倪 原，劉 琦，秦東旭，劉 源

（西安工業(yè)大學 電子信息工程學院，西安710021）

在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，作為精確打擊實現(xiàn)的手段，飛行器武器在近些年幾場典型的高技術戰(zhàn)爭中得到了廣泛應用．飛行器飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)包括了GPS導航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)主要由飛行器上的小型處理器來完成飛行軌跡偏差的計算、導引指令的生成以及對舵機偏轉(zhuǎn)的控制［1-3］．在專門用于控制數(shù)字電機的數(shù)字信號處理器還沒有出現(xiàn)的時代，研發(fā)人員一直在研究通過單片機來實現(xiàn)對電動舵機的控制．飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)需要在高速運動的情況下進行大量的數(shù)據(jù)處理，所以運行速度相對較低的單片機是無法滿足的［4-5］．20世紀80年代初出現(xiàn)的數(shù)字信號處理器（Digital Signal Processor，DSP）適應了飛行器武器對數(shù)據(jù)計算處理速度的需要．但是如果采用單DSP，既要執(zhí)行數(shù)據(jù)采集和計算，還要進行姿態(tài)控制，無法有效地縮短控制周期［6-7］．本控制系統(tǒng)的主控制器采用了兩塊TI公司生產(chǎn)的TMS320F28335DSP芯片，將導航數(shù)據(jù)計算和飛行姿態(tài)控制分開，避免了單DSP計算數(shù)據(jù)量過大影響控制系統(tǒng)反應速度的問題［8］．

此外，傳統(tǒng)的飛行器都是采用液壓伺服系統(tǒng)或氣壓伺服系統(tǒng)，但是這些伺服系統(tǒng)具有結構復雜、加工精度高、質(zhì)量大、成本高、技術難度大等缺點；本系統(tǒng)的舵機伺服系統(tǒng)采用了永磁無刷直流電機作為伺服電機，具有成本低、易于控制、控制精度高和可靠性高等優(yōu)點［9］．

1 雙DSP飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)的分析

1．1 控制系統(tǒng)原理

飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的功能是控制和穩(wěn)定飛行器的飛行．控制是指按控制指令的要求操縱舵面偏轉(zhuǎn)，改變飛行器的姿態(tài)，使飛行器沿基準軌道飛行．穩(wěn)定是指消除因干擾引起的飛行器姿態(tài)的變化，使飛行器的飛行方向不受擾動的影響．控制系統(tǒng)原理如圖1所示．

圖1 控制系統(tǒng)原理圖Fig．1 Principle of the control system

飛行器飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)包括舵機回路及姿態(tài)回路．舵機回路的主要作用是通過舵面位置傳感器確定當前的舵面位置，為主控制器形成控制指令提供參考；姿態(tài)回路的主要作用是通過慣性導航裝置檢測飛行器的實時姿態(tài)角，從而為飛行器的穩(wěn)定飛行提供參考．

1．2 控制系統(tǒng)的硬件結構

飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)主要由捷聯(lián)慣導系統(tǒng)、主控制器及舵機系統(tǒng)構成．飛行器的實時飛行姿態(tài)信息由捷聯(lián)慣導系統(tǒng)給定．舵面的實時位置信號是由舵機輸出軸上的角度傳感器提供給副DSP，該位置信號經(jīng)過調(diào)理電路處理之后輸入到副DSP的A／D采樣端．副DSP通過控制器局域網(wǎng)絡（Controller Area Netwrok，CAN）總線接收到主 DSP計算的姿態(tài)偏差信息，求得四路舵機的預定參考位置，經(jīng)過內(nèi)部控制算法處理后輸出控制信號，經(jīng)過專用四路舵機驅(qū)動器，驅(qū)動四路舵機按要求轉(zhuǎn)動．舵機作為飛行軌跡控制系統(tǒng)的執(zhí)行機構，由四套無刷直流電機、諧波減速器、位置傳感器組成．整個系統(tǒng)的硬件結構如圖2所示．

圖2 控制系統(tǒng)硬件結構圖Fig．2 Hardware structure of the conrtol system

2 控制算法的分析

2．1 彈體坐標系與地面坐標系

在飛行器飛行的過程中導航系統(tǒng)要實時計算飛行器所處的位置和姿態(tài)，其位置和姿態(tài)是由彈體坐標系和大地坐標系之間的關系確定．

如圖3所示為飛行器在彈體坐標系和地面坐標系的示意圖，O′X′Y′Z′為彈體坐標系，OXYZ為地面坐標系．

彈體坐標系的原點O′為飛行器質(zhì)心．O′X′軸與彈體縱軸重合，指向頭部為正；O′Y′軸在彈體縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，垂直于O′X′軸，向上為正；O′Z′軸垂直于X′O′Y′．彈體坐標系與飛行器固聯(lián)，是一個動坐標系．O′X′、O′Y′、O′Z′與飛行器的相對方向關系在飛行過程中保持不變，三軸方向與彈體的相對關系在發(fā)射之初就已確定．

地面坐標系OXYZ與地球固聯(lián)，原點O通常取飛行器質(zhì)心在地面上的投影點，OX軸在水平面內(nèi)，指向目標（或目標在地面的投影）為正；OY軸與地面垂直，向上為正；OZ軸按右手定則確定［10］．

圖3 飛行器在彈體坐標系和地面坐標系示意圖Fig．3 The sketch of the aircraft in the body coordinate system and the geographic coordinate system

航向角φ為彈體坐標系O′Y′軸在大地坐標系的投影與大地坐標系OY軸的夾角，以正北為0度，正北向東偏轉(zhuǎn)為正；俯仰角θ為彈體坐標系O′Y′軸與其在大地坐標系的投影間的夾角，以飛行器抬頭為正；橫滾角γ為彈體坐標系的X′O′Y′面與O′X′軸之間的夾角，以逆時針方向為正．

2．2 控制算法的設計與仿真

在直角坐標系中，根據(jù)立體幾何關系，由俯仰角偏差和航向角偏差便可以得到飛行器在三維空間里的偏航角Δφ．本系統(tǒng)舵機的安裝方式為“X”式，因此由“X”式舵機在飛行器飛行時的動作特點以及氣動關系可找出三維空間中的偏航角度Δφ與四路舵機舵面位置δ1、δ2、δ3、δ4之間的關系．

在計算出四路舵機的預定舵面位置δ1、δ2、δ3、δ4后，根據(jù)四路舵機的當前舵面位置σ1、σ2、σ3、σ4，再由式（2）可求得四路舵機的舵面位置偏差err1、err2、err3、err4．

飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)工作的時候是在飛行器處于高速飛行的過程中，為了使舵機能更精確和穩(wěn)定地的調(diào)整飛行器的飛行姿態(tài)，采用增量式PID算法對輸出的控制信號進行算法處理．由PID控制器組成的控制回路原理如圖4所示．

圖4 PID控制器組成的控制回路原理圖Fig．4 Principle of the control loop with PID controller

其中KJ／（TJs＋1）為系統(tǒng)的舵機傳遞函數(shù)，Kδ／（Tδ2s2＋2ξδTδs＋1）為彈體傳遞函數(shù)，其中KJ、Kδ為比例系數(shù)，TJ、Tδ為時間常數(shù)，ξδ為阻尼系數(shù)，這些參數(shù)由舵機轉(zhuǎn)動慣量以及彈體的質(zhì)量、質(zhì)心等參數(shù)決定．通過對PID參數(shù)的整定，經(jīng)Matlab仿真得到控制回路的單位階躍響應曲線如圖5所示．

圖5 控制回路的階躍響應曲線ig．5 Step response curve of the conrtol loop

3 軟件設計

控制系統(tǒng)軟件主程序主要包括系統(tǒng)初始化和舵機控制兩部分．系統(tǒng)初始化包括初始化DSP需要用到的控制寄存器（包括設定系統(tǒng)時鐘、系統(tǒng)狀態(tài)寄存器等）、初始化I／O端口（包括設定F28335片內(nèi)多路復用的I／O口功能及其極性）、初始化中斷設置（確定系統(tǒng)所需要用到的中斷類別及中斷源）、檢測電機的初始位置、初始化所需用到的控制變量等．舵機控制主要包括導航數(shù)據(jù)的接收、偏差計算及對姿態(tài)角的控制．主程序框如圖6所示．

圖6 控制系統(tǒng)主程序流程圖Fig．6 The flow chart of the main programm of the conrtol system

4 軟件測試

對控制系統(tǒng)的軟件在地面進行測試，在不同的飛行姿態(tài)下對控制系統(tǒng)進行控制算法和舵機位置控制的測試，以判斷舵機控制是否正確．另外對單DSP和雙DSP的控制周期進行了測試和比較．測試通過地面測試臺進行，測試臺可以設定飛行軌跡參數(shù)及調(diào)整飛行器的航向角、俯仰角和高度．

首先記錄飛行器在靜止狀態(tài)下的參數(shù)，通過軌跡設計功能設定好飛行器的預定飛行軌跡參數(shù)，即不同高度時的航向角和俯仰角；控制飛行器進入發(fā)射狀態(tài)，通過改變氣壓高度計的氣壓改變飛行器的實時高度，通過試驗臺改變航向角和俯仰角，判斷舵機的運動方向是否正確．在測試中，用調(diào)試軟件記錄單DSP和雙DSP的控制周期．通過測試，在不同的飛行姿態(tài)時，舵機位置產(chǎn)生的氣動合力方向以及單DSP和雙DSP的控制周期見表1．

經(jīng)過測試，控制系統(tǒng)軟件的設計使系統(tǒng)的各個功能都已經(jīng)實現(xiàn)．采用增量式PID控制算法保持了常規(guī)PID控制的原理簡單、使用方便以及魯棒性較強的特點，能夠較好地滿足控制系統(tǒng)對穩(wěn)定性和精確控制的要求．控制系統(tǒng)對舵機的控制需要滿足200°／s的轉(zhuǎn)速，控制周期應小于150ms．在測試中，采用單DSP的控制周期都大于200ms，不能滿足要求．采用雙DSP，控制周期都小于150ms，縮短了約50%，滿足了控制系統(tǒng)對舵機控制的要求，有效地縮短了控制周期，提高了控制系統(tǒng)的反應速度．

表1 飛行姿態(tài)控制測試數(shù)據(jù)Tab．1 Test data of flight attitude control

5 結 論

采用雙DSP作為飛行器飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)的主控制器芯片，將計算數(shù)據(jù)和控制系統(tǒng)分開，能夠有效地縮短控制周期約50%，滿足了控制系統(tǒng)對舵機控制的要求，提高了控制系統(tǒng)的響應速度．采用增量式PID算法進行姿態(tài)控制，實現(xiàn)了系統(tǒng)對飛行器飛行姿態(tài)的實時控制．經(jīng)過樣機地面調(diào)試實驗，實現(xiàn)了雙DSP飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)對飛行器飛行姿態(tài)的控制．

［1］ 周傳祥．基于DSP的導航／飛控嵌入式系統(tǒng)設計［D］．西安：西北工業(yè)大學，2007．ZHOU Chuan-xiang．DSP-Based Design of Navigation and Aircraft Control of Embedded System ［D］．Xi’an：Northwestern Polytechnical University，2007．（in Chinese）

［2］ 崔家山．基于自適應模糊PID的飛航導彈控制系統(tǒng)設計［D］．哈爾濱：哈爾濱理工大學，2012．CUI Jia-shan．Design of Aerodynamics Missile Controller Based on Adaptive Fuzzy PID［D］．Harbin：Harbin Institude of Technology，2012．（in chinese）

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［5］ 劉志強，吳漢松．導彈氣動參數(shù)變化時PID與模糊控制的仿真［J］．火力與指揮控制，2005，30（4）：88．LIU Zhi-qiang，WU Han-song．Simulation of PID Control and Fuzzy Logic Control While Missile Parameters Change in Big Scope．Fire Control and Command Control．2005，30（4）：88．（in chinese）

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