直到消除偏差。微分系數D能預測系統(tǒng)的變化趨勢，從而提前控制以遏制不穩(wěn)定情況的產生。

3.3 上位機軟件

    在軟件調試的過程中，采用了具有基本收碼、高級收碼、波形顯示和飛控狀態(tài)顯示等功能的四軸上位機調試軟件。計算機與單片機采用串口的通信方式，通過制定好的協(xié)議和波特率便可將數據發(fā)送到計算機，在計算機上以三維動態(tài)圖的效果顯示出來。在飛控狀態(tài)界面，可以將遙控模塊發(fā)送過來的油門、俯仰角、翻滾角、偏航角的值以柱狀圖的形式進行顯示；在波形顯示界面，可以根據需要將數據繪制成多條曲線進行對比和分析，上位機調試軟件的界面如圖5所示。

    將上位機的波特率設置為115 200 b/s。每秒鐘可傳輸約10 472幀數據，可以滿足飛控系統(tǒng)對傳輸率的要求。

4 測試結果

4.1 加速度、陀螺儀數據測試結果

    采用MPU6050的DMP功能求解有關數據，通過發(fā)送數據到上位機觀察，得到加速度和陀螺儀數據，數據測試結果如圖6所示。

4.2 PPM解碼測試與分析

    通過程序將遙控模塊發(fā)出的PPM信號進行解碼，把各通道數據通過串口發(fā)送到上位機調試軟件，得到的數據如表1所示。在數據處理中，PPM解碼的最小值為250，最大值為500，而單片機的快速PWM輸出功能滿值為255，因此將PPM解碼的變化差值設計為250就可以與PWM產生模塊值對應。

4.3 飛行姿態(tài)解算測試與分析

    對飛行器姿態(tài)解算的準確性進行驗證和分析時，分別對繞X軸、Y軸、Z軸旋轉產生的翻滾角、俯仰角和偏航角進行驗證，并測試測量范圍，姿態(tài)解算測試結果如表2所示。通過表2中的數據可知，俯仰角、翻滾角、偏航角的測量范圍均接近正負180°，解算的數據與實際數據存在的偏差較小，滿足本系統(tǒng)的設計要求。

5 結論

    從測試結果來看，各指標均達到了本系統(tǒng)的設計要求，可以較為精確地控制四旋翼飛行平臺的飛行姿態(tài)。使用MPU6050的DMP庫進行數據的整合納入和標準化細分，將單片機從繁重的計算工作中解放了出來，同時減少了大量的封裝空間，使系統(tǒng)較好地實現(xiàn)了實時性和穩(wěn)定性，提高了抗干擾能力，達到了預期的效果。

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