基于RT-Thread與滑?？刂频奈⑿投嘈矶c控制系統(tǒng)研究

摘

要：為了研究微型多旋翼的定點控制，設(shè)計并實現(xiàn)了一種基于RT-Thread的微型多旋翼定點控制系統(tǒng)。采用DigitalMotionProcessing庫和雙閉環(huán)PID進行姿態(tài)控制，使用磁力計與激光測距儀進行航向與高度的鎖定；融合光流傳感器、姿態(tài)、高度數(shù)據(jù)感知飛行器的水平速度、位置；針對水平位置，提出了基于滑模控制器的微型多旋翼定點控制方法。最終，通過實驗驗證了該系統(tǒng)的有效性。關(guān)鍵詞：RT-Thread；微型多旋翼；定點控制；數(shù)據(jù)融合0

引言微型飛行器在情報偵察、遙感測繪[2]等領(lǐng)域有著極高的應(yīng)用價值，而定點懸停是微型飛行器各項動作的基礎(chǔ)，研究微型飛行器的定點懸停有著不可小覷的實用價值。目前，主流的多旋翼定點方法有基于GPS的定點方法、基于視覺系統(tǒng)的定點方法、基于光流的定點方法以及基于UWB的定點方法。本文以微型無人機光流定點控制為研究對象，完成了微型飛行器定點控制系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn)，提出了基于滑模控制的定點控制方法，并通過實驗進行了驗證。1

總體方案與硬件設(shè)計微控制器采用基于Coretex-M3內(nèi)核的STM32F103C8，內(nèi)置浮點運算單元等，主頻最高72MHz，非常適合微型飛控開發(fā)。無線通信模塊為nRF24L01，支持實時雙向通信，用于控制指令的接收與控制器參數(shù)無線調(diào)試。姿態(tài)傳感器為MPU6050，內(nèi)置數(shù)字運動處理引擎。羅盤為HMC5883L，最大輸出頻率可達160Hz。光流模塊為PMW3901MB，支持80mm至無限遠的工作距離。ToF測距傳感器為VL53L0X，測量頻率可達50Hz。總體方案設(shè)計如圖1所示。硬件設(shè)計如圖2所示，為盡可能減小PCB面積，便于在微型無人機上安裝，元器件采用雙面布局，完成后PCB為邊長不超過4.5cm的正方形。1

現(xiàn)場總線技術(shù)的特點分析雖然僅依靠前臺系統(tǒng)即可實現(xiàn)飛行控制，但隨著飛控中傳感器種類的擴增以及飛行任務(wù)需求的日益增多，前后臺系統(tǒng)已無法勝任日趨復(fù)雜的應(yīng)用場景。引入RTOS后，將有效解決該問題。本設(shè)計中，操作系統(tǒng)采用RT-ThreadNanoV3.1.5，小巧精悍，擁有完整內(nèi)核，支持搶占式調(diào)度。此外還添加了FinSH組件，用以查看各線程棧的最大使用量并合理分配各線程棧大小，避免線程棧溢出導(dǎo)致硬錯誤。姿態(tài)傳感器和羅盤基于同一路I2C與微控制器通信，因此信號量互斥地使用I2C總線。多線程調(diào)度方式、線程優(yōu)先級、線程棧大小、中斷優(yōu)先級等的設(shè)置是本設(shè)計中稍難的點，如果安排不合理，則會導(dǎo)致硬實時控制無法實現(xiàn)、線程死鎖、硬錯誤等問題。一般而言，在單核多任務(wù)系統(tǒng)中，并發(fā)運行的主線程及其他各線程可視為后臺，而支持操作系統(tǒng)運行的SysTick、PendSV中斷及其他中斷則可視為前臺。除操作系統(tǒng)自帶的tShell和tidle線程外，其余線程負責完成遠程控制指令接收，姿態(tài)、高度、光流信息的獲取等，具體如表1所示。設(shè)置NVIC分組為兩位搶占優(yōu)先級、兩位響應(yīng)優(yōu)先級。SysTick中斷負責實現(xiàn)RTOS的調(diào)度，PendSV中斷負責上下文切換，定時器TIM4負責脈沖寬度調(diào)制波的發(fā)生，定時器TIM1工作于周期中斷模式，負責進行4路脈沖寬度調(diào)制，完成電機轉(zhuǎn)速控制與姿態(tài)控制，USART1實現(xiàn)字符緩沖接收以支持FinSH，具體如表2所示。3

控制方法微型飛行器中各傳感器方向的定義、坐標系定義如圖3所示。姿態(tài)獲取不作為本文重點，采用DigitalMotionProcessing庫獲取四元數(shù)（q0，q1，q2，q3）及三軸角速度（ωx，ωy，ωz），按式（1）可由四元數(shù)轉(zhuǎn)換得歐拉角（φ，γ，θ），配合三軸角速度作為姿態(tài)控制的輸入。整體控制設(shè)計如圖4所示，高度和航向控制較為簡單，圖中不進行說明。姿態(tài)控制上選擇串級PID，內(nèi)環(huán)控制角速度，以100Hz運行，外環(huán)控制角度，以25Hz運行，同時將外環(huán)角度環(huán)輸出的期望角速度等份遞增地輸出至內(nèi)環(huán)角速度控制器以獲得平滑的控制效果。定點過程中往往需要定航向和定高，由羅盤和測距儀可得出航向與高度，經(jīng)過簡單的反饋控制即可實現(xiàn)航向和高度的鎖定。對于航向的鎖定采用簡單的比例反饋控制即可實現(xiàn)良好的效果，對于高度采用比例積分微分控制可得到良好的效果，值得一提的是，經(jīng)過激光測距儀測得的距離需引入橫滾角和俯仰角校正[7]后才能得到高度。采用式（1）計算所得偏航角存在漂移現(xiàn)象，因此根據(jù)磁力計在其x、y方向測得的磁感應(yīng)強度分量可計算得到偏航角，在計算前需要對磁力計進行校正。定點控制需要光流傳感器的輔助，光流傳感器輸出連續(xù)兩幀之間像素變化量Δpx和Δpy。由于光流傳感器的水平位移與像素變化量、光流傳感器距離地面高度、姿態(tài)角存在聯(lián)系，因此根據(jù)光流傳感器距離地面高度、像素變化量、姿態(tài)角可計算出光流傳感器即飛行器的水平位移，計算方法如下：式中：Sx、Sy為根據(jù)光流傳感器得到的x、y方向的位移，初值均為0；L為測距傳感器測量結(jié)果；R為飛行器在距地面1m時產(chǎn)生1個像素變化量對應(yīng)的位移；Kx為針對飛行器橫滾的校正系數(shù)；Ky為針對飛行器俯仰的校正系數(shù)；Kx、Ky和R均由實驗測得。光流速度由光流位移差分并經(jīng)一階低通濾波器得到，差分間隔不宜過短，否則計算所得光流速度會有很多毛刺，無法反映飛行器實際運動。以橫滾通道為例分析定點控制過程，假定微型多旋翼定高后橫滾角γ保持在某非水平值γd＞0，由運動學(xué)分析可知多旋翼將向右做加速運動。因定高定點過程中運動速度低，故可忽略風阻?？煞治龅贸觯菏街校簆x為水平位置；g為重力加速度。盡管采用速度—位置雙閉環(huán)控制可將無人機水平位移控制在零附近，實現(xiàn)定點控制，但該方法存在參數(shù)多、調(diào)參復(fù)雜的問題，因此提出了基于滑?？刂频亩嘈矶c控制方法。式中：pxd為期望的無人機位置，一般取0；s、z1、z2為滑模控制器中間變量；其余的c、k、η為控制器參數(shù)。相比于速度—位置雙閉環(huán)PID控制，調(diào)試參數(shù)由6個下降至3個。4

飛行實驗對所設(shè)計的多旋翼定點控制系統(tǒng)進行實驗驗證。依次調(diào)節(jié)角速度環(huán)PID、角度環(huán)PID參數(shù)，保證角度控制快速無靜差。校正系數(shù)Kx和Ky均取480.0像素，R取0.213

cm/（m·像素），滑模控制中c=0.017

2，k=0.017

2，η=5×10-5。開始光流定點后，微型飛行器在其x方向和y方向的位移曲線及位置如圖5所示?？梢钥吹轿⑿惋w行器位置保持在（0，0）附近，x、y方向位置均值分別為1.12

cm、-0.86

cm，方差分別為16.39

cm2、32.69

cm2，成功實現(xiàn)了定點控制。5

結(jié)語本文采用RT-Thread設(shè)計并實現(xiàn)了一種微型多旋翼定點控制系統(tǒng)，其軟件中多個中斷/異常嵌套運行、多個線程并發(fā)運行，并采用信號量保護了臨界資源；控制