陸文駿

（安徽三聯(lián)學院 電子電氣工程學院，安徽 合肥 230601）

0 引言

無人機航空電子設備包括機載計算機、伺服設備、機載測量設備、供電設備和飛機電纜等。機載計算機是通用無人機航空電子系統(tǒng)的核心部件，是飛行器的控制與管理核心。它不僅完成飛行器的穩(wěn)定及控制，還要把機載電子設備統(tǒng)一管理和調(diào)度，達到資源共享和信息集成與融合,實現(xiàn)飛行控制律解算、飛行控制、飛行狀態(tài)采集、傳感器管理、導航管理、飛行狀態(tài)管理、無線電鏈路管理和任務設備管理等功能。它由計算機板、A/D與D/A板、信號處理板、回收板、衛(wèi)星定位信號接收板和機箱組成，作為測量設備的氣壓高度傳感器和動壓傳感器也裝在機箱里。伺服設備由升降舵機、左副翼舵機、右副翼舵機、左方向舵機、右方向舵機、風門調(diào)節(jié)器和風道調(diào)節(jié)器等七個部件組成，為了便于使用與維護，這七個部件為同一型號的電動舵機。舵機主要由機箱、電動機、減速箱、電位器、控制及功放電路等組成。當控制信號與反饋電位器信號之差不為零時，控制及功放電路放大此信號使電動機轉(zhuǎn)動，通過減速器減速使輸出搖臂按規(guī)定方向移動。反饋電位器轉(zhuǎn)軸與搖臂同步運動，當搖臂移動到控制信號與反饋電位器信號之差為零時，電動機停轉(zhuǎn)，搖臂的位移量和方向取決于控制信號的大小和極性。

其中，飛行控制系統(tǒng)接收到地面指揮站發(fā)來的各種控制指令，控制指揮飛機進行各種飛行姿態(tài)的飛行，并且與傳感器、伺服系統(tǒng)和飛機系統(tǒng)構(gòu)成了飛機姿態(tài)角度和高度的穩(wěn)定性[1-2]；車載電腦控制發(fā)動機的速度和溫度，可以安全地停放；還能控制飛機安全回收，同時管理著機載的各種飛行狀態(tài)參數(shù)，各任務設備的參數(shù)均由機載計算機采集并按遙測數(shù)據(jù)流的幀格式編碼后，以標準RS-422串行接口方式，經(jīng)無線電系統(tǒng)送至地面控制站。因此，飛行控制系統(tǒng)的性能和操作將直接影響飛行的性能和安全性[3-4]。飛行控制參數(shù)的測試主要用于測試飛機航電系統(tǒng)中機載陀螺、伺服舵機、機載計算機三個關鍵設備的協(xié)調(diào)工作情況，此項測試是在無人機的日常維護、重大飛行任務前必須操作的內(nèi)容項目。

測量參數(shù)的測試與自駕參數(shù)測試結(jié)合進行，進行時必須有無線電地面控制站配合，飛機加電后預熱5 min方可以進行測試[5]。測試時將地面控制站通過線纜與飛機連通，由地面控制站內(nèi)的指揮員發(fā)出各種指令控制飛機，飛機保障人員獲取飛機有關狀態(tài)，測試飛機飛行控制系統(tǒng)的工作運行狀況，測試工作涉及人員4～6人、動用多臺地面保障設備，需多方協(xié)調(diào)配合，整個過程需2 h以上。角速率陀螺通常采用靜態(tài)測試[6]：通過從地面站的飛行數(shù)據(jù)窗口檢查角速率陀螺輸出值，正常情況下該值應在0±3°/s范圍附近。角速率陀螺動態(tài)測試：取下角速率陀螺旋轉(zhuǎn)，角速率值應有變化則認為角速率陀螺工作正常。旋轉(zhuǎn)角速率陀螺相當于對其施加高轉(zhuǎn)速的沖擊轉(zhuǎn)角信號，用這種方法即使存在靈敏度和線性度差的問題角速率陀螺輸出也會有相應變化，因而并不能測試出角速率陀螺的技術指標。該測試方法基本上是手動操作的，其測試精度差，效率低[7]。在最后的裝配測試和訓練中，應對設備進行功能和性能指標以及參數(shù)校準的全面測試，以確保機載航空電子設備工作正常。由于無人機系統(tǒng)的特殊性，不能直接在飛機上進行系統(tǒng)測試，而傳統(tǒng)的試驗無法充分實現(xiàn)有效的動態(tài)測試，這就需要搭建更方便和高效的地面測試驗證環(huán)境，能夠滿足飛控系統(tǒng)的動態(tài)測試需要，在飛行測試前對飛控系統(tǒng)進行全面的半實物測試與驗證[8]。無人機飛控系統(tǒng)現(xiàn)有的測試方法包括分立部件測試和部件裝機后的整機綜合測試[9]。兩種方法均屬于常規(guī)的靜態(tài)測試，組織實施復雜、測試效率較低、任務準備周期長。綜上問題，研制一套無人機飛控系統(tǒng)半實物仿真測試平臺的需求顯得尤為迫切。

1 飛行控制系統(tǒng)測試總體設計方案

我們設計的無人機飛控系統(tǒng)半實物仿真測試平臺主要由無人機飛行姿態(tài)校準臺、主控設備和舵偏角測試儀等構(gòu)成。方案采用一體化的自動測試方法，通過主控設備發(fā)送控制指令，通過無人機飛行姿態(tài)校準臺施加空間角激勵，通過壓力校驗議施加氣壓高度激勵，在這些激勵下，機載計算機解算出升降舵、副翼、方向舵的控制量并轉(zhuǎn)化為控制電壓量實現(xiàn)舵面偏轉(zhuǎn)控制，這種測試方法不僅能從遙測幀中提取控制量和數(shù)據(jù)庫中的標準范圍進行比對，同時利用舵偏角測試儀可以測試舵面的實際輸出偏角，如圖1所示。這樣既測試了飛行控制規(guī)律，又測試了執(zhí)行機構(gòu)是否卡死，偏轉(zhuǎn)是否符合要求等多項功能。整個過程自動進行，數(shù)據(jù)自動記錄，測試報告自動生成并打印輸出，減少了人為原因造成的誤差和失誤[10]。

圖1 飛控系統(tǒng)測試方案總體設計框圖

2 飛控系統(tǒng)半實物仿真測試平臺的軟硬件實現(xiàn)

2.1 飛控系統(tǒng)半實物仿真測試平臺的指標要求

測試平臺的基本參數(shù)指標有直流模擬輸入、角度、舵面傾角，具體如表1所示：

表1 飛控系統(tǒng)半實物仿真測試平臺的參數(shù)指標

2.2 飛行姿態(tài)校準臺的設計與實現(xiàn)

校準臺機械結(jié)構(gòu)由框架結(jié)構(gòu)、動力源、支承結(jié)構(gòu)、驅(qū)動方式、軸系結(jié)構(gòu)、配重方式等組成。本方案校準臺屬于角秒級的高精度校準轉(zhuǎn)臺，為避免長期工作導致聯(lián)接處磨損或松動，保證精度，內(nèi)框采用O型結(jié)構(gòu)，外框采用矩形結(jié)構(gòu)，并采取軸框整體加工的方式。同時，為防止長期工作后結(jié)構(gòu)蠕變帶來的誤差影響，必須對其內(nèi)應力進行嚴格控制。因此，內(nèi)外框架鑄造后和粗加工后均分別進行長時間時效等相應熱處理措施，以消除在鑄造和加工中產(chǎn)生的應力，保證內(nèi)外框架在轉(zhuǎn)臺工作中不發(fā)生殘余應力變形，實現(xiàn)內(nèi)外框架的高精度要求。

控制電路完成對姿態(tài)校準臺的轉(zhuǎn)動角度控制和轉(zhuǎn)動速率控制，校準臺為兩維轉(zhuǎn)臺，對應于無人機俯仰角和傾斜角的變化。兩維轉(zhuǎn)臺的運動通過兩臺直流伺服電機驅(qū)動。其中，電機控制芯片采用宏晶STC5410單片機。電機高速運動時，產(chǎn)生的反向電動勢對電路特性影響較大，為此，設計中對控制電機的關鍵性號進行了隔離，增強了電路的抗干擾性。電機控制指令通過上位機主控系統(tǒng)計算機發(fā)出，控制器與上位機通信RS232接口通信。根據(jù)姿態(tài)校準臺工作方式需要，電機控制程序包括初始化串口，以規(guī)定角度轉(zhuǎn)動，以規(guī)定角速率轉(zhuǎn)動等多個步驟，為了實現(xiàn)電機轉(zhuǎn)動時的速度可調(diào)和轉(zhuǎn)動過程中可根據(jù)需要緊急停止等功能，在電機控制協(xié)議中規(guī)定了電機編號、電機轉(zhuǎn)動方向、轉(zhuǎn)動角度、轉(zhuǎn)動角速度、急停標志等多個字段。電機以規(guī)定角度轉(zhuǎn)動時，為了實現(xiàn)電機的平穩(wěn)轉(zhuǎn)動，設計了電機啟動和停止時的升降速曲線。

無人機飛行控制系統(tǒng)包括機載傳感器、伺服控制舵機等多種設備，完成無人機飛行自駕功能，其測試的可靠性對測試無人機系統(tǒng)整體性能非常重要。通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化和精密驅(qū)動，研制了一個可控的無人機飛行姿態(tài)半實物仿真測試平臺，模擬無人機空中飛行技術狀態(tài)，實現(xiàn)對無人機受氣流擾動后的自糾能力及對控制指令的響應能力的動態(tài)測試。

2.3 舵偏角測試儀的設計與實現(xiàn)

舵偏角測試儀用于測試飛機舵面偏轉(zhuǎn)角的大小，其技術指標如下：

角度測量范圍：-35°～+35°；

響應時間＜300 ms，遲滯誤差 0.3°；

工作電壓：DC 7 V～24 V；

工作溫度范圍：-25℃～+60℃；

通信接口：無線9600 bps；

無線傳輸模塊工作頻率：433.0～443.0 MHz；

測試儀利用重力對流體的影響來引起膜電位的變化，以達到感知角度大小的目的。整個過程首先收集膜電位，通過增益放大器放大，通過A/D轉(zhuǎn)換器將其轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號，并等待外部訪問數(shù)字信號處理。其中，控制芯片采用AT89 C51單片機，A/D轉(zhuǎn)換芯片采用ADS1100[11]，芯片為2。連續(xù)自校準模擬/數(shù)字（A/D）轉(zhuǎn)換器，7 V至5.5 V單電源。它具有分辨率高、界面簡單、比例放大、功耗低和體積小等優(yōu)點。ADS1100使用的電源電壓為參考電壓，可通過差分輸入和高達16位的分辨率進行A/D轉(zhuǎn)換。它可以每秒采樣8、16、32或128次，用于A/D轉(zhuǎn)換，并提供用于外部通信的I2C端口?；谝陨显O計原理的舵偏角測試儀設備體積小、靈敏度高、抗振動，能在惡劣條件下工作，其工作框圖如圖2所示：

測試儀最后需要和外部進行數(shù)據(jù)交換，將測試的角度通過適當?shù)姆绞捷敵鼋o外部端口，這涉及到外部模塊訪問系統(tǒng)內(nèi)部資源的問題，需要相應的軟件支持。

2.4 測試軟件設計

圖2 舵偏角測試儀工作框圖

飛行控制系統(tǒng)的測試主要涉及機載傳感器、伺服轉(zhuǎn)向器和車載計算機的幾個部分。統(tǒng)一測試飛機在控制命令的作用下姿態(tài)動作的改變，測試飛機在收到擾動后姿態(tài)的保持性能是否可靠。整個過程自動進行，測試時，通過施加各種激勵，模擬各種傳感器信號給機載計算機，然后檢查控制輸出或車載計算機的狀態(tài)，以全面評估無人機飛行控制系統(tǒng)的性能。具體包括：飛機縱向控制系統(tǒng)參數(shù)測試、飛機橫向和航向控制系統(tǒng)參數(shù)測試、飛機縱向機動角度測試、飛機橫向機動角測試、發(fā)動機控制機構(gòu)參數(shù)測試、飛機回收電路參數(shù)測試和其他參數(shù)測試。

飛機飛行控制參數(shù)測試包括三個部分：無人機陀螺儀，伺服轉(zhuǎn)向裝置和車載計算機。這三個對象相互關聯(lián)，系統(tǒng)需要根據(jù)反饋進行協(xié)調(diào)，確定測試步驟。因此，根據(jù)所有測試項目的特點，將測試項目分類，按照模塊化的方式進行測試。軟件流程如圖3所示。

3 平臺的指標測試

無人機飛控系統(tǒng)半實物仿真測試平臺的功能主要由無人機飛行姿態(tài)校準臺、主控設備多功能采集卡、多路復用器及舵偏角測試儀完成。

3.1 飛行控制參數(shù)功能測試

飛行控制參數(shù)測試功能主要通過姿態(tài)校準臺施加空間角激勵，實現(xiàn)機載對飛機姿態(tài)角的變化到舵機伺服響應的控制與反饋性能的測試。測試方法如下：將垂直陀螺固定在無人機姿態(tài)校準臺的轉(zhuǎn)盤上，主控制設備按照飛行控制系統(tǒng)的測試要求控制姿態(tài)校準臺的X軸、Y軸旋轉(zhuǎn)指定角度，模擬飛機飛行姿態(tài)的變化，采集機載計算機的控制、反饋等輸出信號，實現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)的綜合性能測試。測試結(jié)果見表2、3：

圖3 飛控系統(tǒng)測試軟件流程圖

3.2 無人機飛行姿態(tài)校準臺指標測試試驗

試驗目的：驗證無人機飛行姿態(tài)校準臺靜態(tài)特性和動態(tài)特性的技術指標是否滿足機載測量系統(tǒng)俯仰角、傾斜角、角速率等參數(shù)的校準要求。

試驗時間及場地：分別于長安集團幾何計量實驗室、中國科學技術大學工程與材料科學實驗中心。

試驗儀器：MQ8106三坐標測量機（西安愛德華測量設備有限公司）、外徑千分表、Coord三坐標測量機。

表2 飛機縱向、橫向控制系統(tǒng)參數(shù)

飛機橫向控制系統(tǒng)參數(shù)飛行狀態(tài) 副翼控制量/V副翼舵偏角指示/V副翼舵面偏轉(zhuǎn)規(guī)定值 /（°）副翼舵面偏轉(zhuǎn)實測值 /（°） 遙控指令左0.00 左0.04 左0.0±0.2 左0.1滾轉(zhuǎn)角0°右0.00 右0.01 右0.0±0.2 右0.0左傾10°左-1.64 左1.02 左下18.0±1.0 左下18.3右-1.64 右0.98 右上18.0±1.0 右上18.7右傾10°左1.48 左-0.85 左上18.0±1.0 左上18.9右1.48 右-0.85 右下18.0±1.0 右下18.8平飛直飛左傾25°左-2.45 左1.64 左下24.0±1.0 左下24.7右-2.45 右1.55 右上24.0±1.0 右上24.4右傾25°左2.48 左-1.83 左上24.0±1.0 左上24.9右2.48 右-1.72 右下24.0±1.0 右下24.8

表3 飛機縱向、橫向機動角參數(shù)測試

試驗方法：將被測物體置于三坐標測量空間，獲得被測物體上各測點的坐標位置，根據(jù)這些點的空間坐標值，經(jīng)計算求出被測物體的幾何尺寸，形狀、位置及角度位置精度。無人機姿態(tài)校準臺靜態(tài)特性參數(shù)測試結(jié)果見表4。

試驗結(jié)果表明，其靜態(tài)特性指標滿足系統(tǒng)設計要求。

動態(tài)特性測試結(jié)果見表5、6。

表4 無人機飛行姿態(tài)校準臺靜態(tài)特性參數(shù)測試

表5 無人機飛行姿態(tài)校準臺Y軸角度位置精度測試

表6 無人機飛行姿態(tài)校準臺X軸角度位置精度測試

試驗數(shù)據(jù)表明，Y、X軸角度位置精度的最大允許誤差不超過5′[12]，滿足系統(tǒng)設計指標要求。

3.3 主控設備多功能采集通路指標測試試驗

試驗目的：驗證主控設備多功能采集卡[13]、多路復用器和接口適配器的技術指標是否滿足飛行控制系統(tǒng)測試要求。由主控設備多功能采集卡、多路復用器及接口適配器構(gòu)成的采集通路（以下簡稱采集通路）的指標測試主要是驗證其模擬電壓的技術指標是否滿足系統(tǒng)要求。

試驗設備：數(shù)字多用表、無人機姿態(tài)校準臺、主控制設備

采集通路的指標測試原理圖如圖4所示。

圖4 模擬電壓通路指標測試原理圖

試驗結(jié)果如下：

表7 模擬電壓通路指標測試結(jié)果/V

表7中的數(shù)據(jù)表明，由采集通路的模擬電壓的最大允許誤差不超過0.1%[14]，滿足系統(tǒng)電壓參數(shù)的測試要求。

3.4 舵偏角測試儀的指標測試

將舵偏角測試儀的感應裝置用專用夾具固定在無人機飛行姿態(tài)校準臺（已經(jīng)被檢驗）上，驅(qū)動轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動一定角度，讀取舵偏角測試儀的感應角度值，并與轉(zhuǎn)臺的角度值進行比較。試驗結(jié)果見表8。

表8 舵偏角測試

經(jīng)計算，舵偏角測試儀的最大允許誤差的絕對值不超過0.5°[15]，滿足舵偏角參數(shù)的測試要求。

4 關鍵指標的不確定度分析

平臺測試參數(shù)的種類多，下面僅以無人機姿態(tài)校準臺為例，評定角度參數(shù)的測量不確定度。無人機姿態(tài)校準臺主要是對俯仰角、傾斜角和角速率等參數(shù)進行校準，現(xiàn)以俯仰角校準（傾斜角分析方法相同）為例，其校準結(jié)果的測量不確定度分析如下：

4.1 不確定度影響因素

經(jīng)分析，不確定度來源有：

a．無人機姿態(tài)校準臺的指向誤差引入的標準不確定度；

b．垂直陀螺安裝引入的標準不確定度；

c．三坐標測量機引入的標準不確定度。

4.2 測量不確定度的評定

a.無人機姿態(tài)校準臺的指向誤差引入的標準不確定度u1

經(jīng)分析，無人機姿態(tài)校準臺的的指向誤差的主要影響因素有：內(nèi)框安裝面與內(nèi)框軸線平行度、正交度和相交度、位置精度、回轉(zhuǎn)精度。由其構(gòu)建的數(shù)學模型為：設校準臺的內(nèi)框、外框依次繞X、Y軸旋轉(zhuǎn)x1，x2角度，在理想狀態(tài)下，固聯(lián)在內(nèi)框軸上的單位向量將變成。

其中

考慮內(nèi)框安裝面與內(nèi)框軸線平行度誤差，相當于繞y軸轉(zhuǎn)λ角，得變換矩陣：

考慮回轉(zhuǎn)精度，設x3，x4分別為內(nèi)、外框轉(zhuǎn)動時，因軸的擺動引起的各軸回轉(zhuǎn)誤差。對于正交度誤差，若以外框軸Y為基準，則在繞外框軸Y轉(zhuǎn)動時不產(chǎn)生指向誤差。最后，考慮各軸的位置精度r1，r2，定義中間變量：

于是，含誤差因素的變換矩陣為：

聯(lián)解公式（1）和（2），將參變量代入，得出指向誤差Δφ。經(jīng)計算，無人機姿態(tài)校準臺的最大指向誤差為5.9′，設為均勻分布，，則相應的標準不確定度為

b.標準不確定度—垂直陀螺安裝引入的標準不確定度u2

有分析數(shù)據(jù)表明30″的安裝誤差，等效陀螺漂移最多也超不過0.003°/h；對于TC-3的精度要求，該誤差可忽略。

c.標準不確定度—三坐標測量機引入的標準不確定度u3

三坐標測量機的不確定度為0.03 mm，可忽略。

d．合成標準不確定度

e．擴展不確定度

5 結(jié)束語

研究針對飛行姿態(tài)角傳感器—垂直陀螺的外形結(jié)構(gòu)，提出了無人機姿態(tài)半實物仿真校準方法，設計并研制了低成本、高精度的小型化無人機姿態(tài)校準臺和舵偏角測試儀，實現(xiàn)了無人機飛控系統(tǒng)的校準測試。無人機飛行姿態(tài)校準臺用作垂直陀螺儀和角速率陀螺儀的上級測量標準，并且需要全合成誤差，高精度性能指標的實現(xiàn)在很大程度上決定于校準臺機械結(jié)構(gòu)方案、布局形式、驅(qū)動方式和驅(qū)動元件的正確、合理設計。通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化和精密驅(qū)動，解決了無人機姿態(tài)校準臺在加工、裝配和工作過程中的誤差累計問題，研制了一個可控的無人機飛行姿態(tài)半實物仿真測試平臺，模擬無人機空中飛行技術狀態(tài)，實現(xiàn)對無人機受氣流擾動后的自糾能力及對控制指令的響應能力的動態(tài)測試。平臺設計中充分利用機載測量系統(tǒng)校準設備已有的資源，再增加相應接口適配器和舵偏角測試儀，實現(xiàn)無人機飛控系統(tǒng)的綜合測試功能。消除了以往測試過程中所采取的分立部件測試和無人機整機實物測試帶來的弊端，提高了測試效率，減小了測試人員的工作強度，另外利用測試設備的強大功能還可以模擬各種傳感器信號和其他激勵信號，測試機載計算機的解算功能和控制能力 （如姿態(tài)角超限開傘，掉高開傘等）。該測試平臺可作為無人機技術準備測試、特殊情況處置預案擬制和飛行故障原因分析等工作的重要手段，具有廣泛的應用前景和價值。