基于DSP和FPGA的無人直升機飛行控制系統(tǒng)

江 濤，吳愛國，郭潤夏，崔 巍，張 潔

（1.天津大學(xué) 電氣與自動化工程學(xué)院，天津300072；2.中國民航大學(xué) 航空自動化學(xué)院，天津300300）

0 引 言

相較于簡單的PID 控制，先進(jìn)飛行控制算法 （如非線性控制、智能控制等）考慮了無人直升機強耦合、非線性、時變的特點，能提高無人直升機的飛行性能、抗擾性和可靠性［1－3］。為了實現(xiàn)涉及復(fù)雜計算的先進(jìn)飛行控制算法，本文設(shè)計出基于DSP和FPGA 的無人直升機飛行控制系統(tǒng)。

與通用型嵌入式微處理器相比，DSP采用了獨特的體系結(jié)構(gòu)，具備硬件乘法器、哈佛結(jié)構(gòu)并提供獨立的雙總線結(jié)構(gòu)，因此它具有很強的數(shù)字信號處理能力，可用于實現(xiàn)復(fù)雜的控制算法［4，5］。然而，DSP采集、處理傳感器信息，生成舵機驅(qū)動信號，并無優(yōu)勢，反而會影響控制的實時性，而FPGA的突出特點是超高速和并行性［6，7］，可并發(fā)地生成舵機驅(qū)動信號，采集、處理多個傳感器的信息，具有很好的實時性。所設(shè)計系統(tǒng)結(jié)合DSP和FPGA的優(yōu)點，實現(xiàn)了合理的任務(wù)分配，具有計算能力強、實時性好、靈活度高的特點，為實現(xiàn)無人直升機的先進(jìn)控制算法提供了良好的硬件基礎(chǔ)。

1 飛行控制系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計

如圖1所示，無人直升機飛行控制系統(tǒng)的核心是飛行控制器。以飛行控制器為基礎(chǔ)，增加各類機載設(shè)備和模型直升機即構(gòu)成無人直升機飛行控制系統(tǒng)。

圖1 無人直升機飛行控制系統(tǒng)架構(gòu)

飛行控制器的主控芯片采用TI 公司的DSP 芯片TMS320F28335 和 Altera 公司的 FPGA 芯片EP3C16E144I7。TMS320F28335 是浮點型 DSP，具 備150M 的高速處理能力［8，9］，可高效地實現(xiàn)包含大量浮點數(shù)運算的飛行控制算法。EP3C16E144I7 具有豐富資源：15408個LE （邏輯單元），85個用戶可使用I／O 口，516096位的內(nèi)部存儲器資源。因此它可靈活配置一定數(shù)量的UART 接口、SPI接口等硬件功能模塊，與各類底層設(shè)備進(jìn)行有效的數(shù)據(jù)通訊。

飛行控制器中，DSP是主控芯片，它通過外部存儲器接口訪問FPGA 內(nèi)雙口RAM。DSP僅需簡單地讀寫雙口RAM 內(nèi)的寄存器即可獲取傳感器信息、操縱舵機以及與地面站通信。因此DSP可將大部分運行時間用于飛行控制算法，保證控制實時性不受底層驅(qū)動程序影響。

FPGA作為DSP的協(xié)處理器，處于DSP和底層設(shè)備之間，簡化了DSP和底層設(shè)備的交互作用過程。這具體表現(xiàn)為：①FPGA從IMU （慣性測量模塊）、GPS和氣壓高度計分別獲取無人直升機的姿態(tài)、經(jīng)緯度和高度信息，然后存入雙口RAM 供DSP讀?。虎贔PGA通過無線電接收機獲取遙控器信息；③FPGA根據(jù)飛行模式、遙控器信息和DSP內(nèi)控制算法生成的舵機控制量，產(chǎn)生舵機的PWM 驅(qū)動信號，實現(xiàn)無人直升機的飛行控制；④FPGA 通過無線模塊與地面站進(jìn)行數(shù)據(jù)通信，以實現(xiàn)地面站對無人直升機的監(jiān)控。

綜上所述，飛行控制系統(tǒng)中DSP 主要用于實現(xiàn)飛行控制算法，F(xiàn)PGA 協(xié)助DSP高效地操縱底層設(shè)備。這種分工合作考慮DSP和FPGA 各自的特點，使二者各盡其長，充分實現(xiàn)資源利用最大化。

2 飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計

飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計包括地面站、FPGA 和DSP 這3部分。地面站監(jiān)控軟件負(fù)責(zé)發(fā)布命令至飛行控制器，還用于接收、顯示并保存來自飛行控制器的飛行信息。以下重點介紹FPGA 和DSP的軟件設(shè)計。

2.1 FPGA軟件設(shè)計

FPGA 的最大特點是并行性。如圖2所示，本文將FPGA 軟件設(shè)計為互相影響、并發(fā)執(zhí)行的幾個功能模塊：姿態(tài)采集模塊、經(jīng)緯度采集模塊、高度采集模塊、PWM 模塊、地面站通信模塊以及頂層控制模塊。

圖2 FPGA 軟件中各功能模塊連接及對外引腳

由于各模塊并發(fā)運行，系統(tǒng)的運行速度不受底層設(shè)備的數(shù)量影響，因而具有很好的實時性。各模塊的功能及實現(xiàn)細(xì)節(jié)如下所述。

2.1.1 姿態(tài)采集模塊

姿態(tài)采集模塊通過UART 接口從IMU （慣性測量單元）采集無人直升機的姿態(tài)信息。本系統(tǒng)所選IMU 由荷蘭Xsens Technologies B.V.公司制造，其采樣周期可設(shè)置。為保證采樣精度，將IMU 采樣周期設(shè)置為舵機工作周期（22ms）的一半 （11ms）。IMU 每隔11ms向FPGA 發(fā)送一個姿態(tài)幀，姿態(tài)幀依次包括幀頭、橫滾角、俯仰角、偏航角和校驗和。一個舵機工作周期內(nèi)，姿態(tài)采集模塊可接收兩組姿態(tài)角數(shù)據(jù)并進(jìn)行平均濾波，然后向頂層控制模塊發(fā)送姿態(tài)更新請求。

2.1.2 經(jīng)緯度采集模塊

經(jīng)緯度采集模塊通過UART 接口從GPS采集無人直升機所處的經(jīng)緯度。經(jīng)緯度采集模塊和GPS按照NMEA0183協(xié)議進(jìn)行通信。NMEA 0183定義了很多語句，經(jīng)緯度采集模塊僅接受GPRMC語句。

GPRMC語句中經(jīng)緯度以字符串表示，飛行控制算法卻需要浮點數(shù)表示的經(jīng)緯度。因此經(jīng)緯度采集模塊接收到GPRMC語句后，先分離出經(jīng)緯度字符串，然后將其轉(zhuǎn)化為對應(yīng)的浮點數(shù)，最后向高度采集模塊發(fā)送高度采集通知。

2.1.3 高度采集模塊

標(biāo)準(zhǔn)海平面附近，大氣壓和海拔高度近似呈線性關(guān)系，即大氣壓每下降1hPa，海拔高度就升高8.43m［10，11］。因此高度采集模塊通過SPI接口從氣壓高度計采集大氣壓，再采用線性變換將其換算成無人直升機所處高度。

由于溫度影響壓力的測量，本系統(tǒng)所選氣壓高度計MS5611－01BA03同時具備壓力和溫度傳感器，以實現(xiàn)壓力測量的溫度補償。

經(jīng)緯度和高度同屬無人直升機的位置信息，因此它們的采集過程應(yīng)該同步。高度采集模塊從經(jīng)緯度采集模塊接收到高度采集通知后，讀取大氣壓和溫度測量值并對大氣壓測量值進(jìn)行溫度補償，然后將大氣壓變換為無人直升機的高度，最后向頂層控制模塊發(fā)送位置更新請求。

2.1.4 PWM 模塊

PWM 模塊從頂層控制模塊獲取飛行模式和舵機控制量，從無線電接收機獲取遙控器信息，并根據(jù)飛行模式、舵機控制量和遙控器信息產(chǎn)生舵機的PWM 驅(qū)動信號，實現(xiàn)無人直升機的飛行控制。

PWM 模塊根據(jù)飛行模式選擇PWM 信號生成策略。本系統(tǒng)具有手動、姿態(tài)和位置3種飛行模式。手動模式下，所有PWM 驅(qū)動信號的脈寬由遙控器信息決定。姿態(tài)模式下，對于總距舵機和油門舵機的PWM 驅(qū)動信號，其脈寬由遙控器信息決定；對于縱向變距舵機、橫向變距舵機和尾槳舵機的PWM 驅(qū)動信號，其脈寬由舵機控制量決定。位置模式下，所有PWM 驅(qū)動信號的脈寬由舵機控制量決定。

2.1.5 地面站通信模塊

地面站通信模塊在頂層控制模塊的控制下，通過無線模塊與地面站進(jìn)行數(shù)據(jù)通信，以實現(xiàn)地面站對無人直升機的監(jiān)控。這具體表現(xiàn)為：①為使地面站能監(jiān)視無人直升機，地面站通信模塊接收到頂層控制模塊的飛行信息上傳命令后，會將無人直升機姿態(tài)、所處經(jīng)緯度和高度以及舵機控制量等發(fā)送至地面站；②為使地面站能控制無人直升機，地面站通信模塊接收地面站發(fā)送的飛行模式切換、姿態(tài)給定或者位置給定命令字，然后向頂層控制模塊發(fā)送命令字處理請求。

2.1.6 頂層控制模塊

頂層控制模塊處于各模塊之間，協(xié)調(diào)它們有序工作，實現(xiàn)它們和DSP之間的信息傳遞。頂層控制模塊的工作流程如圖3所示。

圖3 頂層控制模塊的流程

為了實現(xiàn)信息傳遞，F(xiàn)PGA 內(nèi)設(shè)置雙口RAM 以保存需要傳遞的信息。該雙口RAM 的容量為256×16位，被映射至DSP的地址空間，可由DSP和頂層控制模塊讀寫。

如圖3所示，頂層控制模塊通過雙口RAM 實現(xiàn)的信息傳遞過程有如下幾類：

（1）姿態(tài)信息傳遞：頂層控制模塊接收到姿態(tài)更新請求后，將姿態(tài)采集模塊采集的姿態(tài)信息寫入雙口RAM，然后通知DSP讀取已更新的姿態(tài)信息。

（2）位置信息傳遞：頂層控制模塊接收到位置更新請求后，將經(jīng)緯度采集模塊采集的經(jīng)緯度信息和高度采集模塊采集的高度信息寫入雙口RAM，然后通知DSP 讀取已更新的位置信息。

（3）舵機控制信息：DSP 將保存在雙口RAM 內(nèi)的舵機控制量更新后，頂層控制模塊從雙口RAM 內(nèi)讀取飛行模式和舵機控制量，再將它們下發(fā)至PWM 模塊。

（4）飛行信息傳遞：DSP 將保存于雙口RAM 內(nèi)的舵機控制量更新后，頂層控制模塊將姿態(tài)信息、位置信息、舵機控制量等飛行信息和飛行信息上傳命令下發(fā)至地面站通信模塊。

（5）命令信息傳遞：頂層控制模塊接收到命令字處理請求后，從地面站通信模塊獲取命令字，根據(jù)命令字類型修改保存在雙口RAM 內(nèi)的飛行模式、姿態(tài)給定和位置給定。

2.2 DSP軟件設(shè)計

DSP軟件主要實現(xiàn)無人直升機的姿態(tài)控制算法和位置控制算法。如圖4所示，DSP軟件主要包括DSP時鐘初始化、看門狗初始化、外部存儲器接口初始化以及主循環(huán)。

圖4 DSP軟件的流程

主循環(huán)根據(jù)飛行模式選擇控制策略。手動模式下，任何控制算法都不執(zhí)行，無人直升機的飛行由遙控器控制。姿態(tài)模式下，僅姿態(tài)控制算法執(zhí)行，無人直升機的飛行姿態(tài)由姿態(tài)控制算法控制。位置模式下，姿態(tài)控制算法和位置控制算法都執(zhí)行，無人直升機的飛行姿態(tài)和位置分別由姿態(tài)控制算法和位置控制算法控制。

從DSP軟件流程可知，由于FPGA 的協(xié)助，DSP無需實現(xiàn)簡單繁瑣的設(shè)備驅(qū)動程序，只需簡單地讀寫FPGA 內(nèi)雙口RAM，即可獲取姿態(tài)和位置等信息，更新舵機控制量。這大大減少了DSP操縱底層設(shè)備的時間開銷，使DSP有足夠的CPU 時間用于控制算法。

3 試飛實驗

實現(xiàn)先進(jìn)的飛行控制算法不僅需要良好的硬件基礎(chǔ)，還需對控制理論有深入研究。由于控制理論水平的限制，本實驗DSP內(nèi)姿態(tài)控制算法仍采用PID 控制。實驗前將橫滾角、俯仰角和偏航角的給定設(shè)為0。手動模式下，通過遙控器操縱直升機起飛并使其水平懸停。然后將系統(tǒng)切入姿態(tài)模式，進(jìn)行無人直升機的姿態(tài)控制實驗。實驗完成后，地面站保存的姿態(tài)數(shù)據(jù)如圖5、圖6和圖7所示。

圖5 橫滾角試飛數(shù)據(jù)

圖6 俯仰角試飛數(shù)據(jù)

圖7 偏航角試飛數(shù)據(jù)

圖5、圖6和圖7中出現(xiàn)的姿態(tài)角突變由機體震動等因素引起，其幅值并不大，在可接受范圍內(nèi)。實驗結(jié)果表明，所設(shè)計飛行控制系統(tǒng)能將無人直升機的3個姿態(tài)角控制在0度附近；其中，俯仰角和滾轉(zhuǎn)角的控制效果最好，偏航角的控制效果差一些。這驗證了設(shè)計方案的有效性。

4 結(jié)束語

為實現(xiàn)先進(jìn)飛行控制算法，本文設(shè)計了基于DSP 和FPGA 的無人直升機飛行控制系統(tǒng)。DSP 的數(shù)字信號處理能力強，主要實現(xiàn)復(fù)雜的飛行控制算法。FPGA 的突出特點是高速性和并行性，主要實現(xiàn)簡單繁瑣的設(shè)備驅(qū)動程序，協(xié)助DSP高效地操縱底層設(shè)備。由于雙核架構(gòu)和合理的任務(wù)分配，所設(shè)計系統(tǒng)與傳統(tǒng)的單核飛行控制系統(tǒng)相比，計算能力更強、實時性更好、靈活性更高，為實現(xiàn)先進(jìn)飛行控制算法提供了良好的硬件基礎(chǔ)。

本文受控制理論水平的限制，僅采用傳統(tǒng)的PID 控制進(jìn)行了姿態(tài)控制的試飛實驗，驗證了設(shè)計方案的有效性。因此下一步研究的重點是研究可行的先進(jìn)飛行控制算法，然后將其在所設(shè)計系統(tǒng)上實現(xiàn)并進(jìn)行實驗驗證。

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