多旋翼自主飞行器（C题）

摘要

本设计是四旋翼自主飞行器，采用了R5F100LEA为导航、图像识别及其数据处理的主控芯片，另选用STM32F407VGT6作为陀螺仪、加速度计和超声波的数据采集及其数据处理的辅助控制芯片。系统包括姿态检测模块、图像识别模块、超声波测距模块以及其它基本电路结构和机械结构，其中姿态检测模块采用MPU6050三轴陀螺仪加速度传感器和HMC5883L三轴磁力传感器来实现，图像识别模块利用CCD摄像头检测启停标志、飞行引导线标志和路线标志。系统主要算法有IIR滤波算法、姿态融合算法，核心控制算法是PID算法。基于以上各功能模快，飞行器能够实现课题要求。

关键词:R5F100LEA；STM32F407VGT6；陀螺仪；CCD；PID

一、系统方案

课题要求在限定时间和限定高度内定点起降、寻线飞行、航拍，以及来回搬运铁板的任务，所以本系统使用双MCU来提高性能，为了使飞行器能够精确到达目的地以及其它任务，所以对系统各功能模块进行了如下的方案选择与论证。

1.主驱动器的论证与选择

方案一：选用单个R5F100LEA作为控制核心，节约成本，但要实现所要求功能，会耗尽MCU的资源，使系统不稳定。

方案二：选用一主控芯片R5F100LEA用作航拍、及其数据处理，另选用一辅助控制芯片STM32F403VGT6进行相应传感器数据采集、及其数据处理。

综合上述两种方案，选择方案二，使系统更加稳定

2.姿态检测模块的论证与选择

方案一：用单轴陀螺仪BJXM-PAS，这款传感器为低功耗、低成本模块，只能测量一个方向的角速度，要想实现所有飞行功能`至少三个模块，那样会增加飞行器的载重量给，给飞行器增加负担。

方案二：3轴陀螺仪+三轴加速度传感器模块MPU6050和三轴磁力计模块HMC5883L，这两个传感器能测量三轴的角度，进而得到欧拉角，三维立体空间中很好的定位飞行器的位置与和姿态飞行。

综合以上两种方案，选择方案二。

3.高度检测模块的论证与选择

 方案一：气压计模块BMP180，是根据大气压与高度的关系来计算出高度，但是鉴于飞器是在2m以内飞行，而气压计在这么短的高度内误差会非常大，因为气压变化太小。

方案二：超声波测距模块，其作用是发射超声波，接收反射回来的超声波，它能在这一过程输出相应时间的高电平，比较稳定，误差很小。

综合以上两种方案，选择方案二。

4.导航模块的论证与选择

方案一：安装OV7725模块，该模块自带24M有源晶振，方便实用，分辨率120fps高帧速度输出，需要高速度处理器进行处理。

方案二：安装CCD模块，用该模块来识别各个标志并沿着沿线飞行可行，处理起来也简单易行。

鉴于MCU性能，选择方案二。

二、系统理论分析与设计

1.姿态解算

刚体运动时用欧拉角变换测得飞行姿态，按图所示有两个坐标系，一个是地面参考系，一个是机体坐标系。对于任意Q向量，相对于机体坐标系得到向量和对于地面参考系的向量，由旋转矩阵R得到=R，其中旋转矩阵R=。

1)机体绕轴旋转得到偏航角ψ；

2）机体绕轴旋转得到俯仰角θ;

3）机体绕轴旋转得到俯仰角φ；

因此欧拉角与方向余弦的关系如下：

                            

2.高度计算

实时读取超声波模块发射到接收的时间T，测距的公式为：H=C×T，C为超声波在空气中的传播速度；T为测量距离传播的时间差(T为发射到接收时间数值的一半)，再经过滤波算法就可以用于飞行器定高。

三、电路与程序设计

（一）电路的设计

1.系统组成

本系统由单片机主控模块、姿态检测模块、图像识别模块、超声波模块、电机模块组成。

2.系统整体框图

  系统原理框图如图所示：

 PWM1           PWM2          PWM3         PWM4

 

（二）程序的设计

程序流程图如下

 

                     P=1                   P=2

        P=0

四、测试方案与测试结果

1.测试条件

CCD图像采集模块，R5F100LEA，STM32F407VGT6，上位机，示波器，米尺，秒表。

2.测试结果

（1）基本功能

  按照题目基础部分要求，做了相应测试，结果记录在下表

             表1.A区飞到B区飞行的时间

             表2.A区沿CDEF回到A区的时间

对于基本要求（3），自制的电子示高装置能够实现功能。   

（2）发挥功能

          表3.A区飞到B区飞，B区飞回A区的时间

          表4.A区飞到B区飞，B区飞回A区的时间

3.测试结果分析

本设计拥有双MCU单片机模块以及其它功能模块，再加上PID核心算法，能够实现定点起降、寻线飞行，实现指定任务。根据测试结果分析，飞行器比较稳定。

第二篇：四旋翼微型飞行器设计

第１７卷第３期２０１２年６月

哈尔滨理工大学学报

ＪＯＵＲＮＡＬＯＦＨＡＲＲＩＮＵＮＩＶＥＲＳＩＴＹ０ＦＳＣＩＥＮＣＥＡＮＤ。１１ＥＣＨＮＯＬｏＧＹ

Ｖ０１．１７Ｎｏ．３

Ｊｕｎ．２０１２

四旋翼微型飞行器设计

张广玉，

张洪涛，

李隆球，

王

林

（哈尔滨工业大学机电工程学院，黑龙江哈尔滨１５０００１）

摘要：针对常规无人飞行器尺寸较大，无法适用于室内狭小空间飞行的问题。设计了一种四旋翼微型飞行器．建立了微型飞行器的动力学模型，介绍了组成飞行器的相关硬件．构建了由三轴陀螺仪、三轴加速度计和三轴磁力计组成的姿态测量系统，给出了姿态解算的具体步骤．使用了互补滤波器对陀螺测量误差进行矫正，并给出了互补滤波器融合系数的确定方法．采用基于欧拉角反馈的ＰＩＤ控制器进行姿态控制，无需建立复杂的控制系统模型．该飞行器最大尺寸１５ｃｍ，重量２２ｇ，可垂直起降和悬停，适用于狭小空间的侦察任务．

关键词：四旋翼；微型飞行器；姿态测量；互补滤波器；ＰＩＤ控制器中图分类号：Ｖ２２１

文献标志码：Ａ

文章编号：１００７—２６８３（２０１２）０３～０１１０—０５

ＤｅｓｉｇｎｏｆＱｕａｄ－ｒｏｔｏｒＭｉｃｒｏＡｌｒＶｅｈｉｃＩｅＺ黝ⅣＧＧｕｎ，ｌｇ一弘，加玢ⅣＧ胁愕一ｔｎｏ，

（ｓｃｈ００ｌ

０ｆ

Ⅳ助增一ｇｉｕ，删＾Ｂ三流

ＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＥｌｅｃ试ｃ

Ｅｎｇｉｎｅｅｄｎｇ，ＨａｒｂｉｎＩｎｓｔｉｔｌｌｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏ科，Ｈａｒｂｉｎ１５０００１，ｃｈｉｎａ）

Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｅｓｉｚｅｏｆｔｈｅｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌｕｎｍａｎｎｅｄａｅｒｉａｌｖｅｈｉｃｌｅｉｓｌａＩ翟＿ｅｆｏｒｎｉｇｈｔｉｎｎａｒｒｏｗａｎｄｓｍａｌｌｉｎｄｏｏｒｅｎｖｉｒｏｎｒｎｅｎｔ．Ａｑｕａｄ?ｍｔｏｒＭｉｃｍＡｉｒＶｅｈｉｃｌｅｉ８ｄｅｓｉｇｎｅｄ

ｓｅｔ

ａ

ｔｏ

ｓｏｌｖｅｔｈｅｐｍｂｌｅｍ．Ｔｈｅｄｙｎａｍｉｃｍｏｄｅｌｏｆｔｌｌｅｖｅｈｉｃｌｅｉｓ

ａ

ｕｐ．Ｔｈｅｈａｒｄｗａｒｅｏｆｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅｉｓｄｅｓｃｒｉｂｅｄ．Ｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ８ｙｓｔｅｍｃｏｎｓｉｓｔｓｏｆ

ａ

ｔｒｉａｘｉａｌ

ｇｙｒｏｓｃ叩ｅ，

Ａｃｏｍ—

ｔｒｉａｘｉａｌａｃｃｅｌｅｍｍｅｔｅｒａｎｄ

ｔｒｉａｘｉａｌｍａｇｎｅｔｏｍｅｔｅｒ．Ｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅａｌｇｏｒｉｔｈｍｍｅｔｈｏｄｉｓｄｅｓｃｒｉｂｅｄｉｎｄｅｔａｉｌ．

ｔｈｅｅｒｍｒｓｏｆ舒ｒｒｏｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ．Ｔｈｅｍｅｔｈｏｄｏｆ

ａ

ｐｌｅｍｅｎｔａＩ＿ｙｆｉｈｅｒｉｓｕｓｅｄｔｏｏｆ

ｃｏｒｒｅｃｔ

ｄｅｔｅ册ｉｎｉｎｇ

ｏｎ

ｔｈｅｆｕｓｉｏｎｃｏｅｌ矗ｃｉｅｎｔ

ｃｏｍｐＩｅＩｎｅｎｔａｒｙ胁ｅｒ

ｔｏ

ｉｓｇｉｖｅｎ。ＴｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｅｏｎｔｒｏｌｓｙＳｔｅｍｉｓ

ＰＩＤｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｂａｓｅｄ

Ｅｕｌｅｒａｎｇｌｅｓｆｅｅｄｂａｃｋ，

ｗｉｔｈｏｕｔｔｈｅｎｅｅｄ

ｃｒｅａｔｅ

ｃｏｍｐｌｅｘｍｏｄｅｌｏｆｃｏｎｔｍｌｓｙｓｔｅｍ．Ｔｈｅｍａｘｉｍｕｍｓｉｚｅｏｆｔ１１ｅｖｅｈｉｃｌｅｉｓ１５ｃｅｎｔｉｍｅｔｅｒｓ，ａｎｄ

ｃａｎ

ｔｈｅｗｅｉｇｈｔｏｆｗｈｉｃｈｉｓ２２ｇｒａｍｓ．７ＩｈｅＭｉｃｒｏＡｉｒＶｅｈｉ‘！ｌｅｉｓｓｕｉｔａｂｌｅｆｏｒｒｅｃｏｎｎａｉｓｓａｎｃｅｍｉｓｓｉｏｎｓｉｎｎａ玎ｏｗｓｐａｃｅｓ．

Ｋｅｙ

ｐｅＩｆｏ珊ｖｅｎｉｃａｌ

ｔａｋｅｏｆｆ，ｌａｎｄｉｎｇａｎｄｈｏｖｅｒｉｎｇ，ｗｈｉｃｈ

ｗ坩ｄｓ：ｑｕａｄ—ｒｏｔｏｒ；Ｍｉｃｒ０

Ａｉｒ

Ｖｅｈｉｃｌｅ；ａｔｔｉｔｕｄｅｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ；ｃｏｍｐ】ｅｍｅｎｔａｒｙｆｉｌｔｅｒ；ＰＩＤｃｏｎｔｍｌｌｅｒ

基本技术指标包括：飞行器最大尺寸不超过１５

Ｏ

ｃｍ，

引言

ａｉｒ

重量１０～１００ｇ，有效载荷１一１８ｇ，续航时间２０—６０ｍｉｎ，巡航速度３０～６０ｋｍ／ｈ，飞行距离１—１０ｋｍ，能

ｖｅｈｉｃｌｅ，ＭＡＶ）是２０世纪

够自主飞行．按照飞行模式的不同，微型飞行器可分为：固定翼微型飞行器、旋翼微型飞行器和扑翼微型飞行器．固定翼微型飞行器飞行距离远，巡航速度

微型飞行器（ｍｉｃｒｏ

９０年代发展起来的一种新型飞行器．根据美国国防高级研究计划局（ＤＡＲＰＡ）的定义…，微型飞行器的

收稿日期：２叫１—１２—２８

基金项目：中国博士后科学基金（２０¨０４９１０３６）

作者简介：张广玉（１９６２一），男，教授，博士生导师，Ｅ－ｍｉｌ：２９ｙｑｘ＠硫．ｅｄｕ．ｃ“；

张洪涛（１９８４一），男，博士研究生．

万方数据

第３期

张广玉等：四旋翼微型飞行器设计

微型飞行器的动力学模型如２图所示．飞行器载体坐标系Ｂ，原点固连于飞行器的重心，以坐标轴茗。，ｙ。和钿表示，分别指向飞行器的前（横滚轴）、右（俯仰轴）和下（偏航轴）方向．选取导航坐标系，ｖ为参考坐标系…Ｊ，以坐标轴并。，ｙ，和ｚ。表示，分别指向北、东和当地垂线向下方向．』ｌｆ和Ｆ分别代表飞行器受到转矩和升力．

快，续航能力强，比较适合野外区域性侦查等工作．其典型代表是美国航空环境公司（Ａｅｒ０Ｖｉｍｎｍｅｎｔ）研制的Ｂｌａｃｋｗｉｄｏｗ怛１和洛克希德桑德斯公司（ＬＤｃｋｈｅｅｄｓａｎｄｅｒｓ）研制的ＭｉｃｒｏｓｔａｒｐＪ．旋翼微型飞行器具有一个或多个旋翼，能够垂直起降和悬停，适用于狭小空间（如室内）或复杂近地环境中．典型代表是洛克尼克公司（Ｌｕｔｒｏｎｉｘ）研制的Ｋｏｌｉｂｒｉ”１和斯坦福大学研制的Ｍｅｓｉｃｏｐｔｅｒ”Ｊ．扑翼微型飞行器是一种模仿昆虫或鸟类的新型飞行器，其主要特点是将举升、悬停和推进功能集成于一体，具有很强的机动性和灵活性．扑翼微型飞行器控制方式比较复杂，目前多数机构都处于研究阶段，离实际使用还有一定的距离．典型代表是加利福尼亚工学院研制的ＭｉｃｒｏＢａｔ旧１和斯坦福研究中心（ＳＲＩ）研制的Ｍｅｎ．ｔｏｒ¨１．国内也有多家高校开展了微型飞行器的研究工作，如清华大学，上海交通大学¨Ｊ，哈尔滨理工大学一Ｊ，华南理工大学¨驯等．

对于室内狭小空间的侦查任务，需要微型飞行器具有垂直起降能力，稳定悬停能力以及灵活的机动性．多旋翼微型飞行器是实现以上功能的理想选择．本文设计了一种微型四旋翼飞行器，使用三轴陀螺仪、三轴加速度计和三轴磁力计组成姿态测量系统，使用四元数算法进行姿态解算，使用互补滤波器进行数据融合以减小机体振动和陀螺漂移对姿态测量的影响．该飞行器体积小，重量轻，可垂直起降和悬停，适用于室内狭小空间的侦查任务．１

图２四旋翼飞行器动力学模型

四旋翼飞行器产生基本动作的原理为：电机ｌ和３逆时针旋转驱动两个正桨产生升力，电机２和４顺时针旋转驱动两个反桨产生升力．反向旋转的两组电机和桨使其各自对机身产生的转矩相互抵消，保证４个电机转速一致时机身不发生转动．电机１和４转速减小（增大），同时电机２和３转速增大（减小），产生向前（后）方向的运动．电机１和２转速减小（增大），同时电机３和４转速增大（减小），产生向左（右）方向的运动．４个电机转速同时增大（减小）产生向上（向下）的运动．对角线的电机一组转速增大，另一组转速减小产生自身旋转运动．

飞行器基本工作原理

四旋翼飞行器是一种由固连在刚性十字交叉结

构上的４个电机驱动的一种飞行器．飞行器动作依靠４个电机的转速差进行控制，其机械结构相对简单，可由电机直接驱动，无需复杂的传动装置，便于微型化．四旋翼飞行器按照旋翼布置方式可分为十字模式和ｘ模式，如图ｌ所示．对于姿态测量和控制来说，两种方式差别不大．考虑到可能会使用向前

２

系统结构及硬件组成

四旋翼微型飞行器的系统结构如图３所示．三

轴陀螺仪、三轴加速度计和三轴磁力计组成姿态测量系统，主控制器将姿态测量系统的数据进行解算得到当前姿态，再与通过无线模块接收的姿态控制指令一起作为姿态ＰＩＤ控制器的输入，姿态控制器输出相应的ＰｗＭ信号分别驱动４个场效应管，进而改变４个电机的转速实现姿态控制．

安装的视觉传感器，为了使视线不被遮挡，本设计使

用ｘ模式布置方式．

飞行器相关硬件包括：①主控制器：

ＳＴＭ３２Ｆ１０３ＲＢｌｌ６，工作频率７２ＭＨｚ．②姿态测量系统：双轴陀螺ＩＤＧ６５０和单轴陀螺ＩＳＺ６５０，三轴加速

十字模式

ｘ模式

度计和三轴磁力计组合模块ＬＳＭ３０３ＤＬＨｃ．③无线

通信模块：２．４Ｇ无线收发模块ｎＲ砣４ＩＪＤｌ．④驱动

圈ｌ两种四旋翼飞行器横式示意图

万方数据

１１２

哈尔滨理工大’学学报第１７卷

装置：４个Ｎ沟道场效应管ｓ１２３０２Ｄｓ．⑤动作执行装

置：４个直径６咖的空心杯电机，两对直径４５Ⅱ衄正

反桨．⑥供电装置：３．７

Ｖ／１３０

ｍＡｈ锂电池．

姿态控制指令卜—－—．１无线模块

主控制器

姿态一一一一～一一一

解算

场效应管ｌｌｌ场效应管２¨场效应管３ｌ｜场效应管

电机１

ｌｌ电机２

ｌｌ电机３

Ｉｌ电机４

图３飞行器系统结构图

３

姿态解算

要对微型飞行器进行控制，首先要得到飞行器

的当前姿态．姿态解算需要从姿态测量系统得到原始测量数据．首先获取初始姿态，然后使用四元数算法进行姿态更新，再将四元数转换为欧拉角，通过互补滤波器进行姿态矫正，最后将矫正后的欧拉角转换为四元数并将其规范化，进行下一次的姿态更新．３．１初始姿态获取

使用欧拉角‘１１‘表示姿态，令沙、口和西代表ｚⅨ

欧拉角，分别称为偏航角、俯仰角和横滚角．载体坐

标系下的加速度（吼。，ｏ…ｏ：。）和参考坐标系下的加

速度（叱。，ｎ。叱。）之间的关系可表示为式（１）．其

中ｃ和ｓ分别代表ｃｏｓ和ｓｉｎ．

ｃ口ｃ沙

ｃｐｓ廿

一ｓ口蛳一ｃ咖ｓ砂＋ｓ吊ｓ口ｃ沙ｃ币ｃ砂＋ｓ咖ｓ口ｓ砂ｓ击ｃｐ

岍

ｓ咖ｓ沙＋ｃ咖ｓ扫ｃ沙

一ｓ币ｃ沙＋ｃ咖ｓｐｓ砂

ｃ机ｐ

蛳

鼢［｜］

㈤

万方数据

阳ｒｃｔｇ（焘）

㈤

咖：踟ｔｇｆ坠１

（４）

载体坐标系下的磁场强度（ｍ训ｍ，。，ｍ：。）和参考坐标系下的磁场强度（ｍ；。，ｍ。，ｍ：，）之间的关系

（４）可以求得（ｍ引ｍ。，ｍ；。）．再由（６）可以解得初

刚篓臼蒜蕊㈣

归ｒｃｔｇ髦

（６）

ｐ

沙

ｑｏ

２

ｏ亏。虿。芎＋８享８虿８芎

西

口

以．毋西

臼

廿

西

挣沙

ｑ?＿８言。虿。芎一。言８丁８芎

’。

ｑ，＝ｃ害ｓ詈ｃ詈＋ｓ詈ｃ詈ｓ詈ｑ２

２

ｏ享８＿ｃ芎＋８言。虿８芎

口，＿８言。矿芎＋８芎８虿。芎’口，＝ｓ害ｃ争等＋ｓ手ｓ号ｃ等’

间隔．∞矿∞，。和棚：。代表载体坐标系下的角速度，可

ｑ０＝ｑ。＋（一ｑｌ∞。。一ｑ２∞抛一吼∞钮）竽ｑ１＝ｑＩ＋（口０∞，。＋ｑ２∞钟一９３∞ｙ。）譬

－

（８）

ｇ：＝ｑ：＋（ｑ０∞，。一ｑ。∞镭＋ｇ，∞，。）等

９３＝ｑ３＋（ｑ０∞砧＋ｑ１山ｙ日一９２∞；。）！擎

第３期张广玉等：四旋翼微型飞行器设计

１１３

使用加速度计和磁力计对其进行矫正．首先使用式

（９）将更新后的四元数转换为欧拉角，然后使用互

补滤波器进行矫正，基本原理如图４所示，其公式表

示为式（１０）．其中下标ｇ代表由陀螺得到的欧拉

角，下标ｎ代表由加速度计得到的欧拉角，下标ｅ代

表经互补滤波器矫正后的欧拉角估计值．

，＾：。。胁仁！！！鱼±！！！！１沙＝ａｒｃｔａｎＩ＿『＿——丁——了—、Ｉ

１．‘

臼＝ａｒｃｓｉｎ（２（ｑ０９２一ｑ１９３））

（９）

咖…ａｎ（慧餮黠）

图４互补滤波器原理示意图

ｅｔ＝６

ｇ＋ｋｏｅ。一ｅｇ］

９。＝咖ｇ＋晟（咖。一咖ｇ）（１Ｕ）

吵。＝砂ｇ＋而（沙。一妒。）

静态时，使用式（３）一（６）计算的欧拉角即可作为有效值．动态时，造成加速度计角度计算误差的因

素有两个．一是电机和旋翼旋转时引起的振动，二是

除重力之外的外力产生的加速度．振动通常可以使用低通滤波器进行处理．对于有外力加速度的情况，计算三轴加速度的合成量，并计算与重力加速度的比值，当比值处于规定区间内时，认为由加速度计算的欧拉角是可靠的，可用互补滤波器进行矫正．当比

值在区间外时，认为外力加速度过大，由加速度计算

的欧拉角不可靠，取消矫正，仅用陀螺计算的欧拉角进行四元数更新．互补滤波器融合系数五由式（１１）表示，即

，ｆ０．０２＇０．８＜业出＜１．２…、

，’ｒ———１———ｆ

席＝ｆｇ

（１』，

【０，其他

３．４规范化四元数

表征旋转的四元数应该是规范化四元数，但是

由于计算误差等因素，计算过程中四元数会逐渐失

去规范化特性，因此必须对四元数做规范化处理．

使用互补滤波器矫正后的欧拉角，先由式（７）转换为四元数，然后使用式（１２）对其进行规范化后

万方数据

再进行更新操作．

９０

ｇ。＝ｇ。／√孬了亓了孺

２ｑ。７√ｑ。＋９１＋９２＋ｑ３

，厅—Ｔ—丌

ｒ—ｉ————ｉ————ｉ———Ｔ

（１２）

ｇ：２９ｚ／√蕊＋譬ｉ＋呸＋菇

ｑ，＝９３／￣／蠢＋ｇ：＋ｇ；＋ｇ；

１ｊ

】ｊ

Ｖ】ｕ１‘

川’

４

飞行器姿态ＰＩＤ控制器

四旋翼微型飞行器的控制目标是使其在无动作

指令时保持稳定悬停状态，有动作指令时有效完成指定动作．ＰＩＤ控制器结构简单，稳定性好，工作可靠，调整方便，在工业控制中被广泛使用¨２。“’．本文使用ＰＩＤ控制器进行飞行器的姿态控制，无需对飞行器进行精确的数学建模，原理图如图５所示．以姿

态欧拉角的期望值与计算值之差作为ＰＩＤ控制器的输入，每个电机的对应的ＰｗＭ控制量都是三个ＰＩＤ

控制器输出的叠加，叠加量的正负与电机位置相关．

姿态控制与升力控制相结合，使飞行器能够完成三维空间的各种运动．

图５飞行器姿态Ｐｍ控制器原理图

５

飞行器技术指标

四旋翼微型飞行器实物如图６所示．整机重量

２２

ｇ（含电池），有效载荷５ｇ，最大尺寸１５ｃｍ．前端

预留了视觉传感器接口，以便进行视觉辅助导航任务．实验表明，四旋翼微型飞行器飞行时间大于

５

ｍｉｎ，可垂直起降和悬停，动作灵活，适合狭小空间

飞行．

１１４

哈尔滨理工大学学报

［３］

ｗⅡＳＯＮ

ＪＲ．Ｍｉｃ阳ｓＴＡＲ

Ｍｅｅｔｓ

第１７卷

ＭＡＶ［Ｊ］．Ａｅｒ０３ｐａｃｅ

Ａｍｅｒｉ—

ｃ¨，１９９９，１０（２）：３２—３５．

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ＫＲ００Ｉ，ＰＲＪＮｚＦ，ｓＨＡＮＴｚＭ，ｅｔ且１．１＇忙Ｍｅｓｉｃｏｐｔｅｒ：Ａ

ａｔｕｆｅ

Ｍｉｎｉ—

Ｒｏｔｏｒｃ劬ｃｏｎｃｅｐｔ，Ｐｈ蛳ＩＩ１ｎⅫｍＲｅｐｏｒｔ［Ｒ］．Ｓｔ＿山ｒｄ：

Ｍ

ＳｔａｎｆｏｒｄＵｎｉｖｅｒｓｊｔｙ，２０００．

图６

四旋翼微型飞行器实物图

‘

［６］

ＫＥＥＮＮＯＮ

Ｔ，ＧＲＡｓＭＥＹＥＪＭ．Ｄｅｖｅｌ叩ｍｅＴｎｏｆｔｈｅＢｌａｃｋ

ａ

Ｗｉｄｏｗ明ｄＭｉｃｍｂａｔＭＡＶｓａｎｄＶｉｓｉ∞ｏｆｔｈｅＦｕｔｕ陀０ｆＭＡＶ

Ｄｅｓｉｇｎｅ［Ｒ］．Ｄ８ｙｔｏｎ：ＡＩＡＡ，２００３．

６

结语

［７］ＢＲＩＤＧＥｓＡ．Ｆｌｙｉ“ｇ

Ｒｏｈ出ｃｒｅａｔｅａＢｕ盟［Ｍ］．Ｍｏｎｔｅ糟ｙ

ｃｏｕｎｔｙ

Ｈｅ叫１．２００２：１５—２０．

设计了一种微型四旋翼飞行器，对其工作原理进行了描述，对构成飞行器的相关硬件及整体参数进行了说明．给出了飞行器姿态解算过程，对陀螺测量误差使用互补滤波器进行矫正，提出了互补滤波器融合系数的确定方法，介绍了ＰＩＤ姿态控制器的原理．该微型飞行器体积小，重量轻，结构紧凑，具有垂直起降和自主悬停能力，在有效负载范围内可扩展视觉传感器或其他辅助定位装置，实现避障以及自主导航，适用于狭小空间的侦查任务．参考文献：

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ｓ．ＭｉｃｒｏＡｉＴＶｅｈｉｃＩｅ—Ｔ（．ｗａｒｄ

ａ

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Ａｉｒ

Ｔ．ＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｌｏｆｔｈｅＢｌａｃｋ

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（编辑：温泽宇）

万方数据

四旋翼微型飞行器设计作者：

作者单位：

刊名：

英文刊名：

年，卷(期)：张广玉， 张洪涛， 李隆球， 王林， ZHANG Guang-yu， ZHANG Hong-tao， LI Long-qiu， WANG Lin哈尔滨工业大学机电工程学院,黑龙江哈尔滨,150001哈尔滨理工大学学报Journal of Harbin University of Science and Technology2012,17(3)

本文链接：http://d..cn/Periodical_heblgdxxb201203026.aspx