賀巍

摘 要：提出一種基于SOC平臺的自動飛行無人機飛行控制和導(dǎo)航系統(tǒng)。用于導(dǎo)航、飛行控制、機載系統(tǒng)管理等，包括飛控、導(dǎo)航、命令分析與處理、電源分配與管理、任務(wù)管理、任務(wù)設(shè)備控制、通訊/數(shù)據(jù)鏈路控制、存儲與記錄子系統(tǒng)。這些子系統(tǒng)采用高度集成的一體化設(shè)計，具有輕重量，低功耗的優(yōu)勢。

關(guān)鍵詞：無人機；飛行控制；飛行導(dǎo)航；自主飛行

中圖分類號：TP391 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2018）19-0080-02

飛控和導(dǎo)航的硬件由飛控控制單元、數(shù)據(jù)處理加速IP和各類傳感器構(gòu)成。飛控控制單元應(yīng)有豐富的接口，強大的數(shù)據(jù)處理能力，良好的軟件開發(fā)支持。文章使用ZYNQ 7000作為系統(tǒng)開發(fā)平臺進行設(shè)計及仿真。

1 總體設(shè)計與實現(xiàn)

基于SOC的總體系統(tǒng)框如圖1所示。

SOC中ARM（PS part）處理器，用于信號測量、飛行任務(wù)管理、飛行數(shù)據(jù)記錄等。SOC中的邏輯部分（PL part）實現(xiàn)其他功能單元，包括：數(shù)據(jù)采集控制寄存器、通用數(shù)字I/O、GPS信號處理單元、舵機伺服控制器，通信控制器、圖像采集控制器、存儲器、總線控制器和時鐘控制器等。所有外設(shè)控制單元用AXI標準總線與ARM CPU連接在一起。

2 飛控系統(tǒng)的具體實現(xiàn)

2.1 副翼控制回路

副翼用于控制滾轉(zhuǎn)軸，包含外環(huán)控制和內(nèi)環(huán)控制。

2.1.1 外環(huán)： 傾斜角偏差反饋

滾轉(zhuǎn)控制的外環(huán)，利用傾斜角偏差計算滾轉(zhuǎn)速率指令：

PCMD=saturation（K（COMMAND-），Pmax）

定義外環(huán)性能的兩個參數(shù)：

傾斜角比例增益K：其倒數(shù)代表修正傾斜角偏差的時間常數(shù)，滾轉(zhuǎn)速率和傾斜角偏差之間的線性關(guān)系使得傾斜角以時間的指數(shù)關(guān)系逼近。

最大滾轉(zhuǎn)速率Pmax：對于大的傾斜角偏差，該量對修正傾斜角偏差所需的時間有最大的影響。

2.1.2 內(nèi)環(huán)：滾轉(zhuǎn)速率偏差控制

滾轉(zhuǎn)軸內(nèi)環(huán)控制根據(jù)滾轉(zhuǎn)速率以及其當前測量值計算副翼指令。假設(shè)滾轉(zhuǎn)軸慣量很小，忽略滾轉(zhuǎn)加速度，從而按定常滾轉(zhuǎn)狀態(tài)構(gòu)建控制率。滾轉(zhuǎn)角速率指令實質(zhì)上是歐拉滾轉(zhuǎn)角速率。但測量的是體軸系的滾轉(zhuǎn)角速度，因此首先需要計算歐拉滾轉(zhuǎn)角速率，即：

Φ=p+tanΘ（qsinΦ+rcosΦ）

控制率由三項構(gòu)成。第一項是根據(jù)滾轉(zhuǎn)速率預(yù)測的副翼指令項，第二項是滾轉(zhuǎn)速率偏差的時間積分，該項是為了獲得副翼的配平位置，第三項是對滾轉(zhuǎn)阻尼的增強，即根據(jù)滾轉(zhuǎn)速率調(diào)整副翼偏角。最終的控制率由上述三項的合并通過副翼限位而得：

A=saturation（dApre+dAfee+dAdam，max）

2.2 升降舵控制回路

升降舵用來控制飛行的垂直加速度。外環(huán)采用高度和空速回路以確定垂直加速度指令。

升降舵控制率由三項構(gòu)成：加速度指令預(yù)測項，加速度偏差積分項，以及為增加短周期阻尼的俯仰阻尼項。最升降舵控制指令即三項之和：

E=lim（dEpre+dEfee+dEdam，min Elevator，max Elevator）

3 方向舵控制回路

方向舵用于阻尼偏航振動和管理側(cè)向力，即協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎?？偟姆较蚨婵刂坡蕿椋?/p>

R=saturation（dRcoord+dRdamping，max Rudder）

4 動力控制回路

動力控制用于控制飛行的能量速率，該速率由空速變化率的垂直速率給定。高度和空速回路為動力控制回路提供了垂直速度指令和空速變化率指令。

控制率由兩部分組成，即動力預(yù)測量和偏差積分的反饋量。動力預(yù)測值是根據(jù)速率指令計算而得的。反饋項則是基于需求功率和實際功率之差。

5 軟件設(shè)計

軟件采用Vxworks實時操作系統(tǒng)，用C++語言開發(fā)。軟件部署在zynq的PS（ARM）部分。整個軟件采用模塊化設(shè)計，便于擴展和移植。軟件分飛行與任務(wù)管理系統(tǒng)FSM、自動駕駛系統(tǒng)AUTOPILOT、導(dǎo)航系統(tǒng)NAVIGATOR、數(shù)據(jù)采集與記錄系統(tǒng)DATARECODER、任務(wù)監(jiān)控設(shè)備如CAMERA共六個子系統(tǒng)。每一個子系統(tǒng)都可以通過地面站獨立尋址、單獨控制。

各子系統(tǒng)的功能描述如下：

5.1 飛行管理系統(tǒng)FMS

飛行管理系統(tǒng)管理飛行計劃（由一系列航路點構(gòu)成）、任務(wù)計劃、以及各種故障條件下的應(yīng)急飛行計劃等。

5.2 自動駕駛系統(tǒng)Autopilot

自動駕駛系統(tǒng)完成飛行器的增穩(wěn)、姿態(tài)控制、并根據(jù)飛行計劃進行航跡跟蹤。

5.3 導(dǎo)航系統(tǒng)Navigator

導(dǎo)航系統(tǒng)根據(jù)各傳感器的數(shù)據(jù)驚醒數(shù)據(jù)處理，給出飛行器的姿態(tài)、位置、速度及加速度等導(dǎo)航信息。

5.4 設(shè)備配置管理器Configurator

設(shè)備配置管理器是飛控系統(tǒng)的支撐系統(tǒng)，管理各機載傳感器及驅(qū)動器的配置及校準。

5.5 數(shù)據(jù)采集與記錄系統(tǒng)DataRecoder

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集、記錄飛控系統(tǒng)各部分的關(guān)鍵數(shù)據(jù)，負責遙測信息的采集和傳送。

各系統(tǒng)源/目標地址定義：

地址的分配規(guī)則為，0～0xF為系統(tǒng)保留地址，0x10～0x40為機載設(shè)備地址。其余地址留給地面設(shè)備，如果不明確給定地面設(shè)備地址，飛控系統(tǒng)默認的地址設(shè)為0x80。

飛控個分系統(tǒng)的具體地址定義如表1所示。

6 結(jié)語

綜上，本文描述了飛控系統(tǒng)的總體架構(gòu)和飛控系統(tǒng)的各單元在SOC平臺上的具體實現(xiàn)。包括：（1）Z軸方向（偏航角）；（2）Y軸方向（俯仰角）；（3）X軸方向（滾轉(zhuǎn)角）；（4）飛行動力等控制單元的原理公式和算法的具體實現(xiàn)。文章最后介紹了飛控系統(tǒng)的軟件系統(tǒng)的架構(gòu)及實現(xiàn)。

參考文獻

[1]（美）U.Meyer-Baese著，劉凌譯.數(shù)字信號處理的FPGA實現(xiàn)[M].北京：清華大學(xué)出版社，2011：60-61.

[2]沈再陽編著，MATLAB信號處理[M].北京：清華大學(xué)出版社，2017：100-102.