报告 - 图文

1 系统方案与选择

本系统主要由带防撞圈的四旋翼飞行器、飞控板、传感器模块、无线调试系统组成。

1.1主控芯片的方案与选择

方案一：使用TI公司的TMS320F2812作为主控制器。DSP是专门为运算而生的芯片，它以运行速度快以及性能稳定可靠而被广泛应用于一些需要复杂运算的工程中，但是价格比较昂贵。

方案二：使用ST公司的STM32F103CBT6作为主控制器。STM32采用ARM Cortex-M3内核，运行速度快，片上资源丰富，具有很多外围接口，可拓展性强，灵活性高，多用在工业控制领域。

方案三：使用RENESAS公司的RL78/G13系列单片机。R5L100LE单片机，价格便宜，功耗低，且程序编写模块化生成，运行速度较快，足够应付进行复杂的运算。

综合比较，由于是电池供电，对功耗要求比较高，且根据题目要求，从而飞控主板选择方案三。

1.2四轴模式的方案与选择

方案一：使用十字模式。十字模式前进方向与四轴其中电机旋转方向一样，十字模式要好飞一点，但是灵活性较差，且不方便挂载其他传感器模块。

方案二：使用X模式。X模式飞控的箭头指的方向则是两个电机的的中间的方向，X模式下飞行器控制难度增大，但灵活性很高，可任意改变其飞行方向，并且在挂载其他传感器模块时不会影响飞行器的数据采集。

综合比较，X模式更有利于本题目，故选择方案二。 1.3电机的方案与选择

方案一：使用有刷电机。有刷电机是传统产品，控制简单，性能稳定，力量大，爬坡能力强，启动性能优于无刷电机，但是齿轮的齿很小，易磨损，要更换碳刷。

方案二：使用无刷电机。无刷电机靠数字式电路控制电机换相和减速、调速。无刷电机不再使用机械式碳刷换相器，解决了有刷电机无法逾越的寿命问题，同时也没有使用齿轮减速器，避免了齿轮传动中的效率损失，使效率可达80-85%，

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并较大幅度减小了噪音，但价格比有刷电机贵。

综合比较，由于要长时间不断调试飞行器的飞行状态，对电机的驱动能力和使用寿命要求比较高，从而选择方案二。

1.4姿态传感器的方案与选择

方案一：使用陀螺仪。可以测量角速度，具有高动态特性，它是一个间接测量器件，它测量的是角度的导数角速度，要将角速度对时间积分才能得到角度。但是由于陀螺仪不是理想的，累积误差的引入，使得积分出现了问题。陀螺仪只能在短时间内有很大的参考价值，当时间边长后，得出的数据就不能再使用。 方案二：使用加速度计。可以测量加速度，包括重力加速度，于是在静止或匀速运动的时候，加速度计仅仅测量的是重力加速度，而重力加速度与地轴坐标系的关系是固连的，通过这种关系，可以得到加速度计所在平面与地面的角度关系.但是加速度计若是绕着重力加速度的轴转动，则测量值不会改变，也就是说加速度计无法感知水平旋转。

方案三：使用磁传感器。可以测量磁场，在没有其他磁场干扰的情况下，仅仅测量的是地球的磁场，而地磁也是和地轴坐标系固连的。通过这种关系，可以得到平面A和地平面的关系（平面A：和磁场方向垂直的平面)，同样的，若飞行器是沿着磁场方向的轴旋转，测量值不会改变，无法感知这种旋转。

综合比较，加速度计和磁传感器都是极易受外部干扰的传感器，都只能得到2维的角度关系，但是测量值随时间的变化相对较小。陀螺仪可以积分得到三维的角度关系，动态性能好，受外部干扰小，但测量值随时间变化比较大。陀螺仪只能在短时间内使用，且隔一段时间后要利用加速度计的值来对陀螺仪进行校准，所以采用方案一和方案二结合的方式来控制飞行器的飞行姿态。

1.5定高模式的方案与选择

方案一：使用超声波定高。超声波定高是通过不断检测超声波发射后遇到障碍物后所反射的回波，从而测出发射和反射回波的时间差t，从而求出高度h=2v/t，v为超声波波速。用超声波模块，价格便宜，且程序算法简单。但是由于超声波也是一种声波，容易受天气温度的影响，得出的数据会有很小的偏差。

方案二：使用气压高度计定高。大气压是由地表空气的重力所产生的，随着海拔高度的上升，地表的空气厚度减少，气压下降。于是可以通过测量所在地的

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大气压，与标准值比较而得出高度值。由气压计测得的高度比较准确，但是由于气候变化造成的空气密度差异而带来的测量高度误差就无法消除，并且价格也比较昂贵。

方案三：使用红外对管。红外测距原理和雷达测距原理相似，是发射管发射红外线然后测量接收管的回波时间，光速乘以时间再除以2就得到距离。但是光速很快，用常规的脉冲法（发射一个脉冲然后计算收到反射脉冲的时间）常常因为时间过短而无法测量，并且红外测距仪一般测量距离比较短。

综合比较，超声波传感器测高距离大，且有使用经验，故选择方案一。 1.6寻迹传感器的方案与选择

方案一：使用红外传感器。黑线的检测原理是红外发射管发射光线到路面，红外光遇到白底则被反射，接收管接收到反射光，经施密特触发器整形后输出低电平；当红外光遇到黑线时则被吸收，接收管没有接收到反射光，经施密特触发器整形后输出高电平，通过高低电平信号来控制飞行器的航向。但是红外传感器能检测到的高度很低。

方案二：使用线性CCD。CCD 主要由感光部分、转移存储和移位输出控制等部分组成。通过CCD感光部分对明暗程度的区分而得出的线性电压值，来控制飞行器的姿态。

综合比较，红外传感器检测黑线的高度不够，从而选择方案二。 1.7 拾取铁片的方案与选择

方案一：使用吸盘电磁铁。吸盘式电磁铁是根据电磁转换的原理，在通电状态下产生强大的电磁吸力，以控制物件的前进或停止状态，断电后，磁吸引力便消失。该电磁铁结构合理紧凑，线圈置于软磁材料外壳之中并以环氧浇封，具有体积小，吸力大，牢固，可靠，动作简单灵敏，功能稳定可靠等优点，但价格昂贵。

方案二：使用普通电磁铁。普通电磁铁价格便宜，但不容易动态控制。 综合比较，吸盘电磁铁虽然需要耗费电能，但可控制，故选择方案一。 1.8 系统调试的方案与选择

方案一：使用电脑调试。不断在电脑编译环境修改程序的参数，然后烧写到目标板，依次重复。

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方案二：使用无线模块调试。通过飞行器的飞行姿态，利用无线给飞控板发送需修改的参数。

综合比较，由于飞控板有大量的参数需调节（PID参数、CCD的曝光时间等），采用方案一，比较繁琐，且浪费时间，而方案二，可以随时动态调节参数，简单有效，实时性高。故采用方案二。

2 系统理论分析与计算

2.1飞行姿态的分析与计算

控制飞行器在空中飞行，有以下需要注意的地方，首先，在飞行过程中，飞行器不仅受到各种自身硬件物理效应的作用，而且还容易受到气流风速等外界环境的干扰，很难在短时间内获得准确的性能参数；其次，飞行器是一个具有六个自由度，而只有四个控制输入的欠驱动系统，它具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性，从而使得飞行控制系统的硬件设计和软件算法变得非常困难；最后，利用陀螺仪和加速度计进行物体姿态检测需要进行累积误差的消除，怎样建立误差模型以及通过怎样的融合算法来修正累积误差也是一个工程难题。下面逐个说明飞行器的飞行姿态。

垂直运动，如图1，因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩，当同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总拉力增大，当总拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿z轴的垂直运动。当外界扰动量为零时，在旋翼产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。保证四个旋翼转速同步增加或减小是垂直运动的关键。

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图1 四旋翼飞行器垂直运动

俯仰运动，如图2，电机1的转速上升，电机3的转速下降，电机2、电机4的转速保持不变。为了不因为旋翼转速的改变引起四旋翼飞行器整体扭矩及总拉力改变，旋翼1与旋翼3转速该变量的大小应相等。由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕y轴旋转（方向如图所示），同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，且该变量相等时，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。

图2 四旋翼飞行器俯仰运动

滚转运动，如图3，原理与图2相同，改变电机2和电机4的转速，一个增大一个减小，且变化量保持相等，保持电机1和电机3的转速不变，则可使机身

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绕x轴旋转（正向和反向），即可实现飞行器的滚转运动。

图3 四旋翼飞行器滚转运动

偏航运动，如图4，四旋翼飞行器偏航运动可以借助旋翼产生的反扭矩来实现。旋翼转动过程中由于空气阻力作用会形成与转动方向相反的反扭矩，为了克服反扭矩带来的影响，可使四个旋翼中的两个正转，两个反转，且对角线上的各个旋翼转动方向相同。反扭矩的大小与旋翼转速有关，当四个电机转速相同时，四个旋翼产生的反扭矩相互平衡，四旋翼飞行器不发生转动；当四个电机转速不完全相同时，不平衡的反扭矩会引起四旋翼飞行器转动。在图4中，当电机1和电机3的转速上升，电机2和电机4的转速下降时，旋翼1和旋翼3对机身的反扭矩大于旋翼2和旋翼4对机身的反扭矩，机身便在富余反扭矩的作用下绕z轴转动，实现飞行器的偏航运动，转向与电机1、电机3的转向相反。

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图4 四旋翼飞行器偏航运动

前后运动，如图5，要想实现飞行器在水平面内前后、左右的运动，必须在水平面内对飞行器施加一定的力。在图5中，增加电机3转速，使拉力增大，相应减小电机1转速，使拉力减小，同时保持其它两个电机转速不变，反扭矩仍然要保持平衡。按图2的理论，飞行器首先发生一定程度的倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，因此可以实现飞行器的前飞运动。向后飞行与向前飞行正好相反。当然在图2图3中，飞行器在产生俯仰、翻滚运动的同时也会产生沿x、y轴的水平运动。

图5 四旋翼飞行器前后运动

侧向运动，如下图6，由于结构对称，所以侧向飞行的工作原理与图5中前

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后运动的原理完全一样。

图6 四旋翼飞行器前后运动 2.2飞行器控制算法的分析与计算

旋转矩阵、欧拉角与四元数姿态表示方法广泛应用于动力学方程中，而欧拉角和四元数表示方法比起旋转矩阵具有节省存储空间和方便插值的优点。欧拉角表示方法具有简洁、几何意义明显等特点，同时姿态敏感器可以直接测出这些参数，能较为方便解用这些姿态参数描述的姿态动力学方程，但是采用欧拉角的姿态描述方法存在奇点问题，且需要大量的三角运算。而采用四元数表示方法可以避免这些问题，并且还提供了平滑插值，所以目前很多工程中选用四元数来描述飞行器运动及动力学方程中的姿态，但在设计控制规律时，仍然采用欧拉角描述。所以控制算法采用欧拉角与四元数相互结合相互转化的方法来实现,积分和修正用四元数算法（因为运算量较少、无奇点误差），最后用欧拉角输出控制PID（因为角度比较直观）。

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图7 欧拉角示意图

定义ψ、θ、φ分别为绕Z轴、Y轴、X轴的旋转角度（即为欧拉角表示），如果用Tait-Bryan angle表示，分别为Yaw、Pitch、Roll。

图8 四元数示意图

四元数的定义如下：w?cos(?/2)

Tq??w　x　y　z?，q?w2?x2?y2?z2?1

2通过旋转轴和绕该轴旋转的角度可以构造一个四元数：

w?cos(?/2);

x?sin(?/2)cos(?x)；

y?sin(?/2)cos(?y)；

z?sin(?/2)cos(?z)

欧拉角到四元数的转化:

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?/2)?sin(?/2)sin(?/2)sin(??w??cos(?/2)cos(?/2)cos(?x??sin(?/2)cos(?/2)cos(?/2)?cos(?/2)sin(?/2)sin(?q??????y??cos(?/2)sin(?/2)cos(?/2)?sin(?/2)cos(?/2)sin(??????z??cos(?/2)cos(?/2)sin(?/2)?sin(?/2)sin(?/2)cos(四元数到欧拉角的转化：

22????arctan2(2(wx?yz),1?2(x?y))???????arcsin(2(wy?zx))? ???22??arctan2(2(wz?xy),1?2(y?z))???????/2)?/2)?? /2)??/2)?2.3数据融合的分析与计算

现在有了三两个传感器，都能在一定程度上测量角度关系，但是究竟用哪一个值才能准确表现出目前飞行器的姿态，由姿态传感器方案分析可知，应该在短时间内相信陀螺仪，隔一段时间后，读取加速度计的值，来校准陀螺仪的值。关于数据融合，也有很多方法，这里采用一种最为形象，贴切的，简单易懂的方法，互补滤波算法。

单轴融合原理如下图所示：

图9 单周数据融合示意图

通过上图可以看出，陀螺仪在融合后的角度基础上积分，然后与加速度计测量的角度融合，然后又提供给下一次积分，看起来更像一个反馈系统。

上面仅仅是单轴的融合，理解了单轴就可以结合四元数，得到3维的姿态融合。

全姿态融合原理如下图所示：

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图10 四旋翼飞行器全姿态数据融合示意图

图中的符号解释：

Bg是加速度计测得的值，扩充为四元数，Bg=[0，Bgx，Bgy，Bgz]，上标B代表是在体坐标系(Body Frame)下的测量值

Bh是磁传感器计测得的值，扩充为四元数，Bh=[0，Bhx，Bhy，Bhz] Eh是参考坐标系下的固有磁场，地磁场，上标E代表是在参考坐标系(earth Frame)下的值

Eg是参考坐标系下的固有加速度，重力加速度 p，q，r是陀螺仪测得的角速度 a，b，c，d是姿态四元数Q 下图是一个全姿态互补滤波的流程：

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图11 全姿态互补滤波过程

加速度计经过高斯牛顿迭代得到姿态误差速率，陀螺仪直接通过四元数微分方程得到姿态四元数速率，两个加起来积分得到姿态四元数，然后再有四元数变为欧拉角，从而对飞行器做出相应的控制。

3 电路与程序设计

3.1系统总体框图

图12 系统总体框图

本系统采用瑞萨R5F100LE作为主飞控板，通过读取各种传感器的值来控制飞行器的飞行姿态以及导航。

3.2主控芯片最小系统电路图

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图13 飞控板最小系统电路图 3.3陀螺仪电路图

图14 陀螺仪电路图

程序中通过模拟I2C来读取陀螺仪的值，而由于陀螺仪会零飘，所以隔一段时间要对其进行校准。

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3.4超声波电路图

图15 超声波传感器电路图

给超声波一个起始高电平后，通过定时器捕获超声波输出高电平的时间，然后乘以超声波的传输速度，即可得到高度h。 3.5 线性CCD电路图

图16 线性CCD电路图

线性CCD输出的是一个模拟量电压值，通过线性CCD输出电压值的不同从而判断是否偏离了黑线，改变滑动变阻器R2的阻值，即可改变CCD的最大输出电压值，改变LM358运放R1的阻值，即可改变CCD的曝光时间。

3.6程序流程图

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图17 程序流程图

4 测试方案与测试结果

4.1测试仪器与测试方案 4.1.1测试仪器：

SS1792型可跟踪直流稳定电源，MS8260D数字万用表，DS1062E-EDU数字示波器，米尺，坐标纸。

4.1.2主要测试方案与测试结果

1、对于基本要求，分别将四旋翼飞行器放在AB区，一键启动后飞行，分别用秒表测出飞行时间，并用米尺测量偏离降落区的距离，如下表1，表2。 表1 从A区飞到B区的数据

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试验次数（次） 1 2 3 4 表2 从B区飞到A区的数据

试验次数（次） 1 2 3 4

偏离距离（cm） 0 0 0 0 时间（s） 10 15 11 14 偏移距离（cm） 0 2 0 3 时间（s） 15 10 14 16 2、对于发挥部分，把飞行器放在A区，一键启动，分别测出铁片是否拾起，铁片偏离B区的距离，以及飞机返回降落偏离A区的距离和所需用的时间，如下表3。

表3 从A区到B区并返回到A区的数据 试验次数 1 2 3 4 铁片是否拾起 是 是 是 是 铁片偏移距（cm） 5 0 0 0 距地面高度（cm） 20 20 20 20 飞行器偏移距（cm） 10 8 5 7 时间（s） 40 35 30 32 4.3测试结果分析

有上表测得的数据可知，本设计顺利而准确的完成了所有的基本要求和发挥部分1，而对于发挥部分2和3，由于寻迹传感器的原因，我们只是较好完成了第一项，而第二项，还存在较大的偏差，高度没有达到要求，有待继续改进。

5 总结

经过四天三夜的努力，本系统顺利完成了题目中的基本要求，以及发挥部分第一项。发挥部分2和3由于寻迹传感器选择不当，而没有较好完成。在这几天

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中，收获了很多，但是也遇到了很多问题，主控CPU是一款新型的单片机，以前从未接触，要在这四天三夜中学习一款单片你，并且还要熟练应用，确实是一件有难度的事情，特别是在编程的过程中，编译器总会莫名其妙自动删掉用户程序，修改起来特别麻烦，但最终我们三人还是克服种种困难，较好地完成了题目中的要求。

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参考文献

【1】黄智伟.全国大学生电子设计竞赛系统设计（第2版）[M].北京：北京航空航天大学出版社，2011.1

【2】方康玲.过程控制与集散系统.北京：电子工业出版社，2009.1

【3】陈志明.全角度欧拉角与四元数转化研究.[i].南京.南京航空航天大学自动化学院(210016)

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附录1：电路原理图

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本文来源：https://www.bwwdw.com/article/6bq6.html