Cengxian Yang 1,2, 2,3 Yanghong Li, Yu Hanqi 1
(1. Nanjing Institute of Engineering Center, Nanjing, Jiangsu 2111672. Département de mathématiques, Université de Nanjing, Nanjing 210093, Chine;
3. Shuli Bu Nanjing Institute of Technology, Nanjing 211167)
Pour la stabilité quadrirotor pauvres, contrôler problème difficile, Newton - équation d'Euler d'un modèle mathématique, la mise en uvre de la solution proposée d'attitude. La conception matérielle du circuit de commande de base de microcontrôleur STM32, des accéléromètres, des gyroscopes et des magnétomètres et des autres composants. Les solutions proposées accéléromètre des données d'angle calculées sont calculées par la fusion des données d'angle de gyroscope, un signal d'interférence filtré par le filtre de Kalman, pour assurer l'exactitude des données d'angle. La conception du régulateur PID en cascade à trois voies, à travers l'angle de roulis, assiette de contrôle d'angle de trois types, pour atteindre l'avion en vol stationnaire, en avant, en arrière, à gauche, à droite et à d'autres contrôles. Les tests de vol à l'intérieur et à l'extérieur a montré que l'avion peut être un vol en douceur.
Quadrotors, le microcontrôleur STM32; équation d'Euler; modèle mathématique; filtre de Kalman; le régulateur PID
CLC: V212.4
A
DOI: 10,16157 / j.issn.0258-7998.2016.12.017
format de citation chinois: Zengxian Yang, Yang Hongli, Yu Hanqi à base de microcontrôleurs STM32 quadrimoteur rotor Modélisation Analyse et Conception Technologie électronique, 2016,42 (12): 65-68.
Anglais format de citation: Zeng Xianyang, Yang Hongli, Yu Hanqi. Modélisation et analyse de conception pour quatre avions de rotor sur la base du MCU STM32 .Application Technique électronique, 2016,42 (12): 65-68.
0 introduction
quadrimoteur rotor, de petite taille, poids léger, à faible coût par rapport aux avions habités, peut être largement utilisé dans la détection de la circulation, l'entretien du jardin, la recherche et les zones sinistrées de sauvetage et d'autres occasions, il est actuellement à la maison et à l'étranger est à l'étude chaude . Cependant, un aéronef à quatre rotor est non linéaire, à variables multiples, très couplé, dans le système d'entraînement (six degrés de liberté, quatre entrées), les systèmes de contrôle plus complexes, les systèmes de capacité anti-parasitage. Seulement avec un programme de contrôle approprié pour être en mesure de réaliser un vol en douceur, qui doivent être analysés sur les mécaniciens d'aéronefs et de la cinématique et le modèle mathématique correspondant, les systèmes de conception et de contrôle du logiciel circuit de commande MCU, etc., pour parvenir à la stabilité de l'avion contrôle.
1 modèle mathématique aéronef à quatre rotors
Pour simplifier l'analyse, on suppose les conditions suivantes sont réunies:
Origine (1) du corps centroïde système de coordonnées de l'aéronef, et coïncide de l'aéronef avec le centre géométrique;
(2) en ne considérant que l'écoulement d'air produit par l'hélice, la vitesse d'écoulement de l'air et la résistance à l'air est négligeable;
(3) de l'hélice sont structure de la cellule rigide, la géométrie et la symétrie de la masse corporelle;
Proportionnelle au carré de la vitesse de rotation de la contre-couple généré lors de la rotation (4) de l'hélice, proportionnelle au carré de la vitesse de rotation de l'ascenseur produit par l'hélice.
Selon les conditions ci-dessus, l'aéronef fourni par la force F, et m est la masse du véhicule, V est la vitesse de vol, M étant couples souffert et véhicule, H est un moment relatif de l'impulsion de la coordonnée navigation aérienne système, comme représenté sur la figure Analyse Mécanique 1 représenté sur la figure. modèle équation d'Euler quadrirotor mouvement de translation et un mouvement de rotation - Le Newton.
Selon l'équation d'Euler, il y a équation d'équilibre couple à trois axes:
Étant donné que le contrôle de la stabilisation de la posture sans contrôler la position et la hauteur, le contrôle d'angle peut être considéré que lorsque le changement de contrôle de la stabilité de la posture est faible, l'influence de la résistance à l'air peut être ignoré, modèle dynamique ainsi obtenu est simplifiée:
Comme on peut le voir à partir de l'équation ci-dessus, le modèle de commande de posture quatre giravion, le contrôle d'un angle peut être utilisé un régulateur PID pour le contrôler.
2 Conception du matériel
système 2.1 matériel est principalement composé de
Le principal vol de l'architecture matérielle du système se compose de plusieurs parties, le système de microcontrôleur minimum, un système de communication sans fil, le système d'alimentation, une unité de mesure inertielle, une alimentation électrique et analogues. Dans lequel le vol est un transporteur autre système de microcontrôleur minimum d'architecture de composants pour la fusion des données, une solution d'attitude et de réglage, en coordonnant le contrôle des modules. Système de communication RPV sans fil et de réception de données; alimenté par un système d'entraînement, un moteur, une hélice, et d'impulsion pour soulever l'avion, les systèmes de mesure inertielle et fournit des informations telles que la hauteur et l'attitude de l'aéronef, l'aéronef est un élément important du système.
2.2 Les principaux schémas de circuit
Le principal schéma de circuit du système représenté sur la figure 2. le microprocesseur de vitesse STM32F103C8T6 en utilisant comme unité de commande principale, MPU6050 composition HMC5883L et l'unité de mesure inertielle et la détection d'attitude, pour parvenir à l'accélération, gyroscope à trois axes, une direction de champ magnétique à trois axes à trois axes est détectée, fournit en sortie les données d'origine au microcontrôleur, le geste de fusion après la résolution pour l'angle de roulis, angle de tangage, angle de lacet. En utilisant coreless moteur à courant continu, le PWM pour la vitesse. Circuit de commutation commandé par un circuit formé de l'exécution du FET à canal N, avec une plus petite résistance drain-source du transistor FET, la tension d'entrée est réduite pour empêcher le moteur provoque la plage de vitesse du moteur est étroite, pour faciliter l'ajustement de la commande de vitesse du moteur.
3 conception du système logiciel
3.1 algorithme d'attitude et le filtre de Kalman
Pendant le fonctionnement de l'aéronef, l'unité centrale de traitement dans chaque direction pour acquérir des données réelles de posture actuelles, obtenues en résolvant les trois directions d'angles, les valeurs de vitesse angulaire, puis le réglage de la vitesse de chaque moteur par le capteur d'accélération triaxial à l'intérieur du MPU6050 de capteur, à trois axes gyroscope, pour atteindre l'attitude souhaitée. Un capteur d'accélération pour mesurer l'valeurs x, y de l'accélération, trois directions z et puis pour comparer l'accélération de la pesanteur calculée avec des valeurs angulaires des trois directions, mais certaines erreurs. Triaxial capteur gyroscopique de mesure x, y, z trois directions la vitesse angulaire multipliée par le temps est l'angle.
Calculé par la présence du gyroscope angulaire certaine erreur, l'erreur cumulative après accumulation multiple croissante, pour aboutir finalement à l'angle calculé et l'angle réel varient considérablement. La solution décrite ici est l'accélération angulaire calculée angle mètre combinaison de lecture du gyroscope, les valeurs calculées plus précise de l'angle du filtre de Kalman.
3,2-quatre aéronefs rotor conception du contrôleur PID
Acquis par la précision du capteur d'angle, les données de vitesse angulaire, et ensuite par rapport à l'angle d'attitude souhaité, pour obtenir un contrôle de l'ajustement d'attitude de l'aéronef. Le système de commande utilise un régulateur PID de position est réglée, quatre giravion dont l'angle de roulis, l'angle de tangage, angle de lacet de 3 positions, seules les trois angles d'attitude contrôlable peuvent être obtenus pour quatre vol stationnaire giravion, avant , en arrière, à gauche, à droite, etc. pour le contrôle, donc la nécessité de concevoir un régulateur PID en cascade à trois voies, son diagramme montre la figure 3.
Dans la conception, la commande boucle externe PI en utilisant l'angle, la vitesse angulaire de la bague interne D en utilisant le contrôle. Fournir une telle cascade correction PID peut être faite plus grande vitesse de l'avion à grande déviation angulaire, petit écart angulaire de correction lente. angle extérieur souhaité valeur de consigne, la valeur prévue de telle vol stationnaire est de 0 °, la valeur angulaire réelle fournie par les données d'angle filtre de Kalman. La valeur de sortie du régulateur PI boucle externe en tant que valeur attendue du contrôleur de boucle interne D, la valeur réelle de la vitesse angulaire de la bague intérieure à partir d'un capteur interne MPU6050 gyroscope. Trois de contrôleur PID sont ROLL_OUT, pitch_out, yaw_out, sous la forme de sorties PWM vers le circuit d'entraînement du moteur 4, la combinaison linéaire de chaque moteur PWM comme suit:
L'extrémité avant du moteur d'axe Y: Throttle-ROLL_OUT-yaw_out;
L'extrémité arrière du moteur de l'axe Y: Throttle + pitch_out-yaw_out;
Moteur à droite axe X: gaz-ROLL_OUT + yaw_out;
Gauche moteur axe X: + gaz + ROLL_OUT yaw_out.
entrée du moteur d'accélérateur qui est une valeur fixe, également connu comme la manette des gaz. Pour assurer la stabilité de l'aéronef, la fréquence d'échantillonnage pour la fréquence de commande boucle interne 200 Hz, 50 Hz échantillonnage du dispositif de commande de la bague extérieure. Afin d'assurer un intervalle d'échantillonnage uniforme, la période d'échantillonnage du régulateur PID fourni par la minuterie d'interruption prioritaire. Cascade régulateur PID, le filtre de Kalman axe pour diagramme de forme d'onde représentée sur la Fig. Comme on peut le voir sur la figure de l'appareil lorsqu'il est soumis à des perturbations de l'environnement, par le régulateur PID en cascade de telle sorte que le corps peut être rapidement ramené à la position d'équilibre. Le temps de récupération est très court, sensiblement aucune oscillation, ce qui indique une forte capacité anti-interférence de l'aéronef dans le régulateur PID en cascade, afin de vérifier la fiabilité de la conception du système de contrôle PID.
4 essais du système
4.1 Test d'attitude
Après l'accéléromètre et de données gyroscope quadrotors collectées, par la fusion des données, le filtre de Kalman ensemble les deux données calculées des données d'angle d'attitude plus précis, et ensuite envoyé par les données série fournies par le Kechuang anonyme logiciel PC, un angle d'attitude trois axes visuellement affiché 3D. Dans lequel la solution d'attitude angle de roulis effet 3D illustré à la figure 5, on peut voir sur la figure la réponse du système est stable, posture stable, le système peut obtenir une bonne description de ces contrôle d'attitude.
vol d'essai d'équilibrage 4.2
La barre horizontale fixée sur les arceaux demi-avions déboguer les coefficients PID, le pas de la route lorsque le contrôleur PID débogage, premier Ki et Kp sont mis à zéro, la sortie de la boucle de commande est augmentée à Kp apparaît oscillation critique plus appropriée, lors de la sélection à environ 12, les sautes d'aéronefs de haut en bas phénomène d'instabilité lors de la remontée, en réglant le paramètre Kd dépassement réaction excessive et d'annulation d'interférence régulateur à action proportionnelle, le système de l'aéronef peut être stabilisée à la hausse vol, Kd environ 0,05 à prendre pour répondre aux besoins, afin d'éliminer l'erreur statique, les paramètres Ki 0,02 peuvent être sélectionnés. Atteint un état d'équilibre après des essais répétés, l'avion lisse intérieur peut flotter dans l'air, en ajustant l'angle de tangage de l'aéronef taille de vol vers l'avant permet de stabilisateur extérieure.
5. Conclusion
Cet article analyse le principe de commande aéronef quatre-rotor, un modèle mathématique du système en utilisant la seconde loi de Newton, et les équations d'Euler, système de commande de circuit est conçu pour microcontrôleur STM32 en tant que noyau de la grande vitesse, le filtre de Kalman peut filtrer le signal d'interférence assurer l'exactitude des données d'angle. Conception d'un régulateur PID à trois voies de régulation en cascade réalise l'angle de roulis, l'angle de tangage, les catégories de commande d'angle de lacet de posture. les résultats d'essais en vol intérieur et extérieur montrent que le système peut être un vol d'équilibre stable.
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