摘  要： 四旋翼飛行器的制作與研究日漸火熱，而且其應(yīng)用價(jià)值日漸凸顯，當(dāng)今四旋翼飛行器大都使用飛控板控制，其優(yōu)點(diǎn)是操作簡(jiǎn)單，穩(wěn)定性比較好，但很多的復(fù)雜功能無(wú)法自定義，僅僅能使用其固有的動(dòng)作。源于市面上飛控板的這一不足，設(shè)計(jì)了具有自主特色的控制思路，重點(diǎn)講解在研究過(guò)程中的角度平衡的數(shù)據(jù)處理思路與方法。

　　關(guān)鍵詞： 四旋翼飛行器；平衡；陀螺儀；加速度計(jì)

1 四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)框圖與描述

　　該飛行器由一主控MCU從傳感器讀取加速度計(jì)輸出的重力加速度模擬量與陀螺儀輸出的角速度模擬量，對(duì)其進(jìn)行比例融合相互補(bǔ)償獲得真實(shí)的角度值，以備主控控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)保持平衡。圖1為飛行器簡(jiǎn)略結(jié)框圖。得到準(zhǔn)確的角度值是控制平衡的關(guān)鍵之處。當(dāng)前市面上購(gòu)買(mǎi)的飛控板大都采用卡爾曼算法和互補(bǔ)算法，對(duì)比這些算法可謂各有利弊，但這些算法也都是對(duì)模擬量進(jìn)行濾波融合。

2 角度值輸出誤差的問(wèn)題與發(fā)現(xiàn)

　　角度值是控制平衡核心參考量，MCU對(duì)傳感器的模擬量進(jìn)行讀取，而后將當(dāng)前加速度計(jì)模擬量G和陀螺儀模擬量A分別減去各自固定的常數(shù)（平衡點(diǎn)重力加速度GK、平衡點(diǎn)角速度常數(shù)AK），得到當(dāng)前的凈輸出重力加速度GO和凈輸出角速度AO，再經(jīng)過(guò)濾波算法對(duì)當(dāng)前GO和AO比例擬合得到當(dāng)前角度Aangle。此處最關(guān)鍵點(diǎn)在于GK、AK這兩個(gè)常數(shù)的確定，它們的準(zhǔn)確與否直接影響到角度Aangle的正確與否。計(jì)算角度過(guò)程中，常用的思想就是事先測(cè)試出一個(gè)合適的靜態(tài)AK，然后將當(dāng)前從陀螺儀讀取來(lái)的A減去這個(gè)靜態(tài)AK得到凈輸出角速度值A(chǔ)O。將AO進(jìn)行積分得到理論角度值，然后將從加速度計(jì)讀取到的G減去測(cè)試出來(lái)的靜態(tài)GK得到凈輸出GO，而后用得出的GO按一定權(quán)重（1/T）去補(bǔ)償角速度積分出來(lái)的角度值，最后將補(bǔ)償后的角度值乘以一個(gè)固定常量比例值（S），便可以得到當(dāng)前角度值A(chǔ)angle。圖2為角度融合的總體流程框圖[1-2]。

　　但由于陀螺儀與加速度計(jì)溫移比較嚴(yán)重，因此平衡零點(diǎn)模擬量無(wú)法準(zhǔn)確確定，而且陀螺儀靜止時(shí)角速度輸出噪聲（如圖3所示），更進(jìn)一步加大了平衡零點(diǎn)確定的難度系數(shù)。

3 動(dòng)態(tài)平衡零點(diǎn)常數(shù)的引入

　　通常采用靜態(tài)平衡點(diǎn)常數(shù)來(lái)計(jì)算當(dāng)前角度，其弊端是當(dāng)環(huán)境溫度變化時(shí)便無(wú)法輸出正確角度值。針對(duì)靜態(tài)平衡點(diǎn)適應(yīng)性差的問(wèn)題，動(dòng)態(tài)設(shè)定平衡點(diǎn)的思想還是很有必要的。所謂動(dòng)態(tài)平衡點(diǎn)就是飛行器在起飛之前維持其處于水平且靜止?fàn)顟B(tài)，然后讀取當(dāng)前的加速度計(jì)和陀螺儀輸出模擬量讀取N次求平均值之后將其設(shè)定為平衡點(diǎn)常數(shù)GKt、AKt，而后便可以穩(wěn)定起飛。

　　其中，Gt為當(dāng)前讀取的重力加速度計(jì)模擬量，At為當(dāng)前讀取的陀螺儀輸出模擬量。

4 動(dòng)態(tài)平衡零點(diǎn)設(shè)定的優(yōu)化

　　當(dāng)飛行器剛上電，系統(tǒng)各種電路模塊不夠穩(wěn)定導(dǎo)致電源電壓出現(xiàn)波動(dòng)，此時(shí)的輸出模擬量存在一定偏差，動(dòng)態(tài)平衡點(diǎn)確定是要求飛行器各個(gè)電路模塊要處于穩(wěn)定狀態(tài)，所以要求在上電之后稍作延時(shí)再設(shè)定平衡點(diǎn)常數(shù)GK、AK。當(dāng)各個(gè)電路模塊穩(wěn)定以后，對(duì)模擬量的讀取常用的方法是取N次便設(shè)定為平衡零點(diǎn)模擬量，因?yàn)樵诮嵌戎档拇_定過(guò)程中角速度起主導(dǎo)作用，其輸出偏差大小很大程度影響到計(jì)算的角度值，而重力加速度值只是用來(lái)修正和補(bǔ)償計(jì)算角度值的，這里不作過(guò)多討論，重點(diǎn)放在角速度積分環(huán)節(jié)上。

　　圖4為不同時(shí)刻讀取N次角速度均值輸出波形。

　　從圖4可以看出AK（1 630，1 645），顯然動(dòng)態(tài)AK是一個(gè)范圍值，而非確切值。當(dāng)設(shè)定值為最高點(diǎn)AK=max（1 630，1 645）時(shí)，積分不久之后便會(huì)使計(jì)算角度再次偏大，當(dāng)設(shè)定值為最底點(diǎn)AK=min（1 630，1 645）時(shí)，積分不久之后便會(huì)使計(jì)算角度再次偏小Aangle（i）<Aangle實(shí)際，使飛行器失去平衡而至炸機(jī)。因此動(dòng)態(tài)AK的設(shè)定存在一定的偶然性。可以看出加速度計(jì)在靜止時(shí)會(huì)圍繞某一個(gè)固定值（此處大約為1 637）上下波動(dòng)，所以對(duì)現(xiàn)在輸出平均模擬量進(jìn)行累加之后再求一次平均值，便可以得到要得到的最近似平衡零點(diǎn)，如圖5所示，其中水平線為比較理想Ak。

5 優(yōu)化后的角度跟隨圖像分析

　　融合并優(yōu)化后的波形圖像如圖6所示，其從上到下波形依次為凈輸出重力加速度GO，融合之后的實(shí)際角度Aangle，凈輸出角速度AO。

6 結(jié)論

　　在使用模擬量加速度計(jì)和陀螺儀計(jì)算角度值時(shí)，動(dòng)態(tài)平衡常數(shù)有其存在的必要性，動(dòng)態(tài)平衡常量解決了靜態(tài)平衡點(diǎn)適應(yīng)性差的缺點(diǎn)，但動(dòng)態(tài)平衡常量的引入也帶來(lái)了一定的弊端，其使得平衡常量值是一個(gè)范圍值而非確切數(shù)值，解決辦法是適當(dāng)提高平衡常量設(shè)定時(shí)對(duì)模擬量的讀取次數(shù)，多次讀取求平均值能使得平衡常量更加逼近最優(yōu)常量值，從而得到更精確的角度值。

參考文獻(xiàn)

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