摘要：針對一種基于DSP的旋翼主動控制捷聯(lián)姿態(tài)系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計方案進行了介紹。該系統(tǒng)主要由ENC-03微機械陀螺儀、MMA7260QT加速度計、HMC1043 數(shù)字羅盤及TMS320F2808 DSP組成。系統(tǒng)通過增加旋翼主動控制，增強姿態(tài)控制的穩(wěn)定性。

關(guān)鍵詞：數(shù)字信號處理器；微機械慣性器件；捷聯(lián)姿態(tài)系統(tǒng)

中圖分類號：V21文獻標志碼：A文章編號：1673-291X（2011）19-0314-02

引言

由于微型直升機能完成固定翼無人飛機所不能完成的任務(wù)。在航空攝影、土地勘察和森林消防等領(lǐng)域有了廣泛的應(yīng)用，使用價值較高。

但與固定翼飛機相比，要實現(xiàn)無人直升機的自主飛行控制具有較大的難度。首先，直升機飛行控制系統(tǒng)是一個典型的強耦合多輸入多輸出控制系統(tǒng)，各變量間的耦合作用明顯。其次，控制系統(tǒng)的穩(wěn)定邊界隨飛行條件變化而改變，是一種典型的非定?？刂葡到y(tǒng)。直升機的操縱穩(wěn)定性差，舵面保持不變時不能保持穩(wěn)定，必須依靠控制系統(tǒng)不斷操縱實現(xiàn)隨動穩(wěn)定，是具有正極點的系統(tǒng)。

要使無人直升機有效執(zhí)行飛行任務(wù)，尤其是超視距飛行，必須具備優(yōu)良的飛行控制系統(tǒng)。

本課題提出微型直升機旋翼主動控制系統(tǒng)的設(shè)計概念，控制系統(tǒng)通過分析旋翼擺動情況獲得當前的直升機受力情況。采用這種控制方式，系統(tǒng)可以直接獲得側(cè)風(fēng)等擾動的信息，而不是在擾動導(dǎo)致偏航后進行糾偏。同時，旋翼受力分析可以直接實現(xiàn)姿態(tài)控制中各變量的解耦，簡化了控制算法，減小了對系統(tǒng)處理器運算能力的要求。這種主動控制方式可以大幅度提高系統(tǒng)的控制穩(wěn)定性，具有極強的抗環(huán)境擾動能力，在復(fù)雜的野外氣象環(huán)境中具有較高的生存能力。

一、飛行平臺選擇與改進

直升機操控難度遠遠大于固定翼飛行器，選用合適的直升機作為飛機平臺是很重要的。共軸雙槳直升機與其他微型直升機相比具有飛行穩(wěn)定、各控制量之間耦合較小的特點，比較適合作為本系統(tǒng)的飛行平臺。

本系統(tǒng)采用了ESKYEK1H-E020共軸雙槳直升機，與LAMA V4等共軸雙槳直升機相比，旋翼直徑大，抗風(fēng)能力較強。但是動力不足加上機體剛性弱，為自動控制系統(tǒng)的設(shè)計帶來了較大難度。設(shè)計中我們對EK1H-E020做了有針對性的改進：（1）采用鋁合金CNC加工改進傾斜盤和中心座，提升穩(wěn)定性和操控的準確性。（2）采用450R35-F無刷馬達替代370有刷馬達，增加動力性，減少電機火花對陀螺儀的干擾。（3）采用高剛性碳纖管加固機身，提高機身剛性，減小機身振動引起的劃船效應(yīng)對陀螺儀和加速度計的干擾，同時加快操控響應(yīng)速度。（4）采用11.1V/ 2100mAh 20C聚合物鋰電池，替代原有800mAh電池。增加續(xù)航能力。

經(jīng)過上述改進，機體的性能有了大幅度的提升，總重量增加了約180g左右。

二、旋翼主動控制靜態(tài)參量測試系統(tǒng)的硬件組成與設(shè)計要點

針對UMH目前研究所存在的問題，本課題組提出擯棄僅僅在機身安裝姿態(tài)檢測的傳統(tǒng)設(shè)計思路，將傳感器前移至UMH旋翼和十字盤。通過檢測旋翼和十字盤的受力情況，可以直接分析出UMH的工作狀態(tài)和外部擾動的變化，這樣可以在機身姿態(tài)發(fā)生變化之前對外部擾動作出提前反應(yīng)，提高系統(tǒng)的控制穩(wěn)定性。這種設(shè)計方案將UMH的旋翼系統(tǒng)作為單獨的控制對象，成為控制系統(tǒng)的內(nèi)環(huán)，可以實現(xiàn)快速響應(yīng)。姿態(tài)控制系統(tǒng)作為外環(huán)，完成系統(tǒng)姿態(tài)精確定位。由于系統(tǒng)分成兩個部分，分別加以建模和控制，大大減低了建模的階次，降低了工程中的設(shè)計難度，使先進控制算法更加容易實現(xiàn)，控制更為精確。

捷聯(lián)姿態(tài)系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)（如下頁圖1所示）。硬件系統(tǒng)主要包括慣性傳感器部分、旋翼受力采集處理部分、DSP處理器部分及輸出部分。慣性傳感器部分包括正交配置的三個微陀螺儀和三個微加速度計。它們直接固聯(lián)于運動載體上，測得信號是沿載體坐標系各軸相對于慣性空間的角速率和線加速度。旋翼受力采集。

微型直升機捷聯(lián)姿態(tài)控制系統(tǒng)以32位DSP處理器TMS320F2808為核心，其運算性能達到100MIPS [1]。具有16 個通道的高分辨率脈沖帶寬調(diào)制（HRPWM）輸出，150 皮秒 （ps）分辨率。可在500KHz調(diào)制頻率下實現(xiàn)13.4位分辨率，精度優(yōu)于0.01%。

本設(shè)計中采用三個相互正交的ENC-03采集直升機三個方向的滾轉(zhuǎn)角速度，并通過數(shù)字積分獲得滾轉(zhuǎn)角。

直升機平動信號采用MMA7260三軸加速度傳感器測量，測量范圍可以通過GS1和GS2在±1.5g-6g之間選擇。在懸停或降落過程中時，GS1和GS2設(shè)置為00，測量范圍為

±1.5g以減小積分誤差。其他工作狀態(tài)均設(shè)置為01，測量范圍±4g。輸出增加RC濾波器以濾除時鐘噪聲，剪切頻率約10KHz。

旋翼主動控制靜態(tài)參量測試系統(tǒng)由ARM cortex-M3芯片ST32F103RET6構(gòu)成處理核心。通過六維力傳感器測量直升機主軸六個自由度的受力情況，信號調(diào)理電路采用TLV2272雙路低壓軌至軌放大器設(shè)計。傳感器輸出送入剪切頻率為1KHz的低通電路濾除噪聲干擾，最后送入A/D采集[2]。采集后的數(shù)據(jù)通過SPI同步串口發(fā)送到DSP進行姿態(tài)穩(wěn)定控制。同時為了方便調(diào)試和數(shù)據(jù)分析，ST32F103RET6控制器同時將采集到的力學(xué)數(shù)據(jù)通過USB接口傳輸?shù)缴衔粰C進行分析。

三、調(diào)試及結(jié)論

目前主要對該系統(tǒng)進行了靜力學(xué)測試。測試過程中，機身放在可調(diào)角旋轉(zhuǎn)平臺上，步進電機調(diào)整機身的傾角和轉(zhuǎn)速。為了模擬側(cè)風(fēng)和切變風(fēng)對系統(tǒng)姿態(tài)的影響，靜力學(xué)測試中，采用了風(fēng)扇對測試系統(tǒng)施加干擾。

軟件設(shè)計中ARM 組成的力傳感測試系統(tǒng)構(gòu)成控制系統(tǒng)內(nèi)環(huán)，對外界擾動做出快速反應(yīng)。由DSP組成的捷聯(lián)姿態(tài)控制系統(tǒng)構(gòu)成外環(huán)控制系統(tǒng)，用來實現(xiàn)對姿態(tài)進行最終的穩(wěn)定控制。

當側(cè)風(fēng)或切變風(fēng)對機體施加擾動時，六維力傳感器將擾動信號采集到ARM控制器進行力學(xué)分析。并將相應(yīng)的調(diào)整量直接傳輸給舵機，控制十字盤改變旋翼傾角。同時將擾動數(shù)據(jù)和控制量通過USB和2.4G通信模塊將傳輸?shù)缴衔粰C。上位機根據(jù)上傳數(shù)據(jù)計算傳感器的平衡點和增益，將調(diào)整值下載到控制模塊。

控制系統(tǒng)安裝時應(yīng)注意調(diào)整機身的整體平衡，并保證機身沿中心軸懸吊時DSP捷連控制板應(yīng)保持水平?？刂坪胁捎?級阻尼支撐結(jié)構(gòu)，以減小較寬范圍內(nèi)機械振動對陀螺和加速度計的影響。

經(jīng)測試，系統(tǒng)對側(cè)風(fēng)和切變風(fēng)擾動有明顯的抑制作用。在切變風(fēng)速差為1m/s時，系統(tǒng)響應(yīng)時間小于0.1s。側(cè)風(fēng)風(fēng)速為1m/s時，系統(tǒng)響應(yīng)時間小于0.3s。

通過初步實驗，證明主動旋翼控制系統(tǒng)對擾動有抑制作用，可以加速系統(tǒng)平衡，減小擾動對系統(tǒng)姿態(tài)的影響。同時我們發(fā)現(xiàn)主動旋翼控制系統(tǒng)對切變風(fēng)的抑制作用高于側(cè)風(fēng)影響，并且非線性。因此對主動旋翼控制系統(tǒng)的控制參數(shù)整定和非線性校正還需深入研究。

參考文獻：

[1]TI Instruments.TMS320F2808 Data Manual.Literature Number： SPRS230J，October 2003－Revised September，2007.

[2]Murata Manufacturing Co.Ltd. Piezoelectric Vibrating Gyroscopes，2006.

[責(zé)任編輯 陳鶴]

注：本文中所涉及到的圖表、注解、公式等內(nèi)容請以PDF格式閱讀原文