CN107765708A - 一种六旋翼无人机飞行控制系统及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于多旋翼飞行器技术领域，公开了一种六旋翼无人机飞行控制系统及控制方法，导航模块、外置传感器、飞行控制模块、无线通讯模块、智能动力系统、地面站系统、遥控器。本发明采用多传感器冗余备份；陀螺仪、加速度计和磁强计均为两套，可以获得不同采样频率下的传感器数据，提供了冗余备份。本发明采用自适应互补滤波算法，融合三种传感器数据得到姿态角和姿态角速率，增强了抗干扰能力；采用智能电调，接收PWM信号，具备IIC总线接口，可以实时监测电机的转动情况；飞行控制模块针对电机停转的信息，调整控制策略，立即制动，采用缓慢下降的方式，迫降在发生故障的地点，有效降低了炸机风险，降低了损失，增强了飞行的可靠性。

Description

一种六旋翼无人机飞行控制系统及控制方法

技术领域

本发明属于多旋翼飞行器技术领域，尤其涉及一种六旋翼无人机飞行控制系统及控制方法。

背景技术

姿态估算和姿态控制是六旋翼无人机底层控制的核心，估算精度和控制的稳定性直接影响六旋翼无人机飞行控制系统的精度和稳定性。通常情况下，姿态估算是由陀螺仪，加速度计和磁强计给出，使得容易引入机体振动，机体运动加速度，阵风，电磁干扰等诸多干扰因素。一旦姿态估算误差变大，则姿态控制也将难以稳定进行。另一方面，六旋翼无人机通过六个电机的转速差控制，提供转动力矩，来实现六旋翼无人机的姿态控制。在飞行过程中，如果一个电机发生停转，将产生灾难性的后果。现有的六旋翼无人机，通常使用固定增益互补滤波的方法进行姿态估算，在无人机悬停和小范围机动时，能够正确估算无人机的飞行姿态。但是在姿态变化比较剧烈时，其估算的飞行姿态会有相位滞后和幅值衰减，对姿态控制带来不利的影响。另一方面，现有的六旋翼无人机使用的动力系统，都是以PWM波作为输入信号，进行转速控制，进而控制升力。动力系统没有进行反馈。而六旋翼包含六套动力系统，一旦某一套动力系统发生错误，无法响应控制指令，则会导致整个飞行控制系统紊乱，增加了炸机的风险。因此，进一步提升姿态估算的准确性和增加动力系统反馈，对提升六旋翼无人机的可靠性具有重要的意义。

综上所述，现有的技术存在的问题是：姿态估算容易引入机体振动；姿态估算误差变大，姿态控制难以稳定进行；没有引入动力系统反馈，无法针对单个电机停转，进行控制设计。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种六旋翼无人机飞行控制系统及控制方法。

本发明是这样实现的，一种六旋翼无人机飞行控制系统，所述六旋翼无人机飞行控制系统设置有：

导航模块，用于根据内置传感器和外置传感器的数据，采用互补滤波算法，实时估计出六旋翼无人机的飞行状态信息，并通过串口发送至飞行控制模块；

飞行控制模块，与导航模块连接，用于根据遥控器信号，地面站系统指令和智能动力系统反馈综合选择当前的飞行模式；根据位置和姿态的目标值，采用积分分离PID控制，产生电机的控制指令；采用PWM形式发送给智能动力系统；

无线通讯模块，与飞行控制模块和地面站系统连接，用于实现飞行控制模块和地面站系统的无线通讯；

智能动力系统，与飞行控制模块连接，用于根据PWM的高脉宽进行电机转速控制，产生控制力矩和控制力。

进一步，所述外置传感器为串口GPS，IIC接口的PX4FLOW，PWM接口的Sonar。

进一步，所述导航模块通过串口，IIC和PWM三种方式外扩传感器。

进一步，所述导航模块中陀螺仪、加速度计和磁强计数据均为两组。其中mpu9250提供一组陀螺仪，加速度计和磁强计；l3gd20提供一组陀螺仪；fxos8700提供一套加速度计和磁强计。陀螺仪属于测量角速度；加速度计用于测量加速度；磁强计用于测量磁场强度。三个传感器均通过IIC总线与主控芯片连接。

进一步，所述飞行控制模块设置有飞行模式模块，所述飞行模式模块包括：

手动飞行模式模块，用于进行姿态控制，不进行位置控制；

定点飞行模式模块，用于对位置和姿态均进行控制；

定高飞行模式模块，用于高度方向进行位置控制，水平方向进行姿态控制；

自动飞行模式模块，用于进行位置和姿态控制，并通过地面站进行飞行路线规划，使无人机循迹飞行；

降落飞行模式模块，用于降落时的位置和姿态控制；

应急降落飞行模式模块，用于对电机停转做出反应的机制。

本发明的另一目的在于提供一种所述六旋翼无人机飞行控制系统的六旋翼无人机飞行控制方法，所述六旋翼无人机飞行控制方法包括以下步骤：

(1)导航模块测量飞行姿态信息，通过串口发送给飞行控制模块；

(2)飞行控制模块，通过串口接收导航模块输出的姿态信息；通过串口接收遥控器或者地面站发送的目标状态指令信息；

(3)利用积分分离PID控制器，对飞行状态和目标状态进行计算处理，得到控制指令；

(4)根据六旋翼结构布局，将控制指令转换成每个动力系统的输入指令，并通过PWM输出端口输出信号；

(5)动力系统通过采集PWM信号的高脉宽，进行转速调节，改变升力和扭矩，进而改变六旋翼无人机的飞行状态；

(6)重复(1)到(5)过程，达到控制六旋翼无人机的目的；

(7)在系统运行过程中，通过检测动力系统的反馈信息，对动力系统进行功能判断，一旦某个动力系统失效，会触发应急机制；

(8)通过地面站和遥控器，可以实时改变无人机的飞行模式。

进一步，所述导航模块的信号处理过程为：

(1)上电后，完成主控芯片资源配置；

(2)初始化各个传感器芯片；

(3)循环采集各个传感器的数据，时间间隔为：mpu9250的陀螺仪和加速度计1ms；mpu9250的磁强计4ms；l3gd20的陀螺仪1ms；fxos8700的加速度计和磁强计3ms；

(4)将采集到的原始数据，通过传感器模型进行补偿，得到校准后的数据；

(5)经过低通滤波器，滤除数据的高频噪声；

(6)根据加速度和磁场强度初始化无人机的初始姿态；

(7)采用自适应增益互补滤波的方法融合陀螺仪，加速度计和磁强计，得到无人机的姿态信息；

(8)通过串口，将姿态信息发送给控制模块，用于飞行姿态控制。

(9)(3)-(8)重复，完成导航模块的功能。

进一步，所述导航模块利用矢量模长的标称值和连续两次的变化幅度来选择使用传感器的数据；加速度的模长远远大于或远远小于1g的重力加速度，短时间内弃用加速度计的数值；地磁矢量的模长偏离当地地磁场强度较多，短时间内弃用磁强计数据；加速度计和磁强计数值长期偏离理论值，或者为0或者为极大值，传感器故障，使用另一个传感器数据。

进一步，所述飞行控制模块的信号处理过程为：

(1)开机后，系统配置，包括定时器和系统外设资源的配置和初始化；

(2)初始化12个PID控制器参数；

(3)进入主循环后，检测安全开关的状态，如果安全开关没有打开，则不允许起飞和输出PWM指令；

(4)然后检测电机运转情况；采用被动接收机制，只有当出现电机停转的故障时，智能动力系统通过IIC访问主机；

(5)通过串口，接收导航模块发送的飞行状态信息；

(6)通过串口，接收遥控器和地面站指令信息；

(7)利用积分分离PID控制器，产生俯仰，偏航，滚转和垂直四个通道的控制指令；

(8)将四个通道的控制指令，按照六旋翼结构布局，分配到六套动力系统上，控制电机转动；

(9)通过重复(3)～(8)完成六旋翼无人机的姿态控制。

本发明的另一目的在于提供一种利用所述六旋翼无人机飞行控制系统的无人机。

与现有技术相比，本发明具有以下优势：

(1)本发明的陀螺仪、加速度计和磁强计均为两套，可以获得不同采样频率下的传感器数据，任意单一传感器失效，均有另一套数据可用，提高了导航系统的可靠性和稳定性。

(2)本发明采用自适应增益互补滤波算法，融合三种传感器数据得到姿态角和姿态角速率，对姿态变化剧烈的情况也可适用。

(3)针对电机空中飞行时的停转问题，采用自主研发的智能电调，可通过IIC总线接口，实现实时监测电机的转动情况。一旦发现电机停转，立即通过IIC将电机停转的信息发送至飞行控制模块。该电调通过一根信号线和一根地线，与主控芯片的PWM输出端连接；同时通过IIC总线与主控芯片的外扩IIC接口连接。其能够实时控制和测量电机的转速，监控电机的运动状态。通过IIC总线将电机的运动状态反馈给主控芯片。

(4)飞行控制模块针对电机停转的信息，调整控制策略，立即制动，采用缓慢下降的方式，迫降在发生故障的地点；降落后，自动闭锁，防止电机再次转动。此种机制，有效降低了炸机风险，降低了损失，增强了飞行的可靠性。

附图说明

图1是本发明实施例提供的六旋翼无人机飞行控制系统结构示意图；

图中：1、导航模块；2、外置传感器；3、飞行控制模块；4、无线通讯模块；5、智能动力系统；6、地面站系统；7、遥控器。

图2是本发明实施例提供的六旋翼无人机飞行控制方法流程图。

图3是本发明实施例提供的导航模块工作流程示意图。

图4是本发明实施例提供的飞行控制模块工作流程示意图。

图5是本发明实施例提供的在角度变化比较大的时刻，切换传感器，对估算结果并无明显的影响示意图。

图6是本发明实施例提供的PID控制器给出的控制指令和姿态角控制效果示意图。

图7是本发明实施例提供的六个电机控制时PWM高脉宽输出图。

图8是本发明实施例提供的油门，滚转，俯仰，偏航四个通道的PID控制输出示意图。

图9是本发明实施例提供的俯仰角的控制效果示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明以高可靠性飞行为目标，增强了六旋翼无人机飞行的稳定性，具备特定情况的紧急处理机制，抗干扰能力强，可以实现远程监控和遥控，从而有效的提高了六旋翼无人机飞行的可靠性。

下面结合附图对本发明的应用原理作详细的描述。

如图1所示，本发明实施例提供的六旋翼无人机飞行控制系统包括：导航模块1、外置传感器2、飞行控制模块3、无线通讯模块4、智能动力系统5、地面站系统6、遥控器7。

导航模块1，根据内置传感器和外置传感器2的数据，采用互补滤波算法，实时估计出六旋翼无人机的飞行状态信息，并通过串口发送至飞行控制模块3。

飞行控制模块3，与导航模块1连接，用于根据遥控器7信号，地面站系统6指令和智能动力系统5反馈综合选择当前的飞行模式；根据位置和姿态的目标值，采用积分分离PID控制，产生电机的控制指令；采用PWM形式发送给智能动力系统5。

无线通讯模块4，与飞行控制模块3和地面站系统6连接，用于实现飞行控制模块3和地面站系统6的无线通讯。

智能动力系统5，与飞行控制模块3连接，用于根据PWM的高脉宽进行电机转速控制，产生控制力矩和控制力，对六旋翼无人机进行有效的控制。

在本发明的优选实施例中：导航模块1的内置传感器为MPU9250，Fxos8700，L3gd20，MS5611。

外置传感器2为串口GPS，IIC接口的PX4FLOW，PWM接口的Sonar。

导航模块1通过串口，IIC和PWM三种方式，可以外扩具备此接口的传感器。导航模块1的处理器采用stm32F105。飞行控制模块3的处理器采用stm32F427。无线通讯模块4采用Xbee，可以全双工工作。

在本发明的优选实施例中：导航模块1中陀螺仪、加速度计和磁强计数据均为两组。MPU9250的陀螺仪和加速度计采样频率为1Khz，MPU9250的磁强计采样频率为200Hz，L3gd20的陀螺仪采样频率为1Khz，FXOS8700的加速度计和磁强计采样频率为300Hz。加速度计采样频率错开，有助于防止机架振动对采样数据的影响。

在本发明的优选实施例中：飞行控制模块3自动选择飞行模式；飞行模式包括手动，定点，定高，自动，降落和应急降落多个模式。每个飞行模式下，姿态控制和位置控制会做相应的调整。手动模式下，只进行姿态控制，不进行位置控制；定点模式下，位置和姿态均进行控制；定高模式下，高度方向上进行位置控制，水平方向则进行姿态控制；自动模式下，进行位置和姿态控制，并能够通过地面站进行飞行路线规划，使无人机循迹飞行；降落模式，负责降落时的位置和姿态控制；应急降落模式，则是对电机停转做出反应的机制。导航信息，遥控器指令和地面站指令需要用到串口中断接收，串口接收优先级按导航模块，遥控器和地面站进行排列。优先级高的优先接收。此外，串口中断应用STM32提供的空闲中断功能，可以方便的判断出一包数据是否已经完全接收成功，对于未接收成功的数据直接丢弃。这种数据处理机制有效的降低了接收数据的时间，保证了通信的实时性。

如图2所示，本发明实施例提供的六旋翼无人机飞行控制方法包括以下步骤：

(1)导航模块测量飞行姿态信息，通过串口发送给飞行控制模块；

(2)飞行控制模块，通过串口接收导航模块输出的姿态信息；通过串口接收遥控器或者地面站发送的目标状态指令信息；

(3)利用积分分离PID控制器，对飞行状态和目标状态进行计算处理，得到控制指令；

(4)根据六旋翼结构布局，将控制指令转换成每个动力系统的输入指令，并通过PWM输出端口输出信号；

(5)动力系统通过采集PWM信号的高脉宽，进行转速调节，改变升力和扭矩，进而改变六旋翼无人机的飞行状态；

(6)重复(1)到(5)过程，达到控制六旋翼无人机的目的；

(7)在系统运行过程中，通过检测动力系统的反馈信息，对动力系统进行功能判断，一旦某个动力系统失效，会触发应急机制；

(8)通过地面站和遥控器，可以实时改变无人机的飞行模式。

如图3所示，导航模块1的工作流程为：对模型参数进行辨识，计算出传感器的校准模型；将测量的原始数据通过传感器模型补偿之后，得到近似真值的传感器数据；在经过二阶低通滤波，进入互补滤波融合程序，最终得到姿态和位置信息。

本发明的导航模块1利用其矢量模长的标称值和连续两次的变化幅度来选择使用传感器的数据。如果加速度的模长远远大于或远远小于1g的重力加速度，则短时间内弃用加速度计的数值。如果地磁矢量的模长偏离当地地磁场强度较多，则短时间内弃用磁强计数据。如果地加速度计和磁强计数值长期偏离理论值，或者为0或者为极大值，均认为该传感器已出故障，使用另一个同类型的传感器数据。

如图4所示，本发明实施例的飞行控制模块3采用裸机编程，只有一个主循环；具体工作流程为：

(1)开机后，进行系统配置，主要包括定时器和系统外设资源的配置和初始化；初始化12个PID控制器参数。

(2)进入主循环后，首先检测安全开关的状态，如果安全开关没有打开，则不允许起飞和输出PWM指令；然后检测电机运转情况；采用被动接收机制，只有当出现电机停转的故障时，智能动力系统5才会通过IIC访问主机。

下面结合仿真试验对本发明的应用效果作详细的描述。

在试验中，选用的六旋翼主要组成包括：自主研发的导航模块，控制模块和智能电调；电机选用恒利源的Q5L kv310；螺旋桨选用1855；电池为22000mA的格氏锂电池；机架为全碳纤维机架，轴距1080mm，六个电机均匀分布在机架周围，间隔为60°；无线模块选用XBee模块；遥控器选用Futeba T14SG。整个六旋翼整机重量可达9.7kg。

试验主要分为两个部分，一是验证双备份传感器是否可以无缝切换，不影响飞行姿态控制；二是检测到单一电机失效后，控制系统能否及时调整使无人机安全降落。

对于第一项试验，采用通过遥控器控制传感器切换的办法进行。遥控器共8个通道，其中第一通道为偏航通道，第二通道为俯仰通道，第三通道为油门通道，第四通道为滚转通道，第五通道为模式切换通道。因此，使用第六通道进行传感器切换。在导航模块上电持续运行后，通过第六通道的开关，切换导航模块程序中使用的传感器数据源，并记录切换时间。以俯仰角估算为例，说明双备份传感器切换时，对估算结果的影响。

如图5所示，虚线为估算的俯仰角，实线代表了两套传感器切换标志，可以看出，即使在角度变化比较大的时刻，切换传感器，对估算结果并无明显的影响。

对于第二项试验，同样通过遥控器第六通道控制单一电机停转。在试验中，采用6号电机停转的试验方案。本实例中，单一电机的推力最大可达3.4kg，六个电机就是20.4kg。六旋翼机体重9.7kg。对于六个电机同时工作，产生的PWM信号的高脉宽在1.62ms；对于四个电机工作，PWM信号的高脉宽在1.71ms。而动力系统支持的PWM最高脉宽在2ms。这说明使用四个电机仍然可以简单控制无人机飞行，有一定的可控余量，但是已经失去了用六个电机时的机动性能。对于空中电机失效来讲，已经损失一个电机的情况下，采用5个电机仍然能控制运动，但是控制流程复杂，也无法继续完成后续工作。同时，在已经发生问题的情况下，若继续使用则可能诱发其它连锁问题。因此，采用原地迫降并关机，是最为保险的方式，降低了炸机的可能性，不容易诱发其它问题。本实验中，6号电机停机前后的，PWM输出变化图，PID控制器给出的控制指令和姿态角控制效果如图6所示。图6为四个电机控制时的PWM高脉宽输出图，可以看出平均值为1.7ms左右，明显比六个电机时要大，但是离极限升力仍有段距离。

图7为六个电机控制时PWM高脉宽输出图，可以看出平均值大概处于1.62ms。图8为油门，滚转，俯仰，偏航四个通道的PID控制输出，可以看出控制输出均稳定在一个小范围内，浮动不大，控制稳定。图9为俯仰角的控制效果，可以看出输出跟随指令幅值没有衰减，相位滞后大小合理。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种六旋翼无人机飞行控制系统，其特征在于，所述六旋翼无人机飞行控制系统设置有：

导航模块，用于根据内置传感器和外置传感器的数据，采用互补滤波算法，实时估计出六旋翼无人机的飞行状态信息，并通过串口发送至飞行控制模块；

飞行控制模块，与导航模块连接，用于根据遥控器信号，地面站系统指令和智能动力系统反馈综合选择当前的飞行模式；根据位置和姿态的目标值，采用积分分离PID控制，产生电机的控制指令；采用PWM形式发送给智能动力系统；

无线通讯模块，与飞行控制模块和地面站系统连接，用于实现飞行控制模块和地面站系统的无线通讯；

智能动力系统，与飞行控制模块连接，用于根据PWM的高脉宽进行电机转速控制，产生控制力矩和控制力。

2.如权利要求1所述的六旋翼无人机飞行控制系统，其特征在于，所述外置传感器为串口GPS，IIC接口的PX4FLOW，PWM接口的Sonar。

3.如权利要求1所述的六旋翼无人机飞行控制系统，其特征在于，所述导航模块通过串口，IIC和PWM三种方式外扩传感器。

4.如权利要求1所述的六旋翼无人机飞行控制系统，其特征在于，所述导航模块中陀螺仪、加速度计和磁强计数据均为两组。

5.如权利要求1所述的六旋翼无人机飞行控制系统，其特征在于，所述飞行控制模块设置有飞行模式模块，所述飞行模式模块包括：

手动飞行模式模块，用于进行姿态控制，不进行位置控制；

定点飞行模式模块，用于对位置和姿态均进行控制；

定高飞行模式模块，用于高度方向进行位置控制，水平方向进行姿态控制；

自动飞行模式模块，用于进行位置和姿态控制，并通过地面站进行飞行路线规划，使无人机循迹飞行；

降落飞行模式模块，用于降落时的位置和姿态控制；

应急降落飞行模式模块，用于对电机停转做出反应的机制。

6.一种如权利要求1所述六旋翼无人机飞行控制系统的六旋翼无人机飞行控制方法，其特征在于，所述六旋翼无人机飞行控制方法包括以下步骤：

(1)导航模块测量飞行姿态信息，通过串口发送给飞行控制模块；

(2)飞行控制模块，通过串口接收导航模块输出的姿态信息；通过串口接收遥控器或者地面站发送的目标状态指令信息；

(3)利用积分分离PID控制器，对飞行状态和目标状态进行计算处理，得到控制指令；

(4)根据六旋翼结构布局，将控制指令转换成每个动力系统的输入指令，并通过PWM输出端口输出信号；

(5)动力系统通过采集PWM信号的高脉宽，进行转速调节，改变升力和扭矩，改变六旋翼无人机的飞行状态；

(6)重复(1)到(5)过程，达到控制六旋翼无人机的目的；

(7)在系统运行过程中，通过检测动力系统的反馈信息，对动力系统进行功能判断，一旦某个动力系统失效，会触发应急机制；

(8)通过地面站和遥控器，实时改变无人机的飞行模式。

7.如权利要求6所述的六旋翼无人机飞行控制方法，其特征在于，所述导航模块的信号处理过程为：

(1)对模型参数进行辨识，计算出传感器的校准模型；

(2)将测量的原始数据通过传感器模型补偿，得到近似真值的传感器数据；

(3)在经过二阶低通滤波，进入互补滤波融合程序，得到姿态和位置信息。

8.如权利要求7所述的六旋翼无人机飞行控制方法，其特征在于，所述导航模块利用矢量模长的标称值和连续两次的变化幅度来选择使用传感器的数据；加速度的模长远远大于或远远小于1g的重力加速度，短时间内弃用加速度计的数值；地磁矢量的模长偏离当地地磁场强度较多，短时间内弃用磁强计数据；加速度计和磁强计数值长期偏离理论值，或者为0或者为极大值，传感器故障，使用另一个传感器数据。

9.如权利要求7所述的六旋翼无人机飞行控制方法，其特征在于，所述飞行控制模块的信号处理过程为：

(1)开机后，系统配置，包括定时器和系统外设资源的配置和初始化；初始化12个PID控制器参数；

(2)进入主循环后，检测安全开关的状态，如果安全开关没有打开，则不允许起飞和输出PWM指令；然后检测电机运转情况；采用被动接收机制，只有当出现电机停转的故障时，智能动力系统通过IIC访问主机。

10.一种利用权利要求1～5任意一项所述六旋翼无人机飞行控制系统的无人机。