基于ARM的一種無人航拍旋翼飛行器設(shè)計
引 言
隨著商業(yè)航拍和科研航拍需求不斷增大，無人航拍旋翼飛行器逐漸進(jìn)入人們的視野。無人航拍旋翼飛行器以其小巧的體積、靈活的飛行方式以及比載人航拍更低的成本和風(fēng)險而倍受大家的關(guān)注。但是在使用中出現(xiàn)一系列的不足，如傳統(tǒng)“X”形構(gòu)架四旋翼飛行器電機(jī)末端相交于飛行器中心點(diǎn)，共振現(xiàn)象明顯，航拍效果不佳。市場上幾乎沒有具備飛行狀態(tài)實(shí)時反饋功能的產(chǎn)品，不易于飛行器狀態(tài)監(jiān)控。本文提出了“H”形構(gòu)架的飛行器有效減輕了震動，提高了航拍質(zhì)量。主控 ARM系統(tǒng)采用雙飛控處理系統(tǒng)，如果工作中的 ARM 芯片狀態(tài)異常能夠自動切換為另一個 ARM 芯片控制，提高了飛行的安全性。飛行器支持多種飛行模式切換，工作靈活性更高。遙控器上裝有 LED 屏幕，實(shí)時反饋飛行高度、可提升高度、續(xù)航時間等信息，增加了飛行的可靠度。
1 原理
1.1 飛行器力學(xué)原理
旋翼飛行器升降運(yùn)動的實(shí)現(xiàn)依靠同時改變所有旋翼的速率。水平運(yùn)動的實(shí)現(xiàn)是依靠旋翼產(chǎn)生的力矩。飛行器兩軸的反向旋轉(zhuǎn)是用于平衡和改變每個邊的力矩，從而產(chǎn)生合力矩或者維持平衡態(tài)。利用合力矩可以實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動。若要按順時針方向旋轉(zhuǎn)，就要增加旋翼 2 和 4 的速度以克服旋翼 1 和 3產(chǎn)生的力矩。其受力示意圖如圖 1 所示。
以四旋翼飛行器重心為原點(diǎn)建立空間坐標(biāo)系，其中心與坐標(biāo)（x，y，z）相關(guān)，與繞 X 軸翻轉(zhuǎn)角 ψ、繞 Y 翻轉(zhuǎn)角 θ、繞Z 軸旋轉(zhuǎn)角 φ 相關(guān)。式（1）表示旋轉(zhuǎn)關(guān)系：
其中：cθ和sθ分別代表cosθ和sinθ。每個旋翼產(chǎn)生的力矩相當(dāng)于縱向的力，這些力矩在低速情況下與力呈線性的。此處的4個輸入力與6個輸出自由度（x，y，z，θ，ψ，φ）構(gòu)成一個欠驅(qū)動系統(tǒng)。處于同一軸上的旋翼旋轉(zhuǎn)方向相同，不同兩軸上的旋翼方向相反，起到了平衡力矩的作用，并且能夠完成相應(yīng)的偏航運(yùn)動。
根據(jù)力和力矩平衡的平衡關(guān)系所得到關(guān)于方程 x，y，z，θ，ψ， φ 的方程 ：
式中 Ki 表示阻尼系數(shù)，因?yàn)樽枇Ξa(chǎn)生的影響極小，所以阻力忽略不計。由此可以定義4 個輸入為：
Ji 是對于軸的轉(zhuǎn)動慣量，C 是力與力矩的比例因子。a1 表示了在 Z 軸方向上的加速度，a2、a3 表示輸入的側(cè)傾和俯仰，a4 表示了一個旋轉(zhuǎn)力矩。因此運(yùn)動方程可變?yōu)?：
上式表達(dá)了輸入與輸出之間的關(guān)系，程序設(shè)計基于以上 物理推導(dǎo)編寫。通過改變電機(jī)轉(zhuǎn)速從而改變F1，F(xiàn)2, F? F4, 由式（12）?（17）可以得到旋翼飛行器的6個自由度。
1.2飛行原理
該旋翼飛行器最大改進(jìn)在于采用創(chuàng)新的“H”形結(jié)構(gòu)取代 “X”形結(jié)構(gòu)，電機(jī)末端不再交于一點(diǎn)，能有效降低共振，其 構(gòu)架如圖2所示。飛行器的電機(jī)位于“H”形的四個端點(diǎn)，利 用四個電機(jī)的轉(zhuǎn)速差使其形成不同的飛行姿態(tài)，憑借相對簡 單的結(jié)構(gòu)，電機(jī)可以直接驅(qū)動，此驅(qū)動系統(tǒng)［3］無需復(fù)雜的傳 動裝置，利于其連續(xù)航行和產(chǎn)品小型化。由電機(jī)控制旋翼轉(zhuǎn)速, 改變旋翼轉(zhuǎn)速從而改變飛行器升力，達(dá)到變換行姿態(tài)的目的［4］。
圖2旋翼飛行器模型
電機(jī)1和3逆時針旋轉(zhuǎn)，電機(jī)2和4順時針旋轉(zhuǎn)，故在 平衡飛行狀態(tài)下，空氣動力扭矩效應(yīng)與陀螺效應(yīng)都會抵消。各 旋翼對自身施加的反扭矩與旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相反，可以平衡旋 翼對自身的反扭矩?？刂骑w行器的6個自由度可由改變相應(yīng)電 機(jī)的轉(zhuǎn)速來完成。飛行器可以完成：升降運(yùn)動、翻轉(zhuǎn)運(yùn)動（電 機(jī)1和3為軸或電機(jī)2和4為軸）、旋轉(zhuǎn)運(yùn)動、平移運(yùn)動（前 后或左右）。
1.2.1升降運(yùn)動
若同時增加4個電機(jī)轉(zhuǎn)速，使得向上拉力增加，當(dāng)拉力 大于飛行器重力時，飛行器便垂直上升；同理，同時減小所 有電機(jī)轉(zhuǎn)速，到拉力小于重力時，飛行器則垂直下降；當(dāng)拉 力等于重力時，飛行器在空中保持懸停姿態(tài)。
1.2.2翻轉(zhuǎn)運(yùn)動
當(dāng)電機(jī)1轉(zhuǎn)速上升，電機(jī)3轉(zhuǎn)速下降，電機(jī)2和4轉(zhuǎn)速 不變時。因?yàn)樵谵D(zhuǎn)速改變過程中，變化速度相等，旋翼1升力 增加，旋翼3升力減小，產(chǎn)生不平衡力矩導(dǎo)致飛行器繞旋轉(zhuǎn)軸 （電機(jī)2和4連線形成的軸）翻轉(zhuǎn)，從而實(shí)現(xiàn)翻轉(zhuǎn)運(yùn)動，同理， 在電機(jī)1轉(zhuǎn)速減小，電機(jī)3轉(zhuǎn)速增加的情況下，飛行器繞旋 轉(zhuǎn)軸向反方向翻轉(zhuǎn)。以電機(jī)1和4為軸的翻轉(zhuǎn)運(yùn)動原理相同， 只是將變量改為電機(jī)2和4，固定量改為電機(jī)1和3,即可完 成相應(yīng)翻轉(zhuǎn)。
1.2.3旋轉(zhuǎn)運(yùn)動
運(yùn)用旋翼產(chǎn)生的反扭矩可以完成旋轉(zhuǎn)運(yùn)動。由于空氣阻 力，旋翼轉(zhuǎn)動的時候會產(chǎn)生與轉(zhuǎn)動方向相反的反扭矩，為了 消除這種影響，可使兩個旋翼正轉(zhuǎn)，兩個旋翼反轉(zhuǎn)，在同一 根軸上的旋翼沿同向旋轉(zhuǎn)。反扭矩的值與旋翼轉(zhuǎn)速相關(guān)，如 果4個電機(jī)轉(zhuǎn)速相同，反扭矩互相平衡，飛行器不會轉(zhuǎn)動； 如果4個電機(jī)轉(zhuǎn)速不完全相同，飛行器將沿著反扭矩合力方 向轉(zhuǎn)動。當(dāng)增加電機(jī)1和3的轉(zhuǎn)速，減小電機(jī)2和4的轉(zhuǎn)速時， 旋翼2和4對飛行器的反扭矩將小于旋翼和3對飛行器的反 扭矩，飛行器沿著反扭矩合力的方向水平旋轉(zhuǎn)，進(jìn)而作旋轉(zhuǎn) 運(yùn)動，方向同電機(jī)1和3的旋轉(zhuǎn)方向相反。反方向旋轉(zhuǎn)運(yùn)動 則提升電機(jī)2和4轉(zhuǎn)速，降低電機(jī)1和4轉(zhuǎn)速即可。
1.2.4平移運(yùn)動
若要在水平面上進(jìn)行平移運(yùn)動，飛行器需要受到水平方 向上力的作用才能完成指定運(yùn)動。若要向電機(jī)1方向前進(jìn)，貝！ 在提升電機(jī)3轉(zhuǎn)速的同時降低電機(jī)1的轉(zhuǎn)速，并保持其余電 機(jī)轉(zhuǎn)速不變，反扭矩依舊要維持平衡狀態(tài)。整個機(jī)身會出現(xiàn) 小幅度傾斜，使旋翼拉力有水平分量，因而向前運(yùn)動。其余 三個方向的運(yùn)動，減小相應(yīng)電機(jī)速率，同時增大對角線上電 機(jī)的速率即可完成。
2硬件系統(tǒng)設(shè)計
2.1硬件系統(tǒng)
旋翼飛行器包括飛行器和飛行控制器兩大部分。
2.1.1飛備構(gòu)架
飛行器由ARM系統(tǒng)、無線傳輸模塊、陀螺儀模塊、氣 壓計模塊、曾穩(wěn)云臺攝像頭系統(tǒng)模塊、GPS模塊、LED模塊 和電機(jī)模塊組成［5］，飛行器構(gòu)架如圖3所示。無線傳輸模塊 接收來自遙控器發(fā)出的信號，進(jìn)而將控制信號傳輸給ARM系 統(tǒng)，ARM系統(tǒng)I/O 口根據(jù)接受到的信號控制電機(jī)旋轉(zhuǎn)。陀 螺儀用于飛行器檢測自身飛行姿態(tài)，通過陀螺儀狀態(tài)反饋給 ARM系統(tǒng)，再根據(jù)相應(yīng)PID算法，系統(tǒng)能夠得知當(dāng)前飛行姿 態(tài)并進(jìn)行飛行姿態(tài)調(diào)整。氣壓計模塊用于檢測氣壓，估算飛 行高度，提供飛行器所處高度和可提升高度等參考信息。增穩(wěn) 云臺攝像頭系統(tǒng)模塊包含三軸無刷云臺等航拍儀器；GPS模 塊用于飛行器定位；LED模塊顯示飛行前各種參數(shù)及校準(zhǔn)信息；電機(jī)模塊包含4個電機(jī)、旋翼和相關(guān)電路。
2.1.2飛行控制器構(gòu)架
飛行控制器由ARM最小系統(tǒng)模塊、飛行控制模塊、無 線傳輸模塊、LED顯示模塊4部分組成，其構(gòu)架如圖4所示。 ARM系統(tǒng)為控制器收發(fā)指令、處理數(shù)據(jù)、顯示信息的控制中 樞。飛行控制模塊由遙控器上的搖桿、A/D轉(zhuǎn)換芯片和相應(yīng) 傳感器組成，能夠?qū)⒖刂浦噶畎l(fā)送至主控芯片。無線傳輸模 塊將一系列的控制指令傳發(fā)送給飛行器，同時接收飛行器反 饋回來的狀態(tài)信息。LED模塊用于顯示飛行器反饋回來的各 種飛行信息。
LED顯示模塊2.1.3飛行器性能指標(biāo)
控制器核心處理器采用ARM Cortex-M3內(nèi)核的 STM32F4系統(tǒng)高性能處理器，配合六軸加速度和陀螺儀傳 感系統(tǒng)MPU6000，高精度數(shù)字氣壓計MS5611，電子羅盤 HMC5883, GPS采用高精度UBLOX-LEA6H系列，無線模 塊使用NRF24L01+PA+LNA,機(jī)身使用高硬度碳纖維材料, 云臺使用三軸無刷云臺。飛行器可控裸視半徑1 000 m，飛行 器空載重量1.1 kg，帶增穩(wěn)云臺攝像系統(tǒng)重量1.4 kg，最大飛 行高度800 m，最大移動速度10 km/h，2 200 mAh電池供電 空載安全續(xù)航時間20分鐘，帶增穩(wěn)云臺攝像系統(tǒng)安全續(xù)航時 間10分鐘。
該方案包含5種飛行模式：
姿態(tài)飛行模式：純遙控器操作飛行器上升下降、左 右前后飛行，飛行器不維持高度和懸停位置。
定高飛行模式：飛行器自動控制飛行高度，操縱者 控制飛行器左右前后飛行，飛行器自動維持咼度，并可以以一 定速度爬升和下降，飛行器不維持懸停位置。
GPS飛行模式：飛行器自動控制飛行高度，并在無 操作時自動維持位置懸停。
返航模式：包括失控返航和切換返航，當(dāng)飛行器丟 失遙控信號時，通過GPS導(dǎo)航系統(tǒng)自動回到起飛點(diǎn)。切換返 航則是操作者主動撥桿切換返航回起飛點(diǎn)。
航點(diǎn)模式：飛行器根據(jù)地面站設(shè)置的GPS位置信息, 逐個航點(diǎn)巡航飛行。
2.2飛行器ARM系統(tǒng)
本方案采用的ARM系統(tǒng)模塊集成度高、精度高、實(shí)時 性強(qiáng)、功耗低、主控體積小、重量輕、抗干擾能力強(qiáng)和成本 低，故使航拍式旋翼飛行器具有集成度高、精度高、實(shí)時性強(qiáng)、 功耗低、主控體積小、重量輕、抗干擾能力強(qiáng)和成本低的特點(diǎn)。 并使用創(chuàng)新的雙飛控系統(tǒng)，在一個ARM系統(tǒng)損壞的情況下能 切換到另一個ARM系統(tǒng)繼續(xù)安全飛行。
圖5雙飛控系統(tǒng)
如圖5所示，雙飛控處理單元分別通過隔離模塊連接到 仲裁芯片，仲裁芯片自動判別正常工作的飛控并穩(wěn)定輸出正確 信號，也可通過飛行控制器手動經(jīng)過切換。切換過程完全不經(jīng) 過任何處理器，仲裁芯片使用多通道數(shù)據(jù)選擇器，簡單可靠。
3軟件系統(tǒng)
3.1飛行器軟件設(shè)計
基于上述飛行物理原理對軟件進(jìn)行設(shè)計。首先飛行器啟 動，軟件系統(tǒng)對外部設(shè)備、氣壓計模塊、陀螺儀模塊初始化, 然后進(jìn)行陀螺儀校準(zhǔn)(校準(zhǔn)時需要將飛行器保持水平)。收到 飛行控制器的起飛指令后確認(rèn)飛行模式，若為航點(diǎn)定向模式則 飛行程序按照自指定航向自動運(yùn)行，若為手動操控模式則實(shí)時 接收控制器指令。若系統(tǒng)異常(如監(jiān)聽異常、電機(jī)異常)或收 到降落指令則飛行器降落。
打開飛行控制器開關(guān)，軟件系統(tǒng)首先檢查無線模塊、搖桿、 顯示系統(tǒng)是否正常。正常運(yùn)作后不斷采集搖桿信號，ARM將 收到的信號程序處理成相應(yīng)控制代碼由無線模塊發(fā)送；同時 程序不斷將收到的數(shù)據(jù)處理成可讀信息實(shí)時顯示在LED屏幕 上。系統(tǒng)運(yùn)行過程中一旦收到模式轉(zhuǎn)換指令，程序自動切換到 相應(yīng)算法。
4結(jié)語
按照此方案設(shè)計的無人航拍旋翼飛行器，“H”形結(jié)構(gòu)有效降低了共振現(xiàn)象，使航拍效果更好 ；基于 ARM 的雙飛控方案提高了飛行可靠度 ；高集成度的精簡電路設(shè)計和碳纖維機(jī)身使飛機(jī)功耗很低，續(xù)航時間持久。在實(shí)際使用過程中，安全飛行時間內(nèi)始終保持高穩(wěn)定度、高質(zhì)量航拍 ；飛控系統(tǒng)切換迅速，幾乎不影響飛行的連貫性 ；多種飛行模式切換靈活方便。
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