小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

周 健,洪 良，李文超

(1.西安工程大學(xué) 電子信息學(xué)院,陜西 西安 710048；2.墨爾本大學(xué) 工程學(xué)院，澳大利亞 墨爾本 3010)

無人直升機(jī)是由無線電遙控飛行或自主控制飛行的不載人直升機(jī)[1].除了具有有人駕駛直升機(jī)可垂直起降、空中懸停、朝任意方向飛行、不需要特定的起飛著陸場地和復(fù)雜的發(fā)射與回收系統(tǒng)的特點(diǎn)以外,還具有的技術(shù)特點(diǎn)和優(yōu)勢有:(1)適應(yīng)性強(qiáng)、機(jī)動(dòng)靈活、任務(wù)能力廣泛;(2)無人員傷亡、體積小、造價(jià)低;(3)使用靈活、戰(zhàn)場生存力強(qiáng)[2-3].無人直升機(jī)既能完成固定翼無人機(jī)無法完成的低速巡航等飛行任務(wù),又能完成有人直升機(jī)不能執(zhí)行的例如復(fù)雜氣象、核放射、生化等危險(xiǎn)飛行任務(wù).無人直升機(jī)在未來戰(zhàn)場上有著強(qiáng)勁的發(fā)展前景和潛力,成為了近年來無人機(jī)研究的熱點(diǎn).

小型單旋翼無人直升機(jī)是指機(jī)體部分由主旋翼——尾槳布局結(jié)構(gòu)的無線電遙控直升機(jī)構(gòu)成的無人駕駛飛行平臺(tái).缺乏精確的動(dòng)力學(xué)模型以及適用于小型單旋翼無人直升機(jī)飛行特性的飛行控制系統(tǒng)是制約小型單旋翼無人直升機(jī)發(fā)展和實(shí)際應(yīng)用的主要因素.歐美等發(fā)達(dá)國家通過多年的努力實(shí)現(xiàn)了無人直升機(jī)定點(diǎn)懸停與航點(diǎn)飛行的自動(dòng)飛行任務(wù),并且已經(jīng)有成熟的型號(hào)和產(chǎn)品在軍事和民用領(lǐng)域中廣泛應(yīng)用[4-5].雖然我國無人直升機(jī)系統(tǒng)一直在政府的資助下開展應(yīng)用研究,但是至今尚未推出成熟的型號(hào)或產(chǎn)品,還處于研究的初級(jí)階段.本文通過構(gòu)建基于Raptor-50型航模直升機(jī)的小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng),為對(duì)其飛行控制中所需解決的飛行器建模和飛行控制方法的相關(guān)理論與應(yīng)用研究內(nèi)容提供一個(gè)穩(wěn)定、可靠和低成本的飛行測試平臺(tái).

圖1 小型單旋翼無人直升機(jī)特征尺寸

1 控制系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

1.1 機(jī)體平臺(tái)

小型單旋翼無人直升機(jī)的機(jī)體平臺(tái)是在借鑒國內(nèi)外各研究機(jī)構(gòu)所選取無人直升機(jī)機(jī)體平臺(tái)特點(diǎn)[6-8]的基礎(chǔ)上,選取Raptor-50型小型單旋翼-尾槳布局航模直升機(jī)作為系統(tǒng)的空中飛行平臺(tái).Raptor-50型直升機(jī)具有成本低、可靠性高、通用性強(qiáng)和易于改造的特點(diǎn).通過對(duì)Raptor-50型航模直升機(jī)進(jìn)行改裝并安裝機(jī)載電子設(shè)備就完成了小型單旋翼無人直升機(jī)的飛行平臺(tái)的搭建.圖1為小型單旋翼無人直升機(jī)機(jī)體的特征尺寸,表1為小型單旋翼無人直升機(jī)的主要性能參數(shù).

Raptor-50型航模直升機(jī)采用帶有Bell-Hiller穩(wěn)定副翼的雙槳葉旋翼系統(tǒng),該旋翼系統(tǒng)能夠有效的減小旋翼高速旋轉(zhuǎn)時(shí)因操控引起的陀螺效應(yīng),提高直升機(jī)飛行的穩(wěn)定性和可操縱性.安裝的動(dòng)力系統(tǒng)經(jīng)過實(shí)際的飛行測試,在不影響飛行安全和機(jī)動(dòng)性的情況下,能夠掛載2kg的機(jī)載電子設(shè)備.

表1 小型單旋翼無人直升機(jī)特征參數(shù)

1.2 控制系統(tǒng)

在小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)時(shí)圍繞著通用性、模塊化和可擴(kuò)展性這一設(shè)計(jì)思想,展開對(duì)各個(gè)功能部件的選型以及對(duì)整個(gè)系統(tǒng)的構(gòu)建工作.小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)由空中飛行平臺(tái)、地面監(jiān)控平臺(tái)和數(shù)據(jù)傳輸通訊設(shè)備3部分組成.空中飛行平臺(tái)包括小型單旋翼直升機(jī)機(jī)體、機(jī)載電子設(shè)備和機(jī)載電源;地面監(jiān)控平臺(tái)選用便攜式PC計(jì)算機(jī)負(fù)責(zé)進(jìn)行飛行狀態(tài)和飛行任務(wù)監(jiān)測與控制,選用蓄電池為地面監(jiān)控平臺(tái)提供電力保障;數(shù)據(jù)傳輸設(shè)備是小型單旋翼無人直升機(jī)接受飛行指令和發(fā)送飛行狀態(tài)信息的媒介,系統(tǒng)選用了能夠滿足空-地遙測與遙控?cái)?shù)據(jù)傳輸要求的低成本無線通訊模塊.

2 系統(tǒng)組成

在小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)和傳感器選型時(shí)需要兼顧考慮系統(tǒng)建模與飛行控制對(duì)系統(tǒng)組成的性能需求.小型單旋翼無人直升機(jī)在傳感器硬件選型時(shí)使用了體積小、重量輕的MEMS(Micro-electromechanical Systems)器件,飛行控制計(jì)算機(jī)的處理能力能夠滿足系統(tǒng)建模所需的飛行數(shù)據(jù)高速采集、飛行姿態(tài)解算以及飛行控制控制律解算的需求.小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成如圖2所示.

2.1 空中飛行平臺(tái)

機(jī)載電子設(shè)備作為小型單旋翼無人直升機(jī)飛行控制的核心部分,不但需要對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)空中飛行時(shí)的三軸加速度、三軸角速度和地理位置等信息進(jìn)行實(shí)時(shí)測量,而且還要具有飛行控制律實(shí)時(shí)解算和處理的能力.由于小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)機(jī)體部分的載重能力有限,因此,在滿足系統(tǒng)性能需求的前提下,機(jī)載電子設(shè)備和機(jī)載電源的功耗、體積、重量成為了系統(tǒng)設(shè)計(jì)與構(gòu)建時(shí)所要考慮的關(guān)鍵內(nèi)容.

2.1.1 飛行控制計(jì)算機(jī) 飛行控制計(jì)算機(jī)是機(jī)載電子設(shè)備的核心,它能夠采集機(jī)載傳感器測量得到的小型單旋翼無人直升機(jī)飛行狀態(tài)信息,通過相應(yīng)的姿態(tài)算法對(duì)其進(jìn)行飛行姿態(tài)解算,同時(shí)采用相應(yīng)的控制算法確定控制輸入信號(hào),控制執(zhí)行舵機(jī)實(shí)現(xiàn)對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)的飛行控制[9].本系統(tǒng)選用TI公司的一款具有32位浮點(diǎn)型運(yùn)算的數(shù)字信號(hào)處理器TMS320F28335作為飛行控制計(jì)算機(jī)的微處理器.

2.1.2 機(jī)載傳感器 (1) 慣性測量單元(Inertial Measurement Unit,簡稱IMU).用來測量小型單旋翼無人直升機(jī)三軸角速率以及三軸加速度的裝置.系統(tǒng)包含了兩個(gè)雙軸的加速度計(jì)傳感器和三個(gè)單軸的角速率陀螺傳感器,系統(tǒng)選用ADXR150型角速率陀螺儀和ADXL311雙軸加速度計(jì),分別采用16位的ADC對(duì)傳感器信號(hào)進(jìn)行信號(hào)采集,其中角速度分辨率為0.005°/s,加速度計(jì)的分辨率為0.1mg.

圖2 小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成

(2) 全球定位系統(tǒng)(Global Positioning System,簡稱GPS).利用GPS定位衛(wèi)星,在全球范圍內(nèi)實(shí)時(shí)進(jìn)行定位、導(dǎo)航的系統(tǒng),GPS接收機(jī)通過一定的解算方法計(jì)算出小型單旋翼無人直升機(jī)所在地理位置的經(jīng)緯度、高度、速度、時(shí)間等信息.系統(tǒng)用4Hz數(shù)據(jù)更新頻率的GPS接收機(jī),其單點(diǎn)定位精度小于3m,能夠滿足小型單旋翼無人直升機(jī)飛行控制對(duì)定位精度的要求.

(3) 高度空速測量傳感器.采用氣壓高度計(jì)和超聲波測距儀兩種高度傳感器分別實(shí)現(xiàn)對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)高空和低空高度信息的測量.氣壓高度計(jì)能夠在較高的高度提供較為精確的高度信息,而在小型單旋翼無人直升機(jī)起降時(shí)則需要使用超聲波測距儀來精確測量機(jī)體與地面的垂直距離,0.05m的測量精度能夠保證小型單旋翼無人直升機(jī)自動(dòng)起降時(shí)對(duì)高度的精度要求.空速測量傳感器通過實(shí)時(shí)的測量小型單旋翼無人直升機(jī)在空中飛行時(shí)的大氣動(dòng)壓來解算飛行速度,即空速.系統(tǒng)中選用ICS1230A型高度傳感器,分辨率為0.1m、測量精度為±20m.選用ICS1210空速傳感器,分辨率為1km/h,測量精度為±10km/h.

(4) 轉(zhuǎn)速傳感器:系統(tǒng)將霍爾元件安裝于小型單旋翼無人直升機(jī)主軸的齒輪盤上,實(shí)現(xiàn)對(duì)主旋翼轉(zhuǎn)速信息的實(shí)時(shí)測量,通過地面站顯示的轉(zhuǎn)速信息指導(dǎo)操縱手調(diào)整直升機(jī)遙控器油門輸入曲線,使小型單旋翼無人直升機(jī)在不同的飛行模態(tài)下均能夠保持恒定的轉(zhuǎn)速.系統(tǒng)加裝的霍爾傳感器的分辨率為10r/min,測量精度為±50r/min.

(5) 磁航向傳感器:利用地磁場效應(yīng)測量小型單旋翼無人直升機(jī)飛行航向的傳感器,同時(shí),磁航向傳感器測量的航向信息可以用來修正飛行控制計(jì)算機(jī)中的航姿解算部分的解算數(shù)據(jù),減小慣性測量單元中慣性器件漂移所產(chǎn)生的誤差.系統(tǒng)選用HMC5983磁航向傳感器,它具有體積小、重量輕和測量精度高的特點(diǎn).

2.1.3 機(jī)載電源 機(jī)載電源是指能夠?yàn)轱w行控制計(jì)算機(jī)、機(jī)載傳感器和執(zhí)行舵機(jī)提供穩(wěn)定可靠的直流電源設(shè)備.就小型單旋翼無人直升機(jī)而言,較小的載重量使得在選擇電源設(shè)備時(shí)應(yīng)滿足體積質(zhì)量小同時(shí)蓄電能量大的電源設(shè)備,系統(tǒng)采用11.1V/1 500mA·h,質(zhì)量為170g 的鋰聚合物電池為機(jī)載電子設(shè)備供電,采用4.8V/1 500mA·h,質(zhì)量為120g的鎳鉻電池為執(zhí)行舵機(jī)供電,以確保飛行試驗(yàn)過程中飛行控制計(jì)算機(jī)的安全性和可靠性.

2.1.4 執(zhí)行舵機(jī) 執(zhí)行舵機(jī)是對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)進(jìn)行操縱控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu),它是根據(jù)飛行控制計(jì)算機(jī)或操縱手的指令,實(shí)現(xiàn)對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)的飛行姿態(tài)和航跡的控制,系統(tǒng)選用成本低、體積小、質(zhì)量輕的FUTABA S3001型舵機(jī)作為執(zhí)行舵機(jī).

2.2 數(shù)據(jù)傳輸設(shè)備

2.2.1 數(shù)據(jù)傳輸鏈路 數(shù)據(jù)傳輸鏈路負(fù)責(zé)機(jī)載電子設(shè)備與地面站之間的飛行數(shù)據(jù)傳輸任務(wù),地面站系統(tǒng)的信息顯示、數(shù)據(jù)存儲(chǔ)、狀態(tài)監(jiān)控以及地面站向機(jī)載飛行控制系統(tǒng)發(fā)送飛行任務(wù)指令等功能.系統(tǒng)采用了兩套UM96型半雙工無線數(shù)據(jù)收發(fā)模塊作為空-地?cái)?shù)據(jù)傳輸通訊鏈路.

2.2.2 遙控收發(fā)鏈路 遙控收發(fā)鏈路由遙控發(fā)射器和接收機(jī)組成,它直接控制小型單旋翼無人直升機(jī)的執(zhí)行舵機(jī),實(shí)現(xiàn)備份控制模式功能.

2.3 地面監(jiān)控平臺(tái)

2.3.1 地面站 地面站實(shí)現(xiàn)對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)的飛行狀態(tài)控制與綜合信息顯示、飛行任務(wù)規(guī)劃、機(jī)載任務(wù)設(shè)備控制和數(shù)據(jù)分析等功能,它是人機(jī)交互的媒介,因此,在進(jìn)行地面站系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)因考慮到交互界面設(shè)計(jì)的簡潔性、開放性、互用性的需求,系統(tǒng)地面站以Windows為開發(fā)平臺(tái),使用Visual C++6.0開發(fā)環(huán)境,采用了基于MFC的文檔/視圖結(jié)構(gòu)進(jìn)行導(dǎo)航、飛行控制與飛行狀態(tài)監(jiān)控界面的編寫.

2.3.2 供電系統(tǒng) 為了保障地面人員的生命安全,小型單旋翼無人直升機(jī)試驗(yàn)的飛行場地應(yīng)盡可能的選擇遠(yuǎn)離人員密集的地區(qū),地面監(jiān)控平臺(tái)的供電系統(tǒng)應(yīng)能夠滿足飛行試驗(yàn)的電力需求,綜合考慮實(shí)際的單次飛行試驗(yàn)?zāi)康暮惋w行試驗(yàn)時(shí)間,系統(tǒng)在前期的飛行試驗(yàn)時(shí)選用12V/12AH的小型蓄電池.

2.3.3 遙控器 為了保證小型單旋翼無人直升機(jī)的飛行安全,在系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)需采用舵機(jī)模態(tài)切換實(shí)現(xiàn)自動(dòng)飛行與操縱手飛行的快速切換功能.因此,操縱手所使用的遙控器除了具備滿足航模直升機(jī)各控制通道數(shù)量的要求外,還必須能夠提供一路舵機(jī)模態(tài)切換通道.系統(tǒng)采用FUTABA-FF9型遙控發(fā)射器實(shí)現(xiàn)對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)的備份控制.

3 系統(tǒng)飛行測試

圖3 飛行試驗(yàn)記錄的輸入信號(hào) 圖4 飛行試驗(yàn)記錄的角速率信號(hào)

圖5 飛行試驗(yàn)記錄的加速度信號(hào) 圖6 飛行試驗(yàn)記錄的歐拉角

完成小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)的構(gòu)建工作后,針對(duì)系統(tǒng)建模的研究內(nèi)容,開展了小型單旋翼無人直升機(jī)的外場飛行測試工作.首先需要確保小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)地面調(diào)試正常,然后選取風(fēng)力小于2級(jí)、能見度大于2km的天氣狀況時(shí)對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)的縱向和橫向通道分別進(jìn)行飛行測試,驗(yàn)證小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)的構(gòu)建是否能夠滿足系統(tǒng)建模與飛行控制研究內(nèi)容對(duì)系統(tǒng)性能的要求.通過操縱手對(duì)小型單旋翼無人直升機(jī)的縱向通道進(jìn)行掃頻輸入激勵(lì),從圖3～6飛行測試結(jié)果可以看出,當(dāng)操縱手對(duì)縱向通道掃頻輸入時(shí),所構(gòu)建的小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)能夠在姿態(tài)角為±20°的劇烈飛行動(dòng)作下穩(wěn)定可靠的飛行,姿態(tài)角速率的變化范圍在傳感器的測量范圍內(nèi),整個(gè)飛行測試的動(dòng)態(tài)過程飛行控制系統(tǒng)能夠精確的測量并實(shí)時(shí)記錄,通過多達(dá)20次的針對(duì)不同的測試通道進(jìn)行的掃頻激勵(lì)飛行試驗(yàn),得到飛行測試結(jié)果表明,所構(gòu)建的小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)能夠在嚴(yán)峻和復(fù)雜的飛行條件下正常工作,滿足小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)建模與控制方法的研究內(nèi)容對(duì)系統(tǒng)性能的要求.

4 結(jié)束語

本文介紹了基于Raptor-50型航模直升機(jī)的小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方案以及系統(tǒng)的空中飛行平臺(tái)、數(shù)據(jù)傳輸設(shè)備和地面監(jiān)控平臺(tái)的硬件配置與組成.通過對(duì)自主研制的小型單旋翼無人直升機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行多次外場飛行測試,飛行測試結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的系統(tǒng)能夠提供滿足動(dòng)力學(xué)建模精度要求的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù),并且為飛行控制方法的研究和驗(yàn)證提供了一個(gè)穩(wěn)定、可靠的飛行平臺(tái).

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