摘
六旋翼机种具垂直起降力型飞行器通轴
放置三组六电机提供升力通改变旋翼转速调整姿态通调整姿态进
步实现位置控制具悬停性优异移动灵活机械结构紧凑零部件性
高等优点
文首先六旋翼飞行器调姿原理进行介绍分析飞行姿态调
整方式建立六旋翼机数学模型根实际情况数学模型进行必
简化接着文完成六旋翼机控制系统硬件台组建组建
高精度传感器系统完成飞行控制器硬件设计实现完成硬件调试工
作驱动编写工作然文建立六旋翼机完整控制系统中包
含位置控制部分高度控制部分姿态控制部分建立套完整姿态传感
器进行机械防震数字滤波方法提出种新颖气压计超声波传感器加
速度计融合方法通实验验证滤波效果提出种优化拉力分配方法
控制系统性增强接着文设计实现飞行控制软件功
技术层面实时性性进行幅提升文通悬停试验验
证姿态控制器控制精度通抗干扰力试验验证姿态控制器稳定性通
信号踪试验验 证姿态控制器 踪性 通高度控 制实验验证高 度控
制器控制性 通视频 踪实验验证六 旋翼机整体 控制架构合理 性
效性
关键词：六旋翼机PID环路控制数融合
VI
毕业设计（文）
Abstract
Hexrotor is one kind of small unmanned aerial vehicles (SUAV) which have the
ability of vertical takeoff and landing (VTOL） It gets thrust by controlling six rotors
with propellers which are divided into 3 groups of coax ial rotors Its attitude is controlled
by regulating the spinning speed of the rotors which in turn makes its position
controllable The hexrotor has multiple advantages such as the ability of vertical take
off and landing good mobility and high reliability Therefore the hexrotor has broad
application prospects and enormous value of research
Firstly the flying principle was divided into four main modes of motion and analyzed
separately The dynamic model of the hexrotor SUAV was deduced with some necessary
simplifications
Then the control system hardware was built using highprecision sensors The work
of debugging the hardware and programming th e drivers was also done
In the following the main control scheme was proposed which composed of three
main controllers position controller height controller and attitude controller A complete
solution to reduce the noise in the g yroscope and accelerometer caused by vibration was
proposed including mechanical antivibration method and a digital filter called alphabeta
filter A new method of fusing the data f rom ultrasonic sensor barometer and
accelerometer was prop osed in the paper Experiment was conducted to prove the
effectiveness of the fusion method An optimized thrust distribution method was also
introduced to maintain the robustness of the system Some technology was also
introduced to keep the realtime performance and reliability of the control software
Finally some flight experiments were introduced to prove the performance of the
controller hovering test for the controller accuracy antiinterference for controller
stability signaltracking experiment for controller tracking capability and vision based
target tracking for the overall system performance
Keywords Hexrotor PID Multiloop Datafusion
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
目 录
摘 VI
Abstract VII
第 1 章 绪 1
11 文研究目意义 1
12 国外研究现状 2
121 四旋翼机研究现状 3
122 六旋翼机研究现状 4
123 六旋翼控制理研究现状 6
13 文研究容 6
第 2 章 六旋翼机数学模型建立 8
21 六旋翼机飞行机理分析 8
211 坐标系定义 8
212 四种基运动 9
22 六旋翼机机体结构设计 10
221 机架选型 10
222 动力系统设计 11
23 运动方程推导 11
24 章结 16
第 3 章 六旋翼机硬件设计 17
31 总体方案 17
311 线通讯链路 17
312 传感器系统 18
313 执行器数保存 18
32 传感器系统 19
321 姿态传感器 19
322 高度传感器 19
323 位置传感器 20
33 飞行控制硬件设计 20
331 控制器选型 20
332 电源通讯接口设计 21
333 数存储设计 21
VIII
34
第 4 章
41
42
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
章结 22
六旋翼机控制算法设计 23
总体控制结构 23
姿态控制 24
421
422
423
姿态传感器减震滤波 24
姿态控制器结构 28
转速分配策略 28
43
高度控制 31
431
432
433
超声传感器滤波 31
高度传感器加速度计融合算法 34
高度控制器结构 37
44
45
第 5 章
51
位置控制 37
章结 38
六旋翼机飞控软件设计飞行试验 39
飞控软件设计 39
511
512
513
飞控软件功设计 39
飞控软件总体架构 40
实时性性设计 40
52
飞行试验 41
521
522
523
524
525
悬停测试 42
抗干扰力测试 43
信号踪实验 43
高度控制实验 44
视觉踪实验 45
53
章结 45
结 47
参考文献 48
哈尔滨工业学科毕业设计（文）原创性声明 51
致 谢 52
附 录 53
IX
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
第1章
绪
11
文研究目意义
[1]
[27]
[26]
[2]
[26]
[27]
[28]
[27]
[32]
年民领域机技术救灾航拍农业侦查等领域取
广泛关注研究战场机避免员伤亡具备较高执行
务力等特点量应型旋翼型机具优异机动性
简单机械结构方便部署维护等特点方面应
世界第架靶机 1933 年试飞成功揭开机序幕 阿富
汗战争中飞行器逐渐台走前台辅助者转变攻击者阿富汗战
争中机验引发英美两军深度思考 2007 年英空军付诸实
践采改装战斗机 4 架飞行器协作战成功完成军事务
阿富汗战争伊拉克战争美军战场作战验中迅速认识
机扮演重 角色战场 战斗模式快速 变化机 辅助条件作
战方法现部署情况机技术已少 40 国家区中部署
已部署型号数量达 80 种美军拥数量惊军机
机技术已美国 做未战争中 重武器技术进行研 究 国际科 研机构已
发出 机研究领域 胆预测 全世界 机需求 短时间
迅速攀升军事领域中存超 12 万架机部署全球
着技术发展军事模式演变机工作环境正变日益复杂起
机需 装载必侦查 设备复杂 城市环境者 山区环境中执 行特殊
军事务 环境复杂 性 机低速性会 提出较高求
求 机够狭窄空间 进行效机动进 完成侦察务 目
前量常规 固定翼布局 机需 较长专跑 道起飞采盘 旋
者掠飞方式某固定目标进行侦查法满足复杂城市环境者山区环
境特定目标侦查务型旋翼飞行器够实现垂直起降功需专
起飞降落场够特定空域实现定点悬停搭载效侦察设备固
定目标进行长期监视型旋翼机出色低速性紧凑机械结
构良机动性成机技术研究中热点
现通常机美国全球鹰系列 机均属固定翼机
旋翼机相较全球鹰系列代表固定翼机具优点：
（1）具优秀低速性垂直起降性 适合复杂城市环境中进行侦
查六旋翼机实现狭空间垂直起降功务需时候
1
[8]
[3]
[8]
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
空中某处定点悬停 目标进行持续 踪 必时候 建筑物顶 棚实
现紧急降落
（2）具紧凑结构设计控制结构较 简单六旋翼机采旋翼
设计机臂进行折叠旋翼进行快速安装换方便
进行运输快速部署紧凑结构时提高六旋翼机性仅
需保证电机正 常运作 需考虑直升 机中运复杂机 械结构性
问题
（3）机身巧便携带六旋翼 机具紧凑结构设计
组装拆分变非常方便方便携带运输六旋翼机军事应
中更加方便
民方面机 进行震等灾害救援高压线坝进行巡
线监察林区进行防火监察农田中喷洒农药物装备摄头
空中采集图完成电影拍摄等务军方面实现作战分
队范围空中侦察完成面目标持续监视功弥补型固定翼机装
备级较高法灵活进行战场部署缺点
机控制理研究方兴未艾许热点问题正世界
科研工作者探讨例惯性测量元件视觉识结合起提供包括
机姿态位置信息机体信息估计 取单独惯性测量元件
视觉识方法更优姿态位置信息估计型机数学模型中具
较非线性耦合性具较模型确定性导致控制方法
提出种难点进步研究
时型六旋翼 飞行器具济潜力具潜市场相
通常型固定翼机型六旋翼机具紧凑机械结构低廉成
卓越低速运动性民领域军领域中具广泛途
该种机研究具较观应前景
综述该文六旋翼机理研究工程实践进步
理研究机技术发展开发潜市场需求等方面具强实际意
义
12 国外研究现状
旋翼机研究集中四旋翼领域六旋翼研究 较少
四旋翼研究六旋翼研究具鉴意义姿态测量传感器
滤波融合等方面具强通性面分两部分进行现状探讨
2
[4]
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
121 四旋翼机研究现状
年四旋翼机领域研究成果急速增长面具代表性
研究成果进行列举
OS4 瑞士洛桑理工学院支研究团队研发种型四旋翼飞行器
研究飞行 控制算法结 构设计 目标实现四 旋翼室环 境室
外环境完全飞行该项目分两阶段OS4I 质量约 235 g长度
73cm团队成员开发出套设计方法通飞机总体质量总
体尺寸推重等参数选数库中挑选佳设计方案团队成员采
万节制作测试台四旋翼机架放置通万节连接测试台
够俯仰横滚偏航三转动方提供度 OS4 I 电机调速装置电
源飞行控制均外部提供OS4 团队种控制方法进行效实验
通实验出 IB 控 制方法较控制特性结初期四旋翼
测试台进 行三度 运动 完全脱 离 面系统
赖团队成员开发出第二代 OS4够脱离测试台进行飞行 试验
OS4II OS4I 相完全脱离万节实验台赖机载锂电池飞行控
制系统续航时间约 30 分钟 2006 年项目团队已初步完成研究
工作
[16]
GTMARS
图 11 OS4 OS4II
面火星探测设计型旋翼飞行器系统佐治亚理工
学研制该飞行器具重量背负较载荷旋翼尺寸达惊
18m量足时候该机动量补充点降落完成量补
充
3
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
EADS Quattrocopter
飞行器
[20]
图 12 GTMARS
MD4200 均具非常飞行性四旋翼
图 13 MD4200
图 14 EADS
[24]
斯坦福学关型四旋翼机飞行控制研究选择
Draganflyer 作研 究台 STARMAC 基础台该台
MicroStrain 惯性测姿模块微控制芯片超声波传感器GPS 接收机蓝牙通
讯设备面站系统 PC 机操杆组成机载台飞行器实时姿态信息
控制信息发送面站飞行器震动飞行速度位置估计
准确扩展卡尔曼滤波改善信息估计取较悬停性
抗风扰性
122 六旋翼机研究现状
美国 Dragan fly 公司六旋翼机研究代表性产品
Dragan fly X6 六旋翼机重量 2kg载 重力 500g具 GPS 定位功
进行高度锁定机架采体化碳纤维制作具体化设计遥控
器遥控器面实时显示电池电量飞行高度飞行速度飞行等飞行信息
传输视频信息时配备光学相机红外热成相机续航时间约 15 分钟
配备视频眼镜辅助操作该型机具特殊设计折叠机架保证机体
机械强度前提提供便携结构设计该型机已诸公安全航拍摄
影工业探查教育领域进行广泛应
4
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
图 15 Draganfly 机
图 16 Draganfly 机飞行图片
图 17 折叠状态
图 18 视频眼镜
疆创新公司推出针专业航拍领域六旋翼机
S800该六旋翼
机采分列放置旋翼方法采旋翼翻定角度方法增强机系统
稳定性配合生产 WooKong 飞控达高控制精度极高飞行
稳定性配合禅思云台达电影拍摄级航拍画面
图 19 S800 六旋翼机
六旋翼机四旋翼机均属旋翼机范畴均具垂直起降
机具优点例复杂城市环境中完成低速目标监视
复杂面情况进行详细探查空中特定方位定点悬停完成特定务然
六旋翼机相四旋翼机具显著优点：
（1）保证机体尺寸相前提六旋翼 机四旋翼机更利
机体结构空间增加旋翼数提升负载力动力系统机体提
供拉力提升没总重量造成显著增加提高整飞行器
推重控制系统性受飞行器推重影响较控制系统系统推
5
[124]
[4] [1]
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
力裕量较时 较克服 诸风机体 抖动等干扰 影响达较 控制
效果六旋翼具控制系统性更加优秀机体特性
（2）六旋翼机相四旋翼机具 更加工作性四旋
翼机旋翼维持身姿态稳定必少果
飞行时某种外 部素造成 旋翼破损四旋 翼机法 稳定身姿态
坠毁然六旋翼机维护姿态稳定旋翼
必少理角度讲缺失两旋翼情况六旋翼机旧具
保持身姿态稳定条件需控制方面飞行时状态进行判断
灵活总拉力分配进行重新考虑避免失控情况出现进提高整
机系统鲁棒性 性 种性提 升机 广泛应 重
意义
（3）六旋翼机相四旋翼机具灵活机械 结构配置方式通
采轴双桨方式采三根机臂设计样便携性更容
易实现短时间完成整机体拆装工作
综述六旋翼机 推重控制性性等方面较四旋翼机
具更特性完全否定四旋翼机合理性必须承认
六旋翼机轴双桨电机配置造成定效率损失方面
优越性文着重开展六旋翼机研究工作
123 六旋翼控制理研究现状
控制方法关旋翼机控制方法已世界学
者研究Kim 等 PID 控制方法旋翼机中应进行研究
Bouabdallah 旋翼机控制中分 IB LQ 方法终取
较控制效果变结构理进步发展Kim 等变结构控制应
旋翼机控制方法中 Backstepping 方法常运旋翼机控
制 Sanca 等 Backstepping 方法进行仿真测试
外国外学者通结合视觉识惯导信息获取更控制效果
13 文研究容
文完成 旋翼 机控制系统 硬件设 计控制系 统总体结构 设
计实现控制系统软硬件基础完成实际飞行试验证实控制方法
效性具体章节容安排：
第二章完成六旋翼机模型建立通分析六旋翼机飞行状
态受力力矩运牛顿欧拉方程建立六旋翼机力学模型建
6
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
立控制系统运动方程
第三章设计实现完整六旋翼机控制系统硬件系统组建高精度传
感器系统完成飞行控制器硬件设计实现完成硬件调试工作驱动
编写工作
第四章建立六旋翼机完整控制系统中包含位置控制部分高
度控制部分 姿态控制部分 建立套 完整姿态传 感器进行机械 防震
数字滤波方法提出种新颖气压计超声波传感器加速度计融合方法
通实验验证滤 波效果提 出种优化 拉力分配方法 系统性
增强
第五章分两部分第部分介绍飞行控制软件设计详细阐述设
计程中保证实时性性理念第二部分通实际飞行测试证实控制
系统优秀性
7
第2章
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
六旋翼机数学模型建立
章完成六旋翼机模型建立通分析六旋翼机飞行状态
受力力矩运牛顿欧拉方程建立六旋翼机力学模型建立
控制系统运动方程
21 六旋翼机飞行机理分析
六旋翼机机体结构图 21 示
z
M5
M6
M1
M2
x
M3
M4
y
图 21 机体结构
简化分析 建立数学模型前首先作出假设首先假定飞行器机
体具足够机械强度视绝刚体考虑机体变形产生影响假定
飞行器机体质量机体转动惯量变保持常量次假定旋翼绝
刚体忽略旋翼运动时候产生摆动扭转忽略旋翼间气动干
扰假定机体左右称结构存机体质量偏置两旋翼相转速提
供相升力
211 坐标系定义
首先坐标系俯仰角横滚角偏航角进行定义
机体坐标系 x 轴通机体重心指飞机前进方y 轴通机体重
心指机体左翼方z 轴通飞机重心 xy 垂直指飞行器方
坐标系采西北天坐标系姿态角定义：
俯仰角θ(pitch)：机体轴 x 水面间夹角度正
偏航角ψ(yaw)：机体 轴 x 水面投影坐标系中 x 轴间
8
夹角度机头左正
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
横滚角φ(roll)：机体轴 z 机体轴 x 竖直面间夹角飞机右
时正
212 四种基运动
（1）升降：时增加六旋翼转速 者时减六旋翼转速
增加者减旋翼产生总拉力重力变前提实现六旋翼
机垂直方升降
（2）前飞飞：图 21 示减 3456 号旋翼转速时增加
12 号旋翼转速产生 y 轴正力矩该力矩作机体会造成
俯仰角q 正机体前倾斜会导致旋翼产生总拉力前进方
正分力该分力会拉动机体前飞行理增 3456 号旋翼转
速时减 12 号旋翼转速产生 y 轴负力矩该力矩作
机体会造成俯仰角q 负机体倾斜会导致旋翼产生总拉力
前进方负分力该分力会拉动机体飞行
（3）左飞右飞：增 34 号旋翼转速减 56 号旋翼转速
x 轴产生正力矩该力矩会导致机体横滚角 f 正机体右倾斜
会导致旋翼产生总拉力 y 轴负分量该分力拉动机体右飞行
理减 34 号旋翼转速增 56 号旋翼转速 x 轴产生
负力矩该力矩会导致机体横滚角 f 负机体左倾斜会导致旋翼产
生总拉力 y 轴 正分量该分力拉动机体左飞行
（4）旋运动：该六旋翼机采列电机安装方式结构图
图 22 示
图 22 轴旋翼结构
旋翼旋相反样旋翼转动产生反扭矩相互抵消会造成机体
旋该六旋翼机设计中规定 135 号旋翼时针旋转246
号旋翼逆时针旋 转六旋翼 机偏航轴 转动旋翼 转动产生 反力
9
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
矩实现 135 号旋翼时针旋转机体受 135 号旋翼逆时针方
力矩理 246 号旋翼逆时针旋转机体受 246 号旋翼
时针方力矩保持两力矩相等六旋翼机偏航轴保持变
增加 135 号旋翼转速减 246 号旋翼转速会 z 轴产生
正力矩会导致机体产生 z 轴正角加速度进步机体 z 轴
产生正角度理减 135 号旋翼转速增 246 号旋翼
转速会 z 轴产生负力矩会导致机体产生 z 轴负角加速
度进步机体 z 轴产生负角度
六旋翼机四种基运动定性解释
22 六旋翼机机体结构设计
机需求电影拍摄航拍摄影电网巡线油路巡线军事侦
察灾害探查等针需求进行分析六旋翼机基求：具定
载荷易携带具较强环境适应性恶劣环境够适应具定
续航时间
首先考虑拥定载荷续航时间旋翼少达 9
寸够保证约 500g 载荷 15 分钟续航时间
次考虑够便携带六边形结构法满足需求采
三轴六桨机体结构图 21 示展开机翼法满足便携求需
够折叠机翼
考虑恶劣环境适应需冗余旋翼存六旋翼相较四旋翼
处冗余旋翼存机抗风抗恶劣环境力较提升
221 机架选型
根机架基求终选购 SkyKnigh tY6700 型机架图 23 示
图 23 SkyKnightY6 机架
图 24 机架折叠状态
该机架机身部分采碳纤维制作电机座部分连接件采铝合金制作重量
558g具简易折叠机构轴根螺栓固定配合防滑螺帽锁定
方便进行机 架折叠展开 种 机械设计够 保证便携性 前提
10
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
机体取较高机械强度进减少机体抖动控制系统性影响
该机架电机轴距 606mm适合 11 寸旋翼安装机身部接驳云台固定架
方便硬件扩展
222 动力系统设计
旋翼型机通调节电机转速实现 机姿态控制速度控制
位置控制均通核心姿态控制实现电机特性机控制系统性
起着关重影响电机旋翼选择仅影响着六旋翼机控制性
续航时间息息相关
转子刷直流电机转速般较高需配合减速器样
机体机械结构更加复杂增加机体成外转子刷直流电机具相
较低转速直接配合旋翼需减速器仅降低机械
复杂度成降低
考虑整机设计质量 2kg 左右 机必须具定推重保
证角度机动高速运动时控制性综合电机负载力重量效率等
方面素终选择恒力 W4220880KV 外转子刷直流电机
图 25 恒力 W4220 电机
根该电机电流拉力曲线图 26
图 26 拉力电流曲线
示出配合 1147
桨时
候提供 1kg 左右拉力六电机提供约 6kg 左右总拉
力远机体身重量电机负载约 400g图 26 中出工作电
流约 5A总工作电流约 30A样达 15 分钟续航时
间需配备 111V7500mAh 容量锂电池
23 运动方程推导
节完成六旋翼机运动方程推导
分析简化前面章节假设假定机体刚体旋翼
够进行理想安装六旋翼转动面均机体水面相行
11
cosq cosy cosq siny sin q
ê
S sinq cosy sin f siny cosf sin q siny sin f + cosy cosf cosq sinf
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
三机臂互相成 120 度角分列安装
面进行六旋翼机运动方程推导
根坐标变换理面坐标系转换机体坐标系变换矩阵：
ê
ù
ú
ú
(21)
êsinq cosy cosf + siny sinf
sinq siny cos f cosy sin f
cosq cosf ú
T
X S X
ê ú
0
ê ú
B
ê ú
F
i
é ù
é
6
ê ú
F S F ( F ) sinq siny cosf cosy sinf
ê ú
i 1
ê ú
cosq cosf
2
ì
x x
ï
2
y (F D y ) m
y y
ï
z (F mg D z ) m
面坐标系通方余弦矩阵转换机体坐标系
Xbody SXearth
者改写：
earth body
升力表示机体系：
é 0 ù
ë i 1 û
中 Fi 六旋翼产生升力（ i 123456 ）
进行坐标变换转化面坐标系
ë z û ë
机体运牛顿定律动运动方程
î
ù
ú
ú
ú
û
(22)
(23)
(24)
(25)
(26)
中 D
x
D
y
D
z
三方空气阻尼效果系数 m 机体质量
d
(JW) M
T
动方程接推导转动方程
刚体转动动力学方程：
dt
中 W [ p q r ] 机体角速度量 J
机身惯性矩阵
12
é
ê
ê
ê
J
x
J
y
J
ù
ú
ú
z ú
(27)
六旋翼机
1
M l[F + F (F + F + F + F )] (28)
3
M l( F + F F F ) (29)
(210)
0
ê ú
H 0 (212)
ê ú
ê J w ú
é M ù
ê ú
M W´ H + M (213)
ê ú
ê ú
d
(J W) JW + W ´ JW M (214)
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
面作 机身外力矩 进行分求解 作机身 外力矩 包含
三源：旋翼升力产生力矩旋翼转动产生反力矩高速转动旋翼产生
陀螺力矩机身身转动产生陀螺力矩机身身转动角动量
机身转动产生陀螺力矩微微忽略该项影响仅前三项
进行考虑
首先旋翼升力产生作力矩
俯仰方力矩
2
横滚方力矩
2
偏航方力矩
y 1 2 3 4 5 6
中 l 机臂长度 C 反扭矩例系数
接着考虑旋翼高速旋转产生陀螺力矩陀螺力矩表达式
Mgyro å W´ Hi (211)
H 动量矩定义 wi （ i 1 2 3 4 5 6 ）螺旋桨角速度 J r z 轴转
动惯量电机转子转动惯量旋翼转动惯量求旋翼正常工作时
存机体系中 z 轴动量矩动量矩 H 表示：
ë û
综述作机外部力矩（表示机体坐标系）：
ë y û
式(27)进步公式
dt
代入求解转动方程：
13
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
ì
J
y
J
z
jr
l
3
ï
ï p (
ï
J
x
)qr +
J
x
(w1
+ w
2
w3
+ w4
w5
+ w6 )q +
J
x
2
( F3 + F4
F5
F6 )
ï
ï
í
ï
q (
J
J
z
J
J y
J
x
) pr
jr
J y
C
(w1
+ w2
w3
+ w4
w5
+ w6) p +
l
J
y
[ F1 + F2
1
2
( F3
+ F4
+ F5
+ F6 )]
ï
ï
r (
x
J
z
y
) pq +
J
z
( F1 F2
+ F3 F4
+ F5 F6)
(215)
ì
ï
ï
y (sin f cos q )q + (cos f cosq )r
ì
ï
(217)
í
ï
y r
u F + F + F + F + F + F
1 1 2 3 4 5 6
ï
3
u (F + F F F )
ï
(218)
1
u F + F (F + F + F + F )
ï
ï
取 作系统受陀螺力矩干扰式(215)
ì
j l
r
p ( )qr + u q + u
f 2
J J J
x x x
ï
J J j l
z x r
q ( ) pr u p + u (219)
f 3
J J J
ï
J J
x y
ï
4
欧拉角角速率( f q y )转换机体坐标系运动角速度分量(pqr)
关系：
íq q cos f + r sin f (216)
î
q f 均时方程(216)进行简化进
î
六旋翼机运动方程中取
îu4 F1 F2 + F3 F4 + F5 F6
f 1 2 3 4 5 6
简化
ï
ï Jz J z
取
14
ì x
1
í
îx7
f x f x q x q x y x
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
2 3 4 5 6
z x8 z x9 x x10 x x11 y x12
y
y
(220)
æ
ç
J J
y z
( ) x x
状态方程综合写式(221)
ç
x2
+
jr
u
f
x
4
+
l
u
2
ö
÷
÷
÷
ç
J
x
x
J
x
J
x
÷
ç
ç
ç
(
J
z
J
x
) x2 x6
4
j
r
u
f
x
2
+
l
u
3
÷
÷
÷
ç
ç
J
y
x
J
y
J
y
÷
÷
x f (x u )
ç
ç
ç
ç
ç
ç
(
J
x
J
Jz
y
6
) x2 x4
x8
+
C
J z
u
4
÷
÷
÷
÷
÷
÷
ç
g +
1
u
cos x
cos x
1
D x
2
÷
ç
ç
ç
ç
1
m
1
3
x10
1
m
z
8
1
2
÷
÷
÷
÷
ç
ç
m
u1(sin x3
cos x5
cos x1
+ sin x5
sin x1)
m
Dxx10
÷
÷
ç
ç
ç
ç
1
u (sin x sin x
cos x
x12
cos x sin x )
1
D
x
2
÷
÷
÷
÷
(221)
è m
1
3
5
1
5
1
m
y
12
ø
该运动方程中存诸 J
x
J
y
J
z
C 等参数设计程中机负载
6 2 4 2
2 2 4 2
会发生变化部件安装位置会发生变化处仅取参考值
估计六旋翼机项参数：
m 23kg
C 00026 l 035m
Dx Dy 10 N × (m s) Dz 10 N × (m s)
J x J y 0015kg × m J z 0026kg × m jr 10 kg × m
述参数代入(221)终六旋翼机运动方程：
15
x
f ( xu)
æ
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
x
01u
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
x2
07333x4 x6 + 0006667u f x4 + 2333u
x4
07333x2 x6 0006667uf x2 + 2333u3
6
4
x8
2
ö
÷
÷
÷
÷
÷
÷
÷
÷
÷
÷
( 22 2)
ç
98 + 04347u cos x
cos x 4347´10
5
x
2
÷
ç
ç
ç
1
3
x10
1
8
7
2
÷
÷
÷
ç
ç
ç
04347u1(sin x3
cos x5
cos x1
+ sin x5
x12
sin x1) 4347´10
7
x10
2
÷
÷
÷
è
04347u1(sin x3
sin x5
cos x1 cos x5
sin x1) 4347´10
x12 ø
k
G(s) (223)
2
根空气动力学知螺旋桨产生拉力转速方成正电机调速器
转速控 制量控制系 统发电机调速 器控制量首 先电机 模型转
化速度信号然非线性环节转化终升力处电机调速模
型简化阶惯性环节电调控制信号量电机转速间传递函数：
01s +1
处妨取 k 1电机转速 Wi 拉力 Fi 间满足关系：
Fi EWi (224)
中E 转换系数通实际电机测试
24 章结
章首先六旋翼机飞行方式进行分 析包括实现前飞飞
左飞行右飞行升降等机动动作然通该六旋翼机途
分析机体动力系统求根求机体动力系统进行设
计选型搭建机体结构六旋翼机进行详力学分析
运动方程状态方程运阶惯性环节电机特性进行似估计
合理参数
16
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
第3章 六旋翼机硬件设计
六旋翼机固定翼飞机属静稳定飞行器需持续姿态保持
实现完善姿态控制需传感器参控制反馈控制器收集信息综
合传感器信息产生控制量控制量传递电机调速器实现机姿
态位置高度调节
31 总体方案
六旋翼机控制系统总体方案图 31 示
机载 部分
MTI姿态 模块
三轴MEMS陀螺仪
三轴MEMS加速度计
三轴磁阻传感器
DSP
UART
PWM
处理器
PWM
PWM
PWM
PWM
PWM
PWM
电机调速器
电机调速器
电机调速器
电机调速器
电机调速器
电机调速器
电机1
电机2
电机3
电机4
电机5
电机6
控制手柄
Xbee
通讯模块
遥控器
图传输系统
接收机
计算机
24GHz
24GHz
58GHz
云台控制器
Xbee
通讯模块
线接收机
图传输系
统发射机
摄头
UART
PWM
AV
STM32f407
UART
UART
I2C
UART
I2C
光流传感器
GPS
气压计
超声测距
E2PROM
面 站
图 31 控制系统硬件总体方案
该控制系统总体分两部分面站机载部分面站负责控制指令
发送机信息回传显示分析保存机载部分负责机体运动信息
获取综合通种传感器实现机体姿态运动速度运动位置控制
311 线通讯链路
控制指令通两条链路进行传第条线链路 Xbee 线通讯链路
通控制手柄控制信息通 USB 接口传送计算机然计算机进行
指令分析综合面站软件种指令信息通 Xbee 线通讯模块信息
传机机载控制器通机载 Xbee 线通讯模块接收信息然信息进行
解包执行第二条线链路遥控器线链路通线遥控器遥控器拨
17
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
杆开关信息传送线接收机然接收机通输出
PWM
波形控制器
传递信息控制器测量 PWM 占空进控制指令进行执行第三条线
链路专门传输图信息机载摄头装载云台控制器通 PWM
通路云台控制 器发送指令 云台控制器通 装载云台台 惯性测 姿模块
调整云台台特 定姿态 够隔离机体 运动图造 成稳定 控
制相机稳定 图信息通 AV 模拟输出线路传送图发射机发射机
58GHz 线链路实时图信息传送面站中图接收机然面站
图进行处理进步获取图中目标位置运动情况通 Xbee 线链
路发送踪指令
312 传感器系统
机载部分传感器包括陀螺仪加速度计磁强计气压计 光流传感器
GPS 接收机超声波测距传感器陀螺仪加速度计磁强计通扩展卡尔曼滤
波实现机姿 态航实现 漂移准确测 量气压计 超声波测距 传感器
测量机 高度高度 升降速度信息 处 气压计测量 范围较
超声波测距传感器更超声波传感器具气压计更加准确高度值光流
传感器 GPS 传感器测量机位置信息速度信息处光流
传感器需外部 GPS 信号实现室定位具较高位置精度位移
速度精度位置输出会着时间漂移 GPS 传感器需室外
位置信息精度没光流传感器高具高空光线条件没
求等优点控制器通综合述传感器信息姿态位置速度信
息通反馈机进行控制实现整机控制系统
313 执行器数保存
控 制信 息 执 行 终 通 电 机进 行执 行 控制 器 通 电 机 调速 器发 送
PWM 信号电机进行调速电机调速器接收 PWM 信号占空进行测量
通调节开关 开关时间例 调节电机 转速 外转子刷电 机存
机械电刷电机 调速器需根 位置反馈 电机进行换相 实现电机
稳运行达较高动态响应
STM32F407 RAM 存储信息断电会丢失控制板设
计 EEPROM 重参数进行存储保证断电丢失参数重新电直接
参数进行读取
18
32
传感器系统
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
动态精度 2°RMS
传感器系统效控制系统成功运行关键 获取低噪声反馈信息
控制系统够实现高精度控制性选择传感器方面该课题进行
精心选择终获取套高性传感器系统
321 姿态传感器
姿态传感器采荷兰 Xsense 公司 MTI 传感器图 32 示MTI 系统
测量姿态磁航部嵌 DSP 加速度计陀螺仪磁强计输出
进行补偿补偿项包括标度数误差补偿零输入偏置补偿温度补偿然
补偿加速度角速度磁场强度进行 Kalman 滤波完成姿态航估
计MTI 广泛相机机器型机车辆等设备控制稳定
角度分辨率 005°静态精度优 05°动态精度优 2°优异测量精度
够满足姿态控制求
表 31 MTI 性参数
动态范围 角度
角度分辨率 005°
角度重复误差 02°
静态精度(姿态) 05°
静态精度(航) 10°
图 32 MTI 姿态模块
322 高度传感器
高 度 传 感 器 采 Measurement Specialties 公 司 MS5803 气 压 计
Maxsonar 公司超声波传感器 Maxsonar EZ4
图 33 MS5611 气压计
图 34 Maxsonar EZ4 超声波传感器
2
MS5803 气压计通测量气压变化获取高度信息置 24 位模数转换
器分辨率达 10cm具高达 1ms 转换速度够满足机种高动态
应场合嵌温度计气压进行温度补偿通讯接口采 I C 接口 SPI
接口
超声波传感器通身发出超声波检测回波方式记录反射时间计算超
声波传感器反射面距离Maxsonar EZ4 探测距离达 645m提供 10Hz
19
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
更新频率 1cm 分辨率采串口通讯
323 位置传感器
型机导航需位置速度估计特六旋翼机
种阻尼系统需高频位置信息实现精准位置控制年基鼠
标传感器光流传感器已成功应型机中面面时实现飞
行器速度位置计算种鼠标传感器需外部光源支持低功耗
高面距离需求背离该应中采基 CMOS 图传感器作
光流传感器PX4FLOW 苏黎世联邦理工学院研究生产光流传感器具
752x480 CMOS 传感器 CortexM4F CPU采 16mm M12 镜头板
载陀螺仪运行时图中心 64x64 素进行计算估计出图移动速度
通陀螺仪机体运动角速度该速度图移动速度中补偿掉终
机体实际速度通积分获取位置信息够室外获取 250Hz 更新速率
室达 120Hz 更新速率系统框图图 36 示
图 35 px4flow 光流传感器
图 36 光流传感器部框图
2
GPS 传感器采 Fastrax 公司 UP501 模块该传感器具 10Hz 位置更
新速率集成板载天线采串口通讯位置 精度 18m速度精度达 01ms
时间精度 50ns
33 飞行控制硬件设计
飞行控制电路实现功：读取传感器 信息传感器信息进行校正
补偿滤波进获取信息接收 Xbee 通讯模块信息计算控制量控
制量发送电机调速器
331 控制器选型
通需求分析出控芯片需拥丰富外设 UARTI C
SPIPWM 输出等功时需种传感器信息进行校正滤波
求控芯片具 较强数字 信号处理力 求够 较快速进行 浮点数
20
2
2
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
运算综合处理器速度飞行控制电路型化求考虑价格采购便捷
编程方式等问题选 STM32F407RET6 作控制器
STM32F407 系列芯片高性 ARM Cortex M4 核 CPU运行频率
高达 168MHzCortexM4 核具浮点处理单元（FPU）该单元支持
ARM 单精度数处理指令数类型实现全套 DSP 指令存
保护单元加强应安全性STM32F407 具特性：
（1）具 ARM32 位 CortexM4 核具 ART 加速器允许 Flash 0
等时间执行代码运行频率达 168MHz执行 DSP 指令具高达 1M
Flash 存储高达 192K SRAM具灵活静态存控制支持 FlashSRAM
PSRAMNOR NAND 存采 33 V 供电外部 4MHz 26MHz 石英晶
体振荡器提供时钟源
（2）具丰富片外设电路片提供 3 高采样速度 24MSPS 12
位 AD 转换器具通型 DMA提供 16 数流控制片具 12
16 位计时器 2 32 位计时器时具 15 通信接口包括 3 I C 接口
6 串口3 SPI 接口2 CAN 接口SDIO 接口具 USB20 全速设
备接口 Ethernet 接口极方便控制电路设计
332 电源通讯接口设计
飞控电路采 12V 供电12V 电源开关电源模块降 53V 部电路供
电53V 电源防反接二极保险丝降 5V 左右电压 MTI 测姿模块
GPS 接收机光流传感器超声波传感器供电5V 电源 AMS1117 线性稳压
源降 33V控制器气压计EEPROMFlash 等数字电路供电
MTI 测姿模块采 5V 供电通 RS232 串口回传姿态数中包括角速
度 加速 度磁 航 姿态 估计等 实时 信息 更 新频 率 256Hz控 制板 板 载
MAX3232 串口提供 RS232 电 TTL 电转换GPS 接收机采 5V 供电
通 TTL 电串口通讯获取纬度高度速度航等信息更新频
率 5Hz STM32F407 绝部分脚均支持 5V 电通讯中间需加
入额外电转换电路光流传感器超声波传感器均采 5V 供电
串口进行通讯光流传感器速度估计更新频率达 250Hz超声波数更新
频率 10Hz气压计采 33V 供电通讯接口采 I C 数更新频率达 100Hz
333 数存储设计
外部电源断电控制器 SRAM 数丢失重参数发
生逆丢失飞控电路中设计 EEPROM 重飞行参数进行储存
21
EEPROM 采 I
2
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
C 通讯进行字节单位时读写重参数
PID
控制参数存储非常方便数总量修改
2
时候仅中某少量数进行修改非常适合 EEPROM 字节单位
读写 Flash EEPROM 工作方式相实现数存储功
Flash EEPROM 着读写方式区Flash 进行数写入前
必须进行数区块擦操作数区块擦较浪费时间仅需
某参数进行修改需整区块信息读出进行区块擦修
改信息写入 Flash样仅程序流程更加复杂需耗费量
时间少量常修改关键性参数存取Flash
胜 Flash 量数写入着显著优势首先Flash 芯片采 SPI
通讯通讯速率达 4Mbps EEPROM 采 I C 达 400Kbps次Flash
部烧写时间较短够短时间写入量数种特性应记录飞
行数需求面综合考虑述特点飞控电路采 EEPROM Flahs
存设计EEPROM 记录关键性参数Flash 实时记录飞行时产生姿
态信息指令信息位置信息等关键数实现黑匣子功
电路设计PCB 制作飞控电路板实物图图 37 示
34
章结
图 37 控制器硬件
章首先介绍控制系统硬件总架构包含通讯系统传感器系统存储系
统等分系统然介绍硬件中传感器参数介绍飞行控制电
路设计思路步飞行试验基础
22
第4章
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
六旋翼机控制算法设计
第二章六旋翼机动力学建模第三章硬件台搭建
章建立 六旋翼机 控制算法 介绍传 感器信息数字 信号
处理方法
41 总体控制结构
六旋翼机总体控制结构图 41 示
位置控制器
速度控制器
姿态控制器
GPS光流
GPS光流
IMU测姿
高度控制器
超声波
气压计
GPS
加速度计
爬升速度
控制器
超声波
气压计
GPS
加速度计
转速分配
机
* *
* * *
* *
然通高度定 z 实际高度 z 计算需爬升速度V 结合实际爬升速度 V
W W W W W W
图 41 总体控制结构
首先室外情况 GPS 接收机获取位置信息室情
况光流传感器获取位置信息通位置定位置信息计算达相应定
需速度Vx Vy 然通 GPS 光流传感器出实际速度信息计算出
达实际速度定需姿态定q f y 然通 IMU 获取实际姿态信息
姿态控制器综合定实际状态计算控制量 u2 u3u4 高度控制通路通
超声波气压计GPS加速度计等传感器进行数融合机体实际高度
z
输出高度控制量 u4 终u1u2 u3 u4 进入转速分配环节控制量终变换六
1 2 3 4 5 6
机总体控制结构分三部分分姿态控制部分位置控制部分高度控
制部分
（1）姿态控制部分
姿态控制部分通陀螺仪加速度计磁强计输出角速度加速度磁强
23
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
*
*
*
信息融合姿态估计获取反馈信息输入姿态角定 q f y
u u u
输出
三控制量
2
3
4
应三姿态角控制量三控制量参终转
* *
* *
* * *
速分配直接影响着电机转速变化进完成机姿态控制
（2）位置控制部分
位置控制部分包括位置控制速度控制通 GPS 接收机光流传感器获
取位置信息速度信息实现机位置控制中GPS 接收机室外
位置控制光流传感器室室外低空飞行时位置控制该控制部分
输入信息定位置 x y 然控制器根反馈信息计算出应该达定速
度 Vx Vy 传 速度控制器 速度控制器 计算出需达 定姿态 角
q f y 传递姿态控制部分完成位置控制
（3）高度控制部分
高度控制部分包含高度控制爬升速度控制两部分通 GPS超声测
距传感器加速度计气压计数进行数融合数获取高度反馈中
超声波传感器具极佳测距精度进行短距离测距气压计测距范围
受限制提供极佳相高度信息气压计存漂移现象着温度
阵风输出均会受定影响GPS 高度测量精度高绝
精度保证加速度计机体震动影响输出量中噪声部分较高
加速度计具高动态高灵敏特点低频数（ 10Hz 超声波数
）进行插值计算低频数获取高动态输出特性通结合述传感
器数获取较信高度信息通高度定计算相应控制量 u1
输入转速分配环节通改变旋翼转速实现高度控制
42 姿态控制
421 姿态传感器减震滤波
姿态传感器包括陀螺仪加速度计磁强计三种传感器通姿态融合算法提
供输出静置环境三种传感器输出具较低噪声水
旋翼式机具较转动旋翼电机旋翼会成较振动源
该振动源震动会姿态传感器造成较震动尤陀螺仪加速度
计造成非常高噪声水图 42 示种噪声 姿态传感器会造成
危害：
（1）型 MEMS 组合测姿系统中 MEMS 陀螺仪精度达
光纤陀螺激光陀螺高精度 MEMS 陀螺仪角速度进行姿态结算会导致
24
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
姿态角时间快速漂移满足应求需加速度计进行姿态补偿加
速度计受噪声污染姿态角补偿会出现较强噪声准确旦
加速度计达饱导致法滤振动噪声导致姿态角方偏移
（2）陀螺仪输出角速度信息受干扰会姿态控制造成利影响
姿态控制需较准确角速度估计信息果角速度噪声水较高导致
姿态角幅震动降低整控制系统性
（3）加速度计应高度估计中 果加速度计噪声水太高
会造成高度信息准确进影响高度控制性
静置
飞行
图 42 加速度计 z 轴噪声水
震动减少需两方面入手：机械防震数字防震
（1）机械防震方法
机械防震方面震动进行预防机臂电机固定座机
械强度会程 度长决定震 动 机体机 械连接部分 电机固
定座采取加固处理选择动衡性更外转子刷电机时检查电机
运行状况确定存间隙问题选取动衡性更螺旋桨
桨衡装置衡螺旋桨进行补偿旋翼安装程中保证旋转
面电机称轴相互垂直保证动衡效果减震动产生
通机体结构进行加固电机螺旋桨动衡优化效减低震
动强度终究显著减需姿态传感器安装方法进行
效改进放置震动隔离装置装置需足够机械强度姿态传
感器够保持机身相静止运动状态需具足够弹性够效隔
25
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
离机械振动传感器影响终采图 43 示减震 装置该装置
通两层安装板间弹性柱效隔离震动时 45 度安装弹性柱
够效隔离竖直方震动水面隔离震动效果
ˆ ˆ ˆ
ˆ ˆ
ˆ ˆ
ˆ ˆ ˆ
ˆ
k
ˆ ˆ + b (45)
ˆ ˆ ˆ ˆ
图 43 机械减震装置
（2）AlphaBeta 数字滤波
仅仅通机械防震装置取噪声水更传感器信息需
进行必数字滤波
Alphabeta 滤波器 种简化递推式滤波器数滑控制应中常
滤波器优点需详细系统动态方程运算简单具较
强实时性Alphabeta 滤波器假定系统存两状态第状态值第
二状态值积分结果第状态滤波值应状态种逼
机械系统说合适说位置 x 速度 v 假定速度微时间间隔 dt 保
持恒定位置预测通式进行
k k1 k1
速度变量 v 假定 常量时刻 估计值时刻 样：
k k1
果额外信息够估计速度变化该信息包含进
噪声未建模干扰项原输出量测值总会偏离预测种预测误差称
残差 r
k k k
假设残差 r 正 者次位置估计者次速度估计
alphabeta 滤波 器利两常数ab 分残差修正估计
k k k
dt
通常求 0 < a < 1 0 < b < 1 实际常数设定 ab 通常需进行试验确定
果令 b 0 ˆk 0 alpha 滤波器估计方程更加简单
k k1 k k1 k1 k
26
dt
a
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
已知滤波器剪切频率 fcut 通式计算 a 数值
d t + 1 (2p fcut )
(47)
机体姿态变化频率会高设计中陀螺仪加速
度计 Alpha 滤波器剪切频率设计 20Hz图 44 图 45 示机械
减震数字滤波加速度计输出已达低噪声水
2
s
*
m
度
速
加
35
30
25
20
15
10
5
0
5
减 振 前 标 准 差 4134
减 震 标 准 差 08683
机 械 减 震 前
机 械 减 震
15
10
0
10
20
30
40
时 间 s
50
60
70
80
图 44 机械减震效果图
2
s
*
m
14
13
12
11
10
滤 波 前 标 准 差 08683
滤 波 标 准 差 04900
滤 波 前
滤 波
度
速 9
加
8
7
6
5
10
20
30
40
时 间 s
50
60
70
80
图 45 数字滤波效果图
27
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
422 姿态控制器结构
姿态控制器总体结构图 46 示
坐标系
机体坐标系
+
P
I
D
坐标系
转换
+
P
IMU测姿
（姿态角）
IMU测姿
（角速度）
* * *
w w w
* * * *
ì
ï
q q cos f + r sinf (48)
ï * * *
y (sin f cosq )q + (cosf cos q)r
* *
ìf p
ï
* *
q q (49)
ï * *
y r
图 46 姿态控制器结构
姿态控制器分两闭环环角速度环采 P 控制外环角度环采
PID 控制两控制器基坐标系：外环采坐标系姿态角采
欧拉角定义 环采机体坐标系 反馈信息陀螺 仪角速度输出 pqr
q f y
î
机体倾角较时似认
î
机体倾角时两者间差会 忽略然取决飞行
器正常飞行时角度变化范围角度变化范围较时候做似处理
机体作角 度机动时候 应角度 环输出进行坐 标系转换 输
入角速度环样保证角度机动时候稳定控制
423 转速分配策略
六 旋翼拥六 旋翼通 调节六 旋翼转速 实现姿态 控制根 式
(410) ui Fi 关系 ui 分姿态控制 器高度控制器输 出
中存 6 未知数（ F1F2F3F4F5F6 ）仅存四方程
28
u F + F + F + F + F + F
1 1 2 3 4 5 6
ï
3
u (F + F F F )
ï
(410)
1
u F + F (F + F + F + F )
3 1 2 3 4 5 6
ï
ï
u F F + F F + F F
F
é ù é ù
ê ú ê ú
F u
2 2
ê ú ê ú
ê ú ê ú
1 6 02887 1 6 0 1 2 0 u
3
ê ú ê ú
F 1 6 02887 1 6 0 1 2 0 u
ê ú ê ú
ê ú ê ú
F 1 6 02887 1 6 0 0 1 2 0
ê ú
F 1 6 02887 1 6 0 0 1 2 0
ê ú
W W
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
足解出未知数需附加拉力分配条件解算拉力
î
根六旋翼列电机安装方式想旋翼转速相避免机
体旋问题样规定条件：
F3 F4 F5 F6 (411)
物理意义保证左右两组旋翼中组旋翼转速相
左右两组电机达扭矩均衡式(411)式(410)
u4 F1 F2 (412)
意味着偏航轴偏差机体部两旋翼转速差弥补样联立
(410)(4 11)解
ë 6 û
根式(413)控制量转换拉力 量拉力量需根
拉力 转速关 系式(224)解算 出 W1W2W3W4W5W6 进 步电 机实
现控制
基式(411)拉力分配补充条件设计初期 起没什设计问题
期实验程中种拉力分配问题开始逐渐显现初时候六旋
翼机实现姿态控制次意外坠毁事导致
旋翼断裂电机安装位置错位更换特性较差旋翼六旋翼
机开始受控制偏航轴旋（横滚角偏航角受牵连）观察控制
曲线意识偏航轴执行器饱原出现较偏航
轴误差时候机试图控制量纠正误差 u4 F1 F2 非常
1 2
会导致 1 号2 号电机脱离线性工作区域失升力者载运行时
29
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
缺乏轴双桨桨间转速升力建模求间转速相
然会存残余反扭矩反扭矩加 1 号2 号电机头更加加
剧两电机均衡运行需重新建立拉力分配补充条件
M5
M6
M1
M2
M5
M6
M1
M2
M3
M4
M3
M4
初始拉力分配条件
改进拉力分配条件
图 47 拉力分配方案
重新考虑图 47 示改换拉力分配补充条件：
F1 F2 F3 F4 F5 F6
(414)
F u
é ù
ê ú
F u
2
ê ú ê ú
ê ú
1 6 02887 1 6 1 6 1 3 1 6 u
(415)
ê ú
F 1 6 02887 1 6 1 6 1 3 1 6 u
ê ú ê ú
ê ú ê ú
F 1 6 02887 1 6 1 6 1 6 1 6
5
ê ú
1 6 02887 1 6 1 6 1 6 1 6
ê ú ê ú
中第二矩阵显示出更加衡分配方式说第分配矩阵中u 仅
物理意义保证三组旋翼产生残余反扭矩相方相偏航
轴出现误差时候三组旋翼间转速差相等六电机时进行调整保
证偏航轴踪 定指令 通联立式(410) 式(414) 新拉力分配 方
程：
ë 6 û ë û
(413)(415)发现两转换矩阵间前三列相等第四列
4
仅体现 F1F2 分配中改进分配矩阵 u4 分配进 F1 ~ F6 中
新拉力分配矩阵处体现两点：
（1）前需保证 F3 F4 F5 F6 定控制指令时候
旋 翼 间 影 响 完 全 消 反 扭 矩 新 分 配 规 规 定
F1 F2 F3 F4 F5 F6 承认残余反扭矩 存调动电机实现偏航
30
u F + F + F + F + F + F
1 1 2 3 4 5 6
ï
3
u (F + F F F )
2 3 4 5 6
2
ï
1
u F + F ( F + F + F + F ) (416)
3 1 2 3 4 5 6
2
ï
u F F + F F + F F
4 1 2 3 4 5 6
ï
F F F F
1 2 3 4
ï
v × T
L (417)
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
轴控制通种方式减 1 号电机 2 号电机负载工作
正常工作区域避免误差情况稳定问题
（2）通六电机联合控制提高偏航 轴调整力诸螺旋桨
致电机致等问题鲁棒性显著增加提升系统鲁棒性
综述终采式(414)提出拉力分配补充条件式(415)列出拉
力分配方程整理：
î 3 4 5 6
43 高度控制
高度控制指通改变旋翼机总升力机飞行高度达
维持定高度程
高度控制难点准确获取高度信息高度控制通 GPS超声测距传
感器加速度计气压计数进行数融合数获取高度反馈中超
声波传感器具极佳测距精度进行短距离测距气压计测距范围受
限制提供极佳相高度信息气压计存漂移现象着温度阵
风输出均会受定影响GPS 高度测量精度高绝精
度保证加速度计机体震动影响输出量中噪声部分较高
加速度计具高动态高灵敏特点低频数（ 10Hz 超声波数）
进行插值计算低频数获取高动态输出特性
面介绍高度测量中应滤波技术
431 超声传感器滤波
超声波传感器够提供 0~645m 精度达 1cm 距离测量具极佳
测距精度超声波工作方式发射段超声波脉然等回波果发射
接收超声波时间差 Ts 列公式计算超声波反射面距离
2
超声波安装机部面面安装机发生姿态变化
31
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
时机真实高度：
h L cosq cos f
(418)
超声波身缺点避免回波影响更新频率较慢达
10Hz超声波容易受电磁干扰影响产生错误读数图 48 示
坏数
图 48 超声波坏数
超声波传感器受电磁干扰者反射面条件佳时候容易产生诸图中
出现坏数般突发形式出现干高极值然恢复正常
排种坏数采取面方法：
前两次超声数做差果变化速率 某阈值判断出现坏数
次数代次数
种方法超声波身采样频率较低坏数连续出现概
率较 连续出现三 坏数时 候会造成 较长时间（约
300ms）相采样值 300ms 中机高度控制属开环状态会控制造
成影响必采外方法处理坏数情况面介绍坏数
出现时估计高度信息方法
机高度较惯性假定 1~2 次采样间隔期间
速度保持恒定通前效数坏数出现时候速度进行估
计综合考虑实时性准确性求里采前 4 采样点（包含时间高
度信息）作分析四采样点做二拟合计算出拟合斜率截距根
拟 合 出 次 项 式 点 进 行 预 测 里 假 设 前 四 采 样 点
(tihi)i 1234 拟合关系式
h at + b (419)
通列公式计算拟合斜率截距
32
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
n
ì
ï
ïa
ï
ï
ï
ï
n
2 2
t n ×(t )
åti hi n × t ×h
i1
i
i1
b h at
ï n
1
ït t
n
i1
ï
1
ï
å i
ï n i1
(420)
计算出 a b 通列公式计算出坏数出现时候高度估计
h5 at5 + b (421)
图 410 示根二预测方法够坏数出现时机高
度进行效预测解决坏数控制系统性影响时二
估计中算出高度时间斜率爬升速度高度控制微分部
分爬升速度控制器说非常数
m
c
500
400
300
度
0
200
高
100
30
40
50
60
70
时 间 s
80
90
100
110
0
200
150
m
c
T
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
432 高度传感器加速度计融合算法
超声波传感器气压计均测量高度功加速度计测出机体
加速度融合高度传感器（气压计超声波）加速度计输出结果
（1）数融合理
设加速度计输出 [ax ay az ] 运方余弦矩阵机体坐标系加
速度转化坐标系加速度式：
AE
é
ê
ê
ê
ë
cosq cosy
sin q cosy sin f sin y cosf
sin q cosy cosf + siny sin f
cosq siny
sinq siny sin f + cosy cos f
sinq siny cosf cosy sin f
sinq
cosq sinf
cosq cosf
ù
ú
ú
ú
û
T
ê
é
ê
ê
a
a
a
x
y
ú
ù
ú
ú
(422)
ë
z û
中 AE
T
坐标系加速度矢量重力加速度存 AE
A 0 0 g
具
常值偏置设重力加速度
G
A
[
A
A
]
实际机身加速度：
(423)
效
E
G
T
ˆ ˆ + ˆ ×dt
ï k k1 k
(424)
ˆ ˆ
h h + v × dt
效加速度进行积分速度速度积分便位移通
积分取速度位移信息便超声波气压计获取高度信息进行融合
组融合程中两点需注意首先保证加速度计输出加速度具较
低噪声水通前面章节提机械减震数字滤波实现次
加速度计误差中 包含标度数误 差着 温度变化者 外部供电电
变化会影响加速度计实际标度数标度数变化会导致重力加速度
量值发生变化重力加速度量值发生变化果进行实时估计
会导致部分重力 加速度残余 A效 中通加速度 积分速度 位
移迅速漂移加速度特征存残余重力加速度会导致速度
位置快速漂移面介绍高度传感器加速度器融合中算法
（2）数融合算法
该滤波器采 alphabeta 滤波器相似估计原理首先假定系统
三状态变量描述 [h v a] 三状态变量次应系统中高度高度
阶导高度二阶导假定足够时间间隔 dt 加速度值发
生变化通式速度位置进行预测：
î k k1 k
34
ˆ
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
考虑实际量测值 hk 总会估计值 hk1 间存设
rk hk hk1
(425)
称 rk
第 k 次估计残差果残差正实际量测值次估计值
ì ˆ
k 效 k
ï
ˆ ˆ + ˆ ×dt + KP2 ×r (426)
k k1 k k
ï
ˆ ˆ
问题效加速度 A 估计需加速度计输出中减重力加速度
ì
a A + KP1× r + KI × r
ò
ï
ï
ˆ ˆ ˆ (427)
í
ï
ˆ ˆ
h h + v × dt
者估计加速度者估计速度者两者组合
修改式(424) 列关系式：
î hk hk1 + vk × dt
该 关系式够 通残差 加速度估计 值速度估 计值进行 时修改获 取
准确位置估计速度估计加速度估计种估计方法般应场合已
满足求高度传感器加速度传感器融合程中遇特殊
效
重力加速度会着理位置变化变化加速度计标度数误差准
确值法轻易获加振动加速度计影响想飞行状态
中定准确常量现实需飞行时重力加速度进行实时补
偿
重力加速度考虑加速度估计常值误差仅残差 rk
提前补偿彻底消需加速度估计补偿量中加入积分环节
完成常值偏移补偿式(426)基础进行修改
终传感器融合方法
ï
+
KIs
KP1
KP2
+
+
+
dt
+
+
+
dts
图 411 融合算法图解
35
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
ˆ
该方法估计流程图 411
示中 h
k
实际量测量 ˆ ˆ h
k k k
度
100
m
200
加速度速度位置估计图中 KIKP1KP2 均滤波参数根
实际传感器类型进行调整
超声波传感器特殊性更新频率较低（10Hz）加速度计采样频
率达 100Hz加速度计采样周期更新高度速度信息
超声波采样时间点更新加速度估计样融合高度测量系统
达 100Hz 输出频率高度控制器说非常益通飞行时
KIKP1KP2 参数调整终确定超声波加速度计组合测高参数
：
KI 0001 KP1 10 KP2 38
滤波效果图 412 示出该种融合方法仅提高高度测量
动态性超声波传感器输出做滑实现爬升速度估计
高度控制器说非常结果
400
原 始 超 声 高 度
m300 融 合 高 度
c
200
高
30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40
时 间 s
200
1
s
*
c 0
度
速
30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40
时 间 s
图 412 超声波加速度计融合效果
气压计造成水超声波传感器高估计参数存定
飞行时调整终气压计加速度计组合测高参数：
K I 0001 KP1 055 KP2 1
滤波效果图 413 示出种融合方法降低气压计身噪
声水提供 10cm 左右测量精度时噪声水降低更加方
便获取高度信息微分值爬升速度高度控制器说非常
36
500
400
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
原 始 气 压 高 度
融 合 高 度
m
c
度
高
300
200
100
0
100
0
10
20
30
40
50
时 间 s
60
70
80
90
100
图 413 气压计加速度计融合结果
433 高度控制器结构
高度控制器部分控制框图图 414 示
P
I
D
P
机体
模型
1s
图 414 高度控制器结构
高度控制器分两环路环爬升速度环控制机体升者降
速度外环高度环控制机高度高度外环采 PID 控制爬升速度
环采 P 控制引入速度环原旋翼机系统高度缺少阻尼
果没速度环容易导致控制系统超调鲁棒性差引入速度
环引入较系统阻尼提升系统整体稳定性抗干扰性
44 位置控制
位置控制中采光流传感器 GPS 接收机作反馈控制框图图 415
示
37
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
P
P
I
D
I
D
GPS光流
GPS光流
通
GPS
图 415 位置控制器结构
者光流传感器获取机位置信息速度信息 x yVx V
y
根
位置定首先应 PID
控制方法计算速度环输入信息然速度环根
定传感器值采 PID 控制方法计算姿态环定
姿态控制机控制中扮演着极重角色姿态控制精度
直接影响位置控制精准程度进行环调试时候首先姿态环
实际指标提然进行速度环调整速度环指标达求进
行位置环参数调节
45 章结
章首先介绍控制系统总体控制结构然分姿态控制高度控制位
置控制三部分详 细介绍 机控制结构 详细介绍 姿态传感器 机
应减震问题滤波问题采 alphabeta 陀螺仪加速度计进行滤波
采二预测方法解决超声波传感器出现坏数问题然讨
拉力分配问题提出优拉力分配方案介绍高度传感器间数
融合问题通数融合获取高动态高准确性高度测量结果
38
第5章
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
六旋翼机飞控软件设计飞行试验
2
章介绍飞控软件实现功结构构 成介绍悬停抗干扰
视频踪等试验试验情况
51 飞控软件设计
六旋翼机飞行时候需 完成重务包括读取传感器数值传
感器数值进行滤波完成机飞行信息估计读取控制指令根控制指令
机飞行信息完成控制量计算完成电机控制处理面站间通讯
机飞行情况进行诊断作出相应动作需较安排项工
作优先序保证项务完成面介绍飞控软件设计
511 飞控软件功设计
机飞控软件运行 STM32F407 硬件电路基 ST 标准外设库开发
实现列功：
（1）读取传感器信息：通串口读取姿态传感器（MTI）信息通串口读取
光流传感器超声波传感器信息通 I C 读取气压计信息
（2）接收机信号收取：遥控机接收机采高 电时间长度承载信息根
接 收机 品牌 更新 频率 50Hz 80Hz 等高 电 时间 长度 通常
1ms~2ms利外部中断高电时间进行测量获取接收机信息
（3）控制电机调速器云台控制器：电机调 速器云台控制器均接受接收
机相类似数字信号高电时间长短判断控制量采部定时器产
生 6 路 PWM 波形控制六电机转速通 2 路 PWM 波形实现云台俯
仰横滚角度控制
（4）面站通讯：通串口 Xbee 通讯模块通讯 Xbee 模块间通
24GHz 线链路通讯包机飞行信息发送面站接收面站传指
令正确执行
（5）数滤波：运数字滤波方法传感器 测数进行处理目
降低信号中噪声水排震动等素传感器造成影响
（6）控制量解算：根反馈定间偏 差计算位置速度高度爬
升速度姿态角姿态角速度等控制量
（7）障判断：传感器信息正常表 现判断机否出现障
根障发生原进行适处理报告程序正常运行提供保障
（8）参数存储：重 参数控制 PID 参数通 EEPROM 进行存储
39
系统启动时读取
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
512 飞控软件总体架构
飞控软件程序流程图
开始
系统初始化
定时器设置
开中断
等
N
中断子程序
读取传感器
数
读取控制指令
根控制算法生成
电机控制量
电机调速器信号
输出
定时器中断触发
Y
中断子程序
状态数传
结束
2
2 2
首先系统电进行系统初始化中包括 GPIO 初始化系统
时钟初始化等然定时器进行设置机中断 100Hz次中断
次完成获取传感器信息获取接收机信息解算控制量处理通讯数等务
513 实时性性设计
飞控软件设计点保证系统实时性务量增时候需
种务进行实时性分析实时性求高务说脉宽度测量
I C 通讯中断响应需处理优先级设高实时性求高占
时间长务次中断子程序（100Hz）运行时候会占长
CPU 时间务实时性求高 10ms 运行完
毕中断中断优先级设定低中断优先级相较中断
处理串口通讯 中断应 该中断优 先级高 实时性 求
低 I C 中断设定中断优先级低 I C 外部中断高中断
优先级表 51 中列出中断优先级设定情况
40
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
中断源
DMA1_Stream6
DMA1_Stream5
DMA1_Stream3
DMA1_Stream1
EXTI9_15
I2C1_EVT
Timer10
Timer5
表 51 中断优先级
中断作 抢占优先级
Xbee 发送 1
Xbee 接收 1
Mti 发送 1
Mti 接收 1
脉宽测量 0
I2C 事件中断 0
系统时钟 0
中断 2
响应优先级
1
1
1
1
0
0
0
2
串口该飞控系统中应较诸 MtiXbee光流模块等传感器
需串口进行通讯串口处理尤需注意 Mti
帧姿态信息长度固定容易想处理方式：
设置 DMA 进行定长串口接收旦接收固定长度信息触发数
处理函数进行数接收处理
做缺点——容错性极弱假定数传输程中干
扰丢失字节数DMA 会接收第二帧数第字节时进
行处理实际第帧数已接帧数错位
法导致严重果 Mti 姿态控制核心传感器旦 Mti 信
息法获整机失控制应避免述方法
软件开发程中 串口处理采种新方式 DMA 控制器
功定义搬运工定义较长缓区DMA 控制器负责该缓区搬
运数进行数处理数处理职责分配中断数抓取函数
进行该函数具完善数滤功够识滤效数种搬运数
处理分开处理方式增强软件系统性
综述实时性性机飞控程序 重点设计程中通
排列务实时性等级务先执行作出判断分析系统薄弱点
薄弱点采技术进行改良性提升进提升整系统性
长期性实时性测试机飞控程序硬件电路已满足
性实时性求
52 飞行试验
节通实际飞行数机控制系统性作评估实验中
机采线链路 面站发送实时 姿态信息 面站接收实 时姿态信息 进行保
存
41
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
521 悬停测试
图 51 飞行截图
机面起飞达定高度姿态控制器输入俯仰角横滚
角定 0°偏航角定起飞时角度机进入空中悬停状态响应
曲线：
g
e
d
角
仰
2
0
滚
偏
68
2
俯
38
g 2
e
d
0
角
2
横
38
70
s
角69
航
38
39
39
39
40
40
40
41
时 间 s
41
时 间 s
41
时 间 s
42
42
42
43
43
43
44
44
44
图 52 悬停实验姿态响应
图 52 出悬停状态中俯仰角横滚角均零值附范围
波动抖动范围基维持 05°偏航角维持 69°附范围抖动
波动范围致 1°范围根悬停测试出姿态控制器已达
高控制精度基 保证俯仰角横滚角定 角度±05°范围 保证偏
航角定角度±1°范围已逼姿态传感器精度达非常控
制效果
42
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
522 抗干扰力测试
机面起飞空中进入悬停状态通拨动起落架方式
机轴施加干扰响应曲线图示
g
e
d
角
仰
10
0
横
5
偏
100
10
俯
120
5
g
e
d
0
角
滚
120
150
s
角
航
90
1205
1205
91
121
121
92
1215
1215
93
122
122
94
1225
时 间 s
1225
时 间 s
95
时 间 s
123
123
96
1235
1235
97
124
124
98
1245
1245
99
125
125
100
图 53 抗干扰实验姿态响应
图 53 示 122 秒左右机受横滚角俯仰角干扰
中俯仰角干扰达 11°横滚角干扰较约 4°机迅速调整
姿态 123 秒恢复悬停状态通约 1s 时间快速修正姿态出横
滚角俯仰角具较强抗干扰性 122 秒干扰没偏航轴造成太
影响偏航轴抗干扰特性采发生 91 秒 92 秒次干扰干
扰量值达 25°机干扰撤 917s 开始调整偏航轴姿态约
3 秒钟调整稳定状态图中出偏航轴回复程中量值约
10°超调量应该控制量中积分作造成进步调
整积分作进调整控制效果
523 信号踪实验
信号踪实验中采起飞摇杆出指令方式进行飞行器摇杆
定指令进行飞行
43
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
g
e
d
角
仰
10
0
实 际
定
10
俯
g
e
d
角
滚
50
10
0
52
54
56
58
60
时 间 s
62
64
66
68
70
角
偏
10
横
44
150
s
100
航
50
60
46
48
62
50
64
52
54
时 间 s
66
时 间 s
56
58
68
60
70
62
64
72
高 度 定
图 54 踪实验姿态响应
出俯仰角横滚角具相似踪性定±10°左右定
信号时候然会定踪延迟控制效果影响均够
约 05s 完成响应达较控制效果偏航轴定速度信号
时候偏航轴够快速逼定信号
524 高度控制实验
首先通手动控制面起飞达特定高度切入动高度控制模式
高度控制效果数
150
高 度 输 出
140
130
m
c
度
高120
110
100
80
85
90
95
时 间 s
100
105
110
图 55 高度控制响应
图 55 示高度定 132cm 时候高度实际输出 132cm 附约
10cm 条形带波动基达控制系统求
44
525 视觉踪实验
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
视频踪实验基哈工惯导中心 306 室刘天博学毕业设计——
旋翼飞行器面站软件设计目标识踪算法研究展开视觉踪实验指
通机载摄机拍摄视频通视频传输设备视频信息传回面站面站中
进行图识发送控制指令机机踪目标物运动摄头
视野中会 遥控车者 行 机根面 站中发出踪 指令
完成遥控车行踪实验实验场景图 56 图 57 示
图 56 踪车实验
图 57 踪行实验
室外视觉踪实验出机够视觉识系统引导成
功踪车者行成功实现视觉追踪功
53 章结
章首先介绍飞控软件总体架构功针飞控软件实时性
45
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
性求阐述飞控软件设计中需注意设计素接着通飞行试验
控制系统性进行测试悬停测试抗干扰测试信号踪试验中姿态控
制系统表现出较优异控制性高度控制实验中高度控制器表现出
错控制精度实现基视觉识目标踪实验
46
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
结
六旋翼机种具垂直起降力型飞行器通轴
放置三组六电机提供升力通改变旋翼转速调整姿态通调整姿态进
步实现位置控制具悬停性优异移动灵活机械结构紧凑零部件性
高等优点
文研究六旋翼机控制问题文完成工作：
（1）针六旋翼机机体结构分析运动机理 完成机体
结构动力系统设计建立六旋翼机数学模型
（2）设计实现完整六旋翼机控制系 统硬件完成飞行控制软件
设计通实验证明飞行控制系统软硬件实时性性设计 PID 姿态
控制器高度控制器位置控制器
（3）完成姿态传感器减震数字滤波工 作显著降低噪声水提
出种优化拉 力分配方案 详细介绍 超声波传感 器实际应中 处理坏
数方法提出种高度传感器加速度计融合方法
（4）通实际飞行试验机控制系统 性进行验证实验证明
姿态控制器高度控制器均具较控制性够满足应需求完成
视觉追踪车者行功
文针六旋翼机控制问题研究旧需进步研究改进
方：需 GPS 位置信息融合入位置控制器中实现基 GPS 定点悬停
循迹飞行需 GPS 高度信息融合入高度估计中实现 GPS气压计加速
度计三传感器融合提高视觉踪性踪物体速度进步增加
获取更踪性
47
[1]
[2]
[3]
[4]
[5]
[6]
[7]
[8]
[9]
[10]
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刘焕晔型四旋翼飞行器飞行控制系统研究设计硕士学位文
海海交通学2009
单海燕四旋翼直升机飞行控制技术研究硕士学位文南京南
京航空航天学2008
王永反电动势刷直流电机控制系统研究东南学硕士2004
姚元鹏四旋翼直升机控制问题研究硕士学位文哈尔滨哈尔滨工
业学2007
秦永元 张洪 钱 汪 叔华 卡尔曼 滤波 组合 导航原 理 西北工 业 学出
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芦勤桑 机遥测遥控面站系统研究[D]南昌航空学2012
李海泉 型机飞 行力学建模 虚拟训 练台建 立[D]南京 航空航
天学2012
尚 章 型 机 飞 行控 制 系统 硬 件设 计 实 现 [D] 南 京航 空 航天
学2012
胡占双 机飞行姿态检测控制研究[D]沈阳航空航天学2013
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孙仕祺马杰 历 史现实 机发展历程 现状面 挑战[J]
飞航导弹2005011419+39
徐喆垚 机非线性姿态控制研究[D]哈尔滨工业学2013
刘跃峰 张安 机机 编队协 务 分配方 法[J] 系统 工程 电子
技术201003584588
50
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
毕业设计（文）中致 谢前增加哈尔滨工 业学科毕业设计（文）原创
性声明
哈尔滨工业学科毕业设计（文）原创性声明
郑重声明：哈尔滨工业学攻读学士学位期间提交毕业设计（
文） 导师 指导独立 进行研究工 作取成 果
文研究工作做出重贡献集体均已文中明确方式注明
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窃伪造数等作假行
愿声明承担法律责
作者签名： 日期： 年 月 日
51
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
致 谢
感谢伊国兴老师作者学术悉心教诲伊老师渊博专业知识诲
倦敬业精神敏锐洞察力身体力行工作作风留深刻印象课
题进展遇困难时候伊老师予作者极支持提出许建设性建议
极促进课题进展
感谢奚伯齐屈桢深两位老师课题进展程中课题提出宝贵意见两
位老师蔼亲切处事风格渊博严谨学术风格作者留深刻印象两位
老师关处理视频传输干扰建议项目够利进行
感谢李远伟钟佳朋师兄作者科毕业设计提供支持帮助实
际系统设计程中提出许宝贵意见提供许实验材料课题利完
成离开时感谢惯导中心 306 室师兄师姐支持着作者完
成整毕业设计
课题刘天博学毕业文属合作课题感谢刘天博学面站程序设
计视频踪算法工作中卓越贡献两通力合作利实现六旋翼通视觉
进行目标踪务时感谢魏振楠学李哲学场外实验程中提供帮
助
感谢关心帮助作者亲师长学朋友
52
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
附 录
53
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
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学科毕业设计（文）
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六旋翼机种具垂直起降力型飞行器通轴
放置三组六电机提供升力通改变旋翼转速调整姿态通调整姿态进
步实现位置控制具悬停性优异移动灵活机械结构紧凑零部件性
高等优点
文首先六旋翼飞行器调姿原理进行介绍分析飞行姿态调
整方式建立六旋翼机数学模型根实际情况数学模型进行必
简化接着文完成六旋翼机控制系统硬件台组建组建
高精度传感器系统完成飞行控制器硬件设计实现完成硬件调试工
作驱动编写工作然文建立六旋翼机完整控制系统中包
含位置控制部分高度控制部分姿态控制部分建立套完整姿态传感
器进行机械防震数字滤波方法提出种新颖气压计超声波传感器加
速度计融合方法通实验验证滤波效果提出种优化拉力分配方法
控制系统性增强接着文设计实现飞行控制软件功
技术层面实时性性进行幅提升文通悬停试验验
证姿态控制器控制精度通抗干扰力试验验证姿态控制器稳定性通
信号踪试验验 证姿态控制器 踪性 通高度控 制实验验证高 度控
制器控制性 通视频 踪实验验证六 旋翼机整体 控制架构合理 性
效性
关键词：六旋翼机PID环路控制数融合
VI
毕业设计（文）
Abstract
Hexrotor is one kind of small unmanned aerial vehicles (SUAV) which have the
ability of vertical takeoff and landing (VTOL） It gets thrust by controlling six rotors
with propellers which are divided into 3 groups of coax ial rotors Its attitude is controlled
by regulating the spinning speed of the rotors which in turn makes its position
controllable The hexrotor has multiple advantages such as the ability of vertical take
off and landing good mobility and high reliability Therefore the hexrotor has broad
application prospects and enormous value of research
Firstly the flying principle was divided into four main modes of motion and analyzed
separately The dynamic model of the hexrotor SUAV was deduced with some necessary
simplifications
Then the control system hardware was built using highprecision sensors The work
of debugging the hardware and programming th e drivers was also done
In the following the main control scheme was proposed which composed of three
main controllers position controller height controller and attitude controller A complete
solution to reduce the noise in the g yroscope and accelerometer caused by vibration was
proposed including mechanical antivibration method and a digital filter called alphabeta
filter A new method of fusing the data f rom ultrasonic sensor barometer and
accelerometer was prop osed in the paper Experiment was conducted to prove the
effectiveness of the fusion method An optimized thrust distribution method was also
introduced to maintain the robustness of the system Some technology was also
introduced to keep the realtime performance and reliability of the control software
Finally some flight experiments were introduced to prove the performance of the
controller hovering test for the controller accuracy antiinterference for controller
stability signaltracking experiment for controller tracking capability and vision based
target tracking for the overall system performance
Keywords Hexrotor PID Multiloop Datafusion
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
目 录
摘 VI
Abstract VII
第 1 章 绪 1
11 文研究目意义 1
12 国外研究现状 2
121 四旋翼机研究现状 3
122 六旋翼机研究现状 4
123 六旋翼控制理研究现状 6
13 文研究容 6
第 2 章 六旋翼机数学模型建立 8
21 六旋翼机飞行机理分析 8
211 坐标系定义 8
212 四种基运动 9
22 六旋翼机机体结构设计 10
221 机架选型 10
222 动力系统设计 11
23 运动方程推导 11
24 章结 16
第 3 章 六旋翼机硬件设计 17
31 总体方案 17
311 线通讯链路 17
312 传感器系统 18
313 执行器数保存 18
32 传感器系统 19
321 姿态传感器 19
322 高度传感器 19
323 位置传感器 20
33 飞行控制硬件设计 20
331 控制器选型 20
332 电源通讯接口设计 21
333 数存储设计 21
VIII
34
第 4 章
41
42
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
章结 22
六旋翼机控制算法设计 23
总体控制结构 23
姿态控制 24
421
422
423
姿态传感器减震滤波 24
姿态控制器结构 28
转速分配策略 28
43
高度控制 31
431
432
433
超声传感器滤波 31
高度传感器加速度计融合算法 34
高度控制器结构 37
44
45
第 5 章
51
位置控制 37
章结 38
六旋翼机飞控软件设计飞行试验 39
飞控软件设计 39
511
512
513
飞控软件功设计 39
飞控软件总体架构 40
实时性性设计 40
52
飞行试验 41
521
522
523
524
525
悬停测试 42
抗干扰力测试 43
信号踪实验 43
高度控制实验 44
视觉踪实验 45
53
章结 45
结 47
参考文献 48
哈尔滨工业学科毕业设计（文）原创性声明 51
致 谢 52
附 录 53
IX
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
第1章
绪
11
文研究目意义
[1]
[27]
[26]
[2]
[26]
[27]
[28]
[27]
[32]
年民领域机技术救灾航拍农业侦查等领域取
广泛关注研究战场机避免员伤亡具备较高执行
务力等特点量应型旋翼型机具优异机动性
简单机械结构方便部署维护等特点方面应
世界第架靶机 1933 年试飞成功揭开机序幕 阿富
汗战争中飞行器逐渐台走前台辅助者转变攻击者阿富汗战
争中机验引发英美两军深度思考 2007 年英空军付诸实
践采改装战斗机 4 架飞行器协作战成功完成军事务
阿富汗战争伊拉克战争美军战场作战验中迅速认识
机扮演重 角色战场 战斗模式快速 变化机 辅助条件作
战方法现部署情况机技术已少 40 国家区中部署
已部署型号数量达 80 种美军拥数量惊军机
机技术已美国 做未战争中 重武器技术进行研 究 国际科 研机构已
发出 机研究领域 胆预测 全世界 机需求 短时间
迅速攀升军事领域中存超 12 万架机部署全球
着技术发展军事模式演变机工作环境正变日益复杂起
机需 装载必侦查 设备复杂 城市环境者 山区环境中执 行特殊
军事务 环境复杂 性 机低速性会 提出较高求
求 机够狭窄空间 进行效机动进 完成侦察务 目
前量常规 固定翼布局 机需 较长专跑 道起飞采盘 旋
者掠飞方式某固定目标进行侦查法满足复杂城市环境者山区环
境特定目标侦查务型旋翼飞行器够实现垂直起降功需专
起飞降落场够特定空域实现定点悬停搭载效侦察设备固
定目标进行长期监视型旋翼机出色低速性紧凑机械结
构良机动性成机技术研究中热点
现通常机美国全球鹰系列 机均属固定翼机
旋翼机相较全球鹰系列代表固定翼机具优点：
（1）具优秀低速性垂直起降性 适合复杂城市环境中进行侦
查六旋翼机实现狭空间垂直起降功务需时候
1
[8]
[3]
[8]
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
空中某处定点悬停 目标进行持续 踪 必时候 建筑物顶 棚实
现紧急降落
（2）具紧凑结构设计控制结构较 简单六旋翼机采旋翼
设计机臂进行折叠旋翼进行快速安装换方便
进行运输快速部署紧凑结构时提高六旋翼机性仅
需保证电机正 常运作 需考虑直升 机中运复杂机 械结构性
问题
（3）机身巧便携带六旋翼 机具紧凑结构设计
组装拆分变非常方便方便携带运输六旋翼机军事应
中更加方便
民方面机 进行震等灾害救援高压线坝进行巡
线监察林区进行防火监察农田中喷洒农药物装备摄头
空中采集图完成电影拍摄等务军方面实现作战分
队范围空中侦察完成面目标持续监视功弥补型固定翼机装
备级较高法灵活进行战场部署缺点
机控制理研究方兴未艾许热点问题正世界
科研工作者探讨例惯性测量元件视觉识结合起提供包括
机姿态位置信息机体信息估计 取单独惯性测量元件
视觉识方法更优姿态位置信息估计型机数学模型中具
较非线性耦合性具较模型确定性导致控制方法
提出种难点进步研究
时型六旋翼 飞行器具济潜力具潜市场相
通常型固定翼机型六旋翼机具紧凑机械结构低廉成
卓越低速运动性民领域军领域中具广泛途
该种机研究具较观应前景
综述该文六旋翼机理研究工程实践进步
理研究机技术发展开发潜市场需求等方面具强实际意
义
12 国外研究现状
旋翼机研究集中四旋翼领域六旋翼研究 较少
四旋翼研究六旋翼研究具鉴意义姿态测量传感器
滤波融合等方面具强通性面分两部分进行现状探讨
2
[4]
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
121 四旋翼机研究现状
年四旋翼机领域研究成果急速增长面具代表性
研究成果进行列举
OS4 瑞士洛桑理工学院支研究团队研发种型四旋翼飞行器
研究飞行 控制算法结 构设计 目标实现四 旋翼室环 境室
外环境完全飞行该项目分两阶段OS4I 质量约 235 g长度
73cm团队成员开发出套设计方法通飞机总体质量总
体尺寸推重等参数选数库中挑选佳设计方案团队成员采
万节制作测试台四旋翼机架放置通万节连接测试台
够俯仰横滚偏航三转动方提供度 OS4 I 电机调速装置电
源飞行控制均外部提供OS4 团队种控制方法进行效实验
通实验出 IB 控 制方法较控制特性结初期四旋翼
测试台进 行三度 运动 完全脱 离 面系统
赖团队成员开发出第二代 OS4够脱离测试台进行飞行 试验
OS4II OS4I 相完全脱离万节实验台赖机载锂电池飞行控
制系统续航时间约 30 分钟 2006 年项目团队已初步完成研究
工作
[16]
GTMARS
图 11 OS4 OS4II
面火星探测设计型旋翼飞行器系统佐治亚理工
学研制该飞行器具重量背负较载荷旋翼尺寸达惊
18m量足时候该机动量补充点降落完成量补
充
3
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
EADS Quattrocopter
飞行器
[20]
图 12 GTMARS
MD4200 均具非常飞行性四旋翼
图 13 MD4200
图 14 EADS
[24]
斯坦福学关型四旋翼机飞行控制研究选择
Draganflyer 作研 究台 STARMAC 基础台该台
MicroStrain 惯性测姿模块微控制芯片超声波传感器GPS 接收机蓝牙通
讯设备面站系统 PC 机操杆组成机载台飞行器实时姿态信息
控制信息发送面站飞行器震动飞行速度位置估计
准确扩展卡尔曼滤波改善信息估计取较悬停性
抗风扰性
122 六旋翼机研究现状
美国 Dragan fly 公司六旋翼机研究代表性产品
Dragan fly X6 六旋翼机重量 2kg载 重力 500g具 GPS 定位功
进行高度锁定机架采体化碳纤维制作具体化设计遥控
器遥控器面实时显示电池电量飞行高度飞行速度飞行等飞行信息
传输视频信息时配备光学相机红外热成相机续航时间约 15 分钟
配备视频眼镜辅助操作该型机具特殊设计折叠机架保证机体
机械强度前提提供便携结构设计该型机已诸公安全航拍摄
影工业探查教育领域进行广泛应
4
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
图 15 Draganfly 机
图 16 Draganfly 机飞行图片
图 17 折叠状态
图 18 视频眼镜
疆创新公司推出针专业航拍领域六旋翼机
S800该六旋翼
机采分列放置旋翼方法采旋翼翻定角度方法增强机系统
稳定性配合生产 WooKong 飞控达高控制精度极高飞行
稳定性配合禅思云台达电影拍摄级航拍画面
图 19 S800 六旋翼机
六旋翼机四旋翼机均属旋翼机范畴均具垂直起降
机具优点例复杂城市环境中完成低速目标监视
复杂面情况进行详细探查空中特定方位定点悬停完成特定务然
六旋翼机相四旋翼机具显著优点：
（1）保证机体尺寸相前提六旋翼 机四旋翼机更利
机体结构空间增加旋翼数提升负载力动力系统机体提
供拉力提升没总重量造成显著增加提高整飞行器
推重控制系统性受飞行器推重影响较控制系统系统推
5
[124]
[4] [1]
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
力裕量较时 较克服 诸风机体 抖动等干扰 影响达较 控制
效果六旋翼具控制系统性更加优秀机体特性
（2）六旋翼机相四旋翼机具 更加工作性四旋
翼机旋翼维持身姿态稳定必少果
飞行时某种外 部素造成 旋翼破损四旋 翼机法 稳定身姿态
坠毁然六旋翼机维护姿态稳定旋翼
必少理角度讲缺失两旋翼情况六旋翼机旧具
保持身姿态稳定条件需控制方面飞行时状态进行判断
灵活总拉力分配进行重新考虑避免失控情况出现进提高整
机系统鲁棒性 性 种性提 升机 广泛应 重
意义
（3）六旋翼机相四旋翼机具灵活机械 结构配置方式通
采轴双桨方式采三根机臂设计样便携性更容
易实现短时间完成整机体拆装工作
综述六旋翼机 推重控制性性等方面较四旋翼机
具更特性完全否定四旋翼机合理性必须承认
六旋翼机轴双桨电机配置造成定效率损失方面
优越性文着重开展六旋翼机研究工作
123 六旋翼控制理研究现状
控制方法关旋翼机控制方法已世界学
者研究Kim 等 PID 控制方法旋翼机中应进行研究
Bouabdallah 旋翼机控制中分 IB LQ 方法终取
较控制效果变结构理进步发展Kim 等变结构控制应
旋翼机控制方法中 Backstepping 方法常运旋翼机控
制 Sanca 等 Backstepping 方法进行仿真测试
外国外学者通结合视觉识惯导信息获取更控制效果
13 文研究容
文完成 旋翼 机控制系统 硬件设 计控制系 统总体结构 设
计实现控制系统软硬件基础完成实际飞行试验证实控制方法
效性具体章节容安排：
第二章完成六旋翼机模型建立通分析六旋翼机飞行状
态受力力矩运牛顿欧拉方程建立六旋翼机力学模型建
6
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
立控制系统运动方程
第三章设计实现完整六旋翼机控制系统硬件系统组建高精度传
感器系统完成飞行控制器硬件设计实现完成硬件调试工作驱动
编写工作
第四章建立六旋翼机完整控制系统中包含位置控制部分高
度控制部分 姿态控制部分 建立套 完整姿态传 感器进行机械 防震
数字滤波方法提出种新颖气压计超声波传感器加速度计融合方法
通实验验证滤 波效果提 出种优化 拉力分配方法 系统性
增强
第五章分两部分第部分介绍飞行控制软件设计详细阐述设
计程中保证实时性性理念第二部分通实际飞行测试证实控制
系统优秀性
7
第2章
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
六旋翼机数学模型建立
章完成六旋翼机模型建立通分析六旋翼机飞行状态
受力力矩运牛顿欧拉方程建立六旋翼机力学模型建立
控制系统运动方程
21 六旋翼机飞行机理分析
六旋翼机机体结构图 21 示
z
M5
M6
M1
M2
x
M3
M4
y
图 21 机体结构
简化分析 建立数学模型前首先作出假设首先假定飞行器机
体具足够机械强度视绝刚体考虑机体变形产生影响假定
飞行器机体质量机体转动惯量变保持常量次假定旋翼绝
刚体忽略旋翼运动时候产生摆动扭转忽略旋翼间气动干
扰假定机体左右称结构存机体质量偏置两旋翼相转速提
供相升力
211 坐标系定义
首先坐标系俯仰角横滚角偏航角进行定义
机体坐标系 x 轴通机体重心指飞机前进方y 轴通机体重
心指机体左翼方z 轴通飞机重心 xy 垂直指飞行器方
坐标系采西北天坐标系姿态角定义：
俯仰角θ(pitch)：机体轴 x 水面间夹角度正
偏航角ψ(yaw)：机体 轴 x 水面投影坐标系中 x 轴间
8
夹角度机头左正
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
横滚角φ(roll)：机体轴 z 机体轴 x 竖直面间夹角飞机右
时正
212 四种基运动
（1）升降：时增加六旋翼转速 者时减六旋翼转速
增加者减旋翼产生总拉力重力变前提实现六旋翼
机垂直方升降
（2）前飞飞：图 21 示减 3456 号旋翼转速时增加
12 号旋翼转速产生 y 轴正力矩该力矩作机体会造成
俯仰角q 正机体前倾斜会导致旋翼产生总拉力前进方
正分力该分力会拉动机体前飞行理增 3456 号旋翼转
速时减 12 号旋翼转速产生 y 轴负力矩该力矩作
机体会造成俯仰角q 负机体倾斜会导致旋翼产生总拉力
前进方负分力该分力会拉动机体飞行
（3）左飞右飞：增 34 号旋翼转速减 56 号旋翼转速
x 轴产生正力矩该力矩会导致机体横滚角 f 正机体右倾斜
会导致旋翼产生总拉力 y 轴负分量该分力拉动机体右飞行
理减 34 号旋翼转速增 56 号旋翼转速 x 轴产生
负力矩该力矩会导致机体横滚角 f 负机体左倾斜会导致旋翼产
生总拉力 y 轴 正分量该分力拉动机体左飞行
（4）旋运动：该六旋翼机采列电机安装方式结构图
图 22 示
图 22 轴旋翼结构
旋翼旋相反样旋翼转动产生反扭矩相互抵消会造成机体
旋该六旋翼机设计中规定 135 号旋翼时针旋转246
号旋翼逆时针旋 转六旋翼 机偏航轴 转动旋翼 转动产生 反力
9
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
矩实现 135 号旋翼时针旋转机体受 135 号旋翼逆时针方
力矩理 246 号旋翼逆时针旋转机体受 246 号旋翼
时针方力矩保持两力矩相等六旋翼机偏航轴保持变
增加 135 号旋翼转速减 246 号旋翼转速会 z 轴产生
正力矩会导致机体产生 z 轴正角加速度进步机体 z 轴
产生正角度理减 135 号旋翼转速增 246 号旋翼
转速会 z 轴产生负力矩会导致机体产生 z 轴负角加速
度进步机体 z 轴产生负角度
六旋翼机四种基运动定性解释
22 六旋翼机机体结构设计
机需求电影拍摄航拍摄影电网巡线油路巡线军事侦
察灾害探查等针需求进行分析六旋翼机基求：具定
载荷易携带具较强环境适应性恶劣环境够适应具定
续航时间
首先考虑拥定载荷续航时间旋翼少达 9
寸够保证约 500g 载荷 15 分钟续航时间
次考虑够便携带六边形结构法满足需求采
三轴六桨机体结构图 21 示展开机翼法满足便携求需
够折叠机翼
考虑恶劣环境适应需冗余旋翼存六旋翼相较四旋翼
处冗余旋翼存机抗风抗恶劣环境力较提升
221 机架选型
根机架基求终选购 SkyKnigh tY6700 型机架图 23 示
图 23 SkyKnightY6 机架
图 24 机架折叠状态
该机架机身部分采碳纤维制作电机座部分连接件采铝合金制作重量
558g具简易折叠机构轴根螺栓固定配合防滑螺帽锁定
方便进行机 架折叠展开 种 机械设计够 保证便携性 前提
10
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
机体取较高机械强度进减少机体抖动控制系统性影响
该机架电机轴距 606mm适合 11 寸旋翼安装机身部接驳云台固定架
方便硬件扩展
222 动力系统设计
旋翼型机通调节电机转速实现 机姿态控制速度控制
位置控制均通核心姿态控制实现电机特性机控制系统性
起着关重影响电机旋翼选择仅影响着六旋翼机控制性
续航时间息息相关
转子刷直流电机转速般较高需配合减速器样
机体机械结构更加复杂增加机体成外转子刷直流电机具相
较低转速直接配合旋翼需减速器仅降低机械
复杂度成降低
考虑整机设计质量 2kg 左右 机必须具定推重保
证角度机动高速运动时控制性综合电机负载力重量效率等
方面素终选择恒力 W4220880KV 外转子刷直流电机
图 25 恒力 W4220 电机
根该电机电流拉力曲线图 26
图 26 拉力电流曲线
示出配合 1147
桨时
候提供 1kg 左右拉力六电机提供约 6kg 左右总拉
力远机体身重量电机负载约 400g图 26 中出工作电
流约 5A总工作电流约 30A样达 15 分钟续航时
间需配备 111V7500mAh 容量锂电池
23 运动方程推导
节完成六旋翼机运动方程推导
分析简化前面章节假设假定机体刚体旋翼
够进行理想安装六旋翼转动面均机体水面相行
11
cosq cosy cosq siny sin q
ê
S sinq cosy sin f siny cosf sin q siny sin f + cosy cosf cosq sinf
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
三机臂互相成 120 度角分列安装
面进行六旋翼机运动方程推导
根坐标变换理面坐标系转换机体坐标系变换矩阵：
ê
ù
ú
ú
(21)
êsinq cosy cosf + siny sinf
sinq siny cos f cosy sin f
cosq cosf ú
T
X S X
ê ú
0
ê ú
B
ê ú
F
i
é ù
é
6
ê ú
F S F ( F ) sinq siny cosf cosy sinf
ê ú
i 1
ê ú
cosq cosf
2
ì
x x
ï
2
y (F D y ) m
y y
ï
z (F mg D z ) m
面坐标系通方余弦矩阵转换机体坐标系
Xbody SXearth
者改写：
earth body
升力表示机体系：
é 0 ù
ë i 1 û
中 Fi 六旋翼产生升力（ i 123456 ）
进行坐标变换转化面坐标系
ë z û ë
机体运牛顿定律动运动方程
î
ù
ú
ú
ú
û
(22)
(23)
(24)
(25)
(26)
中 D
x
D
y
D
z
三方空气阻尼效果系数 m 机体质量
d
(JW) M
T
动方程接推导转动方程
刚体转动动力学方程：
dt
中 W [ p q r ] 机体角速度量 J
机身惯性矩阵
12
é
ê
ê
ê
J
x
J
y
J
ù
ú
ú
z ú
(27)
六旋翼机
1
M l[F + F (F + F + F + F )] (28)
3
M l( F + F F F ) (29)
(210)
0
ê ú
H 0 (212)
ê ú
ê J w ú
é M ù
ê ú
M W´ H + M (213)
ê ú
ê ú
d
(J W) JW + W ´ JW M (214)
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
面作 机身外力矩 进行分求解 作机身 外力矩 包含
三源：旋翼升力产生力矩旋翼转动产生反力矩高速转动旋翼产生
陀螺力矩机身身转动产生陀螺力矩机身身转动角动量
机身转动产生陀螺力矩微微忽略该项影响仅前三项
进行考虑
首先旋翼升力产生作力矩
俯仰方力矩
2
横滚方力矩
2
偏航方力矩
y 1 2 3 4 5 6
中 l 机臂长度 C 反扭矩例系数
接着考虑旋翼高速旋转产生陀螺力矩陀螺力矩表达式
Mgyro å W´ Hi (211)
H 动量矩定义 wi （ i 1 2 3 4 5 6 ）螺旋桨角速度 J r z 轴转
动惯量电机转子转动惯量旋翼转动惯量求旋翼正常工作时
存机体系中 z 轴动量矩动量矩 H 表示：
ë û
综述作机外部力矩（表示机体坐标系）：
ë y û
式(27)进步公式
dt
代入求解转动方程：
13
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
ì
J
y
J
z
jr
l
3
ï
ï p (
ï
J
x
)qr +
J
x
(w1
+ w
2
w3
+ w4
w5
+ w6 )q +
J
x
2
( F3 + F4
F5
F6 )
ï
ï
í
ï
q (
J
J
z
J
J y
J
x
) pr
jr
J y
C
(w1
+ w2
w3
+ w4
w5
+ w6) p +
l
J
y
[ F1 + F2
1
2
( F3
+ F4
+ F5
+ F6 )]
ï
ï
r (
x
J
z
y
) pq +
J
z
( F1 F2
+ F3 F4
+ F5 F6)
(215)
ì
ï
ï
y (sin f cos q )q + (cos f cosq )r
ì
ï
(217)
í
ï
y r
u F + F + F + F + F + F
1 1 2 3 4 5 6
ï
3
u (F + F F F )
ï
(218)
1
u F + F (F + F + F + F )
ï
ï
取 作系统受陀螺力矩干扰式(215)
ì
j l
r
p ( )qr + u q + u
f 2
J J J
x x x
ï
J J j l
z x r
q ( ) pr u p + u (219)
f 3
J J J
ï
J J
x y
ï
4
欧拉角角速率( f q y )转换机体坐标系运动角速度分量(pqr)
关系：
íq q cos f + r sin f (216)
î
q f 均时方程(216)进行简化进
î
六旋翼机运动方程中取
îu4 F1 F2 + F3 F4 + F5 F6
f 1 2 3 4 5 6
简化
ï
ï Jz J z
取
14
ì x
1
í
îx7
f x f x q x q x y x
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
2 3 4 5 6
z x8 z x9 x x10 x x11 y x12
y
y
(220)
æ
ç
J J
y z
( ) x x
状态方程综合写式(221)
ç
x2
+
jr
u
f
x
4
+
l
u
2
ö
÷
÷
÷
ç
J
x
x
J
x
J
x
÷
ç
ç
ç
(
J
z
J
x
) x2 x6
4
j
r
u
f
x
2
+
l
u
3
÷
÷
÷
ç
ç
J
y
x
J
y
J
y
÷
÷
x f (x u )
ç
ç
ç
ç
ç
ç
(
J
x
J
Jz
y
6
) x2 x4
x8
+
C
J z
u
4
÷
÷
÷
÷
÷
÷
ç
g +
1
u
cos x
cos x
1
D x
2
÷
ç
ç
ç
ç
1
m
1
3
x10
1
m
z
8
1
2
÷
÷
÷
÷
ç
ç
m
u1(sin x3
cos x5
cos x1
+ sin x5
sin x1)
m
Dxx10
÷
÷
ç
ç
ç
ç
1
u (sin x sin x
cos x
x12
cos x sin x )
1
D
x
2
÷
÷
÷
÷
(221)
è m
1
3
5
1
5
1
m
y
12
ø
该运动方程中存诸 J
x
J
y
J
z
C 等参数设计程中机负载
6 2 4 2
2 2 4 2
会发生变化部件安装位置会发生变化处仅取参考值
估计六旋翼机项参数：
m 23kg
C 00026 l 035m
Dx Dy 10 N × (m s) Dz 10 N × (m s)
J x J y 0015kg × m J z 0026kg × m jr 10 kg × m
述参数代入(221)终六旋翼机运动方程：
15
x
f ( xu)
æ
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
x
01u
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
x2
07333x4 x6 + 0006667u f x4 + 2333u
x4
07333x2 x6 0006667uf x2 + 2333u3
6
4
x8
2
ö
÷
÷
÷
÷
÷
÷
÷
÷
÷
÷
( 22 2)
ç
98 + 04347u cos x
cos x 4347´10
5
x
2
÷
ç
ç
ç
1
3
x10
1
8
7
2
÷
÷
÷
ç
ç
ç
04347u1(sin x3
cos x5
cos x1
+ sin x5
x12
sin x1) 4347´10
7
x10
2
÷
÷
÷
è
04347u1(sin x3
sin x5
cos x1 cos x5
sin x1) 4347´10
x12 ø
k
G(s) (223)
2
根空气动力学知螺旋桨产生拉力转速方成正电机调速器
转速控 制量控制系 统发电机调速 器控制量首 先电机 模型转
化速度信号然非线性环节转化终升力处电机调速模
型简化阶惯性环节电调控制信号量电机转速间传递函数：
01s +1
处妨取 k 1电机转速 Wi 拉力 Fi 间满足关系：
Fi EWi (224)
中E 转换系数通实际电机测试
24 章结
章首先六旋翼机飞行方式进行分 析包括实现前飞飞
左飞行右飞行升降等机动动作然通该六旋翼机途
分析机体动力系统求根求机体动力系统进行设
计选型搭建机体结构六旋翼机进行详力学分析
运动方程状态方程运阶惯性环节电机特性进行似估计
合理参数
16
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
第3章 六旋翼机硬件设计
六旋翼机固定翼飞机属静稳定飞行器需持续姿态保持
实现完善姿态控制需传感器参控制反馈控制器收集信息综
合传感器信息产生控制量控制量传递电机调速器实现机姿
态位置高度调节
31 总体方案
六旋翼机控制系统总体方案图 31 示
机载 部分
MTI姿态 模块
三轴MEMS陀螺仪
三轴MEMS加速度计
三轴磁阻传感器
DSP
UART
PWM
处理器
PWM
PWM
PWM
PWM
PWM
PWM
电机调速器
电机调速器
电机调速器
电机调速器
电机调速器
电机调速器
电机1
电机2
电机3
电机4
电机5
电机6
控制手柄
Xbee
通讯模块
遥控器
图传输系统
接收机
计算机
24GHz
24GHz
58GHz
云台控制器
Xbee
通讯模块
线接收机
图传输系
统发射机
摄头
UART
PWM
AV
STM32f407
UART
UART
I2C
UART
I2C
光流传感器
GPS
气压计
超声测距
E2PROM
面 站
图 31 控制系统硬件总体方案
该控制系统总体分两部分面站机载部分面站负责控制指令
发送机信息回传显示分析保存机载部分负责机体运动信息
获取综合通种传感器实现机体姿态运动速度运动位置控制
311 线通讯链路
控制指令通两条链路进行传第条线链路 Xbee 线通讯链路
通控制手柄控制信息通 USB 接口传送计算机然计算机进行
指令分析综合面站软件种指令信息通 Xbee 线通讯模块信息
传机机载控制器通机载 Xbee 线通讯模块接收信息然信息进行
解包执行第二条线链路遥控器线链路通线遥控器遥控器拨
17
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
杆开关信息传送线接收机然接收机通输出
PWM
波形控制器
传递信息控制器测量 PWM 占空进控制指令进行执行第三条线
链路专门传输图信息机载摄头装载云台控制器通 PWM
通路云台控制 器发送指令 云台控制器通 装载云台台 惯性测 姿模块
调整云台台特 定姿态 够隔离机体 运动图造 成稳定 控
制相机稳定 图信息通 AV 模拟输出线路传送图发射机发射机
58GHz 线链路实时图信息传送面站中图接收机然面站
图进行处理进步获取图中目标位置运动情况通 Xbee 线链
路发送踪指令
312 传感器系统
机载部分传感器包括陀螺仪加速度计磁强计气压计 光流传感器
GPS 接收机超声波测距传感器陀螺仪加速度计磁强计通扩展卡尔曼滤
波实现机姿 态航实现 漂移准确测 量气压计 超声波测距 传感器
测量机 高度高度 升降速度信息 处 气压计测量 范围较
超声波测距传感器更超声波传感器具气压计更加准确高度值光流
传感器 GPS 传感器测量机位置信息速度信息处光流
传感器需外部 GPS 信号实现室定位具较高位置精度位移
速度精度位置输出会着时间漂移 GPS 传感器需室外
位置信息精度没光流传感器高具高空光线条件没
求等优点控制器通综合述传感器信息姿态位置速度信
息通反馈机进行控制实现整机控制系统
313 执行器数保存
控 制信 息 执 行 终 通 电 机进 行执 行 控制 器 通 电 机 调速 器发 送
PWM 信号电机进行调速电机调速器接收 PWM 信号占空进行测量
通调节开关 开关时间例 调节电机 转速 外转子刷电 机存
机械电刷电机 调速器需根 位置反馈 电机进行换相 实现电机
稳运行达较高动态响应
STM32F407 RAM 存储信息断电会丢失控制板设
计 EEPROM 重参数进行存储保证断电丢失参数重新电直接
参数进行读取
18
32
传感器系统
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
动态精度 2°RMS
传感器系统效控制系统成功运行关键 获取低噪声反馈信息
控制系统够实现高精度控制性选择传感器方面该课题进行
精心选择终获取套高性传感器系统
321 姿态传感器
姿态传感器采荷兰 Xsense 公司 MTI 传感器图 32 示MTI 系统
测量姿态磁航部嵌 DSP 加速度计陀螺仪磁强计输出
进行补偿补偿项包括标度数误差补偿零输入偏置补偿温度补偿然
补偿加速度角速度磁场强度进行 Kalman 滤波完成姿态航估
计MTI 广泛相机机器型机车辆等设备控制稳定
角度分辨率 005°静态精度优 05°动态精度优 2°优异测量精度
够满足姿态控制求
表 31 MTI 性参数
动态范围 角度
角度分辨率 005°
角度重复误差 02°
静态精度(姿态) 05°
静态精度(航) 10°
图 32 MTI 姿态模块
322 高度传感器
高 度 传 感 器 采 Measurement Specialties 公 司 MS5803 气 压 计
Maxsonar 公司超声波传感器 Maxsonar EZ4
图 33 MS5611 气压计
图 34 Maxsonar EZ4 超声波传感器
2
MS5803 气压计通测量气压变化获取高度信息置 24 位模数转换
器分辨率达 10cm具高达 1ms 转换速度够满足机种高动态
应场合嵌温度计气压进行温度补偿通讯接口采 I C 接口 SPI
接口
超声波传感器通身发出超声波检测回波方式记录反射时间计算超
声波传感器反射面距离Maxsonar EZ4 探测距离达 645m提供 10Hz
19
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
更新频率 1cm 分辨率采串口通讯
323 位置传感器
型机导航需位置速度估计特六旋翼机
种阻尼系统需高频位置信息实现精准位置控制年基鼠
标传感器光流传感器已成功应型机中面面时实现飞
行器速度位置计算种鼠标传感器需外部光源支持低功耗
高面距离需求背离该应中采基 CMOS 图传感器作
光流传感器PX4FLOW 苏黎世联邦理工学院研究生产光流传感器具
752x480 CMOS 传感器 CortexM4F CPU采 16mm M12 镜头板
载陀螺仪运行时图中心 64x64 素进行计算估计出图移动速度
通陀螺仪机体运动角速度该速度图移动速度中补偿掉终
机体实际速度通积分获取位置信息够室外获取 250Hz 更新速率
室达 120Hz 更新速率系统框图图 36 示
图 35 px4flow 光流传感器
图 36 光流传感器部框图
2
GPS 传感器采 Fastrax 公司 UP501 模块该传感器具 10Hz 位置更
新速率集成板载天线采串口通讯位置 精度 18m速度精度达 01ms
时间精度 50ns
33 飞行控制硬件设计
飞行控制电路实现功：读取传感器 信息传感器信息进行校正
补偿滤波进获取信息接收 Xbee 通讯模块信息计算控制量控
制量发送电机调速器
331 控制器选型
通需求分析出控芯片需拥丰富外设 UARTI C
SPIPWM 输出等功时需种传感器信息进行校正滤波
求控芯片具 较强数字 信号处理力 求够 较快速进行 浮点数
20
2
2
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
运算综合处理器速度飞行控制电路型化求考虑价格采购便捷
编程方式等问题选 STM32F407RET6 作控制器
STM32F407 系列芯片高性 ARM Cortex M4 核 CPU运行频率
高达 168MHzCortexM4 核具浮点处理单元（FPU）该单元支持
ARM 单精度数处理指令数类型实现全套 DSP 指令存
保护单元加强应安全性STM32F407 具特性：
（1）具 ARM32 位 CortexM4 核具 ART 加速器允许 Flash 0
等时间执行代码运行频率达 168MHz执行 DSP 指令具高达 1M
Flash 存储高达 192K SRAM具灵活静态存控制支持 FlashSRAM
PSRAMNOR NAND 存采 33 V 供电外部 4MHz 26MHz 石英晶
体振荡器提供时钟源
（2）具丰富片外设电路片提供 3 高采样速度 24MSPS 12
位 AD 转换器具通型 DMA提供 16 数流控制片具 12
16 位计时器 2 32 位计时器时具 15 通信接口包括 3 I C 接口
6 串口3 SPI 接口2 CAN 接口SDIO 接口具 USB20 全速设
备接口 Ethernet 接口极方便控制电路设计
332 电源通讯接口设计
飞控电路采 12V 供电12V 电源开关电源模块降 53V 部电路供
电53V 电源防反接二极保险丝降 5V 左右电压 MTI 测姿模块
GPS 接收机光流传感器超声波传感器供电5V 电源 AMS1117 线性稳压
源降 33V控制器气压计EEPROMFlash 等数字电路供电
MTI 测姿模块采 5V 供电通 RS232 串口回传姿态数中包括角速
度 加速 度磁 航 姿态 估计等 实时 信息 更 新频 率 256Hz控 制板 板 载
MAX3232 串口提供 RS232 电 TTL 电转换GPS 接收机采 5V 供电
通 TTL 电串口通讯获取纬度高度速度航等信息更新频
率 5Hz STM32F407 绝部分脚均支持 5V 电通讯中间需加
入额外电转换电路光流传感器超声波传感器均采 5V 供电
串口进行通讯光流传感器速度估计更新频率达 250Hz超声波数更新
频率 10Hz气压计采 33V 供电通讯接口采 I C 数更新频率达 100Hz
333 数存储设计
外部电源断电控制器 SRAM 数丢失重参数发
生逆丢失飞控电路中设计 EEPROM 重飞行参数进行储存
21
EEPROM 采 I
2
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
C 通讯进行字节单位时读写重参数
PID
控制参数存储非常方便数总量修改
2
时候仅中某少量数进行修改非常适合 EEPROM 字节单位
读写 Flash EEPROM 工作方式相实现数存储功
Flash EEPROM 着读写方式区Flash 进行数写入前
必须进行数区块擦操作数区块擦较浪费时间仅需
某参数进行修改需整区块信息读出进行区块擦修
改信息写入 Flash样仅程序流程更加复杂需耗费量
时间少量常修改关键性参数存取Flash
胜 Flash 量数写入着显著优势首先Flash 芯片采 SPI
通讯通讯速率达 4Mbps EEPROM 采 I C 达 400Kbps次Flash
部烧写时间较短够短时间写入量数种特性应记录飞
行数需求面综合考虑述特点飞控电路采 EEPROM Flahs
存设计EEPROM 记录关键性参数Flash 实时记录飞行时产生姿
态信息指令信息位置信息等关键数实现黑匣子功
电路设计PCB 制作飞控电路板实物图图 37 示
34
章结
图 37 控制器硬件
章首先介绍控制系统硬件总架构包含通讯系统传感器系统存储系
统等分系统然介绍硬件中传感器参数介绍飞行控制电
路设计思路步飞行试验基础
22
第4章
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
六旋翼机控制算法设计
第二章六旋翼机动力学建模第三章硬件台搭建
章建立 六旋翼机 控制算法 介绍传 感器信息数字 信号
处理方法
41 总体控制结构
六旋翼机总体控制结构图 41 示
位置控制器
速度控制器
姿态控制器
GPS光流
GPS光流
IMU测姿
高度控制器
超声波
气压计
GPS
加速度计
爬升速度
控制器
超声波
气压计
GPS
加速度计
转速分配
机
* *
* * *
* *
然通高度定 z 实际高度 z 计算需爬升速度V 结合实际爬升速度 V
W W W W W W
图 41 总体控制结构
首先室外情况 GPS 接收机获取位置信息室情
况光流传感器获取位置信息通位置定位置信息计算达相应定
需速度Vx Vy 然通 GPS 光流传感器出实际速度信息计算出
达实际速度定需姿态定q f y 然通 IMU 获取实际姿态信息
姿态控制器综合定实际状态计算控制量 u2 u3u4 高度控制通路通
超声波气压计GPS加速度计等传感器进行数融合机体实际高度
z
输出高度控制量 u4 终u1u2 u3 u4 进入转速分配环节控制量终变换六
1 2 3 4 5 6
机总体控制结构分三部分分姿态控制部分位置控制部分高度控
制部分
（1）姿态控制部分
姿态控制部分通陀螺仪加速度计磁强计输出角速度加速度磁强
23
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
*
*
*
信息融合姿态估计获取反馈信息输入姿态角定 q f y
u u u
输出
三控制量
2
3
4
应三姿态角控制量三控制量参终转
* *
* *
* * *
速分配直接影响着电机转速变化进完成机姿态控制
（2）位置控制部分
位置控制部分包括位置控制速度控制通 GPS 接收机光流传感器获
取位置信息速度信息实现机位置控制中GPS 接收机室外
位置控制光流传感器室室外低空飞行时位置控制该控制部分
输入信息定位置 x y 然控制器根反馈信息计算出应该达定速
度 Vx Vy 传 速度控制器 速度控制器 计算出需达 定姿态 角
q f y 传递姿态控制部分完成位置控制
（3）高度控制部分
高度控制部分包含高度控制爬升速度控制两部分通 GPS超声测
距传感器加速度计气压计数进行数融合数获取高度反馈中
超声波传感器具极佳测距精度进行短距离测距气压计测距范围
受限制提供极佳相高度信息气压计存漂移现象着温度
阵风输出均会受定影响GPS 高度测量精度高绝
精度保证加速度计机体震动影响输出量中噪声部分较高
加速度计具高动态高灵敏特点低频数（ 10Hz 超声波数
）进行插值计算低频数获取高动态输出特性通结合述传感
器数获取较信高度信息通高度定计算相应控制量 u1
输入转速分配环节通改变旋翼转速实现高度控制
42 姿态控制
421 姿态传感器减震滤波
姿态传感器包括陀螺仪加速度计磁强计三种传感器通姿态融合算法提
供输出静置环境三种传感器输出具较低噪声水
旋翼式机具较转动旋翼电机旋翼会成较振动源
该振动源震动会姿态传感器造成较震动尤陀螺仪加速度
计造成非常高噪声水图 42 示种噪声 姿态传感器会造成
危害：
（1）型 MEMS 组合测姿系统中 MEMS 陀螺仪精度达
光纤陀螺激光陀螺高精度 MEMS 陀螺仪角速度进行姿态结算会导致
24
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
姿态角时间快速漂移满足应求需加速度计进行姿态补偿加
速度计受噪声污染姿态角补偿会出现较强噪声准确旦
加速度计达饱导致法滤振动噪声导致姿态角方偏移
（2）陀螺仪输出角速度信息受干扰会姿态控制造成利影响
姿态控制需较准确角速度估计信息果角速度噪声水较高导致
姿态角幅震动降低整控制系统性
（3）加速度计应高度估计中 果加速度计噪声水太高
会造成高度信息准确进影响高度控制性
静置
飞行
图 42 加速度计 z 轴噪声水
震动减少需两方面入手：机械防震数字防震
（1）机械防震方法
机械防震方面震动进行预防机臂电机固定座机
械强度会程 度长决定震 动 机体机 械连接部分 电机固
定座采取加固处理选择动衡性更外转子刷电机时检查电机
运行状况确定存间隙问题选取动衡性更螺旋桨
桨衡装置衡螺旋桨进行补偿旋翼安装程中保证旋转
面电机称轴相互垂直保证动衡效果减震动产生
通机体结构进行加固电机螺旋桨动衡优化效减低震
动强度终究显著减需姿态传感器安装方法进行
效改进放置震动隔离装置装置需足够机械强度姿态传
感器够保持机身相静止运动状态需具足够弹性够效隔
25
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
离机械振动传感器影响终采图 43 示减震 装置该装置
通两层安装板间弹性柱效隔离震动时 45 度安装弹性柱
够效隔离竖直方震动水面隔离震动效果
ˆ ˆ ˆ
ˆ ˆ
ˆ ˆ
ˆ ˆ ˆ
ˆ
k
ˆ ˆ + b (45)
ˆ ˆ ˆ ˆ
图 43 机械减震装置
（2）AlphaBeta 数字滤波
仅仅通机械防震装置取噪声水更传感器信息需
进行必数字滤波
Alphabeta 滤波器 种简化递推式滤波器数滑控制应中常
滤波器优点需详细系统动态方程运算简单具较
强实时性Alphabeta 滤波器假定系统存两状态第状态值第
二状态值积分结果第状态滤波值应状态种逼
机械系统说合适说位置 x 速度 v 假定速度微时间间隔 dt 保
持恒定位置预测通式进行
k k1 k1
速度变量 v 假定 常量时刻 估计值时刻 样：
k k1
果额外信息够估计速度变化该信息包含进
噪声未建模干扰项原输出量测值总会偏离预测种预测误差称
残差 r
k k k
假设残差 r 正 者次位置估计者次速度估计
alphabeta 滤波 器利两常数ab 分残差修正估计
k k k
dt
通常求 0 < a < 1 0 < b < 1 实际常数设定 ab 通常需进行试验确定
果令 b 0 ˆk 0 alpha 滤波器估计方程更加简单
k k1 k k1 k1 k
26
dt
a
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
已知滤波器剪切频率 fcut 通式计算 a 数值
d t + 1 (2p fcut )
(47)
机体姿态变化频率会高设计中陀螺仪加速
度计 Alpha 滤波器剪切频率设计 20Hz图 44 图 45 示机械
减震数字滤波加速度计输出已达低噪声水
2
s
*
m
度
速
加
35
30
25
20
15
10
5
0
5
减 振 前 标 准 差 4134
减 震 标 准 差 08683
机 械 减 震 前
机 械 减 震
15
10
0
10
20
30
40
时 间 s
50
60
70
80
图 44 机械减震效果图
2
s
*
m
14
13
12
11
10
滤 波 前 标 准 差 08683
滤 波 标 准 差 04900
滤 波 前
滤 波
度
速 9
加
8
7
6
5
10
20
30
40
时 间 s
50
60
70
80
图 45 数字滤波效果图
27
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
422 姿态控制器结构
姿态控制器总体结构图 46 示
坐标系
机体坐标系
+
P
I
D
坐标系
转换
+
P
IMU测姿
（姿态角）
IMU测姿
（角速度）
* * *
w w w
* * * *
ì
ï
q q cos f + r sinf (48)
ï * * *
y (sin f cosq )q + (cosf cos q)r
* *
ìf p
ï
* *
q q (49)
ï * *
y r
图 46 姿态控制器结构
姿态控制器分两闭环环角速度环采 P 控制外环角度环采
PID 控制两控制器基坐标系：外环采坐标系姿态角采
欧拉角定义 环采机体坐标系 反馈信息陀螺 仪角速度输出 pqr
q f y
î
机体倾角较时似认
î
机体倾角时两者间差会 忽略然取决飞行
器正常飞行时角度变化范围角度变化范围较时候做似处理
机体作角 度机动时候 应角度 环输出进行坐 标系转换 输
入角速度环样保证角度机动时候稳定控制
423 转速分配策略
六 旋翼拥六 旋翼通 调节六 旋翼转速 实现姿态 控制根 式
(410) ui Fi 关系 ui 分姿态控制 器高度控制器输 出
中存 6 未知数（ F1F2F3F4F5F6 ）仅存四方程
28
u F + F + F + F + F + F
1 1 2 3 4 5 6
ï
3
u (F + F F F )
ï
(410)
1
u F + F (F + F + F + F )
3 1 2 3 4 5 6
ï
ï
u F F + F F + F F
F
é ù é ù
ê ú ê ú
F u
2 2
ê ú ê ú
ê ú ê ú
1 6 02887 1 6 0 1 2 0 u
3
ê ú ê ú
F 1 6 02887 1 6 0 1 2 0 u
ê ú ê ú
ê ú ê ú
F 1 6 02887 1 6 0 0 1 2 0
ê ú
F 1 6 02887 1 6 0 0 1 2 0
ê ú
W W
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
足解出未知数需附加拉力分配条件解算拉力
î
根六旋翼列电机安装方式想旋翼转速相避免机
体旋问题样规定条件：
F3 F4 F5 F6 (411)
物理意义保证左右两组旋翼中组旋翼转速相
左右两组电机达扭矩均衡式(411)式(410)
u4 F1 F2 (412)
意味着偏航轴偏差机体部两旋翼转速差弥补样联立
(410)(4 11)解
ë 6 û
根式(413)控制量转换拉力 量拉力量需根
拉力 转速关 系式(224)解算 出 W1W2W3W4W5W6 进 步电 机实
现控制
基式(411)拉力分配补充条件设计初期 起没什设计问题
期实验程中种拉力分配问题开始逐渐显现初时候六旋
翼机实现姿态控制次意外坠毁事导致
旋翼断裂电机安装位置错位更换特性较差旋翼六旋翼
机开始受控制偏航轴旋（横滚角偏航角受牵连）观察控制
曲线意识偏航轴执行器饱原出现较偏航
轴误差时候机试图控制量纠正误差 u4 F1 F2 非常
1 2
会导致 1 号2 号电机脱离线性工作区域失升力者载运行时
29
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
缺乏轴双桨桨间转速升力建模求间转速相
然会存残余反扭矩反扭矩加 1 号2 号电机头更加加
剧两电机均衡运行需重新建立拉力分配补充条件
M5
M6
M1
M2
M5
M6
M1
M2
M3
M4
M3
M4
初始拉力分配条件
改进拉力分配条件
图 47 拉力分配方案
重新考虑图 47 示改换拉力分配补充条件：
F1 F2 F3 F4 F5 F6
(414)
F u
é ù
ê ú
F u
2
ê ú ê ú
ê ú
1 6 02887 1 6 1 6 1 3 1 6 u
(415)
ê ú
F 1 6 02887 1 6 1 6 1 3 1 6 u
ê ú ê ú
ê ú ê ú
F 1 6 02887 1 6 1 6 1 6 1 6
5
ê ú
1 6 02887 1 6 1 6 1 6 1 6
ê ú ê ú
中第二矩阵显示出更加衡分配方式说第分配矩阵中u 仅
物理意义保证三组旋翼产生残余反扭矩相方相偏航
轴出现误差时候三组旋翼间转速差相等六电机时进行调整保
证偏航轴踪 定指令 通联立式(410) 式(414) 新拉力分配 方
程：
ë 6 û ë û
(413)(415)发现两转换矩阵间前三列相等第四列
4
仅体现 F1F2 分配中改进分配矩阵 u4 分配进 F1 ~ F6 中
新拉力分配矩阵处体现两点：
（1）前需保证 F3 F4 F5 F6 定控制指令时候
旋 翼 间 影 响 完 全 消 反 扭 矩 新 分 配 规 规 定
F1 F2 F3 F4 F5 F6 承认残余反扭矩 存调动电机实现偏航
30
u F + F + F + F + F + F
1 1 2 3 4 5 6
ï
3
u (F + F F F )
2 3 4 5 6
2
ï
1
u F + F ( F + F + F + F ) (416)
3 1 2 3 4 5 6
2
ï
u F F + F F + F F
4 1 2 3 4 5 6
ï
F F F F
1 2 3 4
ï
v × T
L (417)
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
轴控制通种方式减 1 号电机 2 号电机负载工作
正常工作区域避免误差情况稳定问题
（2）通六电机联合控制提高偏航 轴调整力诸螺旋桨
致电机致等问题鲁棒性显著增加提升系统鲁棒性
综述终采式(414)提出拉力分配补充条件式(415)列出拉
力分配方程整理：
î 3 4 5 6
43 高度控制
高度控制指通改变旋翼机总升力机飞行高度达
维持定高度程
高度控制难点准确获取高度信息高度控制通 GPS超声测距传
感器加速度计气压计数进行数融合数获取高度反馈中超
声波传感器具极佳测距精度进行短距离测距气压计测距范围受
限制提供极佳相高度信息气压计存漂移现象着温度阵
风输出均会受定影响GPS 高度测量精度高绝精
度保证加速度计机体震动影响输出量中噪声部分较高
加速度计具高动态高灵敏特点低频数（ 10Hz 超声波数）
进行插值计算低频数获取高动态输出特性
面介绍高度测量中应滤波技术
431 超声传感器滤波
超声波传感器够提供 0~645m 精度达 1cm 距离测量具极佳
测距精度超声波工作方式发射段超声波脉然等回波果发射
接收超声波时间差 Ts 列公式计算超声波反射面距离
2
超声波安装机部面面安装机发生姿态变化
31
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
时机真实高度：
h L cosq cos f
(418)
超声波身缺点避免回波影响更新频率较慢达
10Hz超声波容易受电磁干扰影响产生错误读数图 48 示
坏数
图 48 超声波坏数
超声波传感器受电磁干扰者反射面条件佳时候容易产生诸图中
出现坏数般突发形式出现干高极值然恢复正常
排种坏数采取面方法：
前两次超声数做差果变化速率 某阈值判断出现坏数
次数代次数
种方法超声波身采样频率较低坏数连续出现概
率较 连续出现三 坏数时 候会造成 较长时间（约
300ms）相采样值 300ms 中机高度控制属开环状态会控制造
成影响必采外方法处理坏数情况面介绍坏数
出现时估计高度信息方法
机高度较惯性假定 1~2 次采样间隔期间
速度保持恒定通前效数坏数出现时候速度进行估
计综合考虑实时性准确性求里采前 4 采样点（包含时间高
度信息）作分析四采样点做二拟合计算出拟合斜率截距根
拟 合 出 次 项 式 点 进 行 预 测 里 假 设 前 四 采 样 点
(tihi)i 1234 拟合关系式
h at + b (419)
通列公式计算拟合斜率截距
32
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
n
ì
ï
ïa
ï
ï
ï
ï
n
2 2
t n ×(t )
åti hi n × t ×h
i1
i
i1
b h at
ï n
1
ït t
n
i1
ï
1
ï
å i
ï n i1
(420)
计算出 a b 通列公式计算出坏数出现时候高度估计
h5 at5 + b (421)
图 410 示根二预测方法够坏数出现时机高
度进行效预测解决坏数控制系统性影响时二
估计中算出高度时间斜率爬升速度高度控制微分部
分爬升速度控制器说非常数
m
c
500
400
300
度
0
200
高
100
30
40
50
60
70
时 间 s
80
90
100
110
0
200
150
m
c
T
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
432 高度传感器加速度计融合算法
超声波传感器气压计均测量高度功加速度计测出机体
加速度融合高度传感器（气压计超声波）加速度计输出结果
（1）数融合理
设加速度计输出 [ax ay az ] 运方余弦矩阵机体坐标系加
速度转化坐标系加速度式：
AE
é
ê
ê
ê
ë
cosq cosy
sin q cosy sin f sin y cosf
sin q cosy cosf + siny sin f
cosq siny
sinq siny sin f + cosy cos f
sinq siny cosf cosy sin f
sinq
cosq sinf
cosq cosf
ù
ú
ú
ú
û
T
ê
é
ê
ê
a
a
a
x
y
ú
ù
ú
ú
(422)
ë
z û
中 AE
T
坐标系加速度矢量重力加速度存 AE
A 0 0 g
具
常值偏置设重力加速度
G
A
[
A
A
]
实际机身加速度：
(423)
效
E
G
T
ˆ ˆ + ˆ ×dt
ï k k1 k
(424)
ˆ ˆ
h h + v × dt
效加速度进行积分速度速度积分便位移通
积分取速度位移信息便超声波气压计获取高度信息进行融合
组融合程中两点需注意首先保证加速度计输出加速度具较
低噪声水通前面章节提机械减震数字滤波实现次
加速度计误差中 包含标度数误 差着 温度变化者 外部供电电
变化会影响加速度计实际标度数标度数变化会导致重力加速度
量值发生变化重力加速度量值发生变化果进行实时估计
会导致部分重力 加速度残余 A效 中通加速度 积分速度 位
移迅速漂移加速度特征存残余重力加速度会导致速度
位置快速漂移面介绍高度传感器加速度器融合中算法
（2）数融合算法
该滤波器采 alphabeta 滤波器相似估计原理首先假定系统
三状态变量描述 [h v a] 三状态变量次应系统中高度高度
阶导高度二阶导假定足够时间间隔 dt 加速度值发
生变化通式速度位置进行预测：
î k k1 k
34
ˆ
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
考虑实际量测值 hk 总会估计值 hk1 间存设
rk hk hk1
(425)
称 rk
第 k 次估计残差果残差正实际量测值次估计值
ì ˆ
k 效 k
ï
ˆ ˆ + ˆ ×dt + KP2 ×r (426)
k k1 k k
ï
ˆ ˆ
问题效加速度 A 估计需加速度计输出中减重力加速度
ì
a A + KP1× r + KI × r
ò
ï
ï
ˆ ˆ ˆ (427)
í
ï
ˆ ˆ
h h + v × dt
者估计加速度者估计速度者两者组合
修改式(424) 列关系式：
î hk hk1 + vk × dt
该 关系式够 通残差 加速度估计 值速度估 计值进行 时修改获 取
准确位置估计速度估计加速度估计种估计方法般应场合已
满足求高度传感器加速度传感器融合程中遇特殊
效
重力加速度会着理位置变化变化加速度计标度数误差准
确值法轻易获加振动加速度计影响想飞行状态
中定准确常量现实需飞行时重力加速度进行实时补
偿
重力加速度考虑加速度估计常值误差仅残差 rk
提前补偿彻底消需加速度估计补偿量中加入积分环节
完成常值偏移补偿式(426)基础进行修改
终传感器融合方法
ï
+
KIs
KP1
KP2
+
+
+
dt
+
+
+
dts
图 411 融合算法图解
35
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
ˆ
该方法估计流程图 411
示中 h
k
实际量测量 ˆ ˆ h
k k k
度
100
m
200
加速度速度位置估计图中 KIKP1KP2 均滤波参数根
实际传感器类型进行调整
超声波传感器特殊性更新频率较低（10Hz）加速度计采样频
率达 100Hz加速度计采样周期更新高度速度信息
超声波采样时间点更新加速度估计样融合高度测量系统
达 100Hz 输出频率高度控制器说非常益通飞行时
KIKP1KP2 参数调整终确定超声波加速度计组合测高参数
：
KI 0001 KP1 10 KP2 38
滤波效果图 412 示出该种融合方法仅提高高度测量
动态性超声波传感器输出做滑实现爬升速度估计
高度控制器说非常结果
400
原 始 超 声 高 度
m300 融 合 高 度
c
200
高
30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40
时 间 s
200
1
s
*
c 0
度
速
30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40
时 间 s
图 412 超声波加速度计融合效果
气压计造成水超声波传感器高估计参数存定
飞行时调整终气压计加速度计组合测高参数：
K I 0001 KP1 055 KP2 1
滤波效果图 413 示出种融合方法降低气压计身噪
声水提供 10cm 左右测量精度时噪声水降低更加方
便获取高度信息微分值爬升速度高度控制器说非常
36
500
400
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
原 始 气 压 高 度
融 合 高 度
m
c
度
高
300
200
100
0
100
0
10
20
30
40
50
时 间 s
60
70
80
90
100
图 413 气压计加速度计融合结果
433 高度控制器结构
高度控制器部分控制框图图 414 示
P
I
D
P
机体
模型
1s
图 414 高度控制器结构
高度控制器分两环路环爬升速度环控制机体升者降
速度外环高度环控制机高度高度外环采 PID 控制爬升速度
环采 P 控制引入速度环原旋翼机系统高度缺少阻尼
果没速度环容易导致控制系统超调鲁棒性差引入速度
环引入较系统阻尼提升系统整体稳定性抗干扰性
44 位置控制
位置控制中采光流传感器 GPS 接收机作反馈控制框图图 415
示
37
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
P
P
I
D
I
D
GPS光流
GPS光流
通
GPS
图 415 位置控制器结构
者光流传感器获取机位置信息速度信息 x yVx V
y
根
位置定首先应 PID
控制方法计算速度环输入信息然速度环根
定传感器值采 PID 控制方法计算姿态环定
姿态控制机控制中扮演着极重角色姿态控制精度
直接影响位置控制精准程度进行环调试时候首先姿态环
实际指标提然进行速度环调整速度环指标达求进
行位置环参数调节
45 章结
章首先介绍控制系统总体控制结构然分姿态控制高度控制位
置控制三部分详 细介绍 机控制结构 详细介绍 姿态传感器 机
应减震问题滤波问题采 alphabeta 陀螺仪加速度计进行滤波
采二预测方法解决超声波传感器出现坏数问题然讨
拉力分配问题提出优拉力分配方案介绍高度传感器间数
融合问题通数融合获取高动态高准确性高度测量结果
38
第5章
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
六旋翼机飞控软件设计飞行试验
2
章介绍飞控软件实现功结构构 成介绍悬停抗干扰
视频踪等试验试验情况
51 飞控软件设计
六旋翼机飞行时候需 完成重务包括读取传感器数值传
感器数值进行滤波完成机飞行信息估计读取控制指令根控制指令
机飞行信息完成控制量计算完成电机控制处理面站间通讯
机飞行情况进行诊断作出相应动作需较安排项工
作优先序保证项务完成面介绍飞控软件设计
511 飞控软件功设计
机飞控软件运行 STM32F407 硬件电路基 ST 标准外设库开发
实现列功：
（1）读取传感器信息：通串口读取姿态传感器（MTI）信息通串口读取
光流传感器超声波传感器信息通 I C 读取气压计信息
（2）接收机信号收取：遥控机接收机采高 电时间长度承载信息根
接 收机 品牌 更新 频率 50Hz 80Hz 等高 电 时间 长度 通常
1ms~2ms利外部中断高电时间进行测量获取接收机信息
（3）控制电机调速器云台控制器：电机调 速器云台控制器均接受接收
机相类似数字信号高电时间长短判断控制量采部定时器产
生 6 路 PWM 波形控制六电机转速通 2 路 PWM 波形实现云台俯
仰横滚角度控制
（4）面站通讯：通串口 Xbee 通讯模块通讯 Xbee 模块间通
24GHz 线链路通讯包机飞行信息发送面站接收面站传指
令正确执行
（5）数滤波：运数字滤波方法传感器 测数进行处理目
降低信号中噪声水排震动等素传感器造成影响
（6）控制量解算：根反馈定间偏 差计算位置速度高度爬
升速度姿态角姿态角速度等控制量
（7）障判断：传感器信息正常表 现判断机否出现障
根障发生原进行适处理报告程序正常运行提供保障
（8）参数存储：重 参数控制 PID 参数通 EEPROM 进行存储
39
系统启动时读取
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
512 飞控软件总体架构
飞控软件程序流程图
开始
系统初始化
定时器设置
开中断
等
N
中断子程序
读取传感器
数
读取控制指令
根控制算法生成
电机控制量
电机调速器信号
输出
定时器中断触发
Y
中断子程序
状态数传
结束
2
2 2
首先系统电进行系统初始化中包括 GPIO 初始化系统
时钟初始化等然定时器进行设置机中断 100Hz次中断
次完成获取传感器信息获取接收机信息解算控制量处理通讯数等务
513 实时性性设计
飞控软件设计点保证系统实时性务量增时候需
种务进行实时性分析实时性求高务说脉宽度测量
I C 通讯中断响应需处理优先级设高实时性求高占
时间长务次中断子程序（100Hz）运行时候会占长
CPU 时间务实时性求高 10ms 运行完
毕中断中断优先级设定低中断优先级相较中断
处理串口通讯 中断应 该中断优 先级高 实时性 求
低 I C 中断设定中断优先级低 I C 外部中断高中断
优先级表 51 中列出中断优先级设定情况
40
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
中断源
DMA1_Stream6
DMA1_Stream5
DMA1_Stream3
DMA1_Stream1
EXTI9_15
I2C1_EVT
Timer10
Timer5
表 51 中断优先级
中断作 抢占优先级
Xbee 发送 1
Xbee 接收 1
Mti 发送 1
Mti 接收 1
脉宽测量 0
I2C 事件中断 0
系统时钟 0
中断 2
响应优先级
1
1
1
1
0
0
0
2
串口该飞控系统中应较诸 MtiXbee光流模块等传感器
需串口进行通讯串口处理尤需注意 Mti
帧姿态信息长度固定容易想处理方式：
设置 DMA 进行定长串口接收旦接收固定长度信息触发数
处理函数进行数接收处理
做缺点——容错性极弱假定数传输程中干
扰丢失字节数DMA 会接收第二帧数第字节时进
行处理实际第帧数已接帧数错位
法导致严重果 Mti 姿态控制核心传感器旦 Mti 信
息法获整机失控制应避免述方法
软件开发程中 串口处理采种新方式 DMA 控制器
功定义搬运工定义较长缓区DMA 控制器负责该缓区搬
运数进行数处理数处理职责分配中断数抓取函数
进行该函数具完善数滤功够识滤效数种搬运数
处理分开处理方式增强软件系统性
综述实时性性机飞控程序 重点设计程中通
排列务实时性等级务先执行作出判断分析系统薄弱点
薄弱点采技术进行改良性提升进提升整系统性
长期性实时性测试机飞控程序硬件电路已满足
性实时性求
52 飞行试验
节通实际飞行数机控制系统性作评估实验中
机采线链路 面站发送实时 姿态信息 面站接收实 时姿态信息 进行保
存
41
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
521 悬停测试
图 51 飞行截图
机面起飞达定高度姿态控制器输入俯仰角横滚
角定 0°偏航角定起飞时角度机进入空中悬停状态响应
曲线：
g
e
d
角
仰
2
0
滚
偏
68
2
俯
38
g 2
e
d
0
角
2
横
38
70
s
角69
航
38
39
39
39
40
40
40
41
时 间 s
41
时 间 s
41
时 间 s
42
42
42
43
43
43
44
44
44
图 52 悬停实验姿态响应
图 52 出悬停状态中俯仰角横滚角均零值附范围
波动抖动范围基维持 05°偏航角维持 69°附范围抖动
波动范围致 1°范围根悬停测试出姿态控制器已达
高控制精度基 保证俯仰角横滚角定 角度±05°范围 保证偏
航角定角度±1°范围已逼姿态传感器精度达非常控
制效果
42
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
522 抗干扰力测试
机面起飞空中进入悬停状态通拨动起落架方式
机轴施加干扰响应曲线图示
g
e
d
角
仰
10
0
横
5
偏
100
10
俯
120
5
g
e
d
0
角
滚
120
150
s
角
航
90
1205
1205
91
121
121
92
1215
1215
93
122
122
94
1225
时 间 s
1225
时 间 s
95
时 间 s
123
123
96
1235
1235
97
124
124
98
1245
1245
99
125
125
100
图 53 抗干扰实验姿态响应
图 53 示 122 秒左右机受横滚角俯仰角干扰
中俯仰角干扰达 11°横滚角干扰较约 4°机迅速调整
姿态 123 秒恢复悬停状态通约 1s 时间快速修正姿态出横
滚角俯仰角具较强抗干扰性 122 秒干扰没偏航轴造成太
影响偏航轴抗干扰特性采发生 91 秒 92 秒次干扰干
扰量值达 25°机干扰撤 917s 开始调整偏航轴姿态约
3 秒钟调整稳定状态图中出偏航轴回复程中量值约
10°超调量应该控制量中积分作造成进步调
整积分作进调整控制效果
523 信号踪实验
信号踪实验中采起飞摇杆出指令方式进行飞行器摇杆
定指令进行飞行
43
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
g
e
d
角
仰
10
0
实 际
定
10
俯
g
e
d
角
滚
50
10
0
52
54
56
58
60
时 间 s
62
64
66
68
70
角
偏
10
横
44
150
s
100
航
50
60
46
48
62
50
64
52
54
时 间 s
66
时 间 s
56
58
68
60
70
62
64
72
高 度 定
图 54 踪实验姿态响应
出俯仰角横滚角具相似踪性定±10°左右定
信号时候然会定踪延迟控制效果影响均够
约 05s 完成响应达较控制效果偏航轴定速度信号
时候偏航轴够快速逼定信号
524 高度控制实验
首先通手动控制面起飞达特定高度切入动高度控制模式
高度控制效果数
150
高 度 输 出
140
130
m
c
度
高120
110
100
80
85
90
95
时 间 s
100
105
110
图 55 高度控制响应
图 55 示高度定 132cm 时候高度实际输出 132cm 附约
10cm 条形带波动基达控制系统求
44
525 视觉踪实验
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
视频踪实验基哈工惯导中心 306 室刘天博学毕业设计——
旋翼飞行器面站软件设计目标识踪算法研究展开视觉踪实验指
通机载摄机拍摄视频通视频传输设备视频信息传回面站面站中
进行图识发送控制指令机机踪目标物运动摄头
视野中会 遥控车者 行 机根面 站中发出踪 指令
完成遥控车行踪实验实验场景图 56 图 57 示
图 56 踪车实验
图 57 踪行实验
室外视觉踪实验出机够视觉识系统引导成
功踪车者行成功实现视觉追踪功
53 章结
章首先介绍飞控软件总体架构功针飞控软件实时性
45
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
性求阐述飞控软件设计中需注意设计素接着通飞行试验
控制系统性进行测试悬停测试抗干扰测试信号踪试验中姿态控
制系统表现出较优异控制性高度控制实验中高度控制器表现出
错控制精度实现基视觉识目标踪实验
46
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
结
六旋翼机种具垂直起降力型飞行器通轴
放置三组六电机提供升力通改变旋翼转速调整姿态通调整姿态进
步实现位置控制具悬停性优异移动灵活机械结构紧凑零部件性
高等优点
文研究六旋翼机控制问题文完成工作：
（1）针六旋翼机机体结构分析运动机理 完成机体
结构动力系统设计建立六旋翼机数学模型
（2）设计实现完整六旋翼机控制系 统硬件完成飞行控制软件
设计通实验证明飞行控制系统软硬件实时性性设计 PID 姿态
控制器高度控制器位置控制器
（3）完成姿态传感器减震数字滤波工 作显著降低噪声水提
出种优化拉 力分配方案 详细介绍 超声波传感 器实际应中 处理坏
数方法提出种高度传感器加速度计融合方法
（4）通实际飞行试验机控制系统 性进行验证实验证明
姿态控制器高度控制器均具较控制性够满足应需求完成
视觉追踪车者行功
文针六旋翼机控制问题研究旧需进步研究改进
方：需 GPS 位置信息融合入位置控制器中实现基 GPS 定点悬停
循迹飞行需 GPS 高度信息融合入高度估计中实现 GPS气压计加速
度计三传感器融合提高视觉踪性踪物体速度进步增加
获取更踪性
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50
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
毕业设计（文）中致 谢前增加哈尔滨工 业学科毕业设计（文）原创
性声明
哈尔滨工业学科毕业设计（文）原创性声明
郑重声明：哈尔滨工业学攻读学士学位期间提交毕业设计（
文） 导师 指导独立 进行研究工 作取成 果
文研究工作做出重贡献集体均已文中明确方式注明
未注明部分包含已发表撰写研究成果存购买代写剽
窃伪造数等作假行
愿声明承担法律责
作者签名： 日期： 年 月 日
51
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致 谢
感谢伊国兴老师作者学术悉心教诲伊老师渊博专业知识诲
倦敬业精神敏锐洞察力身体力行工作作风留深刻印象课
题进展遇困难时候伊老师予作者极支持提出许建设性建议
极促进课题进展
感谢奚伯齐屈桢深两位老师课题进展程中课题提出宝贵意见两
位老师蔼亲切处事风格渊博严谨学术风格作者留深刻印象两位
老师关处理视频传输干扰建议项目够利进行
感谢李远伟钟佳朋师兄作者科毕业设计提供支持帮助实
际系统设计程中提出许宝贵意见提供许实验材料课题利完
成离开时感谢惯导中心 306 室师兄师姐支持着作者完
成整毕业设计
课题刘天博学毕业文属合作课题感谢刘天博学面站程序设
计视频踪算法工作中卓越贡献两通力合作利实现六旋翼通视觉
进行目标踪务时感谢魏振楠学李哲学场外实验程中提供帮
助
感谢关心帮助作者亲师长学朋友
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哈尔滨工业学科毕业设计（文）
附 录
53
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
54
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
55
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
56
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
57
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
58
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
59
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
60
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
61
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
62
学科毕业设计（文）
63
哈尔滨工业学科毕业设计（文）
64
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