本發(fā)明涉及飛行器領(lǐng)域，尤其涉及一種四旋翼飛行器及其控制方法。

背景技術(shù)：

隨著科技不斷發(fā)展，飛行器越來越普及。四旋翼飛行器屬于飛行器的一種，四旋翼飛行器是通過改變旋翼的速度來實(shí)現(xiàn)各種動(dòng)作，相比于其他無人飛行器而言，四旋翼無人飛行器由四組電機(jī)驅(qū)動(dòng)，具有飛行平穩(wěn)靈活等特點(diǎn)，無需旋回半徑。適合執(zhí)行定點(diǎn)偵察、攝像、航空測(cè)繪等任務(wù)。而現(xiàn)階段，四旋翼飛行器的傳統(tǒng)算法(串級(jí)pid)需要配套電子羅盤，并且在解決偏航角的問題上，易受電機(jī)磁效應(yīng)的干擾，且復(fù)雜度較高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的發(fā)明目的在于在保障抗干擾能力和恢復(fù)平衡速度相同的情況下，提供一種成本更加低廉，通過對(duì)硬件要求較低的控制算法可直接在實(shí)際飛行環(huán)境中進(jìn)行調(diào)試的四旋翼飛行器及其控制方法。

本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述發(fā)明目的所采用的技術(shù)方案是：

提供一種四旋翼飛行器，包括機(jī)體、電機(jī)和集成電路板；所述集成電路板固定在所述機(jī)體上；所述電機(jī)為四個(gè)無刷電機(jī)，分別固定于所述機(jī)體的四個(gè)角部上，所述電機(jī)的輸出軸上均安裝有螺旋槳葉片；所述螺旋槳葉對(duì)角旋轉(zhuǎn)方向一致，相鄰旋轉(zhuǎn)方向不同；

該集成電路板上集成飛行控制系統(tǒng)，該飛行控制系統(tǒng)包括三軸陀螺儀、三軸加速度傳感器、數(shù)字氣壓傳感器、gps定位模塊、超聲波模塊、無線模塊和電子調(diào)速器；所述三軸陀螺儀、所述三軸加速度傳感器、所述數(shù)字氣壓傳感器通過iic通信接口與所述主控制器連接；所述gps定位模塊通過第一串行通信接口與主控制器連接；所述無線模塊通過第二串行通信接口與所述主控制器連接；所述電機(jī)通過電子調(diào)速器與主控制器連接；所述三軸陀螺儀采集四旋翼飛行器的姿態(tài)和速度數(shù)據(jù)信息；所述三軸加速度傳感器采集四旋翼飛行器的加速度數(shù)據(jù)信息；所述數(shù)字氣壓傳感器采集四旋翼飛行器的實(shí)時(shí)飛行高度數(shù)據(jù)信息；所述超聲波模塊用于低空時(shí)獲得精確高度數(shù)據(jù)信息；所述gps采集四旋翼飛行器的經(jīng)緯度數(shù)據(jù)信息；

該四旋翼飛行器還包括遙控器，通過所述無線模塊與飛行控制系統(tǒng)通信連接。

本發(fā)明所述的四旋翼飛行器中，所述機(jī)體呈中心對(duì)稱結(jié)構(gòu)，包括機(jī)壁和起落架，所述機(jī)壁為鏤空結(jié)構(gòu)；所述起落架固定于所述集成電路板的底部。

本發(fā)明所述的四旋翼飛行器中，所述四個(gè)無刷電機(jī)呈x型排列。

本發(fā)明所述的四旋翼飛行器中，所述起落架包括兩個(gè)半圓形的平行緩沖桿和四個(gè)平行的橫桿；其中兩根橫桿固定于所述兩個(gè)半圓形的緩沖桿的中部，所述集成電路板固定于該兩根橫桿上，并位于所述機(jī)體中央，另兩根橫桿分別固定于所述兩個(gè)緩沖桿的底端。

本發(fā)明所述的四旋翼飛行器中，主控制器通過主控芯片msp430f5438a實(shí)現(xiàn)；三軸陀螺儀和三軸加速度傳感器通過集成的姿態(tài)控制器mpu6050實(shí)現(xiàn)。

本發(fā)明還提供了一種基于權(quán)利要求1的四旋翼飛行器控制方法，飛行控制系統(tǒng)通過單雙環(huán)pid并行控制算法對(duì)四旋翼飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制，該單雙環(huán)pid并行控制算法在四旋翼飛行器的z軸使用單環(huán)pid調(diào)節(jié)，x、y軸上使用雙環(huán)pid調(diào)節(jié)；

所述雙環(huán)pid調(diào)節(jié)具體將實(shí)際值與期望值對(duì)比，其差值作為pid的誤差輸入量，通過角速度pid控制調(diào)節(jié)飛行器的平衡，同時(shí)將經(jīng)過調(diào)整的角速度、歐拉角繼續(xù)與期望值對(duì)比，并將差值再次輸入，實(shí)現(xiàn)對(duì)x、y軸方向的控制；

所述單環(huán)pid調(diào)節(jié)具體將實(shí)際值與期望值對(duì)比，其差值作為pid的誤差輸入量，經(jīng)pid數(shù)據(jù)處理輸出電機(jī)pwm波值，來調(diào)節(jié)z軸角速度，同時(shí)，z軸傳感器繼續(xù)測(cè)量實(shí)際角度值，與z軸角速度期望值對(duì)比，再次輸入差值，實(shí)現(xiàn)對(duì)z軸方向的控制。

本發(fā)明所述的控制方法中，所述雙環(huán)pid調(diào)節(jié)具體包括內(nèi)環(huán)調(diào)節(jié)和外環(huán)調(diào)節(jié)：

所述內(nèi)環(huán)調(diào)節(jié)包括對(duì)參數(shù)p、i、d三個(gè)值的調(diào)節(jié)；

參數(shù)p的調(diào)節(jié)過程為：

(1)賦予參數(shù)p一個(gè)較小的數(shù)值；

(2)將當(dāng)前的p值乘以數(shù)a(一般取3到6之間)，重復(fù)直至飛行器在傾斜時(shí)恢復(fù)能力達(dá)到預(yù)設(shè)值，得到新的p值，即p(n+1)＝a*p(n)；

(3)將當(dāng)前的p值除以數(shù)0.618(黃金比例，有利于接近最佳參數(shù)值)，直至飛行器的抖動(dòng)頻率低于設(shè)定閾值，得到新的p值，即p(n+1)＝p(n)/0.618；

(4)不斷將前兩次取得的新p值帶入p(n+1)＝[max{p(n),p(n-1)}-min{p(n),p(n-1)}]*0.618+min{p(n),p(n-1)}重復(fù)直至飛行器恰好不發(fā)生低頻抖動(dòng)，得到確定的p值；

參數(shù)i的調(diào)節(jié)過程：i值用于消除靜差，取0.01～0.1之間的數(shù)值；

參數(shù)d的調(diào)節(jié)過程：

(1)賦予d一個(gè)較小的數(shù)值；

(2)將當(dāng)前的d值乘以數(shù)a(一般取3到6之間)，重復(fù)直至飛行器在傾斜時(shí)恢復(fù)能力達(dá)到預(yù)設(shè)值，得到新的d值，即d(n+1)＝a*d(n)。

(3)將當(dāng)前的d值除以數(shù)0.618(黃金比例，有利于接近最佳參數(shù)值)，直至飛行器的抖動(dòng)頻率低于設(shè)定閾值，得到新的d值，即d(n+1)＝d(n)/0.618。

(4)將前兩次取得的新d值帶入d(n+1)＝[max{d(n),d(n-1)}-min{d(n),d(n-1)}]*0.618+min{d(n),d(n-1)}，重復(fù)直至飛行器出現(xiàn)預(yù)期的高頻抖動(dòng)，得到d值。

(5)將得到的最新d值乘以數(shù)b(一般取9/10到1/5，主要為了消除系統(tǒng)過調(diào))，得到確定的d值，即d(n+1)＝d(n)*b。

所述外環(huán)調(diào)節(jié)包括對(duì)p、d兩個(gè)值的調(diào)節(jié)，外環(huán)p、d調(diào)節(jié)同內(nèi)環(huán)p、d值調(diào)節(jié)，i值不添加(外環(huán)加i值易受機(jī)械干擾，從而導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn))。

本發(fā)明所述的控制方法中，所述單環(huán)調(diào)節(jié)包括對(duì)i、d兩個(gè)值的調(diào)節(jié)，i、d調(diào)節(jié)相同如下：

(1)賦予d一個(gè)較小的數(shù)值；

(2)將當(dāng)前的d值乘以數(shù)a(一般取3到6之間)，重復(fù)直至飛行器在傾斜時(shí)恢復(fù)能力達(dá)到預(yù)設(shè)值，得到新的d值，即d(n+1)＝a*d(n)；

(3)將當(dāng)前的d值除以數(shù)0.618(黃金比例，有利于接近最佳參數(shù)值)，直至飛行器的抖動(dòng)頻率低于設(shè)定閾值，得到新的d值，即d(n+1)＝d(n)/0.618。

(4)將前兩次取得的新d值帶入d(n+1)＝[max{d(n),d(n-1)}-min{d(n),d(n-1)}]*0.618+min{d(n),d(n-1)}，重復(fù)直至飛行器出現(xiàn)輕預(yù)計(jì)的高頻抖動(dòng)，得到d值。

(5)將得到的最新d值乘以數(shù)b(一般取9/10到1/5，主要為了消除系統(tǒng)過調(diào))，得到確定的d值，即d(n+1)＝d(n)*b。

本發(fā)明所述的控制方法中，還包括步驟：

在四旋翼飛行器的飛行高度超過10米時(shí)，數(shù)字氣壓傳感器采集四旋翼飛行器的實(shí)時(shí)飛行高度數(shù)據(jù)信息，數(shù)字氣壓傳感器輸出數(shù)據(jù)直接作為高度參數(shù)輸入通過pid控制系統(tǒng)控制電機(jī)油門；

在四旋翼飛行器的飛行高度為2米以下時(shí)，超聲波模塊獲得精確高度數(shù)據(jù)信息，其輸出數(shù)據(jù)直接作為高度參數(shù)輸入通過pid控制系統(tǒng)控制電機(jī)油門；

在四旋翼飛行器的飛行高度在2米至10米之間時(shí)，飛行時(shí)的高度數(shù)據(jù)以數(shù)字氣壓傳感器的采集信息為主，超聲波間斷工作獲取數(shù)據(jù)作為均值補(bǔ)充數(shù)字氣壓傳感器的數(shù)據(jù)宏觀誤差。

本發(fā)明產(chǎn)生的有益效果是：本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)集三軸陀螺儀、三軸加速度傳感器、數(shù)字氣壓傳感器、gps定位模塊、超聲波模塊、無線模塊和電子調(diào)速器為一體?？刂扑惴ɑ诩呻娐钒澹捎脝坞p環(huán)pid并行控制，由于減少使用z軸角度作為姿態(tài)控制依據(jù)，從而減少了數(shù)字羅盤傳感器來校正z軸，從而精簡程序。本發(fā)明在保障抗干擾能力和恢復(fù)平衡速度相同的情況下，成本更加低廉；控制算法對(duì)硬件要求較低，可直接在實(shí)際飛行環(huán)境中進(jìn)行調(diào)試。

附圖說明

下面將結(jié)合附圖及實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說明，附圖中：

圖1是本發(fā)明實(shí)施例單環(huán)pid控制算法流程圖；

圖2是本發(fā)明實(shí)施例雙環(huán)pid控制算法流程圖；

圖3是本發(fā)明實(shí)施例四旋翼飛行器控制程序流程圖；

圖4是本發(fā)明實(shí)施例集成電路板功能框圖。

具體實(shí)施方式

為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

本發(fā)明實(shí)施例四旋翼飛行器，包括機(jī)體、電機(jī)和集成電路板。集成電路板固定在機(jī)體上；電機(jī)為四個(gè)無刷電機(jī)，四個(gè)電機(jī)分別固定于機(jī)體的四個(gè)角部上，電機(jī)的輸出軸上安裝有螺旋槳葉片；螺旋槳葉對(duì)角旋轉(zhuǎn)方向一致，相鄰旋轉(zhuǎn)方向不同。

集成電路板設(shè)置有飛行控制系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)包括主控制器、三軸陀螺儀、三軸加速度傳感器、數(shù)字氣壓傳感器、gps定位模塊、超聲波模塊、無線模塊和電子調(diào)速器。

飛行器的工作流程如圖3，開機(jī)時(shí)各器件進(jìn)行初始化，并等待遙控器的指令；遙控器發(fā)出加油門起飛指令，飛行器電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)向上爬升，同時(shí)三軸陀螺儀、三軸加速度傳感器進(jìn)行姿態(tài)數(shù)值檢測(cè)，姿態(tài)不平穩(wěn)時(shí)進(jìn)行單雙環(huán)的姿態(tài)pid調(diào)節(jié)，達(dá)到平穩(wěn)則繼續(xù)檢測(cè)遙控器指令；如果遙控器發(fā)出定高指令，則啟動(dòng)超聲波，飛行器進(jìn)入高度穩(wěn)定模式；如果遙控器發(fā)出懸停指令，則啟動(dòng)超聲波和gps，飛行器進(jìn)入懸停模式；如果是方向調(diào)節(jié)，則飛行器xy軸角度期望變化，z軸角速度期望變化，從而飛行器改變飛行姿態(tài)和移動(dòng)方向。

主控制器所用芯片型號(hào)為msp430f5438a；采用姿態(tài)控制器mpu6050，其融合了三軸陀螺儀和三軸加速度傳感器。如圖4所示，三軸陀螺儀采集四旋翼飛行器的姿態(tài)和速度數(shù)據(jù)信息；三軸加速度傳感器采集四旋翼飛行器的加速度數(shù)據(jù)信息，采集數(shù)據(jù)通過限幅低通濾波變成相對(duì)準(zhǔn)確數(shù)據(jù)，然后輸入雙環(huán)pid控制系統(tǒng)，輸出為四路pwm波控制電機(jī)姿態(tài)；數(shù)字氣壓傳感器采集四旋翼飛行器的實(shí)時(shí)飛行高度數(shù)據(jù)信息；在高度超過10米時(shí)，其輸出數(shù)據(jù)直接作為高度參數(shù)輸入通過pid控制系統(tǒng)控制電機(jī)油門；高度2米以下時(shí)超聲波模塊用于獲得精確高度數(shù)據(jù)信息；其輸出數(shù)據(jù)直接作為高度參數(shù)輸入通過pid控制系統(tǒng)控制電機(jī)油門；在2米至10米之間，飛行時(shí)的高度數(shù)據(jù)以數(shù)字氣壓傳感器的采集信息為主，超聲波間斷工作獲取數(shù)據(jù)作為均值補(bǔ)充數(shù)字氣壓傳感器的數(shù)據(jù)宏觀誤差；數(shù)據(jù)gps采集四旋翼飛行器的經(jīng)緯度數(shù)據(jù)信息，通過與飛行器起飛原點(diǎn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，其差值作為飛行器的姿態(tài)期望，并通過姿態(tài)控制改變飛行器飛行位置；無線模塊用于實(shí)時(shí)向上位機(jī)發(fā)送各類數(shù)據(jù)信息；三軸陀螺儀、三軸加速度傳感器、數(shù)字氣壓傳感器通過iic通信接口與主控制器連接；gps定位模塊通過第一串行通信接口與主控制器連接；無線模塊通過第二串行通信接口與主控制器連接；電機(jī)通過電子調(diào)速器與主控制器連接。

本實(shí)施例的四旋翼飛行器包括機(jī)壁和起落架，塑料桿為鏤空結(jié)構(gòu)，質(zhì)量輕但強(qiáng)度高；其四個(gè)角部分別與四根塑料桿相連，起落架固定于pcb板的底部；起落架固定于電路板的底部，起緩沖作用；電路板集成電源、電調(diào)等連線，提高了發(fā)明的安全性。本實(shí)施例中，起落架可以采用工程塑料制備，其重量輕，柔韌性好，可以承受很大的形變，在降落時(shí)可緩解大量的沖擊力；

起落架包括兩個(gè)半圓形的緩沖桿和四個(gè)橫桿；兩個(gè)半圓形的緩沖桿之間相互平行，四個(gè)橫桿中的兩根橫桿固定于兩個(gè)半圓形的緩沖桿的中部，pcb板固定于緩沖桿中部的兩根橫桿上，并使得電路板位于機(jī)體中央，另兩根橫桿分別固定于兩個(gè)緩沖桿的底端，且四根橫桿之間相互平行；

電機(jī)為四個(gè)，四個(gè)電機(jī)分別固定于機(jī)壁上，且電機(jī)的輸出軸上均固定有螺旋槳葉片。

四旋翼飛行器機(jī)身內(nèi)的四路無刷直流電機(jī)可采用x字的方式排列，靈活性和可調(diào)性高。

四旋翼飛行器采用以msp430f5438a為主控芯片，集成三軸陀螺儀、三軸加速度傳感器、數(shù)字氣壓傳感器、gps定位模塊、超聲波模塊、無線模塊等為一體的自制飛控板；使用結(jié)構(gòu)簡單的單雙環(huán)pid并行的控制算法，以實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制。單雙環(huán)pid并行控制算法指在飛行器z軸使用單環(huán)pid調(diào)節(jié)，x、y軸使用雙環(huán)pid調(diào)節(jié)。

自制飛控板充分利用了msp430f5438a芯片的資源，降低了飛行功耗；其人性化的接口排列，給新手自主組裝提供了方便。且僅使用mpu6050模塊即可實(shí)現(xiàn)有效的姿態(tài)控制，較傳統(tǒng)使用多種模塊的方案，降低了開發(fā)成本。

單雙環(huán)pid控制算法，x、y軸使用雙環(huán)pid調(diào)節(jié)，在z軸使用單環(huán)pid調(diào)節(jié)。雙環(huán)pid控制指將實(shí)際值與期望值對(duì)比，其差值作為pid的誤差輸入量，通過角速度pid控制調(diào)節(jié)飛行器的平衡，同時(shí)將經(jīng)過調(diào)整的角速度、歐拉角繼續(xù)與期望值對(duì)比，并將差值再次輸入，實(shí)現(xiàn)對(duì)本發(fā)明x、y軸方向的控制。由于減少使用z軸角度作為姿態(tài)控制依據(jù)，從而減少了數(shù)字羅盤傳感器來校正z軸，從而精簡程序。

如圖1所示，單環(huán)pid控制指將實(shí)際角速度值與期望角速度值對(duì)比，其差值作為pid的誤差輸入量，經(jīng)pid數(shù)據(jù)處理輸出電機(jī)pwm波值，來調(diào)節(jié)z軸角速度，同時(shí)，三軸陀螺儀繼續(xù)測(cè)量實(shí)際角度值，與z軸角速度期望值對(duì)比，再次輸入差值，實(shí)現(xiàn)對(duì)本發(fā)明z軸方向的控制。

如圖2所示，在x軸和y軸的控制上沿襲了傳統(tǒng)雙環(huán)pid調(diào)節(jié)，由角速度內(nèi)環(huán)調(diào)節(jié)和角度外環(huán)調(diào)節(jié)組成。但在參數(shù)整定上較傳統(tǒng)x軸和y軸一維空間分別整定方法有所創(chuàng)新，采用xy軸二維空間一起整定方式，x、y軸參數(shù)一致。

內(nèi)環(huán)調(diào)節(jié)包括對(duì)參數(shù)p、i、d三個(gè)值的調(diào)節(jié)；

參數(shù)p的調(diào)節(jié)過程為：

(1)賦予參數(shù)p一個(gè)較小的數(shù)值；

(2)將當(dāng)前的p值乘以數(shù)a(一般取3到6之間)，重復(fù)直至飛行器在傾斜時(shí)恢復(fù)能力達(dá)到預(yù)設(shè)值，得到新的p值，即p(n+1)＝a*p(n)；

(3)將當(dāng)前的p值除以數(shù)0.618(黃金比例，有利于接近最佳參數(shù)值)，直至飛行器的抖動(dòng)頻率低于設(shè)定閾值，得到新的p值，即p(n+1)＝p(n)/0.618；

(4)不斷將前兩次取得的新p值帶入p(n+1)＝[max{p(n),p(n-1)}-min{p(n),p(n-1)}]*0.618+min{p(n),p(n-1)}重復(fù)直至飛行器恰好不發(fā)生低頻抖動(dòng)，得到確定的p值；

參數(shù)i的調(diào)節(jié)過程：i值用于消除靜差，取0.01～0.1之間的數(shù)值；

參數(shù)d的調(diào)節(jié)過程：

(1)賦予d一個(gè)較小的數(shù)值；

(2)將當(dāng)前的d值乘以數(shù)a(一般取3到6之間)，重復(fù)直至飛行器在傾斜時(shí)恢復(fù)能力達(dá)到預(yù)設(shè)值，得到新的d值，即d(n+1)＝a*d(n)。

(3)將當(dāng)前的d值除以數(shù)0.618(黃金比例，有利于接近最佳參數(shù)值)，直至飛行器的抖動(dòng)頻率低于設(shè)定閾值，得到新的d值，即d(n+1)＝d(n)/0.618。

(4)將前兩次取得的新d值帶入d(n+1)＝[max{d(n),d(n-1)}-min{d(n),d(n-1)}]*0.618+min{d(n),d(n-1)}，重復(fù)直至飛行器出現(xiàn)預(yù)期的高頻抖動(dòng)，得到d值。

(5)將得到的最新d值乘以數(shù)b(一般取9/10到1/5，主要為了消除系統(tǒng)過調(diào))，得到確定的d值，即d(n+1)＝d(n)*b。

所述外環(huán)調(diào)節(jié)包括對(duì)p、d兩個(gè)值的調(diào)節(jié)，外環(huán)p、d調(diào)節(jié)同內(nèi)環(huán)p、d值調(diào)節(jié)，i值不添加(外環(huán)加i值易受機(jī)械干擾，從而導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn))。

單環(huán)調(diào)節(jié)包括對(duì)i、d兩個(gè)值的調(diào)節(jié)，i、d調(diào)節(jié)相同如下：

(1)賦予d一個(gè)較小的數(shù)值；

(2)將當(dāng)前的d值乘以數(shù)a(一般取3到6之間)，重復(fù)直至飛行器在傾斜時(shí)恢復(fù)能力達(dá)到預(yù)設(shè)值，得到新的d值，即d(n+1)＝a*d(n)；

(3)將當(dāng)前的d值除以數(shù)0.618，直至飛行器的抖動(dòng)頻率低于預(yù)設(shè)閾值，得到新的p值，即d(n+1)＝d(n)/0.618；

(4)將前兩次取得的新d值帶入d(n+1)＝[max{d(n),d(n-1)}-min{d(n),d(n-1)}]*0.618+min{d(n),d(n-1)}，重復(fù)直至飛行器出現(xiàn)輕預(yù)計(jì)的高頻抖動(dòng)，得到d值。

(5)將得到的最新d值乘以數(shù)b(一般取9/10到1/5，主要為了消除系統(tǒng)過調(diào))，得到確定的d值，即d(n+1)＝d(n)*b。

傳統(tǒng)pid調(diào)節(jié)：采用極端試觸的方法，先試出一個(gè)pmax，選定一個(gè)pmin，后帶入公式p＝(pmax-pmin)*0.618+pmin得到新p值,而后通過式子p(n+1)＝[max{p(n),p(n-1)}-min{p(n),p(n-1)}]*0.618+min{p(n),p(n-1)}計(jì)算，重復(fù)多次，最終得到p值。傳統(tǒng)pid調(diào)節(jié)，pmax的試探會(huì)使飛機(jī)經(jīng)受到較大的抖動(dòng)，易損傷飛行器，因此需要外部輔助，而外部輔助方式的加入使調(diào)試環(huán)境異于實(shí)際飛行情況，導(dǎo)致調(diào)試參數(shù)往往不是最佳飛行參數(shù)，使調(diào)試周期增長。

單雙環(huán)調(diào)節(jié)方法與傳統(tǒng)調(diào)節(jié)方法相比：(1)參數(shù)整定時(shí)僅需略微觀察飛機(jī)抖動(dòng)情況，其抖動(dòng)由無到有，故不損傷飛機(jī)；(2)無需外部輔助方式，如：懸吊法、烤四軸等。調(diào)節(jié)環(huán)境即飛行實(shí)際環(huán)境，調(diào)節(jié)時(shí)間極短一般前后30min即可。

遙控器通過無線信號(hào)改變接收機(jī)的所產(chǎn)生的脈沖占空比與姿態(tài)控制器進(jìn)行通信，遙控器主要用于下達(dá)起飛、上升、下降、前進(jìn)、后退、左移、右移、左旋、右旋、降落等命令；本實(shí)施例中，遙控器采用2.4ghz六通道futaba遠(yuǎn)程遙控器輸出4路pwm信號(hào)，由姿態(tài)控制器的脈沖捕獲單元(ecap)獲取并換算為期望的高度、俯仰角、橫滾角以及偏航角。

本飛行器由四路無刷直流電機(jī)帶動(dòng)兩對(duì)方向相反的螺旋槳來產(chǎn)生推力，采用pid控制理論調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速的比例關(guān)系，使飛行器按期望的姿態(tài)飛行。

pid控制是指通過將速度數(shù)據(jù)信息、加速度數(shù)據(jù)信息、實(shí)時(shí)飛行高度數(shù)據(jù)信息和實(shí)時(shí)航向數(shù)據(jù)信息與期望飛行姿態(tài)進(jìn)行對(duì)比，對(duì)所存在的誤差通過比例、積分、和微分等方式進(jìn)行調(diào)整，經(jīng)pid數(shù)據(jù)處理輸出電機(jī)pwm波值，對(duì)飛行器進(jìn)行調(diào)整，以按期望飛行。

改進(jìn)的串級(jí)pid控制算法，在平穩(wěn)方向上，采用內(nèi)外環(huán)串級(jí)調(diào)節(jié)，繼承了傳統(tǒng)串級(jí)pid的調(diào)節(jié)靈敏度高，恢復(fù)穩(wěn)定速度快，抗干擾能力強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)；在控制偏航方面，運(yùn)用角速度單環(huán)pid調(diào)節(jié)控制z軸偏航，擺脫了傳統(tǒng)上對(duì)數(shù)字羅盤的依賴，減少了程序冗余，繼承了單環(huán)pid的簡單實(shí)用的特點(diǎn)。

pid調(diào)試過程為:先進(jìn)行內(nèi)環(huán)調(diào)節(jié),再進(jìn)行外環(huán)調(diào)節(jié)，其中z軸單環(huán)調(diào)節(jié)與內(nèi)環(huán)調(diào)節(jié)同時(shí)進(jìn)行，且在調(diào)節(jié)過程中保持x、y軸參數(shù)一致。調(diào)節(jié)內(nèi)環(huán)參數(shù)，直到飛行器能保證基本姿態(tài)不變，當(dāng)遇到強(qiáng)干擾時(shí)，會(huì)保持傾斜姿態(tài)，且不會(huì)恢復(fù)到平衡姿態(tài)，即完成內(nèi)環(huán)與z軸單環(huán)調(diào)節(jié)。以不影響飛行姿態(tài)的保持為前提，調(diào)節(jié)外環(huán)參數(shù)，增加p、d參數(shù)值直至飛行器處于恰好不抖動(dòng)。當(dāng)飛行器能抵御較強(qiáng)干擾，且在失衡后會(huì)較快恢復(fù)平衡，即外環(huán)調(diào)節(jié)完成。

在程序中加入濾波，濾波，采用限幅濾波與低通濾波相結(jié)合的方式，與傳統(tǒng)平均濾波相比，提高了數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)性和數(shù)據(jù)處理的效率，同時(shí)使數(shù)據(jù)連續(xù)，無跳變。對(duì)四軸飛行器的姿態(tài)采集數(shù)值采取限幅濾波與低通濾波相結(jié)合的濾波方式進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。

實(shí)施如下：

三種數(shù)據(jù)參與處理傳感器測(cè)量值、臨時(shí)寄存值(臨時(shí)寄存值為上一次傳感器測(cè)量值)和濾波器輸出值：

①如果傳感器測(cè)量值與前一次濾波輸出值的偏差的絕對(duì)值小于標(biāo)準(zhǔn)偏差值

濾波輸出值＝傳感器測(cè)量值*0.3+濾波器前一次輸出值*0.7；

②否則如果傳感器測(cè)量值與臨時(shí)寄存值的偏差的絕對(duì)值小于標(biāo)準(zhǔn)偏差值

濾波輸出值＝傳感器測(cè)量值*0.3+濾波器前一次輸出值*0.7；

③如果上述均不滿足則濾波器輸出值保持為上次輸出值。

應(yīng)當(dāng)理解的是，對(duì)本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來說，可以根據(jù)上述說明加以改進(jìn)或變換，而所有這些改進(jìn)和變換都應(yīng)屬于本發(fā)明所附權(quán)利要求的保護(hù)范圍。