基于STM32的四旋翼飞行器设计.docx
《基于STM32的四旋翼飞行器设计.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《基于STM32的四旋翼飞行器设计.docx（24页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
基于STM32的四旋翼飞行器设计
第十一届中国研究生电子设计竞赛
技术论文
论文题目：
基于stm32的四旋翼飞行器设计
DesignofQuadrotorAircraftBasedonSTM32
参赛单位：
南京信息工程大学
队伍名称：
weare伐木累
指导老师：
行鸿雁
参赛队员：
张兰戴学飞钱坤
完成时间：
2016.6.18
摘要
四轴飞行器是一种结构紧凑、飞行方式独特的垂直起降式飞行器，与普通飞行器相比，具有结构简单、故障率低和单位体积能够产生更大升力等优点，所以在军事和民用多个领域都有广阔的应用前景，非常适合在狭小空间内执行任务。
本设计采用stm32f103zet6作为主控芯片，3轴加速度传感器mpu6050作为惯性测量单元，通过2.4G无线模块和遥控板进行通信，最终使用PID控制算法以PWM方式控制电子调速器驱动电机实现了四轴飞行器的设计。
关键词：
四轴飞行器,stm32;mpu6050,2.4G无线模块.PID.PWM
Abstract
Quadrocopterhasbroadapplicationprospectintheareaofmilitaryandcivilianbecauseofitsadvantagesofsimplestructure.Smallsize,lowfailurerate,takingoffandlandingertically.etc.itissuitableforhavingtaskinnarrowspace.
ThisdesignusesSTM32f103zet6asthemasterchip,andtriaxialaccelerometermpu6050inertialmeasurementunit,via2.4Gwirelessmoduleandremotecontrolpanelforcommunication.Finallyusingpidcontrolalgorithmwithpwmdrivestheelectronicspeedcontrollertochangemototorealizethedesignofquadrocopter.
Keyword:
quadrocopter,stm32,mpu6050,2.4Gwirelessmodule;pid;pwm
第一章作品难点与创新
1.1作品难点
对于一种芯片，最麻烦的就是底层的驱动了，很多驱动得自己编写，为了最大发挥处理器的性能，做了很多驱动优化，将不必要的延时降到最低，比如I2C总线驱动，官方的代码不符合自己的要求，通信效率低，我们花了几天的时间去优化这个驱动，使用了模拟的IIC接口，最后在保证稳定性的前提下，速度提高了一倍。
这个设计遇到的最大问题就是怎样保持飞行器的平衡。
开始的时候，我们以为很简单，不就是简单的闭环控制么，随着深入研究和实验，发现有些东西已经不能用我现有的知识来解答了，比如姿态的解算。
我想姿态解算也是这个项目的难点，怎样时时刻刻都准确的跟踪到飞行器的姿态。
很多人都知道使用加速度和陀螺仪检测物体的姿态，很多手机就有这些传感器，但是这两传感器在飞行器上貌似水土不服，陀螺仪随时间推移漂移了，加速度计由于电机的高速运转震动基本上处于半瞎状态。
所以我们使用了串级pid算法，并且优化了串级pid算法，使得在只用一个mpu6050的情况下，可以实现稳定的飞行，并且在飞行20层楼层的高度时可以飞出定高的效果。
调试过程中，采用无线通信芯片nrf24l01和stm32单片机作为控制端，同时用匿名四轴上位机显示状态。
1.2创新点
设计的创新点有两个，一是在于遥控器的控制方面，传统的飞行器控制飞行在于通过遥杆控制，通过对遥杆的物理操作实现飞机的左右前后飞行，我们则采用感应式姿态控制，通过遥控器上板载的mpu6050，去跟踪手的姿势，然后将手的物理动作对应到相应的角度，发送给飞控部分，飞控部分将接受到的信号作为期望的角度，实现飞行器的左右前后飞行。
本次设计的第二个创新点在于优化pid算法，单纯的pid算法是不足以控制动力如此大的大四轴，再加上只有一个六轴传感器mpu6050是不足以控制好大四轴的，通常市面上的飞行器姿态测量这方面会用到多个传感器，以实现飞行器姿态的跟踪。
但是我们只用了一个六轴传感器mpu6050就可以做到非常稳定的飞行，主要原因在于对算法的优化。
第二章方案论证与设计
本次设计选择的材料如下：
主控芯片：
STM32F103ZET6
无线通信：
NRF24L01
传感器：
MPU6050六轴传感器
遥控主芯片：
STM32F407ZGT6
机架的型号:
F450，重量282克。
电机轴距450mm，螺旋桨采用1045型。
电机则采用银燕MT-2216，810KV无刷电机，最高转速2极马达 210000 转/分钟，重量：
37g。
电调为好盈20A电子调速器，持续电流30A，短时电流40A。
电池则采用了 2200mah锂电池。
2.1飞控部分硬件框图
图2-1
从图中可以看出，STM32是电路的核心，它受5v电源控制，它负责和mpu6050，nrf24l01进行通信，处理数据，输出pwm信号给电子调速器，以得到控制电机的转速，实现飞行姿态的调整。
2.2遥控器部分硬件框图
图2-2
遥控部分STM32F407ZGT6作为主要芯片，nrf24l01f负责和飞控部分无线通信，遥杆主要控制油门大小，mpu6050负责跟踪手的姿势。
2.3各部分元器件介绍
本次设计主要的工作在于程序的编写，所以就需要对所需要的主芯片和各个模块有一个详细的了解，接下来给大家介绍下我们所用的芯片口和模块介绍。
2.3.1stm32介绍
内核：
ARM32位的Cortex-M3，最高72MHz工作频率，在存储器的0等待周期访问时可达1.25DMips/MHZ（DhrystONe2.1）单周期乘法和硬件除法。
存储器：
从32K到512K字节的闪存程序存储器（STM32F103XXXX中的第二个X表示FLASH容量，其中：
“4”=16K，“6”=32K，“8”=64K，B=128K，C=256K，D=384K，E=512K），最大64K字节的SRAM。
电源管理：
2.0-3.6V供电和I/O引脚，上电/断电复位（POR/PDR）、可编程电压监测器（PVD），4-16MHZ晶振振荡器，内嵌经出厂调教的8MHz的RC振荡器，内嵌带校准的40KHz的RC振荡器，产生CPU时钟的PLL，带校准的32KHz的RC振荡器
低功耗：
睡眠、停机和待机模式，Vbat为RTC和后备寄存器供电。
模数转换器：
2个12位模数转换器，1us转换时间（多达16个输入通道），转换范围：
0至3.6V，双采样和保持功能，温度传感器。
DMA：
2个DMA控制器，共12个DMA通道：
DMA1有7个通道，DMA2有5个通道。
支持的外设：
定时器、ADC、SPI、USB、IIC和UART，多达112个快速I/O端口（仅Z系列有超过100个引脚），26/37/51/80/112个I/O口，所有I/O口一块映像到16个外部中断；几乎所有的端口均可容忍5V信号。
调试模式：
串行单线调试（SWD）和JTAG接口，多达8个定时器，3个16位定时器，每个定时器有多达4个用于输入捕获/输出比较/PWM或脉冲计数的通道和增量编码器输入，1个16位带死区控制和紧急刹车，用于电机控制的PWM高级控制定时器，2个看门狗定时器（独立的和窗口型的），系统时间定时器：
24位自减型计数器。
多达9个通信接口：
2个I2C接口（支持SMBus/PMBus），3个USART接口（支持ISO7816接口，LIN，IrDA接口和调制解调控制），2个SPI接口（18M位/秒），CAN接口（2.0B主动），USB2.0全速接口。
计算单元：
CRC计算单元，96位的新批唯一代码。
封装：
ECOPACK封装。
图2-3
2.3.2电子调速器
电调全称电子调速器，英文ElectronicSpeedControl,简称ESC。
针对电机不同，可分为有刷电调和无刷电调。
它根据控制信号调节电动机的转速。
本文采用好盈电调20A。
对于它们的连接，一般情况下是这样的：
1、电调的输入线与电池连接；
2、电调的输出线（有刷两根、无刷三根）与电机连接；
3、电调的信号线与接收机连接；
另外，电调一般有电源输出功能，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。
电调的输出为三～四个舵机供电是没问题的。
因此，电动的飞机，一般都不需要单独为接收机供电，除非舵机很多或对接收机电源有很高的要求。
2.3.3mpu6050六轴传感器
MPU6050是InvenSense公司推出的全球首款整合性6轴运动处理组件，内带3轴陀螺仪和3轴加速度传感器，并且含有一个第二IIC接口，可用于连接外部磁力传感器，利用自带数字运动处理器（DMP:
DigitalMotionProcessor）硬件加速引擎，通过主IIC接口，可以向应用端输出完整的9轴姿态融合演算数据。
有了DMP，我们可以使用InvenSense公司提供的运动处理资料库，非常方便的实现姿态解算，降低了运动处理运算对操作系统的负荷，同时大大降低了开发难度。
DMP是InvenSense公司的MPU器件独特的硬件功能，它能够直接从传感器读出计算好的四元数的数据，获取设备的姿态。
DMP功能保存在主处理机的易失性内存中，若需要使用DMP功能，则每次芯片上电后都需要初始化。
DMP程序库项目中提供的示例应用程序中给出了更新映像和初始化DMP功能的一系列步骤。
加载并启用DMP功能的步骤包括：
（1）通过函数dmp_load_motion_driver_firmware（）把DMP载入MPU内存。
（2）通过dmp_set_orientation（）函数更新定位矩
（3）当DMP检测到运动或撞击时会触发DMP回调功能。
（4）通过函数dmp_enable_feature（）启用DMP功能。
四旋翼飞行器运用姿态解算计算出空间三轴欧拉角。
MPU6050与MCU连接方式如图2-4所示，陀螺仪采样三轴角速度值，加速度传感器采样三轴加速度值，而磁力传感器采样得到三轴地磁场值，将陀螺仪、加速度传感器、磁力传感器采样后的数据进行标定、滤波、校正后得到三轴欧拉角度，其中陀螺仪和加速度传感器选用MPU6050芯片，采用IIC总线与主控板通信。
图2-4
2.3.4无线通信NRF24L01
NRF24L01是NORDIC公司生产的一款无线通信通信芯片，采用FSK调制，集成NORDIC自家的EnhancedShortBurst协议。
可以实现点对点或是1对6的无线通信。
无线通信速度最高可达到2Mbps。
NRF24L01采用SPI通信，可以很方便的连接到MCU上面。
①2.4G全球开放的ISM频段，免许可证使用。
②最高工作速率2Mbps，高校的GFSK调制，抗干扰能力强。
③126个可选的频道，满足多点通信和调频通信的需要。
④内置CRC检错和点对多点的通信地址控制。
⑤可设置自动应答，确保数据可靠传输。
NRF24L01模块介绍
图2-5
CE：
模式控制线。
在CSN为低的情况下，CE协同CONFIG寄存器共同决定NRF24L01的状态（参照NRF24L01的状态机）
CSN：
SPI片选线
SCK：
SPI时钟线
MOSI：
SPI数据线（主机输出，从机输入）
MISO：
SPI数据线（主机输入，从机输出）
IRQ：
中断信号线。
中断时变为低电平，在以下三种情况变低：
TxFIFO发完并且收到ACK（使能ACK情况下）、RxFIFO收到数据、达到最大重发次数。
第三章原理分析与硬件电路图
3.1飞行器空气动力学分析
四旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。
结构形式如图3.1所示。
图3-1
四旋翼飞行器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。
四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，但只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。
四旋翼飞行器的电机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。
图3-2
在图3-2中，电机1和电机3作逆时针旋转，电机2和电机4作顺时针旋转，规定沿x轴正方向运动称为向前运动，箭头在旋翼的运动平面上方表示此电机转速提高，在下方表示此电机转速下降。
垂直运动：
同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总的拉力增大，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。
俯仰运动：
在图（b）中，电机1的转速上升，电机3的转速下降（改变量大小应相等），电机2、电机4的转速保持不变。
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，同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。
（3）滚转运动：
与图b的原理相同，在图c中，改变电机2和电机4的转速，保持电机1和电机3的转速不变，则可使机身绕x轴旋转（正向和反向），实现飞行器的滚转运动。
（4）偏航运动：
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。
当电机2和电机4的转速下降时，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。
（5）前后运动：
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e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。
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。
（6）倾向运动：
在图f中，由于结构对称，所以倾向飞行的工作原理与前后运动完全一样。
3.2飞控部分硬件电路图设计
图3-3
3.3遥控部分硬件电路图设计
图3-4
第四章软件设计与流程
4.1pid算法分析
PID控制器（比例-积分-微分控制器）是一个在工业控制应用中常见的反馈回路部件，由比例单元P、积分单元I和微分单元D组成。
PID控制的基础是比例控制；积分控制可消除稳态误差，但可能增加超调；微分控制可加快大惯性系统响应速度以及减弱超调趋势。
PID（比例（proportion）、积分（integral）、导数（derivative））控制器作为最早实用化的控制器已有近百年历史，现在仍然是应用最广泛的工业控制器。
PID控制器简单易懂，使用中不需精确的系统模型等先决条件，因而成为应用最为广泛的控制器。
PID控制器的数学模型：
输入量为r（t）；
输出量为y（t）;
偏差量为e（t）=r（t）-y（t）;
PID算法的定义：
（1）
其流程框图如图4-1。
图4-1
PID算法公式适用于连续系统，因此单片机控制系统不能够直接使用，因此在此基础上使用离散的控制模型，也叫0阶保持器的离散系统，将上式离散化，需要使用后向差分法。
首先将上式的积分传递函数转化为连续的S域模型：
（2）
使用后向差分法可以得到s域到z域的映射关系：
（3）
于是可以得到：
（4）
其中：
因此得到离散的PID表达式：
（5）
在编程时，可写成：
（6）
P-----改变P可提高响应速度，减小静态误差，但太大会增大超调量和稳定
时间。
I-----与P的作用基本相似，但要使静态误差为0，必须使用积分。
D-----与P,I的作用相反，主要是为了减小超调，减小稳定时间。
e（n）--------------------------本次误差。
e（n）+e（n-1）+...+e（0）------所有误差之和。
e（n）-e（n-1）------------------控制器输出与输入误差信号的微分（即误差的变化率），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。
4.2串级pid系数的整定
内环P：
从小到大，拉动四轴越来越困难，越来越感觉到四轴在抵抗你的拉动；到比较大的数值时，四轴自己会高频震动，肉眼可见，此时拉扯它，它会快速的振荡几下，过几秒钟后稳定；继续增大，不用加人为干扰，自己发散翻机。
特别注意：
只有内环P的时候，四轴会缓慢的往一个方向下掉，这属于正常现象。
这就是系统角速度静差。
内环I：
PID原理可以看出，积分只是用来消除静差，因此积分项系数个人觉得没必要弄的很大，因为这样做会降低系统稳定性。
从小到大，四轴会定在一个位置不动，不再往下掉；继续增加I的值，四轴会不稳定，拉扯一下会自己发散。
特别注意：
增加I的值，四轴的定角度能力很强，拉动他比较困难，似乎像是在钉钉子一样，但是一旦有强干扰，它就会发散。
这是由于积分项太大，拉动一下积分速度快，给的补偿非常大，因此很难拉动，给人一种很稳定的错觉。
内环D：
这里的微分项D为标准的PID原理下的微分项，即本次误差上次误差。
在角速度环中的微分就是角加速度，原本四轴的震动就比较强烈，引起陀螺的值变化较大，此时做微分就更容易引入噪声。
因此一般在这里可以适当做一些滑动滤波或者IIR滤波。
从小到大，飞机的性能没有多大改变，只是回中的时候更加平稳；继续增加D的值，可以肉眼看到四轴在平衡位置高频震动（或者听到电机发出滋滋的声音）。
D项属于辅助性项，因此如果机架的震动较大，D项可以忽略不加。
外环P：
当内环PID全部整定完成后，飞机已经可以稳定在某一位置而不动了。
此时内环P，从小到大，可以明显看到飞机从倾斜位置慢慢回中，用手拉扯它然后放手，它会慢速回中，达到平衡位置；继续增大P的值，用遥控器给不同的角度给定，可以看到飞机跟踪的速度和响应越来越快；继续增加P的值，飞机变得十分敏感，机动性能越来越强，有发散的趋势。
4.3串级pid系统框图
图4-2
4.3软件设计流程图
4.3.1飞控部分程序设计
图4-3
4.3.2遥控部分程序设计
图4-4
第五章系统测试与误差分析
5.1PID调试一般原则
1）在输出不振荡时，增大比例增益P
2）在输出不振荡时（能消除静态误差就行），减小积分时间常数Ti
3）在输出不振荡时，增大微分时间常数Td
5.2matlab仿真模拟测试pid参数
图5-1
纯P调节（Kp大，稳态误差小，响应快，但超调大）
PI调节（TI小，响应速度快，超调大，系统震荡加剧）
PI调节（在同样积分常数Ti下，减小比例增益Kp可减小
超调，增加系统的稳定性）
PD调节（引入微分项，提高了响应速度，增加了系统的稳定性但不能消除系统的余差）
PD调节（微分时间越大，微分作用越强，响应速度越快，系统越稳定）
PID调节（PD基础上I作用的引入消除了余差，达到了理想的多项性能指标要
求：
超调、上升时间、调节时间、余差等）
5.3心得
在整定PID参数时，PID三个参数的大小都不是绝对的，而是相对的。
也就是说，如果发现一个参数比较合适，就把这个参数固定死，不管别的参数怎么变化，永远不动前 面固定的参数。
这是要不得的。
串级调节系统，在整定参数时，一般把主、副调隔离开来，先整定一个回路，再全面考虑。
一般而言，先整定内回路。
把PID参数隔离开来，先去掉积分、微分作 用，让系统变为纯比例调节方式，再考虑积分，最后考虑微。
第六章总结
首先，为了让四轴平稳的悬停或飞行在半空中，四个电机必须提供准确的力矩->假设力矩与电机PWM输出呈线性关系，也就是必须提供准确的4路PWM->4路PWM由遥控器输入（期望角度）、PID算法及其参数和姿态解算输出（当前角度）组成，假设遥控器输入不变（类似脱控）、PID算法及其参数也较为准确（PID参数无需十分精确，但只要在某个合理的范围内，控制品质差不了多少），也就是姿态解算的输出必须是十分准确的，可以真实反应飞行器的实际角度->姿态解算的结果由加速度计和陀螺仪给出，根据前述惯性导航的描述，加速度计补偿陀螺仪，因此要得到精确的姿态解算结果，务必要求加速度输出精确的重力加速度g->这里仅讨论悬停飞行，因此忽略掉额外的线性加速度（事实证明，在四轴强机动飞行过程中，线性加速度必须要考虑并消除），假设加速度计输出重力加速度g，这个重力加速度g必须十分“精确”。
总结一下：
精准力矩->精准PWM->精准姿态->加速度计输出“精确”重力加速度g。
这里的“精确”打了引号，意思不是说加速度的性能十分好，要输出精确的当地加速度g，而是说它能够准确反应机架的角度。
为了达到悬停、平稳的飞行效果，控制算法输出的PWM会让加速度计输出的重力加速度g在XOY平面内的分量就可能少，也就是说：
PID控制算法控制的不是机架水平，而是加速度计水平，PID不知道机架是什么东西，它只认加速度计，它的使命就是让加速度计水平。
我现在假设加速度计与机架存在某个角度，比如右倾30°，四轴主视图如图6-1所示。
图6-1
加速度计（红线）与四轴机架的水平面（虚线）呈30°。
起飞后，PID控制算法会尝试将加速度计调整至水平位置，因此四轴就会往图中左边飘，倾斜角度也为30°。
这就是为什么飞机无法垂直起飞，或者飞行过程中往一个方向飘的原因：
加速度计和机架没有水平。
因此在加速度计的机械安装时，尽量保证加速度计与机架水平。
如果有些朋友已经将加速度计固定在飞控板上，可以通过遥控器的通道微调功能设置悬停时的期望角度，软件上校正这种机械不水平。
除了上述讨论的加速度计安装水平问题，也需要对加速度计进行零偏置校正，具体的方法叫做6位置标定法：
即将加速度计沿着6个方向放置，分别记录重力加速度计g在6个方向上的最大输出值，然后取平均，得到圆球的中心点（这里假设g投影为球，实际上为椭球，需要进行最小二乘法拟合求三轴标定系数）。
最后提一点，如果加速度计和遥控器均做了调整，飞机可以做到垂直起飞，并且飞行效果还行，但是飞机的回中速度较慢，感觉就像是在抬轿子一样。
具体描述：
悬停时，猛往一个方向打摇杆后立即放手，飞机会往摇杆方向走很远才停下。
这是因为飞机过于稳定，也就是内环的作用过强或者外环作用过弱导致，解决方法是降低内环P或者加大外环P。
参考文献
[1]吴东国.基于四旋翼飞行器平台的低空遥感技术在公路环境调查中的应用[J].公路交通技术,2012,第6期:
137-138.
[2]姬江涛,扈菲菲,贺智涛,杜新武,刘剑君.四旋翼无人机在农田信息获取中的应用[J].农机化研究,2013,第2期:
1-4.
[3]赵晨,杜勇.四旋翼无人机在输电线路巡视中的应用[
升级会员 