大学毕业论文-—小型四旋翼无人直升机控制系统设计设计.doc

学 位 论 文

小型四旋翼无人直升机控制系统设计

申请学位级别 硕 士 专业名称 控制理论与控制工程
学位授予单位和日期 南 京 理 工 大 学
答辩委员会主席
评阅人
注1：注明《国际十进分类法UDC》的类号。

声 明
本学位论文是我在导师的指导下取得的研究成果，尽我所知，在本学位论文中，除了加以标注和致谢的部分外，不包含其他人已经发表或公布过的研究成果，也不包含我为获得任何教育机构的学位或学历而使用过的材料。与我一同工作的同事对本学位论文做出的贡献均已在论文中作了明确的说明。

研究生签名： 年 月 日

学位论文使用授权声明

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研究生签名： 年 月 日

硕士论文 小型四旋翼无人直升机控制系统设计
摘 要
四旋翼飞机由于其结构复杂、操纵性差等缺点导致其研究进展较为缓慢。近些年来，随着新型材料、微机电（MEMS）、微惯导（MIMU）技术和飞行控制理论的发展，四旋翼无人直升机获得了越来越多地关注。
四旋翼无人直升机在军事和民用领域具有广阔的应用前景，可用来环境监视、情报搜集、高层建筑实时监控、协助和救助、电影拍摄和气象调查等；它还是火星探测无人飞行器的重要的研究方向之一。
本文针对小型四旋翼无人直升机，以TMS320F28335为核心，设计了四旋翼无人直升机控制器的软硬件系统，实现了近地环境下的姿态控制。
首先，根据设计目标对控制系统总体结构、软硬件整体进行设计。按功能将控制系统划分成机体平台、控制器模块、传感器模块、电源模块、数据处理模块和通讯模块六个独立的模块。
本文设计了基于四元数法的捷联式惯性导航系统，并经过实际系统检验。为了克服惯性导航固有的参数发散缺陷，本文给出了导航补偿方法，实验结果说明了补偿方法的有效性。
为了克服A/D转换存在的偏差和高频噪声问题，本文设计了软件矫正算法数字低通滤波器，减少了A/D偏差，降低了高频噪声。
姿态控制是飞行控制的核心问题，四旋翼无人直升机的结构特殊性决定了其控制器设计的特殊性：四旋翼无人直升机通过四个螺旋桨实现对六个被控量的控制，是一个欠驱动系统。本文建立了四旋翼无人机的非线性动力学模型，设计了PID控制器进行姿态控制。仿真和实际系统控制结果表明，该PID控制器可以得到较好的姿态控制效果，验证了控制系统设计的有效性。

关键词：四旋翼无人直升机，控制器，捷联惯导，DSP
Abstract
The history of four rotor helicopter is almost as long as humanity's aircraft history. But because of the shortage of complexity and the maneuverability, it develops very slow. Recent years, along with new material, MEMS, MIMU and the flight control theory's progress, unmanned four rotor helicopter obtained more and more attention.
The main content of this paper is to design the controller of unmanned four rotor helicopter. The control system is divided in six independent modules according to the function: navigation system, controller, software system and debugging.
The navigation system is a important component of the unmanned four rotor helicopter. According to the actual system, this paper designed a simplified inertial navigation system, and has carried on the reality system test. 
The attitude control is the core question of flight control, unmanned four rotor helicopter structure specificity decides the specificity of the controller: unmanned four rotor helicopter has four propellers, may output four upward thrust forces, but have six control aims. The control system department needs simultaneously control four rotor's thrust forces to achieve the flight plan. This paper has built system's model and designed the PID controller control the attitude. From the results of actual system and simulation we have got a acceptable control effect, it verified the validity of the control system design.

Key word: Unmanned four rotor helicopter, controller, Navigation, DSP

71
目 录
摘 要 I
Abstract II
1 绪论 1
1.1 引言 1
1.2 四旋翼直升机工作原理 1
1.3 四旋翼直升机发展历史 1
1.4 国内外研究现状和研究热点 2
1.4.1 国外研究现状 2
1.4.2 国内研究现状 3
1.4.3 四旋翼直升机研究热点 3
1.5 论文内容安排 4
2 总体设计 6
2.1 设计目标 6
2.2 控制系统结构设计 6
2.2.1 硬件总体设计 7
2.2.2 软件总体设计 7
2.3 控制系统功能设计 8
2.3.1 导航系统 8
2.3.2 控制算法 9
2.3.3 通信系统 9
2.3.4 电源系统 9
2.3.5 控制器选型 9
2.4 小结 10
3 硬件系统设计 11
3.1 硬件选型 11
3.1.1 传感器选型 11
3.1.2 无线通信模块选型 15
3.1.3 推进组及电机驱动选型 15
3.1.4 处理器选型 16
3.2 硬件系统设计 17
3.2.1 硬件系统重量分布 18
3.2.2 DSP最小系设计 18
3.2.3 信号逻辑电平匹配设计 21
3.2.4 电路抗干扰设计 22
3.2.5 PCB布局及注意事项 23
3.3 小结 25
4 四旋翼无人机捷联惯导系统设计 26
4.1 导航坐标系描述 26
4.1.1 方向余弦阵 26
4.1.2 四元数法 27
4.2 四旋翼无人机捷联惯导设计 28
4.2.1 惯性导航方案设计 28
4.2.2 捷联式惯导[44] 28
4.2.3 捷联惯导简化设计 30
4.3导航系统的静态分析 31
4.3.1 分析条件 31
4.3.2 传感器采样数据处理 31
4.3.3 姿态角静态稳定性 35
4.3.4 捷联惯导的校准 36
4.3.5 结果分析 37
4.4 小结 38
5 四旋翼无人机建模与仿真 39
5.1 引言 39
5.2 系统建模 39
5.2.1 直线运动的模型[17] [22[[50] [51] 39
5.2.2 旋转运动的模型 41
5.2.3 直流电机的模型[17] 42
5.3 四旋翼无人机模型参数辨识 42
5.3.1 模型参数辨识 43
5.3.2 辨识结果与分析 44
5.4 四旋翼无人直升机的控制器设计 47
5.4.1 四旋翼直升机的基本运动状态 47
5.4.2 四旋翼无人直升机的姿态控制结构 47
5.5 系统仿真分析 48
5.5.1 仿真平台搭建 48
5.5.2四旋翼无人机模型分析 49
5.6 小结 50
6 软件系统设计 51
6.1 引言 51
6.2 软件系统总流程 51
6.3 系统初始化自检模块 52
6.3.1 软件系统初始化 52
6.3.2 硬件系统初始化 52
6.4 数据采集模块和无线通信模块 53
6.4.1 数字罗盘信息采集 53
6.4.2 高度声纳的信息获取 54
6.4.3 惯性传感器参数的获取 54
6.4.4 无线通讯模块 55
6.5 A/D的软件校正 55
6.6 数字滤波算法 56
6.7 捷联惯导算法 57
6.8 小结 57
7 系统调试 58
7.1 引言 58
7.2 电源调试 58
7.3 DSP最小系统调试 58
7.4 数字罗盘和无线通信调试 59
7.5 声纳调试 60
7.6 加速度计和陀螺仪调试 61
7.7 系统调试 61
7.7.1 系统正向标定 61
7.7.2 姿态控制参数调试 62
7.8 小结 64
8 总结与展望 65
致 谢 67
参考文献 68

1 绪论
1.1 引言
与固定翼飞机相比，旋翼机具有垂直起降的能力。四旋翼直升机是一种外形独特的旋翼机，国外对四旋翼飞机有多种叫法，如four-rotor、Quardrotor、X4-Flyer、4 rotors helicopter等等[1]。
由于结构的对称性，四旋翼直升机在操纵性和机械机构方面具有很多潜在的优势。如图1.1所示，旋翼1、3顺时针旋转，旋翼2、4逆时针旋转，旋翼的扭矩会自动平衡。而传统直升机必须加一个尾翼用来平衡旋翼扭矩，这个尾翼对向上的推力无帮助作用，浪费了能量。另外，由于四旋翼机的旋翼更小，转速更高，因而其效率更高[2]；小旋翼也可以减少旋翼碰撞周围建筑物的概率，飞行更加安全。

图1.1 四旋翼直升机飞行原理示意图
1.2 四旋翼直升机工作原理
四旋翼直升机有4个控制输入量，分别为四个旋翼的转速；6个输出量，分别为飞机位置量（x、y、z）和姿态角(俯仰角、横滚角、航向角)。四旋翼直升机通过调节对角线上旋翼的转速来改变姿态：图1.1中，1、3旋翼的推力不同会改变四旋翼直升机的俯仰角，同时在机体X方向产生一个加速度。由于对称性，在机体Y方向也会产生相似的作用。四旋翼直升机改变对角旋翼的转速大小，同时往相反方向改变另外一对旋翼的转速的大小，两对旋翼间扭矩便不再平衡，从而航向角改变。
1.3 四旋翼直升机发展历史
过去的一百多年里，人类投入了大量的资金和努力来研究和设计旋翼机。二十世纪早期，旋翼机的设计目标就是制造出一个可以垂直起降和悬停的机器。
四旋翼直升机有一段漫长而又断断续续的历史[3][4]。最早的四旋翼飞机可以追溯到1907年，由Louis和Jacques Breguet等人研制出的“Gyroplane”便已经成功携带飞行员飞了1.5m的高度。1922年美国军方资助George de Bothezat研制了一个大型的四旋翼机（图1.2），但是飞行表现不能令人满意，另外费用高昂和当时固定翼飞机的流行使得该项目最终搁浅。最成功的四旋翼飞机是1956年由covertawing公司资助D.H.kaplar研制出的‘H’型的四旋翼机（图1.3），但是由于工程人员缺乏足够的兴趣，该项目也最终停止。20世纪80年代随着微小型飞机新型材料、微机电（MEMS）、微惯导（MIMU）的产生和飞行控制理论的发展，微小型飞机得到迅速发展。由于其广泛的应用前景和使用价值，四旋翼无人直升机吸引了大批研究人员和学者的关注。
目前商业化最成功的四旋翼无人直升机是加拿大RC Toys公司的遥控航模玩具Draganflyer，有很多研究单位的四旋翼机都是在它或者它的改进系统上进行开发的。

图1.2 George de Bothezat制作的四旋翼机

图1.3 D.H.kaplar制作的四旋翼直升机
1.4 国内外研究现状和研究热点
1.4.1 国外研究现状
国外对四旋翼无人直升机研究非常活跃。加拿大雷克海德大学（Lakehead University）的Tayebi和McGilvray证明了使用四旋翼设计可以实现稳定飞行[18]。澳大利亚卧龙岗大学的McKerrow对Draganflyer进行了精确建模 [19]。
目前国外四旋翼无人直升机的研究工作主要集中在以下三个方面：基于惯导的自主飞行、基于视觉系统的自主飞行和自主飞行器系统。典型代表有瑞士洛桑联邦科技学院的OS4（图1.4）[4] [5]、澳大利亚国立大学的X4(图1.5)[6] [7]、宾夕法尼亚大学的HMX4[3]、佐治亚理工大学的GTMARS[3]、斯坦福的‘Mesicopter’ [3] [8]等等。

（a）OS4I （b）OS4II
图1.4 OS4I和OS4II

图1.5 澳大利亚国立大学的X4
1.4.2 国内研究现状
国内对于四旋翼机的研究主要集中在几所高校之中。例如国防科技大学[3][9]、南京航空航天大学[1][4][10][11]、西北工业大学[12]、中国空空导弹研究院[12]、电子科技集团第二十七研究所[13]、吉林大学[14]、北京科技大学[15]和哈尔滨工业大学[16]等等。大多数的研究方式是理论分析和计算机仿真，提出了很多控制算法。例如，针对无人机模型的不确定性和非线性设计的DI/QFT（动态逆/定量反馈理论）控制器[1][11]，国防科技大学提出的自抗扰控制器（ADRC）可以对小型四旋翼直升机实现姿态增稳控制[9]，还有一些经典的方法比如PID[17][11]控制、[16]控制等。
1.4.3 四旋翼直升机研究热点
四旋翼直升机目前的研究热点可以分为以下几点：系统的分析与建模、系统姿态控制和编队飞行等等。
（1）四旋翼无人直升机的建模
澳大利亚卧龙岗大学的McKerrow对Draganflyer进行了精确建模[19]。澳大利亚、法国和美国的学者共同对X4-flyer进行了动态建模和镇定配置的研究[6]。斯坦福的研究小组也对自己的试验平台（STARMAC）进行了建模和参数辨识工作[21]。法国和阿尔及利亚的学者在文献[22]给出了四旋翼直升机动态建模和用实验确定参数的方法。
（2）四旋翼无人直升机的姿态控制
姿态控制是四旋翼飞行控制系统的核心。空间飞行器、卫星、直升机、战术导弹、协同机器手、水下机器人等刚体均需要姿态控制[23]。对于四旋翼无人直升机的姿态控制，很多文献给出的都是传统的PID和状态空间控制方法，还有一部分是滑模和控制。例如瑞士联邦理工学院的OS4已经分别用PID[23] 、LQ[23] 、backstepping[5][24] 、Sliding – mode[5]实现了四旋翼飞行器的姿态控制。
另外还有文献给出了全状态反推法(full state backstepping)[25]、基于不变流型(Kinematics-based)的控制法[26]、切换控制[27]、基于视觉的控制[7][28][29]、神经网络控制和改进鲁棒自适应模糊控制等等。
（3）四旋翼无人直升机飞行编队
飞行编队（flight formation）有很多好处，例如飞机个体之间靠的足够近，可以减少诱导阻力从而减少燃料消耗。MIT的研究人员对四旋翼无人机的研究工作处于世界领先地位，他们开发了室内多任务、多场景、长时间UAV任务测试平台（图1.6）[30]。MIT的G. Gowtham在对编队建模时考虑了生物群组如鸟群、鱼群、昆虫和动物群在改变方向、避免碰撞和环境阻碍时的合作行为。给出了一组高效指引编队飞行的命令。

（a）十机编队飞行图 （b）三机编队飞行图
图1.6 MIT多机编队飞行
1.5 论文内容安排
本文针对实际四旋翼无人机系统，研究并开发了控制器的软硬件系统，主要内容如下：
第一章为绪论，首先简要介绍四旋翼直升机的历史概况；接着介绍四旋翼无人机的飞行原理和研究现状；最后是四旋翼无人直升机的研究热点和主要技术。
第二章为总体设计，首先将软硬件系统分解成基本功能模块，分别介绍了分各模块的功能和作用；接下来给出了了各功能模块的设计思路，为以下各章内容做准备。
第三章为硬件子系统设计，介绍了元器件的选型原则和选型结果；并且给出了DSP最小系统的设计步骤和电路抗干扰的措施。
第四章为四旋翼无人机的捷联惯导子系统设计，首先介绍基本的捷联惯导技术；然后根据本实验平台的特点将捷联惯导简化处理；接下来进行捷联惯性导航算法的姿态解算；最后，给出了各姿态角随时间变化曲线。
第五章为系统的建模与仿真，首先根据牛顿运动定律给出了四旋翼无人直升机的运动模型；然后对实际系统进行了模型参数辨识；最后，搭建Simulink仿真平台，设计PID控制器来控制系统姿态角。
第六章为软件设计，首先给出控制系统的软件总流程，然后分别对每个模块的算法流程和软件实现进行介绍。
第七章是系统调试，介绍了DSP最小系统和控制器各元器件的调试过程和调试结果，最后给出了控制系统调试的过程和调试结果。
第八章为总结与展望。

2 总体设计
2.1 设计目标
目前，国内外有很多四旋翼无人直升机模型的生产厂家，从购买渠道和方便维护考虑，选用的机体平台是国产的华科尔UFO4型遥控四旋翼直升机（图2.1）。直升机的主要参数见表2.1

图2.1 华科尔UFO4四旋翼无人直升机
表2.1 华科尔UFO4四旋翼无人直升机主要参数
机体参数
参数大小
机体参数
参数大小
旋翼半径
198mm
遥控器
WK-0701
机体长/宽
470mm
陀螺仪
3D
驱动系统（电机）
1225 FE
重量（含电池）
225g
接收器
4-in-1
电池
11.1V-Li
本文的主要内容是设计小型四旋翼飞行器的控制系统，实现小型四旋翼无人直升机在近地环境下的姿态控制。其中，飞行高度在5米之内，四旋翼无人直升机的俯仰角和滚转角控制范围是30度，航向角的控制范围是0到360度。
2.2 控制系统结构设计
小型四旋翼无人机控制系统包括硬件和软件两部分。控制系统主要实现的功能为：信息采集与检测、数据传输和系统控制等。
2.2.1 硬件总体设计
如图2.2所示，四旋翼无人机硬件包括以下几个部分：机体平台（包含推进组）、控制器模块、传感器模块、电源模块、数据处理模块和通讯模块。各部分主要功能介绍如下。

图2.2 四旋翼无人机硬件结构图
（1）机体平台是其他所有模块的载体。除了机架之外，还包括电机、减速齿轮和螺旋桨组成的推进组。
（2）控制器是系统的核心器件，起到协调和控制其他各模块的作用。它不断和数据处理模块交换信息：获取系统控制所需的信息，发出控制指令。
（3）传感器模块为系统提供四旋翼无人机的各种运动信息或姿态信息，是导航系统的重要组成部分。
（4）通讯模块是控制系统与其他设备通讯的途径。控制器可以通过此模块发送机体的各种状态信息，接收控制指令或者导航信息。
（5）数据处理模块处于整个系统的中心位置，在控制器干预下(或自动)完成数据的转换，信息的提取，参数的解算等功能。
（6）电源模块为以上各模块提供能量，保证硬件平台的正常工作。
2.2.2 软件总体设计
为了减少软件错误、提高可靠性，按照低耦合、高内聚的原则将软件子系统划分成如图2.3所示的六个模块。

图2.3 四旋翼无人机软件结构图
软件系统各模块的主要功能介绍如下：
（1）系统初始化模块：包含软件系统初始化和硬件系统初始化两部分。
（2）传感器数据采集模块：主要功能是获取传感器发送的有效数据。正确设置相关外设，使系统传感器可以持续、正常的运行。
（3）数据处理模块：起到各模块的衔接作用，例如A/D采样的滤波、字符串与整形和浮点型之间的互换、数字罗盘的信息提取等等。
（4）导航模块：通过导航算法，将传感器数据转化为导航数据，为控制器提供系统控制所需的位姿信息。
（5）控制模块：控制器的软件核心，包含控制系统主要算法。
（6）无线通讯模块：负责控制系统和上位机或其他设备的通信。
2.3 控制系统功能设计
2.3.1 导航系统
姿态控制是现阶段四旋翼无人机的研究重点，也是开展进一步研究工作的前提。控制器必须能够获取足够的姿态信息，导航系统可以为控制器提供有效的位姿参考。最常用的导航方法是惯性导航，该算法所需要的信息量包括载体三个轴向的加速度和三个轴向的角速度。因此，需要相应的惯性检测单元（IMU）来测量这些信息。因为是模拟器件，所以惯性传感器的选型主要关注的指标是精度和线性度。惯性导航系统由于误差积累等原因会随着时间而发散，因此需要更精准的平台进行校正，可以选用数字罗盘定时校正惯导系统。虽然高度控制不是本文的重点，但是要想离地飞行，控制器必须有高度信息。在系统开发的初始阶段，离地高度并不大，精度在厘米级便可
满足要求，可以使用超声传感器来测量直升机离地高度。
2.3.2 控制算法
姿态控制是当前世界上四旋翼无人直升机的一个研究热点，各国的学者都设计了不同的控制器对四旋翼无人机的姿态进行控制。一般情况下，在设计控制器之前了解系统的模型信息或系统的主要特性，即对四旋翼无人直升机系统进行建模。建立系统模型之后，还必须知道系统模型的各个参数的大小，涉及模型的参数辨识问题。当以上工作完成之后可以搭建软件仿真平台，设计控制算法。控制算法可选用文献中使用最多的PID控制，通过设计不同的控制参数给出姿态控制效果。
2.3.3 通信系统
四旋翼无人直升机采用有线的数据通信不能满足需求，所以选用无线作为系统的通讯方式。无线通信有两个重要的指标，就是传输距离和传输速度。现阶段的设计和测试都在实验室中进行，因此传输距离并不太远，几百米之内便可满足要求。关于传输速率的选择，由于目前设计中传输内容只是简单的状态信息或者控制命令，并不涉及到视频或者音频的实时传输，所以并不需要很高的波特率就可以实现。选用UART格式的通信模块就可满足要求。如果系统需要更高的传输速率，可以使用无线局域网作为通信系统。为了方便扩展，系统设计时须留有相应的扩展接口。
2.3.4 电源系统
电池为整个系统提供能量，是系统的动力来源。锂电池因为容量大、重量轻等优点而被广泛应用。为了给系统提供足够的能量，选用华科尔四旋翼无人机模型自带的800mA/h锂电池为整个系统供电。
实际系统各部分对供电的要求并不相同，因此设计相应的电压转换电路，以满足系统各部分对供电的不同需求。
2.3.5 控制器选型
随着芯片技术的发展，单片CPU的处理速度和处理能力正在逐渐增强，其中德州仪器（TI）的DSP正在越来越多地应用与各个领域。尤其是F28XXX系列的DSP非常适合运动控制，它含有丰富的外设、几十种中断响应、脉宽输出、光电编码接口、多种通信接口等等。因此本文选用DSP作为核心控制器。另外DSP含有上百KB的片上FLASH，一般规模的控制程序都可以写进FLASH而不需要内存扩展。为了简化系统，数据处理模块也由DSP来承担，而不单独使用其他的芯片实现。
由以上内容可知，四旋翼无人机控制器的硬件部分包含以下器件：（1）DSP最小系统（2） 惯性测量单元(IMU)（3）数字罗盘（4）无线通讯模块（5）电源模块（6）
执行机构（7）超声波传感器
硬件系统各部分的组成如下图所示。

图2.4 控制系统硬件组成
2.4 小结
本章介绍控制了系统总体设计。首先将控制系统分成软件和硬件两部分，简要介绍了各个部分的组成和功能。接下来，分别介绍了导航系统、控制算法、通信系统的设计思路和部分硬件器材的选型准则。最后给出了控制器硬件结构，为论文的以后各章内容起到指导作用。

3 硬件系统设计
系统硬件部分主要包括四旋翼无人机平台、控制计算机模块、惯性测量单元、无线通信模块、高度传感器模块和电源模块等。
本章进行了硬件系统的选型和设计工作，完成了四旋翼无人机控制器硬件系统的设计。首先进行控制系统的硬件选型，在此基础上进行核心电路的设计，最后部分简要介绍实际电路的抗干扰措施和PCB布局的注意事项。
3.1 硬件选型
3.1.1 传感器选型
由于小型四旋翼无人直升机的模型平台有效载荷小，控制器对传感器要求精度不高。因此，总的来说传感器选型应遵循以下原则：（1）合适的量程和分辨率（2）线性度好（3）低功耗（4）小体积/小重量（5）高灵敏度（6）高稳定性、抗冲击（7）外围电路简单（8）环境适应性好（9）低成本
3.1.1.1 惯性元器件
惯性传感器包含加速度计和陀螺仪，负责测量四旋翼无人机的运动信息。目前市场上已知的此类产品中，惯性传感器的输出信号都是模拟量。因此，此类传感器的选型应当注重线性度和抗干扰性。
（1）陀螺仪
陀螺仪起到测量四旋翼无人机的角速率的作用，在惯性导航系统中非常重要。因此，精度和稳定性是作为陀螺仪选型的重要原则。选择ADI公司的ADXRS150角速度陀螺[32]（图3.1），该陀螺测量范围达到150°/S。可以抑制2000g的冲击。主要性能指标如表3.1所示。
表3.1 ADXRS150性能指标
量程
±150；
标度因子
12.5 mV/ （25）
线性度
0.1%FS
带宽
40Hz（-3db）
重量
0.5 g
供电电压
4.75~5.25V
供电电流
8mA

图3.1 ADXRS150陀螺小系统板
（2）加速度传感器
加速度传感器起到感应飞机三个轴向的线加速度的作用，目前市场上产品种类繁多。本文的实验环境主要是室内或者室外的低速运动场合，另外控制的目标是实现姿态稳定，因此每个轴向的加速度并不大。根据传感器选型原则，加速度传感器选用飞思卡尔的MMA7260Q三轴加速度计[31](图3.2)。该传感器可以根据不同场合选择量程（1.5g/2g/4g/6g）。同时有超低功耗、高灵敏度（800mV/g @1.5g）设计和高冲击（5000g）适应性等优点。主要性能指标如表3.2所示
表3.2 MMA7260Q的主要指标
型号
电压
电流
量程
灵敏度
带宽
输出范围
MMA7260Q
3.3V
500uA
1.5g/2g/4g/6g
800mV@1.5g
X/Y 250Hz
Z 150Hz
0.25V-3.05V

图3.2 MMA7260Q加速度传感器
（3）A/D转换器选型
A/D选型的标准有以下几点：①转换精度②转换速率③信号输入范围④芯片接口⑤价格、功耗等。
模拟传感器的输出有两种电平信号：加速度计输出范围是0-3V，陀螺仪输出范围是0-5V。当前大多数芯片A/D输入信号范围基本都能满足要求。因此转换精度、转换速率是选型的主要考虑因素。
l 转换速率指标设计
目前大多数研究平台电机的控制频率为50Hz到100Hz左右，而普通有刷电机的控制带宽只有50Hz左右[20]。由于这个限制，更高的控制频率对于普通的电机是不合适的。但是为了增加导航系统的稳定性，减少积分漂移。A/D的采样频率为控制频率的20倍左右，达到2KHz。惯性元器件总共有6路A/D输出，再加上两路电平基准，一共8路。因为A/D的转换芯片只有一个A/D转换模块，则8路转换就需要转换芯片至少1.6Mhz的转换速率，留有20%裕量，就要求芯片的转换速率2Mhz。
l 转换精度的指标设计
A/D器件的误差有失调误差和增益误差两种，一般由最低有效位（LSB）标识。
以加速度计为例，假设量程为1.5g，其灵敏度为800mV/g。因此，电压输出范围是2.4V。则对于12位A/D转换芯片，1个LSB对应的电压0.0458mV，假设A/D转换芯片的失调误差和增益误差之和最大为M LSB。根据以上分析可知最大误差电压达到M0.0458mV，其对应的加速度误差为（0.0458M/800）9.8m/s2。根据式（3.1）和式（3.2）
(3.1)
(3.2)
因此速度误差V=（0.0458M/800）9.8t，S=（0.732M/800）9.8tt/2。若假设1分钟的速度误差为1m/s则对应M=29。
TMS320F28x DSC’s有一个16通道模数转换器[34]，可以让设计者像使用多种嵌入式设备一样，直接把模拟信号连接到处理芯片上。另外F28335的偏移误差为15LSB而增益误差为30LSB[34]，因为这些误差可以使用软件补偿（见4.5小结），所以为了方便开发，直接使用DSP自带的12位A/D转换器，并且将DSP的SPI口扩展以备更高精度的A/D芯片使用。
3.1.1.2 数字传感器
（1）数字罗盘
在惯性导航算法中，导航参数会随着传感器的测量误差积累而发散，因而不能满
足长时间自主飞行的需要。选用霍尼韦尔公司的三轴式数字罗盘HMR3300[35]（图3.3）对惯性导航系统进行姿态校准。
它采用UART协议通信，经过转换电路之后可以和DSP的SCI口通信。其主要参数见表3.3。

表3.3 数字罗盘主要参数表

航 向

精度
水平：1.0 °
~±：3.0 °
±~±：4.0 °
分辨率
0.1 °

俯仰和横滚
范围
±
精度
~±：0.4° 0.5 °
±~±：1.0 ° 1.2 deg°
分辨率
0.1 °
电气参数
输入电压
5.0 V
输入电流
22 mA(典型) 24 mA(最大)
接 口
UART
2400~19200 Baud
更新
8 Hz

图3.3 hmr3300数字罗盘
（2）高度传感器
如2.1节所述，四旋翼无人直升机飞行不高，对精度的要求也不是很高。因此选用国产的URF04（图3.4）超声波传感器测量飞机的离地高度。它与国外的同类产品SRF05相比，性能接近但是价格却只有SRF05的四分之一。
URF04的工作原理如下：DSP通过IO口给声纳至少10us的高电平触发信号，超声模块自动发送8个40khz的方波，自动检测是否有信号返回；如果有信号返回，声纳的IO口输出一个高电平，高电平持续的时间就是超声波从发射到返回的时间。通过简单的计算，便可以求出声纳探头到障碍物的距离。URF04的主要参数见表3.4
表3.4 URF04超声波传感器主要参数表
电压
电流
工作频率
探测范围
精度
接口电平
尺寸
5V
<=300MA
40KHz
3cm-500cm
0.5cm
TTL
2cm*4.4cm

图3.4 URF04 超声波传感器
3.1.2 无线通信模块选型
无线通信模块是四旋翼无人机的重要组成部分。控制系统要求无线通讯误码率低、实时性高，保证传输信息的准确性和及时性。由于通讯距离并不长，采用如图3.5所示国产KYL-610作为无线传输模块。该模块有以下优点：多种可选通信接口（RS-232、TTL、RS-485），多种数据格式和传输速率，公开的数据接口，收发一体半双工工作模式，采用单片射频集成电路及单片MCU，外围电路少，功耗低，可靠性高等。主要参数见表3.5。

图3.5 无线通讯模块
表3.5 KYL-610主要参数
电源
输出功率
发射电流
接受灵敏度
外型尺寸
3.1—5V
<=50mW
<20mA
-108dBm(9600bps)
40mm×24mm×6mm
传输距离
200m 以上(BER=10-5@9600bps,标配10cm天线，空旷地，天线高度1.5m)；400m以上(BER=10-5@1200bps,标配10cm天线，空旷地，天线高度1.5m)；
3.1.3 推进组及电机驱动选型
（1）四旋翼无人直升机的推进组由电机、减速齿轮和螺旋桨组成（图3.6）。减
速齿轮减速比为1:6，可以为旋翼提供更大的扭矩。电机型号为1225FE33，体积12×10×25.7mm，重12g，具体指标见表3.6。

图3.6 四旋翼无人机推进组
表3.6 1225FE33性能指标
额定
空载
起动
电压
转矩
转速
电流
转速
电流
转矩
电流
3V
3g.cm2
11000rpm
200mA
12000rpm
80mA
33 g.cm2
1800mA
（2）直流电机是功率器件，需要很大的驱动电流，控制器的驱动能力有限，因此必须选用专门的驱动芯片。由表3.6可知，四旋翼无人机的的电机的启动电流达到1800mA，另外电机的工作电压为11V，因此电机驱动芯片选用飞思卡尔的电机专用芯片MC33886。该芯片的驱动电流可达5A、操作电压达到40V，脉宽控制频率可达10Khz。具体指标见表3.7。
表3.7 MC33886主要参数
参数
范围
单位
最小
典型
最大
电源电压
5.0
—
40
V
VIH
3.5
—
—
V
VIL
—
—
1.4
V
PWM频率
—
—
10
KHz
电流峰值
—
1500
2000
mA
3.1.4 处理器选型
（1）作为核心部件，处理器必须具有足够的数据处理能力和系统控制能力。
（2）导航解算、数字滤波等需要大量的浮点运算（除法、开方、正弦余弦、FIR滤波等），因此要求处理器具有一定的浮点处理能力。
（3）由于编程的代码量相对较多，需要足够的程序和数据空间
（4）外设接口要丰富：2个SCI口，分别给hmr3300数字罗盘和无线数据传输模块KYL-610；6路A/D接口，配置给惯性测量单元；1个I/O口和1个CAP捕捉口，配置给超声传感器；4路PWM输出电路，控制四个直流电机；SPI通信端口扩展
综合考虑以上几点因素：选用TI公司的TMS320F28335作为处理器。F28335整合了C28x处理单元和浮点处理单元[34]的构架(C28x+FPU)。C28x构架整合了DSP和微控制器的最佳特性。能在一个指令周期内对任何内存地址读写、修改操作。FPU单元采用IEEE754单精度浮点格式标准，使其具有很强的浮点运算能力。其主要特征如表3.8所示。
表3.8 TMS320F28335 D