基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機的制作方法
【技術領域】
[0001] 本實用新型涉及多旋翼無人機的控制技術領域，尤其涉及一種基于雙余度姿態傳 感器的六旋翼無人機。
【背景技術】
[0002] 小型六旋翼無人機以其靈活簡便的操控性、、優越的低速飛行性能、簡易的機體結 構，可實現垂直起降和定點懸停等優點而得到廣泛的使用，并成為無人機領域研究的熱點。
[0003] 目前多旋翼無人機的慣導模塊（航姿傳感器）多采用單模塊設計。而慣導模塊是 多旋翼無人機飛行的核心部分，此模塊出現問題，多旋翼無人機無法正常飛行，導致多旋翼 無人機的可靠性與安全性降低。多旋翼無人機由于姿態傳感器安裝的位置或重心等問題， 導致配平點姿態不為0,在遙控器不打桿的情況下會向某個方向漂移。多旋翼無人機在電池 電量低的情況，高度控制不穩，容易掉高。 【實用新型內容】
[0004] 本實用新型所要解決的技術問題是針對【背景技術】中所涉及到的缺陷，提供一種基 于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機，提高了多旋翼無人機的可靠性與安全性，解決了由 于動力電池電量不足而高度控制不穩、掉高問題，并減弱了六旋翼無人在手動模式下的漂 移。
[0005] 本實用新型為解決上述技術問題采用以下技術方案：
[0006] 基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機，包含機載部分和地面站部分；
[0007] 所述機載部分包含機架、六個飛行機構、飛行控制單元、傳感器模塊、機載無線數 傳模塊、電源模塊和遙控接收機；
[0008] 所述六個飛行機構設置在所述機架的六個機臂的端點上；
[0009] 所述飛行機構包含依次相連的槳葉、電機和電子調速器，且電子調速器通過PWM 輸出驅動電路與所述飛行控制單元相連；
[0010] 所述傳感器模塊包含MTI姿態傳感器、六軸姿態傳感器、三軸磁場傳感器和氣壓 計；
[0011] 所述飛行控制單元分別和MTI姿態傳感器、六軸姿態傳感器、三軸磁場傳感器、氣 壓計、機載無線數傳模塊、電源模塊、遙控接收機相連；
[0012] 所述地面站部分包含控制模塊、地面無線數傳模塊和遙控器。
[0013] 作為本實用新型基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機進一步的優化方案，所述 遙控器采用2. 4GHz的FUTABA遙控器。
[0014] 作為本實用新型基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機進一步的優化方案，所述 機載無線數傳模塊、地面無線數傳模塊采用3DRRadioTelemetry數傳模塊，傳輸頻率為 915MHz〇
[0015] 作為本實用新型基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機進一步的優化方案，所述 飛行控制單元采用STM32F407單片機。
[0016] 作為本實用新型基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機進一步的優化方案，所述 MTI姿態傳感器采用的是XSENS公司的MTI-300。
[0017] 作為本實用新型基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機進一步的優化方案，所述 六軸姿態傳感器選用美國Invensense公司生產的MPU-6000。
[0018] 作為本實用新型基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機進一步的優化方案，所述 三軸磁場傳感器采用的是Honeywell公司的HMC5883L。
[0019] 作為本實用新型基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機進一步的優化方案，所述 氣壓計采用由MEAS推出的新一代高分辨率氣壓傳感器MS5611。
[0020] 作為本實用新型基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機進一步的優化方案，所述 電源模塊采用l〇〇〇〇mAh、25C、22. 2V鋰電池。
[0021] 該六旋翼無人機案子以下步驟進行控制：
[0022] 步驟1)，進行初始化，并關閉電機；
[0023]步驟2)，讀取遙控器接收機各個通道的信息、傳感器模塊中各個傳感器的信息、以 及地面站部分上傳的姿態配平控制量；
[0024]步驟3)，判斷飛機的飛行模式為手動增穩飛行模式還是定高模式，若為手動增穩 飛行模式，轉向步驟4);若為定高模式，轉向步驟5);
[0025]步驟4)，根據遙控器油門通道的控制量直接輸出油門調節量，轉向步驟6);
[0026]步驟5)，運行高度保持控制_
，計算 出油門調節量Αδτ，其中Aeh、Ae"分別為期望高度與當前高度之間的高度誤差、期望速 度與當前速度之間的速度誤差；kph、kp"、1^"和％是控制參數，分別為高度誤差的放大系 數、速度誤差的放大系數、速度誤差的積分的系數和速度誤差的微分系數；
[0027] 步驟6)，姿態解算，根據以下姿態控制律運算，計算出滾轉、俯仰、航向三個通道的 姿態調節量：
[0028] 俯仰通道控制律氣+氣其中Aee、.^分別為期望俯 仰角和當前俯仰角之間的俯仰角誤差和期望俯仰角速率和當前俯仰角速率之間的俯仰角 速率誤差；kpe、^ 氣和4分別為俯仰角位移放大系數、俯仰角速率的放大系數、俯仰角 速率誤差積分的系數和俯仰角速率誤差微分的系數。
[0029] 滾轉通道控制律：&^ 其中λe<1)、％分別為期望滾 轉角和當前滾轉角之間的滾轉角誤差和期望滾轉角速率和當前滾轉角速率之間的滾轉角 速率誤差；\\、氣和^分別為滾轉角位移放大系數、滾轉角速率的放大系數、滾轉 角速率誤差積分的系數和滾轉角速率誤差微分的系數。
[0030] 航向通道控制律：~j*Aev/ + ~ 其中Δeφ、％ 分 別為期望航向角和當前航向角之間的航向角誤差、期望航向角速率和當前航向角速率之間 的航向角速率誤差、期望角速率；kpi、、％和分別為航向角位移放大系數、航向角速 率的放大系數、航向角速率誤差積分的系數和航向角速率誤差微分的系數；
[0031] 步驟7)，滾轉、俯仰、航向、油門四個通道的輸出相耦合，計算出各個電機的輸出 PWM，實現各個電機轉速的控制，轉向步驟2)。
[0032] 本實用新型采用以上技術方案與現有技術相比，具有以下技術效果：
[0033] 1.采用航姿傳感器雙余度，提高六旋翼無人機飛行的可靠性與安全性；
[0034] 2.在高度保持中融合電池的電量，可保證六旋翼無人機在電池電量低的情況下， 依然能夠高度保持，有效的解決在低電狀態下，高度不穩的問題；
[0035] 3.通過地面站上傳俯仰通道和滾裝通道的配平點控制量，減弱六旋翼無人在手動 豐旲式下的漂移，可提尚后續定點和自動飛彳丁控制的品質。
【附圖說明】
[0036] 圖1為本實用新型軟件控制流程框圖；
[0037] 圖2為本實用新型飛行控制系統硬件結構框圖；
[0038] 圖3為本實用新型六旋翼無人機俯仰通道控制框圖；
[0039] 圖4為本實用新型六旋翼無人機航向通道控制框圖；
[0040] 圖5為本實用新型六旋翼無人機高度控制框圖；
[0041] 圖6為本實用新型俯仰通道跟蹤曲線；
[0042] 圖7為本實用新型高度保持曲線。
【具體實施方式】
[0043] 下面結合附圖對本實用新型的技術方案做進一步的詳細說明：
[0044] 本實用新型公開了一種基于雙余度姿態傳感器的六旋翼無人機，包含機載部分和 地面站部分；
[0045] 所述機載部分包含機架、六個飛行機構、飛行控制單元、傳感器模塊、機載無線數 傳模塊、電源模塊和遙控接收機；
[0046] 所述六個飛行機構設置在所述機架的六個機臂的端點上；
[0047] 所述飛行機構包含依次相連的槳葉、電機和電子調速器，且電子調速器通過PWM 輸出驅動電路與所述飛行控制單元相連；
[0048] 所述傳感器模塊包含MTI姿態傳感器、六軸姿態傳感器、三軸磁場傳感器和氣壓 計；
[0049] 所述飛行控制單元分別和MTI姿態傳感器、六軸姿態傳感器、三軸磁場傳感器、氣 壓計、機載無線數傳模塊、電源模塊、遙控接收機相連；
[0050] 所述地面站部分包含控制模塊、地面無線數傳模塊和遙控器。
[0051] 本實用新型采用"X型"六旋翼無人機機架結構，其飛行軌跡及飛行姿態均由六個 槳葉及電機的轉動實現：當六個旋翼的轉速同時增大（減小）時，飛機水平上升（下降）； 當前側兩個旋翼轉速大于（小于）后側兩個旋翼轉速時，飛機后仰（前俯）；當左側三個