基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統設計

黃 智，張建強，蘇潤叢

(中國船舶工業系統工程研究院，北京 100094)

0 引言

無人飛行器是一種可以自主飛行或者遙控飛行的飛行器，飛行器機身內部沒有飛行員操控機器。近年來，無人機在很多領域得到普及，尤其是旋翼、撲翼類型的無人機已被廣泛應用，而四旋翼無人機以其操縱簡單和控制遠離，使其可以在起飛后停在空中的特點，在以上類型中尤為突出，且同時靈活度較高，控制容易，維護方便，目前在商用領域和民用領域發揮著關鍵作用。四旋翼無人機的抗干擾能力也影響著無人機的飛行效果，因為四旋翼無人機容易受到電磁、風力、線性擾動等外部環境的干擾，如果四旋翼無人機的抗干擾能力較低，會對四旋翼無人機的控制性產生很大的影響，尤其在飛行姿態上[1-2]。

針對四旋翼無人機容易受到外部干擾、飛行姿態控制能力低等問題，國內學者對其展開了研究，有學者采用了反步控制、自抗擾控制等技術設計了四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統，但系統在提升四旋翼無人機的抗干擾能力和姿態控制性能方面效果不明顯[3-4]。

為了解決以上出現的問題，本文設計了基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統，采用硬軟件結合的方式實現對無人機姿態的控制，通過實驗去驗證文中系統的可行性。

1 基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統硬件設計

本文設計的基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統的硬件結構圖如圖1所示。

圖1 基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統硬件結構

四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統硬件結構由電源模塊、驅動模塊、遙控模塊和無線通信模塊共同構成。電源模塊包括電壓電流傳感器和鋰電池，鋰電池為電壓電流傳感器提供能量。驅動模塊包括無刷電機與無刷直流電調兩個部分，主要作用是驅動四旋翼無人機的飛行。遙控模塊包括PPM編碼器、接收機和遙控器，對四旋翼無人機的飛行起控制作用。電源模塊、驅動模塊以及遙控模塊在主控器的作用下，將數據傳輸到協處理器以及無線通信模塊中。各個模塊相互作用，共同完成四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統的硬件構造。

1.1 主控制器設計

四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統的設計需要提供硬件支撐，采用最新型的微處理器并且接口充足的主控制器作為系統設計的輔助，主控制器的接口主要包括SPI接口、USB接口、串行通信接口、UART接口，方便與系統中其他硬件進行數據的傳輸。主控器結構如圖2所示。

圖2 主控器結構圖

主控制器具有很高的工作頻率，在對四旋翼無人機的姿態信息和受干擾信息進行解算時，較高的工作頻率可提高解算的速度[5]。主控制器是由多個時鐘發生器組成的，發生器的作用是輸出PWM波信號并達到控制電機轉速的目的，當四旋翼無人機受到較多干擾，造成主處理器發生故障無法正常運行時，為了保護控制系統，在主控制器上集成了一片協處理器，協助主控制器對四旋翼無人機的姿態信息進行控制，并提升整個控制系統的穩定性，使四旋翼無人機可以安全飛行[6]。

1.2 傳感器模塊

傳感器模塊由位置傳感器和姿態傳感器構成，位置傳感器用于測量無人機所處的位置，主要分為接觸式和接近式；姿態傳感器由三軸的陀螺儀、加速度計以及電子羅盤等運動傳感器組成，其作用是通過ARM處理器得出三維姿態與方位等數據。四旋翼無人機在執行空中目標飛行任務時，會產生姿態信息，對姿態信息進行分析計算可以得到飛行的姿態角，運用加速計我們可以得出無人機飛行時的加速度，軸向的加速度屬于四旋翼無人機軸向受力，其經過運算后形成飛行速度，通過飛行速度和飛行距離，可以對四旋翼無人機的線運動進行描述[7]。四旋翼無人機姿態傳感器如圖3所示。

圖3 四旋翼無人機姿態傳感器

觀察上圖可知，位置傳感器內部集成了氣壓高度計和GPS，氣壓高度計用于觀測飛行時的海拔高度，GPS用于實時定位，保證飛機在飛行過程中的安全。四旋翼無人機在進行自主飛行或遙控飛行時，飛行的最大高度主要使用氣壓高度計進行測量，在空中懸停時，相對于地面的位置由GPS進行遠程定位。傳感器模塊內部主要包括三軸加速度計/三軸陀螺儀MPU6000，LSM6DS3中的陀螺儀感測無人機的角速度非常準確，對無人機的快慢飛行動作也可準確追蹤，同時加速度計可準確測量四旋翼無人機在各個方向的加速度。為了提升四旋翼無人機的抗干擾能力，額外增加了三軸陀螺儀/三軸加速度計MPU6000，其采樣頻率為2 kHz，當無人機發生共振時，可與LSM6DS3構成雙陀螺儀和雙加速度計結構，避免由于發生共振，測量過程出現問題[8-9]。

1.3 電機驅動控制模塊

為保障四旋翼無人機的穩定、安全飛行，四旋翼無人機的電機選用無刷直流電機，無刷直流電機主要包括電機主體以及驅動器兩個部分，該電機是自動式運行的，但是運行時需要具有較高的轉速和響應速度，因此選用型號為朗宇X2216的無刷直流電機,該款電機具有較好的穩定性，由于無刷電機的驅動依賴于無刷電流的驅動，因此本文選用好盈天行者60 A無刷電流電調，其額定輸出電流為60 A，最高瞬時電流可達到70 A，可對本文選用的無刷直流電機進行快速調速[10-12]。電動機驅動控制模塊電路圖如圖4所示。

圖4 電動機驅動控制模塊電路圖

1.4 無線數據傳輸模塊

傳感器采集的姿態信息數據和位置信息數據需要實時顯示在上位機上，以此監控四旋翼無人機的飛行狀態，為了實現四旋翼無人機的穩定、安全飛行，選用3DR無線數據傳輸模塊，可傳輸無人機的飛行數據，發射頻率最高為500 MHz,功率為450 MW，在于主控制器進行通信時，選用SPI接口作為通信接口[13]，SPI接口具有操作性強、備傳輸數據快等特點，被廣泛的應用于數據的傳輸中。無線數據傳輸模塊[14]接口如圖5所示。

圖5 無線數據傳輸模塊接口示意圖

通過對主控制器、傳感器模塊、電機驅動控制模塊和無線數據傳輸模塊等硬件進行設計，可以提高無人機飛行時的抗干擾能力。對主控制器進行設計可以保證無人機在遭遇干擾時，可以及時的恢復到穩定的狀態，避免對無人機飛行造成影響；對傳感器模塊進行設計可以準確得出實時的姿態信息、姿態角以及飛行加速度，保證無人機飛行時的速度與姿態角處于安全范圍內，實現對自身進行控制，達到抗干擾的目的；對電機驅動控制模塊進行設計可以調節無人機飛行時的速度，同時可以根據飛行情況對速度進行及時調整。對無線數據傳輸模塊進行控制可以及時了解外界情況，在遭遇干擾前可以采取相應的應對措施。

2 基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統軟件設計

通過本文設計的系統軟件實現四旋翼無人機的穩定飛行，并使基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統可以正常運行，根據下發的飛行任務指令對四旋翼無人機的姿態進行控制[15]。

本文設計的基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統的軟件流程如圖6。

圖6 基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統軟件流程

首先，將系統進行初始化。當系統發送中斷請求時，姿態傳感器采集的姿態信息數據由主控制器進行讀取，如果讀取失敗，則需要重新讀取姿態數據。

然后，通過姿態解算得到飛行姿態角。為了獲得四旋翼無人機的飛行姿態角[16]，采用雙陀螺儀對四旋翼無人機在飛行過程中產生的仰俯角進行測量，測量過程需要用雙加速度計[17]計算加速度，再運用得到的姿態信息，得出飛行中的飛行姿態角。陀螺儀在進行測量工作時，在較短的測量周期內，測量的準確度較好，但四旋翼無人機也存在一些弊端，容易受到外界因素的影響，穩定性較差，測量誤差會不斷的增加，累積到一定程度就會造成低頻干擾和漂移。四旋翼無人機在執行空中目標飛行任務時，由于振動會產生較高的高頻干擾信號，該干擾信號嚴重影響了加速度計的測量，導致瞬時傾角誤差較高。陀螺儀和加速度在短時間內雖然會存在一定的測量誤差，但該測量誤差不隨時間的增加而增加，飛行過程得出的姿態信息需要計算，并對角速度數據、加速度數據、誤差數據進行融合、改正，獲得處理過的姿態角，再采用互補濾波器分別對陀螺儀和加速度計進行信號檢測和控制調度，獲得經過檢測和調度的瞬時姿態角，為了得到精確的實時姿態角，需要將飛行中某一刻的姿態角和飛行過程中的姿態角進行修改并統一[18]。

最后實現對四旋翼無人機的飛行控制。飛行的具體控制過程是獲取飛行最優姿態角-傳感器讀取飛行指令-測算最優姿態角-實現四旋翼無人機的控制，整個控制過程都離不開對姿態控制算法[19]的運用，其主要起到支撐的作用。由于四旋翼無人機對電磁、磁場等干擾較敏感，因此為了提升四旋翼無人機飛行的抗干擾能力，采用串級PID控制策略提升控制系統的穩定性[20]，并在串級PID的外環內存入四旋翼無人機的姿態信息和誤差數據，主控制器讀取誤差數據，并將誤差數據作為PID內環輸入，最后運用PWM波信號控制人機電機的轉速[21-22]。

通過對四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統進行軟件設計，可以提高無人機飛行時的飛行精度，同時設計使用串級控制提升了系統的穩定性，保證了無人機飛行時的平穩。對軟件進行設計可以不斷地對傳感器讀取的數據進行判斷并修正，提高了數據的準確性以及自身對于數據的判斷能力，可以有效地解決飛行中的干擾問題。

3 實驗結果與分析

為了驗證本文設計系統的抗干擾性、控制能力以及響應速度，選用傳統控制系統與本文設計的基于混合濾波的四旋翼無人機抗干擾姿態控制系統進行對比實驗，通過比較偏航角以及滾動角變化的情況，判斷系統的穩定性，根據實驗結果可以得出本文設計的系統具有較強的抗干性和控制力，同時響應速度較快。

為了模擬最真實的干擾情況，在偏航角和滾動角的通道上加入高斯白噪聲，模擬飛行中受到的干擾。設計實驗在MATLAB平臺上進行，同時為了保證干擾最接近真實情況，選用均值為0、方差為10的高斯白噪聲。具體實驗結果如圖7所示。

圖7 干擾下控制的偏航角

由8圖可知，本文方法控制的俯仰角在干擾條件下，偏航角一直保持在0.25 rad,并持續穩定，而傳統方法的偏航角由0.33 rad變為0.25 rad后，偏航角突然變為了0.20 rad，之后隨時間的變化一直保持在0.25 rad。

圖8 干擾控制下的滾動角

由圖9可知，當傳統系統與本文系統處于穩定狀態時，給每個系統較大的外在干擾力矩，兩個系統的總力矩比原始力矩增加了很多，傳統系統的滾動角姿態信息馬上出現了嚴重失穩狀態，滾動角由0變為200 rad，隨無人機的運行，滾動角一直保持在200 rad，但是由于受到耦合因素的影響導致整個傳統控制系統處于失控狀態，說明傳統方法容易受到干擾，并且自身不具有控制能力。但是在本文設計的基于混合濾波的四旋翼無人機姿態控制系統中，滾動角雖受到了一定擾動影響，但很快又恢復了原始滾動角的角度，系統一直處于穩定狀態，對四旋翼無人機的姿態控制沒有產生影響，除了對比兩個系統的抗干擾能力外，還對兩種系統的姿態控制性能進行了比較，對比結果如圖9所示。

圖9 姿態控制性能實驗結果

由圖可知，姿態角的度數在一定范圍內時，傳統系統與本文系統的控制性能無明顯區別，當姿態角﹥1°時，本文系統的波動與期望滾轉角的波動較吻合，而傳統方法波動性較大，與期望滾轉角曲線差別較大。

4 結束語

基于傳統控制系統出現的；本文利用了混合濾波的四旋翼無人機姿態控制系統，并為該系統提供了一系列的硬件設備包括主控制器以及各種模塊，為了實現對控制系用的充分運用，然后在系統軟件方面，給出了軟件流程，最后通過與傳統系統進行實驗對比，驗證了本文設計的基于混合濾波的四旋翼無人機姿態控制系統優于傳統系統，該系統在抗干擾和控制能力方面具有較大的優越性，并且能夠及時響應，得出的數據也較為精準，實現了四旋翼無人機的安全、穩定飛行，具有一定的應用價值。