四旋翼飞行器及其控制方法与流程

本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种四旋翼飞行器及其控制方法。

背景技术：

随着科技不断发展，飞行器越来越普及。四旋翼飞行器属于飞行器的一种，四旋翼飞行器是通过改变旋翼的速度来实现各种动作，相比于其他无人飞行器而言，四旋翼无人飞行器由四组电机驱动，具有飞行平稳灵活等特点，无需旋回半径。适合执行定点侦察、摄像、航空测绘等任务。而现阶段，四旋翼飞行器的传统算法(串级pid)需要配套电子罗盘，并且在解决偏航角的问题上，易受电机磁效应的干扰，且复杂度较高。

技术实现要素：

本发明的发明目的在于在保障抗干扰能力和恢复平衡速度相同的情况下，提供一种成本更加低廉，通过对硬件要求较低的控制算法可直接在实际飞行环境中进行调试的四旋翼飞行器及其控制方法。

本发明为实现上述发明目的所采用的技术方案是：

提供一种四旋翼飞行器，包括机体、电机和集成电路板；所述集成电路板固定在所述机体上；所述电机为四个无刷电机，分别固定于所述机体的四个角部上，所述电机的输出轴上均安装有螺旋桨叶片；所述螺旋桨叶对角旋转方向一致，相邻旋转方向不同；

该集成电路板上集成飞行控制系统，该飞行控制系统包括三轴陀螺仪、三轴加速度传感器、数字气压传感器、gps定位模块、超声波模块、无线模块和电子调速器；所述三轴陀螺仪、所述三轴加速度传感器、所述数字气压传感器通过iic通信接口与所述主控制器连接；所述gps定位模块通过第一串行通信接口与主控制器连接；所述无线模块通过第二串行通信接口与所述主控制器连接；所述电机通过电子调速器与主控制器连接；所述三轴陀螺仪采集四旋翼飞行器的姿态和速度数据信息；所述三轴加速度传感器采集四旋翼飞行器的加速度数据信息；所述数字气压传感器采集四旋翼飞行器的实时飞行高度数据信息；所述超声波模块用于低空时获得精确高度数据信息；所述gps采集四旋翼飞行器的经纬度数据信息；

该四旋翼飞行器还包括遥控器，通过所述无线模块与飞行控制系统通信连接。

本发明所述的四旋翼飞行器中，所述机体呈中心对称结构，包括机壁和起落架，所述机壁为镂空结构；所述起落架固定于所述集成电路板的底部。

本发明所述的四旋翼飞行器中，所述四个无刷电机呈x型排列。

本发明所述的四旋翼飞行器中，所述起落架包括两个半圆形的平行缓冲杆和四个平行的横杆；其中两根横杆固定于所述两个半圆形的缓冲杆的中部，所述集成电路板固定于该两根横杆上，并位于所述机体中央，另两根横杆分别固定于所述两个缓冲杆的底端。

本发明所述的四旋翼飞行器中，主控制器通过主控芯片msp430f5438a实现；三轴陀螺仪和三轴加速度传感器通过集成的姿态控制器mpu6050实现。

本发明还提供了一种基于权利要求1的四旋翼飞行器控制方法，飞行控制系统通过单双环pid并行控制算法对四旋翼飞行器进行姿态控制，该单双环pid并行控制算法在四旋翼飞行器的z轴使用单环pid调节，x、y轴上使用双环pid调节；

所述双环pid调节具体将实际值与期望值对比，其差值作为pid的误差输入量，通过角速度pid控制调节飞行器的平衡，同时将经过调整的角速度、欧拉角继续与期望值对比，并将差值再次输入，实现对x、y轴方向的控制；

所述单环pid调节具体将实际值与期望值对比，其差值作为pid的误差输入量，经pid数据处理输出电机pwm波值，来调节z轴角速度，同时，z轴传感器继续测量实际角度值，与z轴角速度期望值对比，再次输入差值，实现对z轴方向的控制。

本发明所述的控制方法中，所述双环pid调节具体包括内环调节和外环调节：

所述内环调节包括对参数p、i、d三个值的调节；

参数p的调节过程为：

(1)赋予参数p一个较小的数值；

(2)将当前的p值乘以数a(一般取3到6之间)，重复直至飞行器在倾斜时恢复能力达到预设值，得到新的p值，即p(n+1)＝a*p(n)；

(3)将当前的p值除以数0.618(黄金比例，有利于接近最佳参数值)，直至飞行器的抖动频率低于设定阈值，得到新的p值，即p(n+1)＝p(n)/0.618；

(4)不断将前两次取得的新p值带入p(n+1)＝[max{p(n),p(n-1)}-min{p(n),p(n-1)}]*0.618+min{p(n),p(n-1)}重复直至飞行器恰好不发生低频抖动，得到确定的p值；

参数i的调节过程：i值用于消除静差，取0.01～0.1之间的数值；

参数d的调节过程：

(1)赋予d一个较小的数值；

(2)将当前的d值乘以数a(一般取3到6之间)，重复直至飞行器在倾斜时恢复能力达到预设值，得到新的d值，即d(n+1)＝a*d(n)。

(3)将当前的d值除以数0.618(黄金比例，有利于接近最佳参数值)，直至飞行器的抖动频率低于设定阈值，得到新的d值，即d(n+1)＝d(n)/0.618。

(4)将前两次取得的新d值带入d(n+1)＝[max{d(n),d(n-1)}-min{d(n),d(n-1)}]*0.618+min{d(n),d(n-1)}，重复直至飞行器出现预期的高频抖动，得到d值。

(5)将得到的最新d值乘以数b(一般取9/10到1/5，主要为了消除系统过调)，得到确定的d值，即d(n+1)＝d(n)*b。

所述外环调节包括对p、d两个值的调节，外环p、d调节同内环p、d值调节，i值不添加(外环加i值易受机械干扰，从而导致系统不稳)。

本发明所述的控制方法中，所述单环调节包括对i、d两个值的调节，i、d调节相同如下：

(1)赋予d一个较小的数值；

(2)将当前的d值乘以数a(一般取3到6之间)，重复直至飞行器在倾斜时恢复能力达到预设值，得到新的d值，即d(n+1)＝a*d(n)；

(3)将当前的d值除以数0.618(黄金比例，有利于接近最佳参数值)，直至飞行器的抖动频率低于设定阈值，得到新的d值，即d(n+1)＝d(n)/0.618。

(4)将前两次取得的新d值带入d(n+1)＝[max{d(n),d(n-1)}-min{d(n),d(n-1)}]*0.618+min{d(n),d(n-1)}，重复直至飞行器出现轻预计的高频抖动，得到d值。

(5)将得到的最新d值乘以数b(一般取9/10到1/5，主要为了消除系统过调)，得到确定的d值，即d(n+1)＝d(n)*b。

本发明所述的控制方法中，还包括步骤：

在四旋翼飞行器的飞行高度超过10米时，数字气压传感器采集四旋翼飞行器的实时飞行高度数据信息，数字气压传感器输出数据直接作为高度参数输入通过pid控制系统控制电机油门；

在四旋翼飞行器的飞行高度为2米以下时，超声波模块获得精确高度数据信息，其输出数据直接作为高度参数输入通过pid控制系统控制电机油门；

在四旋翼飞行器的飞行高度在2米至10米之间时，飞行时的高度数据以数字气压传感器的采集信息为主，超声波间断工作获取数据作为均值补充数字气压传感器的数据宏观误差。

本发明产生的有益效果是：本发明的飞行控制系统集三轴陀螺仪、三轴加速度传感器、数字气压传感器、gps定位模块、超声波模块、无线模块和电子调速器为一体。控制算法基于集成电路板，采用单双环pid并行控制，由于减少使用z轴角度作为姿态控制依据，从而减少了数字罗盘传感器来校正z轴，从而精简程序。本发明在保障抗干扰能力和恢复平衡速度相同的情况下，成本更加低廉；控制算法对硬件要求较低，可直接在实际飞行环境中进行调试。

附图说明

下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：

图1是本发明实施例单环pid控制算法流程图；

图2是本发明实施例双环pid控制算法流程图；

图3是本发明实施例四旋翼飞行器控制程序流程图；

图4是本发明实施例集成电路板功能框图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明实施例四旋翼飞行器，包括机体、电机和集成电路板。集成电路板固定在机体上；电机为四个无刷电机，四个电机分别固定于机体的四个角部上，电机的输出轴上安装有螺旋桨叶片；螺旋桨叶对角旋转方向一致，相邻旋转方向不同。

集成电路板设置有飞行控制系统，飞行控制系统包括主控制器、三轴陀螺仪、三轴加速度传感器、数字气压传感器、gps定位模块、超声波模块、无线模块和电子调速器。

飞行器的工作流程如图3，开机时各器件进行初始化，并等待遥控器的指令；遥控器发出加油门起飞指令，飞行器电机转动向上爬升，同时三轴陀螺仪、三轴加速度传感器进行姿态数值检测，姿态不平稳时进行单双环的姿态pid调节，达到平稳则继续检测遥控器指令；如果遥控器发出定高指令，则启动超声波，飞行器进入高度稳定模式；如果遥控器发出悬停指令，则启动超声波和gps，飞行器进入悬停模式；如果是方向调节，则飞行器xy轴角度期望变化，z轴角速度期望变化，从而飞行器改变飞行姿态和移动方向。

主控制器所用芯片型号为msp430f5438a；采用姿态控制器mpu6050，其融合了三轴陀螺仪和三轴加速度传感器。如图4所示，三轴陀螺仪采集四旋翼飞行器的姿态和速度数据信息；三轴加速度传感器采集四旋翼飞行器的加速度数据信息，采集数据通过限幅低通滤波变成相对准确数据，然后输入双环pid控制系统，输出为四路pwm波控制电机姿态；数字气压传感器采集四旋翼飞行器的实时飞行高度数据信息；在高度超过10米时，其输出数据直接作为高度参数输入通过pid控制系统控制电机油门；高度2米以下时超声波模块用于获得精确高度数据信息；其输出数据直接作为高度参数输入通过pid控制系统控制电机油门；在2米至10米之间，飞行时的高度数据以数字气压传感器的采集信息为主，超声波间断工作获取数据作为均值补充数字气压传感器的数据宏观误差；数据gps采集四旋翼飞行器的经纬度数据信息，通过与飞行器起飞原点数据进行对比，其差值作为飞行器的姿态期望，并通过姿态控制改变飞行器飞行位置；无线模块用于实时向上位机发送各类数据信息；三轴陀螺仪、三轴加速度传感器、数字气压传感器通过iic通信接口与主控制器连接；gps定位模块通过第一串行通信接口与主控制器连接；无线模块通过第二串行通信接口与主控制器连接；电机通过电子调速器与主控制器连接。

本实施例的四旋翼飞行器包括机壁和起落架，塑料杆为镂空结构，质量轻但强度高；其四个角部分别与四根塑料杆相连，起落架固定于pcb板的底部；起落架固定于电路板的底部，起缓冲作用；电路板集成电源、电调等连线，提高了发明的安全性。本实施例中，起落架可以采用工程塑料制备，其重量轻，柔韧性好，可以承受很大的形变，在降落时可缓解大量的冲击力；

起落架包括两个半圆形的缓冲杆和四个横杆；两个半圆形的缓冲杆之间相互平行，四个横杆中的两根横杆固定于两个半圆形的缓冲杆的中部，pcb板固定于缓冲杆中部的两根横杆上，并使得电路板位于机体中央，另两根横杆分别固定于两个缓冲杆的底端，且四根横杆之间相互平行；

电机为四个，四个电机分别固定于机壁上，且电机的输出轴上均固定有螺旋桨叶片。

四旋翼飞行器机身内的四路无刷直流电机可采用x字的方式排列，灵活性和可调性高。

四旋翼飞行器采用以msp430f5438a为主控芯片，集成三轴陀螺仪、三轴加速度传感器、数字气压传感器、gps定位模块、超声波模块、无线模块等为一体的自制飞控板；使用结构简单的单双环pid并行的控制算法，以实现姿态控制。单双环pid并行控制算法指在飞行器z轴使用单环pid调节，x、y轴使用双环pid调节。

自制飞控板充分利用了msp430f5438a芯片的资源，降低了飞行功耗；其人性化的接口排列，给新手自主组装提供了方便。且仅使用mpu6050模块即可实现有效的姿态控制，较传统使用多种模块的方案，降低了开发成本。

单双环pid控制算法，x、y轴使用双环pid调节，在z轴使用单环pid调节。双环pid控制指将实际值与期望值对比，其差值作为pid的误差输入量，通过角速度pid控制调节飞行器的平衡，同时将经过调整的角速度、欧拉角继续与期望值对比，并将差值再次输入，实现对本发明x、y轴方向的控制。由于减少使用z轴角度作为姿态控制依据，从而减少了数字罗盘传感器来校正z轴，从而精简程序。

如图1所示，单环pid控制指将实际角速度值与期望角速度值对比，其差值作为pid的误差输入量，经pid数据处理输出电机pwm波值，来调节z轴角速度，同时，三轴陀螺仪继续测量实际角度值，与z轴角速度期望值对比，再次输入差值，实现对本发明z轴方向的控制。

如图2所示，在x轴和y轴的控制上沿袭了传统双环pid调节，由角速度内环调节和角度外环调节组成。但在参数整定上较传统x轴和y轴一维空间分别整定方法有所创新，采用xy轴二维空间一起整定方式，x、y轴参数一致。

内环调节包括对参数p、i、d三个值的调节；

参数p的调节过程为：

(1)赋予参数p一个较小的数值；

(2)将当前的p值乘以数a(一般取3到6之间)，重复直至飞行器在倾斜时恢复能力达到预设值，得到新的p值，即p(n+1)＝a*p(n)；

(3)将当前的p值除以数0.618(黄金比例，有利于接近最佳参数值)，直至飞行器的抖动频率低于设定阈值，得到新的p值，即p(n+1)＝p(n)/0.618；

(4)不断将前两次取得的新p值带入p(n+1)＝[max{p(n),p(n-1)}-min{p(n),p(n-1)}]*0.618+min{p(n),p(n-1)}重复直至飞行器恰好不发生低频抖动，得到确定的p值；

参数i的调节过程：i值用于消除静差，取0.01～0.1之间的数值；

参数d的调节过程：

(1)赋予d一个较小的数值；

(2)将当前的d值乘以数a(一般取3到6之间)，重复直至飞行器在倾斜时恢复能力达到预设值，得到新的d值，即d(n+1)＝a*d(n)。

(3)将当前的d值除以数0.618(黄金比例，有利于接近最佳参数值)，直至飞行器的抖动频率低于设定阈值，得到新的d值，即d(n+1)＝d(n)/0.618。

(4)将前两次取得的新d值带入d(n+1)＝[max{d(n),d(n-1)}-min{d(n),d(n-1)}]*0.618+min{d(n),d(n-1)}，重复直至飞行器出现预期的高频抖动，得到d值。

(5)将得到的最新d值乘以数b(一般取9/10到1/5，主要为了消除系统过调)，得到确定的d值，即d(n+1)＝d(n)*b。

所述外环调节包括对p、d两个值的调节，外环p、d调节同内环p、d值调节，i值不添加(外环加i值易受机械干扰，从而导致系统不稳)。

单环调节包括对i、d两个值的调节，i、d调节相同如下：

(1)赋予d一个较小的数值；

(2)将当前的d值乘以数a(一般取3到6之间)，重复直至飞行器在倾斜时恢复能力达到预设值，得到新的d值，即d(n+1)＝a*d(n)；

(3)将当前的d值除以数0.618，直至飞行器的抖动频率低于预设阈值，得到新的p值，即d(n+1)＝d(n)/0.618；

(4)将前两次取得的新d值带入d(n+1)＝[max{d(n),d(n-1)}-min{d(n),d(n-1)}]*0.618+min{d(n),d(n-1)}，重复直至飞行器出现轻预计的高频抖动，得到d值。

(5)将得到的最新d值乘以数b(一般取9/10到1/5，主要为了消除系统过调)，得到确定的d值，即d(n+1)＝d(n)*b。

传统pid调节：采用极端试触的方法，先试出一个pmax，选定一个pmin，后带入公式p＝(pmax-pmin)*0.618+pmin得到新p值,而后通过式子p(n+1)＝[max{p(n),p(n-1)}-min{p(n),p(n-1)}]*0.618+min{p(n),p(n-1)}计算，重复多次，最终得到p值。传统pid调节，pmax的试探会使飞机经受到较大的抖动，易损伤飞行器，因此需要外部辅助，而外部辅助方式的加入使调试环境异于实际飞行情况，导致调试参数往往不是最佳飞行参数，使调试周期增长。

单双环调节方法与传统调节方法相比：(1)参数整定时仅需略微观察飞机抖动情况，其抖动由无到有，故不损伤飞机；(2)无需外部辅助方式，如：悬吊法、烤四轴等。调节环境即飞行实际环境，调节时间极短一般前后30min即可。

遥控器通过无线信号改变接收机的所产生的脉冲占空比与姿态控制器进行通信，遥控器主要用于下达起飞、上升、下降、前进、后退、左移、右移、左旋、右旋、降落等命令；本实施例中，遥控器采用2.4ghz六通道futaba远程遥控器输出4路pwm信号，由姿态控制器的脉冲捕获单元(ecap)获取并换算为期望的高度、俯仰角、横滚角以及偏航角。

本飞行器由四路无刷直流电机带动两对方向相反的螺旋桨来产生推力，采用pid控制理论调整电机转速的比例关系，使飞行器按期望的姿态飞行。

pid控制是指通过将速度数据信息、加速度数据信息、实时飞行高度数据信息和实时航向数据信息与期望飞行姿态进行对比，对所存在的误差通过比例、积分、和微分等方式进行调整，经pid数据处理输出电机pwm波值，对飞行器进行调整，以按期望飞行。

改进的串级pid控制算法，在平稳方向上，采用内外环串级调节，继承了传统串级pid的调节灵敏度高，恢复稳定速度快，抗干扰能力强的优点；在控制偏航方面，运用角速度单环pid调节控制z轴偏航，摆脱了传统上对数字罗盘的依赖，减少了程序冗余，继承了单环pid的简单实用的特点。

pid调试过程为:先进行内环调节,再进行外环调节，其中z轴单环调节与内环调节同时进行，且在调节过程中保持x、y轴参数一致。调节内环参数，直到飞行器能保证基本姿态不变，当遇到强干扰时，会保持倾斜姿态，且不会恢复到平衡姿态，即完成内环与z轴单环调节。以不影响飞行姿态的保持为前提，调节外环参数，增加p、d参数值直至飞行器处于恰好不抖动。当飞行器能抵御较强干扰，且在失衡后会较快恢复平衡，即外环调节完成。

在程序中加入滤波，滤波，采用限幅滤波与低通滤波相结合的方式，与传统平均滤波相比，提高了数据的实时性和数据处理的效率，同时使数据连续，无跳变。对四轴飞行器的姿态采集数值采取限幅滤波与低通滤波相结合的滤波方式进行数据处理。

实施如下：

三种数据参与处理传感器测量值、临时寄存值(临时寄存值为上一次传感器测量值)和滤波器输出值：

①如果传感器测量值与前一次滤波输出值的偏差的绝对值小于标准偏差值

滤波输出值＝传感器测量值*0.3+滤波器前一次输出值*0.7；

②否则如果传感器测量值与临时寄存值的偏差的绝对值小于标准偏差值

滤波输出值＝传感器测量值*0.3+滤波器前一次输出值*0.7；

③如果上述均不满足则滤波器输出值保持为上次输出值。

应当理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据上述说明加以改进或变换，而所有这些改进和变换都应属于本发明所附权利要求的保护范围。