CN116339372A - 一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法 - Google Patents
一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供了一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，包括固定翼及设置于固定翼上的旋翼无人机，由ArduPilot固件烧写的Pixhawk硬件且设置于无人机仓内；ArduPilot固件将源代码烧写至飞行控制系统Pixhawk硬件内，在LINUX系统上对参数进行运算调试及优化，涉及三轴陀螺仪、三轴加速度计、存储器、三轴磁力计、PWM控制及USB/MUX输入输出的相对独立的各线程的参数运算调试；并涉及加速度计、罗盘、GPS、RC遥控器、电调、电机、电源模块、热靴、空速计、航线规划的参数优化；并通过QGroundControl地面站进行联调，以达到复合交变式测绘型无人机的匹配及高精度航空摄影性能，并形成了基于ArduPilot固件的匹配参数，以提高无人机的飞行性能，提高航空摄影精度。
Description
技术领域
本发明涉及无人机控制技术领域，尤其涉及一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法。
背景技术
无人机航空摄影测量技术近年来发展如火如荼，将无人机应用于测绘领域，这是技术上的一大改革和创新，颠覆了传统测绘领域的作业方式，摆脱了全靠人工翻山越岭，跋山涉水走到、看到、画到、测到的测量的困境。复合交变式固定翼及四旋翼无人机在起飞、降落过程中是通过四旋翼实现垂直起降，从而避免了固定翼起降困难、风险大，操作难的问题，同时对操控手的要求不高；复合交变式固定翼及四旋翼无人机在执行任务过程中无人机以固定翼模式长时间飞行作业时，由于不可抗力因素导致无人机在航线上出现飞行姿态超过航空摄影测量规范要求，将引起意外坠机等危及情况下，则需要四旋翼自动进行辅助干预并纠正飞行姿态，以保障任务航线飞行精度及飞机自身安全。
为了能使复合交变式固定翼及四旋翼无人机技术与航空摄影测量技术更能高效的结合，使航测技术更能贴近实际生产作业，并提高测量工作效率和节约成本，亟需提出一种新的方法，这是本发明拟解决的技术问题。
发明内容
为了解决上述问题，本发明针对复合交变式固定翼及四旋翼无人机调试的方法需要，提供了一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，目的在于保证用于航空摄影测量复合交变式固定翼及四旋翼无人机能够处于最佳工作状态，一方面利于操控手的操作，另一方面提高测量工作效率并节约成本。其主要包括：具有一对固定翼及设置于固定翼上的二对旋翼的无人机，所述无人机包括由ArduPilot固件烧写的Pixhawk硬件，所述Pixhawk硬件设置于无人机仓内部，进而构成复合交变式测绘型无人机，优化方法如下：
首先，所述ArduPilot固件将多线程开源代码烧写至飞行控制系统Pixhawk硬件内，在LINUX系统编程环境上对参数进行运算调试及优化，涉及三轴陀螺仪、三轴加速度计、存储器、三轴磁力计、模拟传感器、PWM控制及USB/MUX输入输出的相对独立的各线程的参数运算调试；
然后，对加速度计、罗盘、GPS、RC遥控器、电调、电机、电源模块、热靴、空速计和航线规划的参数进行优化；
最后，通过QGroundControl地面站进行联调，生成基于ArduPilot固件的匹配参数，利用所述匹配参数，达到复合交变式测绘型无人机的最佳航线及姿态飞行精度，降低飞行安全隐患，稳定航空摄影工作状态。
进一步地，所述Ardupilot固件包括ArduPlane、libraries及Tools模块，其中：
所述ArduPlane为飞行器目录库，包括AP_Arming飞机解锁库、ArduPlane飞机类型库、Attitude飞机高度控制库、avoidance_adsb回避库、ekf_check检查库、GCS_Mavlink地面控制站库、mode模式切换库、navigation导航运行库、qautotune自动调参运行库、RC_Channel遥控器手动控制库、sensors航测相机控制库、takeoff起降库和tuning语音播报库各代码单元库；
所述libraries为运行库，包括：AP_HAL飞控硬件抽象层，使得Ardupilot具有移植性，并且在LINUX系统平台上运行；AP_Param参数调试库；AP_AHRS姿态估计库；AP_OSD图形界面编辑库；AP_Common控制核心库；AP_Math向量函数库；GCS_MAVLink地面控制站协议控制库；AC_PID PID控制库；AP_InertialNav内部导航库；AP_NavEKF导航EKF库；AP_Terrain地形层库；AC_AttitudeContro高度控制库；APM_Control主控制层库；AP_WPNav航点导航控制库；AP_Motors动力电机控制库；RC_Channel遥控器控制库；AP_InertialSensor陀螺仪和加速度控制库；AP_Radio电台控制库；AP_Baro气压计接口库；AP_GPS GPS接口库；SRV_Channel单元接口库；AP_Compass罗盘控制库；AP_Mount云台控制库；AP_RSSI RSSI控制层接口库；AP_Mission航摄任务控制库；AP_Buffer惯性导航库；AP_RCMapper地图库；AP_OpticalFlow光流控制库；AP_MSPMSP运行控制库及AP_Relay航摄相机快门控制库；
所述Tools为工具目录，包括：AP_Bootloader程序引导装载接口库；DataFlashFileReader数据更新读取接口库；LogReader日志读取接口库；MsgHandler命令主控接口库；GCS_MAVLink地面控制站传输协议控制库；Parameters程序注入接口库及Replay回放接口库。
进一步地，所述QGroundControl地面站联调包括二次开发优化FMU固件烧写，加速度计六轴方向校准，加速度计水平校准，罗盘校准，GPS安装位置设置，遥控器校准，飞行模式设置，电调校准，电机测试，固定翼舵机设置，遥控信号强度RSSI设置，电源模块设置，相机快门/热靴设置，空速计校准，航测航线规划设计，试飞参数调试。
进一步地，所述基于ArduPilot固件的匹配参数包括父类配置参数、派生子类多轴模式参数、派生子类TECS参数及派生子类航线参数。
进一步地，复合交变式测绘型无人机的机体包括：固定翼EPS机身、前拉动力电机、前拉动力电子调速器、前拉动力螺旋桨，固定翼EPS左副机翼、固定翼EPS右副机翼、固定翼EPS左V尾、固定翼EPS右V尾、固定翼降落伞；旋翼左支撑杆、旋翼右支撑杆、旋翼左前电机、旋翼左后电机、旋翼右前电机、旋翼右后电机、旋翼左前电子调速器、旋翼左后电子调速器、旋翼右前电子调速器、旋翼右后电子调速器、旋翼左前螺旋桨、旋翼左后螺旋桨、旋翼右前螺旋桨、旋翼右前螺旋桨；Sony航测相机、Pixhawk开源飞控、外置磁罗盘、GPS、CRTK机载差分GPS、空速计、电源模块、接收机、遥控器、飞机端通讯电台、固定翼动力电池、旋翼动力电池、地面端通讯电台、飞控固件程序、QGroundControl地面控制软件及控制终端。
进一步地，对加速度计、罗盘、GPS、RC遥控器、电调、电机、电源模块、热靴、空速计和航线规划的参数进行优化，采用的是扩展卡尔曼滤波的姿态解算，通过对测量值进行去噪声滤波及数据融合，解算出姿态角，进而作为无人机的反馈量，对无人机进行调控。
进一步地，飞行实时状态融合IMU与GPS进行惯性导航，通过卡尔曼滤波预估飞行状态信息，其数学模型采用公式(1)：
式中：xk为k时刻的系统状态矩阵，xk-1为k-1时刻的系统状态矩阵，uk为系统控制量，A和B为系统参数，Zk为状态矩阵测量值，H为状态贯彻矩阵，Wk-1和Vk为随机变量。
本发明提供的技术方案带来的有益效果是：实现了复合交变式固定翼及四旋翼无人机ArduPilot固件系统与其硬件多传感器数据的融合，通过四旋翼实现垂直起降、避免了固定翼起降困难、风险大，操作难，对操控手要求高的不利因素，同时也避免了无人机在固定翼模式下在长时间飞行作业过程中，由于不可抗力因素导致无人机在航线上出现飞行姿态超过航空摄影测量规范要求，意外坠机等情况。可将生产成本从传统的几十万到几百万控制在五六万内、并且保证了2-3小时的长航时，通过系统联合运行调试，系统姿态、位置估计和控制的精准度更加稳定，提高了航线飞行影像数据的获取精度，保证了无人机的安全，降低飞行安全隐患，且能更好的适应航空摄影测量测绘工作，为测绘4D产品(DOM、DEM、DLG、DRG)的工作提高了工作效率，并且降低了生产成本。
附图说明
下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：
图1是本发明实施例中复合交变式测绘型无人机结构的俯视图。
图2是本发明实施例中复合交变式测绘型无人机结构的侧视图。
图3是本发明实施例中复合交变式测绘型无人机软硬件系统结构示意图。
图4是本发明实施例中复合交变式测绘型无人机航线精度验证图。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图详细说明本发明的具体实施方式。
本发明的实施例提供了一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法。
由附图1-3可知，基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机，包括具有一对固定翼及设置于固定翼上的二对旋翼的无人机；其中，所述无人机包括由ArduPilot固件烧写的Pixhawk硬件，所述Pixhawk硬件设置于无人机仓内部，进而构成复合交变式测绘型无人机。一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法具体包括：
所述ArduPilot固件将多线程开源代码烧写至飞行控制系统Pixhawk硬件内，在LINUX系统编程环境上对参数进行运算调试及优化(在LINUX系统编程环境上对参数通过QGroundControl地面站软件与Pixhawk飞行控制系统硬件联合运算调试)，涉及三轴陀螺仪、三轴加速度计、存储器、三轴磁力计、模拟传感器、PWM控制及USB/MUX输入输出的相对独立的各线程的参数运算调试；并涉及加速度计、罗盘、GPS、RC遥控器、电调、电机、电源模块、热靴、空速计、航线规划的参数优化；并通过QGroundControl地面站进行联调，以达到复合交变式测绘型无人机的最佳匹配性能。
基于ArduPilot固件的控制平台是整个无人机的核心，衔接了无人机各传感器的即时数据，从硬件参数的自行配置到软件系统的协同运行，则多传感器数据运算经过数据融合后，使得执行测绘任务的无人机能够适应各种飞行环境，并且稳定飞行保证航测，具有开发低成本、易于操作、航时长的特点，适用于无人机在测绘领域的应用。ArduPilot固件所形成的自控程序烧写至飞行控制系统Pixhawk硬件，分别与无人机的导航、航测、动力及IMU等各控制部件链接，在接收到多传感器数据后，Pixhawk硬件执行运算和数据反馈输出，控制各控制部件做出相应动作的调整，最终动态化的保证了稳定飞行。
ArduPilot固件作为复合交变式测绘型无人机自动控制系统的核心，用于硬件参数配置与飞行控制系统的算法及参数的融合与控制，确保各部分安全稳定运行，保障航线飞行影像数据的获取精度，保证无人机的安全。Ardupilot固件主要包括ArduPlane、libraries及Tools模块，用于加速度计六轴方向校准、加速度计水平校准、罗盘校准、GPS安装位置设置、遥控器校准、飞行模式设置、电调校准、电机测试、固定翼舵机设置、遥控信号强度RSSI设置、电源模块设置、相机快门/热靴设置、空速计校准、航测航线规划设计、试飞参数各部分的参数控制。
最后生成基于ArduPilot固件的匹配参数，即二次开发配置参数，包括：父类配置参数，派生子类多轴模式参数，派生子类TECS参数及派生子类航线参数。这些参数的适应性匹配与调试成功，对整个复合交变式航测无人机自动控制稳定性及任务的执行性起到了至关重要的作用。
本发明所述复合交变式测绘型无人机的机体包括：固定翼EPS机身、前拉动力电机、前拉动力电子调速器、前拉动力螺旋桨，固定翼EPS左副机翼、固定翼EPS右副机翼、固定翼EPS左V尾、固定翼EPS右V尾、固定翼降落伞；旋翼左支撑杆、旋翼右支撑杆、旋翼左前电机、旋翼左后电机、旋翼右前电机、旋翼右后电机、旋翼左前电子调速器、旋翼左后电子调速器、旋翼右前电子调速器、旋翼右后电子调速器、旋翼左前螺旋桨、旋翼左后螺旋桨、旋翼右前螺旋桨、旋翼右前螺旋桨；Sony航测相机、Pixhawk开源飞控、外置磁罗盘、GPS、CRTK机载差分GPS、空速计、电源模块、接收机、遥控器、飞机端通讯电台、固定翼动力电池、旋翼动力电池、地面端通讯电台、飞控固件程序、QGroundControl地面控制软件及笔记本电脑。
本发明所述复合交变式测绘型无人机的设备系统组成包括：动力组成部分、导航设备组成部分、航测设备组成部分(即载荷系统)和IMU组成部分，硬件参数配置如下：
飞机机体系统：固定翼EPS1.4m机身、固定翼EPS1.15m左副机翼、固定翼EPS1.15m右副机翼、固定翼EPS0.4m左V尾、固定翼EPS0.4m右V尾、固定翼1.2m半径降落伞；旋翼0.8m碳纤维左支撑杆、旋翼0.8m碳纤维右支撑杆。
动力系统：前拉动力参数为4125&KV480无刷电机+100A无刷电子调速器+15*08寸折叠正桨(共一套)，四旋翼动力参数为4114&KV420无刷电机+40A无刷电子调速器+16*55寸碳纤维螺旋桨(正反各两套，共四套)；固定翼3045数字信号金属舵机(左副机翼、右副机翼、左V尾、右V尾、降落伞各用一个舵机)，14AWG硅胶线、13AWG硅胶线、15AWG硅胶线、60芯舵机线、EC5香蕉插头、JX9插头、MPX8芯插头；固定翼前拉6s&16000mAh&25C格氏LiPo聚合物电池，四旋翼6s&10000mAh&35C格氏LiPo聚合物电池。
控制系统：Pixhawk开源飞控(32位ARMCortexM4高性能处理器，主频为168MHZ，板载L3GD203轴数字16位陀螺仪，LSM303D 3轴14位加速度/磁强计、MPU60003轴陀螺/加速度计、MS5611高精度气压计，同时外设CUART、I2C、SPI、CAN)，M8N厘米级定位精度GPS，CRTK机载差分GPS，差压数字空速计，HV_PM高压电源模块，1W功率P900数传电台，915MHZ全向吸盘天线(天空端、地面端)，FUTABAR7008SB接收机，FUTABA 16SZ 2.4G遥控器。
载荷系统：Sony航测相机，64G高速SD卡，相机改装快门线。
本发明所述复合交变式测绘型无人机的Ardupilot固件分为3个主要部分：
ArduPlane作为本发明飞行器目录库，包括AP_Arming飞机解锁库、ArduPlane飞机类型库、Attitude飞机高度控制库、avoidance_adsb回避库、ekf_check检查库、GCS_Mavlink地面控制站库、mode模式切换库、navigation导航运行库、qautotune自动调参运行库、RC_Channel遥控器手动控制库、sensors航测相机控制库、takeoff起降库、tuning语音播报库等各代码单元库。
libraries作为本发明飞行器运行库，主要包括：AP_HAL飞控硬件抽象层，使得本发明Ardupilot具有移植性，并且在LINUX系统平台上运行；AP_Param参数调试库；AP_AHRS姿态估计库；AP_OSD图形界面编辑库；AP_Common控制核心库；AP_Math向量函数库；GCS_MAVLink地面控制站协议控制库；AC_PID PID控制库；AP_InertialNav内部导航库；AP_NavEKF导航EKF库；AP_Terrain地形层库；AC_AttitudeContro高度控制库；APM_Control主控制层库；AP_WPNav航点导航控制库；AP_Motors动力电机控制库；RC_Channel遥控器控制库；AP_InertialSensor陀螺仪和加速度控制库；AP_Radio电台控制库；AP_Baro气压计接口库；AP_GPS GPS接口库；SRV_Channel单元接口库；AP_Compass罗盘控制库；AP_Mount云台控制库；AP_RSSI RSSI控制层接口库；AP_Mission航摄任务控制库；AP_Buffer惯性导航库；AP_RCMapper地图库；AP_OpticalFlow光流控制库；AP_MSP MSP运行控制库及AP_Relay航摄相机快门控制库；
Tools作为本发明飞行器工具目录，主要包括：AP_Bootloader程序引导装载接口库；DataFlashFileReader数据更新读取接口库；LogReader日志读取接口库；MsgHandler命令主控接口库；GCS_MAVLink地面控制站传输协议控制库；Parameters程序注入接口库及Replay回放接口库。
整体联合调试主要包括：二次开发优化FMU固件烧写；加速度计六轴方向校准；加速度计水平校准；罗盘校准；GPS安装位置设置；遥控器校准；飞行模式设置；电调校准；电机测试；固定翼舵机设置；遥控信号强度RSSI设置；电源模块设置；相机快门/热靴设置；空速计校准；航测航线规划设计；试飞参数调试优化及改进。
本发明所述复合交变式测绘型无人机的控制算法的核心是采用扩展卡尔曼滤波(EKF)的姿态解算，用于将加速度计、陀螺仪等传感器的测量值经过去噪声滤波及数据融合，解算出姿态角，进而作为系统的反馈量，从而形成闭环反馈控制系统对无人机进行调控。
对加速度计、罗盘、GPS、空速计和航线规划的参数进行优化的过程：
本发明飞行实时状态融合IMU与GPS进行惯性导航，通过卡尔曼滤波预估飞行状态信息，其数学模型采用公式(1)：
式中：xk为k时刻的系统状态矩阵，xk-1为k-1时刻的系统状态矩阵，uk为系统控制量，A和B为系统参数，Zk为状态矩阵测量值，H为状态贯彻矩阵，Wk-1和Vk是随机变量。
预测其状态过程数学模型采用公式(2)：
其中，
表示预测过程k时刻状态值，/>
表示k时刻时的先验估计误差协方差值，pk-1表示最优状态估计协方差矩阵，Q表示Wk协方差。
经过上述滤波后的姿态参数，对本飞行控制系统中使用串级PID算法，进行动态调整，具体如公式(3)表述：
其中，Kp表示比例增益，Ti表示积分时间增益，Td表示微分时间常数，此时的控制量u(t)为t时刻的轮胎转角，跟踪误差e(t)为系统当前状态u(t)与参考状态u*(t)的差值；
对任务航线飞行精度及飞机自身安全方面的控制优化：
采用非线性滑模变结构控制，通过状态估计器EKF得到所有方向测量值，使本发明在任务航线飞行精度及飞机自身安全上得到了保证，滑模变结构控制系统如公式(4)表述：
其中，
表示非线性控制系统，x∈Rn为状态向量，u∈Rm为控制向量，t为时间。
滑模函数为公式(5)：
其中，s(x)表示滑模面函数，u0表示控制函数，u+(x)与u-(x)表示寻求控制量，xi为状态向量,ci为系数参数，n为自然整数。
当系统满足滑模存在性和可达到性时，建立滑模运动方程式：
其中，f+(x)、f-(x)表示公式(4)非线性控制系统
的以u+(x)与u-(x)寻求控制量为参数的非线性正逆向控制函数。
采用指数趋近律，有：
s＝εsgn(s0)-k0s0ε＞0,k0＞0 (8)
其中，s表示趋近律，ε和k0均表示干扰项，s0表示状态量。
利用公式(10)，实现闭环系统的稳定控制：
其中，
表示连续函数，a表示相干系数，L表示干扰上界。
在控制中，通过公式(10)将实际位置与角度信息与预定轨迹进行补偿计算。
本发明主要对Vehicle directories层，ArduPilot/ArduPlane模块下的AP_Arming.cpp、ArduPlane.cpp、Attitude.cpp、avoidance_adsb.cpp、ekf_check.cpp、GCS_Mavlink.cpp、mode.cpp、navigation.cpp、qautotune.cpp、RC_Channel.cpp、sensors.cpp、takeoff.cpp、tuning.cpp各单元代码进行适应性参数配置，最终得到可以交互编辑的父类配置参数表，即共用父类配置参数。
并对libraries层，ArduPilot/libraries模块下的AP_AHRS.cpp、AP_Common.cpp、AP_Math.cpp、AC_PID.cpp、AP_InertialNav.cpp、AC_AttitudeContro.cpp、AP_WPNav.cpp、AP_Motors.cpp、RC_Channel.cpp、AP_InertialSensor.cpp、AP_Baro.cpp、AP_GPS.cpp、AP_Compass.cpp、AP_Mount.cpp、AP_Mission.cpp、AP_Buffer.cpp、AP_RCMapper.cpp、APM_Control.cpp、GCS_MAVLink.cpp、SRV_Channel.cpp、AP_Terrain.cpp、AP_Radio.cpp、AP_OpticalFlow.cpp、AP_MSP.cpp、AP_NavEKF.cpp、AP_Param.cpp、AP_Vehicle.cpp、AP_Relay.cpp、AP_RSSI.cpp各单元代码进行适应性参数配置，最终得到可以交互编辑的父类配置参数表，派生子类多轴模式参数表及派生子类航线参数表。
所述父类配置参数，见表1：
表1：父类配置参数
| 参数名称 | 值 | 单位 | 参数名称 | 值 | 单位 |
| Q_ENABLE | 1 | 启用VTOL | ARSPD_FBW_MIN | 12 | m/s |
| Q_FRAME_CLASS | 1 | 四轴 | ARSPD_FBW_MAX | 0 | m/s |
| FLTMODE_CH | 5 | 模式开关 | Q_ASSIST_SPEED | 1 | m/s |
| Q_FRAME_TYPE | 1 | 机架类型X | Q_ASSIST_ANGLE | 35 | 度 |
| Q_TILT_MASK | 0 | 电机不倾转 | Q_ASSIST_ALT | 100 | 米 |
| Q_TILT_TYPE | 2 | 向量推力 | Q_ASSIST_ALT_MOD | 150 | 米 |
| Q_TILT_RATE_DN | 25 | ％ | Q_GUIDED_MODE | 1 | 开启多轴导引模式 |
| Q_TILT_RATE_UP | 90 | ％ | Q_RTL_MODE | 9 | 启用混合式RTL |
| Q_TILT_THR_DN | 85 | 度 | Q_RTL_ALT | 80 | 米 |
| Q_TILT_THR_UP | 25 | 度 | Q_RTL_LOIT_ALT | 5 | 米 |
| Q_TILT_MAX | 60 | 度 | Q_RTL_LOIT_MIN | 1.8 | 米 |
| Q_TRAN_PIT_MAX | 5 | 度 | Q_RTL_LOIT_RAD | 2600 | 米 |
| Q_TRAN_RLL_MAX | 3 | 度 | Q_LAND_FINAL_ALT | 100 | 米 |
| Q_TRANSITION_MS | 6000 | 毫秒 | Q_LAND_SPEED | 100 | 公分 |
| Q_TILT_YAW_ANGLE | 12 | 度 | Q_LAND_DETECT | 1 | 使用地面效应 |
| Q_TILT_FIX_ANGLE | 11 | 度 | Q_TRANS_DECEL | 0.7 | 减速率 |
| Q_TILT_FIX_GAIN | 50 | ％ | Q_ANGLE_MAX | 500 | 度/1000 |
| GPS_POS1_X | 0.6 | 米 | GPS_POS1_Y | 0 | 米 |
| V_TAIL_OUTPUT | 1 | v | KFF_RDDRMIX | 0.5 | S |
| SERVO2_FUNCTION | 79 | ELE | SERVO3_FUNCTION | 77 | THR |
| SERVO5_FUNCTION | 33 | 旋翼1电机 | SERVO6_FUNCTION | 34 | 旋翼2电机 |
| SERVO8_FUNCTION | 36 | 旋翼4电机 | RSSI_TYPE | 2PWM | pwm |
| RTL_RADIUS | 100 | 米 | LIM_PITCH_MIN | -4000 | 度 |
| WP_LOITER_RAD | 50 | 米 | LIM_ROLL_CD | 5000 | 度 |
| FS_SHORT_ACTN | 0 | s | STICK_MIXING | 1 | FBWA |
| FS_SHORT_TIMEOUT | 1.4 | s | THR_FAILSAFE | 1 | 油门故障保护 |
| FS_LONG_ACTN | 0 | s | THR_FS_VALUE | 950 | PWM |
| FS_LONG_TIMEOUT | 4 | s | FS_GCS_ENABL | 1 | 启用遥测故障保护 |
| RUDD_DT_GAIN | 45％ | ％ | MIXING_GAIN | 1 | 短故障保护 |
| AHRS_WIND_MAX | 10 | 米/秒 | SERVO4_FUNCTION | 80 | RUD |
| LIM_PITCH_MAX | 4500 | 度 | GPS_POS1_Z | -0.35 | 米 |
| SERVO7_FUNCTION | 35 | 旋翼3电机 | SERVO1_FUNCTION | 75 | AIL |
所述派生子类多轴模式参数，见表2：
表2：派生子类多轴模式参数
| 参数名称 | 值 | 单位 | 参数名称 | 值 | 单位 |
| Q_VELZ_MAX | 250 | 公分/秒 | Q_LOIT_BRK_ACCEL | 55 | cm/s/s |
| Q_ACCEL_Z | 250 | 加速度 | Q_LOIT_BRK_DELAY | 1 | s |
| Q_RC_SPEED | 490 | Hz | Q_LOIT_BRK_JERK | 1200 | cm/s/s |
| Q_THR_MIN_PWM | 1000 | PWM | Q_LOIT_SPEED | 1100 | cm/s |
| Q_THR_MAX_PWM | 2000 | PWM | Q_P_ACCZ_P | 0.6 | P增益 |
| Q_YAW_RATE_MAX | 100 | 度/秒 | Q_P_ACCZ_I | 0.7 | I增益 |
| Q_VFWD_GAIN | 0 | QLOITER模式 | Q_P_ACCZ_D | 0.4 | D增益 |
| Q_VFWD_ALT | 2 | 米 | Q_P_ACCZ_IMAX | 1000 | pwm |
| Q_WVANE_GAIN | 0 | 主动迎风值 | Q_P_ACCZ_FILT | 65 | 噪音 |
| Q_WVANE_MINROLL | 0 | 侧风补偿 | Q_P_ACC_XY_FILT | 0.6 | 滤波器频率 |
| Q_ESC_CAL | 0 | 多轴电机校准 | KFF_RDDRMIX | 1 | s |
| Q_LAND_ICE_CUT | 1 | 飞机引擎熄火 | Q_M_YAW_HEADROOM | 0.8 | 比重 |
| Q_A_SLEW_YAW | 9000 | 公分/秒 | Q_A_THR_MIX_MAN | 0.9 | 权重 |
| Q_A_ANGLE_BOOST | 1 | 避免掉高 | Q_A_THR_MIX_MAX | 0.9 | 权重 |
| Q_WP_ACCEL | 110 | 水平加速度 | Q_A_THR_MIX_MIN | 0.2 | 权重 |
| Q_WP_ACCEL_Z | 160 | 垂直加速 | Q_P_ANGLE_MAX | 50 | 度 |
| Q_WP_RADIUS | 6000 | cm | Q_M_SPOOL_TIME | 0.1 | s |
| Q_WP_RFND_USE | 1 | 地形跟踪 | Q_M_YAW_SV_ANGLE | 200 | PWM |
| Q_WP_SPEED | 2500 | 公分/秒 | Q_M_SAFE_DISARM | 1 | PMW输出 |
| Q_WP_SPEED_DN | 120 | 公分/秒 | Q_M_HOVER_LEARN | 1 | 油门自适应 |
| Q_WP_SPEED_UP | 120 | 公分/秒 | Q_M_THST_HOVER | 55 | ％ |
| Q_LOIT_ACC_MAX | 230 | cm/s/s | Q_M_BAT_CURR_TC | 9 | 秒 |
| Q_LOIT_ANG_MAX | 45 | 度/秒 | Q_M_BAT_CURR_MAX | 100 | A |
| RC7_OPT | 104 | RTL | ALT_HOLD_RTL | -1 | 瞄准的高度 |
| RC9_OPT | 109 | 快门 | MOT_HOVER_LEARN | 2 | 比重 |
| Q_M_BAT_VOLT_MIN | 0 | V | ACRO_ROLL_RATE | 40 | 度 |
| Q_M_BAT_VOLT_MAX | 0 | V | AHRS_COMP_BETA | 0.5 | 比重 |
| Q_M_SPIN_ARM | 0 | 怠速 | AHRS_GPS_GAIN | 1 | 比重 |
| Q_M_SPIN_MIN | 0.15 | 旋转速度 | AHRS_GPS_MINSATS | 8 | GPS数量 |
| Q_M_SPIN_MAX | 1 | 旋转速度 | AHRS_GPS_USE | 1 | GPS导航 |
| Q_M_PWM_MAX | 0 | PWM | AHRS_ORIENTATION | 0 | 度 |
| Q_M_PWM_MIN | 0 | PWM | AHRS_RP_P | 0.3 | 加速度 |
| Q_M_PWM_TYPE | 1 | PMW | AHRS_TRIM_X | 0.15 | 度 |
| ACRO_LOCKING | 1 | 保持高度 | AHRS_TRIM_Y | 0.15 | 度 |
| ACRO_PITCH_RATE | 35 | 度 | AHRS_TRIM_Z | 0.25 | 度 |
| ALT_CTRL_ALG | 0 | 高度算法 | AHRS_WIND_MAX | 0 | 使用空速计 |
| ALT_HOLD_FBWCM | 0 | 最低飞行高度 | AHRS_YAW_P | 0 | 比重 |
所述派生子类TECS参数，见表3：
表3：派生子类TECS参数
所述派生子类航线参数，见表4：
表4：派生子类航线参数
| 参数名称 | 配置值 | 参数名称 | 配置值 | 参数名称 | 配置值 |
| VTOL_TAKEOFF | 30m | Q_RTL_ALT | 35m | LAND_FLARE_ALT | 1 |
| DO_VTOL_TRANSITION | 3 | Q_WP_SPEED_ON | 100cm | ARMING_RUDDER | 2 |
| VTOL_LAND | 5 | Q_LAND_FINAL_ALT | 10m | KFF_RDDRMIX | 0.5 |
| LOITER_TO_ALT | 100 | Q_LAND_SPEED | 55cm | Q_TILT_RATE | 32 |
| QRTL_MODE | 1 | Q_WP_SPEED | 12m | STICK_MIXING | 1 |
| RTL_RADIUS | 95 | TKOFF_THR_MINAGC | 0.5 | THR_FAILSAFE | 1 |
| ALT_HOLD_RTL | 7500cm | TKOFF_THR_MINSPD | 13 | THR_FS_VALUE | 950 |
| Q_A_RAT_RLL_P | 0.25 | Q_A_RT_PIT_P | 0.25 | Q_THR_MID | 550 |
| Q_GUIDE_MODE | 0 | ARMING_CHECK | 1 | COMPASS_AUTODEC | 1 |
| COMPASS_ORIENT | X | COMPASS_EXTRNAL | 1 | FS_SHORT_ACTN | 0 |
| FS_LONG_ACTN | 0 | Q_M_SAFE_DISARM | 1 | GROUND_STEER_ALT | 0 |
| KFF_RDDRMIX | 0 | STALL_PREVENTION | 1 | STAB_PITCH_DOWN | 2 |
| FENCE_AOTUENABLE | 1 | FENCE_ACTION | 4 | FENCE_MINALT | 15m |
| FENCE_MAXALT | 1100m | BRD_SAFETY_ENABLE | 0 | Q_WVANE_MINROLL | 0.5 |
| Q_WVANE_GAIN | 0 | LOITER_TO_ACT | 1 | LOITER_TURNS | 0 |
| LOITER_UNLIMITED | 1 | Q_GUIDED_MODE | 0 |
对总能量控制系统的核心算法进行优化，主要是对派生子类TECS参数进行优化，得到表3，其核心算法采用公式(11)：
式中，TC为推力指令，
和/>
为比例系数，/>
和/>
为积分系数，/>
和/>
为微分系数，Ee为能量偏差，Le为能量分配偏差，θC表示配平指令。
本发明无人机由旋翼模式转换为固定翼模式时，为了提高TECS控制器初始化时的安全性，初始化推力指令为巡航平飞推力TCr，其表达式为公式(12)：
其中，TC表示归一化百分比，KET表示转换系数。
主要对AP_HAL层，ArduPilot/libraries/AP_TECS模块下的AP_TECS.cpp与AP_TECS.h单元代码进行适应性参数配置，最终得到可以交互编辑的派生子类TECS参数表。
通过对libraries/AP_HAL_Linux硬件抽象层下的AnalogIn_ADS1115.cpp、AP_HAL_Linux.cpp、CameraSensor.cpp、RCInput_AioPRU.cpp、RCOutput_AioPRU.cpp、sbus.cpp、Semaphores.cpp、Storage.cpp、ToneAlarm.cpp、UARTDriver.cpp、Util.cpp、VideoIn.cpp各单元代码进行适应性参数配置，将其移植到Linux平台，通过在ardupilot/mkcheck_modules.sh模块下使用make指令，完成飞控烧写编译固件。
飞行结束后，在tool directories层，Tools模块下的AP_Bootloader.cpp、DataFlashFileReader.cpp、LogReader.cpp、MsgHandler.cpp、GCS_MAVLink.cpp、Parameters.cpp、Replay.cpp及missionplanner地面控制站下进行日志、飞行姿态、PID、导航数据、航线精度等分析。
对于飞行的航线精度及获取的影像质量，通过实际飞行测试，本发明采用机载BDS+GPS/IMU定位系统与多传感器融合数据，采用因子分析、回归分析进行精度验证与评定，为公式(13)所示：
m＜q，m∈R和q∈R，Fj(j＝1，2，3…m)表示不可观测的因子或公因子组。成的向量，且两两之间正交。εi(i＝1，2，3…p)是特殊因子，只对xi起作用。aij(i＝1，2，3…p；j＝1，2，3…m)为因子载荷，表示第i个变量与第j个因子之间的相关系数，反映了第i个变量在第j个因子上的重要性，即表示变量xi依赖于Fj的分量(比重)。
荷载越大，说明第i个指标与第j个因子的关系越密切。
量化后得到偏离度y；航向点间距x1；旁向点间距x2；横滚角x3；俯仰角x4；方向角x5。
采用回归分析，建立如公式(14)所示的因变量Y与自变量X多元回归方程：
用于估计出未知参数β1，β2，βm…，进行n次独立观测，得到n组样本数据x1m，x2m，…xnm。xim表示第i个变量参数，βi表示第i个估计参数。
最终建立回归方程，y＝1.27x1+0.66x2+0.28x3-0.301x4-0.164x5-3.338E-17，描述偏离度y与航向点间距x1、旁向点间距x2、横滚角x3、俯仰角x4与方向角x5之间的线性关系。
由回归方程及图4(b)可以看出，偏离度y受航向点间距x1的影响较大，在进行因子分析时，x1代表的是GPS定位误差精度，由于无人机在进行巡航作业时，主要依靠DBS+GPS导航，所以BDS+GPS定位精度直接影响航线飞行精度。其修正表现在对设计的x1、x2值以北方向为准，将航线往东方向偏离1.373x1，往南偏移1.163x2。由图4(a)可以看出，x3、x4、x5对飞机的飞行影响主要体现在横滚角、俯仰角、方向角方面，根据得到的系数关系在空三加密时对角元素进行0.301°、-0.164°、-3.338°量值改正调整，由图4(c)可以看出，在x，y，z三个分量方向上，BDS与GPS的定位精度残差值分别为：2.42cm、1.18cm，7.26cm、4.41cm，3.21cm、2.69cm，误差值分布均在cm级别，由此可以得出，本发明BDS+GPS定位精度对无人机的航线飞行精度影响量值为cm级的高精度定位，能够为航线飞行精度及飞行状态的稳定性提供良好的支撑。通过上述改正，作为本发明无人机航线设计，飞行控制涉及的因素及提高影像数据处理精度的基础。
通过以上参数设置和控制，本发明复合交变式航测无人机以适应航空摄影测量测绘工作，为测绘4D产品(DOM、DEM、DLG、DRG)的生产在提高精度的同时提高了工作效率。
本发明的有益效果：
为了能使无人机技术与航空摄影测量技术更能高效的结合，使无人机航测技术更能贴近实际生产作业，提高测量工作效率和节约成本，本发明涉及无人机硬件平台的整体集成与软件系统的优化调试，实现了软件与硬件的多传感器数据融合。使得该款航测型无人机集成了传统固定翼无人机及四旋翼无人机的优良特性。在起飞、降落过程中通过四旋翼实现垂直起降、避免了固定翼起降困难、风险大，操作难，对操控手要求高的不利因素；在执行任务过程中无人机以固定翼模式长时间飞行作业时，由于不可抗力因素导致无人机在航线上出现飞行姿态超过航空摄影测量规范要求，意外坠机等情况下，旋翼自动进行辅助干预纠正，保障任务航线飞行精度及飞机自身安全，整个系统的联合集成调试在很大程度上保证本发明复合交变式航测无人机系统能更好的适应航空摄影测量测绘工作，为测绘4D产品(DOM、DEM、DLG、DRG)的生产在提高精度的同时提高了工作效率。
本发明航测无人机自动控制系统优化方法以ArduPilot固件为主体，对各个硬件设备及参数进行自适应配置，ArduPilot固件参数根据本发明航测无人机硬件配置进行参数匹配、运算和调整，实现了ArduPilot固件与硬件的多传感器数据融合。
用于航测的复合交变式测绘型无人机集成了传统固定翼无人机及四旋翼无人机的优点，在起飞、降落过程中通过四旋翼实现垂直起降、避免了固定翼起降困难、风险大，操作难，对操控手要求高的不利因素，同时也避免了无人机在固定翼模式下在长时间飞行作业过程中，由于不可抗力因素导致无人机在航线上出现飞行姿态超过航空摄影测量规范要求，意外坠机等情况。
相对于传统单一的无人机航空摄影测量作业模式，采用复合交变式测绘型无人机，可将生产成本从传统的几十万到几百万控制在五六万内、并且保证了2-3小时的长航时，通过系统联合运行调试，系统姿态、位置估计和控制的精准度更加稳定，提高了航线飞行影像数据的获取精度，保证了无人机的安全，降低飞行安全隐患。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，其特征在于：包括：具有一对固定翼及设置于固定翼上的二对旋翼的无人机，所述无人机包括由ArduPilot固件烧写的Pixhawk硬件，所述Pixhawk硬件设置于无人机仓内部，进而构成复合交变式测绘型无人机，其优化方法如下：
首先，所述ArduPilot固件将多线程开源代码烧写至飞行控制系统Pixhawk硬件内，在LINUX系统编程环境上对参数进行运算调试及优化，涉及三轴陀螺仪、三轴加速度计、存储器、三轴磁力计、模拟传感器、PWM控制及USB/MUX输入输出的相对独立的各线程的参数运算调试；
然后，对加速度计、罗盘、GPS、RC遥控器、电调、电机、电源模块、热靴、空速计和航线规划的参数进行优化；
最后，通过QGroundControl地面站进行联调，生成基于ArduPilot固件的匹配参数，利用所述匹配参数，达到复合交变式测绘型无人机的最佳航线及姿态飞行精度，降低飞行安全隐患，稳定航空摄影工作状态。
2.如权利要求1所述的一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，其特征在于：所述Ardupilot固件包括ArduPlane、libraries及Tools模块，其中：
所述ArduPlane为飞行器目录库，包括AP_Arming飞机解锁库、ArduPlane飞机类型库、Attitude飞机高度控制库、avoidance_adsb回避库、ekf_check检查库、GCS_Mavlink地面控制站库、mode模式切换库、navigation导航运行库、qautotune自动调参运行库、RC_Channel遥控器手动控制库、sensors航测相机控制库、takeoff起降库和tuning语音播报库各代码单元库；
所述libraries为运行库，包括：AP_HAL飞控硬件抽象层，使得Ardupilot具有移植性，并且在LINUX系统平台上运行；AP_Param参数调试库；AP_AHRS姿态估计库；AP_OSD图形界面编辑库；AP_Common控制核心库；AP_Math向量函数库；GCS_MAVLink地面控制站协议控制库；AC_PIDPID控制库；AP_InertialNav内部导航库；AP_NavEKF导航EKF库；AP_Terrain地形层库；AC_AttitudeContro高度控制库；APM_Control主控制层库；AP_WPNav航点导航控制库；AP_Motors动力电机控制库；RC_Channel遥控器控制库；AP_InertialSensor陀螺仪和加速度控制库；AP_Radio电台控制库；AP_Baro气压计接口库；AP_GPSGPS接口库；SRV_Channel单元接口库；AP_Compass罗盘控制库；AP_Mount云台控制库；AP_RSSIRSSI控制层接口库；AP_Mission航摄任务控制库；AP_Buffer惯性导航库；AP_RCMapper地图库；AP_OpticalFlow光流控制库；AP_MSPMSP运行控制库及AP_Relay航摄相机快门控制库；
所述Tools为工具目录，包括：AP_Bootloader程序引导装载接口库；DataFlashFileReader数据更新读取接口库；LogReader日志读取接口库；MsgHandler命令主控接口库；GCS_MAVLink地面控制站传输协议控制库；Parameters程序注入接口库及Replay回放接口库。
3.如权利要求1所述的一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，其特征在于：所述QGroundControl地面站联调包括二次开发优化FMU固件烧写，加速度计六轴方向校准，加速度计水平校准，罗盘校准，GPS安装位置设置，遥控器校准，飞行模式设置，电调校准，电机测试，固定翼舵机设置，遥控信号强度RSSI设置，电源模块设置，相机快门/热靴设置，空速计校准，航测航线规划设计，试飞参数调试。
4.如权利要求1所述的一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，其特征在于：所述基于ArduPilot固件的匹配参数包括父类配置参数、派生子类多轴模式参数、派生子类TECS参数及派生子类航线参数。
5.如权利要求1所述的一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，其特征在于：复合交变式测绘型无人机的机体包括：固定翼EPS机身、前拉动力电机、前拉动力电子调速器、前拉动力螺旋桨，固定翼EPS左副机翼、固定翼EPS右副机翼、固定翼EPS左V尾、固定翼EPS右V尾、固定翼降落伞；旋翼左支撑杆、旋翼右支撑杆、旋翼左前电机、旋翼左后电机、旋翼右前电机、旋翼右后电机、旋翼左前电子调速器、旋翼左后电子调速器、旋翼右前电子调速器、旋翼右后电子调速器、旋翼左前螺旋桨、旋翼左后螺旋桨、旋翼右前螺旋桨、旋翼右前螺旋桨；Sony航测相机、Pixhawk开源飞控、外置磁罗盘、GPS、CRTK机载差分GPS、空速计、电源模块、接收机、遥控器、飞机端通讯电台、固定翼动力电池、旋翼动力电池、地面端通讯电台、飞控固件程序、QGroundControl地面控制软件及控制终端。
6.如权利要求1所述的一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，其特征在于：对加速度计、罗盘、GPS、RC遥控器、电调、电机、电源模块、热靴、空速计和航线规划的参数进行优化，采用的是扩展卡尔曼滤波的姿态解算，通过对测量值进行去噪声滤波及数据融合，解算出姿态角，进而作为无人机的反馈量，对无人机进行调控。
7.如权利要求6所述的一种基于ArduPilot固件的复合交变式测绘型无人机优化方法，其特征在于：飞行实时状态融合IMU与GPS进行惯性导航，通过卡尔曼滤波预估飞行状态信息，其数学模型采用公式(1)：
式中：xk为k时刻的系统状态矩阵，xk 1为k-1时刻的系统状态矩阵，uk为系统控制量，A和B为系统参数，Zk为状态矩阵测量值，H为状态贯彻矩阵，Wk 1和Vk为随机变量。
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