旋 翼转速大于（小于）右侧三个旋翼转速时，飞机向右（左）偏转；当互成120度的三个机臂 旋翼转速大于另外三个互成120度机臂时，多旋翼无人机向左（右）偏转航向。
[0052] -、飞行控制系统的硬件实现和结构原理
[0053] 如图2所示，该六旋翼无人机姿态控制系统，包括机载部分和地面站部分。机载部 分和地面站的通信有两种方式，即2. 4GHz的FUTABA遥控器无线通信和915MHz无线传输模 块通信。
[0054] FUTABA遥控器是日本双叶电子工业株式会社生产的一款航模通用的遥控器，与该 品牌接收机配套使用。航模操纵者可以通过拨动遥控器上的一些拨杆，各拨杆所处的不同 位置对应于不同的行程，能产生具有不同脉宽的各通道遥控PWM信号。
[0055] 无线数传模块传输频率为915MHz，最大传输距离为700m，分为两个模块，分别是 Air模块（串口）用于飞行器搭载，Ground模块（USB接口）用于地面连接电脑使用。
[0056]本实用新型的机载部分包括飞行控制单元（CPU)、传感器模块、无线传输模块、电 源模块和遥控接收机。三对桨叶及电机位于六旋翼机机臂的六个端点，通过PWM输出驱动 电路与飞行控制单元（CPU)连接；六轴姿态传感器、气压计和三轴磁场传感器通过I2C总线 与飞行控制单元（CPU)连接；无线数传模块通过UART串口与飞行控制单元（CPU)连接；地 面站部分的地面无线数传模块与机载部分的无线数传模块进行数据通讯；遥控器接收机通 过UART串口（采用SBUS协议）与飞行控制单元（CPU)连接；电源模块通过AD接口与飞行 控制单元相连。
[0057] (1)飞行控制计算机硬件设计
[0058] 本实用新型的飞行控制单元采用32位浮点型单片机，控制器为STM32F407。
[0059] 控制器STM32F407是基于252MIPS的Cortex-M4架构的32位单片机，时钟频率高 达168MHZ，其丰富的硬件接口资源（4个USART，2个USAT，3个I2C，3个SPI，3个12位AD， 2个CAN等等）及功能强大的DMA控制方式，充分保证多旋翼无人机控制系统的稳定性和实 时性。以下对飞行控制计算机详细描述：
[0060] 飞行控制单元，集飞控、导航、与地面站通信功能于一身。主要负责读取气压传感 器、遥控器、姿态传感器等数据，同时负责与地面站进行无线数据传输，其功能是实时计算 飞行器姿态和航线给予多旋翼无人机导航和飞性控制，并输出控制指令给电子调速器，从 而控制电机的转速。姿态传感器飞行采用高低搭配双余度，在正常飞行时，由MTi(挂载） 提供姿态和航向数据，板载航姿传感器（MU)模块作为备份和比较监控信号。当MTi模块 出现故障时，由板载頂U模块提供姿态和航向数据，保证六旋翼无人机的稳定飞行。
[0061] (2)传感器模块的设计
[0062] 本实用新型中使用到的传感器系统包括：
[0063] 1.姿态传感器
[0064] 高精度MTI姿态传感器，低精度MPU6000和HMC58831组合九轴姿态传感，构成姿 态传感器的双余度。
[0065]MTI姿态传感器采用的是XSENS公司的MTI-300,具有抗机械抖动和撞击的优异性 能，能直接输出高精度的3轴角度、3轴角速率和3轴加速度等数据。静态条件下，滚转角 与俯仰角测量偏差在〇. 2° -0. 25°之间；动态情况下，其测量偏差分别为0. 3° -1. 0°之 间，偏航角测量偏差最大为1.0°。提供高达2kHz输出数据频率和低于2ms的数据延迟。
[0066] 六轴姿态传感器选用美国Invensense公司生产的MPU-6000,其整合了3轴陀螺 仪、3轴加速器，为全球首例整合性6轴运动处理组件。相较于多组件方案，MPU-6000免除 了组合陀螺仪与加速器时之轴间差的问题，减少了大量的包装空间，具有低功耗、低成本、 高性能的特点。传感器的测量数据最终可通过最高400kHz的I2C总线或最高20MHz的SPI 总线输出。
[0067] 三轴磁场传感器采用的是Honeywell公司的HMC5883L。该传感器能在±8高斯的 磁场中实现5毫高斯分辨率，内置自检功能，能让罗盘航向精度精确到Γ-2°，采用霍尼 韦尔各向异性磁阻（AMR)技术，具有在轴向高灵敏度和线性高精度的特点。
[0068] 2.无线数传模块
[0069] 无线数传模块是该实用新型中用于远程控制无人机一种方法，其控制范围决定了 无人机的飞行半径。无线数传模块用于实现位于地面的地面站和位于空中无人机搭载的飞 控系统间的数据互传。该设计选用3DRRadioTelemetry数传模块，传输频率为915MHz，最 大传输距离为700m，使用UART接口输出数据。
[0070] 3.气压计
[0071] 气压计采用由MEAS推出的新一代高分辨率气压传感器MS5611，该传感器用来测 量多旋翼飞行器绝对飞行高度。该模块包含了一个高线性度的压力传感器和一个超低功耗 的24位模数转换器，提供了一个精确的24位数字压力值和温度值以及不同的操作模式，可 以提高转换速度并优化电流消耗。高分辨率的温度输出无须额外传感器可实现高度计/温 度计功能。工作温度范围：-40_85°C，精确度：在飞行高度750m时，偏差-1. 5m~+1. 5m。
[0072] 4.电源模块
[0073] 本实用新型使用10000mAh、25C、22. 2V锂电池为多旋翼无人机的飞行动力供电， 飞行控制单元的电源需进行降压，提供5V、3.3V这两种直流电源以满足控制芯片的需求。 使用MP2482芯片实现动力电池稳定输出5V;使用美国MICREL公司生产的MIC5219-3. 3实 现5V- 3. 3V的低压降，可达到很高的效率，且成本低，噪音低，静态电流小。
[0074] 二、六旋翼无人机姿态控制软件算法及原理
[0075] 六旋翼无人机软件设计采用模块化编程，把应用程序划分为若干个相对独立的程 序模块，分别实现对应的功能。软件开发采用最基本的、无操作系统的直接程序设计方式， 其优点是生成的代码短小精简，运行速度快，控制流程图如图1所示。本方案在高度控制将 动力电池的电量引入到其闭环控制。
[0076] (1)姿态保持控制律
[0077] 多旋翼无人机三机体轴姿态控制采用姿态角和姿态角速率反馈形成闭环控制，多 旋翼无人机的任何机动动作最终同时通过调节姿态来实现，姿态控制一般被称为多旋翼无 人机飞行的"内核"。
[0078] 姿态控制分为姿态保持和姿态跟踪两种控制，两者的区别在于期望姿态输入量， 若期望姿态输入为〇,为姿态保持；不为〇,为姿态跟踪。
[0079] 以俯仰通道的设计为例，控制律为：
[0080]
[0081]其中，Λee和％分别是俯仰角误差和俯仰角速度的误差，Λee由遥控器俯仰通 道的打杆量（ue)、地面站上传配平值（u/ )和当前多旋翼无人机的俯仰角组合产生。配 平值为盘旋状态下飞行器姿态的基准值的相反值，由于安装航姿传感器的位置问题和重心 的配平问题，通常不为0。这就会导致在盘旋状态下没有姿态输入指令，即姿态保持控制情 况下，当前俯仰角不为0。比如当前俯仰角为正值，产生负的角度误差，导致后面俩个电机产 生的必然大于前面两个电机，就会导致六旋翼无人机六个电机产生升力有向前的分量，多 旋翼人机有向前漂移的趋势。本实用新型通过在输入期望俯仰角中添加俯仰通的配平值， 可有效减弱这一影响。
[0082] &、A 、：气和％分别为姿态角位移放大系数、姿态角速率的放大系数、姿态角 速率误差积分的系数和姿态角速率误差微分的系数，俯仰通道控制回路如图3所示，经过 该通道控制律运算，产生的俯仰通道的调节量Αδε，最终生成各个电机的转速控制量。当 外来干扰使无人机低头时，对应的控制律能使前方两个电机转速增大，后方两个电机转速 减小，产生一个抬头力矩，让无人机抬头，以抵消低头的趋势，使无人机保持平衡。反之亦 然。上述为姿态保持。当通过遥控器打杆，期望使多旋翼低头，同样的控制率能使前方两个 电机转速减速，后方两个电机转速增加，产生一个低头力矩，让多旋翼无人低头。反之亦然。 上述为姿态跟踪。^$和\四个参数的获取是采取"先按照建模分析、试飞调整" 的方案调试出来的，目的是让无人机的响应速度快、超调量小、延迟小。图6中，两条曲线分 别为实际俯仰角和期望俯仰角随时间的变化曲