【正文】 時(shí)，電機(jī) 2和電機(jī) 4順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，可以平衡旋翼對機(jī)身的反扭矩。 四旋翼飛行器在空間共有 6個(gè)自由度（分別沿 3個(gè)坐標(biāo)軸作平移和旋轉(zhuǎn)動(dòng)作），這 6個(gè)自由度的控 制都可以通過調(diào)節(jié)不同電機(jī)的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)。 前 6 圖 2 四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式 基本運(yùn)動(dòng)狀態(tài)分別是： 1垂直運(yùn)動(dòng)； 2俯仰運(yùn)動(dòng)； 3滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)； 4偏航運(yùn)動(dòng)； 5前后運(yùn)動(dòng)； 6側(cè)向運(yùn)動(dòng)。在圖 3中，電機(jī) 1和電機(jī) 3作逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，電機(jī) 2和電機(jī)4作順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，規(guī)定沿 x軸正方向運(yùn)動(dòng)稱為向前運(yùn)動(dòng)，箭頭在旋翼的運(yùn)動(dòng)平面上方表示此電機(jī)轉(zhuǎn)速提高，在下方表示此電機(jī)轉(zhuǎn)速下降。圖 3（ a）垂直運(yùn)動(dòng)：垂直運(yùn)動(dòng)相對來說比較容易。在圖中，因有兩對電機(jī)轉(zhuǎn)向相反，可以平衡其對機(jī)身的反扭矩，當(dāng)同時(shí)增加四個(gè)電機(jī)的輸出功率，旋翼 轉(zhuǎn)速增加使得總的拉力增大，當(dāng)總拉力足以克服整機(jī)的重量時(shí)，四旋翼飛行器便離地垂直上升；反之，同時(shí)減小四個(gè)電機(jī)的輸出功率，四旋翼飛行器則垂直下降，直至平衡落地，實(shí)現(xiàn)了沿 z軸的垂直運(yùn)動(dòng)。當(dāng)外界擾動(dòng)量為零時(shí)，在旋翼產(chǎn)生的升力等于飛行器的自重時(shí)，飛行器便保持懸停狀態(tài)。保證四個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速同步增加或減小是垂直運(yùn)動(dòng)的關(guān)鍵。 圖 3（ b）俯仰運(yùn)動(dòng)：電機(jī) 1的轉(zhuǎn)速上升，電機(jī) 3的轉(zhuǎn)速下降，電機(jī) 電機(jī) 4的轉(zhuǎn)速保持不變。為了不因?yàn)樾磙D(zhuǎn)速的改變引起四旋翼飛行器整體扭矩及總拉力改變，旋翼 1與旋翼 3轉(zhuǎn)速該變量的大小應(yīng)相等。由于旋翼 1的升力上 升，旋翼 3的升力下降，產(chǎn)生的不平衡力矩使機(jī)身繞 y軸旋轉(zhuǎn)（方向如圖所示），同理，當(dāng)電機(jī) 1的轉(zhuǎn)速下降，電機(jī) 3的轉(zhuǎn)速上升，機(jī)身便繞 y軸向另一個(gè)方向旋轉(zhuǎn)， 實(shí)現(xiàn)飛行器的俯仰運(yùn)動(dòng)。 圖 3（ c）滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)：與圖 b的原理相同，在圖 c中，改變電機(jī) 2和電機(jī) 4的轉(zhuǎn)速，保持電機(jī) 1和電機(jī) 3的轉(zhuǎn)速不變，則可使機(jī)身繞 x軸旋轉(zhuǎn)（正向和反向），實(shí)現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。 圖 3（ d）偏航運(yùn)動(dòng)：四旋翼飛行器偏航運(yùn)動(dòng)可以借助旋翼產(chǎn)生的反扭矩來實(shí)現(xiàn)。旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)過程中由于空氣阻力作用會形成與轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的反扭矩，為了克服反扭矩影響，可使四個(gè)旋翼中的兩個(gè)正轉(zhuǎn) ，兩個(gè)反轉(zhuǎn)，且對角線上的來年各個(gè)旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)方向相同。反扭矩的大小與旋翼轉(zhuǎn)速有關(guān)，當(dāng)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速相同時(shí)，四個(gè) 7 旋翼產(chǎn)生的反扭矩相互平衡，四旋翼飛行器不發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)；當(dāng)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不完全相同時(shí)，不平衡的反扭矩會引起四旋翼飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)。在圖 d中，當(dāng)電機(jī) 1和電機(jī) 3的轉(zhuǎn)速上升，電機(jī) 2和電機(jī) 4的轉(zhuǎn)速下降時(shí)，旋翼 1和旋翼 3對機(jī)身的反扭矩大于旋翼 2和旋翼 4對機(jī)身的反扭矩，機(jī)身便在富余反扭矩的作用下繞 z軸轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)飛行器的偏航運(yùn)動(dòng)，轉(zhuǎn)向與電機(jī) 電機(jī) 3的轉(zhuǎn)向相反。 圖 3（ e）前后運(yùn)動(dòng)：要想實(shí)現(xiàn)飛行器在水平面內(nèi)前后、左右的運(yùn)動(dòng)，必須在水 平面內(nèi)對飛行器施加一定的力。在圖 e中，增加電機(jī) 3轉(zhuǎn)速，使拉力增大，相應(yīng)減小電機(jī) 1轉(zhuǎn)速，使拉力減小，同時(shí)保持其它兩個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不變，反扭矩仍然要保持平衡。按圖 b的理論，飛行器首先發(fā)生一定程度的傾斜，從而使旋翼拉力產(chǎn)生水平分量，因此可以實(shí)現(xiàn)飛行器的前飛運(yùn)動(dòng)。向后飛行與向前飛行正好相反。當(dāng)然在圖 b圖 c中，飛行器在產(chǎn)生俯仰、翻滾運(yùn)動(dòng)的同時(shí)也會產(chǎn)生沿 x、 y軸的水平運(yùn)動(dòng)。 圖 3（ f）傾向運(yùn)動(dòng)：由于結(jié)構(gòu)對稱，所以傾向飛行的工作原理與前后運(yùn)動(dòng)完全一樣。 8 圖 3 四旋翼飛行器沿各自由度的運(yùn)動(dòng) 四旋翼直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)原理 不像普通的直升機(jī)有可變螺距角度，四旋翼直升機(jī)由固定俯仰角轉(zhuǎn)子和轉(zhuǎn)子速度控制，以產(chǎn)生預(yù)期的升力。四旋翼的基本運(yùn)動(dòng)可以用圖 4來描述。 圖 4 四旋翼三維受力圖 直升機(jī)的垂直運(yùn)動(dòng)可以在同一時(shí)間通過改變所有的轉(zhuǎn)子速度來實(shí)現(xiàn)。沿著 X 軸的運(yùn)動(dòng)與在 Y軸方向上傾斜有關(guān)。這種傾斜可通過降低旋翼 2的速度，增加旋翼 4的速度來實(shí)現(xiàn)。這種傾斜也可以沿 X軸的加速度。類似的，沿著 Y軸的運(yùn)動(dòng)與在 X軸方向上傾斜有關(guān)。偏航運(yùn)動(dòng)是利用旋翼產(chǎn)生的力矩來實(shí)現(xiàn)的。常規(guī)直升機(jī)有尾槳，以平衡由主旋翼產(chǎn)生的力矩。但在四旋翼的情況下，旋翼的旋轉(zhuǎn)方向是用來平衡和減少這些力矩的。這也可以被用來產(chǎn)生預(yù)期的偏航運(yùn)動(dòng)。為了在順時(shí)針方向上轉(zhuǎn)向，必須增加旋翼 4的速度以克服旋翼 1和 3產(chǎn)生的力矩。因此一個(gè)好的控制器應(yīng)能達(dá)到預(yù)期的偏航角，同時(shí)保持固定的傾斜角度和高度。假設(shè)一個(gè)固定在支架上的結(jié)構(gòu)在該直升機(jī)重心處，此處 Z軸是指向上的，它的身體軸心是與慣性系的位置矢量（ x,y,z)和三個(gè)分別代表了俯仰滾 9 轉(zhuǎn)與偏航的歐拉角（θ，Ψ，Φ），有關(guān)的式 1 用來表示旋 轉(zhuǎn)?????????????????????????????????????????????ccscssccssccssscssscsccssscccR 在上式中 ?c 和 ?s 分別表示了 ?cos 和 ?sin 每個(gè)旋翼產(chǎn)生的力矩相當(dāng)于縱向的力。這些力矩已通過實(shí)驗(yàn)觀察到在低速情況下與力是呈線性的。這里有 4個(gè)輸入的力與 6個(gè)輸出的參數(shù)（ ??? ,, zyx ）因此直升機(jī)是一個(gè)欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。兩個(gè)旋翼的旋轉(zhuǎn)方向是順時(shí)針方向，另外兩個(gè)是逆時(shí)針的，為了平衡力矩并且實(shí)現(xiàn)所需要的偏航運(yùn)動(dòng) 。根據(jù)力和力矩平衡所得方程如下： m xKFx i i ??? 141 )s i ns i nc oss i n)(c os( ??? ? ? ????? myKFy i i ??? 24 1 )s i nc o sc o ss i n) ( s i n( ??? ? ? ?????m zKmgFz i i ??? 341 )c os)(c os( ??? ? ? ?? 364321254321144321/)(/)(/)(JKMMMMJKFFFFlJKFFFFl???????????????????????????????? 上面的 iK 是阻尼系數(shù)，接下來我們假設(shè)阻力為 0，因?yàn)樽枇υ诘退贂r(shí)可以忽略的。為了簡單起見，我們定義輸入為： 34321424321314321243211/)(/)(/)(/)(JFFFFCuJFFFFuJFFFFumFFFFu?????????????????? iJ 是對 于軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量， C 是力與力矩的比例因子。 1U 表示了在 Z軸方向上的加速度， 2U 、 3U 表示 the roll and pitch inputs 4U 表示了一個(gè)偏航力矩。因此運(yùn)動(dòng)方程變成了： )s i ns i nc o ss i n( c o s1 ????? ?? ux?? lu2??? )s i ns i nc o ss i n( s i n1 ????? ?? uy?? lu3??? guz ?? )c o s(c o s1 ???? 4u??? 10 假設(shè)重心在對角線的交點(diǎn)處，若重心向上（或向下）移動(dòng) d單位，則角速度對力更不敏感，從而穩(wěn)定性增加了。使旋翼的力指向中心同樣增加穩(wěn)定性，同時(shí)減少 The roll and pitch moments 和 垂直方向上的總推力。 2. 系統(tǒng)硬件芯片的選擇 飛行器控制板主控芯片 R5F100LEA，如圖 5所示。 圖 5 主控芯片 R5F100LEA引腳圖 主控芯片 R5F100LEA是瑞薩公司生產(chǎn)的一款單片機(jī)芯片，采用 64引腳 LQFP封裝，64KB的 ROM容量，擁有 Flash存儲器。本產(chǎn)品相較于 C8051有以下特點(diǎn)：擁有 15個(gè)端口，采用引腳復(fù)用方式，既節(jié)省了引腳資源，又拓展了功能。適合在復(fù)雜應(yīng)用且微型飛行器上應(yīng)用。 MPU 6050 如圖 6 11 圖 6 MPU6050引腳圖 MPU6050為全球首例整合性 6軸運(yùn)動(dòng)處理組件，采用最小最薄包裝 ( QFN) 符合 RoHS 及環(huán)境標(biāo)準(zhǔn)，相較于多組件方案，免除了組合陀螺儀與加速器時(shí)之軸間差的問題，減少了大量的包裝空間。 MPU6000（ 6050）整合了 3軸陀螺儀、 3軸加速器，并含可藉由第二個(gè) I2C端口連接其他廠牌之加速器、磁力傳感器、或其他傳感器的數(shù)位運(yùn)動(dòng)處理 (DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要 I2C 端口以單一數(shù)據(jù)流的形式，具有向 應(yīng)用端輸出完整的 9軸融合演算技術(shù) InvenSense的運(yùn)動(dòng)處理資料庫，可處理運(yùn)動(dòng)感測的復(fù)雜數(shù)據(jù)，降低了運(yùn)動(dòng)處理運(yùn)算對操作系統(tǒng)的負(fù)荷，并為應(yīng)用開發(fā)提供架構(gòu)化的 API等功能。 MPU6000（ 6050）的角速度全格感測范圍為177。 250、177。 500、177。 1000與177。 2022176。 /sec (dps)，可準(zhǔn)確追蹤快速與慢速動(dòng)作，并且，用戶可程式控制的加速器全格感測范圍為177。 2g、177。 4g177。 8g 與177。 16g。產(chǎn)品傳輸可透過最高至 400kHz 的 IC 或最高達(dá) 20MHz 的 SPI（ MPU6050沒有 SPI）。 MPU6000可在不同電壓下 工作， VDD 供電電壓介為 177。 5%、 177。 5%或 177。 5%，邏輯接口 VVDIO 供電為 177。 5%（ MPU6000僅用VDD）。 MPU6050中陀螺儀和加速度計(jì)分別用了三個(gè) 16位的 ADC，將其測量的模擬量轉(zhuǎn)化為數(shù)字量。 HCSR04 如圖 7 12 圖 7 HCSR04實(shí)物圖 HCSR04超聲波測距模塊 包括超聲波發(fā)射器、接收器與控制電路， 性能穩(wěn)定，測度距離精確，模塊高精度，盲區(qū)小。 具有可提供 2cm400cm的非接觸式距離感測功能， 測距精度可達(dá)高到 3mm。 基本工 作原理： (1)采用 IO口 TRIG觸發(fā)測距，給至少 10us 的高電平信號 。(2)模塊自動(dòng)發(fā)送 8個(gè) 40khz 的方波，自動(dòng)檢測是否有信號返回； (3)有信號返回，通過 IO 口 ECHO 輸出一個(gè)高電平，高電平持續(xù)的時(shí)間就是超聲波從發(fā)射到返回的時(shí)間。測試距離 =(高電平時(shí)間 *聲速 (340M/S))/2。 飛行姿態(tài)的測量 對無人機(jī)的控制來說測量無人機(jī)的飛行姿態(tài)是勢必不可少。我們用一個(gè)慣性測量裝置（陀螺儀 mpu6050）來執(zhí)行這一任務(wù)。這架旋翼機(jī)的姿態(tài)是確定利用互補(bǔ)濾波器為每個(gè)旋轉(zhuǎn)軸。該過濾器的工程計(jì)算誤差信號之間 的估計(jì)角（ ? ），并參考角（ ref? ）在直接從加速度計(jì)算。在積分前，這個(gè)錯(cuò)誤信號減去了初始角速度信號。應(yīng)該指出的是，比率傳感器可以測量在體內(nèi)固定軸，而加速度測量傾斜，在地球上的固定軸。 超聲波傳感器高度控制 超聲波傳感器高度控制是通過 PID 閉環(huán)控制算法實(shí)現(xiàn)的，這種控制采 用閉合反饋，通過超聲波傳感器發(fā)射的時(shí)間和收到反射波的時(shí)間差，計(jì)算距離，反饋給主控芯片，同時(shí)控制四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速。 PID 是比例 (P)、積分 (I)、微分 (D)控制算法。但并不是必須同時(shí)具備這三種算法，也可以 是 PD,PI,甚至可以只有 P算法控制。 13 采用了以上三種算法 比例 (P)、積分 (I)、微分 (D)控制超聲波傳感器反饋的脈沖，以控制四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，越過障礙。積分，反應(yīng)系統(tǒng)的累計(jì)偏差，使系統(tǒng)消除穩(wěn)態(tài)誤差，提高無差度，因?yàn)橛胁睿e分調(diào)節(jié)就進(jìn)行，直至無誤差；微分，具有預(yù)見性，能預(yù)見偏差變化的趨勢，產(chǎn)生超前的控制作用，在偏差還沒有形成之前，已被微分調(diào)節(jié)作用消除，因此可以改善系統(tǒng) 的動(dòng)態(tài)性能。但是微分對噪聲干擾有放大作用，加強(qiáng)微分對系統(tǒng)抗干擾不利 積分和微分都不能單 獨(dú)起作用，必須與比例控制配合。采用比例控制規(guī)律能較快地克服擾動(dòng)的影響，它的作用于輸出值較 快， 但不能很好穩(wěn)定在一個(gè)理想的數(shù)值，不良的結(jié)果是雖較能有效的克服擾動(dòng)的影響， 但有 余差出現(xiàn)。 電源模塊 為四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)、無刷電機(jī)等提供電源。由于四旋翼飛行器載重量有限，所以電源系統(tǒng)應(yīng)該盡可能 輕，能量密度大?？紤]到線性穩(wěn)壓方式轉(zhuǎn)換效率不高，能量損耗大的缺點(diǎn)，本系統(tǒng)改用開關(guān)電源的方式來穩(wěn)壓。但開關(guān)電源會產(chǎn)生較強(qiáng)的電磁干擾，而且存在電源波紋，這樣對 PPM的遙控方式影響就很大。 硬件電路圖 整 體連接電路如圖 8 圖 8 硬件連接電路圖 14 三、程序設(shè)計(jì) 程序流程圖 如圖 9 圖 9 流程圖 四、系統(tǒng)測試 基本部分測試 測試儀器：秒表、數(shù)字萬用表、示波器、 R5F100LEA仿真機(jī)等。 15 測試方法： 數(shù)字萬用表主要用來測試分立元件的電阻、壓降、漏電流、截止 /導(dǎo)通狀態(tài)等參數(shù)； 示波器用于測試各 PWM波形； 秒表用于產(chǎn)品測試，按照基本要求對制成的四旋翼飛行器進(jìn)行飛行時(shí)間的測量； R5F100LEA仿真器用來測試軟件； 測試結(jié)果： 測試結(jié)果顯示本系統(tǒng)以實(shí)現(xiàn)需求中基本功能，能滿足在時(shí)間限度里飛行所要求的距離，不足之處在于系統(tǒng)功能相對不夠完善，在傳感器模塊還需要進(jìn)行完善。此次測試目的在于發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)缺陷與漏洞，