1、四旋翼飛行器因其可以通過對轉(zhuǎn)速的調(diào)節(jié)進(jìn)而輕易轉(zhuǎn)換姿態(tài)，而且具有較強(qiáng)的機(jī)動性能等優(yōu)勢而被廣泛應(yīng)用科研、軍事、民事等領(lǐng)域。
　　姿態(tài)角是飛行器重要飛控參數(shù)，對其良好飛行質(zhì)量起到至關(guān)重要作用。四旋翼經(jīng)常用到陀螺儀、加速度計以及地磁計作為姿態(tài)檢測元件，而姿態(tài)檢測傳感器性能的優(yōu)劣是直接決定姿態(tài)控制的輸入，進(jìn)而影響飛行器的穩(wěn)定飛行的控制。綜合分析性能高的器件價格昂貴,本系統(tǒng)選擇價格相對低的MEMS檢測傳感單元。但因?yàn)樵擃惣铀俣扔媱討B(tài)響應(yīng)速度慢

2、，存在累積漂移誤差，并且在飛行器運(yùn)動的過程中給測量帶來白噪聲，地磁計在測量地磁場的過程中易受周邊環(huán)境中外部磁場的干擾而無法獨(dú)立給出測量結(jié)果，陀螺儀又存在累積誤差和零點(diǎn)漂移，所以這三類傳感器均不合適單獨(dú)長時間的測量姿態(tài)角。
　　為了能夠準(zhǔn)確的測量無人機(jī)姿態(tài)，本文所設(shè)計的姿態(tài)測量系統(tǒng)由陀螺儀、加速度計和地磁計及數(shù)據(jù)處理器組合起來，通過慣性傳感器對無人機(jī)狀態(tài)進(jìn)行測量，主控制器STM32F407VG運(yùn)行IMU程序，對測量數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，從而

3、實(shí)現(xiàn)姿態(tài)更新，與此同時，通過串口將姿態(tài)數(shù)據(jù)和傳感器測量值上傳至PC機(jī)。通過對組合系統(tǒng)的姿態(tài)測量原理和分析方法探究，使用四元數(shù)一階Runge-Kutta方法進(jìn)行解算姿態(tài)，通過加速度計和地磁計的輸出值修正由隨機(jī)漂移導(dǎo)致的陀螺儀偏差，在濾波算法的選擇上，本文選取了互補(bǔ)濾波、卡爾曼濾波、共軛梯度下降互補(bǔ)濾波三種方法，通過仿真驗(yàn)證三種算法在無人機(jī)姿態(tài)檢測信息融合過程中的效果，結(jié)合濾波原理和動靜態(tài)實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證，選擇效果最優(yōu)的互補(bǔ)濾波算法。最終結(jié)合互