作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)設計

，，

(中國人民解放軍 陸軍步兵學院(石家莊校區(qū))，石家莊 050227)

0 引言

無人機具有不載人飛行、可遠程遙控導航等特點，適用于在惡劣環(huán)境中執(zhí)行危險任務，具有廣闊的軍事前景[1]。作戰(zhàn)用固定翼無人機可實現(xiàn)倒飛、側飛、前飛和懸停等多種飛行姿態(tài)[2]。但在飛行過程中，常會受到電磁和風阻等干擾，因此對固定翼無人機姿態(tài)平衡進行精準控制是當前研究的重點難題[3]。目前針對固定翼無人機姿態(tài)平衡控制已有些許研究成果?；谝曈X的固定翼無人機控制系統(tǒng)，通過提取無人機特征點數(shù)量，安設傳感器輔助無人機進行位置信息測量，融合三維加速度信息和EKF方法，獲取無人機位置信息，選用RISE非線性控制器和PID完成作戰(zhàn)用固定翼無人機姿態(tài)平衡控制。該方法的魯棒性較好，但不能滿足姿態(tài)測量的需求[4]?；谳d荷參數(shù)的無人機控制系統(tǒng)根據(jù)環(huán)境判斷信息，通過參數(shù)編碼，將自定義的協(xié)議指令傳送到硬件控制電路中，完成對無人的控制，該方法可以準確確定無人機的地理位置，但不能在短時間內(nèi)調回平穩(wěn)姿態(tài)[5]。為解決上述問題，提出一種作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)設計方法。采用CMOS模擬多路復用器的ADG508單芯片，對硬件電路和軟件部分進行設計，通過磁強計和加速度計對無人機落地姿態(tài)進行測量，完成作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)的平衡控制。實驗結果表明，該系統(tǒng)滿足姿態(tài)測量的需求、可在短時間內(nèi)調回平穩(wěn)姿態(tài)、誤差較低。

1 硬件設計

要改善傳統(tǒng)控制系統(tǒng)控制精度低、落地高度測量誤差大等問題，則需設計一種作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)。在系統(tǒng)設計過程中，可將系統(tǒng)劃分為硬件部分和軟件部分。先對硬件部分進行優(yōu)化設計，系統(tǒng)硬件主要包括：電源電路、AD轉換電路、信號采集電路、時鐘復位電路、存儲擴展電路及調試與通信接口電路。各電路具體描述如下。

1.1 電源電路

處理器芯片ADSP-2163在作戰(zhàn)用固定翼無人機的模擬電源、外部電源和內(nèi)部電源都有獨立的連接電源。作戰(zhàn)用固定翼無人機模擬供電和內(nèi)部供電要求為1.2 V，作戰(zhàn)用固定翼無人機的外部供電要求為3.3 V。需要選擇滿足要求的電源作為作戰(zhàn)用固定翼無人機的一級電源。電源轉換芯片需要進行電壓的變換以滿足A/D轉換器和傳感器對電壓的不同要求。采用MAX1951二級電壓轉換芯片為作戰(zhàn)用固定翼無人機提供1.2 V的電壓，MAX1837支持的輸入電壓最大為24 V[6]，是高效的降壓型轉換器。通過外部電阻對輸入電壓和輸出電壓進行調整，采用9～12 V電池作為作戰(zhàn)用固定翼無人機的一級電源，避免電路板過高影響傳感器輸出的問題，保證作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的穩(wěn)定。

作戰(zhàn)用固定翼無人機的A/D轉換器為5 V電壓，模擬多路復用器、角速度陀螺儀等組件為6 V，作戰(zhàn)用固定翼無人機通過MAX6035產(chǎn)生3 V和5 V的基準電壓，采用固定增益放大器得到6 V電壓，滿足改進控制系統(tǒng)電源電路的設計要求。給出電源電路設計圖，如圖1所示。

圖1 電源電路設計圖

1.2 AD轉換電路

作戰(zhàn)用固定翼無人機傳感器的輸出信號為電壓信號，將無人機中的模擬信號采用AD轉換電路變?yōu)榭勺R別的DSP數(shù)字信號，作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的轉換器芯片為逐次逼近型模數(shù)而且是16位的轉換器。AD轉換電路具有16位采樣ADC、高速和低功率的多功能串行接口端口內(nèi)置[7]。在CNV上升沿中，AD轉換電路對IN-和IN+間的輸出電壓差進行采樣，范圍是0 V-REF。AD轉換電路的基準電壓由外部提供5 V，獨立于作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的電源電壓，其吞吐速率和功耗呈線性變化，AD7980能夠和1.8～5 V進行接口，為AD轉換電路提供小型10引腳QFN或10引腳MSOP封裝。

在作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的轉換電路中，將SDI接到VIO時，AD轉換電路CNV上升沿轉換啟動，變?yōu)镃S模式，將SDO變?yōu)楦咦锠顟B(tài)，直到轉換完成為止。AD轉換電路完成轉換后，AD7980關斷進入采集狀態(tài)。AD轉換電路的最高有效位到達SDO時，CNV為低電。剩余的數(shù)據(jù)位通過SCK下降沿輸出，通過SCK下降沿作戰(zhàn)用固定翼無人機的數(shù)字主機能夠快速讀取速率。在AD轉換電路的CNV變?yōu)楦唿c平或完成第16個下降沿后，SDO為高阻狀態(tài)，給出傳送時序圖如圖2所示。

圖2 傳送時序圖

1.3 信號采集電路

作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)采用CMOS模擬多路復用器的ADG508單芯片，ADG508單芯片具有4個雙通道和8個通道。ADG508單芯片通過一個輸入狀態(tài)和3個二進制地址將八路輸入通道中的一個通道轉到公共輸出。采用LC2MOS方法對ADG508進行設計，使ADG508單芯片能夠在任意雙電源和單電源中工作，具有低導通電阻和高開關速度的特性，圖3為信號采集電路的電路圖。

圖3 信號采集電路

作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的遙控接收信號通過74LVC541芯片進行采集。74LVC541A是八進制非反相緩沖器帶，為5 V電壓輸出和輸入。74LVC541芯片通過無人機的CPLD采集信號。

1.4 時鐘復位電路

作戰(zhàn)用固定翼無人機在工作時會受到窄脈沖形式的干擾，使作戰(zhàn)用固定翼無人機出現(xiàn)故障。作戰(zhàn)用固定翼無人機的CPU在執(zhí)行任務時受到窄脈沖形式的干擾，造成無人機CPU地址碼或操作碼出現(xiàn)改變，導致執(zhí)行的指令出錯，此時CPU會執(zhí)行錯誤的指令，將錯誤的操作數(shù)當做操作碼來執(zhí)行，導致作戰(zhàn)用固定翼無人機程序進入“死循環(huán)”或“跑飛”的狀態(tài)。作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)使用硬件Watchdog技術[8]解決“死循環(huán)”和“跑飛”的問題，使作戰(zhàn)用固定翼無人機的程序恢復正常運行。

作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)采用Watchdog定時器和具有高電平有效復位輸出的MAX813L微處理器對無人機電路復位進行監(jiān)控，圖4為時鐘復位電路圖。

圖4 時鐘復位電路圖

1.5 存儲擴展電路

對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)存儲器進行外部擴展，提高無人機飛行控制的實用性、降低無人機飛行控制的復雜性。作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)采用RAM存儲器和Flash RMO存儲器。Flash RMO存儲器的容量大，是一種可擦出、掉電后信息不丟失的存儲器。因為Flash RMO存儲器具有掉電信息不丟失的特點，F(xiàn)lash RMO存儲器可以用來存放作戰(zhàn)用固定翼無人機系統(tǒng)需要保護的數(shù)據(jù)、啟動代碼、用戶程序等數(shù)據(jù)。

1.6 調試與通信接口電路

JTAG用于對無人機控制系統(tǒng)進行調試、仿真及對芯片內(nèi)部進行測試，是一種嵌入式調試技術[9]。無人機控制系統(tǒng)內(nèi)部芯片具有測試電路TAP，采用JTAG技術對作戰(zhàn)用固定翼無人機內(nèi)部的節(jié)點進行測試。

完善上述各電路，并進行合理組建，完成作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的設計。為控制系統(tǒng)的軟件設計奠定良好的基礎。

2 軟件設計

良好的硬件設備是作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的堅實基礎，在精良的硬件設備基礎上，系統(tǒng)的軟件設計成為了確保改進控制系統(tǒng)控制精度的關鍵。系統(tǒng)軟件設計即是通過對固定翼無人機落地姿態(tài)進行測量，完成無人機落地姿態(tài)平衡控制，從而實現(xiàn)改進控制系統(tǒng)軟件的設計。具體設計過程描述如下：

作戰(zhàn)用固定翼無人機中的陀螺儀有時會出現(xiàn)漂移的問題，而且作戰(zhàn)用固定翼無人機陀螺儀中含有大量的噪聲，會對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)的平衡控制造成一定的影響。作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)采用磁強計和加速度計對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)進行測量。

作戰(zhàn)用固定翼無人機自身沒有加速度的情況下，其俯仰角和滾轉角的確定通過三軸加速度計測量作戰(zhàn)用固定翼無人機本體坐標系下的三軸分量完成。

作戰(zhàn)用固定翼無人機的滾轉角和俯仰角的計算公式為：

(1)

式中，g代表的是地球重力，公式(1)適用于作戰(zhàn)用固定翼無人機靜態(tài)姿態(tài)時的測量。

(2)

公式(2)能夠得到獨立的兩個方程，已知θ、φ、ψ中的一個可以確定作戰(zhàn)用固定翼無人機的兩個姿態(tài)角。作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)采樣磁強計和加速度計組合的無人機姿態(tài)測量方法，該方法通過加速度計可以得到θ和φ，已知θ時，可以得到：

(3)

已知φ時，可以得到：

(4)

0-2π為作戰(zhàn)用固定翼無人機偏航角的取值范圍，由公式(3)、公式(4)和真值表1可得到偏航角的計算公式：

(5)

表1 ψ真值表

結合上述控制系統(tǒng)硬件和軟件設計，完成了作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的設計。

3 實驗結果分析

為了驗證所設計的作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的性能，本次實驗選擇在天津郊區(qū)的一塊視野良好的區(qū)域完成，其大小為5 km×3 km，海拔約為25 m。

無人機常因對落地高度測量不準確，導致其落地姿態(tài)不平衡。采用改進系統(tǒng)和傳統(tǒng)系統(tǒng)進行落地高度測量，比較兩種不同系統(tǒng)的落地高度測量誤差，對比結果如圖5所示。

圖5 兩種不同系統(tǒng)的落地高度測量對比結果

分析圖5可知，傳統(tǒng)系統(tǒng)測量的高度與實際高度存在較大的誤差，改進系統(tǒng)測量的高度與實際高度基本一致，因為作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的采集電路采用CMOS模擬多路復用器的ADG508單芯片，能夠在較寬的電管電壓中工作，采集的數(shù)據(jù)較為精準，驗證了改進系統(tǒng)落地高度測量更準確，誤差較小。

在作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)中的擾動信號為一階躍信號，一階躍信號代表的是作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)在平穩(wěn)的狀態(tài)下，受到擾動傾斜了一定的角度，其中傾斜角度主要包括俯仰角、橫滾角和偏航角，這3個角度的大小是判斷作戰(zhàn)用固定翼無人機是否能夠快速調回平穩(wěn)姿態(tài)的重要指標，也是驗證改進系統(tǒng)性能是否優(yōu)良的關鍵因素。

首先對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的俯仰角進行測試，分別將改進系統(tǒng)與傳統(tǒng)系統(tǒng)應用到作戰(zhàn)用固定翼無人機上，實驗采用磁強計和加速度計對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)進行測量，將測量后的結果傳送到時鐘復位電路，時鐘復位電路對作戰(zhàn)用固定翼無人機傾斜的角度進行調整，測得兩種不同系統(tǒng)俯仰角的對比結果如圖6所示。

圖6 兩種不同系統(tǒng)俯仰角對比結果

觀察圖6可知，以平衡俯仰角基準線為基準，分別采用傳統(tǒng)系統(tǒng)和改進系統(tǒng)對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿勢平衡進行控制實驗，傳統(tǒng)系統(tǒng)的俯仰角從50°開始下降，后有上升至50°，角度變化幅度大，偏離基準線遠。改進系統(tǒng)的俯仰角曲線保持在基準線上方變化，其坡峰，即最大俯仰角為40°。改進系統(tǒng)俯仰角曲線距離基準線較近。對比兩種系統(tǒng)的實驗結果可得，改進系統(tǒng)的俯仰角均小于平衡最大俯仰角，且俯仰角變化相對平穩(wěn)，充分說明改進系統(tǒng)的平衡控制效果更好，驗證了系統(tǒng)的可行性。

對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的橫滾角進行測試，分別采用傳統(tǒng)系統(tǒng)和改進系統(tǒng)進行無人機落地姿態(tài)平衡控制，測得兩種不同系統(tǒng)橫滾角的對比結果如圖7所示。

圖7 兩種不同系統(tǒng)橫滾角對比結果

觀察圖7可知，圖7(a)為保持平衡的橫滾角范圍，平均值約為60°。圖7(b)為傳統(tǒng)系統(tǒng)橫滾角范圍，采用傳統(tǒng)系統(tǒng)對無人機落地姿態(tài)進行平衡控制，其橫滾角平均值約為90°，遠遠超出平橫橫滾角范圍，說明傳統(tǒng)系統(tǒng)平衡控制效果較差。圖7(c)為改進系統(tǒng)橫滾角范圍。采用改進系統(tǒng)進行平衡控制，其橫滾角平均值約為50°，且大面積與平衡橫滾角范圍重合。將兩種系統(tǒng)的實驗結果進行對比發(fā)現(xiàn)，改進系統(tǒng)的橫滾角與平衡橫滾角范圍基本保持一致，充分說明改進系統(tǒng)的控制效果更好，驗證了系統(tǒng)的有效性。

最后對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的偏航角進行測試，分別將傳統(tǒng)系統(tǒng)和改進系統(tǒng)應用到作戰(zhàn)用固定翼無人機，觀察無人機偏航角變化，并對測試結果進行記錄，測得兩種不同系統(tǒng)橫滾角的對比結果如圖8所示。

圖8 兩種不同系統(tǒng)偏航角對比結果

由圖8可得，傳統(tǒng)系統(tǒng)的偏航角隨實驗次數(shù)的增加而大幅度增大，在第7次試驗時，偏航角達到最大值為9°。改進系統(tǒng)的偏航角曲線近乎為一條直線，其偏航角并不隨試驗次數(shù)的增加而增大，而是保持在1°左右。對比兩種系統(tǒng)偏航角實驗結果，改進系統(tǒng)的偏航角遠遠小于傳統(tǒng)系統(tǒng)的偏航角，且無論經(jīng)過多少次試驗，其偏航角均保持在0.5°的誤差范圍內(nèi)，充分說明改進系統(tǒng)的控制效果更好，驗證了系統(tǒng)的實用性。

為了驗證作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)的性能，對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)進行測試，得到改進系統(tǒng)的輸出姿態(tài)角如圖9所示。

圖9 姿態(tài)角測量結果

分析圖9可知，通過作戰(zhàn)用固定翼無人機陀螺儀輸出角速率積分得到的作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)角隨著時間的增加漂移的幅度不斷波動，通過無人機磁強計得到的作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)角與實際的無人機落地姿態(tài)角的均值接近。測量結果較為精準，沒有出現(xiàn)無人機落地姿態(tài)漂移的問題，可以滿足作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)對姿態(tài)測量的需求。

綜合以上試驗，充分說明所設計的作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡機控制系統(tǒng)對無人機落地高度測量誤差小，落地俯仰角、橫滾角及偏航角小，衡控制效果明顯提高，具有一定的可行性和有效性。

4 結論

無人機落地姿態(tài)控制系統(tǒng)對作戰(zhàn)用固定翼無人機性能的影

響巨大，設計出一種作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)平衡控制系統(tǒng)，對系統(tǒng)硬件部分的主要電路進行介紹，優(yōu)化設計系統(tǒng)軟件部分，采用磁強計和加速度計對作戰(zhàn)用固定翼無人機落地姿態(tài)進行測量，通過實驗驗證了該系統(tǒng)的性能，為以后固定翼無人機飛控系統(tǒng)的研究奠定了基礎。

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