劉東輝 杜亞昆 奚樂樂 佟麗娜

摘 要：無人機(jī)飛翼布局形式?jīng)Q定了它有諸多獨特的技術(shù)優(yōu)勢，所以世界上出現(xiàn)了很多先進(jìn)的無人機(jī)飛翼布局形式。本次課題為了設(shè)計能適應(yīng)長時間飛行且氣動性能優(yōu)越的飛翼布局無人機(jī)，擬將太陽能供電技術(shù)給無人機(jī)提供動力源，設(shè)計一種三角飛翼布局的太陽能無人機(jī)，并對其進(jìn)行姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計以得到更好的設(shè)計效果。

關(guān)鍵詞：三角飛翼；太陽能；無人機(jī)；姿態(tài)控制

引言

隨著無人機(jī)在軍事和民用領(lǐng)域發(fā)揮越來越重要的作用，無人機(jī)技術(shù)的發(fā)展得到了很多國家的重視。飛翼布局無人機(jī)有諸多獨特的技術(shù)優(yōu)勢，所以世界上很多先進(jìn)無人機(jī)采取飛翼布局形式。

太陽能飛機(jī)是以太陽光輻射能為能源的電推進(jìn)飛行器，具有巡航時間長、飛行高度高、成本低等特點，而且可以靈活執(zhí)行多種任務(wù)，清潔無污染。目前世界上還沒有實用的太陽能飛行器，且將太陽能動力與飛翼氣動布局相結(jié)合的案例寥寥無幾，各國相關(guān)的科學(xué)研究正在持續(xù)進(jìn)行中。

1 整機(jī)方案的確定

飛翼結(jié)構(gòu)無機(jī)身、無水平尾翼和垂直尾翼，從機(jī)體結(jié)構(gòu)看，機(jī)體內(nèi)部空間可以得到最大限度利用。這種結(jié)構(gòu)的設(shè)計不僅有利于增加結(jié)構(gòu)強(qiáng)度而且還可以減少結(jié)構(gòu)重量，并且可以承受高機(jī)動產(chǎn)生的過載力。從氣動外形看，翼身融為一體，使整架飛機(jī)作為一個升力面，這樣可以較大的增加升力。同時這種翼身相結(jié)合的結(jié)構(gòu)可以大幅度降低干擾阻力和誘導(dǎo)阻力?？傮w說來，無尾飛翼布局一體化設(shè)計，可大大增升減阻，減少重量和翼載荷，對提高續(xù)航時間和機(jī)動性等飛行性能極為有效。

2 姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計

2.1 姿態(tài)測量和傳感器校正

陀螺儀和加速度模塊主要由MPU-6050及其周圍電路組成。由于實驗條件限制，傳感器的校正只有一項，即加速度計。靜態(tài)時加速度計測的是等效重力加速度場。加速度計測量的對象是比力，也就是等效重力加速度和運動加速度的和，當(dāng)靜止時，運動加速度為0，加速度計的測量值為等效重力加速度，可以利用這一點校正加速度計。加速度計的校正的思路為：對測量值平移和縮放，把測量值擬合到重力加速度。所以校正加速度計的整體流程為：測量一批靜態(tài)數(shù)據(jù)，要盡可能在球面上分布均勻，然后用這批數(shù)據(jù)生成方陣，然后求方程的近似解，最后得到校正參數(shù)。

有了傳感器的數(shù)據(jù)，就可以用來計算姿態(tài)。計算姿態(tài)主要用到兩個傳感器：陀螺儀、加速度計。加速度計測量對象為比力，受運動加速度影響大。而陀螺儀則受外部的影響弱，穩(wěn)定性好，但輸出量為角速度，需積分才能得到姿態(tài)，無法避免誤差的累積問題。為了得到穩(wěn)定的、近實時的姿態(tài)，對各傳感器的數(shù)據(jù)取長補(bǔ)短，本設(shè)計采用互補(bǔ)濾波法，如圖1。

Mark Euston 提出了運算量比梯度下降法更小的互補(bǔ)濾波法。相比梯度下降法用加速度算姿態(tài)的梯度，互補(bǔ)濾波法是把加速度誤差構(gòu)造成糾正旋轉(zhuǎn)，疊加到陀螺測出的角增量上，實現(xiàn)高效的數(shù)據(jù)融合。陀螺儀和加速度模塊主要由MPU-6050及其周圍電路組成。由于實驗條件限制，傳感器的校正只有一項，即加速度計。靜態(tài)時加速度計測的是等效重力加速度場。加速度計測量的對象是比力，也就是等效重力加速度和運動加速度的和，當(dāng)靜止時，運動加速度為0，加速度計的測量值為等效重力加速度，可以利用這一點校正加速度計。加速度計的校正的思路為：對測量值平移和縮放，把測量值擬合到重力加速度。

2.2 姿態(tài)控制

根據(jù)被控姿態(tài)的表示方式，分為歐拉角控制和四元數(shù)控制。為了避免復(fù)雜的精確動力學(xué)建模，選用PID 控制器。若選用歐拉角來控制姿態(tài)，每次控制都要計算三次三角函數(shù)，運算量很大。為了避免三角函數(shù)，可直接用姿態(tài)四元數(shù)來控制。思路為先求姿態(tài)差，再把姿態(tài)差輸入到PID控制器，來輸出舵機(jī)旋轉(zhuǎn)角變化量。當(dāng)前姿態(tài)記為c，目標(biāo)姿態(tài)記為t，從當(dāng)前姿態(tài)轉(zhuǎn)到目標(biāo)姿態(tài)的旋轉(zhuǎn)，即姿態(tài)差，記為d，則有：

假定姿態(tài)差為小量，三角函數(shù)可以用小角替換，根據(jù)四元數(shù)表示姿態(tài)的意義，xd、yd和zd為各軸旋轉(zhuǎn)角的一半，可以作為PID 的輸入：

2.3 算法效果

主要針對加速度計進(jìn)行了校正。再比較校正前后的長度誤差分布，校正前的相對誤差分布如圖2，校正后的相對誤差分布如圖3。

3 結(jié)束語

文章詳細(xì)論述了姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計方案和算法，從傳感器校正、數(shù)據(jù)融合、姿態(tài)控制、算法效果和最終的試飛狀況，充分地展示了姿態(tài)控制系統(tǒng)對整個無人機(jī)的輔助穩(wěn)定作用。通過對姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計、分析與大量計算，飛機(jī)的可操控性達(dá)到了較為理想的狀態(tài)，整體效率也有所提高，基本達(dá)到設(shè)計目標(biāo)。

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作者簡介：杜亞昆（1989-），男，漢族，河北石家莊人，碩士研究生，研究方向：電機(jī)電器的智能控制。