CN104597912A - 一种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统及方法 - Google Patents

一种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统及方法 Download PDF

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CN104597912A
CN104597912A CN201410766880.3A CN201410766880A CN104597912A CN 104597912 A CN104597912 A CN 104597912A CN 201410766880 A CN201410766880 A CN 201410766880A CN 104597912 A CN104597912 A CN 104597912A
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孙一力
甄子洋
王硕
王新华
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南京航空航天大学
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Abstract

本发明公开了一种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统及方法,六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统包括机载部分、地面站控制部分,所述的机载部分包括六旋翼飞行平台和飞行控制器,所述的地面站控制部分包括具有无线传输功能的测控终端;本系统包括自动控制和手动控制两种模式;该系统具有体积小重量轻的特点。本发明还公开了一种六旋翼无人直升机飞行控制系统的控制方法,通过闭环控制算法计算控制输出量来控制执行机构工作;该方法实现了六旋翼无人直升机在室内的跟踪飞行,扩展了多旋翼无人直升机的应用范围。本发明具有很好的社会经济效益。

Description

一种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统及方法
技术领域
[0001] 本发明涉及遥控模型多旋翼直升机的自主飞行控制技术领域,尤其涉及一种六旋 翼无人直升机跟踪飞行控制系统及方法。
背景技术
[0002] 六旋翼无人直升机是一种结构简单、易于操控、可垂直起降、悬停状态稳定的无人 飞行器。其有6个对称分布在机体四周、正反转成对的旋翼,通过改变各个旋翼转速来实现 对六个自由度的控制,普遍采用电能驱动。六旋翼无人直升机有极高的可控性、机动性和稳 定性,并且具有低噪声、无污染、携带方便、安全危害性小等特点,非常适合于执行中短距离 的飞行任务。其在军事和民用领域均具有广阔的应用前景,如侦察监视、通信中继、搜索救 援、目标跟踪、电力检修、航拍成像等。
[0003] 目前多旋翼无人直升机的导航方式多采用INS/GPS组合导航的方式。这导致多旋 翼无人直升机只有在室外GPS信号较强的场地,才能够自主地完成飞行任务,从而大大限 制了多旋翼无人直升机的应用范围。
[0004] 因此,解决上述问题是迫切需要的。
发明内容
[0005] 本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及的缺陷,提出一种六旋翼无 人直升机跟踪飞行控制系统及方法,用于解决六旋翼无人直升机在室内或无 GPS信号时的 跟踪飞行控制,扩展了多旋翼无人直升机的应用范围。
[0006] 本发明为解决上述技术问题,采用如下技术方案:
[0007] -种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统,包含机载部分和地面站控制部分,其 中,所述机载部分包含六旋翼飞行平台和飞行控制器,所述地面站控制部分包含具有无线 传输功能的测控终端;
[0008] 所述六旋翼飞行平台包含六组飞行机构、机架和无刷云台,所述六组飞行机构对 称地位于机架的六个端点,所述无刷云台固定所述机架的正下方;
[0009] 所述飞行机构包含电机、电调和螺旋桨,所述电机用于带动螺旋桨旋转,所述电调 用于调整电机的转速;
[0010] 所述飞行控制器包含飞行控制模块、传感器模块、视觉导航模块、无线传输模块、 电源模块和遥控接收机;
[0011] 所述飞行控制模块包含主控制单元和协处理单元;
[0012] 所述传感器模块包含六轴姿态传感器、电子罗盘、超声波高度计、雷达传感器;
[0013] 所述视觉导航模块包含摄像头和图像处理单元,所述摄像头设置在无刷云台上;
[0014] 所述主控制单元分别与六组飞行机构、六轴姿态传感器、超声波高度计、协处理单 元、图像处理单元电气相连,所述图像处理单元分别与雷达传感器、摄像头电气相连;所述 协处理单元与无线数传模块电气相连;
[0015] 所述测控终端与所述无线数传模块通过无线进行数据通讯。
[0016] 作为本发明一种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统进一步的优化方案,所述电 源模块包含三块电池,分别为六旋翼无人直升机的六组飞行机构、飞行控制模块和视觉导 航模块提供电源。
[0017] 作为本发明一种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统进一步的优化方案,所述主 控制单元采用ATMEGA2560单片机,所述协处理单元采用ATMEGA32U2单片机。
[0018] 作为本发明一种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统进一步的优化方案,所述六 轴姿态传感器采用MPU-6000六轴姿态传感器,所述超声波传感器采用LV-MaxSonar-EZl声 波传感器,所述雷达传感器采用UTM-30LX信号激光扫描测距仪。
[0019] 本发明还公开了基于该六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法,包含以 下步骤:
[0020] 步骤1),控制六旋翼无人直升机同时执行前飞和上升两个动作,并实时反馈上升 过程中六旋翼无人直升机的姿态数据、相对速度数据和高度数据;
[0021] 步骤2),将反馈的高度数据与预设的高度阈值作比较,当反馈的高度数据等于预 设的高度阈值时,停止上升;
[0022] 步骤3),检测是否存在追踪目标;
[0023] 步骤4),如果没有检测到追踪目标,根据实时反馈的姿态数据、相对速度数据和高 度数据控制六旋翼无人直升机保持悬停状态;
[0024] 步骤5),如果检测到追踪目标,采用摄像头捕捉跟踪目标,对跟踪目标的捕捉图像 进行解算,得出六旋翼无人直升机和跟踪目标的相对位置信息,即跟踪误差数据,根据以下 控制律计算出控制量,分配给六组执行机构,以此控制六旋翼无人直升机飞行:
Figure CN104597912AD00061
[0026] 其中,Λ δ为飞行机构的控制量,Ae为位置误差数据,Λ e'为位置误差数据变化 率,kp为位置误差数据的系数,k i为位置误差数据积分的系数,k d为位置误差数据变化率的 系数,P为比例控制参数,i为积分控制参数,d为微分控制参数,U为速率数据,k' p为速率 数据的系数。
[0027] 作为基于该六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法进一步的优化方案, 所述步骤4)中控制六旋翼无人直升机保持悬停状态的详细步骤如下:
[0028] 分别将实时反馈的姿态数据、相对速度数据和高度数据与悬停状态下的同类数据 进行比较,得到的误差数据,根据以下控制律计算出六组飞行机构的控制量,以此控制六旋 翼无人直升机飞行:
[0029] Δ δ = kp Δ e+h 工 Δ e+k d Δ e'。
[0030] 作为基于该六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法进一步的优化方案, 六旋翼无人直升机俯仰通道的姿态保持控制律为:
Figure CN104597912AD00062
[0032] 六旋翼无人直升机横滚通道的姿态保持控制律为:
[0033] Δ九二 \Δ% + 气 JAeii +
[0034] 其中,Λ δ e、Λ δ a分别为俯仰、横滚方向的控制量,Λ e 0和Δ%分别是俯仰角误差 和俯仰角速度的误差,和Δβ/分别是横滚角误差和横滚角速度的误差,/、、戋和&即 为俯仰角位移、俯仰角位移积分和俯仰角速率的系数,\、气和&即为横滚角位移、横滚 角位移积分和横滚角速率的系数。
[0035] 作为基于该六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法进一步的优化方案, 六旋翼无人直升机在悬停模态下的高度保持的控制律为:
[0036] ASc - kph Aeh + \ J Aeh + ^ Aeh
[0037] 其中,Δ δ。为高度方向控制律,Aeh和Δ%是高度误差和高度变化率的误差, \\和^4是控制参数。
[0038] 作为基于该六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法进一步的优化方案, 六旋翼无人直升机在水平X方向的跟踪控制律为:
Figure CN104597912AD00071
[0040] 六旋翼无人直升机在水平y方向的跟踪控制律为:
Figure CN104597912AD00072
[0042] 其中,Δ δ 0、Λ δ φ分别为X、y方向控制量,u、V分别为X、y方向的速率数据, Λ ex、Aex'为X轴方向的误差和误差变化律,Λ ey、Aey'为y轴方向的误差和误差变化律, I、\、夂和心是X轴方向的控制参数,〜、夂、\和心是y轴方向的控制参数。
[0043] 本发明采用以上技术方案与现有技术相比,具有以下技术效果:
[0044] 1.采用双处理器飞行控制系统与视觉导航系统相结合的硬件电路,所有的数据处 理过程均通过通过机载设备完成,完全避免了因数据传输延迟或通讯信号不稳定等原因造 成的飞行故障,使得该六旋翼无人直升机的飞行效果更佳稳定、更具有实用性;
[0045] 2.该控制方法采用分段PID控制方法,实现了六旋翼无人直升机对移动目标的精 确稳定跟踪。最终实际的实验结果表明,通过该控制方法,六旋翼无人直升机的跟踪误差可 保证在5cm范围内;
[0046] 3.可采用手动控制、自动控制及手动自动结合的控制方式,使得在自动控制出现 故障时,采用手动控制,避免了六旋翼无人直升机的不可控状态。
附图说明
[0047] 图1为本发明飞行控制系统硬件结构框图;
[0048] 图2为本发明软件控制流程框图;
[0049] 图3为本发明六旋翼无人直升机水平方向控制系统框图;
[0050] 图4为本发明六旋翼无人直升机姿态环期望滚转角与实际滚转角输出曲线;
[0051] 图5为本发明目标跟踪相对距离X轴误差曲线。
具体实施方式
[0052] 下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明:
[0053] 该六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统,包括机载部分和地面站控制部分。所述 的机载部分包括六旋翼飞行平台、飞行控制器;其中,所述的六旋翼飞行平台包括对称的机 架和飞行机构,所述的飞行控制器包括飞行控制模块、传感器模块、视觉导航模块、无线传 输模块、电源模块和遥控接收机。飞行控制器中,所述的飞行控制模块包括两块单片机和一 块存储器,两块单片机分别做为主控制单元和协处理单元;所述的传感器模块包括六轴姿 态传感器、电子罗盘、超声波高度计、雷达传感器;所述的视觉导航模块包括摄像头、无刷云 台及图像处理单元;所述的电源模块包括三块电池,分别为六旋翼无人直升机的飞行动力、 飞行控制模块和视觉导航模块提供电源。所述的地面站控制部分包括具有无线传输功能的 测控终端;其中,所述的测控中端包括PC控制台及遥控器。
[0054] 该六旋翼无人直升机机架结构为X型,其飞行轨迹及飞行姿态均由六个旋翼及电 机的转动实现:当六个旋翼的转速同时增大(减小)时,飞机水平上升(下降);当前侧两 个旋翼转速大于(小于)后侧两个旋翼转速时,飞机后仰(前俯),向后(前)飞;当左侧 三个旋翼转速大于(小于)右侧三个旋翼转速时,飞机向右(左)偏转。
[0055] 以下将六旋翼无人直升机简称为无人机。
[0056] 在无人机系统中,飞行控制系统作为无人机的"神经中枢",以飞行控制模块为控 制核心,辅助相应传感器模块、飞行机构、伺服操纵模块、无线传输模块、测控终端等,实现 对无人机的自主导航、飞行控制、任务管理等功能。
[0057] 无人机飞行控制系统主要包括内回路和外回路两个回路,其中内回路为飞行控制 回路,即姿态环,实现对无人机姿态的精确控制;外回路是导航制导回路,即位置环,实现对 经炜、高度的精确跟踪,从而实现无人机对目标的自主跟踪。本发明的控制系统主要是一套 可实现无人机在室内自主完成飞行任务的软、硬件平台。飞行控制模块接收各类传感器采 集的信息,与飞行控制系统回路提供的相应"指令信号"比较而得到的误差,分别作为制导 算法和控制律算法的输入,完成制导和控制律的解算,制导算法的解算结果亦作为控制单 元的指令。飞行机构则按照控制单元解算得出的指令驱动对应旋翼电机的转速变化,从而 实现对无人机的控制。
[0058] 如图1所示,该六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统,包括机载部分和地面站控 制部分。机载部分和地面站的通信有两种方式,即2. 4GHz的FUTABA遥控器无线通信和 433MHz无线传输模块通信。FUTABA遥控器是日本双叶电子工业株式会社生产的一款航模 通用的遥控器,与该品牌接收机配套使用。航模操纵者可以通过拨动遥控器上的一些拨杆, 各拨杆所处的不同位置对应于不同的行程,能产生具有不同脉宽的各通道遥控PWM信号。 无线数传模块传输频率为433MHz,最大传输距离为700m,分为两个模块,分别是Air模块 (串口)用于飞行器搭载,Ground模块(USB接口)用于地面连接电脑使用。
[0059] 本发明的机载部分包括飞行控制模块、传感器模块及其接口电路、视觉导航模块 及其接口电路、无线传输模块及其接口电路、电源模块、遥控接收机、飞行机构等。六组旋 翼及电机位于机架的六个端点,通过PWM输出驱动电路与飞行控制模块中的主控制单元连 接;六轴姿态传感器通过SPI总线电平转换与主控制单元相连接;超声波高度计通过TTL 电平接口与主控制单元相连;图像处理单元通过UART串口与主控制单元相连接;雷达传感 器通过TTL电平接口与图像处理单元连接;摄像头通过USB转TTL电平接口与图像处理单 元连接;无线数传模块通过UART串口与协处理单元相连接;地面站控制部分的地面无线数 传模块与机载部分的无线数传模块进行数据通讯。
[0060] 本发明的飞行控制模块是由两块8位单片机处理器构成的双核架构系统,主控制 单元为ATMEGA2560,协处理单元为ATMEGA32U2。
[0061] ATMEGA2560处理器与ATMEGA32U2处理器均为美国ATMEL公司生产的8位16MHz 单片机。其中主控制单元ATMEGA2560具有54路数字输入/输出(其中16路可用作PWM 输出)、16路ADC、4路UART以及SPI、I2C接口。将其作为飞行控制系统的主控制单元,可 以充分利用其核心频率与外设资源,主要用来处理传感器数据及向飞行机构发送六个通道 PWM信息。同时ATMEGA2560是Arduino开发平台的所支持的处理器,调用Arduino平台所 提供的接口函数即可高效地进行开发研宄。协处理单元ATMEGA32U2与主控制单元相比,夕卜 设资源较少,因此只用作PWM信息的捕获和PPM编码器,捕获接收机发出的PWM信号后再传 输给主控制单元ATMEGA2560。以下对飞行控制模块详细描述:
[0062] 飞行控制模块中,ATMEGA2560是主控制单元,集飞控、导航功能于一身; ATMEGA32U2是协处理单元,主要负责与地面站控制部分进行交互、处理指令。本发明采用双 核架构,两者之间靠 SCI串口通信。串口通信速率虽不及并口 RAM快,但考虑到本方案的飞 行控制系统中,以kbp/s数量级的速率传输数据,能完成系统对实时性的基本要求。
[0063] 主控制单元ATMEGA2560主要完成:传感器信号采集处理、工控板信息处理、电机 驱动、与协处理单元通信、控制律解算、导航算法(航线规划)和故障检测等。协处理单元 ATMEGA32U2主要完成:与地面站通信、遥控信息接收、与主控制单元通信等,这种方案充分 将资源利用最大化。
[0064] 主控制单元ATMEGA2560是控制核心,所有完成的工作构成了带反馈的闭环控制。 它处理传感器信息,为飞行控制系统提供反馈输入;处理手动或自动控制指令,根据具体指 令采用不同的控制方式;驱动电机动作。在此基础上,根据视觉导航、雷达避障信息可自 主完成寻找跟踪移动目标的。双核处理器以强大的指令系统及接口功能显示出功能完善、 速度快、开发方便等优势,能够有效解决高速与微型的矛盾,从而为无人机量身设计集高速 度、高精度和小型化于一体的新型飞行控制模块。
[0065] 协处理单元ATMEGA32U2在地面站控制部分和主控制单元ATMEGA2560之间起到 了"信息中转桥梁"的作用,无人机姿态及位置信息经协处理单元从主控制单元下行到地面 站,地面站控制部分的指令经协处理单元上行到主控制单元。高速SCI通信(57600bps最 大波特率)可以确保通信简单可靠。
[0066] 本发明中使用到的传感器系统包括:
[0067] 六轴姿态传感器:选用美国Invensense公司生产的MPU-6000六轴姿态传感器, 其整合了 3轴陀螺仪、3轴加速器,为全球首例整合性6轴运动处理组件。MPU-6000以数 字输出6轴或9轴的旋转矩阵、四元数、欧拉角格式的融合演算数据。相较于多组件方案, MPU-6000免除了组合陀螺仪与加速器时之轴间差的问题,减少了大量的包装空间,具有低 功耗、低成本、高性能的特点。
[0068] 角速度的感测范围为 ±250°、±500°、± 1000° 与 ±2000° /sec (dsp),可准确 追踪快速与慢速动作;同时可编程的加速计的感测范围为±2g、±4g、±8g与±16g。传感 器的测量数据最终可通过最高400kHz的IC总线或最高20MHz的SPI总线输出。
[0069] 超声波传感器:选用美国Pololu公司生产的LV-MaxSonar-EZl声波传感器。该超 声波测距模块具有功耗低、精度高、探测距离远的特点,其检测范围是〇到6. 45M(21. 2ft), 分辨率2. 5cm,无盲区。该款传感器提供三个输出接口:数字脉冲宽度的输出,模拟信号输 出,和异步串行输出,使用更为方便。
[0070] 激光雷达传感器:选用日本HOKUYO公司生产的UTM-30LX信号激光扫描测距仪。 该激光扫描测距仪测量距离为30m(分辨率为Imm),测量角度270° (分辨率为0. 25° ), 其外形小巧、测量精确,是一款可以完美应用于无人机避障的雷达传感器。该激光扫描测距 仪功耗仅为12V700mA,可应用于电池供电的平台。
[0071] 视觉导航部分的硬件主要包括:
[0072] 摄像头:该发明选用USB摄像头,硬件像素为100W720p,视角度为170°,帧速率为 30fps/1280X720,动态捕获后的存储格式为AVI/WMV。该摄像头的分辨率可兼顾图像清晰 度及图像处理速度。
[0073] 无刷云台:该发明选用Gopro两轴无刷云台,其内置双32位高速ARM核处理器、三 旋翼MEMS陀螺仪和三旋翼MEMS加速度计。控制精度可达0. Γ。控制角度范围,在俯仰方 向为-135°〜90°、横滚方向为-45°〜45°。该无刷云台保证了摄像头始终垂直朝下, 稳定跟随捕捉移动目标,而不受无人机姿态变化的影响。
[0074] 图像处理单元:该发明选用CPU为Intel Cedar view-M N2600的工控板来作为图 像处理计算机。该图像处理单元具有4个IO 口、2个COM 口,支持+12V DC直流输入或2S2P 锂电池供电,支持WinXP、Win 7和Linux操作系统。其具有质量轻、体积小、处理速度快的 特点。使用该图像处理单元将视频处理在机载硬件上完成,保证了图像信息的实时性。
[0075] 无线数传模块是该发明中用于远程控制无人机一种方法,其控制范围决定了无人 机的飞行半径。无线数传模块用于实现位于地面的地面站和位于空中无人机搭载的飞控系 统间的数据互传。该设计选用3DR Radio Telemetry数传模块,传输频率为433MHz,最大传 输距离为700m,使用UART接口输出数据。
[0076] 本发明飞行控制使用三块独立的锂电池进行供电,分别使用10000mAh、25C、22. 2V 的锂电池为无人机的飞行动力供电,900mAh、15C、7.4V的锂电池为飞行控制模块供电和 2200mAh、25C、ll. IV的锂电池视觉导航模块供电。其中,飞行控制模块的电源需进行降 压,提供5V、3.3V这两种直流电源以满足主控芯片的需求。使用深圳好盈科技公司生产的 UBEC-3A实现7. 4V - 5V的高降压,5V作为数字电路的VCC。UBEC是一种开关电源方式的 直流稳压系统,工作在300KHz的开关频率,芯片效率高达92%,并且提供了过流和过热保 护功能。使用美国MICREL公司生产的MIC5219-3. 3实现5V - 3. 3V的低压降,可达到很高 的效率,且成本低,噪音低,静态电流小,电路结构简单。
[0077] 多旋翼飞行器的动力器件包括无刷电机、电调、螺旋桨和动力电源,其中电机、电 调和螺旋桨又称之为飞行机构。动力器件决定了多旋翼的最大载重能力,续航时间与机动 性。该发明设计采用T-motor 4014型号的无刷电机,搭配IOOOOmAh 25C 22. 2V锂电池和 1445型号的碳纤维螺旋桨。该无刷电机搭配1445型螺旋桨和22. 2V锂电池时,100%油门 处对应电流为29. 9A,故电调选用好盈公司生产的30A电调。基于以上动力器件选型,该无 人机载重能力彡5. 8kg,续航时间彡15min。
[0078] 根据飞行控制的功能要求和系统硬件结构特点采用模块化编程,把应用程序划分 为若干个相对独立的程序模块,分别完成相应的功能。软件开发常采用最基本的、无操作系 统的直接程序设计方式,其优点是生成的代码短小精简,运行速度快,本方案容错性强、可 靠性高且维护简单。
[0079] 图2是系统实现自主跟踪的整体流程图。机载部分的软件实现主要包括5个功能 模块:(1)传感器数据采集模块;(2)数据解算模块;(3)增稳控制模块;(4)飞行机构功能 模块;(5)无线数传模块。地面控制站的软件部分主要包括2个功能模块:(1)地面无线数 传模块;(2)姿态位置信息显示模块。在图2中,右半部分的方框内是机载部分的软件的控 制流程,其执行周期为l〇ms,完成数据读取、数据解算、计算PID输出量、设置PWM输出等任 务。
[0080] 所述六旋翼无人直升机飞行控制系统的控制模式包括手动控制模式与自动控制 模式。
[0081] 手动控制模式控制流程如下:
[0082] 遥控接收机接收遥控器信号传输至协处理单元,协处理单元对接收的信号处理后 定时发送至主控制单元,所述主控制单元对接收的信号处理后分别输出至控制飞行机构工 作。
[0083] 对移动物体设置了跟踪目标之后,六旋翼无人直升机的自动控制模式控制流程如 下:
[0084] ①所述摄像头实时采集跟踪目标的图片,并将所述图片发送至图像处理单元;
[0085] ②所述雷达传感器采集六旋翼无人直升机与室内障碍物的相对位置、速度数据, 将所述数据发送至图像处理单元;
[0086] ③图像处理单元将根据接收到的图片计算出六旋翼无人直升机与跟踪目标的相 对位置,并将其与接收到的六旋翼无人直升机与室内障碍物的相对位置、速度数据定时发 送至主控制单元;
[0087] ④所述六轴姿态传感器和超声波高度计分别实时采集六旋翼无人直升机姿态、高 度数据,并将采集到的数据发送至所述主控制单元;
[0088] ⑤主控制单元根据接收到的数据计算出六个飞行机构的电机输出量,并分别输出 至六个飞行机构,控制飞行机构工作;
[0089] ⑥将来自主控制单元的实时数据信息进行处理后下传至地面站控制部分,在PC 控制台显示六旋翼无人直升机实时飞行数据。
[0090] 针对六旋翼无人直升机是一个欠驱动系统而难以控制的特点,图2中"控制律解 算"这个环节,采用经典的PID控制器来对六旋翼直升机进行控制,技术方案如下:
[0091] (1)控制六旋翼无人直升机自主起飞,同时完成前飞和上升两个动作,并实时反馈 上升过程中六旋翼无人直升机的姿态数据、相对速度数据和高度数据,当直升机上升到预 先设定的高度时,停止上升,此时六旋翼无人直升机处于悬停状态;
[0092] (2)未检测到追踪目标时,六旋翼无人直升机保持悬停状态,传感器模块实时采集 直升机的姿态数据、高度数据、相对速度数据,并将采集到的数据发送至主控制单元;所述 PC控制台通过无线传输模块将数据传输至协处理单元;所述协处理单元实时接收传感器 数据及PC控制台数据,将数据处理成"帧"的格式定时发送至主控制单元;所述主控制单元 将接收到的数据帧解算出姿态数据、高度数据、相对速度数据,将解算出的数据与悬停状态 下同类数据进行比较,根据得到的误差数据,并根据控制律计算出飞行机构的控制量,所述 控制律采用如下公式表示:
[0093] Δ δ = kpAe+ki Ae+kdAe',其中,Δ δ为飞行机构的控制量,Ae为误差数 据,Λ e'为误差数据变化率,kp为误差数据的系数,Iii为误差数据积分的系数,k dS误差数 据变化率的系数,P为比例控制,i为积分控制,d为微分控制。
[0094] (3)检测到追踪目标时,除⑵中所述方法外,视觉导航模块捕捉跟踪目标,确定 相对位置信息,并将采集到的数据发送至主控制单元;所述主控制单元将接收到的数据帧 解算出相对位置数据,即得到跟踪误差数据,并根据控制律计算出飞行机构的控制量,所述 控制律采用如下公式表示:
[0095]
Figure CN104597912AD00121
1其中,Δ δ为飞行机构的控制量, Ae为误差数据,Ae'为误差数据变化率,kp为误差数据的系数,Iii为误差数据积分的系数, kd为误差数据变化率的系数。
[0096] 所述控制律解算模块的姿态保持控制律、高度保持控制律、水平方向位置跟踪控 制律,所述方法如下:
[0097] A.姿态保持控制律
[0098] 无人机三机体轴姿态保持系统的控制律都由姿态角速率及角位移反馈组成,用这 种电子反馈方式改善直升机的稳定性。对纵/横向姿态控制和航向控制来说,姿态保持系 统相当于经典PID控制。姿态保持系统处于最内环,在整个飞行过程中都需接通。
[0099] 姿态保持回路的姿态角基准值是指飞机在悬停模态下的配平值,是通过实验获得 的,通常不一定为零;姿态的实际测量值是通过机载传感器测得的。实际值和基准值之差即 为误差,这就是"误差反馈控制"的来源;对于姿态保持回路来说,能得到姿态角速度和姿态 角位移两个误差。
[0100] 六旋翼无人直升机俯仰通道的姿态保持控制律为:
Figure CN104597912AD00122
[0102] 六旋翼无人直升机横滚通道的姿态保持控制律为:
Figure CN104597912AD00123
[0104] 其中,Λ δ e、Λ δ a分别为俯仰、横滚方向的控制量,Ae 0和Aes分别是俯仰角误差 和俯仰角速度的误差,和分别是横滚角误差和横滚角速度的误差,、&和Ie即 为俯仰角位移、俯仰角位移积分和俯仰角速率的系数,、~和&即为横滚角位移、横滚 角位移积分和横滚角速率的系数。
[0105] 以俯仰通道的姿态保持控制律为例\和\构成了一种PID控制律。Λ 转化为对应比例的PWM信号,作用在飞行机构上。当无人机低头时,对应的控制律能使前方 两个电机转速增大产生一个抬头力矩,让无人机抬头,以抵消低头的趋势,使无人机保持平 衡,反之亦然。、戋和&三个参数的获取是采取"先按照模型设计、再实验调整"的方 案调试出来的,目的是让无人机的响应速度快、超调量小。图4中,两条曲线分别为加入姿 态保持控制律后的实际俯仰角和期望姿态角随时间的变化曲线。由图4可知,加入上述姿 态保持控制律后,实际的俯仰角可以稳定跟随期望俯仰角的变化,且满足稳定性好、响应速 度快、超调小的要求。
[0106] 实验证明,这种控制方案简单易行,效果显著,使得无人机具备了一定的抗气流干 扰的能力。
[0107] B.高度保持控制律
[0108] 改变高度的方法,即改变电机转速,从而提高升力。高度控制实际上就是通过高度 传感器反馈的真实高度与设定高度相比较,根据偏差值来调整电机转速的大小。高度控制 实际上也是一个经典PID控制。
[0109] 悬停模态需要定高,这时给定一个固定的高度值作为设定值,此时即构成高度保 持模态。在实际飞行时,常常记下由手动控制切到自动控制时的高度值作为高度保持的基 准值,起飞和着陆过程的高度可以是类斜坡的指令信号。
[0110] 在悬停模态下,高度保持的控制律为:
[0111] = kPAek+K J ΔβΑ+kdhAeh
[0112] 其中,Aeh和Δ6/ι是高度误差和高度变化率的误差,\、\和&是控制参数,构 成了 PID控制律。控制律的输出Δ δ。叠加在六个电机上,这样,当无人机掉高度时,电机 转速会加大,增升;当无人机高度超过预设值时,电机转速减小,产生一种负反馈的自动控 制效果。这三个控制参数也采用"先按照模型设计、再实验调整"的方案调试出来。
[0113] C.水平方向位置跟踪控制律
[0114] 位置控制即无人机轨迹控制。轨迹控制主要靠视觉导航模块反馈的位置信息不断 地修正无人机的位置来保证无人机稳定跟随移动目标飞行。由图3可知,俯仰通道和滚转 通道分别通过PID控制将位置偏差以及P控制将速率信息反馈给内回路。
[0115] 六旋翼无人直升机在水平X方向的跟踪控制律为:
Figure CN104597912AD00131
[0117] 六旋翼无人直升机在水平y方向的跟踪控制律为:
Figure CN104597912AD00132
[0119] 其中,Δ δ 0、Λ δ φ分别为X、y方向控制量,u、V分别为X、y方向的速率数据, Λ ex、Aex'为x轴方向的误差和误差变化律,Λ ey、Aey'为y轴方向的误差和误差变化律, ^和心是X轴方向的控制参数,\、夂、〜和< 是y轴方向的控制参数。
[0120] 以六旋翼无人直升机在水平X方向的跟踪控制律为例,&A、<和心构成 PID控制律。控制律的输出△ δ 0作为俯仰通道内回路的输入。这样,当无人机位于移动目 标后方时,期望的俯仰角为正值增大,作用在内回路加大无人机前飞速度;反之,当无人机 位于移动目标前方时,期望的俯仰角为负值增大,作用在内回路减小无人机前飞速度。这四 个控制参数也采用"先按照模型设计、再实验调整"的方案调试出来。图5中的曲线是加入 上述水平方向位置跟踪控制律后,无人机与移动目标之间X轴的相对距离误差。由图5可 知,加入上述水平方向位置跟踪控制律后,无人机与移动目标之间X轴的相对距离误差最 终稳定在IOcm的范围内,实现了对移动目标的稳定跟踪。
[0121] 实验证明,这种控制方案简单易行,效果显著,使得无人机具备了稳定跟踪移动目 标的能力。
[0122] 以上各回路由内而外都是采用经典的PID控制算法,需选取合理的控制参数,使 各个通道跟踪控制器的指令信号,改善其稳定性能。参数的选取过程是,先根据机理建模和 辨识建模的结果辨识出各通道传递函数,针对单通道用根轨迹的方法逐层设计控制律;将 设计的参数移植到实际飞控板的控制算法中去,不断调参试飞,最终得到最佳参数值。
[0123] 经理论建模和实际试飞调参,本发明成果达到了预期的目的:能使六旋翼无人直 升机在气流干扰情形下保持自动悬停模态或跟踪移动目标,有较强的自恢复能力,最终具 备了自动飞行能力,解决了无人机在室内无 GPS导航情况下跟踪移动目标的问题。同时,本 发明的软硬件设计可以运用于多种多旋翼无人直升机上,具备一定的实用性和通用性。

Claims (9)

1. 一种六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统,其特征在于,包含机载部分和地面站控 制部分,其中,所述机载部分包含六旋翼飞行平台和飞行控制器,所述地面站控制部分包含 具有无线传输功能的测控终端; 所述六旋翼飞行平台包含六组飞行机构、机架和无刷云台,所述六组飞行机构对称地 位于机架的六个端点,所述无刷云台固定所述机架的正下方; 所述飞行机构包含电机、电调和螺旋奖,所述电机用于带动螺旋奖旋转,所述电调用于 调整电机的转速; 所述飞行控制器包含飞行控制模块、传感器模块、视觉导航模块、无线传输模块、电源 模块和遥控接收机; 所述飞行控制模块包含主控制单元和协处理单元; 所述传感器模块包含六轴姿态传感器、电子罗盘、超声波高度计、雷达传感器; 所述视觉导航模块包含摄像头和图像处理单元,所述摄像头设置在无刷云台上; 所述主控制单元分别与六组飞行机构、六轴姿态传感器、超声波高度计、协处理单元、 图像处理单元电气相连,所述图像处理单元分别与雷达传感器、摄像头电气相连;所述协处 理单元与无线数传模块电气相连; 所述测控终端与所述无线数传模块通过无线进行数据通讯。
2. 根据权利要求1所述的六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统,其特征在于,所述电 源模块包含=块电池,分别为六旋翼无人直升机的六组飞行机构、飞行控制模块和视觉导 航模块提供电源。
3. 根据权利要求1所述的六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统,其特征在于,所述主 控制单元采用ATMEGA2560单片机,所述协处理单元采用ATMEGA32U2单片机。
4. 根据权利要求1所述的六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统,其特征在于,所述六 轴姿态传感器采用MPU-6000六轴姿态传感器,所述超声波传感器采用LV-MaxSonar-EZl声 波传感器,所述雷达传感器采用UTM-30LX信号激光扫描测距仪。
5. 基于权利要求1所述的六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法,其特征在 于,包含W下步骤: 步骤1),控制六旋翼无人直升机同时执行前飞和上升两个动作,并实时反馈上升过程 中六旋翼无人直升机的姿态数据、相对速度数据和高度数据; 步骤2),将反馈的高度数据与预设的高度阔值作比较,当反馈的高度数据等于预设的 高度阔值时,停止上升; 步骤3),检测是否存在追踪目标; 步骤4),如果没有检测到追踪目标,根据实时反馈的姿态数据、相对速度数据和高度数 据控制六旋翼无人直升机保持悬停状态; 步骤5),如果检测到追踪目标,采用摄像头捕捉跟踪目标,对跟踪目标的捕捉图像进行 解算,得出六旋翼无人直升机和跟踪目标的相对位置信息,即位置误差数据,根据W下控制 律计算出控制量,分配给六组执行机构,W此控制六旋翼无人直升机飞行:
Figure CN104597912AC00021
Figure CN104597912AC00022
其中,A 5为飞行机构的控制量,A e为位置误差数据,A e'为位置误差数据变化率, kp为位置误差数据的系数,ki为位置误差数据积分的系数,kd为位置误差数据变化率的系 数,P为比例控制参数,i为积分控制参数,d为微分控制参数,U为速率数据,k' P为速率数 据的系数。
6. 根据权利要求5所述的六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法,其特征在 于,所述步骤4)中控制六旋翼无人直升机保持悬停状态的详细步骤如下: 分别将实时反馈的姿态数据、相对速度数据和高度数据与悬停状态下的同类数据进行 比较,得到的误差数据,根据W下控制律计算出六组飞行机构的控制量,W此控制六旋翼无 人直升机飞行: A 5 = kp A e+ki / A e+k d A e'。
7. 根据权利要求5所述的六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法,其特征在 于,六旋翼无人直升机俯仰通道的姿态保持控制律为;
Figure CN104597912AC00031
六旋翼无人直升机横滚通道的姿态保持控制律为:
Figure CN104597912AC00032
其中,A 5。、A 5。分别为俯仰、横滚方向的控制量,A e e和心。分别是俯仰角误差和俯 仰角速度的误差,Ae«^和Ae^分别是横滚角误差和横滚角速度的误差,tp。、4^和&^。即为 俯仰角位移、俯仰角位移积分和俯仰角速率的系数,Ap,、气和即为横滚角位移、横滚角 位移积分和横滚角速率的系数。
8. 根据权利要求5所述的六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法,其特征在 于,六旋翼无人直升机在悬停模态下的高度保持的控制律为;
Figure CN104597912AC00033
其中,A 5。为高度方向的控制量,A Gh和A句是高度误差和高度变化率的误差, 、,,、\和^,"是控制参数。
9. 根据权利要求5所述的六旋翼无人直升机跟踪飞行控制系统的控制方法,其特征在 于,六旋翼无人直升机在水平X方向的跟踪控制律为:
Figure CN104597912AC00034
其中,A 5 e、A 5,分别为x、y方向控制量,u、v分别为x、y方向的速率数据,Ae,、 A 为X轴方向的误差和误差变化律,A 6y、A e/为y轴方向的误差和误差变化律,
Figure CN104597912AC00035
Figure CN104597912AC00036
Figure CN104597912AC00037
Figure CN104597912AC00038
、\、Arf,和是X轴方向的控制参数,、,、A,.,、片,和片,是y轴方向的控制参数。
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