基于多傳感器的四旋翼飛行器硬件電路設計

張軼

摘要：四旋翼飛行器機體結構簡單，姿態控制復雜，近年來被廣泛應用于民用以及軍事領域。需要通過搭建四旋翼飛行器飛行控制平臺的方式，穩定控制無人飛行器的飛行姿態。基于這一背景，本文嘗試對基于多傳感器裝置的四旋翼飛行器硬件電路設計問題進行分析與探討，在對總體結構設計方案進行分析的基礎之上，分別研究電源模塊以及多傳感器模塊的設計要點，以此種方式整合相關功能模塊，實現基于多傳感器的四旋翼飛行器控制系統硬件電路設計。在此基礎之上，通過仿真實驗證明：在多傳感器四旋翼飛行器硬件電路系統中，可以引入卡爾曼濾波算法融合四旋翼飛行器相關姿態參數，通過多傳感器配置的方式彌補傳統硬件電路方案局限性，促進控制精度的提升，這為后續有關四旋翼飛行器穩定控制問題的研究提供了重要參考與依據，希望能夠引起業內人士的關注與重視。

關鍵詞：四旋翼飛行器;多傳感器;硬件電路;設計

在信號處理技術、傳感器裝置技術以及微電子技術快速發展的背景下，四旋翼無人飛行器相關控制算法及其在工程實踐中的應用不斷優化與創新，有關該課題的研究成為業內人士高度關注的一項課題。新一代四旋翼飛行器系統航點跟蹤完全可靠自主，同時還具備多飛行器協同飛行的能力。從系統設計的角度上來說，四旋翼無人飛行器兼具耦合性強、多變量以及非線性的特征，欠驅動系統控制需要搭載調節無刷電機轉速的方式實現，而對無刷電機轉速的調節需要通過引入無刷電調系統的方式實現。但在四旋翼無人飛行器實際應用中，飛行狀態下受零漂、溫漂、機體震動以及外部環境條件等一系列因素影響，導致飛行高度的維持存在較大難度，位置姿態估計也面臨著一定挑戰。考慮到該問題，有研究人員嘗試在的四旋翼的飛行器硬件電路設計中引入加速度傳感器以及陀螺儀裝置，通過多傳感器配置的方式彌補傳統硬件電路方案局限性，促進控制精度的提升。

1 總體結構設計

四旋翼飛行器旋翼以對稱方式安裝于支架頂端，相鄰位置旋翼呈反向旋轉方向，對角線上旋翼程相同旋轉方向，以不同旋轉方向的配合確保飛行系統在飛行模式下達到扭矩平衡的狀態。對于四旋翼飛行器而言，其所對應旋轉切角呈固定狀態，六自由度飛行姿態的控制需要通過調節單個電機轉速的方式實現，而飛行模式下四旋翼飛行器的偏航運動則需要通過對順時針旋轉電機以及逆時針旋轉電機相對速率進行調節的方式實現。結合以上分析，從四旋翼飛行器總體結構的角度上來說，硬件系統以飛控板為核心，同時配置遙控模塊、電源模塊以及動力設備模塊。有關研究人員給出了搭載核心芯片的多傳感器四旋翼飛行器飛行控制系統總體結構。整個四旋翼飛行器硬件系統采用鋰電池供電，無刷電調系統以及飛控板依托于I?C總線數據傳輸的方式對電機轉速進行靈活調節。同時，通過PPM解碼板實現2.4MHz控制信號在飛控板中的數據傳輸。在此基礎之上，以多傳感器配置為依托，四旋翼飛行器飛行模式下的高度檢測可依托于大氣壓力傳感器裝置實現，加速度計與陀螺儀配合應用則可實現對四旋翼飛行器飛行模式下的姿態解算。

2 電源模塊

基于多傳感器裝置的四旋翼飛行器硬件系統供電功能通過鋰電池實現，持續放電倍率為30C，對應工作參數為11.1V，2200MAh，通過設計穩壓電路的方式面向四旋翼飛行器硬件系統中不同電路提供供電支持，保證各個模塊工作狀態的正常與穩定。為確保四旋翼飛行器飛控系統運行的安全穩定，控制系統需要5.0V以及3.0V兩種電平供電。在硬件電路電源模塊實際運行的過程當中，鋰電池面向四旋翼飛行器硬件系統提供11.1V單位電壓，在經7805穩壓芯片處理后轉換為5.0V電壓，其中一部分直接面向飛控板提供電能支持，另一部分則向預留外部接口提供電壓支持。7805穩壓芯片對鋰電池提供電壓進行轉換，所輸出5.0V電壓繼續經穩壓芯片處理，轉換至3.0V電壓輸出，此環節中對穩壓芯片的選型為MCP1700T，所輸出轉換3.0V電壓其咋哄一部分直接面向四旋翼飛行器硬件系統數字電路提供電能支持，另一部分則面向模擬電路提供電能支持。除此以外，在四旋翼飛行器電源模塊中，為最大限度預防電壓抖動以及濾波因素對電壓供給及其轉換穩定性產生不良影響，選擇330uF/25V電解電容器裝置、貼片電容器裝置、以及10uF/16V電容器裝置并聯使用的設計方案。

3 多傳感器控制模塊

在四旋翼飛行器飛行模式下，為通過硬件電路控制系統實現對其飛行姿態的靈活控制，就需要將多個類型的傳感器裝置加入控制系統中，如通過陀螺儀與加速度傳感器裝置相配合的方式，支持對四旋翼飛行器飛行模式下角速度以及三軸加速度的測量，同時還可依托于大氣壓力傳感器裝置對四旋翼飛行器起始位置氣壓水平以及穩定分析高度下氣壓水平進行測量，以氣壓差為參考指標控制飛行考度，從而支持四旋翼飛行器自主導航功能的實現。

在基于多傳感器裝置的四旋翼飛行器硬件系統設計中，選用MPX4250A為大氣壓力傳感器裝置，對于集成傳感器芯片而言，除具備壓阻式壓力傳感器裝置意外，還配置有專門獨立運行的薄膜電阻網絡，以此種方式發揮傳感器裝置相對于四旋翼飛行器的溫度補償作用。正常運行狀態下，四旋翼飛行器硬件系統大氣壓力傳感器裝置穩定測壓區間為20kPa～250kPa，輸出電壓穩定區間為0.2V～4.9V，工作溫度區間為-40.0℃～125.0℃。按照該思路所配置電路系統中，可以以壓力大小為依據，對P1以及P2進行控制，支持結合四旋翼飛行器硬件系統實際運行狀態，對P1以及P2放大倍數進行合理選取，以促進采樣精度水平的提升。

在加速度傳感器裝置的選取方面，考慮四旋翼飛行器硬件系統設計對加速度傳感器裝置有功耗水平低、精度高以及性能高等方面的要求，因此選取LIS344ALH裝置實現，該裝置可通過模擬輸出的方式面向外部電路直接提供測量信號作為支持，檢測量程為±2.0g～±0.4g，工作電壓取值區間為2.2V～3.6V。在此過程當中，VREF為通過穩壓芯片轉換為3.0V穩定電壓輸出。在整個應用電路中，將100uF貼片電容器裝置作為解耦電容裝置應用。同時，將1.0uF濾波電容應用至輸出端，以達到控制系統運行噪聲的目的。

還需要特別注意的一點是，在整個四旋翼飛行器硬件系統運行過程當中，單純依賴于加速度傳感器裝置無法實現對震動誤差的可靠補償，因此需要將機械性能作為陀螺儀裝置選型中非常重要的一項考量因素。本方案中選擇ADXRS610陀螺儀傳感器，該裝置可以搭載單芯片實現完整單軸角速度響應。陀螺儀分別安裝于與四旋翼飛行器硬件系統組歐標西垂直的坐標系統，支持三軸軸角速度測量。

4 實驗仿真

對于四旋翼飛行器而言，在姿態解算的過程當中，需要借助于陀螺儀傳感器裝置對角速度進行直接測量。此過程中需要注意的一點是，在積分得到角度的過程當中，伴隨時間的不斷延長，會導致累計積分誤差的產生。積分誤差產生的原因是多方面因素共同作用的，一方面是受時間的影響，另一方面則是受四旋翼飛行器自身機械特性的影響，導致零漂、溫漂問題的產生。將加速度傳感器裝置融入陀螺儀傳感器裝置的使用過程當中，可以以加速度傳感器裝置為依托，面向陀螺儀傳感器裝置提供絕對參考系支持，同時實現加速度傳感器裝置自身良好靜態性能與陀螺儀傳感器裝置良好動態性能的融合，對外部環境條件相對于四旋翼飛行器飛行狀態的干擾進行有效抑制，在此基礎之上引入卡爾曼濾波算法處理，對降低數據噪聲起到了非常重要的幫助。通過對四旋翼飛行器正常飛行狀態下，加速度傳感器裝置采樣數據與經卡爾曼濾波處理后數據進行對比可以發現噪聲信號呈現出非常顯著的下降趨勢，但仍然有一定擾動因素存在。同時，在四旋翼飛行器正常飛行狀態下，陀螺儀傳感器裝置對角速度數據進行采集過程中存在較為明顯的零漂以及溫漂現象。在零漂為0.05°且靜態輸出電壓取值為2.63V的情況下，經卡爾曼濾波處理后波形圖顯示積分數據呈現出相對平滑的收斂趨勢，一方面有效補償了零漂現象，另一方面還對累積誤差進行了有效控制，對溫漂產生了非常理想的抑制效果，因此證實在四旋翼飛行器的硬件電路設計過程中，可以通過多傳感器配置的方式彌補傳統硬件電路方案局限性，促進控制精度的提升，這為后續有關四旋翼飛行器穩定控制問題的研究提供了重要參考與依據。

5 結束語

本文上述相關分析中基于對四旋翼飛行器飛行原理的初步分析，整合包括電源、多傳感器在內的相關功能模塊，通過對相關傳感器裝置的合理選型，支持四旋翼飛行器硬件系統設計工作的順利完成，并搭建適用于四旋翼飛行器的飛行試驗平臺，通過多次飛行試驗驗證了硬件系統的可行性以及可靠性，符合預期設計目標。同時，在陀螺儀傳感器裝置與加速度傳感器裝置配合使用期間，基于卡爾曼濾波算法合理處理相關參數，通過多傳感器配置的方式彌補傳統硬件電路方案局限性，促進控制精度的提升，仿真結果同樣對該方法的有效性做出了可靠驗證。

參考文獻

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