楊述斌，黃俊榕

武漢工程大學(xué)電氣信息學(xué)院，湖北武漢 430205

基于實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)的小型四軸飛行器設(shè)計(jì)

楊述斌，黃俊榕

武漢工程大學(xué)電氣信息學(xué)院，湖北武漢 430205

針對(duì)四軸飛行器控制實(shí)時(shí)性較差的問題，提出了一種利用移植實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)的STM 32單片機(jī)進(jìn)行飛行器控制的解決方案.以32位ARM（Advanced RISCMachines）微控制器STM 32F103CB單片機(jī)作為飛行器的控制芯片，采用四元數(shù)結(jié)合PID（proportion，integral&derivative）控制算法并利用RTX（Real-Time eXtension）實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)對(duì)四軸飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制，同時(shí)使用多傳感器并發(fā)處理技術(shù)實(shí)現(xiàn)了四軸飛行器的數(shù)據(jù)采集.實(shí)驗(yàn)表明，本設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了四軸飛行器上，控制信號(hào)和電池電量數(shù)據(jù)的雙向、快速傳輸，獲取的姿態(tài)信息精度高，四軸飛行器姿態(tài)角更新更迅速且易操作，提高了飛行器運(yùn)行的穩(wěn)定性，具有實(shí)時(shí)性.

RTX實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)；STM32F103CB；四軸飛行器；并發(fā)處理

四軸飛行器是一種比較新型化的飛行器，目前國際上對(duì)四軸飛行器的研究比較熱門，它在民用與軍事領(lǐng)域都擁有十分廣闊的應(yīng)用前景.四軸飛行器的靈活性主要體現(xiàn)在能夠在空中自由懸停和快速移動(dòng)兩個(gè)方面.與傳統(tǒng)的直升飛機(jī)相比，他的機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單，因此成本較低；操控方便，因此穩(wěn)定性較高［1］.四軸飛行器除了可用于航拍之外，還有諸如大氣氣象數(shù)據(jù)采集、運(yùn)送物資等方面的應(yīng)用［2］.

針對(duì)四軸飛行器的姿態(tài)控制問題，學(xué)者們提出了不同的控制算法，例如自適應(yīng)控制方法、針對(duì)無人機(jī)的不確定性和非線性問題設(shè)計(jì)的DI/QFT控制器等.本設(shè)計(jì)在解決四軸飛行器的控制方面主要使用PID控制算法，并結(jié)合實(shí)驗(yàn)?zāi)繕?biāo)對(duì)樣機(jī)進(jìn)行建模仿真，同時(shí)使用地面站上位機(jī)軟件進(jìn)行飛行姿態(tài)仿真，驗(yàn)證其飛行的可靠性與穩(wěn)定性［3］.姿態(tài)測(cè)量所采用的是三軸陀螺儀和三周加速度計(jì)相結(jié)合的方式完成，將上述兩傳感器測(cè)得數(shù)據(jù)傳給主控模塊進(jìn)行姿態(tài)解算得到滾動(dòng)角、俯仰角、偏航角來分析飛行器的實(shí)時(shí)姿態(tài).

在確保硬件電路正常功能的情況下，解決了部分電磁兼容問題.考慮到成本等綜合因素，微控制器使用的是STM 32F103CB單片機(jī)；為保證控制的實(shí)時(shí)性，軟件設(shè)計(jì)用了嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)RTX［4］.實(shí)現(xiàn)飛行器對(duì)操作動(dòng)作的迅速響應(yīng)（響應(yīng)時(shí)間小于20ms）、準(zhǔn)確（角度變差在±5°以內(nèi)），高度控制誤差低于（30 cm），設(shè)計(jì)利用2.4 GHz頻率的無線通信技術(shù)實(shí)現(xiàn)飛行器與地面站之間的雙向通信，控制飛行器飛行軌跡，有效控制范圍50m；自行搭載一塊360mAh可充電電池（可額外擴(kuò)充一塊），正常情況下能不間斷連續(xù)飛行5 min～7 min.采用STM32F103CB作為微控制器，其中飛行器還包括陀螺儀、各種傳感器（氣壓計(jì)MS5611、電子羅盤HMC5883L）、無線通信模塊（NRF24L01）、動(dòng)力系統(tǒng)模塊.

1 系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)

民用四軸飛行器的發(fā)展是伴隨著單片機(jī)資源的豐富和一系列新型傳感器的問世而出現(xiàn)的.因?yàn)椴恍枰{(diào)整旋翼與飛行器之間的角度，4個(gè)螺旋槳與電機(jī)采用直接相連的結(jié)構(gòu).布局方面常有“十字形”布局和“?字型”布局，四軸飛行器通過調(diào)整4個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速來完成自身姿態(tài)的調(diào)整［5］.本設(shè)計(jì)使用一款成熟的STM32單片機(jī)作為主控芯片，使用陀螺儀對(duì)其狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行采集，使用無線收發(fā)芯片完成與外界實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)通信，使用RTX嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器的軟件設(shè)計(jì)方案.飛行器總體設(shè)計(jì)框圖如圖1所示.

圖1 系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)Fig.1 Overall structure of the system

2 主要硬件電路設(shè)計(jì)

2.1 硬件總設(shè)計(jì)框架與硬件資源分配

飛行器的整個(gè)控制系統(tǒng)包括電源模塊、姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊（包括陀螺儀、氣壓計(jì)、電子羅盤）、無線通信模塊、旋翼空心杯電機(jī)、主控制器及接口與擴(kuò)展等部分［6］.

其中核心的控制器模塊主要包括一塊STM 32F103CB單片機(jī)，由意法半導(dǎo)體公司設(shè)計(jì)出品，其對(duì)比起廉價(jià)的C51系列單片機(jī)來說有非常豐富的外設(shè)資源，包括4個(gè)標(biāo)準(zhǔn)定時(shí)器、3個(gè)串口通信端口、2個(gè)SPI通信端口，以及2個(gè)12位高速A/D轉(zhuǎn)換.根據(jù)主控模塊所需完成的任務(wù)進(jìn)行資源分配：分別控制4個(gè)無刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)；以IIC總線通信和陀螺儀（MPU6050）、電子羅盤（HMC5883L）進(jìn)行通信的數(shù)據(jù)獲取端和時(shí)鐘提供端；使用的是硬件SPI總線通信與紅外模塊（NRF24L01）通信引腳.

2.2 電源模塊

穩(wěn)定的電流是任何控制系統(tǒng)正常運(yùn)行的前提條件；對(duì)于四軸飛行器，還需要為電機(jī)的正常工作提供大功率的電源保障，同時(shí)由于使用電池供電，功耗、續(xù)航時(shí)間以及電池的重量都需要考慮［7］.此外為了區(qū)分模擬電路部對(duì)地電壓及數(shù)字電路部分對(duì)地電壓，使用2個(gè)XC6206做三端穩(wěn)壓電源芯片［8］.其中J7為電池插座，電源模塊電路如圖2所示.

圖2 電源模塊電路圖Fig.2 Circuit diagram of powermodu le

2.3 姿態(tài)測(cè)量模塊

姿態(tài)測(cè)量模塊是四軸飛行器的一個(gè)非常重要的模塊，由3個(gè)傳感器協(xié)同工作完成.飛行姿態(tài)主要依靠三軸加速度計(jì)、三軸陀螺儀和電子羅盤共同完成；氣壓傳感器的主要作用是獲取溫度和壓力值，之后由微控制器計(jì)算出飛行器的海拔高度［9］.其中，三軸加速度計(jì)和陀螺儀使用的是InvenSense公司的6軸MPU6050芯片如圖3所示.

電子羅盤則使用Honeywell公司生產(chǎn)的HMC5883L型號(hào)磁阻計(jì)，如圖4所示.

圖3 陀螺儀外圍電路圖Fig.3 Peripheral circuitdiagram ofgyroscope

圖4 電子羅盤外圍電路圖Fig.4 Peripheral circuitdiagram ofelectronic compass

根據(jù)壓力值可計(jì)算出飛行器所處的海拔高度，同時(shí)使用測(cè)得溫度對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行補(bǔ)償修正（海拔越高，氣壓越低，溫度越低），氣壓計(jì)是EMAS公司出品的MS5611數(shù)字氣壓傳感器，其外圍電路如圖5所示.

圖5 氣壓計(jì)外圍電路圖Fig.5 Peripheral circuitdiagram ofbarometer

2.4 無線通信控制模塊

在調(diào)試階段，可以利用無線通信控制模塊將飛行器運(yùn)行過程中的關(guān)鍵參數(shù)傳回地面站以供分析［10］.在實(shí)際操作中，利用自定義的控制協(xié)議，遙控器可以通過NRF24L01傳輸控制命令控制4個(gè)旋翼.通信模塊電路如圖6所示.

2.5 飛行器主控模塊

主控模塊核心部件是一塊微控制器（Micro controller Unit，MCU），這塊MCU在絕大多數(shù)的情況下直接決定飛行器的各種性能.在實(shí)時(shí)系統(tǒng)的任務(wù)調(diào)度下，MCU實(shí)時(shí)執(zhí)行大量任務(wù)：讀取Sensor數(shù)據(jù)［11］、以此數(shù)據(jù)為依據(jù)進(jìn)行控制量計(jì)算、以該計(jì)算結(jié)果為依據(jù)控制電機(jī)等等.因此，在選擇四軸飛行器的MCU時(shí)必須兼顧較高的主頻以保證運(yùn)算、控制的實(shí)時(shí)性，同時(shí)盡量降低MCU上的功耗以達(dá)到更長的續(xù)航時(shí)間；除此以外還應(yīng)預(yù)留一定數(shù)量的IO口，以確保該設(shè)計(jì)在未來具有一定的可擴(kuò)展空間（添加攝像頭、GPS定位系統(tǒng)等設(shè)備）.因此挑選了意法半導(dǎo)體公司的STM 32F103作為核心芯片。該芯片基于ARM Cortex-M3架構(gòu)，工作頻率最高達(dá)72MHz.飛行器主控模塊電路如圖7所示.

圖6 通信模塊電路圖Fig.6 Circuitdiagram of communicationmodule

圖7 微控制單元電路圖Fig.7 Circuitdiagram ofmicrocontroller unit

2.6 動(dòng)力系統(tǒng)模塊

動(dòng)力系統(tǒng)模塊主要由驅(qū)動(dòng)電路和電機(jī)組成，考慮到大小、重量、成本、電壓匹配，選擇直徑為7 mm、長度為20mm空心杯電機(jī).每個(gè)電機(jī)的重量為3.4 g，工作電壓為3.3 V至4.2 V，工作電流在3.3 V時(shí)空轉(zhuǎn)電流130mA，堵轉(zhuǎn)電流1.2 A.其中J1為電機(jī)電源插座，電機(jī)電路如圖8所示.

圖8 動(dòng)力驅(qū)動(dòng)模塊電路圖Fig.8 Circuitdiagram ofmotormodule

3 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

系統(tǒng)軟件主要通過C語言對(duì)STM 32F103微控制器進(jìn)行編程.實(shí)現(xiàn)微控制器對(duì)各傳感器模塊測(cè)量數(shù)據(jù)的采集，并將采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行姿態(tài)融合后得到準(zhǔn)確的位置信息，將這些位置信息送入PID控制程序獲得控制信息，利用這些信息控制各旋翼提升力的調(diào)節(jié)［12］.

經(jīng)過對(duì)各個(gè)嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)的橫向比較，最終采用意法半導(dǎo)體公司自帶的RTX實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)［13］.主要利用RTX系統(tǒng)的任務(wù)調(diào)度器在各任務(wù)之間相互切換；包括獲取各傳感器數(shù)據(jù)信息的任務(wù)、各算法任務(wù)、通信任務(wù)、電機(jī)控制任務(wù).在RTX任務(wù)調(diào)度器的介入下控制飛行器穩(wěn)定運(yùn)行.下位機(jī)軟件架構(gòu)如圖9所示.

圖9 下位機(jī)軟件架構(gòu)圖Fig.9 Software architecture diagram of lower computer

3.1 飛行器各驅(qū)動(dòng)軟件設(shè)計(jì)

為了保證整個(gè)系統(tǒng)在RTOS軟件下運(yùn)行，選擇RTX實(shí)時(shí)操作系統(tǒng).按照硬件資源的需求，把所有需要處理的過程細(xì)分為具有不同優(yōu)先級(jí)的任務(wù)，雖然同一時(shí)間點(diǎn)仍然只能運(yùn)行一個(gè)任務(wù)，但是任務(wù)間的切換更合理，因此整個(gè)控制系統(tǒng)的效率得到了相應(yīng)的提高，具體表現(xiàn)為提升了飛行器的反應(yīng)速度與穩(wěn)定性.軟件工作流程應(yīng)為：首先啟動(dòng)硬件初始化、操作系統(tǒng)初始化、設(shè)置好任務(wù)調(diào)度時(shí)間，然后創(chuàng)建其他需執(zhí)行的任務(wù)，系統(tǒng)調(diào)度方式配置為搶占型內(nèi)核，其優(yōu)點(diǎn)是：一旦系統(tǒng)中優(yōu)先級(jí)最高的任務(wù)準(zhǔn)備就緒后，無論當(dāng)前系統(tǒng)是否空閑都立即去執(zhí)行優(yōu)先級(jí)最高的任務(wù).這樣做可以確保系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性，實(shí)現(xiàn)關(guān)中斷的最大時(shí)間為1μs.用信號(hào)量、事件等進(jìn)行通信.使四軸飛行器具有快速反應(yīng)、易擴(kuò)展的特點(diǎn).軟件流程圖如圖10所示.

圖10 軟件流程圖Fig.10 Diagram ofsoftware process

3.2 硬件初始化與系統(tǒng)初始化

硬件初始化部分負(fù)責(zé)完成微控制器和各傳感器之間互相通信，底層的總體初始化（調(diào)用自己的庫函數(shù)），其功能有兩部分：一是設(shè)置主頻時(shí)鐘，同時(shí)對(duì)將要使用的外圍設(shè)備，如串口、IIC、EEPROM等進(jìn)行初始化［14］；二是RTX系統(tǒng)的內(nèi)核啟動(dòng)代碼的初始化.

底層初始化之后對(duì)RTX系統(tǒng)進(jìn)行初始化，配置任務(wù)堆棧大小、設(shè)置不同任務(wù)優(yōu)先級(jí)高低、新建任務(wù)句柄、新建任務(wù)之間通信所需的信號(hào)量、郵箱等，以及為了保證系統(tǒng)數(shù)據(jù)不會(huì)出錯(cuò)所需要的互斥量.

隨著各個(gè)任務(wù)被一一創(chuàng)建，RTX系統(tǒng)介入程序的運(yùn)行過程；即從所有準(zhǔn)備就緒的任務(wù)中挑選優(yōu)先級(jí)最高的開始執(zhí)行.此時(shí)，對(duì)比無操作系統(tǒng)的大循環(huán)類型軟件，實(shí)時(shí)系統(tǒng)的優(yōu)勢(shì)開始慢慢顯現(xiàn)出來.并且涉及的外圍設(shè)備資源越豐富，這種優(yōu)勢(shì)會(huì)越顯著.

3.3 下位機(jī)軟件任務(wù)設(shè)計(jì)

程序從主函數(shù)開始運(yùn)行，隨后各個(gè)任務(wù)被一一創(chuàng)建，創(chuàng)建的任務(wù)主要有NRF24L01的DMA方式通信任務(wù)，這個(gè)任務(wù)用于獲取同步各個(gè)傳感器的數(shù)據(jù)；電機(jī)控制任務(wù)，用于控制電機(jī)讓飛行器保持空中航線；算法任務(wù)主要實(shí)現(xiàn)姿態(tài)融合與PID控制［15］.

當(dāng)姿態(tài)測(cè)量任務(wù)啟動(dòng)之后，陀螺儀和電子羅盤的數(shù)據(jù)將被MCU用來進(jìn)行姿態(tài)解算，流程圖如圖11所示.

圖11 姿態(tài)解算框圖Fig.11 Diagram ofattitude calculation

在完成硬件及系統(tǒng)初始化之后啟動(dòng)RTX系統(tǒng)，創(chuàng)建所有任務(wù)，包括各傳感器數(shù)據(jù)的獲取、濾波及四元數(shù)算法、PID控制算法以及無線模塊的通信任務(wù)；因?yàn)橥勇輧x的動(dòng)態(tài)特性比較高，所以對(duì)陀螺儀測(cè)量出的角速度進(jìn)行積分，可得到旋轉(zhuǎn)角度，該計(jì)算值是姿態(tài)解算的重要數(shù)據(jù)之一.以加速度計(jì)的測(cè)量數(shù)據(jù)作為基準(zhǔn)對(duì)陀螺儀長期累積下來的角速度積分誤差進(jìn)行補(bǔ)償（因?yàn)榧铀俣扔?jì)瞬時(shí)測(cè)量值不如陀螺儀可靠）.電子羅盤測(cè)量的是地球磁場(chǎng)，由此數(shù)據(jù)可測(cè)算出飛行器的偏航角.

4 實(shí)驗(yàn)測(cè)試結(jié)果

圖12是基于RTOS的四軸飛行器焊接成形后的底板圖，尺寸為8 cm×8 cm.

圖12 飛行器PCB板設(shè)計(jì)圖Fig.12 PCB design ofaerial vehicle

因?yàn)閯?dòng)力系統(tǒng)是四軸飛行器飛行的關(guān)鍵，所以要實(shí)時(shí)控制電機(jī)轉(zhuǎn)速，此刻STM 32讀取無線接收機(jī)的PWM信號(hào)，獲取遙控器的指揮信號(hào)，以此控制直流電機(jī)的速度；此時(shí)每個(gè)周期定時(shí)器不斷更新捕獲比較寄存器的數(shù)值，從而達(dá)到更新PWM占空比的效果.經(jīng)過多次試驗(yàn)，最終選擇控制頻率200 Hz、分頻系數(shù)13μs；自動(dòng)重載寄存器數(shù)值為999.

通過匿名地面站上位機(jī)軟件對(duì)四軸飛行器的飛行狀態(tài)進(jìn)行仿真，獲得飛行器運(yùn)行的時(shí)候傳感器的數(shù)據(jù)，并且將飛行器工作的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)通過NRF24L01無線收發(fā)芯片接收，再由串口傳輸給主機(jī)，用于分析飛行器的實(shí)時(shí)姿態(tài)和各旋翼電機(jī)狀態(tài)等關(guān)鍵數(shù)據(jù).在保持四軸飛行器和上位機(jī)通信的情況下，使用邏輯分析儀檢測(cè)IIC通信器件的SCL時(shí)鐘線和SDA數(shù)據(jù)線，可以得到飛行器對(duì)遙控器指令的響應(yīng)時(shí)間周期以及每次通信的數(shù)據(jù)之間的時(shí)間間隔，如圖13所示.

圖13 IIC的通信波形Fig.13 Communication waveform of IIC

在使用RTX系統(tǒng)時(shí)的情況下，通信時(shí)鐘一直是間隔96μs左右，時(shí)鐘信號(hào)非常穩(wěn)定.其中姿態(tài)更新速度和姿態(tài)角穩(wěn)定性的誤差均在10%以內(nèi)，海拔高度的準(zhǔn)確度和通信誤差均在5%以內(nèi).

測(cè)試的結(jié)果如表1和表2所示，可以看出在有RTX系統(tǒng)的情況下，飛行器的控制響應(yīng)和通信周期的穩(wěn)定性比沒有RTX系統(tǒng)的“裸版”工作情況更優(yōu)秀，達(dá)到了設(shè)計(jì)目的.

表1 RTX系統(tǒng)測(cè)試結(jié)果Tab.1 Test resultswith RTX system

表2 無RTX系統(tǒng)測(cè)試結(jié)果Tab.2 Test resultswithoutRTX system

經(jīng)過姿態(tài)測(cè)量得到當(dāng)前姿態(tài)量與控制量比較得到PID的調(diào)節(jié)偏差，由于PID的固有特性導(dǎo)致P、I、D的3個(gè)參數(shù)的不固定性，因此需要對(duì)飛行器的P、I、D這3個(gè)參數(shù)進(jìn)行調(diào)節(jié)，如圖14所示.使用遙控器和飛行器做聯(lián)合調(diào)試過程，修改PID的參數(shù)從而改變各軸向升力，達(dá)到維持飛行器工作狀態(tài)平穩(wěn)的目的.

圖14 四軸飛行器飛行效果Fig.14 Flighteffectof quad-rotor aerial vehicle

在四軸飛行器的設(shè)計(jì)制作與調(diào)試過程中同樣遇到其他一些問題，例如四軸飛行器的機(jī)身材料選定如何能更加抗摔，槳葉材料選定，STM 32定時(shí)器的控制，PCB的電磁兼容等等.

5 結(jié)語

本設(shè)計(jì)采用RTX嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)和多任務(wù)機(jī)制，實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛行器的無線控制，使其具有很好的實(shí)時(shí)性.采用PID算法編程對(duì)飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制；使用聯(lián)合調(diào)試的方法調(diào)整PID參數(shù).飛行器可在50 m內(nèi)穩(wěn)定飛行，續(xù)航時(shí)間為5min～7 m in，飛行器的IIC通信時(shí)鐘間隔非常穩(wěn)定（間隔為96μs，誤差小于1%），提高了姿態(tài)更新速率（比無操作系統(tǒng)的飛行器提高了10ms），并且使飛行器的控制精準(zhǔn)度得到了提升（姿態(tài)角誤差小于10%），達(dá)到了預(yù)想的效果.

參考文獻(xiàn)：

［1］易先軍，周敏，謝亞奇.四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)［J］.武漢工程大學(xué)學(xué)報(bào)，2014，36（5）：1789-1791.

YI X J，ZHOU M，XIE Y Q．Design and imp lementation of four rotor aircraft control system［J］. Journal ofWuhan Institute of Technology，2014，36（5）：1789-1791.

［2］阮征.面向全景視覺的四軸飛行機(jī)器人控制系統(tǒng)研究與實(shí)現(xiàn)［D］.武漢：武漢工程大學(xué)，2014.

［3］楊錦.數(shù)字PID控制中的積分飽和問題［J］.華電技術(shù)，2008，30（6）：64-67.

YANG J．Integral saturation in digital PID control［J］. Huadian Technology，2008，30（6）：64-67.

［4］王東平.基于嵌入式的四軸飛行器控制系統(tǒng)研究與設(shè)計(jì)［D］.廈門：華僑大學(xué)，2013.

［5］劉杰.四軸飛行器研究與設(shè)計(jì)［D］.南京：南京郵電大學(xué)，2013.

［6］江斌.小型四旋翼低空無人飛行器綜合設(shè)計(jì)［D］.杭州：浙江大學(xué)，2013.

［7］李堯.四旋翼飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)［D］.大連：大連理工大學(xué)，2013.

［8］高云淑，汪威，徐建.基于RTOS的四軸飛行器［J］.電子制作，2015（10）：14.

GAO Y S，WANG W，XU J．Quadrotor base on RTOS［J］.Practical Electronics，2015（10）：14.

［9］劉火良.STM 32庫開發(fā)實(shí)戰(zhàn)指南［M］.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2013.

［10］劉浩蓬，龍長江，萬鵬，等.植保四軸飛行器的模糊PID控制［J］.農(nóng)業(yè)工程學(xué)報(bào)，2015，31（1）：71-77.

LIU H P，LONG C J，WAN P，et al.Fuzzy self-adjusting proportion integration differentiation for eppo quadrocopter［J］.Transactions of the Chinese Society of Agricu ltural Engineering，2015，31（1）：71-77.

［11］常敏，崔永進(jìn)，何蓓薇，等.四軸飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)［J］.通信電源技術(shù)，2015（5）：144-147.

CHANG M，CUI Y J，HE P W，et al.Design of four axis spacecraft attitude control system［J］.Telecom Power Technologies，2015（5）：144-147.

［12］劉峰，呂強(qiáng)，王國勝，等.四軸飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)［J］.計(jì)算機(jī)測(cè)量與控制，2011（3）：583-585.

LIU F，LYU Q，WANG G S，et al．Design of attitude control system for quad-rotor［J］.Computer Measurement&Control，2011（3）：583-585.

［13］萬俊.四軸飛行器的研究與制作［D］.武漢：華中師范大學(xué)，2014.

［14］周智，周國鵬，吳菲.四軸飛行器的增量式PID控制［J］.湖北科技學(xué)院學(xué)報(bào)，2016（3）：5-7.

ZHOU Z，ZHOU G P，WU F．Incremental PID control of four axis aircraft［J］.Journal of Hubei University of Science，2016（3）：5-7.

［15］方璇，鐘伯成.四旋翼飛行器的研究與應(yīng)用［J］.上海工程技術(shù)大學(xué)學(xué)報(bào)，2015（2）：113-118.

FANG X，ZHONG B C．Research and application of Four-Rotor aircraft［J］.Journal of Shanghai University of Engineering Science，2015（2）：113-118.

本文編輯：陳小平

Design of M ini-Type Quad-Rotor Aerial Vehicle Based on Real Tim e Operating System

YANG Shubin，HUANG Jun rong
School of Electrical and In formation Engineering，W uhan Institute of Technology，W uhan 430205，China

Aiming at inefficiency in the real time control ofmini-type quad-rotor aerial vehicle，we used the STM32 microcontroller to transplant real time operating system.The 32 bit advanced RISC machines microcontroller STM32F103CB was used as the control chip，and the Real-Time eXtension operating system and four elements combined with proportion，integral and derivative control algorithm were used to control the attitude of mini-type quad-rotor aerial vehicle.Finally，the date collection of quad-rotor aerial vehicle was implemented by using themultiple concurrent sensor processing technology.Experimental results prove that the quad-rotor aerial vehicle quickly complete the two-way transmission of control signal and battery quantity data，and obtain high precise attitude information.Therefore，the attitude angel of quad-rotor aerial vehicle updates more quick ly and operates easily，which improves the stability and real time ofquad-rotor aerial vehicle.

RTX；STM32F103CB；quad-rotor aerialvehicle；concurrentprocessing

TP23

：Adoi：10.3969/j.issn.1674?2869.2017.01.015

1674-2869（2017）01-0083-08

2016-10-08

智能機(jī)器人湖北省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開放基金項(xiàng)目（HBIR201406）

楊述斌，碩士，教授.E-mail：hzkcool@163.com

楊述斌，黃俊榕.基于實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)的小型四軸飛行器的控制設(shè)計(jì)［J］.武漢工程大學(xué)學(xué)報(bào)，2017，39（1）：83-90. YANG S B，HUANG JR.Design of control system for mini-type quad-rotor aerial vehicle based on real time operatingsystem［J］.JournalofWuhan Institute of Technology，2017，39（1）：83-90.