都基焱　張振　史巍巍

摘 要： 針對十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，設(shè)計(jì)該無人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)，闡述了該系統(tǒng)的組成、原理，并介紹了仿真軟件。通過對十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真結(jié)果的分析和研究，驗(yàn)證了PID控制律能有效地控制十字翼布局無人機(jī)懸停階段的姿態(tài)角和高度。結(jié)果表明仿真系統(tǒng)為自動駕駛儀的測試評估提供了平臺和依據(jù)。

關(guān)鍵詞： 十字翼布局無人機(jī)； 半實(shí)物仿真； 飛行控制系統(tǒng)； PID控制律

中圖分類號： TN97?34； TP391.9 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A 文章編號： 1004?373X（2014）05?0018?03

0 引 言

本文所涉及的十字翼布局無人機(jī)是一種具有特殊氣動布局和功能特點(diǎn)的小型無人機(jī)（見圖1），它采用非常規(guī)十字對稱三角翼布局，螺旋槳置于機(jī)身上部，四個(gè)舵面對稱分布于十字翼的底部，可以通過四個(gè)對稱舵面的任意組合在空中靈活飛行[1?2]。其控制系統(tǒng)在控制模式、系統(tǒng)設(shè)計(jì)、控制方法和控制對象等方面發(fā)生了巨大變化，對飛行控制律方面提出了新的要求?，F(xiàn)有的飛行控制律設(shè)計(jì)方法，難以滿足該類型無人機(jī)對穩(wěn)定性、魯棒性和性能指標(biāo)等方面的要求，需綜合考慮氣動布局、結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和功能用途等方面的因素，設(shè)計(jì)適合的飛行控制律以及相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)方法，以提高十字翼布局無人機(jī)的飛行品質(zhì)。

由于飛行控制系統(tǒng)的實(shí)物實(shí)驗(yàn)代價(jià)高昂，半實(shí)物仿真是該無人機(jī)控制系統(tǒng)研制過程中必不可少的環(huán)節(jié)，是提高該無人機(jī)飛行品質(zhì)的重要途徑。與傳統(tǒng)的數(shù)字仿真系統(tǒng)相比，半實(shí)物仿真將實(shí)物直接接入仿真回路，提高仿真系統(tǒng)的開效率和系統(tǒng)的仿真精度，具有可控性、可重復(fù)性和無破壞性，便于采集實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，節(jié)省研制經(jīng)費(fèi)，縮短研制周期。本文就該無人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)加以探討。

1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方案

半實(shí)物仿真系統(tǒng)主要由仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)、環(huán)境模擬設(shè)備和接口設(shè)備組成[3]，半實(shí)物仿真平臺的原理組成框圖如圖2所示。

仿真計(jì)算機(jī)主要用來實(shí)時(shí)計(jì)算無人機(jī)動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程，解算出無人機(jī)的飛行姿態(tài)，其輸出的驅(qū)動信號經(jīng)接口變換后驅(qū)動三軸轉(zhuǎn)臺，復(fù)現(xiàn)無人機(jī)的偏航、俯仰和滾動三個(gè)飛行姿態(tài)，使安裝在轉(zhuǎn)臺上的飛行控制系統(tǒng)可以感受與實(shí)際飛行相同的無人機(jī)姿態(tài)。飛行控制系統(tǒng)的控制信號通過接口設(shè)備上傳到仿真計(jì)算機(jī)，其中GPS、線加速度計(jì)等較難采用物理的方式連到系統(tǒng)中，只能通過仿真計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)字仿真，整個(gè)仿真系統(tǒng)構(gòu)成一個(gè)閉環(huán)系統(tǒng)。

1.1 仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)

仿真計(jì)算機(jī)是半實(shí)物仿真系統(tǒng)的核心，主要進(jìn)行飛行動力學(xué)方程求解和無人機(jī)各種實(shí)際飛行環(huán)境的模擬，要求仿真計(jì)算機(jī)應(yīng)具有實(shí)時(shí)性、精確性和靈活性等特性。

由于半實(shí)物仿真系統(tǒng)對速度的要求很高，一臺計(jì)算機(jī)在一個(gè)采樣周期中，無法完成全部計(jì)算的問題。本半實(shí)物仿真機(jī)由兩部分組成，其中一臺作為仿真主控機(jī)，另一臺作為仿真測控機(jī)。仿真主控機(jī)用于飛行動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程求解，使用Intel X86的CPU和Windows操作系統(tǒng)。仿真測控機(jī)用于發(fā)送和接收遙控遙測信號，同時(shí)用來進(jìn)行實(shí)時(shí)仿真圖形的顯示，使用工控機(jī)。仿真主控機(jī)和仿真測控機(jī)之間通過以太網(wǎng)連接，實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)的傳輸以及信息之間的交互。

1.2 環(huán)境模擬設(shè)備

環(huán)境模擬設(shè)備主要是指三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺[4]。本文設(shè)計(jì)的小型無人機(jī)三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺尺寸較小，負(fù)載重量輕，對剛度要求不是很高?？蚣茉O(shè)計(jì)主要遵循提高精度，減小轉(zhuǎn)動慣量的原則，因此，采用立式轉(zhuǎn)臺框架結(jié)構(gòu)，外環(huán)為音叉型結(jié)構(gòu)，中環(huán)為封閉的O型結(jié)構(gòu)，內(nèi)環(huán)為平面載物臺結(jié)構(gòu)，如圖3所示。進(jìn)行仿真試驗(yàn)時(shí)，轉(zhuǎn)臺的外框架負(fù)責(zé)無人機(jī)偏航姿態(tài)模擬，中框架負(fù)責(zé)無人機(jī)的俯仰姿態(tài)模擬，內(nèi)框架負(fù)責(zé)無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)模擬。仿真計(jì)算機(jī)給出的控制指令經(jīng)過伺服控制卡校正后，送入內(nèi)環(huán)驅(qū)動控制器，由內(nèi)環(huán)電機(jī)驅(qū)動控制器放大后驅(qū)動轉(zhuǎn)臺軸承。在內(nèi)框上安裝測速機(jī)和光電碼盤，可測出與實(shí)際飛行中相同的角運(yùn)動，再送入主控計(jì)算機(jī)，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。三個(gè)框架的轉(zhuǎn)角和轉(zhuǎn)速對應(yīng)于上述三個(gè)姿態(tài)角運(yùn)動，通過三個(gè)框架的組合運(yùn)動，復(fù)現(xiàn)無人機(jī)在空中的角運(yùn)動。

1.3 接口設(shè)備

仿真計(jì)算機(jī)輸出的驅(qū)動信號經(jīng)接口變換后驅(qū)動三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺，接口設(shè)備同時(shí)將實(shí)物系統(tǒng)的控制信號上傳到仿真計(jì)算機(jī)。如圖4所示，仿真計(jì)算機(jī)通過串口通信將控制信號傳輸?shù)桨l(fā)射接收模塊，控制信號通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到轉(zhuǎn)臺伺服控制系統(tǒng)。伺服放大器通過PWM脈寬調(diào)制方式來驅(qū)動伺服電機(jī)轉(zhuǎn)動，電機(jī)驅(qū)動電流和PWM功率放大器構(gòu)成電流反饋，以改善步進(jìn)電機(jī)的動態(tài)品質(zhì)。測速機(jī)信號經(jīng)處理后反饋到速度控制器，構(gòu)成速度反饋，以改善轉(zhuǎn)臺系統(tǒng)的動態(tài)性能、低速性能和非線性影響。光電碼盤產(chǎn)生與轉(zhuǎn)臺軸角位移相關(guān)的正交脈沖信號，通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到仿真計(jì)算機(jī)，仿真計(jì)算機(jī)經(jīng)計(jì)算處理后產(chǎn)生的位移誤差碼，經(jīng)過控制算法校正處理后發(fā)送到轉(zhuǎn)臺控制系統(tǒng)，構(gòu)成位置反饋，以保證實(shí)驗(yàn)精度要求的實(shí)現(xiàn)。

2 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)方案

根據(jù)半實(shí)物仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)中仿真主控機(jī)和仿真測控機(jī)所運(yùn)行任務(wù)的不同，分別設(shè)計(jì)軟件。

3 半實(shí)物仿真結(jié)果

通過建立的十字翼布局無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型，對該無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)懸停階段進(jìn)行了半實(shí)物仿真試驗(yàn)，驗(yàn)證小擾動分析方法和經(jīng)典控制律設(shè)計(jì)方法在十字翼布局無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的有效性和控制律設(shè)計(jì)的正確性[6?7]。設(shè)定該無人機(jī)在80 m的高度空中懸停，初始擾動：滾轉(zhuǎn)角[Δφ0=10°，]縱向角/橫向角[Δθ0=10°]（與垂直面的夾角），高度[Δh0=80 m。]階躍響應(yīng)分別如圖5所示。

由半實(shí)物仿真結(jié)果看出，在加入各擾動量后，該無人機(jī)能較快地恢復(fù)初始姿態(tài)，在80 m的空中穩(wěn)定懸停，系統(tǒng)狀態(tài)量的變化滿足飛行品質(zhì)要求。

4 結(jié) 語

由半實(shí)物仿真結(jié)果看出：所進(jìn)行的仿真實(shí)驗(yàn)具有較高的可置信度，能夠滿足十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)研制的需要。在其他無人機(jī)的研制中，可以通過修改無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型、控制律和控制參數(shù)等進(jìn)行仿真。

參考文獻(xiàn)

[1] LIPERA L. The micro craft iSTAR micro air vehicle： control system design and testing [C]// Proceedings of 57th AHS International Annual Forum. Washington DC： AHS， 2001： 1?11.

[2] KIM G， YOON K， PARK H， et al. Manufacturing and performance test of rotary wing?type micro aerial vehicle [C]// Proceedings of AIAA 3rd Unmanned Unlimited Technical Conference，Workshop and Exhibit. Chicago， Illinois： AIAA， 2004： 2?4.

[3] 孟秀云，丁艷，賈慶忠，等.半實(shí)物仿真[M].北京：國防工業(yè)出版社，2013.

[4] 馮清秀.機(jī)電傳動控制[M].武漢：華中科技大學(xué)出版社，2011.

[5] 張文波.Visual C++程序設(shè)計(jì)[M].北京：清華大學(xué)出版社，2010.

[6] 陳延楠.飛機(jī)飛行性能品質(zhì)與控制[M].北京：國防工業(yè)出版社，2010.

[7] 劉金琨.先進(jìn)PID控制Matlab仿真[M].北京：電子工業(yè)出版社，2010.

摘 要： 針對十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，設(shè)計(jì)該無人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)，闡述了該系統(tǒng)的組成、原理，并介紹了仿真軟件。通過對十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真結(jié)果的分析和研究，驗(yàn)證了PID控制律能有效地控制十字翼布局無人機(jī)懸停階段的姿態(tài)角和高度。結(jié)果表明仿真系統(tǒng)為自動駕駛儀的測試評估提供了平臺和依據(jù)。

關(guān)鍵詞： 十字翼布局無人機(jī)； 半實(shí)物仿真； 飛行控制系統(tǒng)； PID控制律

中圖分類號： TN97?34； TP391.9 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A 文章編號： 1004?373X（2014）05?0018?03

0 引 言

本文所涉及的十字翼布局無人機(jī)是一種具有特殊氣動布局和功能特點(diǎn)的小型無人機(jī)（見圖1），它采用非常規(guī)十字對稱三角翼布局，螺旋槳置于機(jī)身上部，四個(gè)舵面對稱分布于十字翼的底部，可以通過四個(gè)對稱舵面的任意組合在空中靈活飛行[1?2]。其控制系統(tǒng)在控制模式、系統(tǒng)設(shè)計(jì)、控制方法和控制對象等方面發(fā)生了巨大變化，對飛行控制律方面提出了新的要求?，F(xiàn)有的飛行控制律設(shè)計(jì)方法，難以滿足該類型無人機(jī)對穩(wěn)定性、魯棒性和性能指標(biāo)等方面的要求，需綜合考慮氣動布局、結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和功能用途等方面的因素，設(shè)計(jì)適合的飛行控制律以及相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)方法，以提高十字翼布局無人機(jī)的飛行品質(zhì)。

由于飛行控制系統(tǒng)的實(shí)物實(shí)驗(yàn)代價(jià)高昂，半實(shí)物仿真是該無人機(jī)控制系統(tǒng)研制過程中必不可少的環(huán)節(jié)，是提高該無人機(jī)飛行品質(zhì)的重要途徑。與傳統(tǒng)的數(shù)字仿真系統(tǒng)相比，半實(shí)物仿真將實(shí)物直接接入仿真回路，提高仿真系統(tǒng)的開效率和系統(tǒng)的仿真精度，具有可控性、可重復(fù)性和無破壞性，便于采集實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，節(jié)省研制經(jīng)費(fèi)，縮短研制周期。本文就該無人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)加以探討。

1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方案

半實(shí)物仿真系統(tǒng)主要由仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)、環(huán)境模擬設(shè)備和接口設(shè)備組成[3]，半實(shí)物仿真平臺的原理組成框圖如圖2所示。

仿真計(jì)算機(jī)主要用來實(shí)時(shí)計(jì)算無人機(jī)動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程，解算出無人機(jī)的飛行姿態(tài)，其輸出的驅(qū)動信號經(jīng)接口變換后驅(qū)動三軸轉(zhuǎn)臺，復(fù)現(xiàn)無人機(jī)的偏航、俯仰和滾動三個(gè)飛行姿態(tài)，使安裝在轉(zhuǎn)臺上的飛行控制系統(tǒng)可以感受與實(shí)際飛行相同的無人機(jī)姿態(tài)。飛行控制系統(tǒng)的控制信號通過接口設(shè)備上傳到仿真計(jì)算機(jī)，其中GPS、線加速度計(jì)等較難采用物理的方式連到系統(tǒng)中，只能通過仿真計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)字仿真，整個(gè)仿真系統(tǒng)構(gòu)成一個(gè)閉環(huán)系統(tǒng)。

1.1 仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)

仿真計(jì)算機(jī)是半實(shí)物仿真系統(tǒng)的核心，主要進(jìn)行飛行動力學(xué)方程求解和無人機(jī)各種實(shí)際飛行環(huán)境的模擬，要求仿真計(jì)算機(jī)應(yīng)具有實(shí)時(shí)性、精確性和靈活性等特性。

由于半實(shí)物仿真系統(tǒng)對速度的要求很高，一臺計(jì)算機(jī)在一個(gè)采樣周期中，無法完成全部計(jì)算的問題。本半實(shí)物仿真機(jī)由兩部分組成，其中一臺作為仿真主控機(jī)，另一臺作為仿真測控機(jī)。仿真主控機(jī)用于飛行動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程求解，使用Intel X86的CPU和Windows操作系統(tǒng)。仿真測控機(jī)用于發(fā)送和接收遙控遙測信號，同時(shí)用來進(jìn)行實(shí)時(shí)仿真圖形的顯示，使用工控機(jī)。仿真主控機(jī)和仿真測控機(jī)之間通過以太網(wǎng)連接，實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)的傳輸以及信息之間的交互。

1.2 環(huán)境模擬設(shè)備

環(huán)境模擬設(shè)備主要是指三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺[4]。本文設(shè)計(jì)的小型無人機(jī)三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺尺寸較小，負(fù)載重量輕，對剛度要求不是很高。框架設(shè)計(jì)主要遵循提高精度，減小轉(zhuǎn)動慣量的原則，因此，采用立式轉(zhuǎn)臺框架結(jié)構(gòu)，外環(huán)為音叉型結(jié)構(gòu)，中環(huán)為封閉的O型結(jié)構(gòu)，內(nèi)環(huán)為平面載物臺結(jié)構(gòu)，如圖3所示。進(jìn)行仿真試驗(yàn)時(shí)，轉(zhuǎn)臺的外框架負(fù)責(zé)無人機(jī)偏航姿態(tài)模擬，中框架負(fù)責(zé)無人機(jī)的俯仰姿態(tài)模擬，內(nèi)框架負(fù)責(zé)無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)模擬。仿真計(jì)算機(jī)給出的控制指令經(jīng)過伺服控制卡校正后，送入內(nèi)環(huán)驅(qū)動控制器，由內(nèi)環(huán)電機(jī)驅(qū)動控制器放大后驅(qū)動轉(zhuǎn)臺軸承。在內(nèi)框上安裝測速機(jī)和光電碼盤，可測出與實(shí)際飛行中相同的角運(yùn)動，再送入主控計(jì)算機(jī)，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。三個(gè)框架的轉(zhuǎn)角和轉(zhuǎn)速對應(yīng)于上述三個(gè)姿態(tài)角運(yùn)動，通過三個(gè)框架的組合運(yùn)動，復(fù)現(xiàn)無人機(jī)在空中的角運(yùn)動。

1.3 接口設(shè)備

仿真計(jì)算機(jī)輸出的驅(qū)動信號經(jīng)接口變換后驅(qū)動三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺，接口設(shè)備同時(shí)將實(shí)物系統(tǒng)的控制信號上傳到仿真計(jì)算機(jī)。如圖4所示，仿真計(jì)算機(jī)通過串口通信將控制信號傳輸?shù)桨l(fā)射接收模塊，控制信號通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到轉(zhuǎn)臺伺服控制系統(tǒng)。伺服放大器通過PWM脈寬調(diào)制方式來驅(qū)動伺服電機(jī)轉(zhuǎn)動，電機(jī)驅(qū)動電流和PWM功率放大器構(gòu)成電流反饋，以改善步進(jìn)電機(jī)的動態(tài)品質(zhì)。測速機(jī)信號經(jīng)處理后反饋到速度控制器，構(gòu)成速度反饋，以改善轉(zhuǎn)臺系統(tǒng)的動態(tài)性能、低速性能和非線性影響。光電碼盤產(chǎn)生與轉(zhuǎn)臺軸角位移相關(guān)的正交脈沖信號，通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到仿真計(jì)算機(jī)，仿真計(jì)算機(jī)經(jīng)計(jì)算處理后產(chǎn)生的位移誤差碼，經(jīng)過控制算法校正處理后發(fā)送到轉(zhuǎn)臺控制系統(tǒng)，構(gòu)成位置反饋，以保證實(shí)驗(yàn)精度要求的實(shí)現(xiàn)。

2 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)方案

根據(jù)半實(shí)物仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)中仿真主控機(jī)和仿真測控機(jī)所運(yùn)行任務(wù)的不同，分別設(shè)計(jì)軟件。

3 半實(shí)物仿真結(jié)果

通過建立的十字翼布局無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型，對該無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)懸停階段進(jìn)行了半實(shí)物仿真試驗(yàn)，驗(yàn)證小擾動分析方法和經(jīng)典控制律設(shè)計(jì)方法在十字翼布局無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的有效性和控制律設(shè)計(jì)的正確性[6?7]。設(shè)定該無人機(jī)在80 m的高度空中懸停，初始擾動：滾轉(zhuǎn)角[Δφ0=10°，]縱向角/橫向角[Δθ0=10°]（與垂直面的夾角），高度[Δh0=80 m。]階躍響應(yīng)分別如圖5所示。

由半實(shí)物仿真結(jié)果看出，在加入各擾動量后，該無人機(jī)能較快地恢復(fù)初始姿態(tài)，在80 m的空中穩(wěn)定懸停，系統(tǒng)狀態(tài)量的變化滿足飛行品質(zhì)要求。

4 結(jié) 語

由半實(shí)物仿真結(jié)果看出：所進(jìn)行的仿真實(shí)驗(yàn)具有較高的可置信度，能夠滿足十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)研制的需要。在其他無人機(jī)的研制中，可以通過修改無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型、控制律和控制參數(shù)等進(jìn)行仿真。

參考文獻(xiàn)

[1] LIPERA L. The micro craft iSTAR micro air vehicle： control system design and testing [C]// Proceedings of 57th AHS International Annual Forum. Washington DC： AHS， 2001： 1?11.

[2] KIM G， YOON K， PARK H， et al. Manufacturing and performance test of rotary wing?type micro aerial vehicle [C]// Proceedings of AIAA 3rd Unmanned Unlimited Technical Conference，Workshop and Exhibit. Chicago， Illinois： AIAA， 2004： 2?4.

[3] 孟秀云，丁艷，賈慶忠，等.半實(shí)物仿真[M].北京：國防工業(yè)出版社，2013.

[4] 馮清秀.機(jī)電傳動控制[M].武漢：華中科技大學(xué)出版社，2011.

[5] 張文波.Visual C++程序設(shè)計(jì)[M].北京：清華大學(xué)出版社，2010.

[6] 陳延楠.飛機(jī)飛行性能品質(zhì)與控制[M].北京：國防工業(yè)出版社，2010.

[7] 劉金琨.先進(jìn)PID控制Matlab仿真[M].北京：電子工業(yè)出版社，2010.

摘 要： 針對十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，設(shè)計(jì)該無人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)，闡述了該系統(tǒng)的組成、原理，并介紹了仿真軟件。通過對十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真結(jié)果的分析和研究，驗(yàn)證了PID控制律能有效地控制十字翼布局無人機(jī)懸停階段的姿態(tài)角和高度。結(jié)果表明仿真系統(tǒng)為自動駕駛儀的測試評估提供了平臺和依據(jù)。

關(guān)鍵詞： 十字翼布局無人機(jī)； 半實(shí)物仿真； 飛行控制系統(tǒng)； PID控制律

中圖分類號： TN97?34； TP391.9 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A 文章編號： 1004?373X（2014）05?0018?03

0 引 言

本文所涉及的十字翼布局無人機(jī)是一種具有特殊氣動布局和功能特點(diǎn)的小型無人機(jī)（見圖1），它采用非常規(guī)十字對稱三角翼布局，螺旋槳置于機(jī)身上部，四個(gè)舵面對稱分布于十字翼的底部，可以通過四個(gè)對稱舵面的任意組合在空中靈活飛行[1?2]。其控制系統(tǒng)在控制模式、系統(tǒng)設(shè)計(jì)、控制方法和控制對象等方面發(fā)生了巨大變化，對飛行控制律方面提出了新的要求?，F(xiàn)有的飛行控制律設(shè)計(jì)方法，難以滿足該類型無人機(jī)對穩(wěn)定性、魯棒性和性能指標(biāo)等方面的要求，需綜合考慮氣動布局、結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和功能用途等方面的因素，設(shè)計(jì)適合的飛行控制律以及相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)方法，以提高十字翼布局無人機(jī)的飛行品質(zhì)。

由于飛行控制系統(tǒng)的實(shí)物實(shí)驗(yàn)代價(jià)高昂，半實(shí)物仿真是該無人機(jī)控制系統(tǒng)研制過程中必不可少的環(huán)節(jié)，是提高該無人機(jī)飛行品質(zhì)的重要途徑。與傳統(tǒng)的數(shù)字仿真系統(tǒng)相比，半實(shí)物仿真將實(shí)物直接接入仿真回路，提高仿真系統(tǒng)的開效率和系統(tǒng)的仿真精度，具有可控性、可重復(fù)性和無破壞性，便于采集實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，節(jié)省研制經(jīng)費(fèi)，縮短研制周期。本文就該無人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)加以探討。

1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方案

半實(shí)物仿真系統(tǒng)主要由仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)、環(huán)境模擬設(shè)備和接口設(shè)備組成[3]，半實(shí)物仿真平臺的原理組成框圖如圖2所示。

仿真計(jì)算機(jī)主要用來實(shí)時(shí)計(jì)算無人機(jī)動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程，解算出無人機(jī)的飛行姿態(tài)，其輸出的驅(qū)動信號經(jīng)接口變換后驅(qū)動三軸轉(zhuǎn)臺，復(fù)現(xiàn)無人機(jī)的偏航、俯仰和滾動三個(gè)飛行姿態(tài)，使安裝在轉(zhuǎn)臺上的飛行控制系統(tǒng)可以感受與實(shí)際飛行相同的無人機(jī)姿態(tài)。飛行控制系統(tǒng)的控制信號通過接口設(shè)備上傳到仿真計(jì)算機(jī)，其中GPS、線加速度計(jì)等較難采用物理的方式連到系統(tǒng)中，只能通過仿真計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)字仿真，整個(gè)仿真系統(tǒng)構(gòu)成一個(gè)閉環(huán)系統(tǒng)。

1.1 仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)

仿真計(jì)算機(jī)是半實(shí)物仿真系統(tǒng)的核心，主要進(jìn)行飛行動力學(xué)方程求解和無人機(jī)各種實(shí)際飛行環(huán)境的模擬，要求仿真計(jì)算機(jī)應(yīng)具有實(shí)時(shí)性、精確性和靈活性等特性。

由于半實(shí)物仿真系統(tǒng)對速度的要求很高，一臺計(jì)算機(jī)在一個(gè)采樣周期中，無法完成全部計(jì)算的問題。本半實(shí)物仿真機(jī)由兩部分組成，其中一臺作為仿真主控機(jī)，另一臺作為仿真測控機(jī)。仿真主控機(jī)用于飛行動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程求解，使用Intel X86的CPU和Windows操作系統(tǒng)。仿真測控機(jī)用于發(fā)送和接收遙控遙測信號，同時(shí)用來進(jìn)行實(shí)時(shí)仿真圖形的顯示，使用工控機(jī)。仿真主控機(jī)和仿真測控機(jī)之間通過以太網(wǎng)連接，實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)的傳輸以及信息之間的交互。

1.2 環(huán)境模擬設(shè)備

環(huán)境模擬設(shè)備主要是指三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺[4]。本文設(shè)計(jì)的小型無人機(jī)三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺尺寸較小，負(fù)載重量輕，對剛度要求不是很高?？蚣茉O(shè)計(jì)主要遵循提高精度，減小轉(zhuǎn)動慣量的原則，因此，采用立式轉(zhuǎn)臺框架結(jié)構(gòu)，外環(huán)為音叉型結(jié)構(gòu)，中環(huán)為封閉的O型結(jié)構(gòu)，內(nèi)環(huán)為平面載物臺結(jié)構(gòu)，如圖3所示。進(jìn)行仿真試驗(yàn)時(shí)，轉(zhuǎn)臺的外框架負(fù)責(zé)無人機(jī)偏航姿態(tài)模擬，中框架負(fù)責(zé)無人機(jī)的俯仰姿態(tài)模擬，內(nèi)框架負(fù)責(zé)無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)模擬。仿真計(jì)算機(jī)給出的控制指令經(jīng)過伺服控制卡校正后，送入內(nèi)環(huán)驅(qū)動控制器，由內(nèi)環(huán)電機(jī)驅(qū)動控制器放大后驅(qū)動轉(zhuǎn)臺軸承。在內(nèi)框上安裝測速機(jī)和光電碼盤，可測出與實(shí)際飛行中相同的角運(yùn)動，再送入主控計(jì)算機(jī)，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。三個(gè)框架的轉(zhuǎn)角和轉(zhuǎn)速對應(yīng)于上述三個(gè)姿態(tài)角運(yùn)動，通過三個(gè)框架的組合運(yùn)動，復(fù)現(xiàn)無人機(jī)在空中的角運(yùn)動。

1.3 接口設(shè)備

仿真計(jì)算機(jī)輸出的驅(qū)動信號經(jīng)接口變換后驅(qū)動三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺，接口設(shè)備同時(shí)將實(shí)物系統(tǒng)的控制信號上傳到仿真計(jì)算機(jī)。如圖4所示，仿真計(jì)算機(jī)通過串口通信將控制信號傳輸?shù)桨l(fā)射接收模塊，控制信號通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到轉(zhuǎn)臺伺服控制系統(tǒng)。伺服放大器通過PWM脈寬調(diào)制方式來驅(qū)動伺服電機(jī)轉(zhuǎn)動，電機(jī)驅(qū)動電流和PWM功率放大器構(gòu)成電流反饋，以改善步進(jìn)電機(jī)的動態(tài)品質(zhì)。測速機(jī)信號經(jīng)處理后反饋到速度控制器，構(gòu)成速度反饋，以改善轉(zhuǎn)臺系統(tǒng)的動態(tài)性能、低速性能和非線性影響。光電碼盤產(chǎn)生與轉(zhuǎn)臺軸角位移相關(guān)的正交脈沖信號，通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到仿真計(jì)算機(jī)，仿真計(jì)算機(jī)經(jīng)計(jì)算處理后產(chǎn)生的位移誤差碼，經(jīng)過控制算法校正處理后發(fā)送到轉(zhuǎn)臺控制系統(tǒng)，構(gòu)成位置反饋，以保證實(shí)驗(yàn)精度要求的實(shí)現(xiàn)。

2 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)方案

根據(jù)半實(shí)物仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)中仿真主控機(jī)和仿真測控機(jī)所運(yùn)行任務(wù)的不同，分別設(shè)計(jì)軟件。

3 半實(shí)物仿真結(jié)果

通過建立的十字翼布局無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型，對該無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)懸停階段進(jìn)行了半實(shí)物仿真試驗(yàn)，驗(yàn)證小擾動分析方法和經(jīng)典控制律設(shè)計(jì)方法在十字翼布局無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的有效性和控制律設(shè)計(jì)的正確性[6?7]。設(shè)定該無人機(jī)在80 m的高度空中懸停，初始擾動：滾轉(zhuǎn)角[Δφ0=10°，]縱向角/橫向角[Δθ0=10°]（與垂直面的夾角），高度[Δh0=80 m。]階躍響應(yīng)分別如圖5所示。

由半實(shí)物仿真結(jié)果看出，在加入各擾動量后，該無人機(jī)能較快地恢復(fù)初始姿態(tài)，在80 m的空中穩(wěn)定懸停，系統(tǒng)狀態(tài)量的變化滿足飛行品質(zhì)要求。

4 結(jié) 語

由半實(shí)物仿真結(jié)果看出：所進(jìn)行的仿真實(shí)驗(yàn)具有較高的可置信度，能夠滿足十字翼布局無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)研制的需要。在其他無人機(jī)的研制中，可以通過修改無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型、控制律和控制參數(shù)等進(jìn)行仿真。

參考文獻(xiàn)

[1] LIPERA L. The micro craft iSTAR micro air vehicle： control system design and testing [C]// Proceedings of 57th AHS International Annual Forum. Washington DC： AHS， 2001： 1?11.

[2] KIM G， YOON K， PARK H， et al. Manufacturing and performance test of rotary wing?type micro aerial vehicle [C]// Proceedings of AIAA 3rd Unmanned Unlimited Technical Conference，Workshop and Exhibit. Chicago， Illinois： AIAA， 2004： 2?4.

[3] 孟秀云，丁艷，賈慶忠，等.半實(shí)物仿真[M].北京：國防工業(yè)出版社，2013.

[4] 馮清秀.機(jī)電傳動控制[M].武漢：華中科技大學(xué)出版社，2011.

[5] 張文波.Visual C++程序設(shè)計(jì)[M].北京：清華大學(xué)出版社，2010.

[6] 陳延楠.飛機(jī)飛行性能品質(zhì)與控制[M].北京：國防工業(yè)出版社，2010.

[7] 劉金琨.先進(jìn)PID控制Matlab仿真[M].北京：電子工業(yè)出版社，2010.