1.选题的背景和意义

1.14旋翼的发展背景

早在1907年，由Breguet-Richet世界上第一个发明的四旋翼飞机升空。四旋翼飞机通过平衡四个螺旋桨的升力和扭矩来稳定盘旋和飞行。然而，由于结构复杂，操作困难，四旋翼飞机的发展相对缓慢。直到20世纪90年代，随着微机电系统的发展（MEMS）和微惯性（MIMU）随着飞行控制等技术研究的成熟，出现了多旋翼飞机的自动控制器。等待快速单片机诞生，MEMS成功干燥的时刻。直到2005年左右，才制造出真正稳定的多旋翼无人机自动控制器。

四旋翼飞机是最简单、最受欢迎的多旋翼飞机之一。如上所述，最初的时期主要是学术研究人员研究四旋翼。四旋翼飞机最早出现在公众视野中，可能可以追溯到2009年著名的印度电影《三个傻瓜》。2010年，法国Parrot公司发布了世界上首款流行的四旋翼飞行器AR.Drone。作为一种高科技玩具，其性能非常优异：轻便、灵活、安全、控制简单，也可通过传感器悬挂使用WIFI将相机图像传输到手机上。

1.二四旋翼的发展现状

近年来，四旋翼无人机被认为是无人机应用和实验领域最好的平台。四旋翼飞机实验平台采用ARM处理器通过加速度传感器和陀螺仪的反馈数据控制无刷直流电机，调节飞机的平衡控制和姿态。

随着军民市场的广泛应用需求和四旋翼本身的独特性能，四旋翼飞机已成为航空学术研究的热点问题。小型四旋翼飞机有四个螺旋桨，螺旋桨由四个独立电机驱动，四个旋翼蝴蝶分布，顺时针和逆时针旋转。对角线上的电机旋转方向相同，相邻电机旋转方向相反。通过调整四个电机的转速，可以实现俯仰、水平滚动、偏航等飞行动作，具有悬挂、机动性、方向控制灵活等优点。

世界上存在的四旋翼飞机基本上都是小型无人飞机，一般可分为三类：

用于航拍的遥控航模四旋翼飞机。比如美国Draganflyer公司研制的DraganflyerⅢ和香港银辉（silverlit）玩具制品有限公司X-UFO

图1.1 DraganflyerⅢ 图1.2 X-UFO

用于探测的小型四旋翼飞机。如瑞士洛桑联邦科技学院（EPFL）的OSA，宾夕法尼亚大学HMX四、佐治亚大学GTMARS

图1.3 OS4Ⅰ 图1.4 OS4Ⅱ

图1.5 HMX4 图1.6 GTMARS

3微型四旋翼飞机，多飞机协同完成任务。斯坦福大学Mesicopter

图1.7 Mesicopter

1.研究本课题的意义

技术的快速发展和不断创新，使四旋翼飞机的发展空间更加广阔。独立的四旋翼无人机在远程检查、监控、军事等领域具有巨大的优势。机械结构简单的小型、稳定、垂直起降的飞机，军事攻击、民用商业、航天运输等都是四旋翼非常积极的发展方向。小型四旋翼飞机特别适用于近地面环境（如室内、城市、丛林等）的监测和调查；也是火星探测无人飞机的重要研究方向之一；外观新颖、结构简单、成本低、性能优良、飞行控制方法独特，成为世界上新的研究热点。

自动控制原件和线路涉及到各种电机的选择和应用。作为哈尔滨工业大学航天学院的一员，我们选择了四旋翼飞机作为无人机的好奇心和探索欲望的研究对象。虽然我们只是本科生，基础不大，所以我们只能在广阔的知识海洋中品尝，但基于宇航员的骄傲，我们开始了解四旋翼飞机的旅程。

2. 四旋翼的工作原理和预设计

2.14旋翼的组成

四旋翼飞机的旋翼对称分布在身体的前、后、左、右四个方向。四个旋翼在同一高度平面上，四个旋翼的结构和半径相同。四个电机安装在飞机的支架端，飞行控制计算机和外部设备放置在支架的中间空间。结构形式如图2所示.1所示。

图2.1 四旋翼飞机的结构形式

四旋翼一般包括微处理器、四套电子调速器、无刷直流电机和螺旋桨、陀螺仪地面遥控器、无线通信模块、电池等。

2.24旋翼的工作原理

四旋翼飞机通过调整四个电机的速度来改变旋翼的速度，以实现升力的变化，从而控制飞机的姿态和位置。四旋翼飞机是一种六自由度的垂直电梯，但只有四个输入力，但有六个状态输出，因此它是一个欠驱动系统。

图2.2 四旋翼飞机沿各自由度运动

4旋翼飞机电机 1和电机 3逆时针旋转，电机 2和电机 4顺时针旋转。因此，当飞机平衡飞行时，抵消陀螺效应和空气动力扭矩效应。

在上图中，电机 1和电机 3作逆时针旋转，电机 2和电机 4作顺时针旋转，规定沿 x轴向方向运动称为向前运动，箭头表示旋翼运动平面上方电机转速增加，下方电机转速下降。

（1）垂直运动：同时增加四个电机的输出功率，旋转速度增加总拉力，当总拉力足以克服整机重量时，四个旋转飞机垂直上升，同时降低四个电机的输出功率，四个旋转飞机垂直下降，直到平衡着陆，实现 z轴的垂直运动。当外部扰动为零时，当旋翼产生的升力等于飞机的自重时，飞机保持悬挂。

(2)俯仰运动:（b）在中间，电机 1的速度上升，电机 3 的速度下降（变化大小应相等），电机 2和电机 4 的速度保持不变。由于旋翼1的升力上升，旋翼 3 的升力下降，不平衡扭矩使机身绕 y轴旋转，同样，当电机 1 转速下降，电机 3转速上升时，机身就会绕过y向另一个方向旋转，实现飞机的俯仰运动。

(3)滚动运动:与图（b）在图中，原理相同（c）在中间，改变电机 2和电机 4的转速，保持电机1和电机 3的转速不变，使机身绕 x轴旋转(正反向)，实现飞机的滚动运动。

(4)偏航运动:旋翼旋转时，由于空气阻力，会形成与旋转方向相反的反扭矩。为了克服反扭矩的影响，四个旋翼中的两个可以正转，两个可以反转，对角线上的每个旋翼旋转方向相同。反扭矩的大小与旋翼速度有关。当四个电机转速相同时，四个旋翼产生的反扭矩相互平衡，四个旋翼飞机不旋转；当四个电机转速不完全相同时，不平衡的反扭矩会导致四个旋翼飞机旋转。（d） 中，当电机 1和电机 3 转速上升，电机 2 和电机 4 转速下降时，旋翼 1和旋翼3对机身的反转矩大于旋翼2和旋翼4对机身的反转矩，机身在剩余反转矩的作用下绕 z轴旋转，实现飞机偏航运动，转向与电机 1、电机3相反。

(5)前后运动:为了实现飞机在水平面内的前后左右运动，飞机必须在水平面内施加一定的力。（e）在中间，增加电机 3转速，增加张力，相应降低电机 1转速，降低张力，同时保持其他两个电机的转速不变，反转矩仍保持平衡。根据图片（b）理论上，飞机首先倾斜一定程度，从而产生旋翼拉力的水平重量，从而实现飞机的前飞运动。向后飞行与向前飞行正好相反。(在图中（b）,图（c）在中间，飞机不仅会产生俯仰和翻滚运动，还会产生x、y轴的水平运动。

(6)倾向于运动:在图中（f）由于结构对称，倾向于飞行的工作原理与前后运动完全相同。

2.3设计任务

   起飞平稳流畅，飞行过程稳定，操作性能高，转弯流畅，容易控制，抗干扰，反应灵敏，降落缓冲稳定，不造成伤害：

  （1）飞行器在一定外界风力影响下能够有效地进行姿态自动稳定控制，在没有人工干预的情况下能够保持姿态稳定并在空中悬停30秒以上；

  （2）分别使用超声波传感器和气压计进行低空和高空定高飞行时，具有较高的控制精度；

  （3）当使用遥控器进行人工遥控操作时，飞行器能够顾及时的做出形影并且能够准确完成指定的动作；

  （4）飞行器能够持续飞行10分钟左右。

2.4机构要求

  四旋翼飞行器要求保证结构均质性，对称性和稳定性。匀质性要求材料的质地均匀，对称性要保证机械架构三维上的对称性，稳定性要求机械器件连接牢固并且在起飞和着陆时机架有抗击能力。机身支架的材料使用硬质铝管。其他要求如下：

   采用高精度的加速度计作为测量单元：根据惯性导航的原理，载体的位置信息是用对加速度信息的两次积分运算得到的，故加速度信息的误差将导致位置误差随时间的平方增长。为了达到足够的精度的定位要求，要求加速度计的精度不低于10^-4克。

  采用高性能的陀螺仪维持一个稳定的导航坐标系：载体的加速度，速度和空间位置都是矢量，只有分解到导航坐标器的3个轴上才能进行运算，故而必须在载体内部建立一个稳定的导航坐标系。一般要求陀螺仪的精度不低于0.01°/h。

  有效的分离运动加速度和重力加速度：加速度计并不能区分检测到的加速度是运动加速度还是重力加速度，一种解决方法是利用陀螺仪维持一个当地水平坐标系，使水平加速度计的测量轴与当地水平坐标系重合，这样可以避免加速度计感受重力而间接地补偿掉重力加速度分量。

  运算装置要有足够的运算精度和运算速度：导航解算只要包括以下几个方面的运算：由加速度信息进行两次积分运算得到的位置信息；方向余弦矩阵解算；陀螺仪和加速度计的常值误差和随机误差的估算和补偿运算。

3.功能需求和性能指标

3.1功能需求

在器件完备且运行成功的基础上，四旋翼飞行器能实现垂直，俯仰，滚动，偏航，前后，侧向，悬停等运动，并支持在小角度能变换姿态，实现航拍。与此同时尽可能地节约电能，减少噪声。

3.2性能指标

   最大控制运动距离：150米

   续航能力：10分钟

   最大翻转角度：10°

   尺寸体积：≤40*40*20

   净重：≤1000克

   驱动电机最高转速达到6000rpm

   电子调速器的最大电流不超过30A

   最大上升加速度：≥7.9m/s2

   单位翻转度数稳定响应时间：0.8s

   单位翻转度数最大超调量：30%

   最快飞行速度：8m/s

 最大下降速度：2m/s

   最大飞行高度：默认高于地平面100米

   最大旋转率：65dps

   最大滚转角度：10°

   低空高度测量精度：1cm

   高空高度测量精度0.3m

   控制角精度/角振动范围：±0.02°

   工作温度范围：-5℃-40℃

 

4.总体方案

4.1硬件系统总体设计

我们的目标是要实现在器件完备且运行成功的基础上，四旋翼飞行器能实现垂直，俯仰，滚动，偏航，前后，侧向，悬停等运动，并支持在小角度能变换姿态，实现航拍。与此同时尽可能地节约电能，减少噪声。

为了达到控制四旋翼飞行器，使四旋翼可以自由悬停、运动性能好的特性，我们用ARM控制器进行控制，电子调速器传递PWM信号给电机，电机传动给螺旋桨，用加速度传感器测量角度，用陀螺仪记录角速度，气压计和超声波传感器确定位置，摄像头实现航拍，锂电池给系统供电。

图4.1 硬件系统结构

硬件系统主要包括飞行器平台、微控制器最小系统、无线遥控接收系统、动力系统、供电电池和传感器模块等几个部分。各部分的主要功能介绍如下：

(1) 飞行器平台是其他所有部分的载体；

(2)微控制器最小系统是核心部分，起到数据处理和协调控制其他部分的作用；

(3) 无线遥控接收系统用于对飞行器进行远程遥控操作；

(4)动力系统由电机及驱动器和螺旋桨组成，作用是为飞行器提供足够的升力和推进力；

(5)供电电池为整个飞行器提供电能，确保各个部分的正常工作；

(6)传感器模块为飞行器提供姿态和高度等信息，是飞行器姿态控制系统的重要

组成部分。

 

4.2软件系统总体设计

 

图4.2 软件系统整体框图

软件系统各模块的主要功能介绍如下：

(1)初始化模块：为硬件和软件系统进行初始化操作。

(2)无线遥控模块：解码接收到的无线遥控指令。

(3) 电机驱动器控制模块：调解电机转速。

(4)报警模块：当飞行器处于异常状态时控制报警器发出声光报警信号。

(5)AD模块：检测航模锂电池电压。

(6)传感器数据采集模块：获取多种传感器产生的测量数据。

(7) 飞行控制模块：包括姿态检测和姿态控制模块，前者根据传感器测得的数据计算飞行器的姿态信息，后者根据飞行器的姿态信息和外界遥控指令对飞行器的姿态做出调整控制。

(8)主逻辑模块：控制各模块的执行时机和执行频率，并与各模块进行数据交互。

(9) 

5.动力系统模块设计

我们设计的四旋翼飞行器，预期实现垂直，俯仰，滚动，偏航，前后，侧向，悬停等运动，并支持在小角度能变换姿态，实现航拍。而要实现这些，它的动力系统设计就是非常重要的一部分。

我们打算用STM32型ARM控制器发出控制信号，控制电机电子调速器，进而控制无刷直流电机和螺旋，控制四旋翼飞行器的飞行速度、姿态。

5.1四旋翼飞行器数学模型

对四旋翼飞行器进行数学建模是对四旋翼飞行器进行定性和定量分析的基础，决定着对四旋翼飞行器控制算法设计的成败，因此是一个十分重要的步骤。对四旋翼飞行器的数学建模主要包括建立其无刷直流电机模型、螺旋桨转动模型。

5.1.1电机模型

无刷直流电机就是带有电子换向器的永磁直流电动机，所以特性与直流电动机相同。

以角速度为输出量，令干扰力矩Te=0，直流电动机的传递函数为

一般情况下有 ，此时上式可写成

当 很小， 远远超过了控制系统的通频带时，直流电动机的传递函数可简化为

对四旋翼的无刷直流电机来说，一般 很小，此时，化为时域可得

5.1.2螺旋桨模型

旋翼飞行器和固定翼飞行器相比，气动力是非线性的和非定常的，气动环境要复杂得多，因此很难精确地建立其数学模型，忽略次要因素得到近似的数学模型如下：

其中T为螺旋桨产生的升力，D为空气阻力，Q为螺旋桨扭矩，L为螺旋桨侧向力矩，R为螺旋桨桨叶半径，A=πR²为螺旋桨的桨盘面积_， 为空气密度， 、 、 和 分别为螺旋桨的拉力系数、阻力系数、扭矩系数和侧倾力矩系数。

5.2电机和螺旋桨的选择

四旋翼飞行器的飞行速度、姿态完全由四个电机的速度决定，电机的选择对四旋翼来说是非常重要的。

常见的电机有以下几种：直流电机、异步电机、同步电机、步进电机、无刷直流电机、直线电机与超声波电动机。

首先我们为了灵活地控制四旋翼，直线电动机用于直线运动、超声波电动机用于高级镜头调焦等微型场合均不适合。

同步电机一般功率小且一般用于恒速的场合，对于我们灵活改变速度的四旋翼不太适合。

同样步进电机也属于小功率的电机，不适合调速运行。

异步电机没有换向器和电刷，可以制成大转矩、大容量电机，但是其调速不便，不适合作速度伺服电机。

航模中常用的电机主要有有刷直流电机和无刷直流电机两种，有刷电机转矩大、调速范围宽、成本低、控制简单但重量大、有换向器、需要维护、寿命短；直流无刷电机成本高、控制复杂，但重量轻、能量密度高、力矩大等特点，采用非接触式的电子换向方法，消除了电刷磨损，较好地解决了直流有刷电机的缺点，相同体积的无刷直流电机效率远远高于有刷直流电机，因此可以不经减速直接驱动螺旋桨，减小装置体积。

因此我们打算选用无刷直流电机。

5.2.1电机分析

通过对网上无刷电机的研究，无刷电机都如此标注——以“朗宇X3508S-700KV”为例：

其中朗宇SunnySky XS是一个X系列的衍生版，专为多旋翼设计；

3508表示电机型号，前面两位是定子直径，后面两位是定子高度，单位是毫米。即电机定子直径为35mm，定子高度为8mm。

而700KV是电机的KV值为700，KV值是每1V的电压下电机每分钟空转的转速，700KV，表示在1V的电压下，电机空转转速是700转每分钟，则在10V的电压下，电机空转转速是7000转每分钟。

由所学知识可知，此处的空转意为电机理想空载，而电机理想空载时有，

则 ，此处的 即KV值，

而电枢转子受到的电磁转矩为T_em，知  且

则 ，即KV值越小相同电枢电流，电枢转子所受到的电磁力矩越大，即能带动的力矩越大。

5.2.2螺旋桨分析

四旋翼中，为了获得比较理想的飞行控制效果电机与螺旋桨应搭配选择。为了满足升力的需求，针对电机的大小，螺旋桨选取的大小也不同，且要尽可能满足螺旋桨的效率。螺旋桨规格，一般由4位数字表示，前两位数表示直径，后两位表示螺距。以APC1060浆为例，10表示桨的直径是10英寸，60表示浆角（螺距）为6.0英寸，也就是152.4mm。APC系列螺旋桨是由美国知名大厂Landing Products设计生产,其公司除设计模型用螺旋桨之外也设计载人飞机所使用的螺旋桨。

由螺旋桨的转动模型可知螺旋桨所产生的升力 ，螺旋桨扭矩 ，即螺旋桨的半径R越大，相同转速，所能提供的升力越大，但是与此同时，需要电机提供更大的扭矩来驱动；螺旋桨的转速越高，升力越大，与此同时，也需要电机提供更大的扭矩来驱动。

而四旋翼为了减轻重量，减小装置体积，不经减速器，直接驱动螺旋桨，而且希望电机转速相对低，这样电机的运行平稳，有利于航拍。因此，需要相对低的KV值的电机（根据经验，一般四旋翼一般选择KV值为1000左右的电机。），相对大的螺旋桨。（朗宇和新西达2212的动平衡很差，高速运行时振动很大）

电机实际运行时， ，

而升力 ，为使升力增加，需增大电机转速 ，而增大转速后螺旋桨扭矩 增大，则应增大T_em， 则应增大 ，所以电压 也应增大才能满足需求。

5.2.3需求分析

正常飞行时，螺旋桨产生的升力应保证约为四旋翼的重力。而直流电机的工作特性如下图所示，可知电机效率有一个最大值。若正常飞行时，电机效率保持在最大值附近，才能够很好的保证续航能力。

图5.1 直流电动机作特性

由实验知，大多数的电机在3A-5A的电流下效率是最高的。为使电机满足连续工作的要求不过热，同时能够提供足够的功率。则所选电机在3A-5A时，升力应能满足重力的需求。

我们所设计的四旋翼净重：≤1000克。

则所选电机在3A-5A时，一个螺旋桨产生的升力应大于250g

而为了良好的飞行，四轴的升力除了把自身抬起来之外还要用一部分力来前进后退，左右横滚，最关键的还有抗风。而且由上面的分析可知，电池电压降低后，升力会大大降低，可能会导致炸机。实践经验，应选取合适的电机和螺旋桨，使螺旋桨产生的最大升力为四旋翼重力的2.5倍，以完成这些动作和抗风。如果超过这个界限，电机将高负荷运行，效率变低，电流将超过额定电流，转速超过合理转速，电机振动变大（朗宇和XXD2212的动平衡很差，高速运行时振动很大）影响飞控自稳，四旋翼起飞后将不断颤抖，一遇到风就摇摇欲坠。

则电机和螺旋桨配合，使螺旋桨产生的最大升力至少为2500g，即一个螺旋桨产生的升力为625g。

5.2.4电机和螺旋桨备选方案

（1）朗宇X2212KV980

尺寸：直径28mm 高30mm轴径3mm

重量：55g(含香蕉头及线)

价格：78元

测试数据：

表5.1 朗宇X2212KV980

（2）新西达A2212

尺寸：直径27.8 高27mm轴径3.17mm

重量：48g

价格：24元

测试数据：

表5.2 新西达A2212KV1000

测试数据：

表5.3 新西达A2212KV1400

 

（3）EMAX银燕MT2206

尺寸：直径27.9 高31.2mm轴径3mm

重量：31g

价格：80元

表5..4 EMAX银燕MT2206

 

对电机部分的要求有：驱动电机最高转速达到6000rpm，电子调速器的最大电流不超过20A，最大上升加速度≥7.9m/s²，还有之前推算的升力大于635g。

三款电机外形尺寸相近，在11.1V电压时，第三款电机不能达到635g的升力要求，故不选。而朗宇X2212 KV980和新西达A2212都能满足所有的要求。相之比下，朗宇电机显然效率高一些，但是朗宇电机价格、质量均比新西达电机高，加以权衡，在均能达成目标的情况下，还是选新西达电机性价比高一些。而新西达的KV1000和KV1400两种电机，KV1400电机虽然可以采用两节锂电池，但留的裕量不太够，仅能提供650g升力，若采用3节锂电池又有些浪费，因为它用1047和1060桨时均达不到11.1V的电压。综上，我们选用新西达A2212KV1000电机，它能满足电机的所有要求。

而新西达A2212KV1000电机三个推荐螺旋桨性能相当，1047桨的升力比其他的高，所以可以选择1047桨。

经过查找，我们选择了皓业的1047桨

参数如下：

直径：10英寸 (254mm)

螺矩：4.7英寸（119.38mm）

孔径：3mm

重量：7g

价格：1元

 

安装螺旋桨的方式：采用桨座安装与免桨夹的碳桨安装，桨座的端面滚花，使用更稳定，采用碳桨的，配桨盖，更好的保护螺旋桨，防止压伤变形，且锁紧接触面大，飞行更稳定。四旋翼安装4个桨片，一个电机一个，2个正桨2个反桨，2个顺时针2个逆时针的桨片按照循环排列，一对桨片往左扭，一对桨片往右扭来抵消掉桨片转动时发出的自旋扭力，使之均衡。

5.3无刷电机的工作原理

我们设计采用的是新西达A2212KV1000电机，

它虽然是三相电机，但是，不同于我们一般想象中的电机，它不是内转子电机，而是外转子电机。它的定子绕组固定在底座上，转轴和外壳固定在一起形成转子，插入定子中间的轴承。如图5.2所示。

图5.2 新西达电机结构

外转子无刷直流电机较内转子来说，转子的转动惯量要大很多（因为转子的主要质量都集中在外壳上），所以转速较内转子电机要慢，通常KV值在几百到几千之间，用在航模上可以直接驱动螺旋桨，而省去了机械减速机构。

新西达A2212KV1000电机，其内部线圈是12绕组，14极(7对极)。其绕线方式如图5.3所示

图5.3新西达2212电机的绕线方式

          （a）AB相通电情形     （b）AC相通电情形   （c）BC相通电情形

 （d）BA相通电情形    （e）CA相通电情形        （f）CB相通电情形

图5.4 新西达2212电机两两通电的6种情形

图5.4详细画出了6 种两相通电的情形，可以看出，尽管绕组和磁极的数量可以有许多种变化，但从电调控制的角度看，其通电次序其实是相同的，也就是说，不管外转子还是内转子电机，都遵循AB->AC->BC->BA->CA->CB 的顺序进行通电换相。当然，如果想让电机反转的话，只需要按相反的次序通电：）。

5.4无刷电机的换相与调速

5.4.1换相基本原理

无刷直流电机和直流电机一样，需要换相，只是直流电机是靠电刷和换向器，无刷直流电机靠电子开关电路和位置传感器。电机换相的时机只取决于转子的位置，那么问题来了：转子的位置怎么测？

 

一般来说有以下三种方式：

（1）一种比较简单的方式是用光电式码盘。光电式码盘没有触点磨损，允许转速高，精度高，但是结构复杂、价格贵。在工业上用得比较多。不过由于其价格比较贵，而且还要接联轴器等装置，分量也不轻，显然不适合我们做四旋翼用。

图5.5 一种4 位二进制编码盘

 

（2）其次是用霍耳效应器件来测。霍耳效应测量器件可以根据转子不同位置时的不同磁场分布情况，而给出1或0的输出，一般在电机的不同位置上装三个霍尔传感器，就可测出转子的位置，并在确定的相对位置上发出信号控制功率放大元件，改变定子绕组的电流。这就是所谓的“有感无刷电机的驱动”。车模和船模中的电调多是使用“有感”方式，因为其电机需要频繁启动、停止、反转，而且对整套动力系统的重量也不是十分讲究，故用有感无刷电机电调是比较合适的。但是对于四旋翼来说，对于整体重量的要求比较严苛，可以说，重量能少则少，所以一般也不采用这种方式

 

（3）最后就是“无感”测量方式。没有传感器怎么测量？答：利用第三相的感生电动势。无感驱动方式的优点在于省略了三个霍尔传感器，整套系统分量更轻，结构更简单。其缺点在于启动比较麻烦（这个在后文会具体分析），启动的时候可控性较差，要达到一定转速后才变得可控。不过这对航模来说倒不是个问题，航空发动机一旦转起来后，在空中是不需要停车的。

 

    综上我们采用无感测量方式——利用反电势过零点来换相。

接下来介绍“无感”测量方式。回过头再去看图5.4，先看图(a)和图(b)，在AB 通电期间，线圈CC’的C边在图(a)中切割N极的磁力线并产生一个正向的感生电动势，在图(b)中却是切割S极的磁力线而产生一个反向的感生电动势；C’边的情况也类似。（这里我们定义：在转子逆时针旋转时，C边切割N极磁力线和C’边切割S极磁力线产生的感生电动势为正；AA’和BB’也用类似的定义）。这说明，在AB相通电期间，如果我们去测量线圈CC’上的电压，会发现其间有一个从正到负的变化过程。与此类似，图(c)~图(f)中的情况也可以用相同的方法分析出来，如图5.6所示。

图5.6六种通电情形下各绕组的电流和感生电动势

当检测到反向电动势和为零时，转子磁场方向与该定子绕组轴线刚好重合，反电动势过零点之后电角度经过30°的时刻就是无刷电机的最佳换相时刻，控制6个开关管的开通和关断来换相就可以驱动无刷电机。

另一个问题是，就算检测到了 C 相的过零点，那还要等转子转过30°才可以换相，转这剩下的30°究竟要花多少时间？

一种比较简单的做法是近似认为转子转速在这0°~60°的小范围区间内基本是恒定

的：从AB相开始通电到检测出C相过零的前半段时间，基本等于后半段的时间。所以只要记录下前半段的时间间隔T1，等过零事件出现后再等待相同的时间，就可以换相了。

另一种比较暴力的做法是检测到过零事件后，不等转子再转30°，马上换相。这样做的特点是第一次换相的间隔为30°，其他时间都为60°，当电机转速较低时，容易产生波动，也会损失一部分效率。在四旋翼飞行器中使用的电机，一般转速都会超过3 000 r /min，这时产生的效率损失就会非常小且不规律，因此许多要求不高的工作环境中，都采用这种换相方法。

两种方法比较，我们决定采用第二种方式。

5.4.2调速基本原理

电机的电周期时间可以通过T0 计时器读取，由于设计中使用的电机是12 绕组，14 极( 7 对极)，即7个电周期对应一个机械周期。假设电机一个电周期的时间为T，则电机的实际转速为:S= 60/7T( min /s) 。这种方法可以实时计算电机的转速，无须增加测量元件。

四旋翼飞行器的动力系统主要是通过PWM信号驱动无刷直流电机。PWM 脉冲宽度调制技术，简称脉宽调制，是一种利用微处理器的数字输出对模拟电路进行控制的技术，它通过直流脉冲序列的占空比改变直流电的平均值进而实现变频技术。飞行器控制器内部应该集成了PWM，带有快速PWM 模式功能，它可以产生高频的PWM 波形，用于功率调节、整流和DAC ( Digital-to-AnalogConverter) 。飞行器控制器具有3通道PWM 输出口，引脚分别为OICA、OICB、OC2。OICA、OICB 两个引脚由定时器1 模式控制，OC2 由定时器2 控制。当工作于快速PWM模式时，可通过设置COM1x 的比值调节输出PWM 波形频率，其为

其中 为时钟频率，计数P为计数器值，N代表分频因子(N可取1，8，64，256，1024) 。

PWM占空比越高，等效电压就越高，占空比越低，等效电压就越低。当然，单片机给出的PWM波形只是控制信号，而且最高电压也只有5V，其能量并不足以驱动无刷直流电机，所以必须要再接一个电子调速器来驱动电机。

5.5电子调速器

5.5.1电子调速器的选择

电子调速器简称电调，英文electronicspeed controller（ESC），电调是电动航模飞机的主要部件之一，工作原理是连接电池与接收机和无刷马达。主要有两个作用，一是将电池降压到5V，适合接收机和其他舵机的工作电压；二是从接收机获得油门信号，控制马达的转速，从而改变飞机的速度。

无刷电机的控制需要配套的控制器，因此需选用合适的电调和飞行器控制器加以驱动。

由5.3的所选择的无刷电机可知，需选用最大输入电压高于11.1V，最大输出电流高于15.6A的驱动器，同时该无刷电机最大功率高达173.2W，发热量巨大，因此应选用散热性良好的电调。

本设计选用好盈天行者20A无刷电调，其专门针对多旋翼飞行器而设计，其性能优异，确保多旋翼飞行器的飞行极其平稳和可靠。能完成最快飞行速度8m/s、最大下降速度2m/s的目标。

 

产品规格

输出能力：持续电流20A，短时电流25A（不少于10秒）；电源输入：2-3节锂电池组或5-9节镍氢/镍镉电池组；

BEC输出：5V@2A （线性稳压模式－linear mode）；

油门信号频率范围：50-432Hz；

最高转速：2极马达210000转/分钟，6极马达70000转/分钟，12极马达35000转/分钟；

尺寸： 42mm（长）*25mm（宽）*8mm（高）；

重量： 19g；（不含线和插头）；

价格：36元

 

产品功能简介

安全上电功能：接通电源时，无论油门摇杆处于任何位置均不会立即启动电机，避免造成人身伤害；油门行程校调功能：适应不同遥控器油门行程的差别，提高油门响应的线性度；程序设定项目(可用遥控器油门摇杆或者LED参数设定卡设置)：●刹车设定：无刹车/有刹车；●电池类型：锂电池/ 镍氢；●低压保护模式：软关断/硬关断；●低压保护阈值：低/中/高；●启动模式：普通/柔和/超柔和启动；●进角：低/中/高；●恢复出厂默认值；

全面的保护功能：●欠压保护：由用户通过程序设定，当电池电压低于保护阈值时，电调自动降低输出功率；●过压保护：输入电压超过输入允许范围 不予启动，自动保护，同时发出急促的“哔哔”告警音；●过热保护：内置温度检测电路，电调温度过高时自动降低输出功率；●遥控信号丢失保护：遥控信号丢失1秒后降低功率，再有2秒无遥控信号则关闭输出。

 

对于它们的连接，一般情况下是这样的：

1、电调的输入线与电池连接；

2、电调的输出线无刷三根与电机连接；

3、电调的信号线与接收机连接。

另外，电调一般有电源输出功能，即在信号线的正负极之间，有5V左右的电压输出，通过信号线为接收机供电，接收机再为舵机等控制设备供电。

电调的输出为三～四个舵机供电是没问题的。因此，电动的飞机，一般都不需要单独为接收机供电，除非舵机很多或对接收机电源有很高的要求。

 

 

 

 

 

 

 

 

5.5.2电子调速器的内部电路

电池电压监测电路

图5.7 电池电压监测电路

图5.7是一个电阻分压网络，其中VCC 接电源锂电池的正极，GND 接电源锂电池负极，U_BAT 接MEGA8 的ADC7 通道，电容C17 用来消除电源中的一些高频波纹的影响。一节标准锂电池的电压为3.7V，一般航模用锂电池都是三节串联，也就是11.1V。若电池即将用尽，VCC 会下降，相应的U_BAT 测得的电压也会下降。

 

换相控制电路

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