APM飞控源码解答.doc

APM飞控系统介绍 APM飞控系统是国外的一个开源飞控系统，能够支持固定翼，直升机，3轴，4轴，6轴飞行器。在此我只介绍固定翼飞控系统。 APM飞控系统主要结构和功能 组成 功能 飞控主芯片 Atmega1280/2560 主控芯片 PPM解码芯片 Atmega168/328 负责监视模式通道的pwm信号监测，以便在手动模式和其他模式之间进行切换。提高系统安全 惯性测量单元 双轴陀螺，单轴陀螺，三轴加速度计 测量三轴角速度，三轴加速度，配合三轴磁力计或gps测得方向数据进行校正，实现方向余弦算法，计算出飞机姿态。 GPS导航模块 Lea-5h或其他信号gps模块 测量飞机当前的经纬度，高度，航迹方向（track），地速等信息。 三轴磁力计模块 HMC5843/5883模块 测量飞机当前的航向（heading） 空速计 MPXV7002模块 测量飞机空速（误差较大，而且测得数据不稳定，会导致油门一阵一阵变化） 空压计 BMP085芯片 测量 空气压力，用以换算成高度 AD芯片 ADS7844芯片 将三轴陀螺仪、三轴加速度计、双轴陀螺仪输出温度、空速计输出的模拟电压转换成数字量，以供后续计算 其他模块 电源芯片，usb电平转换芯片等 飞控原理 在APM飞控系统中，采用的是两级PID控制方式，第一级是导航级，第二级是控制级，导航级的计算集中在medium_loop( ) 和fastloop( )的update_current_flight_mode( )函数中，控制级集中在fastloop( )的stabilize( )函数中。导航级PID控制就是要解决飞机如何以预定空速飞行在预定高度的问题，以及如何转弯飞往目标问题，通过算法给出飞机需要的俯仰角、油门和横滚角，然后交给控制级进行控制解算。控制级的任务就是依据需要的俯仰角、油门、横滚角，结合飞机当前的姿态解算出合适的舵机控制量，使飞机保持预定的俯仰角，横滚角和方向角。最后通过舵机控制级set_servos_4( )将控制量转换成具体的pwm信号量输出给舵机。值得一提的是，油门的控制量是在导航级确定的。控制级中不对油门控制量进行解算，而直接交给舵机控制级。而对于方向舵的控制，导航级并不给出方向舵量的解算，而是由控制级直接解算方向舵控制量，然后再交给舵机控制级。 以下，我剔除了APM飞控系统的细枝末节，仅仅将飞控系统的重要语句展现，只浅显易懂地说明APM飞控系统的核心工作原理。 一，如何让飞机保持预定高度和空速飞行 要想让飞机在预定高度飞行，飞控必须控制好飞机的升降舵和油门，因此，首先介绍固定翼升降舵和油门的控制，固定翼的升降舵和油门控制方式主要有两种： 一种是高度控制油门，空速控制升降舵方式。实际飞行存在四种情况，第一种情况是飞机飞行过程中，如果高度低于目标高度，飞控就会控制油门加大，从而导致空速加大，然后才导致拉升降舵，飞机爬升；第二种情况与第一种情况相反；第三种情况是飞机在目标高度，但是空速高于目标空速，这种情况飞控会直接拉升降舵，使飞机爬升，降低空速，但是，高度增加了，飞控又会减小油门，导致空速降低，空速低于目标空速后，飞控推升降舵，导致飞机降低高度。这种控制方式的好处是，飞机始终以空速为第一因素来进行控制，因此保证了飞行的安全，特别是当发动机熄火等异常情况发生时，使飞机能继续保持安全，直到高度降低到地面。这种方式的缺点在于对高度的控制是间接控制，因此高度控制可能会有一定的滞后或者波动。 另一种是高度控制升降舵，空速控制油门的方式。这种控制方式的原理是设定好飞机平飞时的迎角，当飞行高度高于或低于目标高度时，在平飞迎角的基础上根据高度与目标高度的差设定一个经过PID控制器输出的限制幅度的爬升角，由飞机当前的俯仰角和爬升角的偏差来控制升降舵面，使飞机迅速达到这个爬升角，而尽快完成高度偏差的消除。但飞机的高度升高或降低后，必然造成空速的变化，因此采用油门来控制飞机的空速，即当空速低于目标空速后，在当前油门的基础上增加油门，当前空速高于目标空速后，在当前油门的基础上减小油门。这种控制方式的好处是能对高度的变化进行第一时间的反应，因此高度控制较好，缺点是当油门失效时，比如发动机熄火发生时，由于高度降低飞控将使飞机保持经过限幅的最大仰角，最终由于动力的缺乏导致失速。 但是以上仅仅是控制理论。在实际控制系统中，由于有些参量并不能较准确地测得，或者测量时数据不稳定，所以并不能完全按照上述的控制理论控制。例如空速的测量时相当不准确的，而且数据波动较严重，这样，就无法完全按照上述理论进行控制，必须在其基础上进行适当修改。以下以使用空速计情况和不使用空速计情况对APM飞控系统进行阐述。 （1），使用空速计情况 在使用空速计的情况下，升降舵是由空速控制。