基于MSP432單片機的四旋翼無人機控制系統設計

徐曉丹，鄧 鵬，袁雙全，桂逸凡

（荊楚理工學院 電子信息工程學院，湖北 荊門 448000）

0 引言

隨著國家的日益強盛，科技飛速發展，新興科技不斷涌現，四旋翼無人機的出現便是眾多高科技中的杰出代表。四旋翼無人機主要由4 個槳葉交叉形成十字結構，通過槳葉旋轉提供升力進行飛行，遙控器控制其飛行方向。四旋翼無人機控制系統國外早有研究，一些著名高校和創業公司都有四旋翼無人機控制系統的自主研發，利用相關的控制算法，結合多個傳感器建立具有獨特控制性。四旋翼無人機結構簡單，具有橫滾、俯仰、偏航、懸停、垂直等多種飛行模式，很大程度上滿足了用戶的需求。控制系統的作用在四旋翼無人機的飛行過程中十分關鍵[1,2]。在本文中，以MSP432 微控制器為核心，利用MPU6050 傳感器采集四旋翼無人機的姿態數據，改進傳統PID 控制算法，完成四旋翼無人飛行器飛行控制系統設計。

1 系統總體方案設計

本文的四旋翼無人機主要由MSP432 單片機、遙控器、控制器、傳感器、IMU 解算單元、電源以及其他組件組成。MSP432 作為飛行控制器，接收傳感器提供的信息進行分析和判斷，輸出PWM,控制4 個電機的轉動，控制飛行器的飛行姿態。傳感器模塊包括IMU 解算單元、高度感應器、水平感應器、巡線感應器等，傳感器給出無人機姿態信息、陀螺儀值、高度值等，通過解算后融入到整個IMU 飛控單元中，得到無人機在空間中的一個相對穩定的位置，無人機下一步的飛行方向在接收到位置信息之后進行控制。遙控器負責把遙控信息輸入到控制器中，實現一鍵起飛功能，必要時還可以切換至手動控制狀態。系統整體框圖如圖1。

圖1 系統整體框圖Fig.1 Overall system block diagram

2 系統硬件設計

系統硬件主要由F260-T432 底板、傳感器模塊、控制器、遠程控制器、馬達控制等幾大部分構成。Open MV 作為巡線控制器的數據來源控制整個無人機飛行。IMU 解算單元解算出信息后，首先給姿態控制器去控制無人機穩定飛行，還會給出水平信息，與光流數據融合后控制水平控制器。高度控制器根據激光模塊測出距離后將數據進行融合，控制無人機飛行高度。

2.1 F260-T432底板設計

F260-T432 底板搭載TI 公司的MSP432 系列開發板[3,4]。飛行控制器使用MSP432P401R 核心板作為主控，MSP432主要應用于對功耗和性能要求都比較嚴苛的應用領域，其主要由F260-T432 底板、傳感器模塊、控制器、遠程控制器、馬達控制等幾大部分構成。MSP432 中的MCU 是32位，相較于16 位RISC（精簡指令集）的MSP430 單片機，MSP432 單片機采用32 位RISC，性能有很大提升，具有強大的處理能力，極低功耗，豐富的芯片外設和高效靈活的開發環境。作為一個極低功耗、高性能的MCU，MSP432單片機的應用前景十分廣闊。

2.2 傳感器模塊

傳感器模塊由IMU 解算單元、高度傳感器、水平傳感器和巡線傳感器組成，給無人機提供所有傳感信息。在IMU 求解單元中，得到了3 種信息：加速度信息、陀螺儀信息和糾正無人機飛行姿態的溫度信息。陀螺儀信息用來被矯正，溫度信息用來做恒溫控制，IMU 解算利用MPU6050 采集四旋翼無人機的姿態數據，以相對平穩的姿勢使無人機在空中飛行；高度傳感器由氣壓計和紅外激光傳感器組成，實現定高功能，讓無人機穩定飛行在某一確定高度；水平傳感器搭載匿名光流模塊，通過水平速度、垂直速度的識別，實現無人機定點懸停、定高等功能。水平傳感器由一個異步串口總線用來連接其他控制器，一個USB 口用來連接上位機，方便調參；巡線傳感器采用OpenMV3 攝像頭模塊，OpenMV3 攝像頭能進行機器視覺識別，實現無人機循跡功能。通過Micropython 語言，實現想要的邏輯的攝像頭內置圖像處理算法，使用外置終端觸發拍攝或執行算法都很容易，還能利用算法的結果控制I/O引腳。圖2為傳感器模塊圖。

圖2 傳感器模塊圖Fig.2 Sensor module diagram

2.3 姿態控制器

姿態控制器包括高度控制器、水平控制器和巡線控制器[5-7]。姿態控制器是最基本的控制器，讓無人機以一個相對穩定的姿態在空中飛行；高度控制器可以實現測高功能，使無人機穩定地飛行在一定的預期高度上；水平控制器根據光流數據控制無人機水平方向，向左向右或是保持不變；巡線控制器根據Open MV 傳回來的信息實現巡線控制。

2.4 遙控器

本設計采用T8F8 遙控器，內置發射機，傳輸頻率為2.4GHz，適配R8F8 接收機，采用S-BUS 信號輸出，其他通道能輸出對應PWM 信號，方便配合其他傳感器使用。

遙控器的兩種模式：姿態模式與定點模式[8]。姿態模式中，由油門直接控制，Pitch 控制俯仰角度，Roll 控制橫滾角度，Yaw 控制航向角度；在定點模式中，高度信息由油門來控制，遙控器模塊圖如圖3。

圖3 遙控器模塊圖Fig.3 Remote control module diagram

2.5 電機控制

本設計選取了一種以無人機穩定飛行為目標的無刷電動機作為無人機動態源，無刷直流馬達適合四旋翼飛機，其體積小、效率高、穩態轉速誤差小。無刷電機要進行驅動，無刷電機的驅動相對來說比較復雜，需要單獨的MCU控制三相橋驅動。遙控器和巡線控制器分別控制姿態和水平控制器。根據速度采樣定理，電機控制模式采用400Hz的PWM 波控制電機，能精準控制電機。

3 系統軟件設計

軟件部分主要通過地面控制實現其飛行控制，四旋翼無人機的姿態信息、控制解算、姿態控制3 大模塊形成閉合的控制回路，保證了即使在外界環境的干擾下也能快速反應，進行自我調節，確保穩定飛行。

3.1 MPU6050姿態信息采集

MPU6050 姿態信息采集沒有組合式陀螺儀與加速器軸間差的問題，安裝空間相對于多組件方案有所減小。6 軸傳感器MPU6050 是整合6 軸運動處理的組件，內帶3 軸陀螺儀和3 軸加速計，利用II C 接口將全6 軸進行整合，并利用自帶的數字運動處理器DMP 硬件加速引擎與外接磁力傳感器相結合。

3.2 MPU6050的四元數姿態解算

無人機姿態解算有歐拉角、方向余弦、四元數等，它們各有優缺點。歐拉角法在計算時存在90°奇點，存在一個超越函數，難以計算。方向余弦法狀態維數高，求解時會產生歪斜、飄移等誤差，計算量大，效率低。旋轉矢量法的雙值性，在解算時會產生誤差，產生奇異矩陣。這幾種姿態解算方法中，四元數法變復雜的三角函數運算為簡單的線性化系統，具有計算量小、精度高，可避免奇異性等優勢。

為了更好地描述無人機在空間中的位置，如圖4，建立慣性坐標系E 和機體坐標系B。

圖4 慣性坐標系E和機體坐標系BFig.4 Inertial coordinate system E and body coordinate system B

根據無人機飛行時4 個槳葉不同的旋轉順序，分別對應不同的旋轉矩陣，依據偏航角Ψ、俯仰角θ、橫滾角φ的順序，分別繞OEZE-OEYE-OEXE旋轉，依次旋轉的矩陣連乘就得到了旋轉矩陣REB。

矩陣REB的轉置矩陣REB就是將機體坐標系B 轉換成慣性坐標系E：

當θ=±π/2 時：

此時橫滾角的旋轉軸與偏航角的旋轉軸發生重合，失去了一個自由度。把四元數和歐拉角聯系起來就可以，表示其旋轉為：

旋轉矩陣表示為：

聯立式（1）和式（5）得：

3.3 PID控制系統設計

PID 算法原理簡單，通過調整3 個單元的增益Kp，Ki，Kd實現其特性，魯棒性強，控制精度相對較高，傳統PID控制算法適用于線性且動態特性不隨時間變化的系統，PID控制律算法表示為：

其中，Kp為比例增益，Ki為積分增益，Kd為微分增益，u(t)為控制量（控制器輸出），e(t)為被控量與給定值的誤差[9]。

PID 控制適用于許多控制問題，在參數調整好后具有不錯的效果，然而在一些應用下效果不佳，通常無法提供最佳的控制。PID 控制的主要問題在于其是線性對稱的，在非線性的系統中，其效果可能會有變化。由于無人機屬于非線性不穩定系統，在實際飛行環境不確定情況下，傳統PID 控制器無法適應四軸飛行器的非線性系統。本文改進傳統PID 算法，引進串級PID 控制器控制無人機的飛控系統。

將兩個PID 控制器組合在一起就是串級PID 控制器，外環控制器的輸出賦給內環控制器的輸入，減小誤差，滿足非線性條件。內部的PID 控制器直接對目標值進行控制，外部的PID 控制器用來快速逼近目標值。與傳統PID 控制算法相比較，串級PID 控制使時間常數減小，振蕩周期縮短，提高系統的運行效率，增強飛控系統的穩定性。圖5是串級PID 控制的原理圖。

圖5 串級PID控制原理圖Fig.5 Schematic diagram of cascade PID control

串級PID 控制器在使用時，外環控制無人機的姿態角，達到超前控制的快速響應；內環作為角速度環控制無人機，實現對角速度的控制，提高無人機的飛行穩定性。

在串級PID 控制系統建立后，利用MATLAB 對四旋翼無人機進行仿真控制，利用PID Tuner 工具箱整定參數并進行對比驗證。調試串級PID 時先把外環去除，將外環比例增益Kp設置成1。在調整內環Kp時將Kp逐漸增大，再撥動飛機，此時飛機會逐漸開始震蕩，當飛機能快速震蕩以后，再緩慢調小Kp，將震蕩減小。接著調整內環Kd，緩慢增加Kd，直到飛機抖動逐漸減小，如果增加到一定程度，再次出現震蕩，則表示Kd過大，此時只要減小Kd，使飛機保持輕微震蕩即可。再調整內環Ki（方法同Kd），緩慢增加Ki，直到消除最后輕微震蕩，此時飛機可以快速抵抗角度偏移。

在整定外環Kp時，緩慢增大外環Kp，直到飛機能快速響應打舵，并且使飛機不再震蕩。內環Kp，Ki，Kd大了都會震蕩，且震蕩頻率p

圖6 PID Tuner工具箱參數整定圖Fig.6 Parameter setting diagram of PID Tuner toolbox

通過在MATLAB 上仿真PID，基本了解串級PID 的實際作用。Kp要選取合適值，過大會產生震蕩，過小會產生超常量，從小到大調節緩慢。太大的Kd值會導致毛刺抖動，太小則會出現異常。Ki值大了后，雖然調節很快，但也會產生過沖，出現尖峰脈沖，小了導致調節很慢，可能無法調試達到穩定狀態。

總結以上三點，得出以下規律：在調試PID 時，Kp從小到大調試，Kd從小到大調試，Ki從小到大調試。每次只調一個參數，直到最滿意的時候，再調下個參數。表1給出了PID 的參數。

表1 PID參數Table 1 PID Parameters

4 姿態飛行測試

首次飛行前，需要檢測傳感器數據是否正常，姿態解算是否正常以及電機轉向和槳葉是否正常。檢測傳感器數據是否正常主要檢查加速度計和陀螺儀數據是否出現全部數據為0 的情況，傳感器靜態校正后數據是否剛好滿量程。電機轉向檢查是否正常，根據發電機轉向俯視飛機右上角電機逆時針轉動為標準，由于相鄰電機具有相反轉向，對角電機具有相同轉向，所以電機序號要與定義的相同。

利用MATLAB 進行模擬，驗證PID 控制系統效果，選擇四旋翼無人機的內部變量配置見表2。

表2 四旋翼無人機內部變量配置Table 2 Internal variable configuration of quadrotor UAV

5 結語

本文研究的四旋翼無人機，以MSP432 微控制器為核心，結合硬件和軟件分析實驗，通過MPU6050 傳感器信息采集與數據處理，結合無人機飛行姿態，改進傳統的PID控制算法。四旋翼無人機完成飛控系統設計采用MATLAB仿真模擬進行參數整定，實現姿態探測。通過多次對無人機的飛行控制系統測試和試驗，驗證了基于MSP432 單片機的四旋翼無人機控制系統的可行性。