王康南 郑州外国语校园(河南郑州 450001)，王利霞 郑州轻工业学院(河南 郑州 450002)
近些年来，无人飞翔器在航空摄影、高空遥感以及高空地势勘探等范畴得到了广泛开展，机载安稳云台的其使用的关键所在[1-3]。但是在飞翔进程中，云台极易遭到机体姿势改变、振荡以及气流扰动等要素的影响，然后形成机载图画颤动、含糊[4]。针对这一问题，规划出一种适用于无人飞翔器的机载安稳云台操控体系。该云台体系选用了三轴安稳结构，操控部分由主控单元模块、姿势检测模块、无刷电机驱动模块等等构成。主控单元经过对姿势检测模块反应的数据进行互补滤波解算，驱动无刷电机对云台姿势进行实时操控。经过对该云台操控体系的测验与试验，无人飞翔器搭载该云台后，机载视频图画愈加明晰、安稳，满意了体系规划要求。
1 体系硬件方案规划
1.1全体方案规划
机载安稳云台操控体系首要是经过主操控器对机体扰动的阻隔和对其他扰动的补偿或按捺来完结载荷在惯性空间上的安稳，然后使得地上站获取到的机载视频图画安稳且明晰。体系的结构首要包含：主控单元、惯性丈量单元、电机驱动单元、图画传输单元、遥控器操控单元以及人机界面。其结构框图如图1所示。
图1 体系全体方案框图
整个作业流程大致能够描绘为机载云台体系上电之后，对MEMS传感器的初始姿势信息进行自校准，进行初始姿势信息的解算，驱动力矩电机对机载云台调整到初始姿势方位，完结机载云台的初始化进程。在飞翔器的飞翔进程中，根据传感器的实时信息不断对姿势信息进行更新，主控单元根据更新后的姿势信息不断地调整机载云台在惯性操控中的方位，坚持光学载荷视轴的安稳。光学载荷经过图画传输链路和视频收集卡实时地将机载视频图画传输到地上监控体系，并在监督设备中显现。RC遥控器根据设定的作业形式，经过操作手的实时操作和RC操控链路对机载云台进行操控，从不同视点对地上方针进行实时监测。机载云台体系作业的流程如图2所示。
图2 体系作业流程图
1.2 主控单元规划
在本体系中，主控单元根据嵌入式微操控器STM32F103开发。首要功用是实时完结对MEMS传感器获取的姿势信息的交融，一起接纳上位机或RC发来的指令，对俯仰、滚转和偏航3个自由度的电机运动操控单元发送驱动指令，完结阻隔机体姿势扰动、坚持机载云台在惯性空间中的安稳以及RC操控操作。此外，还应具有与上位机进行人机交互，完结操控参数、电机装备、MEMS传感器校对等根本设置。完结陀螺仪和加快计的补偿、RC遥控形式和规模的设定等高档设置以及MEMS传感器实时数据的显现等等。
1.3电机驱动单元规划
驱动单元起到的是功率放大的作用，行将主控处理器的操控信号转换成能够直接驱动机载云台直流力矩电机的功率信号。因为体系选用的直流力矩电机的堵转电流为2 A，为了确保驱动安全，所选驱动芯片的最大输出电流应大于4 A。因而选用ST公司出产的集成三项半桥驱动芯片L6234D，该芯片具有很强的驱动才能，其驱动电压可达58 V，接连作业时的驱动电流能够到达5 A，具有过流维护和低电压锁存功用。图3是俯仰通道的电机驱动单元的电路原理图，滚转与偏航通道的电机驱动单元与此相似。
图3 电机驱动单元电路原理图
1.4 惯性丈量单元规划
整个体系中要求惯性丈量单元(Inertial Measurement Unit，IMU)能够供给操控算法中所需的角速度和加快度信号。此外，还考虑机载云台结构和装置方位，要求角速度传感器、加快度传感器及其外围电路的尺度尽量小，便于全体结构的紧凑。根据上述要求，选用6轴运动传感器MPU6050作为惯性丈量元件。IMU单元丈量相机在三维空间中的角速度和加快度，并经过自适应互补滤波算法解算出相机的姿势。惯性丈量单元的电路原理图及电路完结如图4所示。
图4 MPU6050电路原理图与电路板
2 体系软件方案规划
2.1 主控单元软件规划
主控单元软件完结的首要功用有：对主控处理器I/O口、定时器、串行通讯、IIC协议、MPU6050内存储器、方位参数、速度参数、操控参数以及中止向量和优先级进行初始化;确认机载云台在惯性空间内的坐标方位，输出PWM信号驱动电机到达预先设定方位等。主控程序流程图如图5所示。
图5主控程序流程图
在每个操控周期内，外部中止子程序需求完结以下作业：(1)对陀螺仪和加快度计输出信号进行收集;(2)根据RC指令，完结相应方位环的校对运算;(3)完结速度环和安稳环的校对运算;(4)履行PID操控算法;(5)生成PWM信号驱动直流电机。因而，外部中止子程序流程如图6所示。
图6 外部中止子程序流程图
2.2 根据自适应滤波的姿势解算规划
为消除加快度计的噪声搅扰和陀螺仪的漂移，取得精确的姿势信息，归纳加快度计和陀螺仪各自的长处，使用互补滤波算法(Complementary Filtering, CF)，从频域的视点别离参加低通和高通滤波器，将两传感器的姿势信息加以交融，可去除搅扰，消除零位差错，进步解算精度[5]。
以俯仰通道为例，互补滤波的原理可描绘为：
(1)
其间， f1(s) 为一阶低通滤波器传递函数， f2(s)为一阶高通滤波器传递函数，且f1(s)+ f2(s)=1。ωm为陀螺仪测得的旋转角速度。为俯仰角预估值，可经过式(2)核算得到。
(2)
其间，
别离为在一段时间内涵俯仰、滚转和偏航通道上的加快度平均值。
从式(1)能够看出，滤波作用取决于参数K的选取。但是在噪声较大时低通的阻带衰减较慢，难以取得较好的滤波作用。为了进步姿势角的解算精度，本文根据惯例互补滤波原理，选用一种自适应互补滤波(Adaptive Complementary Filtering, ACF)算法，其原理如图7所示。
图7 ACF原理图
图7中，Kp为份额系数，Ki为积分系数。考虑实时性问题，一般设定Ki坚持不变，经过Kp的动态调整完结俯仰角差错的动态补偿。自适应补偿系数Kp的算法如下：
(3)
其间，Kp0为初始补偿系数;Kp1姿势临界发散系数。ωmax为陀螺仪的最大量程，ωc为陀螺仪的截止角速度(ωc<ωmax)。
从图7能够看出，加快度计的实时数据由式(2)解算得到俯仰角预估值θ，经过低通环节添加的PI 操控器与陀螺仪的实时数据积分后得到的视点相交融，得到机载云台当时俯仰角 。一起， 作为负反应，实时机载云台的姿势角。姿势更新算法流程见图8所示。
图8 姿势更新算法流程图
3 试验研讨
本文搭建了以ST公司的STM32F103为主操控器，InvenSense公司的MPU6050芯片作为惯性丈量单元的机载云台操控器硬件渠道，并将其搭载于某多旋翼无人飞翔器进步行了机载测验试验，如图9所示。
图9 机载飞翔测验试验
根据所选用的惯性丈量元件参数可知，陀螺仪的最大量程ωmax =2000°/sec，截止角速度ωc=2πf，陀螺仪截止频率f为100Hz，由PID参数工程整定法得到KP0、KP1别离为5和20。因而自适应补偿系数Kp为：
经过与惯例互补滤波算法的比照试验，验证自适应互补滤波算法的有效性。试验成果如图10所示。
图10 算法比照测验试验
其间，图10(a)为选用互补滤波时解算得到的俯仰角和滚转角，其解算差错的均方值约为1.65°和0.39°。图10(b)为选用自适应互补滤波时解算得到的俯仰角和滚转角，其解算差错的均方值约为1.26°和0.15°。初始时间的俯仰角和滚转角均不处于0°是因为机载云台并非肯定水平导致。
以俯仰通道为例，在机载云台给定俯仰角为0时，经过机载云台的视轴安稳差错试验来验证体系的稳态功能。试验成果如图11所示。从图中能够看出，其安稳差错在±0.02°之间，安稳精度约为0.26 mrad，具有较高的安稳精度。
图11视轴安稳差错曲线
4定论
为了完结多旋翼无人飞翔器机载惯性云台的安稳操控，使得机载视频图画安稳明晰，本文规划了一种根据STM32和自适应互补滤波算法的机载安稳云台。姿势解算比照试验成果标明，自适应互补滤波算法效地进步了机载云台姿势的解算精度。视轴稳态精度的试验标明，安稳精度到达0.26 mrad，具有杰出的稳态功能，彻底满意了多旋翼无人飞翔器机载云台的安稳性要求。
参考文献：
[1]申斌,吴一波,林冬生.旋翼机的开展与使用[J].科技传达,2013,(23):145-146.
[2]王日俊,白越,续志军等. 多旋翼无人飞翔器机载云台的复合安稳操控办法[J].电光与操控,2016,23(4):17-22.
[3]王日俊. 多旋翼无人飞翔器载荷稳像技能研讨[D].北京:中国科学院大学,2015.
[4]MILLER R%&&&&&%K, MOOTY GREG. HILKERT.J. M. Gimbal system configurations and line-of-sight control techniques for small UAV applications[C].Proc. SPIE 8713, Airborne Intelligence, Surveillance, Reconnaissance (ISR) Systems and Applications X, 871308. Baltimore,Maryland,USA,201
[5]傅忠云,刘文波,孙金秋,等.自适应混合滤波算法在微型飞翔器姿势估量中的使用[J].传感技能学报,2014,27(5):698-703.
