一种四旋翼无人机的制作方法

1.本实用新型涉及无人机领域，特别是涉及一种四旋翼无人机。


背景技术：

2.无人机技术是世界上发展迅速的技术。在过去的几场战争中，固定翼无人机已经证明了其与传统有人驾驶飞机无法比拟的优势。但对于非固定翼无人机，即无人直升机，其发展相对缓慢。主要原因是早期的电子技术水平不足以满足无人直升机的精确控制，无法实现自动飞行。因此，目前大多数国家研发的无人直升机主要是小型和微型四旋翼无人直升机。现在经过各国几十年的不断努力，其控制技术得到了长足的发展，其主要发展领域已从垄断高科技产品向普通民用大规模工业量产产品转变。
3.作为无人机的一种，四旋翼无人机的飞行控制算法在整个无人机的设计中占有非常重要的地位。同时，四旋翼在很多使用场景中只是一个系统的基础设备，现在很多高校都在使用四旋翼无人机作为自己的科研平台，并在此基础上开发了多种实用性强的产品。而这一切都是因为四旋翼无人机平台的承载能力强、微调度极高、控制实时性强等特点，这些特点决定了四旋翼无人机的易用性作为基础的一个研究平台。
4.基于目前对四旋翼的研究，四旋翼已广泛应用于军事、工业和民用领域。因此，研究四旋翼飞行器还是非常有必要的，因为未来无人机将在更广泛的领域得到应用，比如被困人员的搜救、远程监控和巡查设备，或者替代高风险的无人机。载人飞行，如军事侦察。其主要应用还有：战场、火灾等人迹罕至、危险的场合；航班单调，可以用固定航线飞行等机器代替的场合；大气环境探测、应急基站等长期飞行场合；一些需要高难度飞行技能的场合，如飞行演示和新飞机试航等。因此，设计和研究四旋翼飞行器是目前非常有前途和热门的方向。未来，四旋翼无人机必将为社会发展带来巨大价值。
5.现有技术一，四旋翼飞行器，现有技术的缺点，每个系统单独配置，机架系统仅有支撑的结构件，电池、飞控与遥控系统额外安装在机架之上，并未做到系统整合。各个部件分开放置，集成度低，体积大，成本高。


技术实现要素：

6.为解决现有技术中存在的问题，本实用新型提供了一种四旋翼无人机。
7.本实用新型采用的技术方案是：
8.一种四旋翼无人机，包括机身与电源；电源设置于机身的底部；机身包括动力系统、遥控系统和飞行控制系统；飞行控制系统连接动力系统，遥控系统连接飞行控制系统。
9.优选地，飞行控制系统包括传感器模块和中央控制模块；传感器模块连接中央控制模块，传感器模块为陀螺仪和加速度计。
10.优选地，电源包括升压电路和降压电路；升压电路的主控芯片为sx1308，升压电路用于将3.3v转为5v；降压电路的主控芯片为sc662k-3.3v，降压电路用于将5v转为3.3v电压。
11.优选地，动力系统包括电机、桨叶和驱动模块；电机为有刷直流电机，驱动模块的主控芯片为mosfet gp2302。
12.优选地，遥控系统包括遥控器和接收器；接收器的主控芯片为nrf24l01，遥控器包括操纵杆、按钮和遥控器电池，遥控器电池为3.7v 850mah锂电池和充电电路，充电电路的主控芯片为tp4056。
13.本实用新型一种四旋翼无人机的有益效果如下：
14.1.本实用新型的目的是为了解决当前无人机系统零散化的制造方式，将各个零散的配件集成到机身中，使得飞机的体积急剧减小。
15.2.本实用新型为飞机单独制作遥控系统，降低复杂度的同时还能减小遥控的体积与成本。这样飞机的整体成本都会下降，体积缩小，重量减轻，集成度极大提高。
附图说明
16.图1为本实用新型与其他模块的飞行控制系统。
17.图2为本实用新型mpu6050电路图。
18.图3为本实用新型stm32f103性能线框图。
19.图4为本实用新型单片机及配件电路图。
20.图5为本实用新型升压电路的设计图。
21.图6为本实用新型5v-》3.3v降压电路图。
22.图7为本实用新型电机驱动电路图。
23.图8为本实用新型nrf24l01电路设计应用实例图。
24.图9为本实用新型nrf24l01电路图。
25.图10为本实用新型状态指示灯及电压检测电路图。
26.图11为本实用新型钥匙和操纵杆电路图。
27.图12为本实用新型充电电路图。
28.图13为本实用新型集成nrf24l01无线模块电路图。
具体实施方式
29.下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。
30.下面对本实用新型的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本实用新型，但应该清楚，本实用新型不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本实用新型的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本实用新型构思的发明创造均在保护之列。
31.飞机的整体设计方案与技术一的设计方案相同，但是为了提高集成度缩小体积，我们将大部分元器件之间安排在机身之上，即使用pcb作为机身来达成缩减体积的目的。
32.机身是整个飞机最重要的承重部分，它支撑着飞机的所有部件。机身的设计直接决定了飞机所有重要参数的尺寸、形状、用途、飞行时间和速度，因此机身的设计非常关键。
33.本项目设计的四旋翼飞行器是一架非常小的飞机，其尺寸只有9cm
×
9cm正方形左右。所以，为了简化整体设计，我们决定直接使用pcb作为整架飞机的主体。为了保证机身的整体强度，我们选择了1.6mm的厚度。
34.电池是为整个飞机提供能量的装置。在选择过程中必须考虑以下问题：电池的体积和重量，电池的容量和输出电流以及电池的使用寿命。我们的飞机本身体积小，不需要非常大的电池容量和电压，所以3.7v可以满足飞机的功率要求，但由于电池容量小，为了满足飞行过程中的大功率要求，25c及以上的放电率应该能够满足我们的要求。
35.根据电池的情况和整体需求，我们最终选择两种电池作为电池使用计划。一种是输出电压为3.7v，容量为500mah，放电倍率为25c的小电池，另一种是输出电压为3.7v，容量为1200mah，放电倍率为25c的大电池，小容量电池重16.3g，尺寸为44
×
25
×
9.2mm，而大容量电池重27g，尺寸为56
×
29
×
10mm。
36.整个四旋翼飞行器组装完成后，配备500mah电池时约为40g，配备1200mah电池时约为50g。小容量电池可以使飞机飞行约2分钟，大容量电池可以使飞机飞行约5分钟。
37.动力系统
38.四旋翼飞行器的动力系统主要包括三部分：螺旋桨、电机和驱动模块。这三个模块构成了整个四旋翼飞行器的动作执行模块。高性能是保证四旋翼飞行器稳定飞行和悬停稳定性的基础。
39.对于小型四旋翼车，目前有两个主要选择：有刷直流电机和无刷直流电机。这两类电机的主要特点如下：
40.表1两种电机的特性
[0041][0042]
从表1中，我们可以知道，小型有刷直流电机的开环控制相对简单。它只需要调整电压pwm输出的占空比来控制电机转速。与小型无刷直流电机控制方法相比，这具有很大的优势。小型无刷直流电机通常需要特殊的无刷电机电调将控制信号转换为pwm控制信号来驱动无刷电机。考虑到飞机的体积，几乎不可能在这架四旋翼飞机上安装专用的esc。虽然有刷直流电机有换向器，但电刷在使用过程中容易磨损，使其一般使用寿命低于无刷直流电机，并且仅使用pwm来调节占空比来控制电机的开环速度不够准确，使用闭环控制需要在电机上附加电流或速度测量装置。但是，使用有刷直流电机可以大大简化驱动电路的设计，720无铁芯电机本身的体积非常小。整体方案更适合于电流体的设计，所以我们最终选择直接采用开环控制方法来控制有刷直流电机的驱动方式作为四旋翼飞行器的动力系统。
[0043]
电机和螺旋桨之间的连接非常紧密，必须将两者放在一起考虑。由于我们在上一篇文章中选择了720无铁芯有刷直流电机，考虑到电机转速高达45000r/min，电机和螺旋桨的一般组合遵循高速电机使用小型螺旋桨和低速电机使用大型螺旋桨的原则，我们最终选择了直径为55mm的螺旋桨来匹配电机。
[0044]
电力系统通过输入pwm信号调节输入电压，以控制有刷直流电机的速度。有关详细信息，请参阅以下电气设计部分和有关pwm输出的软件设计部分的第四部分。
[0045]
遥控系统
[0046]
遥控系统主要由遥控器和接收器组成。遥控器接受用户的指令，并将其转换为无线电波并将其传输到接收器。接收器对接收到的无线电波进行解码，以获得相应的指令，并将指令传输到中央模块。之后，中央处理模块处理接收到的信息并将其传输到电机并响应动作。
[0047]
本项目选择自制遥控模块和接收模块。首先，考虑到这个项目的四旋翼飞机非常小，直接使用现成的接收模块是非常不现实的，因此将接收模块直接集成在机身上是更好的选择。但是，此时需要完整的遥控器设计，这将大大增加整个项目的难度。因此，为了降低遥控器设计难度的增加，我们将在遥控器上采用与机载中控模块和收发模块相同的设计。这样，遥控器的设计可以大大简化，加快了项目的进度。有关具体设计细节，请参阅以下电路设计部分。
[0048]
由于遥控器有足够的空间并且没有重量要求，为了降低电路设计的难度，选择了现成的无线模块。外部无线收发器模块连接到3dbi增益天线，以增强无线收发器的性能。同时，由于不需要大电流输出，所以我们选择普通的3.7v电压和850mah容量电池。
[0049]
遥控器共有6个控制信号通道。左侧的操纵杆负责收集油门和偏航的通道信号。节气门信号可以控制飞机旋翼产生的升力，控制飞机垂直方向飞行；偏航信号控制飞机的偏航角，即调整飞机的飞行方向。右侧的操纵杆负责收集滚动和俯仰信号。侧倾信号可以控制飞机的侧倾姿态，让飞机水平飞行；俯仰信号可以控制飞机的俯仰姿态，使飞机前后飞行。除了操纵杆之外，我们还在遥控器上预留了两个按钮，用于其他功能。目前，左键负责校准飞机，而右键暂时没有功能。
[0050]
飞机上的接收器模块直接集成在机身上，因此有关接收器的详细信息，请参阅下一个电气设计部分。
[0051]
飞行控制系统
[0052]
该项目的飞控系统和外接模块飞控系统包含传感器模块和中央控制模块两大模块。
[0053]
传感器模块主要由加速度传感器和陀螺仪组成。
[0054]
它负责感测飞行的姿态角，偏航角，加速度和飞行方向。
[0055]
传感器采集信息后，将其传输到中央控制器进行计算，并获得相应的动作输出。
[0056]
然后中央控制器将结果传输到电机，最后执行动作。
[0057]
同样，遥控信号发出后，会被中央控制器接收和读取，并传输到电力系统执行相应的动作。
[0058]
传感器模块主要由三轴陀螺仪和三轴加速度计组成。
[0059]
加速度计用于检测飞机在三个方向上的加速度；陀螺仪用于检测飞机在三个方向上的角速度。一般的四旋翼飞行器也可以配备气压计和电子罗盘，用于稳定飞行高度和确定实时航向，但该项目选择使用陀螺仪而不是电子罗盘，根据简化设计的概念计算航向，并且不携带气压计。
[0060]
虽然陀螺仪计算的航向不是很准确，但在长时间飞行时会自动将航向偏转到某一侧，但考虑到飞行的飞行时间不长，误差不会很大，航向可以手动调整。
[0061]
不携带气压计的原因相同。
[0062]
本项目使用的中央控制器是由单片机组成的系统。
[0063]
这种单芯片相当于飞机的“总司令”，负责整个飞控系统的数据处理和分析。
[0064]
它可以从传感器和遥控器接收信息并执行计算，以获得最终结果并输出相应的动作，以满足飞行员的期望或稳定飞机。
[0065]
远程控制系统的信号通过spi总线传输到单片机，传感器系统的信号通过iic总线传输到单片机，单片机输出pwm信号来控制电力系统。
[0066]
电气设计
[0067]
本节将详细介绍四旋翼飞行器和遥控器的电路设计。
[0068]
飞机和遥控器的电路设计主要包括以下几部分：飞行控制电路、飞机接收电路、电机驱动电路、升压、降压电路等，由于四旋翼无人机对飞行中的负载轻、重量轻、灵活性有要求，我们在设计飞行器电路时需要关注这些因素，尽量减少不必要的电路模块。
[0069]
飞行控制系统设计
[0070]
如图1所示，飞行控制系统是四旋翼飞行器的核心硬件。其电路设计必须考虑到飞机的实际飞行条件，即整体性能、功耗、重量是否能满足相应的机械设计。
[0071]
(1)传感器选择及相应电路设计
[0072]
由于本项目中四旋翼无人机的尺寸非常有限，影响整个飞控系统硬件设计的两个最主要因素是尺寸和重量。因此，在选择传感器时，我们将首先考虑基于微机电系统(mems)的微传感器。
[0073]
与过去采用的大体积、重量重、功耗高的传统机械惯性导引传感器相比，采用mems技术的微型传感器大大降低了传感器的体积、重量和功耗，使传感器可以集成在各种小型电子设备中，今天的技术甚至可以将运动检测传感器集成到非常小的可穿戴设备中。因此，采用mems技术制造的微型传感器可以满足本项目中四旋翼飞行器对体积、重量和功耗的要求。
[0074]
另一个需要考虑的问题是传感器精度的选择。传感器的精度越高，需要支付的钱就越多。我们需要考虑一个折衷的解决方案，以平衡价格、精度和相应的功耗要求。
[0075]
该项目的四旋翼无人机所需的传感器是三轴加速度计和三轴陀螺仪。三轴加速度计是一种传感器，用于测量物体沿三个方向的加速度。加速度计通常与陀螺仪结合使用，以获得飞机的实时飞行姿态。
[0076]
三轴陀螺仪可以测量飞机在三个方向上的瞬时角速度，然后将不能直接使用的瞬时速度积分成一个角度，得到飞机的角度变化。之后，通过现有角度获得飞机的实时角度。在积分过程中，用于单个计算的时间越少，结果就越准确。
[0077]
基于前面提到的精度和价格，该项目的四旋翼飞行器最终选择了mpu6050作为运动传感器。
[0078]
mpu6050是一款运动检测传感器，包含三轴陀螺仪，三轴加速度计和数字运动处理器。它还具有4千字节的fifo，可以减少串行总线接口上的通信量，并允许系统处理器突然读取传感器数据，然后进入低功耗模式，从而降低功耗。
[0079]
mpu6050分别为陀螺仪和加速度计使用三个16位adc，并将测量的模拟量转换为可以输出的数字量。为了准确跟踪快动作和慢动作，传感器的测量范围是用户可控的。陀螺仪的可编程全范围为250度/秒，500度/秒，1000度/秒和2000度/秒。加速度计具有用户可编程
的加速度计，范围为
±
2g、
±
4g、
±
8g和
±
16g。
[0080]
mpu6050和所有器件寄存器之间的通信使用400khzi2c接口或1mhz spi接口。(mpu6050不支持spi)对于需要高速传输的应用，20mhzspi可用于读取和中断寄存器。
[0081]
此外，芯片上还嵌入了温度传感器和工作环境变化
±
1％的振荡器。
[0082]
mpu-6050可支持2.5v
±
5％、3.0v
±
5％或3.3v
±
5％的vdd范围。此外，该芯片还具有一个vlogic引脚，用于为i2c输出提供逻辑电平。vlogic电压可以是1.8
±
5％或vdd，如图2所示。
[0083]
在电路设计方面，这里我们只需要连接sda和scl即可完成iic总线连接。
[0084]
(2)飞控系统的mcu选型及电路设计
[0085]
飞控系统的核心硬件是mcu。mcu负责采集每个传感器采集到的信息，如飞机当前的姿态角、航向、三轴加速度等，然后使用一定的算法实时计算信息，并根据接收模块收到的关于操作员的指令进行统一计算，最终得到当前飞行器应该采取的动作。
[0086]
根据本项目的要求，mcu必须具备以下功能：
[0087]
mcu必须具有存储数据的能力，并能够执行更复杂的程序。
[0088]
mcu处理数据的能力必须足够快，否则无法实时计算结果，飞机将不稳定。
[0089]
mcu处理数据的能力必须足够快，否则无法实时计算结果，飞机将不稳定。
[0090]
mcu必须具有可以连接到外部芯片的总线和用于编程的串行端口。
[0091]
该mcu的功耗不能太高，以免影响电源系统的供电。
[0092]
基于之前的要求和飞机的整体经济考虑，我们决定选择stm32f103c8t6作为四旋翼飞行器飞行控制系统的主mcu。mcu的参数如下：
[0093]
cpu：stm32f103系列集成了频率为72mhz的高性能armcortex-m332位risc内核；内存的0等待期访问可以达到1.25dmips/mhz；s支持单周期乘法和硬件级除法。
[0094]
闪存：up至128kb的嵌入式闪存可用于存储程序和数据。
[0095]
sram：以cpu时钟速度访问(读/写)高达20kb的嵌入式sram。
[0096]
时钟：系统时钟选择在启动时执行，但内部rtc8mhz振荡器在复位时被选为默认cpu时钟。您可以选择4-16mhz外部时钟并监控故障。
[0097]
电源：v
dd
＝2.0至3.6v：外部输入和输出电源以及内部稳压器；集成上电复位(por)/关断复位(pdr)电路；嵌入式可编程电压检测器(pvd)监控电源并将其与阈值进行比较。v
ddvpvd
[0098]
low电源模式：三种低功耗模式：睡眠、顶部和待机模式。
[0099]
dma：灵活的7通道通用dma可以管理从内存到内存、从外设到存储器以及从存储器到外设的传输。
[0100]
定时器：三个16位定时器，每个定时器最多有4个通道用于输入捕获/输出比较/pwm或脉冲计数，一个16位，具有盲区控制和紧急制动功能，用于高级pwm电机控制；定时器和增量编码器输入；系统定时器：24位自降计数器；2个看门狗定时器(独立型和窗口型)。
[0101]
通讯接口：2个iic接口(支持smbus/pmbus)；3个usart接口(支持iso7816接口lin、irda接口和调制解调器控制)；2个spi接口(18兆位/秒)；can接口(2.0b一个)；usb2.0全速接口，如图3所示。
[0102]
mcu的电路设计比以前传感器的电路设计要复杂得多，因为mcu几乎需要连接所有
组件，所以mcu本身的位置已经非常重要了。具体的pcb布局将在以下部分介绍，这里我们主要介绍与电路设计相关的原理图，如图4所示。
[0103]
除了连接到外部串口外，mcu的辅助电路还有一个用于直接拉起复位信号的电路和一个用于外部高速时钟的晶体振荡器电路。由于该项目的飞机不需要设置复位按钮进行外部复位，我们设计了电路直接拉起复位引脚；此外，我们还为mcu设计了外部高速时钟晶体振荡器电路，因为外部石英晶体振荡器可以进一步提高系统的时钟精度。
[0104]
电力系统
[0105]
供电系统
[0106]
作为飞机所有部件的电源，电池提供的电压在通过电力系统后必须能够稳定地为芯片供电，否则飞机将无法稳定飞行。从前面的章节中，我们可以知道我们选择了3.7v电池作为整个飞机的电源。电池的输出电压约3.0v-4.2v之间波动(实际电压基于当前的电池功率和飞行强度)。但飞机上几乎所有的元器件都需要稳定的3.3v电压，因此我们需要一个升压电路和一个降压电路来达到获得稳定的3.3v电压的目的。因此，我们首先设计了一个升压电路，将电池提供的电压提高到5v，然后设计了一个降压电路，将5v电压降低到3.3v，以获得稳定的3.3v电压输出。
[0107]
1：3.7v-》5v升压电路，如图5所示，
[0108]
我们选择使用sx1308作为升压电路的芯片。
[0109]
sx1308是一款固定频率、sot23-6封装电流模式升压转换器。
[0110]
高达1.2mhz的工作频率允许外设电感器和电容器选择更小的规格。内置软启动功能可降低启动浪涌电流。sx1308在轻载时自动切换到pfm模式。sx1308具有输入欠压锁定、限流和过热保护功能。小尺寸封装为pcb节省了更多空间。
[0111]
这里我们需要芯片输出5v的电压，所以根据数据手册中给出的数据：
[0112][0113]vout
r1r25v73.2kω10kω10v158kω10kω12v191kω10kω15v240kω10kω20v324kω10kω
[0114]
r1这里r2是连接到sx1308的fb引脚的反馈电阻，并且是v
ref
＝0.6v的固定数字。电感的大小可以从数据手册中的计算公式中得出。
[0115][0116]
这里我们取v
in
＝3.7v，v
out
＝5v，γ＝0.1(纹波因数)，
[0117]fsw
＝1.2mhz(开关频率)，i
out
＝1.2a.我们可以得到大约的电感4.7μf。所以，我们设计了电路。
[0118]
2.5v-＞3.3v降压电路，如图6所示，
[0119]
这里我们选择sc662k-3.3v芯片作为降压电路的核心降压芯片。sc662k是一款cmos降压型稳压器，具有高纹波抑制率、低功耗、低压差、过流和短路保护等特性。在静态偏置电流非常低(典型值为25ua)的情况下，在输入和输出电压差非常小的条件下，它们可以具有250ma的输出电流，并且仍能保持良好的调节速率。
[0120]
与之前的升压电路相比，这种降压电路的设计要简单得多，因为它可以在一定的电压输入范围内直接输出3.3v。我们只需要在附近添加一些滤波电容器。
[0121]
此外，我们还在电压输出端设计了一个led作为飞机的功率指示器。
[0122]
动力系统
[0123]
在这里，我们将介绍飞机的电机驱动系统。之前的机械部分介绍，本项目的飞机选择采用开环控制方式控制有刷直流电机，因此相对而言，该飞机电机驱动电路的设计难度远低于使用无刷电机的四旋翼飞行器，这也大大节省了设计时间。这里我们只需要设计一个mosfet来控制电机的速度，如图7所示。
[0124]
在这里，我们选择gp2302来驱动电机。这是一款20vn沟道mostfet，连续漏极电流约为2.1a，720c无矿电机的失速电流约为1.2a。因此，这种mosfet可以满足要求。
[0125]
无线传输系统
[0126]
如前所述，该项目的四旋翼飞行器的接收器将直接集成在机身上。我们将使用nrf24l01芯片作为无线信号发射器和接收器芯片。
[0127]
nrf24l01是一款2.4ghz单芯片收发器，内置基带协议引擎，适用于超低功耗无线应用。它使用spi协议与mcu通信。rf前端支持gfsk调制。空气数据传输速率可以是250kbps，1mbps和2mbps。它还支持两种适用于低功耗方案的省电模式，如图8所示。
[0128]
从数据手册中，我们可以得到该芯片电路设计的设计案例：
[0129]
我们还根据应用示例设计了自己的电路，如图9所示：
[0130]
我们电路的大部分设计与应用实例相同，以降低设计难度。
[0131]
四旋翼飞行器的其他部分
[0132]
除了上述设计的主要部分外，我们还在飞机上设计了几个小功能，以方便我们及时了解飞机的当前状态。我们为飞机设计了四个状态指示器和一个电压检测装置，如图10所示。
[0133]
控制系统
[0134]
遥控器的整体电路设计与飞机相同。mcu和电源设计基本相同。相同或类似的部分将不在这里重复。这部分主要介绍不同的部分，如图11所示。
[0135]
1、操纵杆和按钮的电路设计
[0136]
遥控器需要操纵杆和按钮来发送命令。在这里，我们设计了两个操纵杆和两个按钮，这足以满足四旋翼飞行器的正常飞行。
[0137]
2、电池和充电系统
[0138]
遥控器不需要可以大电流放电的动力电池。为了方便使用和节省成本，我们选择了普通的3.7v 850mah锂电池作为遥控器的电源。同时，设计了一种用通用充电器为电池充电的电路。您只需要一个带有micro-b接口充电电缆的普通5v充电器。
[0139]
我们选择tp4056作为usb充电芯片，并设计了两个指示灯，根据数据手册指示遥控器的充电状态，如图12所示。
[0140]
3、无线传输模块
[0141]
此外，为了节省设计时间并提高可用性，我们在遥控器上直接使用了现成的基于nrf24l01的无线模块，并增加了3dbi增益天线以增强信号传输能力，如图13所示。
[0142]
四旋翼线路板
[0143]
硬件设计的另一部分是pcb设计。由于该项目的四旋翼飞机直接使用pcb作为机身，因此对pcb的设计提出了很高的要求。首先，mcu的放置非常特殊，因为mcu需要连接所有组件，最好将它们保持在中心。同时，匹配的外部晶体振荡器也需要放置在附近，以提高整体精度；其次，无线模块的放置需要照顾天线设计，因此芯片应放置在机身前方；第三，传感器应放置在机身中间以获得更高的精度，但由于之前已经将mpu放置在中间，因此传感器放置在mpu下方；为了减少损耗，我们将所有电机驱动电路放置在相应的电机附近，并在四个角处放置四个指示灯以提高识别度；最后，所有电源电路都放置在靠近电池的位置，以减少损耗。最终设计的结果。
[0144]
飞机控制算法的实施和实际飞行性能都依赖于软件设计。因此，飞机的软件设计变得非常复杂。由于飞机的复杂代码和众多项目，不可能在论文中详细描述。我们将选择与飞机飞行相关的关键部件进行描述。
[0145]
设计理念与飞机基本相同，mcu放在中间，电源和充电模块放在底部。但是，由于增加了操纵杆和按钮，其设计必须符合人体工程学。因此，操纵杆和按钮放置在拇指可以操纵的两侧和底部。
[0146]
在这一部分中，我们将介绍飞机的软件设计。软件设计是飞机设计的核心。飞机控制算法的实施和实际飞行性能都依赖于软件设计。因此，飞机的软件设计变得非常复杂。由于飞机的复杂代码和众多项目，不可能在论文中详细描述。我们将选择与飞机飞行相关的关键部件进行描述。
[0147]
传感器软件设计
[0148]
作为收集数据的核心硬件，传感器的软件设计占据了整个飞机软件设计的很大一部分。我们将在本节中介绍mpu6050数据的采集，集成和传输。
[0149]
mpu6050的初始化
[0150]
mpu6050的初始化主要是配置iic协议，以便与mcu进行通信以及芯片本身的设置。
[0151]
复位mpu6050
[0152]
此步骤通过将1(0x80)写入电源管理寄存器(寄存器107)的bit7来恢复mpu6050所有内部寄存器的默认值。复位后，电源管理寄存器1恢复默认值(0x40)，然后必须将此寄存器设置为0x00才能唤醒mpu6050并进入正常工作状态。
[0153]
设置陀螺仪和加速度计的满量程范围
[0154]
此步骤设置两个传感器的满量程范围，分别通过陀螺仪配置寄存器(寄存器27)和加速度传感器配置寄存器(寄存器28)进行设置。
[0155]
我们在这里设置的陀螺仪范围为
±
2000deg/s，加速度计的范围为
±
8g。
[0156]
其他参数配置
[0157]
我们还需要设置传感器收集的数据的采样率，并对原始数据进行低通滤波。
[0158]
在这里，我们将采样率设置为1000hz，并分别为陀螺仪和加速度计设置42hz和44hz低通滤波器。
[0159]
采集加速度计和陀螺仪的原始数据
[0160]
从数据资料中我们可以知道，加速度计的原始数据可以直接从寄存器59-64读取，陀螺仪的原始数据可以直接从寄存器67-72读取。
[0161]
其中mcu使用iic协议读取相关数据，并且使用偏移变量来校准陀螺仪数据。
[0162]
至此，mpu6050的所有原始数据都已读完，但仅凭这些数据无法得到飞机实现的三种姿态角数据，即航向角、横滚角和俯仰角。为了获得这些数据，我们需要对这些数据进行姿态融合计算。直接使用原始加速度和陀螺仪数据进行计算是非常麻烦的，但幸运的是，mpu6050附带了dmp(数字运动处理器)，这使我们能够直接获得四元数进行姿态计算。
[0163]
姿态角计算
[0164]
(1)四元数简介
[0165]
顾名思义，四元数是由四个元素组成的数字：
[0166]
q(q0，q1，q2，q3)＝q0+q1i+q2j+q3k
ꢀꢀꢀ
(7)
[0167]
q0，q1，q2，q3是实数s，并且i，j，k都是彼此正交的单位向量s和虚数单位。它们之间的乘法可以总结为i2＝j2＝k2＝ijk＝-1。
[0168]
(2)四元数坐标变换矩阵
[0169]
推导后，四元数的坐标变换矩阵可以得到：
[0170][0171]
然后，通过组合公式21和公式7可以获得三个姿态角：
[0172]
θ＝sin-1
(t
32
)——pitch
[0173][0174][0175]
然后，通过组合公式21和公式7可以获得三个姿态角：
[0176]
θ＝sin-1
(t
32
)——pitch
[0177][0178][0179]
(3)相关编程
[0180]
dmp输出的四元数采用q30格式。对于归一化，它需要被q30均匀除以，q30是2到30次方(1073741824)。然后，您可以直接使用公式(22)计算三个姿态角。此外，这里我们直接使用陀螺仪获得的数据来计算偏航角。
[0181]
单片机软件设计
[0182]
在这一部分中，我们主要讨论mcu飞控程序设计。在获得飞机的姿态角和陀螺仪数据后，我们可以使用pid控制器处理这些数据，并结合遥控器输入的期望值来控制飞机的飞行。
[0183]
该pid控制器采用双回路pid控制算法。首先，外环pid控制器使用姿态解决方案的数据作为反馈，并使用操纵杆的位置作为所需的值进行控制。然后使用外环的输出作为内环的所需值，并使用陀螺仪获得角速度作为反馈，以获得精确的姿态控制。
[0184]
pid控制器设计
[0185]
为了简化设计，我们使用+限幅器pid控制器进行控制。
[0186]
双回路pid控制器设计
[0187]
首先，外环控制器
[0188]
使用姿态计算的结果作为外环控制器中的反馈，并将来自遥控器的数据作为pid控制的期望。偏航角根据当前状态分为两种情况：当偏航杆处于中性位置时，以及当使用偏航杆时。不使用偏航杆时，直接继续双回路pid控制；当使用偏航杆时，遥控器的值直接用作陀螺仪偏航速度在内环pid控制中的预期值。
[0189]
内环pid控制器
[0190]
内环控制器使用外环的输出作为所需值，使用陀螺仪的角速度作为pid控制的反馈。与仅使用外环的pid控制相比，增加内环的角速度控制将使姿态角控制更加精确，并减少过冲的发生。
[0191]
pwm输出设计
[0192]
电机的pwm输出
[0193]
除非解锁，否则飞机将无法起飞，如果油门低于起飞油门，则在飞机起飞之前，它只会输出相同的油门水平。

技术特征：
1.一种四旋翼无人机，其特征在于，包括机身与电源；所述电源设置于机身的底部；所述机身包括动力系统、遥控系统和飞行控制系统；所述飞行控制系统连接动力系统，所述遥控系统连接飞行控制系统；所述飞行控制系统包括传感器模块和中央控制模块；所述传感器模块连接中央控制模块，所述传感器模块为陀螺仪和加速度计；所述电源包括升压电路和降压电路；所述升压电路的主控芯片为sx1308，所述升压电路用于将3.3v 转为5v；所述降压电路的主控芯片为sc662k-3.3v，所述降压电路用于将5v转为3.3v电压；所述动力系统包括电机、桨叶和驱动模块；所述电机为有刷直流电机，所述驱动模块的主控芯片为mosfet gp2302；所述遥控系统包括遥控器和接收器；所述接收器的主控芯片为nrf24l01，所述遥控器包括操纵杆、按钮和遥控器电池，所述遥控器电池为3.7v 850mah锂电池和充电电路，所述充电电路的主控芯片为tp4056。

技术总结
本实用新型公开了一种四旋翼无人机，包括机身与电源；电源设置于机身的底部；机身包括动力系统、遥控系统和飞行控制系统；飞行控制系统连接动力系统，遥控系统连接飞行控制系统；本实用新型的目的是为了解决当前无人机系统零散化的制造方式，将各个零散的配件集成到机身中，使得飞机的体积急剧减小，同时为飞机单独制作遥控系统，降低复杂度的同时还能减小遥控的体积与成本，这样飞机的整体成本都会下降，体积缩小，重量减轻，集成度极大提高。集成度极大提高。集成度极大提高。


技术研发人员：蔡龙骧
受保护的技术使用者：蔡龙骧
技术研发日：2022.06.28
技术公布日：2023/4/4