四旋翼飞行器姿态控制系统的设计与实现
毕业论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计
2016 南阳理工学院本科生毕业设计论文学院系电子与电气工程学院专业电子信息工程学生指导教师完成日期南阳理工学院本科生毕业设计论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计Autonomous control system for the quadrotor unmannedaerial vehicle based on ARM processors总计毕业设计论文25 页表格0 个插图20 幅3 南阳理工学院本科毕业设计论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计Autonomous controlsystem for the quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors学院系电子与电气工程学院专业电子信息工程学生姓名学号指导教师职称评阅教师完成日期南阳理工学院Nanyang Institute of Technology4基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计[摘要]针对改变传统以单片机为处理器的四旋翼自主控制飞行器控制方式的问题设计了一种基于嵌入式ARM的飞行控制系统的设计和实现方案。
这是一种基于ARM的低成本、高性能的嵌入式微小无人机飞行控制系统的整体方案。
详细介绍了控制系统的总体构成以及硬软件设计方案包括传感器模块、视屏采集模块、系统核心控制功能模块、无线通信模块、地面控制和数据处理模块。
实验结果表明该设计结合嵌入式实时操作系统保证了系统的高可靠性和高实时性能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求。
[关键词]ARM四旋翼自主飞行器控制系统。
Autonomous control system for the quadrotor unmannedaerial vehicle based on ARM processors Abstract In order to change the conventional control of four—rotor unmanned aerial vehicles using microcontroller as the processor a solution of flightcontrol system based on embedded ARM was presented which is low-cost,small volume, low power consumption and high performance. The purpose ofthe work is for attending the National Aerial Robotics Competition. The mainfunction of the system the hardware structure and the software design werediscussed in detail including the sensor module the motor module the wirelesscommunication module With embedded real time operating system to ensurethe system’s high reliability and real-time performance the experiments resultsshow that the requirements of flight mode are satisfied including taking ofhovering and landing and so onKey words ARM four-rotor unmanned aerial vehicles control system5 of the control signals 1 四旋翼飞行器的简介 1.1题目综述微型飞行器MicroAir Vehicle/MAV的概念最早是在上世纪九十年代由美国国防部远景研究局DARPA提出的。
四旋翼飞行器PID控制器的设计
四旋翼飞行器PID控制器的设计引言：1.PID控制器原理：PID控制器是由比例、积分和微分三个控制基元组成的。
其中比例控制器根据偏差的大小调整控制量；积分控制器根据偏差的积累调整控制量；微分控制器根据偏差的变化率调整控制量。
PID控制器根据实际值和期望值的偏差以及偏差变化率和积累量来调整控制量，以达到稳定目标。
2.四旋翼飞行器PID控制器参数调整：PID控制器的性能取决于三个控制基元的参数调整。
参数调整不当会导致飞行器姿态不稳定，甚至发生震荡。
常用的参数调整方法包括手动调整和自适应调整。
手动调整需要通过观察飞行器的响应来调整参数，而自适应调整则是根据系统的动态特性自动调整参数。
3.四旋翼飞行器PID控制器设计步骤：（1）确定控制目标和输入变量：控制目标即所要控制的飞行器姿态或高度，输入变量即传感器测得的实际值。
（2）传感器数据处理：通过传感器获得飞行器姿态或高度相关的信息，并进行滤波和校正，以减小误差。
（3）误差计算：计算实际值与目标值之间的误差，作为PID控制器的输入。
（4）参数调整：根据实际情况选择手动或自适应调整方法，逐步调整PID控制器的参数。
（5）控制量计算：根据误差和PID控制器的参数计算控制量。
（6）控制执行：将控制量传输给四旋翼飞行器的执行机构，使其根据控制量进行相应的动作，以实现飞行器的稳定。
4.PID控制器应用拓展：PID控制器作为一种简单有效的控制方法，广泛应用于四旋翼飞行器以外的许多领域，如汽车、工业控制和机器人等。
在实际应用中，还可以根据具体需求进行改进和优化，比如引入模糊控制或自适应控制等。
结论：四旋翼飞行器PID控制器是实现飞行器姿态和高度控制的关键部件。
通过合适的参数调整和控制策略设计，可以实现飞行器的稳定飞行。
PID 控制器在实际应用中具有广泛的适用性和可拓展性，为飞行器控制提供了一种简单而有效的解决方案。
四旋翼无人机控制系统设计与实现
四旋翼无人机控制系统设计与实现四旋翼无人机是一种结构简单、操作灵活的垂直起降无人机。
首先分析了四旋翼无人机的基本运动原理，然后以APM飞控计算机为核心，结合GPS定位芯片、陀螺仪、加速度计、航向计、无线数据电台等装置，进行了微型四旋翼无人机的系统集成。
分析了包括位置回路和姿态回路的双闭环控制结构的四旋翼无人机的控制逻辑与控制规律。
在进行传感器标定、参数整定等工作的基础上，对无人机进行了综合调试。
最终实现了无人机的稳定可靠飞行，具有良好的姿态控制、轨迹控制能力，各项性能指标符合设计要求。
标签：四旋翼无人机；PID控制；飞行控制；姿态控制；轨迹控制Abstract：The four-rotor unmanned aerial vehicle（UA V）is a kind of vertical take-off and landing UA V with simple structure and flexible operation. In this paper，the basic principle of motion of the four-rotor UA V is analyzed，then the APM flight control computer is used as the core，and the GPS positioning chip，gyroscope，accelerometer，heading meter，wireless data radio and other devices are combined. The system integration of micro quad-rotor unmanned aerial vehicle （UA V）is carried out. The control logic and control law of the four-rotor unmanned aerial vehicle （UA V）with double closed-loop control structure including position loop and attitude loop are analyzed. On the basis of sensor calibration and parameter tuning，the UA V is comprehensively debugged. Finally，the UA V can fly stably and reliably，and it has good attitude control and trajectory control ability，and all the performance indexes meet the requirements of design.Keywords：four rotor UA V；PID control；flight control；attitude control；trajectory control1 概述四旋翼無人机是一种非共轴、多旋翼式无人机，改变四个旋翼产生的升力大小就可以实现姿态稳定及飞行控制，其结构简单，体积较小，且飞行平稳、隐蔽性好，可用于救援搜索、侦查监控、探查航拍等任务，具有重要的研究价值和广阔的应用前景[1]。
基于STM32的四旋翼飞行器姿态测量系统设计
基于STM32的四旋翼飞行器姿态测量系统设计曹延超【期刊名称】《软件》【年(卷),期】2015(000)001【摘要】With the development of unmanned aerial vehicles, four-rotor aircraft attracts more and more researchers' attention. This paper presents a rotor aircraft attitude measurement system design based on the STM32. The attitude mea-surement platform based on STM32 is a data acquisition and attitude calculation platform. In this paper, the system on the STM32 transplants themC / OS-Ⅲ operating system, which gathers acceleration, angular velocity, and data from other sensors, and uses quaternion algorithm, Kalman filtering to achieve attitude measurement data. At last, this platform trans-ports attitude measurement data to PC soft through the wireless module. With wireless receiver module, PC soft can display attitude acquisition. Finally, through a comprehensive experiment on this platform, it has verified the platform's feasibility and effectiveness, which can get the effective attitude measurement data in time.%随着无人飞行器的发展，四旋翼飞行器逐渐受到更多研究者的关注。
四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计
四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计1. 引言1.1 研究背景四旋翼飞行器是一种具有垂直起降能力和灵活操控特性的无人飞行器，近年来在军事、民用航空领域得到广泛应用。
四旋翼飞行器的飞行控制系统仍然是一个挑战性问题，需要不断的研究和改进。
在过去的几十年里，飞行控制系统技术取得了巨大的进步，从传统的PID控制方法到现代的神经网络控制和模糊控制方法，不断地推动着飞行器飞行性能的提升。
在四旋翼飞行器这种特殊结构的飞行器上，如何设计一套高效稳定的飞行控制系统仍然是一个值得研究的课题。
通过对四旋翼飞行器的飞行控制系统进行研究与设计，可以进一步提高其飞行性能、安全性和自动化程度，为未来无人机飞行技术的发展奠定基础。
本研究旨在探讨四旋翼飞行器飞行控制系统的设计原理和方法，为实现四旋翼飞行器的稳定飞行和智能控制提供技术支持。
1.2 研究目的研究目的主要是为了探索四旋翼飞行器飞行控制系统的设计与优化方法，以提高飞行器的稳定性、灵活性和控制精度。
本研究旨在深入分析传统飞行控制方法和先进飞行控制方法的优缺点，结合四旋翼飞行器的特点，提出有效的飞行控制系统设计方案。
通过实验验证，验证设计方案的有效性和实用性，进一步完善飞行控制系统的性能。
最终目的是为了提高四旋翼飞行器的自主飞行能力和应用领域的拓展，推动飞行器技术的发展和应用。
希望通过本研究的成果，为未来四旋翼飞行器的设计与控制提供参考和指导，为飞行器的性能优化和智能化发展做出贡献。
2. 正文2.1 飞行控制系统概述飞行控制系统是四旋翼飞行器的重要组成部分，它负责控制飞行器的姿态、位置和飞行参数，以确保飞行器稳定、安全地飞行。
飞行控制系统的设计和实现是四旋翼飞行器研究的关键内容之一。
飞行控制系统通常由传感器、执行器和控制算法组成。
传感器用于测量飞行器的姿态、位置、速度等信息，将这些信息传输给控制算法。
控制算法根据传感器数据计算出合适的控制指令，通过执行器控制飞行器的动作，实现飞行器的姿态和飞行参数控制。
四旋翼飞行器飞行控制技术综述
四旋翼飞行器飞行控制技术综述四旋翼飞行器是一种由四个旋翼组成的无人机，可以垂直起降和定点悬停，具有灵活性和机动性。
它的飞行控制技术可以分为姿态控制和位置控制两种基本类型。
姿态控制是指控制飞行器姿态（包括横滚、俯仰和偏航），而位置控制则是控制飞行器的定点飞行或航线飞行。
下面将对这两种控制技术进行详细介绍。
一、姿态控制技术1. 传统PID控制PID控制是一种经典的控制方法，它通过比例、积分和微分三个分量的组合来调节系统的输出。
在四旋翼飞行器中，PID控制可以用来控制姿态，使飞行器保持平稳的飞行状态。
通过对角速度和角度的反馈控制，可以实现对飞行器姿态的精确控制。
但是PID控制也存在一些问题，比如对于非线性系统和参数变化的系统，PID控制的性能会受到影响。
2. 模糊控制模糊控制是一种可以应对非线性系统和模糊环境的控制方法。
在四旋翼飞行器中，可以利用模糊控制来实现对姿态的精确控制。
通过建立模糊规则库，可以将模糊的输入与输出进行映射，实现对飞行器姿态的控制。
模糊控制可以有效地应对系统的非线性特性，但是对规则库的设计和参数的选择需要较大的经验和技巧。
3. 神经网络控制4. 遗传算法控制遗传算法是一种模拟生物进化的优化算法，可以用来优化系统的控制参数。
在四旋翼飞行器中，可以利用遗传算法来寻找最优的姿态控制参数，从而实现对飞行器姿态的精确控制。
遗传算法能够全局寻优，但是需要大量的计算资源和较长的优化时间。
1. GPS定位控制GPS定位是一种全球定位系统，可以实现对飞行器位置的精确控制。
在四旋翼飞行器中，可以利用GPS定位进行位置控制，实现定点飞行或航线飞行。
通过GPS模块获取飞行器的位置信息，可以实现对飞行器位置的精确控制。
但是GPS在室内或密集城市地区信号可能不太可靠。
3. 惯性导航控制惯性导航是一种通过加速度计和陀螺仪获取飞行器运动信息，并通过积分计算得到飞行器位置信息的导航方法。
在四旋翼飞行器中，可以利用惯性导航进行位置控制，实现对飞行器位置的精确控制。
四旋翼直升机姿态控制设计
四旋翼直升机姿态控制设计一、课程设计目的1）.熟练掌握运用所学的飞行控制系统的基础知识，深入理解前期所学的专业基础课的原理。
2）.具备独立查阅中英文资料和相应的工程设计手册能力。
3）.能够掌握典型的飞行器的飞行控制系统的设计过程，包括方案的选择，姿态控制系统，包括电机伺服系统等方案的设计，误差分析等。
4）.具备熟练使用matlab语言的技能。
5）.能够对所设计的系统进行计算机仿真实验，并就仿真结果进行分析研究。
6）.对造成的系统误差的因素进行分析，改进系统设计。
二、四旋翼直升机的基本工作原理在无人直升机中，四旋翼直升机凭借其独特的的外形和结构成为国内外机构研究的热点。
与常规的布局的单旋翼直升机相比，四旋翼直升机可以使用相对较小的旋翼。
这就减小了直升机碰到其他障碍物的可能性，提高了其飞行的安全性。
此外，四旋翼直升机没有单旋翼直升机的自动倾斜器和尾桨，机械结构相对比较简单。
图四旋翼直升机结构示意图四旋翼直升机的结构如图所示。
从图中可见，当前旋翼和尾旋翼顺时针旋转，左旋翼和右旋翼逆时针旋转，并且四个旋翼转速一致，产生的升力之和等于直升机自重时，直升机可以实现静态悬停。
如果产生的升力同时增加和减少，那么四旋翼直升机可以实现上升或者下降。
当前旋翼和尾旋翼加速且左旋翼和右旋翼减速，同时四个旋翼产生的升力和直升机自重相等时，由于存在扭矩差，可导致直升机的偏航运动。
当前旋翼加速，尾旋翼减速而左旋翼和右旋翼的旋转速度保持不变时，四旋翼直升机可以实现X轴的滚转运动，即俯仰运动。
同理，也可实现Y轴的滚转运动，即滚转运动。
基于如上几种基本运动，四旋翼直升机可以实现前飞，侧飞以及其他复杂运动。
如图上所示，定义α={X E,Y E,Z E}为地面惯性坐标系，β={X B,Y B,Z B}为原点在飞机质心并且与四旋翼飞行器固连的机体坐标系。
定义向量η=[θ,ϕ,ψ]T表示直升机的三个姿态角：俯仰角θ，滚转角ϕ，偏航角ψ。
这三个欧拉角决定了直升机从惯性坐标系α到机体坐标系的转换矩阵β。
四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计
四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计
四旋翼飞行器是一种由四个旋翼组成的无人飞行器，具有升降、俯仰、横滚和偏航等
飞行能力，广泛应用于军事、民用等各个领域。
飞行控制系统是四旋翼飞行器的核心部分，负责控制飞行器的飞行动作和稳定性。
飞行控制系统需要实现飞行器的基本动作控制，包括升降、俯仰、横滚和偏航。
升降
通过控制四个旋翼的转速来实现，俯仰和横滚通过改变旋翼的倾斜角度来实现，偏航通过
改变旋翼的转速差来实现。
飞行控制系统需要根据飞行器的姿态、位置和速度等参数，计
算出适当的控制量，并通过电动调节器或电动转子来实施控制。
飞行控制系统需要实现飞行器的稳定性控制。
由于四旋翼飞行器具有较高的自由度和
灵活性，所以很容易出现不稳定现象。
飞行控制系统需要通过检测飞行器和环境的状态信息，计算出适当的控制量，使飞行器保持稳定飞行姿态。
姿态稳定控制主要通过控制旋翼
转速的反馈来实现，位置和速度稳定控制主要通过控制位置和速度的反馈来实现。
飞行控制系统还需要实现飞行器的导航和定位功能。
导航功能包括路径规划、航迹跟
踪和障碍物避障等，定位功能包括位置估计和姿态估计等。
导航和定位功能可以通过各种
传感器和算法来实现，如惯性测量单元、全球定位系统、气压高度计等。
四旋翼飞行器的飞行控制系统是一个复杂的系统工程，需要集成多种传感器和算法，
实现飞行动作控制、稳定性控制和导航定位等多种功能。
随着人工智能和自动化技术的发展，飞行控制系统将更加智能化和自动化，为四旋翼飞行器的飞行提供更好的保障。
四旋翼飞行器飞行控制系统设计
四旋翼飞行器飞行控制系统设计四旋翼飞行器是一种多旋翼飞行器，它采用四个对称分布的电机和旋翼进行垂直起降和悬停，同时通过变化电机转速和旋翼叶片的角度控制飞行方向和姿态。
四旋翼飞行器具有结构简单、起降和悬停稳定等优点，因此被广泛应用于航拍、救援、监测等领域。
在四旋翼飞行器的设计中，飞行控制系统是关键部件，其设计的优劣直接影响着飞行器的性能和安全。
四旋翼飞行器的飞行控制系统由传感器、控制计算单元和执行机构组成。
传感器用于获取飞行器的状态信息，控制计算单元接收传感器信息并进行数据处理和算法计算，最后通过执行机构控制飞行器的运动。
常见的传感器包括加速度计、陀螺仪、气压计和磁力计等，它们可以实时测量飞行器的加速度、角速度、高度和方向。
控制计算单元一般由微处理器或嵌入式系统组成，具备数据处理、算法计算和通信等功能。
执行机构则由四个电机和旋翼组成，通过改变电机转速和旋翼角度实现飞行器的姿态控制和运动。
飞行控制系统的设计需要考虑飞行器的稳定性和操控性。
在稳定性方面，需要设计合适的控制算法使得飞行器能够在各种外界干扰下维持稳定的飞行。
常见的控制算法包括PID控制和模糊控制等，其中PID控制通过调节比例、积分和微分三个参数实现对飞行器状态的控制。
在操控性方面，需要设计合适的操控方式和灵敏度，以便操纵员能够轻松控制飞行器完成特定任务。
常见的操控方式有手柄操控、遥控器操控和手机APP操控等。
飞行控制系统设计中还需要考虑传感器的准确性和响应速度。
传感器的准确性决定了飞行控制系统对飞行器状态的判断和控制的准确性，因此需要选择准确度高的传感器。
传感器的响应速度决定了飞行器对外界干扰的响应速度，因此需要选择响应速度较快的传感器。
此外，飞行控制系统还应具备故障检测和容错能力，以提高飞行器的安全性。
一旦发生故障，控制计算单元应能够及时检测故障并采取应急措施，例如自动返航或降落等。
综上所述，四旋翼飞行器的飞行控制系统是整个飞行器设计中的关键部件。
四旋翼飞行器控制系统硬件电路设计
四旋翼飞行器控制系统硬件电路设计首先，在硬件电路设计中，关键是选择合适的传感器。
常用的传感器包括加速度计、陀螺仪和磁力计等。
加速度计用于测量飞行器的线性加速度，陀螺仪用于测量飞行器的角速度，磁力计用于测量飞行器的方向。
这些传感器需要与处理器进行接口连接，并能够提供准确的数据。
因此，在硬件电路设计中，需要选取高性能的传感器，同时设计稳定可靠的电路板。
其次，处理器是控制系统的核心。
处理器的选择应综合考虑性能、功耗和成本等因素。
常用的处理器有单片机和微处理器。
单片机适用于简单的控制任务，如姿态控制和飞行模式切换等。
而微处理器适用于复杂的控制任务，如路线规划和数据处理等。
在硬件电路设计中，处理器需要与传感器和电调进行接口连接，并能够高效地处理控制指令。
此外，处理器还需要具备足够的计算能力和存储空间，以便实现飞行控制算法和数据记录功能。
电调是控制电机转速的关键组件。
通常，四旋翼飞行器需要四个电调以控制四个电机的转速。
电调需要接收处理器发送的PWM信号，并将其转换为适当的电机转速。
在硬件电路设计中，电调需要具备快速响应的能力，并能够输出稳定的PWM信号。
此外，电调还需要有适当的保护机制，以避免过载和短路等故障。
最后，电机是驱动飞行器旋转的关键组件。
电机的选择应综合考虑功率和效率等因素。
常用的电机有无刷电机和有刷电机。
无刷电机具有高效率和长寿命等优点，因此在硬件电路设计中通常选择无刷电机。
电机需要与电调进行接口连接，并能够输出适当的推力。
此外，电机还需要具备足够的扭矩和转速范围，以应对不同的飞行任务。
总之，四旋翼飞行器控制系统硬件电路设计涉及多个组件的选择和接口设计等方面。
在设计过程中，需要综合考虑传感器、处理器、电调和电机等因素，以实现飞行器的控制能力和飞行稳定性。
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大连理工大学硕士学位论文
测量精度为１～２度，具有１２Ｃ数据接口，最高数据更新频率为１６０Ｈｚ，工作电压为２．１６．３．６Ｖ，可测量磁场范围是±８０ｅ。
ＨＭＣ５８８３可以通过１２Ｃ总线挂载到ＭＰＵ６０５０上，通过操作ＭＰＵ６０５０即可获取ＨＭＣ５８３的数据，电路原理图见下图。
图４．７ＨＭＣ５８８３电路原理图
Ｆｉｇ．４．７ＴｈｅｃｉｒｃｕｉｔｓｃｈｅｍａｔｉｃｏｆＨＭＣ５８８３
气压计选择ＢＯＳＣＨ公司生产的数字式大气压力传感器ＢＭＰ０８５。
ＢＭＰ０８０５对大气压的测量范围是３００～１１００ｈＰａ，对应的水平面高度为＋９０００￣－５００ｍ，可测量温度，工作电压为１．８～３．６Ｖ。
内部集成了ＡＤＣ和１２Ｃ接ＶＩ，可以将测量到的温度和气压信息由模拟量直接转换为数字量直接通过１２Ｃ接口输出，电路原理图见下图。
ＢＫ巴０８５
１
ＥＯＣ２ＧＮＤ
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图４．８ＢＭＰ０８５原理图
Ｆｉｇ．４．８Ｔｈｅｃｉｒｃｕｉｔｓｃｈｅｍａｔｉｃ
ｏｆＢＭＰ０８５
４．４驱动单元设计与实现
由于选用了直流无刷电机作为四旋翼飞行器的动力源，而且直流无刷电机需要有专用的驱动和换向电路才能工作，因此必须为直流无刷电机搭配调速器。
直流无刷电机的调速方式分为有感驱动与无感驱动两种方式，有感驱动通过外置的霍尔元件检测转子的位置，适用于需要频繁启动的应用环境中，但是结构比较复杂。
无感驱动方式取消了外
四旋翼飞行器的姿态控制系统设计与实现
再延时３０度的电周期后就可以换向。
由于无法引出电机定子绕组的中性点，所以采用虚拟中性点的方式来检测感应电动势电路，如下图所示：
∞
图４．１２过零检测电路原理
Ｆｉｇ．４．１２Ｚｒｅｏ－ｃｒｏｓｓｉｎｇｄｅｔｅｃｔｉｏｎｃｉｒｃｕｉｔｓｃｈｅｍａｔｉｃ
主控芯片采用Ａｔｍｅｇａ８８，其最小系统原理图见下图：
舳量
Ｏｃｐ）ｐｃ０（＾Ｄｃ０）蠢媳＋５
ｉ；
；薹ＰＢｌ（ＯＣｌ＾）ＰＣＩＣ＾Ｄｃｌ）ｐＢ２（ｓｓｓｏｃｉＢ）Ｐｃ２（ＡＤＣ２）ｃＩｄｌＳ０ｌ爰
０哺０Ｓｌ，０∞）ＰＣ３Ｃ＾ＤＣ习ｌｒＯ舡ｓ０）ＰＣ４（，∞ｃ４／ｓｐ＾）炭ＰＢ￥（ｓｏ均Ｐｃｊ（ＡＰＣ粥ＣＬ）
珊札２《加巧Ｏ口＾ＬＩ／ＴＯＳ０１）＾Ｄ饼
ＰＢ７∞＾Ｌ甜ＴＯＳ∞
Ｒ删３ｋＰＤ０∞∞）ｐ嘣氓Ｅ踞Ｔ）３ｋＰＤＩ（ＴＸＤ）立醅ＰＤ２（ｉｎＴｏ）Ｌ功删ｂＰＤ；凹Ｔ１）ｊＤｏｃＣｌ孵Ｏ）专蛄ｒｌ旷ｋＤＤ５（ＴＩ）＾蹬ｌｎ—删ｅ＾蛐）ｌｋＣ虹Ｎ１）眦帅∞Ａｍ昏８．１０ＡＩ
图４．１３
Ａｔｍｅｇａ８８最小系统Ｆｉｇ．４．１３Ｍｉｎｉｍｕｍｓｙｓｔｅｍ
ｏｆＡｔｍｅｇａ８８４。
５四旋翼飞行器系统软件设计
４．５．１姿态检测软件设计
姿态检测单元的主控芯片通过１２Ｃ总线读取ＭＰＵ６０５０和ＨＭＣ５８８３的数据后采用３．２节中的姿态解算算法进行解算，最后求得载体的俯仰角、横滚角和偏航角。
为了能。