付江玲，曹東，呂迅竑

(南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院，南京211106)

某型涵道無人飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計

付江玲，曹東，呂迅竑

(南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院，南京211106)

涵道無人飛行器是一種可垂直起降的新型航空器，控制系統(tǒng)是其核心組成部分。從工程應(yīng)用需求出發(fā)，針對涵道飛行器設(shè)計了一種具有高性能價格比、結(jié)構(gòu)緊湊、低功耗的控制系統(tǒng)；提出基于PID的飛行控制策略并給出了控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)，設(shè)計硬件與軟件系統(tǒng)實現(xiàn)飛行器的姿態(tài)和軌跡控制，并進行飛行仿真試驗驗證。驗證結(jié)果表明,設(shè)計方案合理可行，具有很高的應(yīng)用價值。

控制系統(tǒng)；涵道無人飛行器； MPC5644A；PID控制

引 言

縱觀國內(nèi)外涵道無人飛行器的研究現(xiàn)狀，其發(fā)展仍處于起步上升的階段，與之相應(yīng)的控制系統(tǒng)都不成熟，也正因為如此，對其進行系統(tǒng)的研究具有重大意義。本文針對單旋翼涵道無人飛行器，基于某工程項目的實際需求，設(shè)計了一款飛行控制系統(tǒng)，并進行了飛行仿真實驗，實現(xiàn)了人工飛行、指令飛行和自主飛行，為下一步試飛試驗奠定了堅實基礎(chǔ)。

1 某型涵道無人飛行器介紹

涵道無人飛行器主要由上下載荷艙、涵道機身、動力推進系統(tǒng)、控制舵面、起落架組成。本文采用UG軟件對涵道無人飛行器進行三維立體建模，經(jīng)虛擬裝配后的總體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 涵道無人飛行器總體結(jié)構(gòu)示意圖

該飛行器最大特點是將螺旋槳包裹在涵道機身內(nèi)，由涵道和螺旋槳共同構(gòu)成它的升力系統(tǒng)。飛行器在垂直起降或懸停時，通過發(fā)動機帶動螺旋槳旋轉(zhuǎn)，為飛行器提供主要升力；在前飛或高速飛行時，涵道可看作一種環(huán)形機翼，與固定翼類似，為飛行器提供氣動升力，涵道螺旋槳則提供主要的前進力。

涵道無人飛行器載體坐標(biāo)系OXaYaZa，原點位于飛行器的質(zhì)心，指向飛行器的前方為X軸正方向，指向飛行器的右方為Y軸正方向，垂直于X軸并指向地面為Z軸正方向。

涵道底部四個控制舵面在飛行器中的布局如圖2所示，四個舵面協(xié)調(diào)配合實現(xiàn)飛行器的姿態(tài)控制。俯仰控制是通過控制舵面2、4的同向偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)，當(dāng)舵面2、4同時向載體軸Xb正向偏轉(zhuǎn)時，螺旋槳下方的氣流向載體軸Xb負(fù)方向流動，根據(jù)牛頓第三定律飛行器得到向前的推力分量，使其實現(xiàn)前飛運動，同理實現(xiàn)后飛運動。滾轉(zhuǎn)控制是通過舵面1、3的同向偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)的，與俯仰控制同理，只是控制方向變成了載體軸Yb方向，產(chǎn)生的效果是向右或向左運動。航向控制是通過舵面1、3和舵面2、4的差動偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)，當(dāng)舵面1、3和舵面2、4的偏轉(zhuǎn)方向相反、偏轉(zhuǎn)角度一致時，所產(chǎn)生的反扭力矩相互抵消，飛行器無偏航運動。垂向控制通過調(diào)節(jié)涵道螺旋槳轉(zhuǎn)速來改變升力與重力比，以實現(xiàn)飛行器上升、下降或懸停。

圖2 控制舵面分配圖

2 控制系統(tǒng)總體設(shè)計

2.1 控制策略設(shè)計

涵道無人飛行器獨特的物理結(jié)構(gòu)決定了可用的控制方法就是控制螺旋槳的轉(zhuǎn)速和四組控制舵面的偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛行器內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制和外環(huán)軌跡控制。

涵道無人飛行器具有強操縱耦合性，通常將飛行器的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三個通道分為三個獨立的控制回路，并通過解耦控制得到各個通道的舵面控制量。

姿態(tài)控制原理框圖如圖3所示，姿態(tài)角控制內(nèi)回路采用雙閉環(huán)控制，角速率反饋能夠改善系統(tǒng)阻尼，提高系統(tǒng)穩(wěn)定性；外回路姿態(tài)角反饋與給定指令信號比較，經(jīng)PID計算，輸出舵機控制量，驅(qū)動控制舵面偏轉(zhuǎn)[7]。飛行器在懸停時，慣性傳感器測量的航向角與實際值偏差很大，因此采用磁航向計和慣性測量傳感器組合的方式進行航向信息的確定和跟蹤。

圖3 姿態(tài)控制原理框圖

軌跡控制系統(tǒng)保持對飛行器的質(zhì)心運動穩(wěn)定和控制。導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的信號有飛行器的姿態(tài)、航向、坐標(biāo)位置、應(yīng)飛航線、側(cè)偏距和待飛距等，軌跡控制系統(tǒng)根據(jù)導(dǎo)航信號改變飛行器的運動狀態(tài)，引導(dǎo)飛行器進入并穩(wěn)定在預(yù)定的航跡線上。根據(jù)涵道無人飛行器的運動特點，航跡控制系統(tǒng)可劃分為縱/橫向位置控制子系統(tǒng)和高度控制子系統(tǒng)。

縱/橫向位置控制原理框圖如圖4所示，縱/橫向位置控制子系統(tǒng)以俯仰/滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制為內(nèi)環(huán)，速度控制為中間環(huán)，加上位置測量傳感器構(gòu)成外回路[8]。飛行器在航跡跟蹤過程中受到陣風(fēng)等擾動因素的影響，位置發(fā)生偏移，飛行器偏離預(yù)定航跡線，縱/橫向位置控制回路的參考坐標(biāo)由機體坐標(biāo)系切換至航跡直線段坐標(biāo)系，采用基于側(cè)偏距和待飛距的位置控制策略。

圖4 縱/橫向位置控制原理框圖

高度控制原理框圖如圖5所示，高度控制子系統(tǒng)采用雙閉環(huán)的控制策略，以垂向速度反饋控制為內(nèi)回路，高度反饋構(gòu)成外回路，采用PI控制，加快給定高度指令的響應(yīng)速度。當(dāng)飛行器處于近地面飛行狀態(tài)時，GPS傳感器所測值精度不高，需運用超聲波高度計和GPS融合方式來實時獲取飛行器高度。

圖5 高度控制原理框圖

2.2 總體結(jié)構(gòu)設(shè)計

涵道無人飛行器控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)如圖6所示。在物理層面上，控制系統(tǒng)主要分為地面和機載兩大部分；在邏輯上，地面控制站和機載控制系統(tǒng)又相互耦合，互為關(guān)聯(lián)。

機載控制系統(tǒng)是涵道無人飛行器系統(tǒng)的控制中心，其內(nèi)部組成部件根據(jù)功能的不同可分為飛行控制計算機、慣性測量傳感器、舵機、無線通信模塊、自動/手動切換模塊和電源模塊。地面控制站是飛行器的指揮中心，控制飛行器的垂直起飛、著陸以及空中飛行的整個過程，具有飛行操縱和指令、飛行監(jiān)控及顯示、飛行定位和飛行自動指令等功能。

圖6 涵道無人飛行器控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)

3 硬件設(shè)計

飛行控制計算機作為涵道無人飛行器控制系統(tǒng)的核心部件，與控制系統(tǒng)的各個部分相連，最終實現(xiàn)對飛行器的控制與管理功能，其性能的好壞直接影響控制系統(tǒng)的性能和飛行安全。因此，本節(jié)重點對涵道無人飛行器飛行控制計算機進行硬件設(shè)計。采用模塊化設(shè)計思想，飛行控制計算機主要由中央處理器模塊、傳感器模塊、外圍接口模塊、舵機驅(qū)動模塊和電源模塊組成，其硬件結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7 飛行控制計算機硬件結(jié)構(gòu)圖

3.1 中央處理器模塊設(shè)計

中央處理器模塊采用MPC5644A[8]為主控芯片，主要由系統(tǒng)時鐘、存儲單元、系統(tǒng)監(jiān)控器和調(diào)試接口組成。從系統(tǒng)功耗和穩(wěn)定性方面考慮，結(jié)合MPC5644A具有可編程時鐘源控制的特性，采用外部有源晶振作為快時鐘，內(nèi)部振蕩器模塊作為慢時鐘，兩個時鐘之間可以自由切換。CPU內(nèi)部存儲器不能滿足控制系統(tǒng)大量數(shù)據(jù)存取和計算的需求，因此選用2 MB的32位IS61WV51232和8 GB的S34ML08G1作為系統(tǒng)數(shù)據(jù)和程序擴展存儲器，并通過外部總線接口EBI實現(xiàn)與CPU的通信。監(jiān)控器采用ADI公司的ADM8695芯片實現(xiàn)系統(tǒng)的上電、外部和掉電復(fù)位功能、硬件看門狗功能以及瞬間掉電保護功能。中央處理器模塊具體電路如圖8所示。

3.2 傳感器模塊設(shè)計

由上節(jié)可知，控制系統(tǒng)傳感器包括慣性測量單元、磁航向計、超聲波高度計和無線通信模塊，各傳感器選型及其接口如表1所列。

表1 涵道無人飛行器控制系統(tǒng)傳感器配置

圖8 中央處理器模塊電路連接示意圖

由表1可知，系統(tǒng)傳感器接口均為UART接口，考慮能夠兼容其他通信設(shè)備接口，設(shè)計支持RS232/422/485通信協(xié)議的串口。MPC5644A 的eSCI和 eTPU模塊具有UART功能，支持TTL電平，選用可編程收發(fā)器MAX3160，實現(xiàn)支持多協(xié)議可轉(zhuǎn)換的串口擴展，具體電路如圖9所示。

圖9 MAX3160串口電平轉(zhuǎn)換電路原理圖

3.3 A/D采樣接口設(shè)計

3.4 開關(guān)量接口設(shè)計

系統(tǒng)通過開關(guān)量接口控制系統(tǒng)開關(guān)設(shè)備,開關(guān)量輸入/輸出功能可由CPU的GPIO引腳實現(xiàn)?？紤]到開關(guān)量信號的高傳輸速率和穩(wěn)定性要求，DI信號(5/12 V DC或地/開格式)須經(jīng)光電耦合器隔離、轉(zhuǎn)換后，變?yōu)門TL電平信號；DO信號采用光耦繼電器實現(xiàn)信號保護與抗干擾功能，并由跳線轉(zhuǎn)換為外部設(shè)備能接收識別的5/12 V DC或地/開電平格式。具體電路如圖11所示。

圖10 模擬量輸入信號調(diào)理電路

圖11 開關(guān)量輸入/輸出接口電路

3.5 舵機驅(qū)動模塊設(shè)計

系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)選用德國VOLZ的DA14系列舵機，其工作電壓在4.8～5 V，它是由TTL電平的PWM脈沖信號控制，控制信號的有效脈寬為7～20 ms，有效脈沖長度為0.9～2.1 ms。利用MPC5644A的eMIOS模塊實現(xiàn)PWM信號精確地捕獲和輸出，為提高PWM信號的穩(wěn)定性和抗干擾能力，采用信號驅(qū)動器、光電耦合隔離器和信號整形芯片實現(xiàn)PWM捕獲/輸出信號的調(diào)理。PWM捕獲電路與PWM輸出電路的設(shè)計基本相同，但信號流向是相反的。以PWM捕獲接口電路為例，其設(shè)計原理圖如圖12所示。

圖12 PWM捕獲接口電路

3.6 電源模塊設(shè)計

電源模塊是涵道無人飛行器飛行控制系統(tǒng)的能量供給源泉，是構(gòu)成控制系統(tǒng)必不可少的組成部分。通過對系統(tǒng)各個模塊主要器件的供電需求分析，電源模塊采用兩級變換結(jié)構(gòu)。I級變換是從12 V直流電源降壓至9 V和5 V電壓，II級變換是將5.0 V降壓至所需的3.3 V和 1.2 V電壓。具體電壓模塊分配如圖13所示。

圖13 系統(tǒng)電源電壓分配圖

電流較大、效率要求高的中央處理器和舵機模塊，宜選用低壓變換式開關(guān)電源。每路舵機的工作電流幅值變動較大，易對控制系統(tǒng)其他電路產(chǎn)生干擾，采用單獨供電方式，與其他模塊的電源地線嚴(yán)格隔開，并通過光電隔離裝置進行隔離。對于需要進行小信號處理的濾波電路，可選用紋波小、穩(wěn)定度高的線性穩(wěn)壓器LDO。因此，I級電源采用開關(guān)電源和線性穩(wěn)壓器配合工作的方式，12 V轉(zhuǎn)9 V采用TI公司的TPS70933線性穩(wěn)壓器；12 V轉(zhuǎn)5 V采用ADP2303異步降壓DC-DC開關(guān)調(diào)節(jié)器；另外，模擬量輸入模塊基準(zhǔn)參考電壓5 V精度要求高，采用REF02CS精密基準(zhǔn)電壓源。II級電源5.0 V轉(zhuǎn)3.3 V和1.2 V，主要為CPU內(nèi)核及CPU外圍基礎(chǔ)模塊供電，此級采用DC-DC開關(guān)調(diào)節(jié)器ADP2303。

4 軟件設(shè)計

為了提高軟件設(shè)計效率和軟件質(zhì)量，對控制系統(tǒng)軟件部分進行層次結(jié)構(gòu)劃分。從邏輯層面進行構(gòu)建分層，將軟件結(jié)構(gòu)設(shè)計為3個層次，從下到上依次為驅(qū)動層、接口層和應(yīng)用層以及各層之間的銜接協(xié)議定義與格式，如圖14所示。

圖14 軟件層次結(jié)構(gòu)及功能模塊

驅(qū)動層包括系統(tǒng)初始化、中斷服務(wù)程序、各接口驅(qū)動等程序。接口層聯(lián)結(jié)底層驅(qū)動程序和上層應(yīng)用軟件，向下完成各個驅(qū)動程序的接口標(biāo)準(zhǔn)化封裝和注冊，向上提供實現(xiàn)具體應(yīng)用功能的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)接口，避免因硬件平臺不同而產(chǎn)生接口差異，增加應(yīng)用軟件的可重用度。應(yīng)用層是軟件的主體部分，該層按功能可劃分為以下模塊：

① 多任務(wù)調(diào)度和管理模塊：所有功能模塊都是由一個或若干個任務(wù)組合而成，在軟件中設(shè)計任務(wù)管理內(nèi)核，用于創(chuàng)建、調(diào)度多個任務(wù)。任務(wù)不分優(yōu)先級，軟件根據(jù)控制邏輯來確定任務(wù)調(diào)度的前后。

② 傳感器數(shù)據(jù)處理模塊：對GPS、MTi、磁航向計、超聲波高度計的信息進行數(shù)據(jù)采集和數(shù)據(jù)融合。

圖15 涵道無人飛行器飛行仿真試驗效果圖

③ 舵機輸出模塊：系統(tǒng)需要實時解算控制律得出舵機輸出值，控制控制舵面以達到飛行器的有效控制。

④ 導(dǎo)航與控制模塊：負(fù)責(zé)無人機不同導(dǎo)航模式下的調(diào)度舵機輸出模塊，并實現(xiàn)姿態(tài)控制、速度控制和位置控制。

⑤ 地面檢測模塊：實現(xiàn)對全系統(tǒng)狀態(tài)檢測與故障診斷功能，此模塊只能在無人機處于地面空閑狀態(tài)時方可進行。

⑥ 遙控遙測模塊：系統(tǒng)接收遙控指令，進行相應(yīng)控制邏輯切換，達到飛行器姿態(tài)和軌跡的實時控制。同時，將自身的狀態(tài)信息通過以遙測數(shù)據(jù)幀的形式發(fā)送給地面站。

⑦ 發(fā)動機監(jiān)控模塊：在飛行器全飛行包線中，為滿足對飛行高度、速度等控制需求，通過對發(fā)動機油門的控制，改變發(fā)動機的轉(zhuǎn)速和推力。

⑧ 故障應(yīng)急處置模塊：對全系統(tǒng)所有的設(shè)備狀態(tài)進行實時監(jiān)測，一旦有異常或故障狀態(tài)發(fā)生，將根據(jù)情況進行故障應(yīng)急處置(主要應(yīng)急故障包括遙控鏈路故障、GPS定位故障、高度故障、發(fā)動機故障停車)。

上位機軟件運行與PC機，通過無線通信鏈路與機載控制系統(tǒng)完成信息交互，主要功能模塊包括遙控指令發(fā)送、遙測數(shù)據(jù)接收、數(shù)據(jù)處理與顯示、航路信息顯示和飛行狀態(tài)信息保存。

5 系統(tǒng)試驗

涵道無人飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計完成后，搭建試驗仿真平臺，主要進行飛行器分別在人工飛行、指令飛行和按軌跡自主飛行模式的飛行仿真試驗，各飛行模式下的飛行曲線效果如圖15所示。試驗結(jié)果證明了控制系統(tǒng)設(shè)計的可行性和有效性。

結(jié) 語

本文圍繞涵道無人飛行器控制系統(tǒng)展開，在研究飛行器物理結(jié)構(gòu)和飛行原理的基礎(chǔ)上，提出三級串回路的飛行控制策略，據(jù)此給出系統(tǒng)主要資源配置并設(shè)計了控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)。以飛行控制計算機為重點，設(shè)計了基于 MPC5644A控制計算機硬件系統(tǒng)，在基礎(chǔ)上開發(fā)了一套機載控制軟件和上位機軟件，并應(yīng)用于飛行器中。該款控制系統(tǒng)經(jīng)飛行仿真試驗驗證，達到預(yù)期效果，為涵道無人飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計提供了一種新的解決方案。

[1] 任小璐.涵道式無人飛行器系統(tǒng)的建模與控制策略研究[D].哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué),2008.

[2] 李遠偉,奚伯齊,伊國興,王常虹.小型涵道式無人機的研究進展[J].哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報,2010(5):700-704.

[3] Jean Michel Pflimlin, Philippe Souères, Tarek Hamel, Robert Mahony.Position Control and Attitude Stabiliza -tion of A Ducted Fan Vtol UAV in Crosswind[J].IFAC Proceedings Volumes,2006,3915.

[4] 趙洪亮.小型涵道式無人機控制系統(tǒng)設(shè)計實現(xiàn)[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué),2009.

[5] 劉立.一種小型涵道無人機研究設(shè)計[D].北京：北京郵電大學(xué),2009.

[6] 謝建國.新型涵道無人飛行器飛行控制策略研究[D].南京：南京航空航天大學(xué),2013.

[7] 張輝,黃祥斌,韓寶玲,等.共軸雙槳球形飛行器的控制系統(tǒng)設(shè)計[J].單片機與嵌入式系統(tǒng)應(yīng)用,2015(12):74-77.

[8] 王夢,謝建國,夏鵬巍.新型涵道無人飛行器基本控制律設(shè)計[J].電子設(shè)計工程,2013,21:158-160.

[9] MPC5644 Reference Manual.NXP Semiconductor, 2010.http://www.nxp.com.

付江玲(碩士研究生)，主要從事先進飛行器設(shè)計方向的研究。

Control System of Ducted Fun UAV

Fu Jiangling,Cao Dong,Lv Xunhong

(College of Automation Engineering,Nanjing University of Aeronautics&Astronautics,Nanjing 211106,China)

The ducted fun UAV(Unmanned Aerial Vehicle) is a vertical take-off and landing(VTOL) aircraft.The control system is the key component of the ducted fun.From the engineering application requirements,a control system with high performance-price ratio,compact structure and low-power consumption is designed and implemented for the ducted aircraft.The control strategy and the overall structure of the control system are introduced.The hardware and software system are designed to realize attitude and trajectory control and flight simulation experimental test is taken.The experiment results indicate that the solution is correct and workable.

control system;ducted fun UAV;MPC5644A;PID control

TP273

A

迪娜

2016-11-18)