一.無人機的分類

按飛行平臺構型分類：無人機可分為固定翼無人機，旋翼無人機，無人飛艇，傘翼無人機，撲翼無人機等.

圖2 多軸飛行器

圖3 各類變模態平臺

二.無人機的系統架構

圖4 無人機系統架構

三.飛控系統簡介

導航飛控系統之導航子系統功能：向無人機提供位置，速度，飛行姿態，引導無人
機沿指定航線安全，準時，準確的飛行。
 獲得必要的導航要素：高度，速度，姿態，航向
 給出定位資訊：經度，緯度，相對位移
 引導飛機沿規定計劃飛行
 接收控制站的命令並執行
 配合其它系統完成各種任務

1.飛控系統功能:

導航飛控之飛控子系統功能：完成起飛，空中飛行，執行任務，返航等整個飛行過
程的核習系統，對無人機實現全權控制與管理，是無人機的大腦。
 無人機姿態穩定與控制
 與導航子系統協調完成航跡控制
 起飛與返航控制
 無人機飛行管理
 無人機任務管理與控制
 應急控制

2.飛控系統--感測器:

 飛控系統常用的感測器包括：
 角速率感測器陀螺儀

從二維影象序列中檢測物體運動、提取運動引數並且分析物體運動的相關規律
 光流是空間運動物體在觀測成像平面上的畫素運動的“瞬時速度”
 用於飛行器的動態定位和輔助慣性導航
 Lucas Kanade

圖8 磁力計

四.飛控系統的關鍵演算法

1.關鍵演算法流程框圖

圖9 關鍵演算法流程框圖

2.姿態解算

（1）init函式初始化，建立3x3矩陣R。
（2）磁力計修正，得到誤差corr：先計算得到誤差角度mag_er，再用_wrap_pi函式做約束，再計算corr值，相當於機體座標系繞地理座標系N軸（Z軸）轉動arctan（mag_earth(1), mag_earth(0)）度。
（3）加速度計修正更新誤差corr：將陀螺儀計算得到的矩陣第三行（即重力加速度部分）轉換到b系，再將加速度測得重力加速度（_accel - 機體加速度）的資料歸一化（本身屬於b系），將這兩個的值進行叉乘即測得誤差。具體過程：歸一化的n系重力加速度通過旋轉矩陣R左乘旋轉到b系，即k為歸一化的旋轉矩陣R（b-e）的第三行，總的受到合力的方向（_accel）減去機體加速度方向（_pos_acc）得到g的方向，即總加速度（加速度獲取）減去機體運動加速度（第五部分）獲取重力加速度，然後姿態矩陣的不是行就是列來與純重力加速度來做叉積，算出誤差。因為運動加速度是有害的干擾，必須減掉。演算法的理論基礎是[0,0,1]與姿態矩陣相乘。該差值獲取的重力加速度的方向是導航座標系下的z軸，加上運動加速度之後，總加速度的方向就不是與導航座標系的天或地平行了，所以要消除這個誤差，即“_accel-_pos_acc”。然後叉乘z軸向量得到誤差，進行校準 。
（4）對誤差corr進行PI控制器中的I（積分），得到_gyro_bias，再對_gyro_bias做約束處理。
（5）使用修正的資料更新四元數，並把_rates和_gyro_bias置零便於下次呼叫時使用。

圖10 姿態解算

3.姿態控制

3.1.姿態角度控制

【1】計算誤差值e_R：
（1）獲取目標姿態target，並構建目標姿態旋轉矩陣。
（2）通過控制四元數獲取當前狀態的旋轉矩陣DCM。
（3）取兩個矩陣中的Z軸向量，即YAW-axis。
（4）計算roll，pitch誤差，得到誤差值e_R：通過R_z%R_sp_z叉乘當前姿態的z軸和目標姿態的z軸的誤差大小（即需要旋轉的角度）並旋轉到b系（即先對齊Z軸）。
（5）計算yaw的權重.
（6）構造e_R_cp反對稱矩陣，通過羅德里格公式旋轉得到roll，pitch旋轉後的矩陣R_rp。
（7）計算yaw的誤差，進一步更新誤差值e_R：roll_pitch旋轉後的矩陣的x軸和目標姿態的x軸的誤差，乘上yaw的權重。
【2】計算e_R_d：
（1）目標姿態旋轉矩陣獲取四元數。
（2）對四元數的虛部取出賦值給e_R_d，再對其進行歸一化處理。
（3）對四元數的實部取出。
（4）計算e_R_d：通過虛部與實部的一系列計算得來。
【3】計算direct_w
【4】進一步更新誤差值e_R：通過e_R *  (1 - direct_w) + e_R_d * direct_w。
【5】得到_rates_sp角速度變數：對e_R進行p控制，再進行約束

3.2.姿態角速度控制

【1】獲取當前角速度值rates：通過_ctrl_state資料結構（當前姿態資訊）把需要的有效資料賦值給rates。
【2】獲取目前角速度值_rates_sp。
【3】計算得到角速度差rates_err。
【4】對角速度差rates_err進行PD控制，還需要加一個前饋。
【5】釋出控制量_att_control。

圖11 姿態控制