基于STM32C8T6的四旋翼飛行器控制系統(tǒng)硬件電路方案設計

本文基于四旋翼飛行器的工作原理和性能特點，設計了飛行器控制系統(tǒng)的硬件電路。系統(tǒng)包含微控制器模塊、姿態(tài)測量模塊、無線通訊模塊、遙控器模塊、電機驅動模塊。系統(tǒng)能夠為傳感器參數(shù)測量、控制算法實現(xiàn)、無線通信等提供硬件平臺，功耗低、可靠性高。實驗結果表明，本系統(tǒng)能夠穩(wěn)定、可靠運行。

四旋翼飛行器是一種具有6個自由度和4個控制輸入的可垂直起降、懸停、前飛、側飛和倒飛的無人駕駛飛行器，4只旋翼可相互抵消反扭力矩，不需要專門的反扭矩槳。被廣泛應用于無人偵察、森林防火、災情監(jiān)測、城市巡邏等領域。飛行控制系統(tǒng)是四旋翼飛行器的核心部分，其性能的好壞決定了整個系統(tǒng)的性能。近年來，微小型四旋翼無人機的自主飛行控制得到了研究人員的廣泛關注［1］。隨著計算機技術和電子技術的發(fā)展，國內的小型飛行器研究開發(fā)工作逐漸升溫，許多公司形成了產業(yè)。例如大疆公司將四軸飛行器等多軸飛行器實現(xiàn)了商業(yè)化應用。國內研究的重點主要為三個方面：姿態(tài)控制、傳感器技術發(fā)展以及新材料的應用、電池領域技術的研究。典型代表有哈工大、北京航空航天大學、南京航空航天大學、國防科技大學等［2］。在控制算法上，先進PID控制得到廣泛應用［3-4］。

本文以ARM Cortex-M3架構的STM32C8T6作為飛行器控制處理器，以MPU-6050作為飛行器的姿態(tài)傳感器，以低功耗2.4GHz的nRF24L01作為無線傳輸器件，以HC-RS04超聲波作為障礙物報警傳感器設計系統(tǒng)硬件電路。經過實驗調試，硬件系統(tǒng)能夠穩(wěn)定、可靠運行。

1 系統(tǒng)總體結構設計

1.1 物理結構設計

四旋翼飛行器由一個十字支架和四個螺旋槳組成，支架中間安放飛行控制處理器及外部設備，四個螺旋槳半徑和角度相同，呈左、右、前、后四個方向兩兩對稱排列。四個電機對稱安裝在支架端，其中，電機1和電機3逆時針旋轉，電機2和電機4順時針旋轉，通過改變四個電機的轉速來控制電機的運行狀態(tài)。其結構形式如圖1所示。

1.2 工作原理

四旋翼飛行器在工作時，是通過電機調速系統(tǒng)對四個電機的轉速進行調節(jié)，以實現(xiàn)升力的不同變化，從而控制飛行器的運行狀態(tài)。飛行器的電機1和電機3呈逆時針旋轉，電機2和電機4呈順時針旋轉，此時飛行器的陀螺效應和空氣扭矩效應均被抵消，從而保證飛行器能夠平衡穩(wěn)定的飛行。通過適當?shù)馗淖冸姍C的轉速，來控制飛行器的飛行狀態(tài)。

1.3 飛行器控制系統(tǒng)總體系統(tǒng)設計

飛行控制系統(tǒng)分為地面和機載兩部分，其在物理上是彼此單獨的，在邏輯上是彼此相連的。地面部分又分為地面站部分和遙控器部分，這兩部分相互獨立。整個飛行控制系統(tǒng)由微控制器模塊、無線模塊、電機驅動模塊、姿態(tài)測量模塊、高度測量模塊、報警電路模塊、地面站和遙控器等部分組成。系統(tǒng)總體框圖如圖2所示。

2 系統(tǒng)主要功能模塊硬件電路設計

2.1 微控制器模塊

本控制系統(tǒng)是一個多輸入多輸出系統(tǒng)，控制模塊的主要輸入信號有各個傳感器的測量數(shù)據(jù)，輸出信號為四路變脈寬電機控制信號，需要多個定時/計數(shù)器控制信號脈寬。系統(tǒng)需要處理很多傳感器傳來的數(shù)據(jù)，并且需要將數(shù)據(jù)送回地面系統(tǒng)，需要實時控制，響應速度必須要快。此外，本系統(tǒng)傳感器的接口多樣化，需要更多樣的接口才能便于軟件讀取?；谶@些需求，本設計中飛行器微處理器模塊選用ARM Cortex-M3內核的STM32F103C8T6，它的時鐘頻率可以達到72MHz，并且擁有IIC總線接口、JTAG接口、SPI接口、AD采集接口、多路PWM輸出和多個串口，便于多樣化傳感器的掛接和程序的下載與調試。此微控制器具有8個定時器，對于信號采集和PWM輸出均能滿足。

2.2 姿態(tài)測量模塊

四旋翼飛行器受電機振動和外界干擾影響較大，精確數(shù)學模型建立較難，且其載重有限，一般以慣性器件作為姿態(tài)測量裝置，姿態(tài)測量部件是整個硬件系統(tǒng)的重要部分。本設計綜合考慮硬件設計原則，采用MPU-6050作為飛行器的姿態(tài)傳感器。MPU-6050通過IIC協(xié)議接口進行通訊，只需要將MPU-6050的SDA數(shù)據(jù)線和SCL時鐘線與STM32通用I/O口相連接，其電路如圖3所示。為了穩(wěn)定輸出，避免空閑總線開漏，利用R2與R3作為SDA和SCL的上拉電阻，提高總線的負載能力。電路中C9為數(shù)字供電電壓濾波電容，C8為校準濾波電容，C10為電荷泵電容，C11為供電電壓濾波電容。

2.3 無線通訊模塊

系統(tǒng)在這三個方面需要無線通訊：首先需要將遙控器的信號通過無線模塊發(fā)送出去。其次，地面站需要接收飛控端的姿態(tài)數(shù)據(jù)，并需要發(fā)送控制參數(shù)。最后，在飛控端需要接收遙控器和地面站的數(shù)據(jù)。結合通訊距離，成本等因素，本設計選用nRF24L01無線模塊器件。其發(fā)射電路可以通過LC振蕩電路構成。為了便于維修，利用接口將無線模塊獨立出來。

2.3.1 遙控器模塊

本設計采用搖桿控制方式，利用數(shù)-模轉換器將搖桿的模擬量轉化為數(shù)字量，再將轉化后的數(shù)字信號傳遞給小型控制器，經過一定的數(shù)據(jù)處理，通過無線發(fā)射出去，供飛行器控制器接收利用。采用nRF24L01作為遙控器的無線發(fā)射器件，為了便于數(shù)-模轉換，遙控器搖桿采用搖桿電位器，通過采集電位器的電壓值去衡量遙控的行程量;由于遙控器處理信號單一，不需要高速的處理器，采用8位的51單片機STC89C52RC作為遙控器的控制器，用來采集搖桿的模擬信號和發(fā)送采集到的數(shù)據(jù)。采用PCF8591作為數(shù)據(jù)獲取器件，其含有4路模擬量輸入，1路模擬量輸出，屬于標準的IIC通訊，能夠滿足本設計要求。遙控器硬件電路如圖4所示。

2.3.2 地面站模塊

飛行器地面站主要完成以下兩個方面的功能：（1）在飛行器穩(wěn)定飛行時檢測飛行器的飛行狀態(tài)，傳遞控制參數(shù)給飛行器，使其按照控制算法運行;（2）在飛行器調試階段，完成飛行器PID參數(shù)的修改和調整。由于PC機一般留給用戶操作的多為USB接口，然而nRF24L01通訊接口為SPI接口，本設計選用51單片機讀取nRF24L01的數(shù)據(jù)，繼續(xù)由單片機將數(shù)據(jù)通過USB轉串口芯片與PC機通訊，完成地面站數(shù)據(jù)的傳輸功能。

2.4 電機驅動模塊

2.4.1 電機驅動原理

本設計選用直流無刷電機作為飛行器的動力驅動設備。根據(jù)無刷直流電機的換向原則，無刷直流電機的控制形式分為：開環(huán)控制、轉速負反饋控制和電壓反饋加電流正反饋控制。其中，開環(huán)控制無反饋進行校對，應用于轉速精度要求不高的場所;轉速負反饋控制的機械性能好;電壓反饋加電流正反饋控制一般應用在動態(tài)性能要求高的場合。針對本設計來說，需要實時調整電機的轉速，并且調速頻率比較大，所以在本設計中采用電壓反饋加電流正反饋控制方法。

2.4.2 電機驅動電路設計

根據(jù)電機控制原理，本設計將電機驅動電路劃分為三個部分：微處理器、反電動勢檢測和功率驅動部分。

（1）微處理器

由于無刷直流電機的換向頻率比較高，不宜使用低頻率的處理器，再加上電機的旋轉會產生旋轉的磁場，對處理器有很大的干擾。通過比較，本設計采用ATMEGA8單片機作為電機驅動微處理器。

（2）反電動勢檢測

在換向的過程中，需要不停地檢測轉子的位置，通過轉子產生的反電動勢就可以知道轉子的位置信息，通過分壓衰減原理，檢測電機三相反電動勢電壓相對中性點的電壓，從而確定轉子的位置。反電動勢檢測電路如圖5所示。

其中，A、B、C端子為電機三相電壓，R33~R38為分壓電阻，P-A、P-B、P-C分別三相反電動勢對應電壓，P-M為中性點電壓。

（3）功率驅動

功率驅動是為了給電機提供大的電流，使其達到能夠穩(wěn)定運行的目的，本設計采用并聯(lián)MOS管提高輸出的電流，在每一相上橋臂并聯(lián)3個P溝道MOS管，達到三相全橋可控的目的，在每一相的下橋臂上也并聯(lián)3個N溝道MOS管。

3 硬件系統(tǒng)調試

3.1 PWM控制飛行器驅動電機調試

通過對4個電機進行通電，加上不同占空比的PWM波形，來控制電機的轉速，記錄電源電壓、電流的變化情況，在穩(wěn)定輸出11.1V，不同的占空比下，電源電流變化情況如表1所示。

由表1可知：占空比越大，電機驅動工作需要的電流越大;在占空比達到接近極限值時，電流輸出變化很小，實驗表明硬件系統(tǒng)能夠可靠運行。

3.2 無線通訊調試

通過測試無線的連通性、傳輸距離和丟包率，來確定無線模塊的性能特性。把遙控器設置為發(fā)送模式，地面站設置為接收模式，利用地面站的報警燈來指示接收的狀態(tài)，成功接受一次閃一下，通過改變遙控器和接收機之間的距離，記錄一分鐘內指示燈閃爍的次數(shù)，來評估無線傳輸質量;測試分別在教學樓樓道和空曠操場進行，詳細記錄見表2。

由表2可知：無線通訊在15m之后的傳輸效果有明顯下降，這是由無線通信模塊的功率決定的，實驗表明無線通信部分在設計需求范圍內能夠可靠運行。

3.3 綜合調試

圖6為PID控制算法下載到四旋翼飛行器控制器進行實際飛行控制的姿態(tài)曲線圖，其中①代表橫滾角，②代表俯仰角，③代表偏航角。圖6為飛行器受到側風干擾后，姿態(tài)角受控重新收斂到平穩(wěn)（0，0，0）狀態(tài)的角度數(shù)據(jù)。下圖為飛行器從某一個姿態(tài)受控收斂到平穩(wěn)（0，0，0）狀態(tài)的角度數(shù)據(jù)。從實驗結果可以看出系統(tǒng)能穩(wěn)定運行。

4 結束語

完成了四旋翼飛行器控制系統(tǒng)方案設計以及系統(tǒng)各個模塊硬件器件選型和電路設計，進行了系統(tǒng)硬件電路的調試，實驗結果表明，系統(tǒng)能夠穩(wěn)定、可靠運行。