CN105353762A - 基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机及其控制方法，所述六旋翼无人机采用双余度姿态传感器，为高精度的挂载姿态传感器MTI和低精度的板载组合传感器（MPU6000+HMC5883l）；在高度控制中融合电池的电量，可保证六旋翼无人机在电池电量低的情况下，依然能够高度保持，有效的解决在低电状态下，高度不稳的问题；通过地面站上传俯仰通道和滚装通道的配平点控制量，减弱六旋翼无人在手动模式下的漂移，可提高后续定点和自动飞行控制的品质。

Description

基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机及其控制方法

技术领域

本发明涉及多旋翼无人机的控制技术领域，尤其涉及一种基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机及其控制方法。

背景技术

小型六旋翼无人机以其灵活简便的操控性、、优越的低速飞行性能、简易的机体结构，可实现垂直起降和定点悬停等优点而得到广泛的使用，并成为无人机领域研究的热点。

目前多旋翼无人机的惯导模块(航姿传感器)多采用单模块设计。而惯导模块是多旋翼无人机飞行的核心部分，此模块出现问题，多旋翼无人机无法正常飞行，导致多旋翼无人机的可靠性与安全性降低。多旋翼无人机由于姿态传感器安装的位置或重心等问题，导致配平点姿态不为0，在遥控器不打杆的情况下会向某个方向漂移。多旋翼无人机在电池电量低的情况，高度控制不稳，容易掉高。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机及其控制方法，提高了多旋翼无人机的可靠性与安全性，解决了由于动力电池电量不足而高度控制不稳、掉高问题，并减弱了六旋翼无人在手动模式下的漂移。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，包含机载部分和地面站部分；

所述机载部分包含机架、六个飞行机构、飞行控制单元、传感器模块、机载无线数传模块、电源模块和遥控接收机；

所述六个飞行机构设置在所述机架的六个机臂的端点上；

所述飞行机构包含依次相连的桨叶、电机和电子调速器，且电子调速器通过PWM输出驱动电路与所述飞行控制单元相连；

所述传感器模块包含MTI姿态传感器、六轴姿态传感器、三轴磁场传感器和气压计；

所述飞行控制单元分别和MTI姿态传感器、六轴姿态传感器、三轴磁场传感器、气压计、机载无线数传模块、电源模块、遥控接收机相连；

所述地面站部分包含控制模块、地面无线数传模块和遥控器。

作为本发明基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机进一步的优化方案，所述遥控器采用2.4GHz的FUTABA遥控器。

作为本发明基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机进一步的优化方案，所述机载无线数传模块、地面无线数传模块采用3DRRadioTelemetry数传模块，传输频率为915MHz。

作为本发明基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机进一步的优化方案，所述飞行控制单元采用STM32F407单片机。

作为本发明基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机进一步的优化方案，所述MTI姿态传感器采用的是XSENS公司的MTI-300。

作为本发明基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机进一步的优化方案，所述六轴姿态传感器选用美国Invensense公司生产的MPU-6000。

作为本发明基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机进一步的优化方案，所述三轴磁场传感器采用的是Honeywell公司的HMC5883L。

作为本发明基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机进一步的优化方案，所述气压计采用由MEAS推出的新一代高分辨率气压传感器MS5611。

作为本发明基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机进一步的优化方案，所述电源模块采用10000mAh、25C、22.2V锂电池。

本发明还公开了基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机的控制方法，包含以下步骤：

步骤1)，进行初始化，并关闭电机；

步骤2)，读取遥控器接收机各个通道的信息、传感器模块中各个传感器的信息、以及地面站部分上传的姿态配平控制量；

步骤3)，判断飞机的飞行模式为手动增稳飞行模式还是定高模式，若为手动增稳飞行模式，转向步骤4)；若为定高模式，转向步骤5)；

步骤4)，根据遥控器油门通道的控制量直接输出油门调节量，转向步骤6)；

步骤5)，运行高度保持控制律计算出油门调节量Δδ_T，其中Δe_h、Δe_υ分别为期望高度与当前高度之间的高度误差、期望速度与当前速度之间的速度误差；k_pυ、k_iυ和是控制参数，分别为高度误差的放大系数、速度误差的放大系数、速度误差的积分的系数和速度误差的微分系数；

步骤6)，姿态解算，根据以下姿态控制律运算，计算出滚转、俯仰、航向三个通道的姿态调节量：

俯仰通道控制律：其中Δe_θ、分别为期望俯仰角和当前俯仰角之间的俯仰角误差和期望俯仰角速率和当前俯仰角速率之间的俯仰角速率误差；和分别为俯仰角位移放大系数、俯仰角速率的放大系数、俯仰角速率误差积分的系数和俯仰角速率误差微分的系数。

滚转通道控制律：其中Δe_φ、分别为期望滚转角和当前滚转角之间的滚转角误差和期望滚转角速率和当前滚转角速率之间的滚转角速率误差；和分别为滚转角位移放大系数、滚转角速率的放大系数、滚转角速率误差积分的系数和滚转角速率误差微分的系数。

航向通道控制律：其中Δe_ψ、分别为期望航向角和当前航向角之间的航向角误差、期望航向角速率和当前航向角速率之间的航向角速率误差、期望角速率；k_pψ、和分别为航向角位移放大系数、航向角速率的放大系数、航向角速率误差积分的系数和航向角速率误差微分的系数；

步骤7)，滚转、俯仰、航向、油门四个通道的输出相耦合，计算出各个电机的输出PWM，实现各个电机转速的控制，转向步骤2)。

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：

1.采用航姿传感器双余度，提高六旋翼无人机飞行的可靠性与安全性；

2.在高度保持中融合电池的电量，可保证六旋翼无人机在电池电量低的情况下，依然能够高度保持，有效的解决在低电状态下，高度不稳的问题；

3.通过地面站上传俯仰通道和滚装通道的配平点控制量，减弱六旋翼无人在手动模式下的漂移，可提高后续定点和自动飞行控制的品质。

附图说明

图1为本发明软件控制流程框图；

图2为本发明飞行控制系统硬件结构框图；

图3为本发明六旋翼无人机俯仰通道控制框图；

图4为本发明六旋翼无人机航向通道控制框图；

图5为本发明六旋翼无人机高度控制框图；

图6为本发明俯仰通道跟踪曲线；

图7为本发明高度保持曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

本发明公开了一种基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，包含机载部分和地面站部分；

所述机载部分包含机架、六个飞行机构、飞行控制单元、传感器模块、机载无线数传模块、电源模块和遥控接收机；

所述六个飞行机构设置在所述机架的六个机臂的端点上；

所述飞行机构包含依次相连的桨叶、电机和电子调速器，且电子调速器通过PWM输出驱动电路与所述飞行控制单元相连；

所述传感器模块包含MTI姿态传感器、六轴姿态传感器、三轴磁场传感器和气压计；

所述飞行控制单元分别和MTI姿态传感器、六轴姿态传感器、三轴磁场传感器、气压计、机载无线数传模块、电源模块、遥控接收机相连；

所述地面站部分包含控制模块、地面无线数传模块和遥控器。

本发明采用“X型”六旋翼无人机机架结构，其飞行轨迹及飞行姿态均由六个桨叶及电机的转动实现：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)；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；当互成120度的三个机臂旋翼转速大于另外三个互成120度机臂时，多旋翼无人机向左(右)偏转航向。

一、飞行控制系统的硬件实现和结构原理

如图2所示，该六旋翼无人机姿态控制系统，包括机载部分和地面站部分。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915MHz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915MHz，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。

本发明的机载部分包括飞行控制单元(CPU)、传感器模块、无线传输模块、电源模块和遥控接收机。三对桨叶及电机位于六旋翼机机臂的六个端点，通过PWM输出驱动电路与飞行控制单元(CPU)连接；六轴姿态传感器、气压计和三轴磁场传感器通过I2C总线与飞行控制单元(CPU)连接；无线数传模块通过UART串口与飞行控制单元(CPU)连接；地面站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；遥控器接收机通过UART串口(采用SBUS协议)与飞行控制单元(CPU)连接；电源模块通过AD接口与飞行控制单元相连。

(1)飞行控制计算机硬件设计

本发明的飞行控制单元采用32位浮点型单片机，控制器为STM32F407。

控制器STM32F407是基于252MIPS的Cortex-M4架构的32位单片机，时钟频率高达168MHZ，其丰富的硬件接口资源(4个USART，2个USAT，3个I2C，3个SPI，3个12位AD，2个CAN等等)及功能强大的DMA控制方式，充分保证多旋翼无人机控制系统的稳定性和实时性。以下对飞行控制计算机详细描述：

飞行控制单元，集飞控、导航、与地面站通信功能于一身。主要负责读取气压传感器、遥控器、姿态传感器等数据，同时负责与地面站进行无线数据传输，其功能是实时计算飞行器姿态和航线给予多旋翼无人机导航和飞性控制，并输出控制指令给电子调速器，从而控制电机的转速。姿态传感器飞行采用高低搭配双余度，在正常飞行时，由MTi(挂载)提供姿态和航向数据，板载航姿传感器(IMU)模块作为备份和比较监控信号。当MTi模块出现故障时，由板载IMU模块提供姿态和航向数据，保证六旋翼无人机的稳定飞行。

(2)传感器模块的设计

本发明中使用到的传感器系统包括：

1.姿态传感器

高精度MTI姿态传感器，低精度MPU6000和HMC5883l组合九轴姿态传感，构成姿态传感器的双余度。

MTI姿态传感器采用的是XSENS公司的MTI-300，具有抗机械抖动和撞击的优异性能，能直接输出高精度的3轴角度、3轴角速率和3轴加速度等数据。静态条件下，滚转角与俯仰角测量偏差在0.2°-0.25°之间；动态情况下，其测量偏差分别为0.3°-1.0°之间，偏航角测量偏差最大为1.0°。提供高达2kHz输出数据频率和低于2ms的数据延迟。

六轴姿态传感器选用美国Invensense公司生产的MPU-6000，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。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。传感器的测量数据最终可通过最高400kHz的I2C总线或最高20MHz的SPI总线输出。

三轴磁场传感器采用的是Honeywell公司的HMC5883L。该传感器能在±8高斯的磁场中实现5毫高斯分辨率，内置自检功能，能让罗盘航向精度精确到1°-2°，采用霍尼韦尔各向异性磁阻(AMR)技术，具有在轴向高灵敏度和线性高精度的特点。

2.无线数传模块

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3DRRadioTelemetry数传模块，传输频率为915MHz，最大传输距离为700m，使用UART接口输出数据。

3.气压计

气压计采用由MEAS推出的新一代高分辨率气压传感器MS5611，该传感器用来测量多旋翼飞行器绝对飞行高度。该模块包含了一个高线性度的压力传感器和一个超低功耗的24位模数转换器，提供了一个精确的24位数字压力值和温度值以及不同的操作模式，可以提高转换速度并优化电流消耗。高分辨率的温度输出无须额外传感器可实现高度计/温度计功能。工作温度范围：-40-85℃，精确度：在飞行高度750m时，偏差-1.5m～+1.5m。

4.电源模块

本发明使用10000mAh、25C、22.2V锂电池为多旋翼无人机的飞行动力供电，飞行控制单元的电源需进行降压，提供5V、3.3V这两种直流电源以满足控制芯片的需求。使用MP2482芯片实现动力电池稳定输出5V；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。

二、六旋翼无人机姿态控制软件算法及原理

六旋翼无人机软件设计采用模块化编程，把应用程序划分为若干个相对独立的程序模块，分别实现对应的功能。软件开发采用最基本的、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，控制流程图如图1所示。本方案在高度控制将动力电池的电量引入到其闭环控制。

(1)姿态保持控制律

多旋翼无人机三机体轴姿态控制采用姿态角和姿态角速率反馈形成闭环控制，多旋翼无人机的任何机动动作最终同时通过调节姿态来实现，姿态控制一般被称为多旋翼无人机飞行的“内核”。

姿态控制分为姿态保持和姿态跟踪两种控制，两者的区别在于期望姿态输入量，若期望姿态输入为0，为姿态保持；不为0，为姿态跟踪。

以俯仰通道的设计为例，控制律为：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=k_{p_{\mathrm{\θ}}}{\mathrm{\Δe}}_{\mathrm{\θ}}+k_{p_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}}{\mathrm{\Δe}}_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}+k_{i_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}}\∫{\mathrm{\Δe}}_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}+k_{d_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}}{\mathrm{\Δe}}_{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}$

其中，Δe_θ和分别是俯仰角误差和俯仰角速度的误差，Δe_θ由遥控器俯仰通道的打杆量(u_θ)、地面站上传配平值(u'_θ)和当前多旋翼无人机的俯仰角组合产生。配平值为盘旋状态下飞行器姿态的基准值的相反值，由于安装航姿传感器的位置问题和重心的配平问题，通常不为0。这就会导致在盘旋状态下没有姿态输入指令，即姿态保持控制情况下，当前俯仰角不为0。比如当前俯仰角为正值，产生负的角度误差，导致后面俩个电机产生的必然大于前面两个电机，就会导致六旋翼无人机六个电机产生升力有向前的分量，多旋翼人机有向前漂移的趋势。本发明通过在输入期望俯仰角中添加俯仰通的配平值，可有效减弱这一影响。

和分别为姿态角位移放大系数、姿态角速率的放大系数、姿态角速率误差积分的系数和姿态角速率误差微分的系数，俯仰通道控制回路如图3所示，经过该通道控制律运算，产生的俯仰通道的调节量Δδ_e，最终生成各个电机的转速控制量。当外来干扰使无人机低头时，对应的控制律能使前方两个电机转速增大，后方两个电机转速减小，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。上述为姿态保持。当通过遥控器打杆，期望使多旋翼低头，同样的控制率能使前方两个电机转速减速，后方两个电机转速增加，产生一个低头力矩，让多旋翼无人低头。反之亦然。上述为姿态跟踪。和四个参数的获取是采取“先按照建模分析、试飞调整”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、延迟小。图6中，两条曲线分别为实际俯仰角和期望俯仰角随时间的变化曲线。由图6可知，实际俯仰角能够快速的跟踪上期望的俯仰角，俯仰角保持在2度范围内，且满足稳定性好、响应速度快、超调小的要求。

按照这个思路，可设计出横滚通道和偏航通道的控制器，皆为类似(1)式的PID控制策略。偏航通道实际飞行时，因为扭转力矩较大，引入了期望角速率的前馈，可使航向通道的动态响应更快速，飞行更平稳。航向通道控制回路如图4所示。

实验证明，本发明所设计姿态控制方案简单易行，效果显著，使得无人机具备了一定的抗气流干扰的能力。

(2)高度保持控制律

多旋翼无人机通过改变各个电机的转速来实现高度的控制。本发明采用两级PID实现高度的控制，控制回路如图5所示，其控制律为：

${\mathrm{\Δ\δ}}_T=k_{p_h}{\mathrm{\Δe}}_h+k_{p\mathrm{\υ}}{\mathrm{\Δe}}_{\mathrm{\υ}}+k_{i\mathrm{\υ}}\∫{\mathrm{\Δe}}_{\mathrm{\υ}}+k_{d_v}{\mathrm{\Δe}}_{\mathrm{\υ}}$

其中，Δe_h和Δe_υ是高度误差和高度变化率的误差，k_pυ、k_iυ和是控制参数，分别为高度误差的放大系数、速度误差的放大系数、速度误差的积分的系数和速度误差的微分系数，构成了PID控制律。高度控制的调节量输出Δδ_T为增量，叠加盘旋油门基值，最终输出到在六个电机上。基值的给定，常为接近于悬停油门，悬停油门跟动力电池的电量有关，在动力电量低时，相同的油门输出，其电机转速会减慢，导致升力减小。本发明基于上述现象，将动力电池的电量耦合到油门基值中。动力电池的电量通过控制器AD接口采集，设为bat_remaining，满电为100％，达到报警电压，为0。油门基值的选取采用如下公式：

$\left\{\begin{array}{cc}{\mathrm{\&delta;}}_{Ttrim}=500,& {\mathrm{bat}}_{remaining}\&GreaterEqual;40\%\\ {\mathrm{\&delta;}}_{Ttrim}=500+{\left(\frac{1}{{\mathrm{bat}}_{remaining}}\right)}^{^}2,& {\mathrm{bat}}_{remaining}<40\%\end{array}\right.$

通过该高度控制律，实现闭环控制。当无人机当前高度低于设定高度时，增加电机转速，从而增加多旋翼无人机的升力；当无人机高度超过预设值时，电机转速减小，从而减小多旋翼无人机的升力。k_pυ、k_iυ和这四个参数的选取通过试飞经验和数据分析得来，调节的依据是高度响应快，超调量小。如图7，两条曲线分别为多旋翼当前高度与期望高度。先手动模式起飞，在图中标记“切换定高模式”时切换到定高模式，多旋翼无人机记录当前高度，并设置为给定期望高度，通过高度控制律调节多旋翼无人机的高度，使其高度保持，从图7中可以看出，多旋翼无人机当前高度超调量较小，响应快速，稳态误差保持在给定高度上下5cm左右。

手动增稳模式和定高模式的切换是通过拨动遥控器上的开关实现的。

飞行控制步骤如下：

步骤1)，进行初始化，并关闭电机；

步骤2)，读取遥控器接收机各个通道的信息、传感器模块中各个传感器的信息、以及地面站部分上传的姿态配平控制量；

步骤3)，判断飞机的飞行模式为手动增稳飞行模式还是定高模式，若为手动增稳飞行模式，转向步骤4)；若为定高模式，转向步骤5)；

步骤4)，根据遥控器油门通道的控制量直接输出油门调节量，转向步骤6)；

步骤5)，运行高度保持控制律计算出油门调节量Δδ_T，其中Δe_h、Δe_υ分别为期望高度与当前高度之间的高度误差、期望速度与当前速度之间的速度误差；k_pυ、k_iυ和是控制参数，分别为高度误差的放大系数、速度误差的放大系数、速度误差的积分的系数和速度误差的微分系数；

步骤6)，姿态解算，根据以下姿态控制律运算，计算出滚转、俯仰、航向三个通道的姿态调节量：

俯仰通道控制律：其中Δe_θ、分别为期望俯仰角和当前俯仰角之间的俯仰角误差和期望俯仰角速率和当前俯仰角速率之间的俯仰角速率误差；和分别为俯仰角位移放大系数、俯仰角速率的放大系数、俯仰角速率误差积分的系数和俯仰角速率误差微分的系数。

滚转通道控制律：其中Δe_φ、分别为期望滚转角和当前滚转角之间的滚转角误差和期望滚转角速率和当前滚转角速率之间的滚转角速率误差；和分别为滚转角位移放大系数、滚转角速率的放大系数、滚转角速率误差积分的系数和滚转角速率误差微分的系数。

航向通道控制律：其中Δe_ψ、分别为期望航向角和当前航向角之间的航向角误差、期望航向角速率和当前航向角速率之间的航向角速率误差、期望角速率；k_pψ、和分别为航向角位移放大系数、航向角速率的放大系数、航向角速率误差积分的系数和航向角速率误差微分的系数；

步骤7)，滚转、俯仰、航向、油门四个通道的输出相耦合，计算出各个电机的输出PWM，实现各个电机转速的控制，转向步骤2)。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，包含机载部分和地面站部分；

所述机载部分包含机架、六个飞行机构、飞行控制单元、传感器模块、机载无线数传模块、电源模块和遥控接收机；

所述六个飞行机构设置在所述机架的六个机臂的端点上；

所述飞行机构包含依次相连的桨叶、电机和电子调速器，且电子调速器通过PWM输出驱动电路与所述飞行控制单元相连；

所述传感器模块包含MTI姿态传感器、六轴姿态传感器、三轴磁场传感器和气压计；

所述飞行控制单元分别和MTI姿态传感器、六轴姿态传感器、三轴磁场传感器、气压计、机载无线数传模块、电源模块、遥控接收机相连；

所述地面站部分包含控制模块、地面无线数传模块和遥控器。

2.根据权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，所述遥控器采用2.4GHz的FUTABA遥控器。

3.根据权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，所述机载无线数传模块、地面无线数传模块采用3DRRadioTelemetry数传模块，传输频率为915MHz。

4.根据权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，所述飞行控制单元采用STM32F407单片机。

5.根据权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，所述MTI姿态传感器采用的是XSENS公司的MTI-300。

6.根据权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，所述六轴姿态传感器选用美国Invensense公司生产的MPU-6000。

7.根据权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，所述三轴磁场传感器采用的是Honeywell公司的HMC5883L。

8.根据权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，所述气压计采用由MEAS推出的新一代高分辨率气压传感器MS5611。

9.根据权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机，其特征在于，所述电源模块采用10000mAh、25C、22.2V锂电池。

10.基于权利要求1所述的基于双余度姿态传感器的六旋翼无人机的控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

步骤1)，进行初始化，并关闭电机；

步骤2)，读取遥控器接收机各个通道的信息、传感器模块中各个传感器的信息、以及地面站部分上传的姿态配平控制量；

步骤3)，判断飞机的飞行模式为手动增稳飞行模式还是定高模式，若为手动增稳飞行模式，转向步骤4)；若为定高模式，转向步骤5)；

步骤4)，根据遥控器油门通道的控制量直接输出油门调节量，转向步骤6)；

步骤5)，运行高度保持控制律 $k_{p_h}{\mathrm{\&Delta;e}}_h+k_{p\mathrm{\&upsi;}}{\mathrm{\&Delta;e}}_{\mathrm{\&upsi;}}+k_{i\mathrm{\&upsi;}}\&Integral;{\mathrm{\&Delta;e}}_{\mathrm{\&upsi;}}+k_{d_v}{\mathrm{\&Delta;e}}_{\mathrm{\&upsi;}},$ 计算出油门调节量Δδ_T，其中Δe_h、Δe_υ分别为期望高度与当前高度之间的高度误差、期望速度与当前速度之间的速度误差；k_pυ、k_iυ和是控制参数，分别为高度误差的放大系数、速度误差的放大系数、速度误差的积分的系数和速度误差的微分系数；

步骤6)，姿态解算，根据以下姿态控制律运算，计算出滚转、俯仰、航向三个通道的姿态调节量：

俯仰通道控制律：其中Δe_θ、分别为期望俯仰角和当前俯仰角之间的俯仰角误差和期望俯仰角速率和当前俯仰角速率之间的俯仰角速率误差；和分别为俯仰角位移放大系数、俯仰角速率的放大系数、俯仰角速率误差积分的系数和俯仰角速率误差微分的系数。

滚转通道控制律：其中Δe_φ、分别为期望滚转角和当前滚转角之间的滚转角误差和期望滚转角速率和当前滚转角速率之间的滚转角速率误差；和分别为滚转角位移放大系数、滚转角速率的放大系数、滚转角速率误差积分的系数和滚转角速率误差微分的系数。

航向通道控制律： $k_{p\mathrm{\&psi;}}{\mathrm{\&Delta;e}}_{\mathrm{\&psi;}}+k_{p_{\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}}}{\mathrm{\&Delta;e}}_{\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}}+k_{i_{\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}}}\&Integral;{\mathrm{\&Delta;e}}_{\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}}+k_{d_{\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}}}{\mathrm{\&Delta;e}}_{\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}}+u_{\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}};$ 其中Δe_ψ、分别为期望航向角和当前航向角之间的航向角误差、期望航向角速率和当前航向角速率之间的航向角速率误差、期望角速率；k_pψ、和分别为航向角位移放大系数、航向角速率的放大系数、航向角速率误差积分的系数和航向角速率误差微分的系数；

步骤7)，滚转、俯仰、航向、油门四个通道的输出相耦合，计算出各个电机的输出PWM，实现各个电机转速的控制，转向步骤2)。