康海,趙坤,劉書林

（西安航空學(xué)院 陜西 西安 710077）

基于MPU6050模塊的飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)設(shè)計(jì)

康海,趙坤,劉書林

（西安航空學(xué)院 陜西 西安 710077）

為了實(shí)現(xiàn)對(duì)固體燃料低空模型火箭飛行姿態(tài)自動(dòng)記錄的需求，提出了一種基于MPU6050模塊的飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，并完成系統(tǒng)的軟硬件設(shè)計(jì)。該系統(tǒng)的硬件部分主要用來(lái)采集加速度模擬量并進(jìn)行存儲(chǔ)，軟件部分采用C語(yǔ)言進(jìn)行編程，完成數(shù)據(jù)讀寫和上傳，數(shù)據(jù)處理借助上位機(jī)軟件進(jìn)行，還原實(shí)際飛行姿態(tài)。實(shí)際應(yīng)用表明，該系統(tǒng)具有成本低廉、靈敏度高的特點(diǎn)，達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。

傳感器；加速度；自動(dòng)記錄；單片機(jī)

固體燃料低空模型火箭在發(fā)射原理和氣動(dòng)結(jié)構(gòu)上都與實(shí)用探空火箭一致，同時(shí)具備重量輕、安全性高和價(jià)格相對(duì)低廉的特點(diǎn)，因此在本科教學(xué)及學(xué)科競(jìng)賽中被廣泛使用[1]。目前的固體燃料低空模型火箭（以下簡(jiǎn)稱模型火箭）受到成本和運(yùn)載能力的限制并未加裝任何傳感器，對(duì)于模型火箭發(fā)射后的飛行姿態(tài)大都通過(guò)視頻的方式記錄，但是受到模型火箭飛行速度快、拍攝視角固定等問(wèn)題的限制，傳統(tǒng)的飛行姿態(tài)記錄方式效果并不理想，所得結(jié)果也缺乏進(jìn)一步討論的價(jià)值，缺少量化的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)也制約了模型火箭本身的改進(jìn)和發(fā)展?？梢娫O(shè)計(jì)出一種可量化的飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)非常有必要。

MPU6050模塊有著高速、精確的加速度采集能力，提供SPI和IIC兩種通訊方案，能夠根據(jù)系統(tǒng)程序指令，同時(shí)進(jìn)行線加速度和角加速度的采集工作；M24C08芯片可以存儲(chǔ)1024字節(jié)數(shù)據(jù)，支持IIC通訊協(xié)議，具有體積小、重量輕、數(shù)據(jù)穩(wěn)定性強(qiáng)的特點(diǎn)；單片機(jī)以其較高的靈活性和穩(wěn)定性廣泛應(yīng)用在自動(dòng)控制系統(tǒng)中。本系統(tǒng)既是三者的結(jié)合，由傳感器、存儲(chǔ)器和單片機(jī)部分構(gòu)成，對(duì)固體燃料低空模型火箭飛行過(guò)程中的加速度進(jìn)行實(shí)時(shí)采集和記錄，箭體返回后，配合上位機(jī)數(shù)據(jù)處理軟件，對(duì)加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，最終還原出模型火箭的真實(shí)飛行姿態(tài)[2]。

1 系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)及功能描述

系統(tǒng)以STC89C52RC單片機(jī)為主控芯片，結(jié)合MPU6050模塊和M24C08芯片，可對(duì)模型火箭飛行中的加速度進(jìn)行實(shí)時(shí)采集并存儲(chǔ)，模型火箭回收后通過(guò)串口通訊將數(shù)據(jù)傳遞給上位機(jī)，并在相關(guān)軟件的輔助下進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，最終還原出模型火箭實(shí)際飛行姿態(tài)。MPU6050模塊解決了模型火箭高速飛行過(guò)程中加速度數(shù)字化的問(wèn)題，并且具有采集速度快、精度高和可編程控制的特點(diǎn)，M24C08芯片具有支持IIC協(xié)議、重量輕和數(shù)據(jù)穩(wěn)定性強(qiáng)的特點(diǎn)，雖然存儲(chǔ)容量較小，但鑒于模型火箭滯空時(shí)間短的特點(diǎn)，其數(shù)據(jù)存儲(chǔ)容量能夠滿足需求。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示，本系統(tǒng)選擇STC89C52RC單片機(jī)為IIC通訊的主機(jī)，所有對(duì)話由單片機(jī)發(fā)起，單片機(jī)按照固定時(shí)間間隔詢問(wèn)MPU6050模塊模型火箭實(shí)時(shí)加速度情況，MPU6050做出應(yīng)答后單片機(jī)向M24C08芯片發(fā)起對(duì)話，要求M24C08芯片記錄當(dāng)前加速度數(shù)值[3]。以上周期性采樣從模型火箭點(diǎn)火開始到飛行完成降落傘開啟結(jié)束不間斷進(jìn)行，模型火箭回收后，進(jìn)行數(shù)據(jù)上傳和處理工作。

2 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

MPU6050模塊、STC89C52RC單片機(jī)與M24C08芯片之間采用IIC通訊，其電路圖如圖2所示。本系統(tǒng)設(shè)定只有STC89C52RC單片機(jī)可以發(fā)起對(duì)話，其余原件只能做出應(yīng)答，其中STC89C52RC單片機(jī)的P1.2管腳與IIC通訊線路的時(shí)鐘線（SCL）連接，P1.3管腳與數(shù)據(jù)線（SDA）連接，程序根據(jù)邏輯需要按照IIC通訊協(xié)議控制時(shí)鐘線和數(shù)據(jù)線的電平變化，以發(fā)起所需對(duì)話。MPU6050模塊和M24C08芯片都支持IIC通訊，分別將其時(shí)鐘管腳和數(shù)據(jù)管腳與通訊線路的相應(yīng)管腳相連接，連接完成后的IIC通訊線路即可實(shí)現(xiàn)主從之間的問(wèn)答式通訊[4]。

圖1 系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structure diagram of the color change identification system

圖2 IIC通訊電路圖Fig.2 Circuit diagram of the IIC

實(shí)際使用中為了提高采集可靠性，在火箭放飛過(guò)程中單片機(jī)只固化采集存儲(chǔ)程序，待模型火箭回收后重新給單片機(jī)固化相應(yīng)的數(shù)據(jù)讀取程序，數(shù)據(jù)才能被傳遞給上位機(jī)，但程序反復(fù)固化操作中往往會(huì)出現(xiàn)人員誤操作，引起M24C08芯片中的數(shù)據(jù)損壞，導(dǎo)致整個(gè)放飛失去意義，因此在M24C08的數(shù)據(jù)管腳設(shè)計(jì)了保護(hù)跳線，模型火箭回收后斷開保護(hù)跳線，待確認(rèn)程序固化正確后接通跳線，上傳數(shù)據(jù)。

MPU6050模塊是以MPU6050芯片為核心配合必要的外圍器件形成的加速度測(cè)量模塊。其中MPU6050芯片整合了3軸陀螺儀和3軸線加速度計(jì)，極大的減小了包裝空間，同時(shí)避免了加速度計(jì)和陀螺儀組合時(shí)的軸間差問(wèn)題，并能夠以400 kHz的速度提供16位精度的加速度數(shù)據(jù)。由于芯片本身對(duì)于外圍器件要求較高，因此本系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)中選用了MPU6050模塊，保證了數(shù)據(jù)的可靠性。在裝配中采取模塊與主板層疊的安裝方式，進(jìn)一步減小了整個(gè)系統(tǒng)的體積，系統(tǒng)實(shí)物圖如圖3所示。

圖3 系統(tǒng)實(shí)物圖Fig.3 Physical map of the flight attitude recording system

3 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)及數(shù)據(jù)處理

系統(tǒng)程序設(shè)計(jì)包括數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)和數(shù)據(jù)讀取上傳兩部分構(gòu)成，為了提高系統(tǒng)的可靠性，兩部分程序不同時(shí)固化在單片機(jī)中，在模型火箭發(fā)射時(shí)固化數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)程序，模型火箭回收后固化數(shù)據(jù)讀取上傳程序。數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)程序每隔0.1 s采集一組模型火箭加速度值，并存儲(chǔ)到M24C08芯片中，雖然MPU6050可以提供16位精度數(shù)據(jù)，但低八位數(shù)據(jù)抖動(dòng)嚴(yán)重，所以系統(tǒng)只記錄高8位數(shù)據(jù)，這樣M24C08芯片可以記錄170組（每組6個(gè)）加速度數(shù)據(jù)，記錄持續(xù)時(shí)間為17 s。模型火箭點(diǎn)火延時(shí)2 s，導(dǎo)軌飛行1秒，滯空飛行14 s，數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)程序工作時(shí)間可對(duì)3個(gè)過(guò)程實(shí)現(xiàn)完全覆蓋[5]。數(shù)據(jù)讀取上傳程序讀取M24C08中的數(shù)據(jù)并以串口通訊方式傳遞給上位機(jī)。

數(shù)據(jù)處理分為數(shù)據(jù)接收、數(shù)據(jù)預(yù)處理和姿態(tài)還原3個(gè)部分，數(shù)據(jù)接收部分利用串口助手軟件接收下位機(jī)上傳的數(shù)據(jù)，同時(shí)將八進(jìn)制數(shù)轉(zhuǎn)換為十進(jìn)制。數(shù)據(jù)預(yù)處理主要是對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行定性分析：出現(xiàn)角加速度不為零的情況說(shuō)明模型火箭飛行中出現(xiàn)旋轉(zhuǎn)；前2 s（模型火箭靜止?fàn)顟B(tài)）出現(xiàn)X/Y軸線加速度不為零說(shuō)明發(fā)射架水平度不符合要求；第3 s（模型火箭導(dǎo)軌飛行）開始出現(xiàn)X/Y軸線加速度不為零說(shuō)明導(dǎo)軌裝配出現(xiàn)問(wèn)題[6]。在數(shù)據(jù)預(yù)處理階段未發(fā)現(xiàn)上述問(wèn)題則進(jìn)入姿態(tài)還原階段，該階段借助Matlab軟件對(duì)X/Y/Z三軸線加速度進(jìn)行計(jì)算，還原模型火箭飛行姿態(tài)，算法公式如圖4所示。

圖4 算法公式圖Fig.4 Diagram of the algorithm formula

4 實(shí)驗(yàn)應(yīng)用

飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)可靠性驗(yàn)證。在該測(cè)試階段，系統(tǒng)被安裝在5軸數(shù)控機(jī)床工作臺(tái)上，通過(guò)數(shù)控程序指揮工作臺(tái)改變姿態(tài)，由系統(tǒng)采集并記錄相關(guān)數(shù)據(jù)，之后將數(shù)據(jù)上傳給上位機(jī)進(jìn)行處理，還原出工作臺(tái)的姿態(tài)變化，與實(shí)際工作臺(tái)姿態(tài)變化進(jìn)行對(duì)比。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明系統(tǒng)記錄的工作平臺(tái)姿態(tài)與實(shí)際姿態(tài)一致。

飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)與模型火箭聯(lián)合搭載實(shí)驗(yàn)。在該測(cè)試階段，將系統(tǒng)搭載到模型火箭中，搭載系統(tǒng)的模型火箭如圖5所示。對(duì)搭載記錄系統(tǒng)的火箭進(jìn)行全流程的發(fā)射、回收實(shí)驗(yàn)，并對(duì)系統(tǒng)記錄的數(shù)據(jù)進(jìn)行上傳、處理，以檢驗(yàn)系統(tǒng)實(shí)際使用中的表現(xiàn)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定，數(shù)據(jù)記錄正常。

圖5 模型火箭實(shí)物圖Fig.5 Physical map of the model rocket

5 結(jié)論

該飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)采用高精度的加速度傳感器和成熟可靠的存儲(chǔ)器，配合穩(wěn)定的主控芯片為硬件平臺(tái)，軟件設(shè)計(jì)采用不同種類功能分步固化的思想，避免了誤操作帶來(lái)的數(shù)據(jù)損壞，分析程序借助串口助手和Matlab軟件，解決了飛行姿態(tài)還原的問(wèn)題。該飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)已在日常本科教學(xué)和競(jìng)賽中服役，實(shí)際應(yīng)用表明該飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)具有測(cè)試準(zhǔn)確、穩(wěn)定可靠、成本低廉等特點(diǎn)，達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。

[1]姜秀杰,劉波,于世強(qiáng),等.探空火箭的發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢(shì)[J].科技導(dǎo)報(bào),2009(27):101-110.JIANG Xiu-jie,LIU Bo,YU Shi-qiang,et al.Development status and trend of sounding rocket[J].Science&Technology Review,2009(27):101-110.

[2]段洪君,史小平.撲翼微型飛行器飛行姿態(tài)模型研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),2007(8):84-86.DUAN Hong-jun,SHI Xiao-ping.A study on flight attitude model flapping wing micro air vehicle[J].Journal of Aerospace Power,2007(8):84-86.

[3]凌六一,伍龍.基于軟件模擬的51單片機(jī)IIC總線的實(shí)現(xiàn)[J].電子技術(shù),2004(5):13-16.LING Liu-yi,WU Long.51 SCM IIC Bus Based on Software Simulation[J].Electronic Technology,2004(5):13-16.

[4]王輝平,吳璟宇,康惠駿.基于IIC總線數(shù)字收音機(jī)的控制實(shí)現(xiàn)[J].儀表技術(shù),2008(11):56-58.WANG Hui-ping,WU Jing-yu,KANG Hui-jun.Realization of digital radio control based on IIC bus[J].Instrumentation Technology,2008(11):56-58.

[5]張志科,鄭永成.數(shù)據(jù)存儲(chǔ)與24C08應(yīng)用實(shí)踐[J].電子技術(shù), 2009(6):1-5.ZHANG Zhi-ke,ZHENG Yong-cheng.The data storage and the using practice for 24C08[J].Electronic Technology,2009 (6):1-5.

[6]張風(fēng)玲,汪崢.火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)數(shù)字仿真分析[J].工業(yè)控制計(jì)算機(jī),2014(2):44-47 ZHANG Feng-ling,WANG Zheng.Digital simulation of attitude control system of launch vehicle[J].Industrial Control Computer,2014(2):44-47.

Design of flight attitude recording system based on MPU6050 module

KANG Hai,ZHAO Kun,LIU Shu-lin
（Xi’an Aeronautical University,Xi’an 710077,China）

In order to satisfy the requirement of automatic flight attitude recording of solid fuel model rocket,the design of the flight attitude recording system based on MPU6050 module is designed in this paper.The hardware system is used to collection and storage accelerations.The software system adopts the C language as development environment.The flight attitude recording system can accomplish the flight attitude recording of the model rocket.The experiment and application show that this system has good performance,and achieve the design requirement.

sensor;acceleration;automatic recording;SCM

TP271

A

1674－6236（2015）10-0188-03

2014-09-03 稿件編號(hào)：201409026

康 海(1988—)，男，陜西西安人，碩士,助教。研究方向：機(jī)電一體化。