程榮濤 馬 恒 王榮穎 范松偉

多旋翼式無人飛行器系統(tǒng)設(shè)計研究*

程榮濤1馬 恒2王榮穎2范松偉2

(1.海軍駐武漢四三八廠軍事代表室 武漢 430060)(2.海軍工程大學(xué)導(dǎo)航工程系 武漢 430033)

多旋翼式無人飛行器相對其他飛行器具有能夠垂直起降以及操控簡單等優(yōu)點,在軍事任務(wù)中具有很大的應(yīng)用前景。為此,論文設(shè)計了一種艦用多旋翼無人飛行器系統(tǒng)。首先提出了多旋翼式無人飛行器的設(shè)計指標,然后按照該設(shè)計指標對多旋翼式無人飛行器系統(tǒng)進行總體的設(shè)計,最后通過半實物仿真實驗以及原型樣機飛行試驗,驗證了所設(shè)計系統(tǒng)的可行性。

多旋翼式無人飛行器; 設(shè)計指標; 系統(tǒng)設(shè)計; 飛行試驗

Class Number V249.1

1 引言

無人機的出現(xiàn),為完成作戰(zhàn)人員不易接近或易傷亡的作戰(zhàn)任務(wù)提供了有力的手段[1]。由于多數(shù)艦艇上供飛行器起降作業(yè)區(qū)域小,固定翼飛行器的使用受到限制,難以適應(yīng)實際需要,只有具有垂直起降功能的旋翼式飛行器才能適合小型艦艇搭載使用。直升機類無人機也具有垂直起降功能,但操控較為困難,需要操作手有豐富操作經(jīng)驗,培訓(xùn)時間較長,而多旋翼無人機的操控相對簡單,經(jīng)過較短時間培訓(xùn)人員即可勝任。因此采用微小型多旋翼無人機成為艦用小型飛行器的首選[2～3]。

在已搭載有人直升機的艦艇上,再搭載微小型多旋翼飛行器,既可以作為艦載有人直升機的有效戰(zhàn)斗補充,也可在近距離、超低空、短途和其它直升機不適合完成的航空作業(yè)中使用。同時其低廉的購置成本、飛行成本相對于直升機具有巨大的優(yōu)勢[4]。

綜上所述,在現(xiàn)代復(fù)雜作戰(zhàn)環(huán)境中,為構(gòu)建良好的無人機偵查與作戰(zhàn)系統(tǒng),發(fā)展多旋翼飛行器技術(shù)顯得尤為必要。本文首先分析了艦載多旋翼式無人飛行器的軍事需求,并根據(jù)實際作戰(zhàn)任務(wù)提出了系統(tǒng)的設(shè)計指標,然后分別從動力飛行、遠程無線數(shù)據(jù)和飛行控制等子系統(tǒng)對艦載多旋翼式無人飛行器系統(tǒng)進行了詳細的設(shè)計研究,最后通過半實物仿真實驗和原型樣機飛行試驗,驗證了系統(tǒng)的可靠性。

2 設(shè)計指標

對于本文所研究的艦載需求的小型無人機,最為關(guān)心的是載荷和滯空時間兩個技術(shù)指標。通常期望無人機的載荷盡可能的大,并且滯空時間盡可能的長。但是由于當前的技術(shù)限制和造價限制,在可以接受的造價基礎(chǔ)上,確定了相應(yīng)的技術(shù)指標。同時根據(jù)當前的技術(shù)手段和旋翼式飛行器的工作模式,估算出旋翼式飛行器的部分技術(shù)指標的理論極限值[5～6]。

制約這些技術(shù)指標的主要技術(shù)問題在于三個方面,電池儲能技術(shù)、馬達技術(shù)、機身材料技術(shù)。當前機身材料技術(shù)和馬達技術(shù)基本處于瓶頸狀態(tài),無法有大幅提升的可能,未來有可能大幅提升的技術(shù)只有電池技術(shù),如果電池的能量儲存密度大幅提升,則飛行器的滯空時間則能大量延長。當前的鋰電池的能量儲存密度為150Wh/kg～170Wh/kg,現(xiàn)有小型馬達50%動力有效輸出的效率為8g/w～14g/w左右,拉力從600g～1200g左右,假設(shè)機體質(zhì)量為xkg,電池質(zhì)量為ykg,滯空時間為h小時,采用電池能量儲存密度為160Wh/Kg,馬達50%動力有效輸出的效率為12g/w則各變量應(yīng)符合如下公式：

(1)

整理得

(2)

式中x≥0,y≥0,易知當x=0,y趨近于無窮大時,h存在極限值1.92。

但通常x是無法為零的,根據(jù)實際情況,采用4軸的架構(gòu),為了保證機體的足夠強度,采用碳纖維材料制作,機體的質(zhì)量約為0.5kg,機載必要控制板、各種傳感器、電子調(diào)速器、馬達、槳葉、數(shù)據(jù)鏈、遙控接收機、電纜等設(shè)備的總質(zhì)量約為1kg,即x值為1.5,同時為保證有足夠的升力,假設(shè)單電機的50%動力輸出的拉力為1000g,取y為2.5,則h=1.2,則能夠?qū)崿F(xiàn)的最大的續(xù)航時間約為1h。但由于實際的電池效能和馬達的輸出效率與拉力未必能夠達到理論的標稱值和存在不可避免的損耗,預(yù)計的理論最大續(xù)航時間約為40min。

飛行器的飛行主要動力是馬達和槳葉,要飛行時間長,就需要所選用的馬達能夠有更高的效率。在能夠使用的拉力輸出點,耗費更小能量,才能夠使得飛行器的滯空時間延長。綜合考慮到費效比和實際需求,提出了多旋翼飛行器的技術(shù)指標,如表1所示。

表1 多旋翼無人機技術(shù)指標

3 系統(tǒng)設(shè)計

飛行器主要包括六大子系統(tǒng)[7]：動力飛行子系統(tǒng)、遠程無線數(shù)據(jù)子系統(tǒng)、自動控制與駕駛子系統(tǒng)、地面控制子系統(tǒng)、電源子系統(tǒng)、外掛子系統(tǒng)。其系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖如圖1。由于篇幅有限,本文只對前三個主要的子系統(tǒng)的設(shè)計進行具體的闡述。

圖1 多旋翼無人機系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

3.1 動力飛行子系統(tǒng)

動力飛行子系統(tǒng)主要完成機體的動力提供功能,根據(jù)起飛重量選擇合適的機體架構(gòu),本研究需要一定的載荷能力和續(xù)航能力。綜合情況,機體采用四旋翼的機體結(jié)構(gòu)。機體采用碳纖維材質(zhì)制作,該材料具有比重小、強度大、抗氧化腐蝕性好、價格適中的特點,能夠符合系統(tǒng)對總重量、機體高強度、抗海洋高溫、高濕、高鹽環(huán)境腐蝕等要求。根據(jù)預(yù)計的機體重量,進行推力需求預(yù)估,然后根據(jù)對各型盤式無刷電機輸出功率曲線的對比最終選擇工作電壓為14.8V的恒力W42-25 kv610盤式電機,其搭配合適的1447碳纖維槳葉。

電機馬達是通過三項電信號進行控制的,飛行控制板解算出的控制信號是小信號,無法推動馬達工作,就需要電子調(diào)速器這一設(shè)備接收飛行控制板的控制信號再控制生成大功率動力電供馬達使用。由系統(tǒng)需求,系統(tǒng)采用40A電流400Hz控制頻率的電子調(diào)速器來保證使用。動力部分采用大容量LiPo電池供電,LiPo電池是目前能量密度較高、安全可靠、技術(shù)成熟的電池類型,在各種電動力驅(qū)動領(lǐng)域廣為使用。

3.2 遠程無線數(shù)據(jù)子系統(tǒng)

遠程無線數(shù)據(jù)子系統(tǒng)主要包括：遠程遙控系統(tǒng)、遠程數(shù)據(jù)傳遞系統(tǒng)、遠程圖像傳遞系統(tǒng)。

普通的遙控器的工作距離大多在1km以內(nèi),無法滿足飛行器的遠程飛行控制,因此,選用FUTABA T8FG 2.4G super6208SB型號的遙控器,該遙控器最遠工作距離約為5km。

遠程數(shù)據(jù)傳遞系統(tǒng)(簡稱“數(shù)傳”),主要負責(zé)將飛行器的各種飛行數(shù)據(jù)與地面站系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)傳遞。兩者之間的數(shù)據(jù)傳遞包括飛行器的飛行姿態(tài)、位置、速度、各傳感器數(shù)據(jù)、地面站指令等內(nèi)容。遠程數(shù)據(jù)傳輸選用XBEE數(shù)傳,XBEE模塊是采用ZigBee技術(shù)的無線模塊,通過串口與單片機等設(shè)備間進行通信,能夠非常快速地實現(xiàn)將設(shè)備接入到ZigBee網(wǎng)絡(luò)的目的,輸出功率為250mW。其傳輸距離可最大可達到45km(28英里)(室外空曠距離)以及高達200kbps的傳輸速率。

遠程圖像傳遞系統(tǒng),采用專用的動態(tài)攝像機,外置三防護具,使得攝像機能夠具備防水、抗抖動、抗沖擊的能力,通過遠程圖像傳輸電臺(簡稱“圖傳”)與地面站進行圖像數(shù)據(jù)傳輸。系統(tǒng)采用5.8G的圖像傳輸設(shè)備,發(fā)射功率為2W,能夠滿足飛行器的飛行半徑內(nèi)有效圖像數(shù)據(jù)傳輸。

3.3 飛行控制子系統(tǒng)

飛行控制系統(tǒng)是整個飛行器的關(guān)鍵和靈魂部件,其性能決定了飛行器的最終表現(xiàn)[8]。它實現(xiàn)整個飛行器的無線控制信號接收與發(fā)送、各種機載傳感器的數(shù)據(jù)測量與接收、多傳感器數(shù)據(jù)融合姿態(tài)控制、位置解算與控制、動力輸出控制、各種數(shù)據(jù)監(jiān)控與發(fā)送等各種功能。

通過對多種商業(yè)飛行控制板和開源飛行控制板調(diào)研、分析、總結(jié),自行開發(fā)一套基于ARM處理器的飛行控制板。由于姿態(tài)解算和實時控制需要進行大量的數(shù)值運算,并且要求較高的實時性,因此對CPU的性能有較高的要求。根據(jù)這一需求采用STM32FI03C8T6芯片作為CPU,該芯片是STM32系列32位ARM處理器,采用了最新型的Cortex-M3內(nèi)核,在保證高性能運算的同時,還保持了較低的功耗,而且提供了豐富的片內(nèi)資源,最高提供90MIPS的運算性能,能夠滿足姿態(tài)實時解算的需要。

4 實驗

本文設(shè)計的系統(tǒng)以多種導(dǎo)航傳感器為信息來源,采用改進型的矢量乘性誤差PID跟蹤算法[9],解算出的導(dǎo)航數(shù)據(jù)為控制算法提供所需的導(dǎo)航信息,控制算法主要是采用多級PID與ADRC解耦控制算法[10],分別進行半實物仿真實驗和原型樣機飛行試驗。

4.1 半實物仿真實驗

為驗證算法的可行性同時保障實驗樣機的安全,需先進行半實物仿真,采用autopilot的硬件系統(tǒng),進行相應(yīng)算法的編寫,構(gòu)建硬件在環(huán)仿真系統(tǒng)(hardware in loop system,HILS),仿真環(huán)境搭建如圖2。

圖2 半實物仿真環(huán)境

圖2中,采用FlightGear、Mission Planner和Matlab構(gòu)成軟件仿真環(huán)境,采用兩臺計算機、autopilot飛控、遙控器、數(shù)據(jù)傳輸數(shù)據(jù)鏈構(gòu)成硬件仿真環(huán)境。Matlab提供飛行器的6自由度的非線性模型,FlightGear軟件提供飛行可視化環(huán)境,地面站系統(tǒng)進行飛行器的數(shù)據(jù)存儲和數(shù)據(jù)交換,autopilot硬件實時提供算法硬件解算環(huán)境。采用HIL仿真能夠在真實的硬件環(huán)境中對所采用的算法進行半實物仿真,仿真中能夠?qū)崟r模擬傳感器的采樣誤差、采樣延時、采樣噪聲,通過一個12bit的AD轉(zhuǎn)換后供autopilot硬件使用。仿真的實驗結(jié)果如圖3所示。從圖中可以看出,兩曲線之間的誤差較小,驗證了算法的可行性。

(a)北向位置

(b)東-北向位置

(c)東向位置圖3 半實物仿真飛行效果圖

4.2 原型樣機飛行試驗

系統(tǒng)所構(gòu)建的四旋翼無人機如圖4所示。四旋翼樣機進行的外場飛行試驗：定點懸停測試結(jié)果如圖5所示,航點規(guī)劃功能測試結(jié)果,如圖6所示。

圖4 四旋翼原型機

圖5 四旋翼原型機飛行效果圖

預(yù)設(shè)了三個航路點,整個航路計劃如圖中紅色曲線所示,飛行器在處于初始位置平穩(wěn)后,進入航點預(yù)設(shè)飛行模式,到達最后規(guī)劃位置后,飛行器處于懸停狀態(tài)等待下一步操作指示。實際的飛行曲線如圖中藍色曲線。由于存在環(huán)境干擾,如風(fēng)和GPS信號漂移等客觀原因,存在一定誤差。總體來說所設(shè)計的算法能夠?qū)崿F(xiàn)多旋翼無人機的航點飛行功能。

5 結(jié)語

本文對多旋翼無人機的應(yīng)用需求進行了分析,在應(yīng)用需求與實際產(chǎn)品性能分析的基礎(chǔ)上,提出了實驗用原型機的技術(shù)指標,然后根據(jù)技術(shù)指標對各個子系統(tǒng)進行了具體的設(shè)計,并通過半實物仿真實驗和原型樣機飛行試驗驗證了整機各項功能。本文設(shè)計的艦用多旋翼飛行器系統(tǒng)可用于未來的戰(zhàn)場偵察等作戰(zhàn)任務(wù)。

[1] 張曉敏.艦載無人機作戰(zhàn)使用研究[J].科技信息,2010,3(17):492-494.

[2] 謝奉軍,張丹平,黃蕾,等.旋翼無人機專利申請現(xiàn)狀與技術(shù)發(fā)展趨勢分析[C]//中國航空學(xué)會,2014,6:1233-1236.

[3] 劉浩蓬,龍長江,萬鵬,等.植保四軸飛行器的模糊PID控制[J].農(nóng)業(yè)工程學(xué)報,2015,1(4):71-77.

[4] 王史春.四旋翼飛行器力學(xué)模型與控制系統(tǒng)設(shè)計[J].中北大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版),2014,02(5):218-224.

[5] 趙永亮.新型多旋翼飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計與實現(xiàn)[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué),2015.

[6] 李旭陽.小型多旋翼無人機飛行控制器研究[D].西安：西安電子科技大學(xué),2014.

[7] 李亞文,翟金玲,彭曉邦.一種位置式PID控制的四旋翼飛行器的設(shè)計與實現(xiàn)[J].自動化與儀器儀表,2016,7(10):96-100.

[8] 胡錦添,舒懷林.基于PID神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的四旋翼飛行器控制算法研究[J].自動化與信息工程,2015,1(3):18-22.

[9] 范崧偉.小型多旋翼AHRS系統(tǒng)矢量誤差PI跟蹤算法研究[J].海軍工程大學(xué)學(xué)報,2015,10(6):55-59.

[10] 楊立本,章衛(wèi)國,黃得剛.基于ADRC姿態(tài)解耦的四旋翼飛行器魯棒軌跡跟蹤[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報,2015,41(6):1026-1033.

Design of Multiple Rotor Unmanned Aerial Vehicle System

CHENG Rongtao1MA Heng2WANG Rongying2FAN Songwei2

1. Navy Representative Office in 438 Factory in Wuhan, Wuhan 430060)(2. Department of Navigation Engineering, Naval University of Engineering, Wuhan 430033)

Comparing with other unmanned aerial vehicles, multiple rotor unmanned aerial vehicles have the advantages that it has the ability of vertical take-off and landing and can be controlled easily, thus having great application prospect in military tasks. As a result, this paper designs a system of multiple rotor unmanned aerial vehicle. At first, the design indicators of rotor unmanned spacecraft are presented in this paper. Then according to the design index, the overall design of multiple rotor unmanned aircraft system is carried out. Finally through the simulation experiment and the prototype flight test, the feasibility of the designed system is verified.

multiple rotor unmanned aerial vehicles, design indicators, system design, flight test

2016年10月7日,

2016年11月24日

程榮濤,男,碩士,工程師,研究方向：艦船武備電子。

V249.1

10.3969/j.issn.1672-9730.2017.04.001