飞行控制与理论计算

B题　四旋翼自主飞行器

一、任务

设计并制作一架四旋翼自主飞行器。飞行区域俯视图和立体图分别如图B-1和图B-2所示。

图B-1　飞行区域俯视图(图中单位：cm)

图B-2　飞行区域立体图(图中单位：cm)

二、要求

1.基本要求

(1)四旋翼自主飞行器(下简称飞行器)摆放在图B-1所示的A区，一键式启动飞行器起飞；飞向B区，在B区降落并停机；飞行时间不大于45s。

(2)飞行器摆放在B区，一键式启动飞行器起飞；飞向A区，在A区降落并停机；飞行时间不大于45s。

2.发挥部分

(1)飞行器摆放在A区，飞行器下面摆放一薄铁片，一键式启动，飞行器拾取薄铁片并起飞。

(2)飞行器携带薄铁片从示高线上方飞向B区，并在空中将薄铁片投放到B区；飞行器从示高线上方返回A区，在A区降落并停机。

(3)以上往返飞行时间不大于30s。

(4)其他。

三、说明

(1)飞行器桨叶旋转速度高，有危险！请务必注意自己及他人的人身安全。

(2)飞行器控制板的MCU必须使用组委会统一下发的R5F100LEA，必须安装在明显位置，以便检查。

(3)飞行器可自制或外购，带防撞圈，外形尺寸(含防撞圈)限定为：长度≤50cm，宽度≤ 50cm。 飞行器机身必须标注参赛队号。

(4)薄铁片为边长4cm的正方形，厚度≤0.05cm。

(5)飞行区域地面为白色；A区、B区形状大小相同，由直径20cm黑色实心圆和直径 75cm 的同心圆组成，同心圆虚线线宽小于0.1cm；引导线宽度4cm，可用黑色胶带；示高线为直径 0.5～0.8cm的黑色电缆线，横向悬挂于飞行区中间，距地高100cm。飞行区域不得额外设置任何标识、引导线或其他装置。

(6)允许测试2次，每次测试全程不得更换电池。两次测试之间允许更换电池，更换电池时间小于2分钟。

(7)飞行器不得遥控，飞行过程中不得人为干预。

(8)飞行器飞行期间，触及地面后自行恢复飞行的，酌情扣分；触地后5s内不能自行恢复飞行视为失败，失败前完成动作仍计分。

(9)飞行器起飞，距地面高度10cm以上视为飞离地面。

(10)一键式启动是指飞行器摆放在A区或B区后，只允许按一个键启动。如有飞行模式设置应在飞行器摆放在A区或B区前完成。

(11)为保证安全，可沿飞行区域四周架设安全网(长500cm，宽300cm，高200cm)，顶部无需架设。若安全网采用排球网、羽毛球网时可由顶向下悬挂不必触地，不得影响视线。安装示意图如图B-3所示。

图B-3　飞行区域安全网示意图

四、评分标准

报　告　1

基本信息

一、设计方案工作原理

根据设计任务的要求，本系统包括四旋翼飞行器机架、飞行控制模块、飞行导航模块、超声波测距模块以及电磁铁控制模块等。系统的整体框架如图B-1-1所示。

图B-1-1　四旋翼自主飞行器系统框图

1.四旋翼飞行器机架

四旋翼飞行器机架的选择主要考虑机架尺寸、机架重量、电机驱动能力等指标。按照题目要求，四旋翼飞行器的长和宽都要小于 50cm， 我们选用一款长、宽均为41cm的四旋翼机架，机身选用碳纤维和铝合金材料，减小了飞机本身的重量，从而提高了飞机的有效载荷。

2.飞行控制系统

飞行控制系统是四旋翼自主飞行器的核心。按照题目要求，飞行控制系统必须由R5F100LEA处理器完成，我们使用一块带R5F100LEA处理器的开发板专门实现飞行控制算法。

为实现自主飞行控制，必须要形成控制的闭环回路，必须要有检测和反馈系统状态的传感器，包括四旋翼的姿态、航向、经纬度、高度、空速、角速率等信号。目前看来，国内外普遍应用 MEMS 器件来获取姿态、位置、高度、空速、经纬度等信息。此外，这中间还需要有A/D 采样电路、信号调理电路对采集的电信号进行必要的转换和简单的滤波。

针对四旋翼飞行器，国际上采用的控制方法包括：PID控制、反步法(Backstepping)、滑模控制(Sliding)等飞行控制算法，这里我们采用经典的PID控制算法。

3.飞行导航模块

飞机的导航可以采用惯性导航、GPS导航、图像导航以及红外导航等。惯性导航不适合在小空间内精确制导，GPS导航不适合室内环境，红外导航比较适合小车这种速度慢且接近地面的物体，不适合本方案中高度1m情况下的导航。因此本方案采用图像导航和红外寻迹相结合的方法。在飞机高度为20cm以内时采用红外寻迹，当高度大于20cm时采用摄像头拍摄运动场景，识别场景中的标志线，从而指导飞机前行的方向及悬停的位置。图像采集由OV7670照相模组完成。

4.超声波测距模块

由于飞行器在房间内飞行，同时又要求越过1米高的标志线，因此有必要使用超声波测量飞机的高度。如图B-1-2所示，我们选用HC-SR04超声波测距模块完成飞行器高度的测量，以便实时调整旋翼转速的大小，让飞行器保持在一定的高度。

图B-1-2　HC-SR04超声波测距模块

5.电磁铁控制模块

飞行器需要拾取和投放铁片，可以用单片机的I/O口控制三极管的通断，然后驱动电磁铁，当I/O口输出高电位时拾取铁片，输出低电位时投放铁片。

二、核心部件电路设计

1.系统组成

整个系统的组成如图B-1-3所示：系统包括两个包含R5F100LEA处理器的RL78G13开发板，其中一块板完成飞行控制算法，需要外接GY52MPU-6050传感器；另一块板则完成飞机的导航控制算法，它需要外接OV7670照相模组、红外检测模块、超声波测距模块、电磁铁模块。

图B-1-3　系统硬件电路结构

2.飞行控制电路

如图B-1-4所示，飞行控制电路主要由RL78G13开发板和GY52MPU-6050传感器板两部分构成。GY52MPU-6050传感器采集三维加速度计和三轴陀螺仪数据，R5F100LEA单片机负责PID算法，解算出飞行所需的油门及方向控制值。

图B-1-4　飞行控制电路

3.导航控制电路

如图B-1-5所示，导航控制电路主要由RL78G13开发板、OV7670照相模组、HC-SR04超声波测距模块、红外寻迹模块等构成。根据地面上的指示图，确定飞机的飞行速度和飞行方向，从而完成指定的任务。

图B-1-5　导航控制电路

三、系统软件设计分析

1.四旋翼飞行器动力学建模

典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾桨。它是通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置。四旋翼飞行器与此不同，是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力不稳定，所以需要一种能够长期稳定的控制方法。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。

四旋翼飞行器结构形式如图B-1-6所示，电机1 和电机3 逆时针旋转的同时，电机2 和电机4 顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有下列优势：各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机1 和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。

图B-1-6　四旋翼飞行器的结构形式

四旋翼飞行器在空间共有6个自由度(分别沿3个坐标轴做平移和旋转动作)，这6个自由度的控制都可以通过调节不同电机的转速来实现。基本运动状态分别是：① 垂直运动；② 俯仰运动；③ 滚转运动；④ 偏航运动；⑤ 前后运动；⑥ 侧向运动。

2.PID飞行控制算法

对由位移、速度和加速度表征的物体动力学系统运用 PID 控制算法进行控制的关键，在于建立加速度与位移误差量和速度误差量之间的线性关系，即

本次竞赛我们基于经典 PID 控制方法设计了一种由内环姿态控制和外环飞行位置控制所组成的控制结构，对内外环控制器均采用 PID 控制方法。

首先，确定控制的目标为实现四旋翼飞行器点到点的飞行，即飞行器准确到达目标位置，并且之后在盘旋状态下保持稳定。为此，我们将整个控制系统分为内环控制和外环控制两部分。其中，内环控制器对飞行器三个转动位移量(φ, θ, ψ)进行控制，而外环控制器用于控制三个平动位移量状态变量(x, y, z)。内外环控制器均采用经典 PID 算法。而由于整个飞行器系统的控制是通过改变每个旋翼旋转的角速度，以改变相应的四个升力 Fi(i=1, 2, 3, 4)来实现的，这就决定了六个被控量(x, y, z, φ, θ, ψ)之间必定存在相互耦合的关系。因此，这种耦合关系必须体现在控制结构的设计中。我们设计的采用经典 PID 算法的飞行器控制结构如图B-1-7所示。

图B-1-7　　Matlab/Simulink下的PID控制结构图

外环控制由图B-1-7中的PID for xyz 和 fxyz_inversion 两个模块组成，其中PID for xyz的输入为(x,y,z)目标值和系统实际反馈值之差，输出为运用PID控制算法计算出的(x,y,z)的目标加速度值)，这三个值即为反解算模块fxyz_inversion的输入，在经过该模块的反解算后，得出目标升力以及俯仰和横摆目标角位移(φd, θd)，这两个角位移量并连同横滚角位移量ψd一起作为内环控制模块inner_loop的输入，以实现三个角位移量的稳定控制。之后inner_loop模块输出的角位移量(φ,θ)连同先前得到的目标升力进入由fxyz模块和double integrators for xyz 模块组成的飞行器系统模型，以实现对模型的控制。

3.飞行导航模块

由图B-1可知，飞行区域有直径为20cm的两个实心圆，还有纵向和横向四条指示线，这些都可以用作图像导航。

在基本要求部分，飞行要求从A区到B区，或者从B区到A区，没有限定1m的高度，我们采用红外寻迹的方法进行导航。

在发挥部分，由于要求飞过1m的标志线，我们让飞机拾取铁片后先低空飞行，此时仍用红外寻迹的方法；越过横线后提升高度，用图像导航的方式让飞机飞过障碍，之后降低高度，用红外寻迹的方法找到投放区域，投放铁片后返航。

考虑到飞行器在飞行的时候有抖动，一方面应该在装配摄像头和红外器件时采取防抖措施，另一方面在设计导航算法的时候，对数据进行一定的滤波，减轻抖动的影响。

4.主要模块程序设计(图B-1-8)

图B-1-8　飞控软件流程图

四、竞赛工作环境条件

本作品针对任务要求对飞行器进行了专项设计，飞控软件对场地环境具有较强的针对性，要求飞行环境与竞赛场地完全一致，空气对流影响小，空间布局简单等。

开发环境：瑞萨公司单片机开发系统一套；R5F100LEA处理器开发板二套。

五、作品成效总结分析

1.测试条件

测试时间： 2013年9月7日

测试地点： 解放军理工大学标营校区太一楼116室

测试地点环境温度：22℃

2.测试仪器

秒表(测量各个阶段使用时间)1个;卷尺(测量飞机落点误差)2个。

3.测试方案

(1)基本要求：测试飞行器从A区飞到B区，从B区飞到A区的时间及是否准确着陆。

(2)发挥部分：测试飞行器是否越过示高线，是否准确投放铁片，是否准确返回，并测量飞行时间。

4.测试结果与分析

(1)基本要求测试与分析

表B-1-1　基本要求测试结果表

由测试结果表可以看出，飞行器能在规定的时间内，从A区飞到B区并准确着陆，从B区飞到A区也是如此。

(2)发挥部分测试与分析

表B-1-2　发挥部分测试结果表

由测试结果表可以看出，飞行器能在规定的时间内，拾取铁片，从A区飞到B区并准确投放，然后从B区飞到A区准确着陆。

六、参考资料

[1]王赓.小型无人直升机自主飞行控制系统研究[D].上海：上海交通大学，2007

[2]刘焕晔.小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计[D].上海：上海交通大学，2008

[3]杨明志.四旋翼飞行器自动驾驶仪设计[D].南京：南京航空航天大学，2008

[4]冯智勇,曾瀚,张力，等.基于陀螺仪及加速度计信号融合的姿态角度测量[J].西南师范大学学报，2011(8)

[5]刘乾，孙志锋.基于ARM 的四旋翼无人飞行器控制系统[D].杭州：浙江大学，2011

报　告　2

基本信息

一、设计方案工作原理

本系统主要由飞行控制模块、驱动模块、电源模块和功能模块组成，以下将对这些模块进行方案比较与论证。

1.飞行控制模块

竞赛要求选用R5F100LEA，其体积小、重量轻，内部资源丰富，并且该CPU支持自编程功能，能大大提高编程的效率和准确性。

2.驱动模块的论证与选型

(1)飞行器电机选型

方案1：采用普通直流电机。普通直流电机有价格低、使用简单等优点，但其扭矩较小，可控性差，此系统要求控制精度高、速度快，且质量要小，所以直流电机一般不能满足要求。

方案2：采用空心杯电机。空心杯电机是一种结构形式较为特殊的高性能电机，此种电机除具有普通永磁直流电机所具有的良好的启动特性和平滑的调速特性外，它比传统的直流电机具有更好的驱动性能和伺服性能，如无铁损、效率高、换向性好、惯量小，灵敏度高、寿命长等特点，它克服了普通直流电机扭矩小的缺点，因系统精度较高，足够精确控制飞机的速度。在飞行器中空心杯电机一般作为首选电机。

综合以上比较论证，为保证系统稳定可靠，本系统选用方案2。

(2)电机驱动电路

方案1：采用MOS管驱动电路。选用IS4404MOS管自制驱动电路，电路轻便且原理简单，具有单向调节作用、调试简单、高效、低功耗、成本低的特点，往往作为短期内开发首选。

方案2：采用TA8435驱动芯片。用TA8435芯片配合相应的扩展保护电路组成驱动模块，TA8435是单片正弦细分二相步进电机驱动专用芯片。TA8435芯片具有工作电压范围宽；整步、半步、1/4细分、1/8细分运行方式可供选择；采用脉宽调制式斩波驱动方式；具有正/反转控制功能；带有复位和使能引脚；可选择使用单时钟输入或双时钟输入。该方案复杂，成本高，短期内难有成效。

综合以上方案比较与论证分析，本系统选用方案1。

3.电源模块的论证与选型

方案1:采用AMS1117自组电源模块。AMS1117是一个正向低电压稳压器，可固定输出 5V、3.3V等电压，精度为1%。其内部集成过热保护和限流电路，体积很小，重量很轻，效率高，是便携式计算机电池供电的最佳选择。在飞行器电源设计中往往被采纳，为保证有足够的驱动功率，常将几个电源模块芯片并联起来使用，电源模块电路如图B-2-1所示。

图B-2-1　电源模块电路图

方案2:采用LM7805自搭电源模块。LM7805是三端正电源稳压电路，但是其效率低，发热量大、体积大，使用过程中若不能有足够的散热面积就容易过热烧毁，且整个飞行装置都以精细为前提，体积较大的7805不符合要求。

综合以上方案比较与论证分析，本系统选择方案1。

4.功能模块的论证与选型

(1)循迹模块选型

方案1：红外发射接收对管循迹。由于黑线和白色地板对光线的反射系数不同，红外传感器根据接收到的反射光的强弱来判断行驶路径。利用红外线在不同颜色物体表面具有不同的反射率的特点，在飞行过程中不断地向地面发射红外光，当红外光遇到白色纸质地板发生漫反射，反射光被装在飞机上的接收管接收；单片机以是否接收到反射回的红外光为依据来确定黑线的位置和飞机的行走路线。红外循迹的优点是价格低廉、易制、安全，缺点是精度低，而且一般适合近距离检测，抗干扰性差，本题要求飞行器飞行高度超过1m，距离上已经超过红外传感器极限距离，因此不符合本题要求。

方案2：线阵CCD传感器循迹。线阵CCD传感器TSL1401 也称线阵摄像头，其传感器阵列有一个128×1 的光电二极管阵列，相关的电荷放大器电路和像素数据保持功能，内部控制逻辑操作被简化，只需要通过单片机控制CLK及SI两个引脚使其输出128个像素点的模拟信号，并处理。它具有体积小、重量轻、使用简单、易于固定、接口简单等优点，能在距离较远处采集到稳定的赛道信号，算法简单，易于控制，质量体积较小，易于组合安装。

综合实用性、可靠性考虑，本系统选择方案2。

(2)测距模块选型

方案1：采用红外传感器测距。红外反射式传感器测距是发射红外线然后测量回波时间，光速乘以时间再除以2就得到距离。检测距离可以根据要求进行调节。该传感器具有探测距离远、受可见光干扰小、易于装配、使用方便等特点。但其成本较高，不适合竞赛选用。

方案2：采用超声波测距。超声波指向性强，能量消耗缓慢，在介质中传播的距离较远。超声波发射器向某一方向发射超声波，同时开始计时，超声波在空气中传播，途中碰到障碍物就立即返回来，超声波接收器接收到反射波就立即停止计时。超声波在空气中的传播速度为340m/s，根据计时器记录的时间t，就可以计算出发射点距障碍物的距离(s)，即：s=340t/2 。超声波传感器比较耐脏污，即使传感器上有尘土，只要没有堵死就可以测量，可以在较差的环境中使用，具有很高的可靠性。

从实用性和可靠性方面考虑，选择方案2。

(3)无线收发模块选型

在调试过程中，为避免重复烧写程序，节约时间，本组采用了无线通信进行程序下载与控制。

方案1:采用nRF24L01。此模块可以实现数据的精确传输，应用起来比较方便，传输距离远，且其有空闲模式，大大降低了模块的功耗。

方案2：采用基于CC1100的无线传输模块。该模块是一种低成本单片的UHF收发器，是专为低功耗无线应用而设计。还具有灵敏度高、可靠稳定、传输距离远等优点。但是其编程较为复杂，且价格高。

从经济性和实用性方面考虑，选择方案1。

二、核心部件电路设计

1.系统总体框图

系统总体框图如图B-2-2所示。主控制核心采用瑞萨CPU，外围模块采用了指南针、陀螺仪、超声波、线阵CCD摄像头等模块，还增加了无线调试模块，给系统调试带来了方便。

图B-2-2　系统总体框图

2.驱动模块子系统电路原理图

整个飞行器由四块驱动板控制，驱动模块子系统电路图如图B-2-3所示。电路采用了MOS管SI4410，并且加了保护电路，防止电路被感性元件电机击穿。

图B-2-3　驱动模块子系统电路图

3.循迹系统模块电路

循迹模块如图B-2-4所示。电路采用了TSL1401线阵CCD模块，图中展示了其接口电路。

图B-2-4　循迹模块电路图

4.无线模块子系统电路原理图

无线模块电路如图B-2-5所示。为保证I/O口的驱动能力，增加了上拉电阻，保证了系统的稳定性。

图B-2-5　无线模块电路

三、系统软件设计分析

1.四轴平衡控制原理分析

四轴飞行器的四个角上各装有一个旋翼，由电机分别带动，叶片可以正转，也可以反转。为了保持飞行器的稳定飞行，在四轴飞行器上装有3个方向的陀螺仪和3 轴加速度传感器组成的惯性导航模块，它控制单片机驱动四片桨旋转产生推力。四个电机轴距几何中心的距离相等, 当对角两个轴产生的升力相同时能够保证力矩的平衡, 四轴不会向任何一个方向倾转；而四个电机一对正转，一对反转的方式使得绕竖直轴方向旋转的反扭矩平衡，保证了四轴航向的稳定。

四轴平稳飞行电机旋转方向如图B-2-6所示：

图A-2-6　四轴平稳飞行
姿态图

图中1，3号电机逆时针方向旋转，2，4号电机顺时针方向旋转。四个电机的转速做相应的变化即可实现四轴横向、纵向、竖直方向和偏航方向上的运动。

当四个桨产生的推力，超过或者低于四轴本身重力的时候能够实现竖直方向上升与下降的运动，当桨的升力与四轴本身的重力相等的时候即实现悬停。

为保证飞行的稳定性，控制算法上还需加入PID调节算法，后文详述。

2.姿态控制的分析与计算

(1)四元数的分析与计算

为保证飞行器的平稳状态，采用六轴运动处理传感器MPU-6050，它整合了三轴陀螺仪和三轴加速度传感器，以数字输出6轴或9轴的旋转矩阵、四元数(quaternion)、欧拉角格式(Euler Angle Form)的融合演算数据。本次主要研究的是四元数算法。

四元数与旋转究竟有何关系?假设有一任意旋转轴的向量A(xa, ya, za)与一旋转角度θ，可以将之转换为四元数：

x = s × xa

y = s × ya

z = s × za

ω = cos(θ/2)

s = sin(θ/2)

CPU实时读取旋转轴与旋转角度数据，确定当前飞行状态以便决定下一时刻飞行姿态调整。

(2)PID控制的分析与计算

本系统驱动电路为脉宽调制PWM驱动方式，采用R5F100LEA内部定时器产生四路相同周期的PWM波形，分别控制四电机。通过调整PWM波形的占空比来改变当前飞行状态，为保证飞行的稳定性，控制算法上还需加入PID调节算法。

PID调节是由比例、积分、微分三种调节方式组成。比例调节的作用：是按比例反映系统的偏差，系统一旦出现了偏差，比例调节立即产生调节作用以减小偏差。比例作用大，可以加快调节，减小误差，但是过大的比例，会使系统的稳定性下降，甚至造成系统的不稳定。积分调节的作用：是使系统消除稳态误差，提高无差度。只要有误差，积分调节就进行，直至无差，积分调节停止，积分调节输出一常值。积分作用的强弱取决于积分时间常数Ti，Ti越小，积分作用越强。反之Ti大则积分作用弱，加入积分调节可使系统稳定性下降，动态响应变慢。积分作用常与另两种调节规律结合，组成PI调节器或PID调节器。微分调节的作用：微分作用反映系统偏差信号的变化率，具有预见性，能预见偏差变化的趋势，因此能产生超前的控制作用，在偏差还没有形成之前，已被微分调节作用消除。因此，可以改善系统的动态性能。在微分时间选择合适的情况下，可以减少超调，减少调节时间。微分作用对噪声干扰有放大作用，因此过强的加微分调节，对系统抗干扰不利。此外，微分反映的是变化率，而当输入没有变化时，微分作用输出为零。微分作用不能单独使用，需要与另外两种调节规律相结合，组成PD或PID控制器。

PID调节算法的由来是因其输出u(t)是直接控制阀门动作的，故u(t)的值与执行机构的位置(如阀门开度T)一一对应，如图B-2-7所示：

图B-2-7　位置式PID控制算法示意图

其计算公式为：

3.飞行路线的分析

基本部分：当按下按键，飞行器在延时几秒后开始上升起飞，当超声波检测到离开地面 0.3m 时，飞行器停止上升，通过摄像头循迹，使飞行器沿着黑线向对面飞行。若检测到黑线逐渐变大(不是突变)则表示已到达对面着陆地点，此时飞行器开始缓慢下降。

发挥部分：当按下按键，飞行器打开吸磁铁模块，再延时几秒后开始上升起飞，当超声波检测到飞行器距离地面1.3m时，飞行器停止上升，通过摄像头循迹，使飞行器沿着黑线向对面飞行。期间要一直分析其飞行姿态，确保飞行器能够平稳飞行。若检测到黑线逐渐变大(不是突变)则表示已到达对面着陆地点，此时飞行器开始缓慢下降。着陆后延时几秒，关闭吸磁铁模块，让铁块落下。

4.程序设计思路

(1)程序设计思路

MCU定时采集传感器(MPU6050、超声波、摄像头)的信息，确定当前四轴的偏转角度，距地面的高度、黑线的相对位置，将数据融合，利用PID算法调整PWM的占空比，从而实现四轴的平稳飞行和循迹。

(2)程序流程图

主程序流程图如图B-2-8所示。

图B-2-8　主程序流程图

(3)主要程序清单参见网站。

5.程序仿真分析结果(数据)

程序仿真分析结果如图B-2-9所示，展示了陀螺仪数据及平衡结果。从图上可以看出，CPU可实时采集陀螺仪数据，并对当前的姿态作实时调整。

图B-2-9　四轴平衡仿真分析

四、竞赛工作环境条件

(1)仪器设备硬件平台：PC机等。

(2)配套加工安装条件：电烙铁，钻孔机，制版机，打印机等。

(3)前期使用的模块：循迹模块、驱动模块、控制模块等。

五、作品成效总结分析

MCU采集传感器数据信息，通过NRF24L01发送给上位机，上位机可以实时显示当前的状态。通过分析加速度、陀螺仪的x,y,z分量的变化率，动态调节PID，实现飞行器平稳飞行。

增大比例系数 P，这一效果将加快系统的响应，在有静差的情况下有助于减小系统静差，但是过大的比例系数会使系统产生比较大的超调，并随之产生振荡，使得系统的稳定性降低；增大积分周期 I，有助于降低系统的超调，减少系统振荡，提升系统的稳定性，但却延长了系统静差的消除时间；增大微分周期 D，有助于加快系统的响应速度，降低系统的超调量，提升系统的稳定性，但也会相对减弱系统抑制扰动的能力。

结果表明设计的四轴飞行器完全实现了平稳移动飞行的功能，同时设计的融合算法也能够很好的对飞行器姿态进行估测。系统成本低，稳定性好，后期的算法优化如增加数值滤波等可保证系统飞行更加稳定。

六、参考资料

[1]胡春华.纵列式无人直升机建模及非线性控制[D].北京：清华大学,2004

[2]刘焕晔.小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计[D].上海:上海交通大学, 2011

[3]杨永鑫.基于磁阻与加速度传感器的弹体姿态测量系统研究[D].南京:南京理工大学,2010

[4]瑞萨电子·RL78/G13开发套件快速入门教程

[5]阿莫电子论坛http://www.amobbs.com/

报　告　3

基本信息

一、设计方案工作原理

本部分主要由以下部分组成，包括：预期实现目标定位、技术方案分析比较、系统结构工作原理。

1.预期实现目标定位

本设计采用R5F100LEA微控制器作为控制核心；用F330四轴机架为机体；四个朗宇Angel系列A2208电机提供动力；HC-SR04超声波模块进行高度控制，激光传感器进行黑白线循迹并配合超声波模块进行准确运动，使得四旋翼飞行器沿着黑线导航控制，进行飞行器定位；MPU-6050集成的陀螺仪、加速度计模块配合HMC5883L三轴数字罗盘，准确控制飞行器的行驶姿态。

2.技术方案分析比较

(1)MCU简介

由于题目要求，必须选用R5F100LEA芯片作为MCU。R5F100LEA的功能非常强大，它具有1MB的存储空间。最短指令执行时间可在高速(32MHz)至超低速之间更改。支持自编程功能。可以自行产生底层程序，速度比ARM7快，效率也有所提高，内部硬件集成实时时钟、UART、CSI接口、IIC接口，8/10位分辨率A/D转换器等常用外设。

(2)电源模块的论证与选择

方案1：多节干电池供电——采用8节1.5V干电池供电，即电源电压为12V，可直接给电调供电，以提供足够大的驱动力；经LM7805降压到5V后，可给激光传感器等供电。其优点为拆换方便。缺点为空间占用大，电量不足，电压不稳，不适合在飞行器上使用。

方案2：12V锂电池供电——采用一块12V锂电池供电，即电源电压为12V，可直接给电调供电，以提供足够大的驱动力；再经LM7805降压到5V后，可给激光传感器、超声波模块等供电。其缺点为因电调所需电流较大，12V电压情况下驱动力不足，影响飞行。

方案3：3S航空电源供电——采用合适容量的航空电池，体积小，最大持续电流比较大，单位体积能量非常高。

综合考虑，选择方案3。电池容量选择的是2600mAh，经过实际飞行验证，能够满足续航时间大于10min的要求。另外，为了增加电池寿命，选择25C电池，其最大持续电流为65A，足够满足正常使用需求。

(3)循迹方式的论证与选择

方案1：模拟量输出的循迹模块——市面上常见的寻迹模块，输出信号为随光强变化的电压值。通过A/D采样，不断检测各个循迹模块，通过检测到的环境变量可以判断出当前环境的特征。优点：通过控制器内部A/D转换，检测路面反光强度，硬件设计简单。缺点：一直使用A/D采样，浪费系统资源。

方案2：数字量输出的循迹模块——通过硬件设计设置阀值，对不同的反光强度，模块输出只为0或1，可通过控制器自带的I/O口中断捕获迅速获得。其优点为使用方便，通过硬件的设计来节省系统资源，降低程序编写的复杂度。缺点为输出只有高低电平，部分限制了程序算法上的灵活性。检测距离短，飞行器在1m高空飞行难以检测地上黑线。

方案3：激光传感器——利用激光测量，又利用传感器采用反相器驱动激光头的电路方案，两个激光头的作用只是加强接收效果，不是分时的。图B-3-1所示为激光传感器实物。其优点是使用方便，检测距离长。虽然方案2、3部分限制了算法的灵活性，但并不影响正常运行，而本方案可以节省CPU的资源，且能脱离计算机调试，在硬件上更加灵活简单。

图B-3-1　激光传感器实物图

综合以上3种方案，选择方案3。

(4)高度检测系统的论证与选择

方案1：超声波模块——通过启动模块，测量声波发射和接收过程所用的时间来计算距离。其优点是测距较远，且更为准确，可间接增加反应时间，在某些情况下可使飞行器行驶得更为安全稳定。当结合PID对飞行高度进行精确控制时，更加可靠。缺点为程序设计非常复杂，对PID的参数选取需要很多实际经验。

方案2：红外避障模块——通过调节红外避障模块上的电位器，可以调整设定指定的检测距离，在经过阀值距离时发生输出电平的0,1变化，通过I/O口的中断捕获可以迅速简单的获得。其优点是简单、方便，飞行器在行驶过程中受干扰较小，不浪费系统资源，硬件调试简单。缺点为无法检测飞行高度的具体值。

超声波模块可以测量具体距离，性能优良。虽然PID需要操作经验，但本组成员之前对此已经较为熟悉。

综合以上两种方案，选择方案1。图B-3-2所示为超声波模块实物。

图B-3-2　HC-SR04超声波模块实物图

(5)铁片运输方案的论证与选择

方案1：直流吸盘式电磁头——利用三极管，控制电流流过直流吸盘式电磁头，当有电流流过时，电磁头产生磁力，吸住薄铁片。图B-3-3所示为直流吸盘式电磁铁实物。其优点是控制简单，方便使用。

方案2：改装继电器——改装电磁继电器，利用输入回路和被控制系统改装制作。缺点是体积较大，铁芯较重，不适合装在飞行器中。

综合考虑，由于熟悉使用直流吸盘式电磁头。选择方案2。

(6)惯性测量方案的论证与选择

四旋翼飞行器的惯性测量一直是自助飞行的难点。这里控制模块有四种方案。

方案1：使用NMA7361模块——它是一种低成本微型电容式加速度传感器，非常适合高噪声电源环境。其优点是集成度好，体积小，重量轻。缺点为输出的是模拟量，需要通过ADC读出，浪费芯片资源。

图B-3-3　ZYE1-P20型12V直流
吸盘式电磁铁实物图

图B-3-4　MPU-6050
模块实物图

方案2：使用ADXL345模块——ADXL345是超低功耗三轴加速度计，分辨率高，测量范围较大，可在倾斜检测中测量静态重力加速度或动态加速度。其优点是可通过SPI(3线或4线)或I2C数字接口访问。技术通用。缺点为利用加速度计测量，电机振动对加速度计的影响很大，只有振动很小，甚至没有振感，元件的感测姿态才最真实。若四旋翼飞行器起飞后，电机剧烈抖动，会出现算法无法解决的倾斜。

方案3：使用MPU-6050模块——它是9轴运动处理传感器，如图B-3-4所示。它集成了3轴陀螺仪，3轴MEMS加速度计和一个数字运动处理器DMP，拓展之后就可以通过其I2C或SPI接口输出信号。其优点是陀螺仪用于感知角速度，对时间积分后得到相应的角度。陀螺仪的零偏漂移误差、随机漂移误差等，积分的结果会发生漂移，而且积分误差是会累积的，所以误差会越来越大。因此可用加速度传感器。加速度传感器的误差和时间没有关系，因此可以用加速度计来修正陀螺仪的误差。

方案4：使用HMC5883L三轴数字罗盘——HMC5883L是一种表面贴装的高集成模块，并带有数字接口的弱磁传感器芯片，应用于低成本罗盘和磁场检测领域。该模块采用数字量输出：I2C为数字量输出接口，设计使用非常方便。该芯片功耗低：供电电压为1.8V，功耗在睡眠模式下为2.5μA，在测量模式下为 0.1mA。

综合考虑，结合采用方案3和方案4。

3.系统结构工作原理

(1)四旋翼飞行器简介

四旋翼飞行器是一种有四个螺旋桨的飞行器。其四个螺旋桨呈十字形交叉结构，相对的四旋翼具有相同的旋转方向，分两组，两组的旋转方向不同。四旋翼飞行器只能通过改变螺旋桨的转速来实现各种动作。它是一种六自由度的垂直起降机，适合静态和准静态条件下飞行，是一种欠驱动系统。

(2)飞行器控制原理

四旋翼飞行器主要是通过改变四个电机的转速来调节螺旋桨转速，由旋翼升力的变化实现对飞行器的控制。平衡飞行时，飞行器相邻的两个螺旋桨转向相反，相对的两个螺旋桨转向相同，这样可以抵消陀螺效应和空气动力扭矩效应。关键就在于对三个角位移和线位移的控制，三个角位移量的控制与线位移量无关，而三个线位移量却依赖于角位移量。

二、核心部件电路设计

1.循迹模块原理图(图B-3-5)

图B-3-5　循迹模块原理图

2.超声波测距模块

HC-SR04超声波测距模块如图B-3-6所示，它可提供2cm～400cm的非接触式距离感测功能，测距精度可达高到3mm；模块包括超声波发射器、接收器与控制电路。

图B-3-6　HC-SR04超声波模块原理图

3.其他模块说明

为了满足题目要求的长度和宽度均小于50cm，我们选择的是大疆F330四轴机架。为了进一步减小长度和宽度，我们选用的是8038型桨，该型号桨的直径为8寸。组装好后，经过实际测量，整个四旋翼飞控系统长、宽均为44cm，满足要求。供电系统选择3S航空电源，电池容量选择的是2600mAh，经过实际飞行验证，能够满足续航时间大于10min的要求。另外，为了增加电池寿命，选择25C电池，其最大持续电流为65A，满足正常使用需求。四个电机选择的是朗宇Angel系列A2208，其KV值为1260。KV值越大，扭矩越小。一般KV在 1200 ～ 1400 的电机都配8或9寸桨，反证我们选择的桨尺寸合适。

电调的全称为电子调速器，针对电机不同，可分为有刷电子调速器和无刷电子调速器。本文选用的电调是好盈20A无刷电子调速器。它根据控制信号调节电动机的转速。电调的输入线与电池连接，电调的三根输出线与电机连接，电调的信号线与接收机连接。该电调还有电源输出功能，即在信号线的正负极之间，有5V左右的电压输出，通过信号线为接收机供电，接收机再为舵机等控制设备供电。

4.电路结构工作机理

系统总体框图如图B-3-7所示。硬件系统由电源模块、信号解码模块、姿态感应模块、姿态处理模块、电机控制模块、电机驱动模块组成。电源模块为整个控制系统提供5V稳压直流电源。信号解码模块R5F100LEA传出的控制信号中解析出了飞行器的目标姿态，将目标姿态数据通过I2C总线传送给姿态处理模块。姿态感应模块采用MPU-6050模块和HMC5883L三轴数字罗盘模块实时监测飞行器飞行的实际姿态，高度定位模块利用HC-SR04超声波测距模块检测实际高度，并将飞行器的实际姿态数据传送给姿态处理模块。姿态处理模块接收到信号解码模块和姿态感应模块传来的目标姿态数据和实际姿态数据后，通过PD算法计算出飞行器姿态的调整量和高度改变量，进而计算出每一个电机转速的调整量，将电机转速的调整量数据传送给电机控制模块，姿态处理模块的全部功能由R5F100LEA模块来完成。电机控制模块通过姿态处理模块MCU中的PCA模块产生控制电机转速的PWM波，得到姿态处理模块传来的电机转速调整量数据后计算出相应的PCA初值，并重新装入PCA初值。PCA模块产生的PWM波传送到电调。电调接收到11.1V功率电源的供电并且为电机提供电源。电调根据PWM波的占空比来控制驱动电机的平均电流大小，进而控制了电机的转速。在电机控制模块和电机驱动模块之间连接一个四路数字隔离器，用来避免驱动电机的强电流波动对控制系统内其他模块的干扰。

图B-3-7　系统总体框图

5.核心电路设计仿真

(1)系统动力学建模

建模的基本思想是将飞行器视为刚体，从而建立关于刚体的三个平动位移量x,y,z和三个转动位移量φ,θ,ψ的牛顿—欧拉方程。对建模为刚体的四旋翼飞行器进行受力分析。由于飞行器在实际飞行过程中受外部影响来源众多，而在本论文的建模中，选取其中主要的受力和力矩，而忽略次要影响。其主要受力和力矩有：

① 气动影响。即由四旋翼旋转提供的升力，其在平动坐标系中表现为Fi(i=1,2,3,4)，在转动坐标系中表现为力矩τi(i=φ,θ,ψ)，及旋翼在旋转时所受阻力矩Mi(i=1,2,3,4)。

② 飞行器重力mg。

③ 外界扰动。其在平动坐标系中表现为扰动力Di(i=x,y,z)，在转动坐标系中表现为扰动力矩τid(i=φ,θ,ψ)。

④ 由于旋翼旋转偏离飞行器主轴而产生的Coriolis力矩τic(i=φ,θ,ψ)。

根据以上受力分析，本文用牛顿力学定律得到相对于地面惯性系E的平动动力学方程：

其中Ez为列向量(0,0,1)T。

同理，根据欧拉方程，可以得到表征四旋翼飞行器系统的动力学特性的方程组为：

(2)系统PID控制模型

① 方案选择与功能

系统控制目标为实现四旋翼飞行器点到点的飞行，即飞行器准确到达目标位置，并且之后在盘旋状态下保持稳定。为此，我们将整个控制系统分为内环控制和外环控制两部分。其中，内环控制器对飞行器三个转动位移量(φ,θ,ψ)进行控制，而外环控制器用于控制三个平动位移量状态变量(x,y,z)。内外环控制器均采用经典PID算法。而由于整个飞行器系统的控制是通过改变每个旋翼旋转的角速度，以改变相应的四个升力Fi(i=1,2,3,4)来实现的，这就决定了六个被控量(x,y,z,φ,θ,ψ)之间必定存在相互耦合的关系。本文设计的经典PID算法的飞行器控制结构如图B-3-8所示。

图B-3-8　经典PID算法控制Simulink图

外环控制由图中的PID for XYZ和fxyz_inversion两个模块组成，其中PID for XYZ 模块的输入为(x,y,z)目标值和系统实际反馈值之差，输出为运用PID控制算法计算出的(x,y,z)的目标加速度值d， d)，这三个值即为反解算模块fxyz_inversion的输入，在经过该模块的反解算后，得出目标升力和Fi以及俯仰和横摆目标角位移(φd，θd)，这两个角位移量并连同横滚角位移量ψd一同作为内环控制模块inner loop的输入，以实现三个角位移量的稳定控制。之后，inner loop模块输出的角位移量(φ，θ)连同先前得到的目标升力和Fi一起进入由Fxyz模块和double integrators for XYZ模块组成的飞行器系统模型，以实现对模型的控制。

② 方案具体实现

PID for XYZ模块用来建立外环三个平动位移量(x, y, z)的加速度与位移误差量和速度误差量之间的线性关系；反解算模块fxyz_inversion用PID for XYZ模块输出的系统目标加速度值d)，根据欧拉公式，反解出目标升力和Fi以及俯仰和横摆目标角位移(φd，θd)：

图B-3-9　导航控制变量(x, y, z)的响应曲线图

本文假设四旋翼飞行器从地面惯性系E的坐标原点O(0， 0， 0)飞至目标位置A(1， 1， 1)。飞行器质量m为0.91kg。飞行器绕x′，y′，z′轴转动惯量Ji(i=x′,y′,z′)为JX′=JY′= 0.237kg·m2， JZ′=0.294kg·m2。

用Matlab中的Simulink模块仿真后，我们得到导航控制变量(x, y, z)的响应曲线如图B-3-9所示。从图B-3-10中看出， x, y在到达目标(1, 1, 1)时均出现超调，且x方向超调较大。

三、系统软件设计分析

1.系统总体工作流程

(1)程序功能描述

本系统的程序有两部分功能：① 45s内A、B区单程往返式一键式飞行；② 30s内A、B区单程带铁片一键式往返飞行。主程序流程图如图B-3-10所示。

图B-3-10　主程序流程图

(2)45s内A、B区单程往返式一键式飞行。

(3)30s内A、B区单程带铁片一键式往返飞行。

图B-3-11所示为前进程序流程图，后退循迹程序流程图同理可得。

图B-3-11　前进程序流程图

2.主要模块程序设计

程序清单参见网址。

四、竞赛工作环境条件

1.仪器设备硬件平台

在硬件测试方面，我们主要采用控制变量法分别测量各种传感器的性能与可靠性。在测试过程中可能会有各种与理论值不符的现象产生，如电压的高低，距离的长短。这时保持其他条件不变，针对出现的问题单独检测，顺序是先测电源电压，再测线路的完整性，最后测量结果。如果多次无法得到正确结果，那么判定此传感器已坏，更换新的传感器。其次是对焊接板的检测，我们先要断开单片机，防止因为错误而导致芯片烧坏。检查的顺序采用点对点式的搜索方法，排除焊接带来的不利影响。最后是四旋翼自主飞行系统，应该在未写入程序的情况下，整体检测四旋翼所有的硬件设施以及它们综合调节的情况。

2.设计分析软件环境

软件模块测试：采用自下而上的调试方式，前期设计若干个驱动模块辅助软件测试。同时，对软件测试采用H型测试方法。最大限度提高测试效率和开发进度。先进行模块测试程序的调试，待全部通过之后将所有的软件程序串接起来并结合硬件电路进行整体调试。

3.测试条件与仪器

测试条件：检查多次，硬件电路必须与系统原理图完全相同，并且检查无误，硬件电路保证无虚焊。

测试仪器：模拟示波器，数字万用表。

五、作品成效总结分析

1.成效得失对比分析

目前飞行器实现了起降功能，并且能够实现低空稳定飞行、黑线循迹、电磁头吸引铁片，自转基本消除，但是还存在漂移。分析其原因有以下四条：

(1)飞行器机体制作的精度比较低，使得飞行器的重心与几何中心偏离较大，飞行器不能够调整平衡。

(2)飞控板内部所用的加速度计、陀螺仪精度比较低，灵敏度比较差，受温度影响比较大，另外可能受震动影响比较大，使得所采集的数据与真实情况差别较大，控制芯片无法正确调整姿态。

(3)控制芯片的控制精度不够精确，每次控制调整的超调量较大。

(4)控制系统的核心算法研究不够深入，使得姿态控制不够精确。

2.创新特色总结展望

在四旋翼自主飞行系统的搭建、组装、改进以及程序的编写过程中，我们小组遇到了许多挫折，同时也收获了知识和经验。过程是痛苦的，但结果一定是幸福的。虽然本设计达到了题目的要求，但还有很多可以改进和增加的功能，比如，四旋翼运行的速度还可以再提高，硬件结构还可以优化，线的排布还可以更有条理等。

六、参考资料

[1]侯勇锋,陆连山,高尚德,等.基于PD算法的四旋翼飞行器控制系统研究[J].北京:机械科学与技术,2012

[2]李秀英,刘彦博.基于PWM的四旋翼飞行器控制方法[J].长春:吉林大学学报(信息科学版),2011

[3]李俊,李运堂.四旋翼飞行器的动力学建模及PID控制[J].沈阳:辽宁工程技术大学学报(自然科学版),2012

[4]庞庆霈,李家文,黄文浩.四旋翼飞行器设计与平稳控制仿真研究[M].北京:电光与控制,2012

[5]乔维维.四旋翼飞行器飞行控制系统研究与仿真[D].太原：中北大学,2012

[6]聂博文.微小型四旋翼无人直升机建模及控制方法研究[D].长沙：国防科技大学，2006

[7]刘丽丽.四旋翼飞行仿真器的建模及控制方法的研究[D].长沙：中南大学，2009

[8]魏丽文.四旋翼飞行控制系统设计[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学，2010

[9]庞庆霈.四旋翼飞行器设计与稳定控制研究[D].合肥：中国科学技术大学，2011

报　告　4

基本信息

一、设计方案工作原理

1.方案目标

根据题目要求实现一个四旋翼飞行器系统，在既定位置A区与B区之间实现飞机起飞与降落，并能以尽量小的误差降落到目的地；在此基础上，进一步实现携带一个铁片从A区出发，精准投掷到B区，然后返回A区降落的全过程。该赛题的核心是要能精确控制飞行方向、调整姿态及保持飞行器的平衡性。

2.方案论证

(1)主驱动器的选用方案比较

赛题中明确要求只能使用瑞萨R5F100LEA单片机作为主控核心，但未作数量上的限制。经过初步分析，要实现较为完整功能的飞行器系统，主控板需要完成传感器数据获取、姿态计算、电调控制、路线捕捉等工作，因此在主控板的选择上，我们作如下考虑：

方案1：选用单个瑞萨R5F100LEA作为控制核心，节约成本，电路连接简单，但是程序编写复杂；特别是用于路线捕捉的摄像头数据量较大，占用微处理器的处理时间长，容易因任务处理不及时以及中断源太多导致系统不稳定。

方案2：选用两个瑞萨R5F100LEA作为控制核心板 ，主控制器实现飞行控制，副控制器负责摄像头信号采集处理，二者通过串口进行简单而快速的结果交互。R5F100LEA自身资源非常丰富，其带有PWM输出模块，可以直接用于驱动电路。该多核方案，各控制器任务明确，软件编程相对简单，串口通信也易于实现。但是硬件电路搭建相对方案1较为复杂。

综上所述，选择方案2，即采用两块单片机协同处理，利于小组同学分工合作并行开发，提高编程和调试效率。实践证明，在本赛题的功能实现过程中，方案2体现了巨大的优势。

(2)运动导航模块的选取方案比较

方案1：选用光电导航模块，如灰度或者激光模块，该类模块易于使用，输出信号仅为高低电平，逻辑控制简单，但是探测距离受限且要求平台运动过程非常稳定，在飞行器无法实现高稳态飞行之前难以实现。

方案2：选用TSL1401CL线性CCD摄像头模块，通过摄像头图像内容中的黑白变化，实现对路线的判断。该方案对高度的敏感性较低，但程序编写及数据处理较为繁琐。

综上所述，选择方案2，以线性CCD摄像头作为循迹导航传感器。使用副控制器采集处理数据，通过合理的快速算法确定导航路径，判断偏移并发送给主控制器。

(3)定高模块方案选择

方案1：选用红外测距模块对地测距。红外测距的距离范围为10～80cm，精度为5cm，精度太低，误差超过6%，测距要求无法完全达到赛题设计要求。

方案2：选用超声波测距模块HC-SR04，测距范围为0～150cm，精度为3mm，精度达到 0.3%， 且测距范围完全符合要求。

综上所述，选择方案2，使用超声波测距模块HC-SR04。在副控制器采集处理高度之后向主控制器发送数据。

3.系统设计

本系统硬件分为两部分：

(1)主控制器采集陀螺仪、加速度计数据并处理后，控制输出相应PWM驱动电调电机。

(2)副控制器采集处理摄像头及超声波数据并通过串口与主控制器通信。

飞行器的两个控制器都是瑞萨R5F100LEA单片机，主控制器通过IIC接口连接陀螺仪L3G4200D以及加速度计ADXL345，读取数据后计算出欧拉角以确定飞机实时姿态，并由加速度计数据进行误差累计补偿。计算加速度后为电机电调提供合适的PWM波形，完成闭环的平衡性保持。

同时副控制器负责处理超声波模块数据并实时测量高度信息，以发送上升或下降信息给主控制器，当飞机到达指定高度后，由TSL1401CL线性CCD读取当前指示线图像并处理为偏航信号，发送左右偏航信号给主控制器使飞行器保持正确航向，并在正确时间点快速稳定地停在终点位置。

4.系统结构框图

系统结构框图如图B-4-1所示。

图B-4-1　飞行器系统框架图

控制器模块：采用两块R5F100LEA瑞萨单片机双核控制。

陀螺仪及加速度计模块：我们采用的是GY-80九轴姿态测量传感器模块，板上集成了三轴陀螺仪、三轴加速度、3轴磁场、气压计等多个传感器，本方案使用其中的L3G4200D陀螺仪以及ADXL345加速度传感器。

电调及电机模块：本系统采用HY天行者40A电调及新西达A2212电机(1000kV)提供飞行动力。

超声波传感器模块：机身下方装有超声波测距传感器，随着飞机上升，传感器输出脉冲的占空比会发生变化，经过单片机处理可以精确计算出当前飞机与地面的距离，用以保持高度。

摄像头模块：采用TSL1401线性CCD模块，可以通过实时采集地面信息，由副控制器计算出航偏。

二、飞行控制与理论计算

1.飞行姿态理论及控制计算

刚体运动时可以通过欧拉角变换测得当前姿态，如图B-4-2所示做两个坐标系，一个位于地面参考系，一个位于飞机体参考系。对于任意Q向量，相对于机体参考系得到向量QP和相对于地面参考系的向量QG，由旋转矩阵R得到QG=RQP，其中旋转矩阵 

图B-4-2　机体坐标系及地面坐标系

(1)机体绕zb轴旋转得到yaw偏航角ψ

(2)机体绕yb轴旋转得到pitch俯仰角θ

(3)机体绕xb轴旋转得到roll横滚角φ

因此得到欧拉角和方向余弦之间的关系如下：

由全向余弦矩阵计算得到欧拉角

得到飞行器姿态后即可通过由嵌套的 PI→PID 算法循环来控制。优化内部的 PID 循环对良好稳定飞行至关重要。外部PI循环不那么敏感，主要影响飞行的样式(快或慢)。内部 PID 循环计算出所需的旋转角速度并且和原始陀螺仪数据比较。将差异反馈给 PID 控制器，并发送到电机来修正旋转。为了得到更好的马达输出流程，我们对侧倾的控制算法也进行了优化。

PI控制调整：

参数: STB_RLL_P 和 STB_PIT_P，默认值为 4.5，每一度的误差以每秒 4.5°旋转。如需改变旋转速度，可以调整该值。

参数: STB_RLL_I 和 STB_PIT_I，用来克服飞行器姿态的不平衡。如果姿态不对称，这个参数会与飞行器保持水平。数字越大补偿的速度越快。较小的数字会产生一个非常缓慢的振荡(以秒为单位)而造成不良的影响。

PID比率调试：

参数: RATE_RLL_P 和 RATE_PIT_P 成正比反应，默认值为 0.14。因为不同马达的重量和推力不同，飞行器将有很大不同。如果飞行器迅速振荡，需要降低这个值。如果飞行器比较呆滞，则需要增大这个值。这是需要调整的最重要参数。

参数: RATE_RLL_I 和 RATE_PIT_I， 默认值为 0。使用这个值来维持飞行器的旋转速度。如果飞行器未能达到所要求的旋转速度，这个值将补足误差值。

参数: RATE_RLL_D 和 RATE_PIT_D， 默认值为 0.0025。这个值会削减朝向目标角的加速度。如果该值太高，机体在俯仰(pitch)或侧倾(roll)上快速振荡。

参数: STAB_D，默认值为 0.06。决定飞行器的旋转加速度，一个快速的角度变化就能消除小摇晃。

总体上在调试飞行器时，先将 RATE_I 及 RATE_D 设定为 0，只要调整 RATE_P 的值即可。RATE_P 完成后再来调整 RATE_I 及 RATE_D。

2.超声波传感器理论计算

超声波是一种频率比较高的声音，指向性强。超声波测距的原理是利用超声波在空气中的传播速度为已知，测量声波在发射后遇到障碍物反射回来的时间，根据发射和接收的时间差计算出发射点到障碍物的实际距离。超声波测距的时序如图B-4-3所示，由此可见，超声波测距原理与雷达原理是一样的。

测距的公式表示为：L=c×T。

式中L为测量的距离长度；c为超声波在空气中的传播速度；T为测量距离传播的时间差(T为从发射到接收时间数值的一半)。[已知超声波速度c=340m/s (20℃室温)]

图B-4-3　超声波时序图

(1)模块接收到触发信号后，自动发送 8个 40kHz的方波，然后检测是否有信号返回。

(2)有信号返回，计算超声波发送和返回的时间间隔，最后综合计算得出当前的测试距离。

(3)当为电平触发模式时，模块将距离值转化为 340m/s时的时间值的 2倍，通过 Echo端输出一高电平，可根据此高电平的持续时间来计算距离值。即距离值为：

(高电平时间×340m/s)/2。

(4)超声波传播速度误差：超声波的传播速度受空气的密度所影响，空气的密度越高则超声波的传播速度就越快，而空气的密度又与温度有着密切的关系，近似公式为：

c=c0+0.607×T

式中：c0为零摄氏度时的声波速度(332m/s)； T为实际温度(℃)。对于超声波测距精度要求达到1mm时，就必须把超声波传播的环境温度考虑进去。

三、系统软件设计分析

软件设计思想：系统采用模块化结构设计，使得系统功能组态更加方便。基本程序模块有模式选择程序、超声波测距程序、电机控制程序、摄像头循迹程序、起飞降落及维稳程序等。各个模块能够独立实现各部分功能。

程序设计流程图如图B-4-4所示。

图B-4-4　程序设计流程图

四、竞赛工作环境条件

1.测试条件

(1)测试时间： 2013年9月7日

(2)测试地点： 南邮仙林校区教三320室

(3)测试地点环境温度：21℃

2.测量仪器

(1)卷尺(测量飞机落点误差)2个

(2)秒表(测量各个阶段使用时间)1个

3.测试方法

组装飞机机架，放置平稳；飞行器模式选择完毕。

(1)将飞机平放在起始位置上，手动按键使飞机起飞。

(2)测试开始，用秒表计时，记录各个测试阶段的时间。

(3)降落后测量降落点距离误差。

五、作品成效总结分析

1.测试数据

电池充满电后，一次性测完全部过程，中途不换电池重复测四次，测量数据如表B-4-1所示。

表B-4-1　飞行器实地测试结果表

2.创新发挥

本系统为保证算法正确、飞行稳定，在动力选择上使用电调加电机驱动方式，动力足、负重能力强。一般的玩具航模都是空心杯电机负重过小，为了弥补续航时间短的缺点，我们使用的大功率电机大容量电池都是本方案的优势，选择高精度超声波传感器以及线性CCD循迹导航，保证了测量高度以及循迹的准确性，而且测得精度也比较高。

3.结果分析

从测得数据来看，赛题中各项指标除高度要求外都能达到，尤其在时间指标上都远远超过指标要求。分析系统可得，这主要得益于控制算法的优化，由于在飞行器正常飞行过程中平衡性保持较好，可以更好地加快飞行速度，节省时间，这也是本系统的一大创新。但是也正是由于这一创新点，也带来一定影响。从数据表格中可以看出，停止位置相对于目的位置测量存在一定误差，但仍能达到题目指标。我们采用的大功率电机速度快，驱动力强，使得飞行器在制动减速时有一定难度。

总体上来说，通过双核结构的系统设计，充分发挥了瑞萨R5F100LEA接口丰富的特点，在飞行控制软件上的优化，使得飞行器获得较快的速度和良好的飞行性能，完成了赛题的要求。

六、参考资料

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