畢業(yè)設(shè)計論文-微型四旋翼控制系統(tǒng)

0前言無人飛行器（UAV）自主飛行技術(shù)多年來一直是航空領(lǐng)域研究的熱點，并且在實際應(yīng)用中存在大量的需求，例如：偵察與營救任務(wù)，科學(xué)數(shù)據(jù)收集，地質(zhì)、林業(yè)勘探，農(nóng)業(yè)病蟲害防治，以及視頻監(jiān)控，影視制作等。通過無人飛行器來完成上述任務(wù)可以大大降低成本和提高人員安全保障。無人飛行器的主要優(yōu)點包括：系統(tǒng)制造成本低，在執(zhí)行任務(wù)時人員傷害小，具有優(yōu)良的操控性和靈活性等。而旋翼式飛行器與固定翼飛行器相比，其優(yōu)勢還包括：飛行器起飛和降落所需空間少，在障礙物密集環(huán)境下的可控性強，以及飛行器姿態(tài)保持能力高。由國際無人運輸系統(tǒng)協(xié)會(InternationalAssociationforUnmannedVehicleSystems）組織的一年一度的國際空中機器人競賽(InternationalAerialRoboticsCompetition,為自主旋翼式飛行器的應(yīng)用潛力研究提供了一個很好的展示平臺。該競賽吸引了來自全世界不同國家研究團隊的參與，來完成預(yù)先設(shè)定的自主飛行任務(wù)。在無人飛行器自主飛行的眾多技術(shù)當中，飛行器自主飛行控制算法的設(shè)計一直是控制領(lǐng)域眾多研究者最關(guān)心的問題之一。經(jīng)典的控制策略在飛行器系統(tǒng)的某個特定作用點上往往首先將系統(tǒng)模型線性化，然后在此基礎(chǔ)上運用經(jīng)典控制理論對系統(tǒng)進行分析和控制，控制精度和控制能力偏弱。相比之下，運用現(xiàn)代非線性控制理論設(shè)計的控制算法，其性能明顯優(yōu)于經(jīng)典控制算法。小型四旋翼飛行器與其它飛行器相比，其優(yōu)勢在于其機械結(jié)構(gòu)較為簡單，并且只需通過改變四個馬達的轉(zhuǎn)速即可實現(xiàn)控制，且飛行機動能力更加靈活。另一方面，小型四旋翼飛行器具有較高的操控性能，并具有在小區(qū)域范圍內(nèi)起飛，盤旋，飛行，著陸的能力。飛行器可以飛至離目標更近的區(qū)域，而不像傳統(tǒng)直升機由于其巨大的單旋翼而不能近距離靠近目標。同時，小型四旋翼飛行器研究也為自動控制，先進傳感技術(shù)以及計算機科學(xué)等諸多領(lǐng)域的融合研究提供了一個平臺。在機器人的智能控制，三維路徑規(guī)劃，多飛行器的空中交通管理和碰撞規(guī)避等方面，小型四旋翼飛行器自主飛行技術(shù)都具有極高的研究價值。1四旋翼飛行器1.1早期四旋翼飛行器設(shè)計早在20世紀初期，就有人開始研制載人四旋翼飛行器。Breguet-Richet四旋翼飛行器建造于1907年，在其十字支架的四端固定了四個長為8.1米的旋翼。其中兩個旋翼順時針方向旋轉(zhuǎn)，另外兩個旋翼逆時針方向旋轉(zhuǎn)。駕駛員坐在十字支架得中心位置，油門為唯一的控制設(shè)備，而導(dǎo)致對飛行器的穩(wěn)定性控制并不理想。飛行器起飛時，在其四端需要有工作人員幫助來實現(xiàn)穩(wěn)定起飛。雖然自主飛行并未實現(xiàn)，但同時使用順時針旋轉(zhuǎn)旋翼和逆時針旋轉(zhuǎn)旋翼的思想是Breguet-Richet四旋翼飛行器的顯著特點。1921年1月，美國空軍軍團（USArmyAirCorps）與GeorgedeBothezat和IvanJerome簽訂合約共同建造垂直飛行器。1678kg的“X”形結(jié)構(gòu)支架用來支撐位移支架四端的直徑為8.1米的六翼片旋翼。一個小型的提升旋翼被置于支架交點的180hp的LeRhone放射裝引擎上方，但隨后不久就被認為多余而被拆卸。每個旋翼可單獨控制其轉(zhuǎn)速以產(chǎn)生不同的升力，使飛行器傾斜而產(chǎn)生前后移動。該飛行器重1700kg，于1922年十月進行其第一次試飛。飛行器的引擎很快被換為220hp旋轉(zhuǎn)式BentleyBR-2。1922年12月18日于WrightField進行的一次試飛中，該飛行器飛行高度達1.8米，空中飛行達1分42秒。1923年1月19日的另一次試飛，飛行器將兩人抬至1.2米的高度。截止1923年底，該飛行器于俄亥俄州代頓市共試飛約100次。盡管合約中要求，飛行高度達到100米，該飛行器實際飛行高度只有5米。在該研究花費了約20萬美元后，Bothezat展示了他設(shè)計的飛行器可以實現(xiàn)穩(wěn)定飛行，實際應(yīng)用的直升機理論上是可以制造出來的。然而，該飛行器動力不足，響應(yīng)性能不高，機械結(jié)構(gòu)過于復(fù)雜，并存在潛在的穩(wěn)定性隱患。在嘗試橫向飛行時，需要大量的人力和物力的支持。因此，美國軍方最終對其失去了興趣。Convertawings于1950年在紐約的Amityville建造了一架四旋翼飛行器。此飛行器的每個旋翼直徑達19英尺，并通過用兩個引擎來改變每個旋翼的升力來控制飛行器。經(jīng)試飛驗證，Convertawings飛行器在空中飛行性能良好，但由于當時人們對此種飛行器缺乏興趣而停止生產(chǎn)。1.2四旋翼飛行器研究現(xiàn)狀近年來，關(guān)于如何建造和控制四旋翼飛行器的文章層出不窮。其中一些項目主要關(guān)注飛行器的建模以及通過仿真來驗證對其控制的策略是否有效。而另一些項目則著眼于飛行器在真實環(huán)境下是否能飛行成功。以下介紹近年來研制成功的一些有代表性的四旋翼飛行器。Draganflyer是RC玩具公司開發(fā)的商業(yè)產(chǎn)品，它由R/C信號發(fā)射設(shè)備和板載控制芯片共同實現(xiàn)對其的控制。板載芯片包括一個對領(lǐng)航者輸入的接收裝置，三個傳感器測量飛行器三個方向的角速度，一個微控制器來執(zhí)行控制算法計算。最新出品的Draganflyer還包括四個紅外熱傳感裝置來幫助飛行器在室外飛行時的平衡。EADSQuattrocopter原本是用來當作研制微型飛行器控制單元的測試平臺，而如今因其良好的性能被工業(yè)界大量生產(chǎn)。飛行器板載芯片由MEMS慣性測量單元（IMU），氣流變化傳感器以及一個GPS接受裝置，R/C信號接受器，16位模數(shù)轉(zhuǎn)換器和驅(qū)動馬達的功率發(fā)達器組成。Quattrocopter使用的鋰電池在一次性充滿電后可維持其20分鐘的飛行。此飛行器長約65cm,重約0.5千克，機身可拆卸。電動馬達使飛行器飛行噪音很小。飛行器有50%的功率余量來裝載負重。X-4Flyers在澳大利亞研制，研制人員對兩個慣性測量單元（IMU）進行檢測，一個IMU為Crossbow公司生產(chǎn)的商用IMU，重約475克,另一個名為EiMU的IMU有澳大利亞的一個機器人小組研制而成，重約100克。X-4Flyers研制人員稱商用IMU較大的重量會影響飛行器的性能，因此最終采用EiMU。一個雙核的板載計算機用來紀錄來自R/C接收器的輸入命令，IMU上的串行接口是數(shù)據(jù)以120Hz的頻率被紀錄下來，而另一個串行接口用來實現(xiàn)IMU和地面計算系統(tǒng)之間的通信。X-4Flyers的研制提出了該飛行器的非線性模型。此模型在飛行器處于盤旋狀態(tài)時被線性化，并在此線性模型的基礎(chǔ)上得出領(lǐng)航員控制輸入指令到歐拉角輸出的傳遞函數(shù)（transferfunctions）。來自IMU的傳感信號被高通濾波后用來測量內(nèi)環(huán)控制所需的角速度。而外環(huán)控制最終被放棄，因為從IMIU獲得飛行器高度值存在一定難度。賓夕法尼亞大學(xué)的一個研究小組使用一個商業(yè)模型HMX-4來研制自己的四旋翼飛行器。此四旋翼飛行器的控制由板載計算機和地面計算系統(tǒng)處理傳感器和攝像機傳送的數(shù)據(jù)來實現(xiàn)。三個板載傳感器用來提供飛行器內(nèi)環(huán)穩(wěn)定控制的數(shù)據(jù)。置于地面的攝像機作為主傳感器來使用。置于飛行器底座的五個2.5cm的彩色標記用為攝像機提供位置信息，從而用標記定位算法便可計算出飛行器上標記的相對位置變化，進而計算出四旋翼的俯仰角，橫滾角，橫擺角和平動位置坐標。由于HMX-4模型的重量限制，飛行器不能另外裝配GPS系統(tǒng)合加速度測量儀。地面計算系統(tǒng)用于接受和處理由地面攝像機傳送的圖像信息，為四旋翼飛行器設(shè)定目標指令值，以及用串口傳送計算出的馬達驅(qū)動輸入。板載計算機通過傳感器信號來穩(wěn)定飛行器，并通過板上R/C接收設(shè)備來獲取地面計算系統(tǒng)發(fā)送的控制信號。該研究小組提出了一個四旋翼飛行器的動力學(xué)模型以及兩種控制策略，分別為反饋線性化方法（feedbacklinearization）和后推法（backstepping）。仿真結(jié)果顯示后推控制器的性能較優(yōu)，并隨后設(shè)計了此種控制器進行實驗。最近，四旋翼飛行器新添加了一個板載攝像機，聯(lián)合地面的攝像機來估計飛行器的位置。在原先有地面攝像機觀測的五個標記的基礎(chǔ)上，另一個標記被至于地面攝像機上，供板載攝像機觀測。這種雙攝像機的方法使計算出的角位移誤差和線位移誤差更小。康奈爾大學(xué)啟動了兩個四旋翼飛行器的項目。第一個項目的目標是用三個板載傳感器和地面視頻系統(tǒng)來計算飛行器的飛行高度。四個LED被置于飛行器十字支架的四端，用于給地面三個攝像機組成的視頻系統(tǒng)提供數(shù)據(jù)。板載計算機將傳感數(shù)據(jù)傳送給地面計算系統(tǒng)，并根據(jù)地面計算系統(tǒng)傳來的指令數(shù)據(jù)調(diào)整馬達轉(zhuǎn)速。地面計算系統(tǒng)根據(jù)傳感數(shù)據(jù)和視頻信號計算出馬達輸入，并將其發(fā)送至板載計算機。該項目對四旋翼飛行器高度進行實時估測時，使用一個卡爾曼濾波器。此濾波器主要用于保留高頻的傳感器數(shù)據(jù)（300Hz）和低頻的視頻信號（10Hz），并過濾掉其他頻率成分的干擾信號。實驗結(jié)果顯示，該濾波器成功的消除了傳感器偏移的不利影響。第二個項目主要關(guān)注飛行器的四個升力產(chǎn)生裝置以及飛行器的整體結(jié)構(gòu)。研制小組使用MATLAB和ＡＮＳＹＳ有限元軟件來設(shè)計四旋翼飛行器的支架，以確定其結(jié)構(gòu)單元的大小和受力強度。盡管無刷電動機的驅(qū)動電路很復(fù)雜，但還是得以采用，以實現(xiàn)較高的功率質(zhì)量比（Powertoweightratios）。使用大直徑的旋翼以保證盤旋狀態(tài)的穩(wěn)定系能。此四旋翼飛行器使用板載電源和傳感器，這兩部分占據(jù)飛行器一半的質(zhì)量,慣性測量單元由Systron-Donner生產(chǎn)。此IMU存在一定程度的漂移，但足以保證飛行器盤旋狀態(tài)下的穩(wěn)定。2微型四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)和控制原理簡介目前飛行器控制方式主要有：遙控飛行、自主飛行以及半自主飛行三種方式。遙控飛行是指沒有安裝飛行控制系統(tǒng)，可看成是航模，只能在視距內(nèi)飛行，應(yīng)用價值不大；自主飛行是指在飛行過程中完全脫離人的干預(yù)實現(xiàn)飛行，通常采用磁羅盤測量姿態(tài)，與角速率陀螺組成穩(wěn)定內(nèi)回路，并采用導(dǎo)航系統(tǒng)進行導(dǎo)航[1]，而半自主飛行是介于這兩者之間的飛行方式，飛行任務(wù)主要由人干預(yù)完成，飛行器裝有由角度傳感器和角速率陀螺組成的姿態(tài)角穩(wěn)定內(nèi)回路，飛行穩(wěn)定性和可操作性大大提高。由于任務(wù)量和技術(shù)方面的原因，暫時實現(xiàn)半自主飛行。傳統(tǒng)直升機的旋翼系統(tǒng)由一個主旋翼和一個尾旋翼構(gòu)成，通過變化旋翼翼片旋轉(zhuǎn)時的切角來改變飛行器的升力大小。與此不同的是，小型四旋翼飛行器旋翼翼片的旋轉(zhuǎn)切角是固定的，它是通過改變每個旋翼旋轉(zhuǎn)的角速度來控制整個飛行器的飛行。螺旋槳旋轉(zhuǎn)時，把空氣對螺旋槳的壓力在軸向和側(cè)向兩個方向分解，得到兩種力學(xué)效應(yīng)：推力和轉(zhuǎn)矩。當四軸飛行器懸停時，合外力為0，螺旋槳的推力用于抵消重力，轉(zhuǎn)矩則由成對的正槳反槳抵消。當飛行器運動時，因為推力只能沿軸向，所以只能通過傾斜姿態(tài)來提供水平的動力，控制運動由控制姿態(tài)來間接實現(xiàn)。圖2-1四旋翼飛行器旋翼旋轉(zhuǎn)方向示意圖Fig.2-1Fourrotoraircraftrotorrotationdirection假設(shè)四軸為剛體，根據(jù)質(zhì)點系動量矩定理，角速度和角加速度由外力矩決定[2]，通過控制四個螺旋槳，可以產(chǎn)生需要的力矩。首先對螺旋槳編號：第一象限的為0號，然后逆時針依次遞增，如圖(2-1。同步增加0號和1號、減小2號和3號槳的功率，可以在不改變推力的情況下，提供x軸的力矩；同步增加1號和2號、減小0號和3號槳的功率，可以在不改變推力的情況下，提供y軸的力矩；同步增加1號和3號、減小0號和2號槳的功率，可以在不改變推力的情況下，提供z軸的力矩。以上“增加”和“減小”只是表明變化的方向，可以增加負數(shù)和減小負數(shù)，提供的力矩就沿對應(yīng)軸的負方向了。把三個軸的力矩疊加起來，就得到各螺旋槳功率變化與提供的力矩的對應(yīng)關(guān)系，可以用一個矩陣等式表示，見(2-1式。ΔT是螺旋槳的功率變化量，為4×1矩陣，每行分別對應(yīng)0到3號螺旋槳；m是力矩，為3×1矩陣。mx、my和mz是各軸的力矩系數(shù)，用于把力矩轉(zhuǎn)換成功率變化量，具體數(shù)值與電機力矩特性、電機安裝位置等有關(guān)。111111diag(,,111111xyzTmmm-???????=????--??--??m（2-1）各個電機實際輸出的功率記為outputT，推力油門對應(yīng)的功率量為baseT，則有：outputbaseTTT=+?（2-2）3系統(tǒng)硬件設(shè)計3.1系統(tǒng)總體介紹本系統(tǒng)采用STM32F103處理器作為主控芯片，此處理器是基于arm內(nèi)核的cortex-m3系列處理器，具有運算速度快，內(nèi)置高速緩存，3個通用16位定時器和一個PWM定時器以及豐富的外設(shè)和I/O等特點。采用MPU6050作為姿態(tài)測量芯片，此芯片為系統(tǒng)的核心芯片，它集成了3軸MEMS陀螺儀，3軸MEMS加速度計，對陀螺儀和加速度計分別用了三個16位的ADC，將其測量的模擬量轉(zhuǎn)化為可輸出的數(shù)字量。采用霍尼韋爾的HM5883L芯片系統(tǒng)的羅盤芯片，此芯片是帶有數(shù)字接口的弱磁傳感器芯片，應(yīng)用于低成本羅盤和磁場檢測領(lǐng)域。它包括最先進的高分辨率HMC118X系列磁阻傳感器，并附帶霍尼韋爾專利的集成電路包括放大器、自動消磁驅(qū)動器、偏差校準、能使羅盤精度控制在1°~2°的12位模數(shù)轉(zhuǎn)換器和簡易的I2C系列總線接口。采用NRF24L01+芯片作為系統(tǒng)的數(shù)據(jù)傳輸芯片，此芯片是一款工作在2.4GHz世界通用ISM頻段的單片無線收發(fā)器模塊。內(nèi)置頻率發(fā)生器、增強型SchockBurst模式控制器、功率放大器、晶體振蕩器、調(diào)制器、解調(diào)器。輸出功率、頻道選擇和協(xié)議都可以由用戶進行設(shè)置。為了減小體積和減輕重量，本系統(tǒng)把無線通信模塊固化在了PCB上。采用場效應(yīng)管驅(qū)動四個電機旋轉(zhuǎn)，并增加了二極管續(xù)流，防止電機反電動勢擊穿場效應(yīng)管。采用SP6205為處理器和其他芯片輸出電源，此芯片是一款低噪聲、低壓差、低靜態(tài)電流的線性穩(wěn)壓器，性能穩(wěn)定，出色的線性/負載調(diào)節(jié)特性，并具有過流保護及過熱關(guān)斷模塊。另外，本系統(tǒng)還集成了TP4056充電芯片，此芯片是一款完整的單節(jié)鋰離子電池恒流、恒壓的線性充電器。內(nèi)部采用了放倒沖電路，當充電電流達到最終浮充電壓之后降至設(shè)定值的1/10時，將自動終止充電循環(huán)。本系統(tǒng)分為兩大部分，第一部分為四旋翼飛行器（圖3-1）。第二部分為無線遙控（圖3-2）。圖3-1四旋翼飛行器原理框圖Fig.3-1Fourrotoraircraftprincipleblockdiagram圖3-2無線遙控器原理框圖Fig.3-2Wirelesscontrollerprinciplediagram3.2四旋翼飛行器3.2.1微控制器模塊本設(shè)計采用STM32F103增強型系列使用高性能的ARM/Cortex-M3/32位的RISC內(nèi)核，工作頻率為72MHz，內(nèi)置高速存儲器(高達128K字節(jié)的閃存和20K字節(jié)的SRAM，豐富的增強I/O端口和聯(lián)接到兩條APB總線的外設(shè)。所有型號的器件都包含2個12位的ADC、3個通用16位定時器和一個PWM定時器，還包含標準和先進的通信接口：多達2個I2C和SPI、3個USART、一個USB和一個CAN。工作于-40℃至+105℃的溫度范圍，供電電壓2.0V遼寧工程技術(shù)大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文）至3.6V，一系列的省電模式保證低功耗應(yīng)用的要求。本設(shè)計采用ST公司生產(chǎn)的STM32F103T8U6作為系統(tǒng)的主處理器。主要負責(zé)采集傳感器檢測到的姿態(tài)角速率（俯仰角速率、橫滾角速率和偏航角速率）、三軸的線加速度并實時解算；根據(jù)檢測到的飛行信息，結(jié)合指定的控制方案，計算輸出控制量；通過無線通信模塊與地面進行數(shù)據(jù)的傳輸，實現(xiàn)接收控制命令改變飛行狀態(tài)和上傳飛行狀態(tài)的數(shù)據(jù)。STM32F103T8U6只需要少量的電容和晶振即可工作（圖3-3），外接姿態(tài)傳感器模塊、地磁傳感器模塊、無線模塊、充電模塊等。圖3-3stm32最小系統(tǒng)原理圖Fig.3-3Stm32minimumsystemschematicdiagram3.2.2加速度計和陀螺儀模塊MPU-6050是全球首例9軸運動處理傳感器。它集成了3軸MEMS陀螺儀，3軸MEMS加速度計，以及一個可擴展的數(shù)字運動處理器DMP（DigitalMotionProcessor），可用I2C接口連接一個第三方的數(shù)字傳感器，比如磁力計。擴展之后就可以通過其I2C或SPI接口輸出一個9軸的信號（SPI接口僅在MPU-6000可用）。MPU-6050也可以通過其I2C接口連接非慣性的數(shù)字傳感器，比如壓力傳感器。MPU-6050對陀螺儀和加速度計分別用了三個16位的ADC，將其測量的模擬量轉(zhuǎn)化為可輸出的數(shù)字量。為了精確跟蹤快速和慢速的運動，傳感器的測量范圍都是用戶可控的，陀螺儀可測范圍為±250，±500，±1000，±2000°/秒（dps），加速度計可測范圍為±2，±4，±8，±16g。一個片上1024字節(jié)的FIFO，有助于降低系統(tǒng)功耗。和所有設(shè)備寄存器王賓：微型四旋翼控制系統(tǒng)之間的通信采用400kHz的I2C接口或1MHz的SPI接口（SPI僅MPU-6000可用）。對于需要高速傳輸?shù)膽?yīng)用，對寄存器的讀取和中斷可用20MHz的SPI。另外，片上還內(nèi)嵌了一個溫度傳感器和在工作環(huán)境下僅有±1%變動的振蕩器。微型四旋翼飛行器在某個時刻的狀態(tài)由6個物理量來描述，包括三維坐標整的3個位置量和沿3個軸的姿態(tài)兩（即稱為六自由度）。MPU6050集成了3軸陀螺儀和3軸加速度計，陀螺儀起到測量四旋翼飛行器的角速率的作用，在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中非常重要。加速度計感應(yīng)3個軸向的線加速度。圖3-4加速度計和陀螺儀模塊原理圖Fig.3-4Theprinciplediagramoftheaccelerometerandgyroscopemodule下面以MPU6050為例來說明I2C的工作方式：（一）開始（S）和結(jié)束（P）標志MPU6050通過I2C通訊協(xié)議與處理器進行通訊,I2C接口包括串行數(shù)據(jù)線（SDA）和串行時鐘線（SCL）。連接到I2C接口的設(shè)備可做主設(shè)備或從設(shè)備。主設(shè)備將Slave地址傳到總線上，從設(shè)備用與其匹配的地址來識別主設(shè)備。當MPU6050連接到處理器時，MPU6050作為從設(shè)備。MPU6050的Slave地址為b110110X，7位字長，最低有效位X由A0管教上的邏輯電平?jīng)Q定，本設(shè)計A0接地，所以設(shè)備地址為b1101100。當SCL線為高電平時，SDA線由高到低的下降沿，為傳輸開始標志（S）。直到主設(shè)備發(fā)出結(jié)束信號（P），否則總線狀態(tài)一直為忙。結(jié)束標志（P）規(guī)定為，當SCL線為高電平時，SDA線由低到高的上升沿。11圖3-5I2C開始和停止條件Fig.3-5I2CStartandstopconditions（二）數(shù)據(jù)格式I2C的數(shù)據(jù)字節(jié)定義為8-bits長度，對每次傳送的總字節(jié)數(shù)量沒有限制。對每一次傳輸必須伴有一個應(yīng)答（ACK）信號，其時鐘由處理器提供，而真正的應(yīng)答信號由從MPU6050發(fā)出，在時鐘為高時，通過拉低并保持SDA的值來實現(xiàn)。如果從設(shè)備MPU6050忙，它可以使SCL保持在低電平，這會強制是處理器進入等待狀態(tài)。當MPU6050空閑后，并且釋放時鐘線，原來的數(shù)據(jù)傳輸才會繼續(xù)。SCLFROMMASTERDATAOUTPUTBYRECEIVER(SDAclockpulseforacknowledgement圖3-6I2C總線的應(yīng)答方式Fig.3-6Theresponseofthebus（三）通信開始標志（S）發(fā)出后，處理器會傳送一個7位的Slave地址，并且后面跟著一個第8位，稱為Read/Write位。R/W位表示處理器是在接受MPU6050的數(shù)據(jù)還是在向其寫數(shù)據(jù)。然后，處理器釋放SDA線，等待MPU6050的應(yīng)答信號（ACK）。每個字節(jié)的傳輸都要跟隨有一個應(yīng)答位。應(yīng)答產(chǎn)生時，MPU6050將SDA線拉低并且在SCL為高電平時保持為低。數(shù)據(jù)傳輸總是以停止標志（P）結(jié)束，然后釋放通信線路。然而，處理器也可以產(chǎn)生重復(fù)的開始信號去操作另外的I2C設(shè)備，而不發(fā)出結(jié)束標志。綜上可知，所有的SDA信號變化都要在SCL時鐘為低電平時進行，除了開始和結(jié)束標志。12SDASCLADDRESSR/WACKDATAACKDATAACK圖3-7完整的I2C數(shù)據(jù)傳輸Fig.3-7CompleteI2Cdatatransfer如果要寫MPU6050寄存器，處理器除了發(fā)出開始標志（S）和地址位，還要加一個R/W位，0為寫，1為讀。在第九個時鐘周期（高電平）時，MPU6050產(chǎn)生應(yīng)答信號。然后處理器開始傳送寄存器地址，接到應(yīng)答后，開始傳送寄存器數(shù)據(jù)，然后仍然要有應(yīng)答信號，以此類推。如果要讀取MPU6050寄存器的值，首先由處理器產(chǎn)生開始信號（S），然后發(fā)送MPU6050的地址位和一個寫數(shù)據(jù)位，然后發(fā)送寄存器地址，才能開始讀寄存器。緊接著，收到應(yīng)答信號后，處理器再發(fā)一個開始信號，然后發(fā)送MPU6050地址位和一個讀數(shù)據(jù)位。然后，作為從設(shè)備的MPU6050產(chǎn)生應(yīng)答信號并開始發(fā)送寄存器數(shù)據(jù)。通信以處理器產(chǎn)生的拒絕應(yīng)答信號（NACK）和結(jié)束標志（P）結(jié)束。拒絕應(yīng)答信號（NACK）產(chǎn)生定義為SDA數(shù)據(jù)在第9個時鐘周期一直為高。3.2.3數(shù)字羅盤模塊霍尼韋爾HMC5883L是一種表面貼裝的高集成模塊，并帶有數(shù)字接口的弱磁傳感器芯片，應(yīng)用于低成本羅盤和磁場檢測領(lǐng)域。HMC5883L包括最先進的高分辨率HMC118X系列磁阻傳感器，并附帶霍尼韋爾專利的集成電路包括放大器、自動消磁驅(qū)動器、偏差校準、能使羅盤精度控制在1°~2°的12位模數(shù)轉(zhuǎn)換器和簡易的I2C系列總線接口。HMC5883L廣泛應(yīng)用于手機、筆記本電腦、消費類電子、汽車導(dǎo)航系統(tǒng)和個人導(dǎo)航系統(tǒng)。原理圖如圖3-8。在慣性導(dǎo)航算法中，導(dǎo)航參數(shù)會隨著傳感器的測量誤差積累和發(fā)散，因而不能滿足長時間自主飛行的需要，故選用霍尼韋爾公司的三周是數(shù)字羅盤HMC5883L對慣性導(dǎo)航系統(tǒng)進行姿態(tài)校準。它的工作電壓時5V，采用USART協(xié)議通信，通過轉(zhuǎn)換電路之后可以和STM32的SCI口通信，并且自帶模數(shù)轉(zhuǎn)換，以便于微處理器直接通信。在實際測試中發(fā)現(xiàn)，電機遼寧工程技術(shù)大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文）13旋轉(zhuǎn)會對數(shù)字羅盤的數(shù)據(jù)產(chǎn)生干擾，故暫時不加入數(shù)字羅盤的數(shù)據(jù)。3-8數(shù)字羅盤模塊Fig.3-8Digitalcompassmodule3.2.4無線數(shù)據(jù)傳輸模塊無線數(shù)據(jù)傳輸模塊是四旋翼無人飛行器和控制中心之間通信的橋梁。本設(shè)計選用NORDIC公司生產(chǎn)的NRF24L01芯片。NRF24L01是一款工作在2.4~2.5GHz世界通用ISM頻段的單片無線收發(fā)器芯片。無線收發(fā)器包括:頻率發(fā)生器、增強型SchockBurst?模式控制器、功率放大器、晶體振蕩器、調(diào)制器、解調(diào)器，輸出功率頻道選擇和協(xié)議的設(shè)置可以通過SPI接口進行設(shè)置。圖3-9無線數(shù)據(jù)傳輸模塊Fig.3-9Wirelessdatatransmissionmodule14極低的電流消耗當工作在發(fā)射模式下發(fā)射功率為-6dBm時電流消耗為9.0mA接收模式時為12.3mA。掉電模式和待機模式下電流消耗更低。本系統(tǒng)通過無線模塊發(fā)送數(shù)據(jù)，無線遙控器接收數(shù)據(jù)并傳送至電腦上位機。通過上位機，可以實時地顯示四旋翼的姿態(tài)，并可通過上位機控制飛行器的飛行。原理圖如圖3-9。NRF24L01模塊與處理器通過SPI接口進行通訊，SPI為四線同步串行接口，兩個控制線，兩個數(shù)據(jù)線。其中，串行時鐘輸出（SCLK）、數(shù)據(jù)輸出（SDO）和數(shù)據(jù)輸入（SDI）三條線為所有設(shè)備共享。主設(shè)備為每個從設(shè)備分配一個獨立的片選（CS）（本系統(tǒng)僅NRF24L01為SPI設(shè)備）；傳輸開始后CS為低，傳輸結(jié)束CS又變?yōu)楦?。當NRF24L01沒有被片選信號啟動時，它的數(shù)據(jù)輸出線（SDO）保持為高阻態(tài)。SPI傳輸特點：1）數(shù)據(jù)的最高位（MSB）先傳，最低位（LSB）后傳2）數(shù)據(jù)在時鐘（SCLK）的上升沿捕獲3）數(shù)據(jù)在時鐘（SCLK）的下降沿轉(zhuǎn)換4）最大時鐘頻率為1MHz5）SPI的每次讀/寫操作需要16個時鐘周期或更多。傳輸?shù)牡谝粋€字節(jié)為SPI地址，第二個字節(jié)為SPI數(shù)據(jù)。首字節(jié)的第一位為讀/寫位，0為寫，1為讀，后面7個位為寄存器地址。如果要發(fā)送多個字節(jié)，連續(xù)發(fā)送數(shù)據(jù)位即可。SPI讀寫操作時序圖如下：圖3-10SPI讀操作Fig.3-10SPIreadoperation15圖3-11SPI寫操作Fig.3-11SPIwriteoperation3.2.5電機驅(qū)動模塊本設(shè)計采用PWM控制直流電機的轉(zhuǎn)速。微型四旋翼飛行器的動力系統(tǒng)由電機和旋翼組成。電機選用直接為7mm的空心杯電機。直流電機是功率器件，需要很大的驅(qū)動電流，控制器的驅(qū)動能力有限，因此必須選用專門的驅(qū)動芯片。本設(shè)計選用N溝道場效應(yīng)管SI2302來控制和驅(qū)動直流電機，它具有較大的漏極電流，最大能通過2.8A的電流。由于飛行器的電機在轉(zhuǎn)動過程中會產(chǎn)生比較大的沖擊電流，所以加二極管D1、D3給電機的反電動勢提供放電回路（圖3-12）。下拉電阻R4防止上電時電機轉(zhuǎn)動。圖3-12電機驅(qū)動模塊Fig.3-12drivermoduleofelectricmotor3.2.6電源模塊穩(wěn)壓芯片采用低壓差線性穩(wěn)壓器SP6205，此芯片噪聲低，紋波小，電路簡單。本系統(tǒng)采用4.2V動力電池提供電源，兩路3.3V電壓輸出，一路供主控芯片，一路供陀螺儀輸出，兩路電源相互隔離，防止陀螺儀的數(shù)據(jù)被干擾。原理圖如圖3-13。圖3-13電源模塊Fig.3-13powermodule3.2.7充電模塊充電電路采用TP4056芯片，此芯片是一款完整的單節(jié)鋰離子電池線性充電器。其底部帶有散熱片的DOP8/MSOP8封裝與較少的外部引腳數(shù)目使得TP4056成為便攜式應(yīng)用的理想選擇。TP4056可以適合USB電源和適配器電源工作。由于采用了內(nèi)部PMOSFET架構(gòu)，加上防倒充電路，所以不需要外部隔離二極管。熱反饋可對充電電流進行自動調(diào)節(jié)，以便在大功率操作或高環(huán)境溫度條件下對芯片溫度加以限制。充電電壓固定于4.2V，而充電電流可通過一個電阻器進行外部設(shè)置。當充電電流在達到最終浮充電壓之后降至設(shè)定值1/10時，TP4056將自動終止充電循環(huán)。當輸入電壓（交流適配器或USB電源）被拿掉時，TP4056自動進入一個低電流狀態(tài)，將電池漏電流降至2uA以下。TP4056在有電源時也可置于停機模式，從而將供電電流降至55uA。TP4056的其他特點包括電池溫度檢測、欠壓閉鎖、自動再充電和兩個用于指示充電、結(jié)束的LED狀態(tài)引腳。原理圖如圖3-14。圖3-14充電模塊Fig.3-14chargermodule3.2.8電池本設(shè)計的電池選用的是飛行航模專用的動力電池，可以提供足夠的電流來保證飛行器的飛行，參數(shù)如下：電量：400mAh電池電壓：3.7V放電倍率：25C充電終止電壓：4.2V放電終止電壓：3.0V尺寸：39mm?0.5mm重量：11g放電倍率指的是放電電流，以電池容量的倍數(shù)計算，此電池的最大放電電流可根據(jù)下面的公式計算：400mAh?25C=10A，足以滿足飛行器飛行需要。3.3無線遙控器_TCK_TDI_TDO_NTRST0圖3-15遙控器核心板原理圖Fig.3-15Schematicdiagramofremotecontrol遙控器采用意法半導(dǎo)體公司的32位處理器STM32F103C8T6作為控制器，它是專門為為控制系統(tǒng)、工業(yè)控制系統(tǒng)和無線網(wǎng)絡(luò)等對功耗和成本敏感的嵌入式應(yīng)用領(lǐng)域而設(shè)計的。STM32F103C8T6是一款基于ARMv7-M體系結(jié)構(gòu)的32位標準處理器，具有1.25DMIPS/MHz的處理能力；擁有USB、USART、SPI、I2C等共9個外設(shè)接口，由圖3-10可知，STM32F103C8T6處理器的外圍電路僅需要外部晶振和少量電容即可，內(nèi)部自帶的USB接口便于調(diào)試和程序下載。主控制器通過1個SPI與無線通信模塊連接，1個USART與USB轉(zhuǎn)串口模塊連接，USB轉(zhuǎn)串口模塊連接至電腦。本設(shè)計通過上位機顯示并控制飛行器的飛行姿態(tài)，遙控器接收來自飛行器的姿態(tài)信號，并把信號傳送至上位機，上位機能夠顯示實時地顯示飛行器姿態(tài)，同時上位機能夠控制飛行器飛行。遙控器采用STM32處理器，通過NRF24L01無線模塊傳輸數(shù)據(jù)，并用USB轉(zhuǎn)串口線連接至電腦，圖3-15為STM32最小系統(tǒng)原理圖，圖3-16為處理器與無線模塊的接口電路。圖3-16NRF24L01接口原理圖Fig.3-16TheschematicofNrf24l01interface4系統(tǒng)軟件設(shè)計4.1總體設(shè)計四旋翼飛行器控制系統(tǒng)軟件設(shè)計的總體目標是啟動飛行器控制系統(tǒng)的各個功能模塊并使之正常工作，按照既定規(guī)劃實現(xiàn)穩(wěn)定飛行。由于四旋翼飛行器為六自由度的系統(tǒng)，而其控制量只有4個，這就意味著被控量之間存在耦合關(guān)系，所設(shè)計的控制算法應(yīng)該能夠?qū)@種欠驅(qū)動系統(tǒng)足夠有效，用4個控制量對3個角位移和3個線位移進行穩(wěn)態(tài)控制。本設(shè)計首先通過姿態(tài)傳感器的數(shù)據(jù)解算出飛行器的姿態(tài)，然后適當?shù)倪x取控制量，運用控制理論中經(jīng)典的PID控制算法對飛行器系統(tǒng)進行控制。飛行控制系統(tǒng)的中央控制模塊主要完成系統(tǒng)初始化、系統(tǒng)自檢、解算傳感器數(shù)據(jù)、執(zhí)行控制算法、計算并輸出控制量等功能。系統(tǒng)程序流程如圖4-1所示。圖4-1系統(tǒng)程序流程Fig.4-1Systemprocess4.2無線通信模塊無線通信模塊實現(xiàn)上位機對四旋翼飛行器的飛行控制和跟蹤定位，實時與上位機控制系統(tǒng)交換信息，接收上位機控制系統(tǒng)傳輸?shù)娘w行控制指令信號、向上位機控制系統(tǒng)發(fā)送當前飛行器實時飛行和姿態(tài)數(shù)據(jù)等相應(yīng)信息，以完成指定的飛行控制任務(wù)。STM32通過SPI接口與NRF24L01通信，將ROM中的數(shù)據(jù)發(fā)送出去。STM32控制NRF24L01發(fā)送數(shù)據(jù)，主要分為兩個步驟：一是STM32先向NRF24L01中寫入數(shù)據(jù)，二是控制NRF24L01發(fā)送數(shù)據(jù)。在執(zhí)行過程中，本設(shè)計先寫入發(fā)送數(shù)據(jù)的目標地址再寫入數(shù)據(jù)，然后再控制NRF24L01發(fā)送地址和數(shù)據(jù)。NRF24L01發(fā)送模式會自動產(chǎn)生字頭和CRC校驗碼，當發(fā)送過程完成后，數(shù)據(jù)準備好引腳通知STM32數(shù)據(jù)發(fā)送完畢。NRF24L01的發(fā)送和接收流程如圖4-2、圖4-3。圖4-2發(fā)送數(shù)據(jù)流程圖圖4-3接收數(shù)據(jù)流程圖Fig.4-2TheflowdiagramofsenddataFig.4-3Theflowdiagramofreceivedata4.3姿態(tài)的表示方法4.3.1坐標系統(tǒng)飛行器涉及兩個空間直角坐標系統(tǒng)：地理坐標系和機體坐標系。地理坐標系是固連在地面的坐標系，機體坐標系是固連在飛行器上的坐標系。四軸飛行器運動范圍小，可以不考慮地面曲率，且假設(shè)地面為慣性系。地理坐標系采用“東北天坐標系”，X軸指向東，為方便羅盤的使用，Y軸指向地磁北，Z軸指向天頂。機體坐標系原點在飛行器中心，xy平面為電機所在平面，電機分布在{|x|=|y|,z=0}的直線上，第一象限的電機帶正槳，z軸指向飛行器上方。如圖4-4所示。圖4-4四軸的模型圖Fig.4-4Themodeloffouraxis4.3.2姿態(tài)的運算飛行器的姿態(tài)，是指飛行器的指向，一般用三個姿態(tài)角表示，包括偏航角(yaw、俯仰角(pitch和滾轉(zhuǎn)角(roll。更深一層，姿態(tài)其實是一個旋轉(zhuǎn)變換，表示機體坐標系與地理坐標系的旋轉(zhuǎn)關(guān)系，這里定義姿態(tài)為機體坐標系向地理坐標系的轉(zhuǎn)換。旋轉(zhuǎn)變換有多種表示方式，包括變換矩陣、姿態(tài)角、轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)角、四元數(shù)等。在本文中，矩陣用加粗大寫字母表示，如EAR，左上標和左下標表示從機體坐標系(Aircraft變換到地理坐標系(Earth；四元數(shù)用加粗小寫字母表示，如EAq，上下標意義與變換矩陣一樣；向量用帶箭頭加粗小寫字母表示，如Av，左上標A表示向量的值是在機體坐標系的坐標值。因為姿態(tài)實質(zhì)是一個旋轉(zhuǎn)變換，根據(jù)剛體有限轉(zhuǎn)動的歐拉定理，旋轉(zhuǎn)變換是可以串聯(lián)的，所以一個姿態(tài)可以經(jīng)過一個旋轉(zhuǎn)變換，變成另一個姿態(tài)。類比點和向量的概念，姿態(tài)相當于點，旋轉(zhuǎn)相當于向量，點可以通過加向量，變成另一個點。如果用矩陣表示旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)的串聯(lián)由矩陣乘法來實現(xiàn)。如果用四元數(shù)表示旋轉(zhuǎn)，則由四元數(shù)的乘法來實現(xiàn)旋轉(zhuǎn)串聯(lián)。用四元數(shù)來表示旋轉(zhuǎn)，組合旋轉(zhuǎn)時比用其他方法運算量更少，所以無論在計算機圖形學(xué)、飛行器控制等涉及剛體旋轉(zhuǎn)的領(lǐng)域，四元數(shù)都有舉足輕重的地位[3]。飛行器的姿態(tài)計算是圍繞姿態(tài)四元數(shù)進行的，下面簡要介紹一下四元數(shù)的運算。1個四元數(shù)由4個實數(shù)組成：Tqqqqwxyz????q=（4-1）規(guī)范化的四元數(shù)可以表示旋轉(zhuǎn)，見下式（4-2），θ為旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)角，單位向量[]Twwwxyz為旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)軸。cos(2sin(2sin(2sin(2qqwqwqwwxxyyzzθθθθ==?=?=?（4-2）記四元數(shù)乘法的符號為?。四元數(shù)乘法跟矩陣一樣，有結(jié)合律，但沒有交換律。運算過程見（4-3）式。rpqpqpqpqrpqpqpqpqrpqpqpqpqrpqpqpqpqwwwxxyyzzxwxxwyzzyywyxzywzxzwzxyyxzw=---=++-=??=-++=+-+rpq（4-3）四元數(shù)轉(zhuǎn)換成矩陣的函數(shù)記為R(，具體過程見（4-4）式。2222221222222(22122222222122qqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqyzxywzxzwyRxywzxzyzwxxzwyyzwxxy??---+??=+---????-+--????q（4-4）4.4姿態(tài)測量獲取當前姿態(tài)是控制飛行器平穩(wěn)飛行的基礎(chǔ)，姿態(tài)的測量要求低噪聲、高輸出頻率，當采用陀螺儀等需要積分的傳感器時，還需要考慮積分誤差等問題。近年來MEMS傳感器越來越成熟、應(yīng)用越來越廣泛，稱為低成本姿態(tài)測量的首選器件[4]，因此本設(shè)計使用的傳感器全部都是MEMS傳感器。在使用傳感器的值進行測量姿態(tài)之前，有必要校正傳感器。由于實驗條件限制，傳感器的校正有兩項，分別對兩種類型的傳感器：陀螺儀---靜止時0輸出的傳感器、加速度計--測量某向量場強度的傳感器。4.4.1傳感器的校正（一）陀螺儀對于陀螺儀等靜止時0輸出的傳感器，可以很方便地校正零偏。把傳感器固定好，這時對輸出值Xf求平均值，得到的A即為零偏，如（4-5）式。實際使用時，把測量得到的值減去零偏，得到的值就是校正值。實際應(yīng)用的公式如（4-6），A為零偏值，3×1矩陣，單位：LSB；Yi為校正好的值，3×1矩陣，單位：rad/s；Xi為測量原始值，單位：LSB；gain為轉(zhuǎn)換系數(shù)，單位：(rad/s/LSB，由傳感器的數(shù)據(jù)手冊給出。1fnn=∑AX（4-5）(iigain=-?YXA（4-6）（二）加速度計加速度計是測量所在點的重力場的值的傳感器，靜態(tài)時加速度計測的是等效重力加速度場。下面介紹加速度計的校正方法。加速度計測量的對象是比力，也就是等效重力加速度和運動加速度的和，當靜止時，運動加速度為0，加速度計的測量值為等效重力加速度，可以利用這一點校正加速度計。加速度計的校正的思路為：對測量值平移和縮放，把測量值擬合到重力加速度。因此校正的任務(wù)為：尋找最佳的平移和縮放參數(shù)，使總體測量的數(shù)據(jù)值更接近重力加速度。記測量值為[]Tmmmxyz，校正后的值為[]Tcccxyz，平移參數(shù)為Txyzooo????，縮放參數(shù)為Txyzggg????，他們之間的關(guān)系為（4-7）式。(((cmxxcmyycmzzxxogyyogzzog=+?=+?=+?（4-7）定義誤差u為測量值長度與重力加速度常數(shù)G的平方差2222cccuxyzG=++-（4-8）把公式（4-7）代入（4-8），得：2222222222222222222xmxxmxzymyymyyzmzzmzzugxoyxoggyogyoggzogzogG=++++++++-（4-9）記2221Tmmmmmmxyzxyz??=??V（4-10）[]Tabcdefg=P（4-11）2222222222222222xyzxxyyzzxxyyzzagbgcgdogeogfoggogogogG=======++-（4-12）則u可以表示成222Tmmmmmmuaxbyczdxeyfzg=++++++=?VP（4-13）設(shè)目標函數(shù)U，用來衡量整體誤差，這里用單個誤差的平方和。2Uu=∑（4-14）校正的具體任務(wù)為：尋找參數(shù){a,b,c,d,e,f,g}，使U最小。因為U是{a,b,c,d,e,f,g}的多項式函數(shù)，使U最小的點必為極值點，一階偏導(dǎo)為0，得（4-15）式。222220220220220220220220mmmmmmUuuuxaaUuuuybbUuuuzccUuuuxddUuuuyeeUuuuzffUuuugg??===????===????===????===????===????===????===??∑∑∑∑∑∑∑∑∑∑∑∑∑∑（4-15）記T=?∑BVV（4-16）由式（4-10）、（4-11）和（4-15）：(TTu?=??=??=?∑∑∑VVVPVVPBP=0（4-17）為了求出P，需要解式（4-17）的齊次線性方程組。由于數(shù)據(jù)噪聲、運算精度限制等原因，方程（4-17）極少會出現(xiàn)非零解，所以轉(zhuǎn)向求近似解，解法為經(jīng)典的高斯消元法。為了減小誤差，行的處理順序有講究，先處理待消變量系數(shù)最大的行。當處理到最后一個變量時，系數(shù)已經(jīng)變得很小了，強制令為0，以釋放一個自由度，這樣就有非零解了。解出的解帶一個任意常數(shù)，設(shè)為C，Pb為某基礎(chǔ)解系，見（4-18）式。[]TbbbbbbbbCCaCbCcCcCeCfCg=?=???????PP（4-18）由（4-11）、（4-12）和（4-18）得到6個校正參數(shù)：222bxbbybbzbdoaeobfoc===2622224xyzbbbbbbbgggGCdefgabc====++-（4-19）所以校正加速度計的整體流程為：測量一批靜態(tài)數(shù)據(jù)，然后用這批數(shù)據(jù)根據(jù)（4-16）式生成方陣B，然后求方程（4-17）的近似解P，再代入式（4-19），得到校正參數(shù)。4.4.2數(shù)據(jù)融合有了傳感器的數(shù)據(jù)，就可以用來計算姿態(tài)了。加速度計測量對象為比力，受運動加速度的影響很大，特別是受飛行器機架振動的影響。而陀螺儀受外部影響弱，穩(wěn)定性好，但輸出量為角速度，需要積分才能得到姿態(tài)，無法避免誤差的累積。為了得到穩(wěn)定的、近實時的姿態(tài)，對各傳感器的數(shù)據(jù)取長補短，需要研究各種數(shù)據(jù)融合算法。（一）姿態(tài)插值法首先介紹“姿態(tài)插值法”，過程分兩部分：一、如果已知初始姿態(tài)，可以利用陀螺儀積分，不斷推算出下一個姿態(tài)，這部分動態(tài)性能好，但誤差會累積；二、利用加速度計，可以直接計算出一個姿態(tài)，這個姿態(tài)的期望是正確的，但正如上文所述，這個姿態(tài)噪聲大，不穩(wěn)定。為了把兩個系統(tǒng)的優(yōu)點結(jié)合起來，對兩個系統(tǒng)的結(jié)果進行插值，得到的值作為當前的姿態(tài)。下面介紹“姿態(tài)插值法”的計算過程。首先是第一個部分---陀螺儀積分算姿態(tài)。陀螺的輸出為時間離散的角速度，要對時間積分才得到角度。記陀螺輸出的角速度為Tgggxyz??=??g，單位為rad/s，采樣間隔為t?。假定采樣間隔足夠短，在一個采樣時間間隔里，角速度不變，且轉(zhuǎn)角足夠小，忽略三角函數(shù)高階項，各軸間相互的影響忽略不計，根據(jù)式(4-2，該間隔里的旋轉(zhuǎn)可以用四元數(shù)表示成1222nnTAAntxtytz-???????=???rggg（4-20）更新前的姿態(tài)為1nEA-q，1nnAAn-r為在1nEA-q的基礎(chǔ)上的旋轉(zhuǎn)，則把他們相乘，即得到新的當前的姿態(tài)。2711nnnnAEEAgyrAA--=?qqr（4-21）然后是第二個部分。姿態(tài)的定義為兩個坐標系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)變換，因此只要知道兩對在兩個坐標系對應(yīng)的向量，就可以把姿態(tài)求出來。兩對變量為加速度和磁場強度，測量出的加速度和磁場強度是在機體坐標系的，而地理坐標系的加速度和磁場是常量，存在一個旋轉(zhuǎn)，可以把機體坐標系的加速度和磁場強度轉(zhuǎn)換到與地理坐標系的對應(yīng)的常量重合，這個旋轉(zhuǎn)就是所求的姿態(tài)。由于傳感器系統(tǒng)誤差、噪聲等影響，測量出的加速度和磁場的夾角不是恒定值，不可能精確旋轉(zhuǎn)到與常量一樣，只能求最接近的旋轉(zhuǎn)。最接近的原則可定為：一、旋轉(zhuǎn)后四個向量共面；二、加速度和磁場成一定角度，旋轉(zhuǎn)后的角平分線與常量的角平分線重合。為了達到最接近原則，把處理的量由加速度和磁場強度，轉(zhuǎn)成它們的平面法線和角平分線。記加速度計輸出為Ama，羅盤輸出為Amh，規(guī)范化的等效重力加速度為[]001ETc=a，規(guī)范化的地磁場強度為0ETcEEyz??=??hhh測量的加速度和磁場強度的平面法線向量和對角線向量為：AAAmmmAAmm=?ahcah（4-22）AAAmmmAAmm=+ahdah（4-23）等效重力加速度敞亮和地磁場強度常量的平面法線向量和對角線為：EEEccc=?cah（4-24）EEEccc=+dah（4-25）定義一個函數(shù)，用于把旋轉(zhuǎn)軸和轉(zhuǎn)角轉(zhuǎn)換成四元數(shù)：(,quaternionθ=rω28cos(2sin(2sin(2sin(2rrrrwxxyyzzθθθθ====ωωωωωω（4-26）再定義一個函數(shù)，用于獲取把一個向量旋轉(zhuǎn)到另一個向量的旋轉(zhuǎn)四元數(shù)：(,(,arctan(,rotateftquaternionftftft==???r（4-27）第一次旋轉(zhuǎn)，把平面法線旋轉(zhuǎn)到重合：1(,AEmmrotate=qcc（4-28）經(jīng)過第一次旋轉(zhuǎn)，資格向量已經(jīng)共面，測量的加速度和磁場強度的對角線向量變成：1(AAmmR'=?dqd（4-29）再進行第二次旋轉(zhuǎn)，把對角線重疊在一起：2(,AEmcrotate'=qdd（4-30）把兩次旋轉(zhuǎn)組合起來，就是第二部分所求的姿態(tài)了。&21EAaccmag=?qqq（4-31）把兩個部分算出的姿態(tài)進行插值，就可以得到當前的姿態(tài)。因為兩個部分算出的姿態(tài)相差小，用普通線性插值即可。α為插值系數(shù)，范圍在[0,1]，越接近0，第一部分的姿態(tài)占的權(quán)重就越大，一般取接近0的值。&,(1nnEEEAAaccmagAgyraa==?+-?tqtqqt（4-32）nEAq即為輸出的姿態(tài)。姿態(tài)插值法的流程如圖4-5。29圖4-5姿態(tài)插值法數(shù)據(jù)流程圖Fig.4-5Dataflowchartofinterpolation（二）梯度下降法從實際的使用效果來說，姿態(tài)插值法已經(jīng)滿足要求，但用了三角函數(shù)，即使經(jīng)過優(yōu)化，運算量還是很大，不方便應(yīng)用到低性能MCU或提高運算頻率。SebastianO.H.Madgwick提出了更加有效的方法——用梯度下降法計算姿態(tài)[5]。其思路為：陀螺儀不斷積分姿態(tài)；同時把加速度和磁場強度的誤差表示成姿態(tài)的函數(shù)，令誤差最小的點為極值點，然后用梯度下降法逼近誤差最小的點，即糾正了陀螺的積分誤差。這個方法，陀螺計算的姿態(tài)占主要，加速度計和羅盤只是輔助糾正。用陀螺積分姿態(tài)的方法跟“姿態(tài)插值法”的第一部分一樣，關(guān)鍵是如何用加速度和磁場強度糾正誤差。首先要定義誤差，最直觀就是定義為測量值與常量值之差，這樣加速度和磁場強度就分別有一個誤差了。因為只考慮方向，相減前要規(guī)范化。為了減少運算量、利用常量值里的0和1分量，相減之前統(tǒng)一到機體坐標系，而不是地理坐標系。旋轉(zhuǎn)矩陣的逆等于其轉(zhuǎn)置矩陣。1(AEmEcAAmR-?=?-aaqaa30222222122AmAmAmqqqqAmqqqqAmqqAmxxzwyxyyyzwxzzxy???????--????????????==+-????????????????---??????aaaaaaaaa（4-33）1(AEmEcAAmR-?=?-hhqhh2222(22(22(22(122(122(22AmEEAmEEAmEEqqqqqqqqAmqqqqqqAmqqqqqqAmxyxzwyzxywzxyyyyzwxzxzzzyxyzyzwx????????-+?+-????????????==?++?---?????????????????--+?--??????hhhhhhhhhhhhhhh（4-34）加速度和磁場的誤差都是向量，需要把他們合并，而且要符合誤差最小的點在極小點。最終的誤差定義為它們模的平方和。22F=?+?ah（4-35）有了誤差F，就可以對姿態(tài)求偏導(dǎo)。TqqqqFFFFFFwxyz????????==???????????q（4-36）444(444444(4(4(4444(EEEEEEEEEEEqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqFxyyxxyzzywyzxzyxFxzywzxxyzzzxyzwyxzywzxFxwyzzyxyy????????????????=-++-?+-?=+-++?+--+?=-+-+?aahhhhhhhaaahhhhhhhhhaaahh44(444(4(4EEEEEEEEEqqqqqqqqqqqqqxzwyzzzyzzwFxxyyxywzxzyzyyzzyy???????-++-?=+++?+-+hhhhhhaahhhhhhhh計算出了梯度，然后要確定步長，這里步長定位梯度的模的β倍。最后把梯度乘以步長，融合到陀螺運算的姿態(tài)里。,nnEEAAgyrFβ?==-??tqtqtq（4-37）梯度下降法的流程圖如圖4-6。圖4-6梯度下降法數(shù)據(jù)流程圖Fig.4-6Dataflowchartofgradientdescent（三）互補濾波算法MarkEuston提出了運算量比梯度下降法更小的互補濾波法[6]。相比梯度下降法用加速度和磁場強度計算姿態(tài)的梯度，互補濾波法是把加速度和磁場強度的誤差構(gòu)造成糾正旋轉(zhuǎn)，疊加到陀螺測出的角增量上，實現(xiàn)高效的數(shù)據(jù)融合。圖4-7互補濾波法數(shù)據(jù)流程圖Fig.4-7Dataflowchartofcomplementaryfilter統(tǒng)一到同一坐標系后，規(guī)范化的加速度和磁場強度的測量值和常量值可以作一個叉積，叉積的模為角度誤差的正弦，小角情況下認為正比于角度，方向根據(jù)右手法則，可以作為糾正的旋轉(zhuǎn)軸，乘上一個系數(shù)后，可以與陀螺算出的角增量疊加。首先算出兩個叉積：1(AEmEacAAmR-=??acqaa（4-38）1(AEmEchAAmR-=??hcqhh（4-39）然后把叉積乘以一個系數(shù)，加到陀螺儀的角增量上，γ和λ分別為加速度和磁場的糾正系數(shù)，一般取接近0的數(shù)：ahtγλ=??+?+?gcc?（4-40）然后類似（4-20）式，構(gòu)造增量旋轉(zhuǎn)，更新姿態(tài)：1111222nnTAAnxyz-?=??r???（4-41）11nnnnAEEAAAn--=?qqr（4-42）可以看出這個方法的復(fù)雜性比前兩個簡單，運算量比前兩個小。互補濾波法的流程如圖4-7。4.5姿態(tài)控制飛行器的姿態(tài)計算出來后，就可以輸出控制了。根據(jù)被控姿態(tài)的表示方式，分為歐拉角控制和四元數(shù)控制?？刂频乃悸窞椋涸O(shè)定一個目標姿態(tài)，調(diào)整四個直流電機的轉(zhuǎn)速，使測量出的姿態(tài)接近目標姿態(tài)。為了避免復(fù)雜的精確動力學(xué)建模[7]，選用PID控制器。4.5.1歐拉角控制由于歐拉角對應(yīng)3個軸的旋轉(zhuǎn)，當前姿態(tài)和目標姿態(tài)的差值可以作為控制輸入量，角度的誤差直接可以對應(yīng)力矩的輸出。如果當前姿態(tài)和目標姿態(tài)相差不大，可以忽略旋轉(zhuǎn)順序的影響。首先把姿態(tài)四元數(shù)轉(zhuǎn)成歐拉角。歐拉角有多種定義方式，這里定義x軸正方向為航向，繞z軸轉(zhuǎn)的角度為偏航角(yaw，繞y軸轉(zhuǎn)的角度為俯仰角(pitch，繞x軸轉(zhuǎn)的角度為滾轉(zhuǎn)角(roll，旋轉(zhuǎn)順序為ZYX。具體轉(zhuǎn)換公式為：2222:arctan2(22,122:arcsin(22:arctan2(2,122aqqqqqqaqqqqaqqqqqqyawywzxyyzpitchpwyzxrollrwxyzxy=+--=-=+--（4-43）目標姿態(tài)由控制信號確定。初始狀態(tài)時，三個角度都為0，當飛行器需要運動時，就根據(jù)飛行的方向和速度給出對應(yīng)的俯仰角pc和滾轉(zhuǎn)角rc；當需要旋轉(zhuǎn)機體時，給出對應(yīng)的航偏角yc。確定好當前姿態(tài)和目標姿態(tài)后，就對兩者作差，得到3個角度差：cacacayyyppprrr?=-?=-?=-（4-44）3個角度差都是小角，分別對應(yīng)3個歐拉角需要的增量，也對應(yīng)3個軸需要的力矩，可以用PID控制器把角增量和力矩聯(lián)系起來，如下式。PID控制器只使用了PD部分，Kp和Kd分別為P和D的參數(shù)。111(((pndnnpndnnpndnnzKyKyyyKpKppxKrKrr---=??-?-?=??-?-?=??-?-?mmm（4-45）計算出力矩后，就可以利用(2-1式調(diào)整螺旋槳的功率了。因為PID控制器需要調(diào)試參數(shù)，力矩系數(shù)可以包含在參數(shù)里面，(2-1式中的力矩系數(shù)可以忽略。4.5.2四元數(shù)控制用歐拉角來控制姿態(tài)，每次控制都要算3次三角函數(shù)，運算量很大。為了避免三角函數(shù)的運算，可以直接用姿態(tài)四元數(shù)來控制。思路跟歐拉角控制一樣，先求姿態(tài)誤差，再把姿態(tài)差輸入到PID控制器，來輸出PWM的控制量。當前姿態(tài)即為c，目標姿態(tài)記為t，從當前姿態(tài)轉(zhuǎn)到目標姿態(tài)的旋轉(zhuǎn)，即姿態(tài)差，即為d，則有：111---?=???=??=?cdtccdctdct(4-46假定姿態(tài)差為小量，三角函數(shù)可以用小角來替換，根據(jù)四元數(shù)表示姿態(tài)的意義，xd、yd、和zd為各軸旋轉(zhuǎn)角的一半，可以作為PID的輸入：,,,1,,,1,,,1(((pdnddndnpdnddndnpdnddndnzKzKzzyKyKyyxKxKxx---=?--=?--=?--mmm(4-47最后根據(jù)（2-1）式得到油門變化量。因為用的是PID控制器，（2-1）式中的力矩系數(shù)可以忽略。5經(jīng)濟技術(shù)分析對于四旋翼飛行器，有兩種實用思路。第一,從汶川地震開始，在許多地區(qū)發(fā)生災(zāi)害以后，各種通訊設(shè)備無法使用導(dǎo)致與外界的交流阻斷，同時受災(zāi)地區(qū)交通阻塞，救援隊伍無法進入勘察受災(zāi)狀況。于是，使用小型的遙控航模附帶上實時航拍以及GPS導(dǎo)航功能，快速及時地反映那些對外交流困難的受災(zāi)地區(qū)的受災(zāi)情況，從而更有利于救援行動的開展。第二，現(xiàn)代交通業(yè)的迅速發(fā)展和膨脹導(dǎo)致了公路擁堵現(xiàn)象越發(fā)嚴重。尤其是經(jīng)歷了2012年十一假期全國性交通堵塞，深感及時的了解前方路況讓車輛分流有多么重要。并且，現(xiàn)在的城市道路上都已經(jīng)裝上攝像頭，這些設(shè)備可以協(xié)助交通部門管理城市道路。但高速公路上缺少這樣的設(shè)備。并且高速公路路況可能變化很快，這更需要某種機制可以幫助疏導(dǎo)車流。所以，設(shè)想與交通部門取得聯(lián)系，在完成航模之后，借用交通部門高速公路上的網(wǎng)絡(luò)端口，將拍攝的圖像實時傳輸回來，以保證車輛的快速通過。表5-1價格報表Table5-1Thepricereport單價數(shù)量PCB空板502STM32主芯片153核心板451仿真器801各種芯片5016結(jié)論近年來，四旋翼飛行器的控制問題已經(jīng)引起了人們的極大關(guān)注，并且不斷有新的研究成果涌現(xiàn)，可見該課題的研究具有理論意義和實際價值。經(jīng)過一個學(xué)期的工作，對四旋翼飛行器半自主飛行控制系統(tǒng)做了初步的研究和設(shè)計工作，并制作了實驗樣機。四旋翼飛行器是一種結(jié)構(gòu)特殊的飛行器，類似碟形，能夠和別的飛行器一樣實現(xiàn)各種飛行動作。它屬于旋翼飛行器的一種，但控制模式與旋翼飛行器有所不同，不需要通過控制旋翼的槳距來控制飛行，完全可以通過協(xié)調(diào)各旋翼之間的速度來實現(xiàn)各種飛行動作?？偨Y(jié)本設(shè)計的主要工作：（1）對四旋翼飛行器進行了資料搜索，了解國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀；（2）借鑒常規(guī)旋翼動力學(xué)，對四槳碟形飛行器動力學(xué)進行了初步探討；（3）完成了四旋翼飛行器的制版設(shè)計。（4）完成旋翼升力測試（5）對控制頻率進行了初步研究和設(shè)計（6）完成對半自主飛行控制系統(tǒng)軟硬件的實現(xiàn)與調(diào)試（7）對飛行器進行了試飛工作由于時間倉促，本人水平有限，對飛行器動力學(xué)特性了解不夠深入，理論知識比較薄弱，許多工作只能借鑒網(wǎng)上現(xiàn)有的資料，因此對控制系統(tǒng)的研究必有不足之處，本控制系統(tǒng)還沒達到很理想的效果，許多方面還有待進一步研究和改進。致謝本研究及論文是在我的指導(dǎo)老師陳偉華老師的親切關(guān)懷和悉心指導(dǎo)下完成的。他嚴肅的科學(xué)態(tài)度，嚴謹?shù)闹螌W(xué)精神，精益求精的工作作風(fēng)，深深地感染和激勵著我。從題目的選擇到設(shè)計的最終完成，陳老師都始終給予我細心的指導(dǎo)和不懈的支持。三個月來，陳老師不僅在學(xué)業(yè)上給我以精心指導(dǎo)，同時還在思想、生活上給我以無微不至的關(guān)懷，在此謹向陳老師致以誠摯的謝意和崇高的敬意。在此，我還要感謝張國軍教授，正是由于張老師的悉心指導(dǎo)和無微不至的關(guān)懷，使我在兩年多的實驗室生活中取得了很大的收獲，張老師嚴謹細致、一絲不茍的作風(fēng)一直是我工作、學(xué)習(xí)中的榜樣，張老師循循善誘的教導(dǎo)和不拘一格的思路給予我無盡的啟迪。另外，我還要感謝在一起愉快度過實驗室生活的各位學(xué)長和同學(xué)們，正是由于你們的幫助和支持，我才能克服一個一個的困難和疑惑，理論知識和動手能力才能得以提高。在論文即將完成之際，我的心情無法平靜，從開始進入課題到論文的順利完成，有多少可敬的師長、同學(xué)、朋友給了我很多幫助，在這里請接受我誠摯的謝意！最后我還要感謝培養(yǎng)我長大含辛茹苦的父母，謝謝你們！參考文獻[1]彭軍橋.四槳碟形飛行器控制系統(tǒng)研究[D].上海大學(xué),2004.[2]李俊峰，張雄.理論力學(xué)[M].第二版.北京.清華大學(xué)出版社.2010:213-216.[3]PhilipJ.Schneider,DavidH.Eberly.計算機圖形學(xué)幾何工具算法詳解[M].第一次印刷.北京.電子工業(yè)出版社.2005:633-641.[4]蔣慶仙.關(guān)于MEMS慣性傳感器的發(fā)展及在組合導(dǎo)航中的應(yīng)用前景[J].測繪通報.2006.09:5-8.[5]SebastianO.H.Madgwick,AndrewJ.L.Harrison,RaviVaidyanathan.EstimationofIMUandMARGorientationusingagradientdescentalgorithm[J].IEEEInternationalConferenceonRehabilitationRobotics.2011.1:1-7.[6]MarkEuston,PaulCoote,RobertMahony,JonghyukKimandTarekHamel.AComplementaryFilterforAttitudeEstimationofaFixed-WingUAV[J].IEEE/RSJInternationalConferenceonIntelligentRobotsandSystems.2008.Sept,22-26:340-345.[7]王冬來，呂強，劉峰.小型四軸飛行器動力學(xué)參數(shù)測定方法設(shè)計[J].科技導(dǎo)報.2011.第29卷第36期:42-45.[8]張榮輝,賈宏光,陳濤,等.基于四元數(shù)法的捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的姿態(tài)解算[J].光學(xué)精密工程,2008,10(10.[9]鄧正隆.慣性技術(shù)[M].哈爾濱工業(yè)大學(xué)出版社,2006.[10]胡壽松.自動控制原理[M].科學(xué)出版社,2007.[11]楊曉嵐.PID算法在智能車中的應(yīng)用[J].實驗科學(xué)與技術(shù),2010(04.[12]秦永元.慣性導(dǎo)航[J].科學(xué)出版社.2006.[13]陳天華,郭培源.小型無人機自主飛行控制系統(tǒng)的實現(xiàn)[J].航天控制.2006.[14]古月徐,楊忠,龔華軍.基于DSP的飛行控制器的設(shè)計,[J].自動化技術(shù)與應(yīng)用.2005.[15]韓京清.自抗擾控制器及其應(yīng)用[J].控制與決策,1998.[16]肖永力,張琛.微型飛行器的研究現(xiàn)狀與關(guān)鍵技術(shù)[J].宇航學(xué)報.2001.[17]EFEMO.Robustlowaltitudebehaviorcontrolofaquadrotorro-torcraftthroughslidingmodes[C]//Proceedingofthe15thMediter-raneanConferenceonControlandAutomation.Athens,Greece:IEEE,2006:783~794.[18]楊明志,王敏.四旋翼微型飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計[J].計算機測量與控制,2008.[19]王永虹，徐煒，郝立平.STM32系列ARMCortex-M3微控制器原理與實踐[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2008.[20]譚輝.nRF無線SOC單片機原理與高級應(yīng)用[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2009.[21]ErykBrianNice,DesignofaFourRotorHoveringVehicle,AThesisinpartialfulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofMasterofScience,CornellUniversity,May,2004[22]王賡,小型無人直升機自主飛行控制系統(tǒng)研究,[博士學(xué)位論文],上海交通大學(xué)，2007[23]SamirBouabdallah,AndreNoth,andRolandSiegwan.PIDvs.LQControlTechniques[24]Adaptivecontrol./wiki/Adaptive_control.[25]李占科,宋筆鋒,宋海龍.微型飛行器的研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)[J].飛行力學(xué),2003.[26]胡宇群.微型飛行器中的若干動力學(xué)問題研究[D].南京:南京航空航天大學(xué),2002.[27]朱戰(zhàn)霞,袁建平.無人機編隊飛行問題初探[J].飛行力學(xué),2003.附錄A外文翻譯絕緣柵雙極型晶體管絕緣柵雙極型晶體管早20世紀80年代中期的引入，在電力半導(dǎo)體器件的歷史上是一個重要的里程碑。在中等功率范圍（數(shù)千瓦到數(shù)兆瓦）內(nèi)，它是非常受歡迎的電力電子器件，并且廣泛應(yīng)用于直流/交流傳動和電源系統(tǒng)。它在高端范圍取代了BJT，并且目前夜正在較低功率范圍內(nèi)逐步取代了GTO晶閘管。IGBT基本上是一種混合式的MOS柵極開關(guān)雙極型晶閘管，它同時結(jié)合了MOSFET和BJT的優(yōu)點。它的結(jié)構(gòu)和MOSFET基本相似，不同之處是它在MOSFET集電極的N+耗盡層上增加了一個+P層。該器件具有MOSFET的高輸入阻抗，但又有類似BJT的導(dǎo)通特性。如果柵極對射極的電壓為正，那么在P區(qū)就會產(chǎn)生一個N溝道。它使PNP晶體管的基極-發(fā)射極PN結(jié)正向偏置，導(dǎo)致晶體管導(dǎo)通并引起-N區(qū)電導(dǎo)率的改變，從而得到遠低于MOSFET的導(dǎo)通壓降。在導(dǎo)通時，IGBT等效電路中的驅(qū)動MOSFET承載著總輸出電流中的大部分。通過充分降低+P層的電阻率和把大部分電流轉(zhuǎn)移到MOSFET中，可以防止寄生NPN晶體管引起的類似晶閘管擎住作用。該器件的關(guān)斷是通過把柵極電壓降低到零或負，從而關(guān)閉P區(qū)的導(dǎo)電溝道來實現(xiàn)的。該器件比BJT或MOSFET具有更高的電流密度。其輸入電容（ISSC）遠遠小于MOSFET。同樣，柵極-集電極電容和柵極-發(fā)射極電容之比也較低，從而使得Miller效應(yīng)有所改善?，F(xiàn)代IGBT使用溝道柵技術(shù)來進一步降低導(dǎo)通壓降。該器件沒有表現(xiàn)出任何BJT的二次擊穿特性，其方形SOA像MOSFET一樣受發(fā)熱限制。因此，IGBT變流器的設(shè)計中可以有緩沖器，也可以沒有。無緩沖器、半橋式變流器的典型開關(guān)電壓和電流波形。起始時，IGBT的1Q關(guān)斷，感性負載電流通過續(xù)流二極管2D。當1Q開通后，負載電流開始流過器件，初始時，1Q承受著幾乎全部電壓（忽略一個小的漏感壓降），實際上，在二極管承受反向電壓以及1Q的電壓降到零之前，1Q中的電流還要加上二極管2D的恢復(fù)電流。同樣，在關(guān)斷時，器件電流先保持不變，電壓逐漸升高到外加電壓時，線路電流開始流過二極管2D。下降時間ft非常短，它由IGBT的MOSFET部分的關(guān)斷特性決定。器件關(guān)斷后有一段拖尾時間tt，這是由于-N區(qū)儲存的少數(shù)載流子所致。直流電機導(dǎo)論直流電機以其多功用性而形成了鮮明的特征。通過并勵、串勵、他勵繞組的各種不同組合，直流電機可設(shè)計成在動態(tài)和穩(wěn)態(tài)運行時呈現(xiàn)出寬廣范圍變化的伏-安活速度-轉(zhuǎn)矩特性。由于直流電動機易于控制，因此該系統(tǒng)用于要求電動機轉(zhuǎn)速變化范圍寬或能精確控制電機輸出的場合。直流電機定子上有凸極，由一個或一個以上勵磁線圈勵磁。勵磁繞組產(chǎn)生的氣隙磁通以磁極中心線為軸線對稱分布，這線軸線稱為磁場軸線或直軸。我們知道，每個旋轉(zhuǎn)的電樞繞組中產(chǎn)生的交流電壓，經(jīng)由一與電樞連接的旋轉(zhuǎn)地換相器和靜止的電刷，在電樞繞組出線端轉(zhuǎn)換成直流電壓。換向器-電刷的組合構(gòu)成機械整流器，它產(chǎn)生一直流電樞電壓和一在空間固定的電樞磁勢波形。電刷的放置應(yīng)使換向線圈也處于磁極中性區(qū)。即兩磁極之間。這樣，電樞磁勢波形的軸線與磁極軸線相差90電角度，即位于磁極交軸上。在示意圖中，電刷交于軸上，因此處整式與其相連