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無人機(jī)研發(fā)報(bào)告

飛行器可用于民用事業(yè)、滿足國防需求，也可以開發(fā)和利用航空資源，國內(nèi)外對(duì)飛行器都進(jìn)行了大量的研究飛行器的研究主要分為三個(gè)類型，固定翼機(jī)、旋翼機(jī)和撲翼機(jī)。 無人飛行器（UAV）自主飛行的技術(shù)多年來一直 是航空領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)，并且在實(shí)際應(yīng)用中存在 大量的需求，例如軍事（偵察目標(biāo)捕獲與營救任務(wù)等），科學(xué)數(shù)據(jù)采集（地質(zhì)、林業(yè)勘探、農(nóng)業(yè)病蟲害防治等），視頻監(jiān)控（航拍FPV、影視制作等）等。利用無人飛行器來完成上述任務(wù)可以大大降低成本和提高人員安全保障。四軸飛行器具備VTOL(Vertical Take-Off and Landing，垂直起降)飛行器的所有優(yōu)點(diǎn)，又具備無人機(jī)的造價(jià)低、可重復(fù)性強(qiáng)以及事故代價(jià)低等特點(diǎn)，具有廣闊的應(yīng)用前景。它是無人飛行器（UAV）的一種特殊機(jī)型，其具有十字排列的四個(gè)螺旋槳方便起飛與控制，在低空低速狀態(tài)，可以在狹小的空間里執(zhí)行任務(wù)。與其他無人機(jī)比較，由于結(jié)構(gòu)簡單，方便攜帶且維護(hù)成本低。無人自主飛行平臺(tái)能夠自主飛行并完成相應(yīng)任務(wù)，與通用有人飛機(jī)相比，其造價(jià)低廉，可維護(hù)性，使用費(fèi)用都具有明顯優(yōu)勢(shì)。在近年來的歷次戰(zhàn)爭中，發(fā)揮著重要作用，在民用方面與救災(zāi)領(lǐng)域運(yùn)用前景廣闊，例如無人機(jī)可在發(fā)生災(zāi)害后及時(shí)實(shí)施監(jiān)控災(zāi)情，對(duì)救災(zāi)和災(zāi)害處理產(chǎn)生有益影響。因此對(duì)于四軸飛行器的研究具有重大的現(xiàn)實(shí)意義。

四旋翼結(jié)構(gòu)最早在20世紀(jì)初就已經(jīng)出現(xiàn)，對(duì)于當(dāng)時(shí)的科技水平人們嘗試了許多方法，都沒很好的完成控制飛行。直到上世紀(jì)90年代，隨著微型計(jì)算機(jī)、傳感器、通訊技術(shù)、能源以及控制理論的發(fā)展，給四旋翼的發(fā)展帶來了質(zhì)的飛躍，四旋翼的研究已經(jīng)成為時(shí)代的熱點(diǎn)。

20世紀(jì)90年代之后，隨著微機(jī)電系統(tǒng)（MEMS）研究的成熟，幾克重的MEMS慣性導(dǎo)航系統(tǒng)被制作了出來，使得多旋翼飛行器的自動(dòng)控制器可以做了。但是MEMS傳感器數(shù)據(jù)噪音很大，不能直接讀出來用，于是人們又花了一些年的時(shí)間研究MEMS去噪聲的各種數(shù)學(xué)算法。這些算法以及自動(dòng)控制器本身通常需要速度比較快的單片機(jī)來運(yùn)行，于是人們又等了一些年時(shí)間，等速度比較快的單片機(jī)誕生。接著人們?cè)倩巳舾赡甑臅r(shí)間理解多旋翼飛行器的非線性系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，給它建模、設(shè)計(jì)控制算法、實(shí)現(xiàn)控制算法。

因此，直到2005年左右，真正穩(wěn)定的多旋翼無人機(jī)自動(dòng)控制器才被制作出來。之前一直被各種技術(shù)瓶頸限制住的多旋翼飛行器系統(tǒng)突然出現(xiàn)在人們視野中，大家驚奇地發(fā)現(xiàn)居然有這樣一種小巧、穩(wěn)定、可垂直起降、機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單的飛行器存在。一時(shí)間研究者趨之若鶩，紛紛開始多旋翼飛行器的研發(fā)和使用。

四旋翼飛行器是多旋翼飛行器中最簡單最流行的一種。如上所述，最初的一段時(shí)間主要是學(xué)術(shù)研究人員研究四旋翼。2010年，法國Parrot公司發(fā)布了世界上首款流行的四旋翼飛行器AR.Drone。作為一個(gè)高科技玩具，它的性能非常優(yōu)秀：輕便、靈活、安全、控制簡單，還能通過傳感器懸停，用WIFI傳送相機(jī)圖像到手機(jī)上。

現(xiàn)在的四軸飛行器設(shè)計(jì)主要是基于經(jīng)典PID和互補(bǔ)濾波算法的控制系統(tǒng)，飛行器飛行控制算法的設(shè)計(jì)一直是控制領(lǐng)域眾多研究者最關(guān)心和最關(guān)鍵的問題之一。傳統(tǒng)的控制策略是在飛行器系統(tǒng)的某個(gè)特定作用點(diǎn)上首先將系統(tǒng)模型線性化，然后在此基礎(chǔ)上運(yùn)用經(jīng)典控制理論對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行分析和控制，控制精度和控制能力相對(duì)偏弱。相比之下，運(yùn)用現(xiàn)代非線性控制理論設(shè)計(jì)的控制算法，其性能明顯優(yōu)于經(jīng)典控制算法。

總的來說，國內(nèi)外對(duì)于四旋翼的研究主要集中在兩個(gè)部分，其中一部分主要研究在系統(tǒng)建模和不同控制策略的優(yōu)異與否，例如賓夕法尼亞大學(xué)GRASP實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)制造的室內(nèi)四旋翼飛行器，麻省理工學(xué)院所設(shè)計(jì)的四旋翼飛行器，它運(yùn)用的為擴(kuò)展卡爾曼算法對(duì)姿態(tài)傳感器得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行融合濾波，達(dá)到穩(wěn)定控制的目標(biāo)?？梢愿鶕?jù)要求按照計(jì)劃進(jìn)行自主飛行，并可用過Wi-Fi與地面控制站交互信息。

另一部分則更加側(cè)重飛行器在具體應(yīng)用中的研究，比較為人熟知的有亞馬遜的“首要飛行”無人機(jī)送貨項(xiàng)目。該無人機(jī)結(jié)合全球定位系統(tǒng)(GPS)從96個(gè)倉庫之一直飛訂貨人門口派送低于5磅的貨物，亞馬迅86%的運(yùn)送物品質(zhì)量都滿足此要求。到2013年亞馬遜持續(xù)對(duì)該項(xiàng)目進(jìn)行安全測(cè)試，以獲得美國聯(lián)邦航空管理局的批準(zhǔn)。

實(shí)際上在四旋翼的研究過程中，其模型機(jī)的研制還沒有形成一個(gè)完備的理論體系，因此有必要從基礎(chǔ)模型部分開始搭建研究實(shí)驗(yàn)平臺(tái)。

四旋翼飛行器需要完成穩(wěn)定飛行以及各種姿態(tài)的控制，需要實(shí)現(xiàn)對(duì)其姿態(tài)的感知以及旋翼動(dòng)力裝置的控制。要實(shí)現(xiàn)操控人員對(duì)飛行器的控制，還要實(shí)現(xiàn)無線遙控功能。在四旋翼飛行器的整體研發(fā)設(shè)計(jì)中，飛行控制系統(tǒng)是最基本的組成部分，也是最重要的組成部分。飛行控制器配備各種傳感器，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器姿態(tài)的測(cè)量；配備微控制器經(jīng)程序設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)核心，對(duì)傳感器測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行融合計(jì)算，根據(jù)姿態(tài)與位置，結(jié)合遙控量實(shí)現(xiàn)符合要求的控制輸出；根據(jù)飛行控制器的運(yùn)算輸出，實(shí)現(xiàn)電機(jī)轉(zhuǎn)速的控制。通過測(cè)量、運(yùn)算、輸出完成整個(gè)閉環(huán)控制系統(tǒng)。因此，飛行控制器的硬件組成部分主要包括姿態(tài)傳感器、微控制器、電機(jī)驅(qū)動(dòng)部分以及電機(jī)等。同時(shí)還要有合適的穩(wěn)壓電路模塊和相應(yīng)的無線通信模塊來實(shí)現(xiàn)與地面控制系統(tǒng)的數(shù)據(jù)交換。如圖1-1所示

微控制器微控制器無線無線接收接收模塊模塊33軸重力軸重力加速度傳加速度傳感器感器33軸電子軸電子陀螺儀傳陀螺儀傳感器感器電機(jī)驅(qū)電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊動(dòng)模塊電電機(jī)機(jī)穩(wěn)壓電源模塊穩(wěn)壓電源模塊

圖1-1 硬件結(jié)構(gòu)框圖

在飛行器設(shè)計(jì)過程中，飛行器控制系統(tǒng)軟件部分的設(shè)計(jì)也是極其重要的，軟件系統(tǒng)由5部分構(gòu)成：初始化模塊、遙控器解碼、姿態(tài)處理、綜合處理單元和電機(jī)驅(qū)動(dòng)。其中，在整個(gè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，控制反饋環(huán)節(jié)中的姿態(tài)角求解問題，是整個(gè)四旋翼飛行器飛行控制器的核心部分之一。如圖1-2所示

初始化模塊遙控器解碼綜合處理單元電機(jī)驅(qū)動(dòng)姿態(tài)處理

圖1-2 程序整體結(jié)構(gòu)

在完成硬件系統(tǒng)和軟件系統(tǒng)部分的設(shè)計(jì)并組裝完成之后，我們四旋翼進(jìn)行反復(fù)實(shí)驗(yàn)與調(diào)試試飛并對(duì)在實(shí)驗(yàn)過程中獲得的姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行了分析處理。

姿態(tài)解運(yùn)算采用互補(bǔ)濾波方式，通過對(duì)陀螺儀角速度測(cè)量值高通濾波和加速度測(cè)量值低通濾波，形成互補(bǔ)方式進(jìn)行姿態(tài)角估算。如圖1-3所示，使用上位機(jī)顯示姿態(tài)融合前后 X 軸偏角的波形。紅色：加速度計(jì)算出的角度；綠色：濾波后的角度。

圖1-3 X軸偏角融合效果圖

可以看到最前面靜止區(qū)域，綠色曲線幾乎不受噪聲影響，說明靜止時(shí)濾波效果到達(dá)要求。圖中A部分是靜止時(shí)產(chǎn)生的數(shù)據(jù)，由于加速度傳感器受噪聲污染嚴(yán)重，所以，波形震動(dòng)較大，對(duì)比綠色曲線，說明濾波效果較好；B部分是飛行器從水平狀態(tài)，繞 Y 軸旋轉(zhuǎn)后不同姿態(tài)所得角度融合的結(jié)果；C部分是晃動(dòng)時(shí)的數(shù)據(jù)，加速度傳感器受干擾嚴(yán)重，對(duì)比綠色曲線，說明互補(bǔ)濾波在本設(shè)計(jì)中達(dá)到了不錯(cuò)的效果。

姿態(tài)解算出四旋翼飛行器的俯仰角（Pitch）、翻滾角（Roll）、偏航角（Yaw），傾角曲線如圖1-4所示，藍(lán)色是俯仰角，紅色是翻滾角，綠色是偏航角。從圖像上看，姿態(tài)角幾乎不受噪聲影響。

圖1-4 姿態(tài)歐拉角曲線圖

在試飛過程中，我們對(duì)姿態(tài)的穩(wěn)定性能和指令跟蹤性能進(jìn)行實(shí)際飛行測(cè)試，即分別測(cè)試遙控器指令信號(hào)為0 時(shí)四旋翼的姿態(tài)保持性能和遙控指令信號(hào)發(fā)生變化時(shí)四旋翼姿態(tài)對(duì)指令信號(hào)的跟蹤性能。 在[0, 60]秒內(nèi)，滾轉(zhuǎn)和俯仰通道的遙控器指令信號(hào)均保持為 0，由圖 1-5（a）和圖 1-5（c）可以看出，四旋翼的滾轉(zhuǎn)角和俯仰角能夠穩(wěn)定在較小角度內(nèi)。對(duì)于滾轉(zhuǎn)通道，在[60, 110]秒?yún)^(qū)間內(nèi)，不斷小角度變化指令信號(hào)，由圖1-5（a）可以看出，實(shí)際角度基本能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)指令信號(hào)的快速跟蹤；在[110, 130]秒?yún)^(qū)間內(nèi)，指令信號(hào)大范圍持續(xù)變化，由放大圖1-5（b）可以看出，實(shí)際滾轉(zhuǎn)角同樣能夠?qū)崿F(xiàn)快速大角度下的指令信號(hào)跟蹤，而在指令信號(hào)恢復(fù)為小角度甚至 0 時(shí)，實(shí)際滾轉(zhuǎn)角仍然具有良好的響應(yīng)表現(xiàn)。

圖1-5（a） 翻滾通道性能測(cè)試 圖1-5（b） 翻滾通道性能測(cè)試

圖1-5（c）俯仰通道性能測(cè)試 圖 1-5（d）偏航通道穩(wěn)定保持測(cè)試

由圖1-5（c）可以看出，實(shí)際俯仰角能夠?qū)崿F(xiàn)快速大角度下的指令信號(hào)跟蹤，而在指令信號(hào)恢復(fù)為小角度甚至 0 時(shí)，實(shí)際俯仰角仍然具有良好的響應(yīng)性能。對(duì)于偏航通道我們進(jìn)行了穩(wěn)定保持性能測(cè)試，即指令偏航角速率始終為 0，考察偏航通道的保持性能，測(cè)試結(jié)果如圖1-5（d）所示，可以看出，在進(jìn)行上述滾轉(zhuǎn)、俯仰通道測(cè)試過程中，偏航通道角度能夠保持在 5 度以內(nèi)，達(dá)到了很高的穩(wěn)定保持性能。

由上述姿態(tài)測(cè)試可以看出，設(shè)計(jì)的飛行控制系統(tǒng)能夠?qū)ψ藨B(tài)實(shí)現(xiàn)較高精度的穩(wěn)定保持和指令跟蹤控制，表現(xiàn)出優(yōu)秀的控制性能。

在對(duì)四旋翼的多次試飛試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，飛行器的姿態(tài)控制，其俯仰角度與橫滾角度的控制誤差可以保持在 10度以內(nèi)，但是偏航角度則經(jīng)常出現(xiàn)震蕩。經(jīng)分析，偏航角度只有靠1個(gè)單軸電子式陀螺儀測(cè)量，其溫漂導(dǎo)致測(cè)量精度與準(zhǔn)確度大大下降，使得控制器性能大大降低。

由于陀螺儀傳感器幾乎不受震動(dòng)的影響，陀螺儀產(chǎn)生的誤差主要是長時(shí)間積分的累積誤差。短時(shí)間內(nèi)，陀螺儀數(shù)據(jù)是可靠的；長時(shí)間內(nèi)，需要加速度傳感器對(duì)其校正，提高數(shù)據(jù)的可靠性。陀螺儀傳感器數(shù)據(jù)在積分過程中，時(shí)間積分為0的噪聲數(shù)據(jù)會(huì)被平滑濾掉。

在加速度計(jì)與陀螺儀測(cè)量值之間設(shè)定固定權(quán)值，所得姿態(tài)角能夠滿足飛行器基本飛行動(dòng)作需求。依據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，姿態(tài)融合算法存在以下幾個(gè)方面問題：

（1）測(cè)量姿態(tài)角時(shí)，由于陀螺儀測(cè)量角速度隨著積分時(shí)間的增長，誤差會(huì)逐漸增大，需要采用加速度對(duì)角速度積分進(jìn)行短期與長期融合修正；

（2）采用固定權(quán)值進(jìn)行姿態(tài)融合過程中，融合得到姿態(tài)角與最終姿態(tài)角有一定差距，固定權(quán)值的取值需進(jìn)行多次試驗(yàn)，并且權(quán)值需保留一定的精度才能取得更好的效果；

（3）在嵌入式設(shè)備中，類似互補(bǔ)濾波算法以及四元數(shù)等運(yùn)算，仍然需要較長的處理時(shí)間；

（4）飛行器偏航角測(cè)量是采用陀螺儀角速度計(jì) Z 軸時(shí)間積分，角速度值積分短時(shí)間內(nèi)是比較準(zhǔn)確，但是積分時(shí)間越長，誤差則會(huì)逐漸積累，所得偏航角與實(shí)際偏航角誤差很大。則單獨(dú)使用積分無法得到準(zhǔn)確偏航角。

試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，飛行器的姿態(tài)控制，其俯仰角度與橫滾角度的控制誤差可以保持在5度以內(nèi)，但是偏航角度則經(jīng)常出現(xiàn)震蕩。經(jīng)分析，偏航角度只有靠 1 個(gè)單軸電子式陀螺儀測(cè)量，其溫漂導(dǎo)致測(cè)量精度與準(zhǔn)確度大大下降，使得控制器性能大大降低。四旋翼飛行器的穩(wěn)定性需要進(jìn)一步實(shí)驗(yàn)調(diào)試，經(jīng)多次實(shí)驗(yàn)才能得到更加穩(wěn)定的飛行控制參數(shù)。

四旋翼飛行器有著特殊的結(jié)構(gòu)，在軍事、工業(yè)及民用領(lǐng)域均有廣闊前景。固定翼飛行器需要通過控制螺旋槳漿距以完成不同飛行動(dòng)作，與固定翼飛行器不同的是，四旋翼飛行器僅僅調(diào)整四個(gè)螺旋槳不同轉(zhuǎn)速即可完成各種飛行動(dòng)作，且有著極高的靈敏度。通過設(shè)置不同系統(tǒng)參數(shù)，還可實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器穩(wěn)定性及反應(yīng)靈敏度進(jìn)行靈活控制，滿足各種應(yīng)用場合不同需求。在未來的研究中，四旋翼的研究必將成為擁有很廣的應(yīng)用價(jià)值和使用前景，可以說，在未來的10-20年，無人機(jī)行業(yè)必將進(jìn)入黃金發(fā)展軌道。