四旋翼自主飞行器设计(b题).doc

2013年全国大学生电子设计竞赛四旋翼自主飞行器（B题）【本科组】2013年9月7日摘要：本系统由数据采集、数据信号处理和飞行姿态和航向控制部分组成。系统选用瑞萨R5F100LEA单片机作为主控芯片，对从MPU-6050芯片读取到的一系列数据进行PID算法处理并给飞行器的电调给出相应指令从而达到对飞行器的飞行姿态的控制。采用MPU-6050芯片采集四旋翼飞行器的三轴角速度和三轴角加速度数据。用红外传感器来检测出黑色指示线，以保证飞行器不脱离指定飞行区域及达到指定圆形区域。利用超声波传感器来检测飞行器与地面的距离，以保证飞行器能越过一米示高线。利用电磁铁来吸取和投放铁片。关键词：瑞萨R5F100LEA单片机 MPU-6050模块 红外传感器循迹 电磁铁拾取铁片 超声波测距 PID算法1目录1系统方案31.1 控制系统的选择31.2 飞行姿态控制的论证与选择 31.3 高度测量模块的论证与选择 31.4 电机调速模块的选择31.5 循迹模块的方案选择31.6 薄铁片拾取的方案的论证与选择 31.7 角速度与角加速度测量模块选择 42设计与论证4 2.1控制方法设计4 2.1.1降落及飞行轨迹控制设计4 2.1.2飞行高度控制设计4 2.1.3飞行姿态控制设计5 2.1.4铁片拾取与投放控制设计5 2.2参数计算5 3电路与程序设计6 3.1系统组成6 3.2 原理框图与各部分电路图 6 3.2.1原理框图6 3.3系统软件与流程图64测试方案与测试结果7 4.1测试方案74.2测试条件与仪器74.3测试结果分析75结论8附录8附一：元器件明细表 8附二：仪器设备清单 8附三：源程序82一 系统方案本系统主要由控制模块、薄铁片拾取、高度测量模块、电机调速模块、循迹模块、角速度和角加速度模块组成，下面分别论证这几个模块的选择。1控制系统的选择 依据本题目的要求，本系统选用组委会提供的瑞萨的R5F100LEA单片机作为主控芯片来控制飞行器的飞行姿态与方向。2 飞行姿态控制的论证与选择 方案一：单片机将从MPU-6050中读取出来的飞行原始数据进行PID算法运算，得到当前的飞行器欧拉角，单片机得到这个欧拉角后根据欧拉角的角度及方向输出相应的指令给电调，从而达到控制飞行器平稳飞行的目的方案二：单片机将从MPU-6050中读取出来的飞行原始数据进行PID算法运算，得到当前飞行器的四元数，单片机再将数据融合，并对电调发出相应指令，从而达到控制飞行器的飞行姿态的目的。但四元数法需要进行大量的运算，且运算复杂。 从算法的复杂程度及我们对算法的熟悉程度，我们选择方案一。3高度测量模块的论证与选择 方案一：采用bmp085气压传感器测量大气压并转换为海拔高度，把当前的海拔测量值减去起飞时的海拔值即得飞机的离地高度。但芯片价格较贵，误差较大，而且以前也没用过这个芯片。方案二：采用HC-SR04超声波传感器测量飞行器当前的飞行高度。 考虑到对元件的熟悉程度、元件的价格和程序的编写，选择方案二。4电机调速模块的选择 由于本四旋翼飞行器选用的是无刷电机，所以电调只能选用无刷电机的电调，自己做电调需要的时间长，而且可能不稳定，所以直接用的是成品电调。5循迹模块的选择 普通的红外传感器检测的距离很近，无法在离地面一米以上的距离检测出地面的黑线，所以我们选择了漫反射远距离光电开关来检测指示线。6薄铁片拾取的选择方案一：在飞行器起飞时由系统控制机械臂拾取起铁片，到达B区放松机械臂，投下薄铁片。缺点：机械臂重量大，对飞行器的飞行姿态影响较大，薄铁片厚度非常小，不易拾取。 方案二：采用电磁铁拾取，用瑞萨MCU控制电磁铁，在飞行器起飞时吸取铁片，到B区后投下铁片。优点：电磁铁体积小而且有较强的拾取能力而且好操作方便。3 综上所述，我们选择用经济又灵活的电磁铁作为薄铁片的拾取工具，采用方案二7角速度与加速度测量模块选择 方案一：选用MMA7361 角度传感器测量飞行器的的与地面的角度，返回信号给单片机处理，从而保持飞行器的平衡。 方案二：用MPU-6050芯片采集飞行器的飞行数据，免除了组合陀螺仪与加速器时之轴间差的问题，减少了大量的包装空间。 综上，选择方案二。二 设计与论证1控制方法设计 1.1降落及飞行轨迹控制 由于题中有指示线，所我们采用漫反射红外开关来识别地面的指示线，红外模块将识别指示线后的信号以高低电平的方式传给单片机，单片机对信号做出反应，控制电调，从而控制飞行器飞行轨迹。程序流程图如图一 图一 图二 1.2飞行高度控制 飞行高度的采集采用超声波模块来实现，通过超声波发出时开始计时，收4到返回信号时停止计时，单片机利用声音在空气中的传播速度与时间的数学关系来计算出飞行器距离地面的时间，从而控制飞行器的飞行高度达到我们所需的高度。程序流程图如图二。 1.3飞行姿态控制 通过MPU6050模块来测量当前飞行器的三轴加速度和三轴角加速度，利用瑞萨单片机的IIC协议从MPU6050中读取出数据，解读飞行器的飞行姿态，并经过PID算法程序来对数据进行处理，得到当前欧拉角的值，并将处理后的信号传给电调，控制电机的转速，从而达到控制飞行器的飞行姿态的目的。程序流程图如图三。 1.4薄铁片拾取与投放控制 根据电磁铁的通电具有磁性，断电磁性消失的原理，从A起飞时我们让单片机控制电磁铁通电，让飞行器吸取薄铁片飞向B区，到达B区后让电磁铁断电，从而投下薄铁片，让其落到B区。程序流程图如图四。 图三 图四2参数计算 本系统最主要的参数计算是对MPU-6050等传感器采集的原始飞行数据进行处理。 单片机从MPU-6050芯片获取的数据是飞行器的三轴角速度和三轴角加速度，MCU对数据进行PID算法处理可以得到飞行器当前的飞行姿态，PID是比例,积分,微分的缩写。比例调节作用：是按比例反应系统的偏差,系统一旦出现了偏差,比例调节立即产生调节作用用以减少偏差。比例作用大,可以加快调节,减少误差,但是过大的比例,使系统的稳定性下降,甚至造成系统的不稳定。积分调节作用：5是使系统消除稳态误差,提高无差度。因为有误差,积分调节就进行,直至无差,积分调节停止,积分调节输出一常值。积分作用的强弱取决与积分时间常数Ti,Ti越小,积分作用就越强。反之Ti大则积分作用弱,加入积分调节可使系统稳定性下降,动态响应变慢。积分作用常与另两种调节规律结合,组成PI调节器或PID调节器。三 电路与程序设计1系统组成 本四旋翼飞行系统由瑞萨最小系统板、MPU-6050芯片模块、红外循迹、超声波模块和电磁铁构成,由瑞萨单片机用PID算法处理外围传感器传回来的数据，用处理后的数据来控制飞行器的外围器件从而试飞行器能沿着指示线飞行。2原理框图3系统软件与程序流程图 本系统程序的编写采用CubeSuite+软件进行程序的编写，用Renesas Flash Programmer V2.01软件将编写好的程序烧写入瑞萨单片机，软件界面如下图6Renesa Flash Programmer V2.01 CubeSuite+ 程序流程图四 测试方案与测试分析 1测试方案 将飞行器放在圆形区域A或B，让单片机自主控制飞行器飞行，观察飞行器的飞行高度与飞行方向和时间，若飞行器不能按预定的方案飞行就调整程序的PID参数再进行测试。 2测试条件 飞行器应该在水平的地面上起飞，0605芯片不能倾斜。场地应有黑线作为指示线引导飞行器前进 3测试分析1 刚开始我们为了提高飞行器的续航时间在飞行器上装载了两节电池，但发现两节电池太重，飞行器惯性太大，从而导致飞行器无法及时灵活地调整飞行姿7态，后来我们卸载了一节电池，情况好了很多2飞行器多次飞行后电池电量会降低，电机转速会下降，从而会影响系统的正常飞行严重时飞行器的飞行高度会不足十厘米，达不到起飞的要求，因此，我们设置参数时尽量让飞行器缩短飞行时间 五 结论附录一：元器件明细表 1 瑞萨 R5F100LEA单片机 2 直流吸盘式电磁铁3 红外传感器4 超声波传感器5 带防撞圈的四旋翼飞行器（外形尺寸：长度50cm，宽度50cm；续航时间大于10分钟）附录二：仪器设备清单 1 线性稳压电源2 数字示波器 附录三：源程序8 -学校统一编号 JMSU-B-001 学校名称 佳木斯大学 队长姓名 夏玉峰 队员姓名 张振林 武宁波 指导教师姓名 蒋野 2013年9月7日 四旋翼自主飞行器目录摘要：3一、系统方案论证41.1 姿态模块的论证与选择41.2 电源模块的论证与选择41.3飞行方式的论证与选择51.4 电机驱动模块的论证与选择5二、系统理论分析与计算62.1 模糊控制算法的分析62.2 系统电流估算8三、电路与程序设计83.1电路的设计83.1.1系统总体框图83.1.2 电机驱动子系统框图与电路原理图93.1.3电源93.2程序的设计103.2.1程序功能描述与设计思路103.2.2程序流程图11四、测试方案与测试结果124.1测试方案124.2 测试条件与仪器124.3 测试结果及分析124.3.1测试结果(数据)124.3.2测试分析与结论13摘要：四旋翼飞行器由主控制器、姿态采集器、电机驱动、执行机构、电源、防撞圈等六部分组成。其中，控制核心采用瑞萨单片机（R5F100LEA）负责飞行器姿态数据接收和飞行姿态控制；采用AHRS 模块（9轴姿态仪）的姿态采集器做飞行姿态反馈机构；用四块MOS管搭建大功率驱动器来驱动电机；执行机构采用四路空心杯电机实现。该飞行器还采用了模糊控制算法对当前姿态数据进行处理，同时，解算出相应电机的PWM增减量，及时调整飞行姿态，使飞行器的飞行的更加稳定。电源采用集成开关稳压块给单片机供电，使得单片机电源稳定高效。关键词：四旋翼飞行器；模糊控制算法；陀螺仪 Abstract：The four rotor aircraft by the power supply, main controller, attitude collector, motor driver, actuators, anticollision ring and so on six parts. Integrated a switching power supply adopts LM2596S on to the system power supply; Main controller for renesas MCU (R5F100LEA), is mainly responsible for to calculating the spacecraft attitude and offer four road PWM motor respectively; Gestures collector the AHRS - DEMO six axis gyroscope as the spacecraft attitude feedback mechanism; With four pieces of MOS tube structures, high-power power drive to drive motor; The hollow cup motor actuators for four road. This aircraft USES the fuzzy control algorithm to deal with the attitude data transformation, makes the aircraft flight attitude more stable. The aircraft has completed the basic requirement of the topic.Keywords: four rotor aircraft；gyroscope fuzzy control；algorithm一、系统方案论证系统主要由单片机控制模块、姿态采集模块、电源模块、电机驱动模块、空心杯电机和防撞圈等六部分组成，采用X型飞行模式，下面分别论证这几个模块的选择。1.1 姿态模块的论证与选择方案一：MPU6050三轴陀螺仪。MPU6050三轴陀螺仪就是可以在同一时间内测量六个不同方向的加速、移动轨迹以及位置的测量装置。单轴的话，就只可以测定一个方向的量，那么一个三轴陀螺就可以代替三个单轴陀螺。它现在已经成为激光陀螺的发展趋向，具有可靠性很好、结构简单不复杂、重量很轻和体积很小等等特点，但是其输出数据需要大量的浮点预算才能保证较高的精度，这样会影响单片机对最终的姿态控制的响应速率。方案二：光纤陀螺仪。光纤陀螺仪是以光导纤维线圈为基础的敏感元件， 由激光二极管发射出的光线朝两个方向沿光导纤维传播。光传播路径的变化，决定了敏感元件的角位移。光纤陀螺仪寿命长，动态范围大，瞬时启动，结构简单，尺寸小，重量轻，但是成本较高。方案三：AHRS模块。AHRS模块包含了MPU6050(集成3轴陀螺仪和3轴加速度计)、HMC5883L（3轴地磁传感器），BPM180气压高度计等模块。且AHRS模块内部已经进行一些数据处理，通过串口直接输出飞行器的当前姿态状态，减少了单片机进行姿态解算的运行时间消耗，进一步提高了单片机对飞行器的姿态控制。综合以上三种方案，我们选择了方案三。1.2 电源模块的论证与选择飞行器的电机电源由7.4伏的航模专用锂电池直接提供，而瑞萨单片机的工作电压在3.35.5伏之间，所以系统需要进行一次电压转换，为控制核心供电，其质量直接决定了系统的稳定性。方案一：LM7805模拟电源模块。用LM78/LM79系列三端稳压IC来组成稳压电源所需的外围元件极少，电路内部还有过流、过热及调整管的保护电路，使用起来可靠、方便，而且价格便宜。然而在实际应用中，应在三端集成稳压电路上安装足够大的散热器（当然小功率的条件下不用）。当稳压管温度过高时，稳压性能将变差，甚至损坏。方案二：LM2596开关电源模块。LM2596系列是美国国家半导体公司生产的3A电流输出降压开关型集成稳压芯片，它内含固定频率振荡器（150KHZ）和基准稳压器（1.23v），并具有完善的保护电路、电流限制、热关断电路等。利用该器件只需极少的外围器件便可构成高效稳压电路。提供有：3.3V、5V、12V及可调（-ADJ）等多个电压档次产品。而且2596的功耗较小，效率较高，适合在航模中使用以提高续航时间，能满足该系统中电路要求。方案三：AMS1117。AMS1117系列稳压器有可调版与多种固定电压版，设计用于提供1A输出电流且工作压差可低至1V。在最大输出电流时，AMS1117器件的压差保证最大不超过1.3V，并随负载电流的减小而逐渐降低。AMS1117的片上微调把基准电压调整到1.5%的误差以内，而且电流限制也得到了调整，以尽量减少因稳压器和电源电路超载而造成的压力。但是能提供的电流较小，且在大电流工作状态下易发热。而综合以上三种方案，选择方案二。1.3飞行方式的论证与选择方案一：十字飞行方式。四轴的四个电机以十字的方式排列，调整的时候应该对角调整，但是它灵活性和可调性有限。方案二：X行飞行方式。四轴的四个电机以X字的方式排列，调整的时候应该相邻两个调节，灵活性和可调性较高。X型飞行方式非常自由灵活，旋转方式多样，可以花样飞行，也可以做出很多高难度动作。综合以上两种方案，选择了方案二。1.4 电机驱动模块的论证与选择方案一：L298N驱动模块。采用L298N控制芯片，通过单片机I/O口输入改变控制端的电平，即可实现5V直流电机正反转、停止的操作。运用此方案可以很好的利用单片机程序控制达到控制电机的目的。但是经过测试发现飞行器的四路空心杯电机同时运作时电流达到56安培，然而L298N承受不了如此大的电流。方案二：4路MOS电流放大电路。通过MCU输出的信号控制MOS管的通断，达到放大驱动电流控制电机正转和反转。该电路简单，驱动能力强，体积小，非常适合作为小型空心杯电机的驱动。与L298N驱动相比较，具有驱动简单，控制方便，而且面积小，质量轻等优点。综合以上两种方案，选择了方案二。二、系统理论分析与计算 2.1 模糊控制算法的分析 由于四旋翼飞行器由四路电机带动两对反向螺旋桨来产生推理，所以如何保证电机在平稳悬浮或上升状态时转速的一致性及不同动作时各个电机转速的比例关系是飞行器按照期望姿态飞行的关键。经过反复测试发现用模糊控制算法处理姿态数据的效果比采用单纯的PID算法实现更加稳定可靠，但是需要处理的运算增多，使得单片机单位时间内进行姿态矫正的次数减少，从而一定程度上影响了系统的响应速度。模糊控制算法是对手动操作者的手动控制策略、经验的总结。模糊控制算法有多种实现形式。采用应用最早、最广泛的查表法可大大提高模糊控制的时效性，节省内存空间，本自主飞行器的设计就采用了查表法。控制时针对于不同的飞行姿态将每个电机对应的运行状态分别存放在四个五行五列的数组中，系统运行时将从陀螺仪处解算出的姿态数据与数组中的数据对比，查找并映射到相应的隶属区间，然后在隶属的区间处取得最优解进行姿态矫正。算法分析如下：如图1为算法转化分析图。90度80%0%飞行器油门范围，也即占空比-33Fuzzy处理-90度量化0度0比例转化3-3图1 算法转化过程如图2 为隶属区间划分图。YNB NS Z P PB -3 -2 -1 0 1 2 3X图2 隶属区间划分图针对不同状态设置的控制规则表格如下：1) 、第一路电机的控制规则如下Roll轴Pitch轴NBNSZPSPBNBPwmPSPwmPSPwmPBPwmPBPwmPBNSPwmZPwmZPwmPSPwmPSPwmPBZPwmNSPwmZPwmZPwmPSPwmPBPSPwmNSPwmZPwmZPwmZPwmPSPBPwmNSPwmNSPwmNSPwmZPwmPS2) 、第二路电机的控制规则如下Roll轴Pitch轴NBNSZPSPBNBPwmPBPwmPBPwmPBPwmPSPwmZNSPwmPBPwmPSPwmZPwmZPwmNSZPwmPBPwmPSPwmZPwmZPwmNSPSPwmZPwmZPwmZPwmZPwmNSPBPwmNSPwmZPwmNSPwmNSPwmNS3) 、第三路电机的控制规则如下Roll轴Pitch轴NBNSZPSPBNBPwmPBPwmZPwmNSPwmNSPwmNSNSPwmPSPwmZPwmZPwmZPwmNSZPwmPBPwmPSPwmZPwmZPwmNSPSPwmPBPwmPSPwmPSPwmZPwmZPBPwmPBPwmPBPwmPBPwmPSPwmPS4)、第四路电机的控制规则如下Roll轴Pitch轴NBNSZPSPBNBPwmNSPwmNSPwmNSPwmZPwmZNSPwmNSPwmZPwmZPwmZPwmPSZPwmNSPwmZPwmZPwmPSPwmPBPSPwmPSPwmZPwmPSPwmPSPwmPBPBPwmPSPwmPSPwmPBPwmPBPwmPB2.2 系统电流估算经测得每个电机内阻约为6左右，电机两端电压为7.4伏，则可得系统总电流约为：安培。普通的电机驱动在此情况下发热快很容易烧坏，所以选用额定电流大的MOS管驱动电机。三、电路与程序设计3.1电路的设计3.1.1系统总体框图系统总体框图如图3所示。MCU主控制器电源AHRS模块电机驱动电机1电机2电机3电机4图3 系统总体框图3.1.2 电机驱动子系统框图与电路原理图图4 MPU6050子系统电路1、 电机驱动子系统框图PWMMOS管电源电机图5 电机驱动子系统框图2、电机驱动子系统电路图6 电机驱动子系统电路3.1.3电源电源由滤波部分、稳压部分组成。为整个系统提供5V或者7.5V电压，确保电路的正常稳定工作。这部分电路比较简单，都采用三端稳压管实现，故不作详述。图7 电源子系统电路3.2程序的设计3.2.1程序功能描述与设计思路1、程序功能描述根据题目要求软件部分主要分为三部分，第一部分为无刷电机驱动部分，利用瑞萨单片机内部定时器的多路PWM输出功能，实现无刷电机驱动；第二部分为AHRS模块数据接收部分，利用瑞萨单片机内部串口USART0的接收中断，接收当前欧拉角输出；第三部分是姿态控制部分，根据接收到的欧拉角与目标欧拉角之间的差值，运用模糊控制算法，解算出相应电机的PWM调整量，设定定时的PWM输出，使飞行器姿态平衡。2、程序设计思路本设计的程序结合瑞萨单片机的特点，主要实现思路为：单片机上电、延时等待电源稳定、减少电源波动对系统的干扰，之后利用定时器设定电机PWM周期、串口初始化，在串口中断服务函数中不断接收AHRS模块发送的数据，且为了数据的有效性设定特定帧头、状态位、结束位和校验位。在初始化结束后，设定目标姿态、进入循环函数，不断检测AHRS数据是否接受完成，一旦接收到有效的姿态数据，就进入姿态控制函数。在姿态控制函数内部，利用当前四轴飞行器的Roll（翻滚） 和 pitch （俯仰）数据，结合模糊控制算法，解算出不同姿态时，每个空心杯电机需要的调整量控制电机，这样不断的接受姿态数据，解算数据，调整量输出，使四轴飞行器稳定的飞行。3.2.2程序流程图图8 程序流程图四、测试方案与测试结果4.1测试方案1、硬件测试首先，先把四轴飞行器分块拆解，用最小的最轻的元件和电路板按照配重的需要安装在四轴飞行器上，并安装上保护圈。再用物理方法测量重心，使其重心维持在四轴飞行器的中心。通过电源对做好的电压转换器进行测试，使其稳定在单片机的工作范围，尽量使其保持稳定。，2、软件仿真测试在调试程序之前，先用示波器观察瑞萨单片机PWM输出，并用程序模仿飞行器的飞行方法，通过对其仿真来测试PWM的稳定度。AHRS 模块（9轴姿态仪）配合电脑串口调试助手进行数据的查看，方便调试。3、 硬件软件联调通过单片机编程，模仿出PWM，并测量是否能通过电机驱动来是飞行器起飞，通过多次测试，找出飞行器起飞时的PWM值。AHRS 模块（9轴姿态仪）通过串口向单片机发送数据，并在电脑上利用串口接收，检测数据是否正确，通过软件编程针对显示的数据进行修改。同过AHRS 模块（9轴姿态仪）使四轴飞行器稳定的起飞，并悬停在空中；再进行测试，使四轴飞行器前进和后退；最后进行降落的测试。通过超声波的测量使其悬停在20cm的空中，在进行前进后退的校准，使其飞行足够准确，之后进行对引导线的识别，使飞机平稳前进。最后通过通过对直径为20cm的黑圆圈进行测试，使其测量到，并使四轴飞行器降落在黑色圆圈内。4.2 测试条件与仪器测试条件：在飞行场地进行多次飞行测试到达目的地的时间和偏离目的地的情况。测试仪器：米尺，秒表。4.3 测试结果及分析4.3.1测试结果(数据)测试结果好下表所示： （单位/s）时间0.91.11.41.8偏离距离50423220 （单位/cm）4.3.2测试分析与结论根据上述测试数据，可以得出以下结论：1、测量的最大时间符合设计所规定的时间。2、飞行器在空中飞行时间越长，控制性能越好，飞行越稳定，飞行器降落时偏离目标距离越短。 四旋翼自主飞行器摘要：四旋翼飞行器是一种结构新颖、性能优越的垂直起降飞行器，具有操作灵活、带负载能力强等特点，具有重要的军事和民用价值，以及研究价值。在深入了解四旋翼飞行器的研究现状、关键技术与应用前景的基础之上，根据四旋翼飞行器飞行原理，建立系统动力学模型，确定了系统组成和总体设计方案。首先根据设计方案采购了简单飞行器机体模型，选择合适的直流无刷电机作为系统动力装置，设计线性度良好、功率满足一定要求的无刷电机驱动器，以满足四旋翼飞行器带载飞行需要。选取了功能强大且容易开发的微处理器、传感器和相关电子元器件满足系统需要，并做了大量的系统软硬件调试工作，最终完成了整体设计。飞行器运动姿态测量单元主要由惯性测量单元(IMU)和三轴磁传感器组成，根据其传感器的性能指标，构建数学模型，从而得到载体准确的航向信息和相应姿势，为飞行器系统稳定飞行提供重要的保障。 四旋翼无人飞行器要实现稳定飞行是以平衡控制为前提的，由于该飞行器具有六自由度而只有四个控制量的欠驱动的控制系统，通过调节四个电机转速实现飞行器平衡稳定飞行，因此平衡控制是四旋翼飞行器运动中的关键。根据系统动力学模型设计控制算法，设计四旋翼飞行器控制系统控制规律，主要包括两个控制回路：姿态控制回路、位置控制回路。在仿真软件平台上，通过仿真验证后将算法移植到处理器中，进行控制算法验证及实验研究，优化飞行控制算法参数。最后，为了满足四旋翼无人飞行器的稳定飞行控制的要求，设计实时性高的控制系统软件程序，进行相关实验调试工作。最终设计出能够实现一键飞行、高效的四旋翼自主飞行器。关键词：四旋翼飞行器 瑞萨R5F100LEA PWM 陀螺仪 超声传感器Abstract: Four rotor aircraft is a kind of novel structure, superior performance of vertical take-off and landing aircraft, has many characteristics, such as flexible operation and load ability, has the important value of military and civilian, and research value. In understanding the research status of four rotor aircraft, the key technology and the application prospect, according to the principle of four rotor aircraft flight, establish a system dynamics model, the system composition and the overall design scheme is determined. First according to the design plan to purchase the simple vehicle body model, select the appropriate brushless dc motor as the power unit system, design good linearity and power meet certain requirements of brushless motor drive, to meet the needs of the four rotor aircraft flying on load. Selected the powerful and easy development of microprocessors, sensors and related electronic components meet the needs of the system, and made a lot of system hardware and software debugging, finally completed the overall design. Aircraft motion measurement unit is mainly composed of inertial measurement unit (IMU) and a three-axis magnetic sensor, according to the sensor performance index, build the mathematical model of the carrier to get the exact course information and the corresponding position, provide important guarantee for aircraft flying system stable. Four rotor unmanned aerial vehicles to achieve stable flight is the premise of the balance control, due to the aircraft has six degrees of freedom only four control of underactuated control system, by adjusting the motor speed to achieve four aircraft flying balanced and stable, so the balance control is key in the four rotor aircraft movement. On the simulation software platform, through the simulation verify the algorithm after transplantation into the processor, verifies the control algorithm and experimental research, optimization of flight control algorithm parameters. Finally, in order to meet the requirements of the stability of the four rotor unmanned spacecraft flight control, high real-time performance of control system software design, carries on the related experimental debugging. A key to achieve ultimately designed to fly, high efficient and automatic