陸文駿

(安徽三聯(lián)學院 電子電氣工程學院，安徽 合肥 230601)

無人機的試驗、定型、平時訓練及戰(zhàn)前準備，都需要對無人機進行校準檢測?，F(xiàn)有的無人機系統(tǒng)，配備的檢測設備少，沒有校準設備，導致無人機裝備主要性能參數(shù)的量值溯源鏈出廠后就終止了。基層單位也只能依靠少量的檢測設備和經(jīng)驗定性對裝備做功能好壞的檢查，難以全面、系統(tǒng)、準確地把握無人機系統(tǒng)的技術(shù)狀態(tài)。因此必須對無人機裝備進行科學有效的校準與檢測，實現(xiàn)無人機裝備主要參數(shù)的量值溯源與傳遞,確保裝備量值的準確與統(tǒng)一。

隨著高科技設備的不斷部署，設備技術(shù)支持的重要性逐漸得到認可。目前，國內(nèi)已有科研院所針對近程無人機系統(tǒng)開展了測試與計量研究工作。但在需求論證、單項重要指標測試研究方面較深入，也有單項測試儀器和自動檢測設備的成果應用，但這些儀器和設備總體上功能單一，系統(tǒng)測試主要采用通用標準儀器，對裝備運行動態(tài)參數(shù)檢測能力弱，很難進行動態(tài)參數(shù)測試和性能的科學客觀評價。如針對某型無人機航空電子裝配研制的自動檢測設備，主要是對近程無人機的飛控儀、壓力傳感器、伺服舵機等航空電子單元設備進行檢測，只用于車間系統(tǒng)的裝配調(diào)試過程[1]。再如對角速率陀螺的靜態(tài)檢測，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。而角速率陀螺動態(tài)檢測則是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(shù)指標。

1 機載測量系統(tǒng)的校準方案設計

對機載測量系統(tǒng)的校準主要是用比對校準的原理，即由系統(tǒng)提供高準確度的標準激勵源，被測對象和標準測量設備同時測量該激勵源，對獲得的結(jié)果進行比對，計算出機載測量系統(tǒng)的校準誤差。需要該系統(tǒng)提供的標準激勵源有空間角、角速率、差壓、靜壓、恒溫場[2]；系統(tǒng)提供的標準測量設備有無人機飛行姿態(tài)校準臺、壓力校驗儀、溫度計。

1.1 校準對象

該系統(tǒng)的校準目標是氣缸溫度傳感器、靜壓傳感器、動態(tài)壓力傳感器、垂直陀螺儀和角速率陀螺儀。校準的參數(shù)有溫度、壓力、空間姿態(tài)角。校準對象的測量范圍和允許的誤差限制如表1所示。考慮實際工作情況，校準對象增加了角速率傳感器，未包括原來技術(shù)方案中磁航向傳感器的校準。

由于被校準對象一般不宜拆卸、搬運、離開現(xiàn)場，本校準設備需根據(jù)用戶的使用場合是在機庫還是在野外，是系統(tǒng)校準還是單獨校準，是基層級還是基地級，對該校準系統(tǒng)要采取不同的連接方式和操作流程。此外，本校準設備應便于運輸，具有自校、測試參數(shù)實時顯示、現(xiàn)場工作環(huán)境自動采集、測量結(jié)果實時打印、歸檔功能和一定的抗振、抗電磁干擾能力。校準設備是基于模塊化、集成化的設計思想，力求測試手段簡單、測試設備小型、測試結(jié)果精確，以極高的效費比，準確快捷地實現(xiàn)無人機系統(tǒng)的技術(shù)保障，提高無人機裝備技術(shù)準備效率，減少人員配備。

表1被校對象測量范圍及允許誤差極限
Table1Measurement Range and Permissible Error Limit of the Calibrated Object

被測量范圍最大允許誤差溫度缸溫傳感器-40℃～300℃5℃壓力動壓傳感器靜壓傳感器0～4400Pa50～110kPa0.5%(FS)1%(FS)角度垂直陀螺-78°～+78°0.5°角速率角速率陀螺-90°/s～+90°/s5°/s

1.2 校準方式

校準的方式有兩種：系統(tǒng)聯(lián)機校準和獨立校準。

1.2.1 系統(tǒng)聯(lián)機校準

由于部分傳感器不宜拆卸，且經(jīng)獨立校準后的可能會在再次裝機后的各個環(huán)節(jié)中引入誤差。因此，當傳感器再裝機后，為確保傳感器的技術(shù)性能滿足系統(tǒng)需要，需對傳感器進行聯(lián)機校準。聯(lián)機校準的基本方法是：

標準裝置與被校機載傳感器受同一激勵源作用，被校機載傳感器感應的電信號由機載計算機采集，解算成對應的物理量后，通過串行接口送入現(xiàn)場校準系統(tǒng)的主控系統(tǒng);主控系統(tǒng)將標準裝置送出的數(shù)據(jù)經(jīng)過處理，轉(zhuǎn)換成對應的物理量值與機載計算機解算出的物理量進行比對，得出校準數(shù)據(jù)和標準數(shù)據(jù)。系統(tǒng)聯(lián)機校準過程見圖1。

圖1 機載測量系統(tǒng)聯(lián)機校準框圖Fig.1 On-line calibration block diagram of airborne measurement system

1.2.2 獨立校準

獨立校準是指單獨對傳感器(包括一次元件感應頭和信號調(diào)理電路)相關參數(shù)的校準。 一般用于故障分析、設備維修后的檢測以及裝機聯(lián)調(diào)前的單獨檢測。機載測量系統(tǒng)的校準過程如圖2所示。各種被校機載傳感器在激勵源的作用下，感應出和激勵源成線性關系的直流電壓信號，該信號被發(fā)送到主控制系統(tǒng)，系統(tǒng)根據(jù)相應傳感器的性能指標獲得校準結(jié)果。

圖2 機載測量系統(tǒng)獨立校準Fig.2 Independent calibration of airborne measurement system

1.3 機載傳感器的校準

1.3.1 缸溫傳感器的校準

無人機采用薄膜鉑電阻做感溫元件，配上相應的信號調(diào)理電路來完成氣缸頭溫度的測量。感溫元件的非線性調(diào)理電路部分已進行補償，使其輸出電壓信號與被測溫度在工作范圍內(nèi)成線性關系。感溫元件允許的誤差為±(0.3+0.05|t|) ℃。

溫度校準時采用便攜式干井式溫度校準爐提供35～350 ℃的溫度環(huán)境(飛機正常工作時的溫度在50～250 ℃)，將鉑電阻溫度計和校準的汽缸溫度傳感器放在爐子的相同深度，并測量鉑電阻溫度計的電阻值,通過插值將其轉(zhuǎn)換為相應的標準溫度值。

進行傳感器系統(tǒng)校準時，被校缸溫傳感器感應的電壓信號由機載計算機采集，并解算成對應的溫度值后，通過串行接口送入主控系統(tǒng)。主控系統(tǒng)將鉑電阻溫度計測得的標準溫度量值與機載計算機解算出的缸溫值進行比對，得出校準結(jié)果。

進行傳感器獨立校準時，主控系統(tǒng)采集缸溫傳感器的輸出電壓(對應溫度數(shù)據(jù))，將此電壓信號轉(zhuǎn)換成溫度值，通過比較對應于測量的鉑電阻溫度計的標準溫度值給出校準結(jié)果。

1.3.2 垂直陀螺的校準

無人機利用垂直陀螺中三自由度陀螺體的進動性、穩(wěn)定性及擺式液體開關的地垂向心性，俯仰值與俯仰和傾斜電位計的飛行器姿態(tài)角線性相關。 將垂直陀螺儀放在UAV飛行姿態(tài)校準表上，并使用校準表作為激勵源。在主控系統(tǒng)的作用下，驅(qū)動轉(zhuǎn)臺，使校準臺旋轉(zhuǎn)一定的角度，通過主控系統(tǒng)內(nèi)的多功能采集卡采集垂直陀螺的輸出電壓值(獨立校準方式)， 經(jīng)過相應處理變換成角度量；或者通過機載計算機的串行接口讀取陀螺儀感應的角度值(系統(tǒng)校準方法)，將其與標準值進行比較，并給出校準結(jié)果。

1.3.3 角速率陀螺的校準

無人機的角速率陀螺是在盒體內(nèi)沿3個軸向安裝角速率陀螺，分別感應飛機在橫滾、航向、俯仰3個方向的角速率并將其變換成電壓信號送給機載計算機，速率陀螺應用單片微機械加工的石英振動音叉作為敏感元件，直接利用壓電石英材料作為驅(qū)動元件。角速率陀螺的校準方式同垂直陀螺，用夾具將其安裝于轉(zhuǎn)臺之中，可通過驅(qū)動轉(zhuǎn)臺，以定角測時或定時測角的方式進行校準。

當進行傳感器單獨校準時，主控系統(tǒng)在轉(zhuǎn)臺的轉(zhuǎn)動中對被校準角速率陀螺輸出的電壓數(shù)據(jù)進行多次采集并進行濾波處理，與轉(zhuǎn)臺的標準轉(zhuǎn)速進行比對，給出校準結(jié)果。

當進行傳感器系統(tǒng)校準時，為便于比較，主控系統(tǒng)將機載計算機輸出角速率值與校準臺的標準轉(zhuǎn)速進行比對，給出校準結(jié)果。

1.3.4 靜壓傳感器和動態(tài)壓力傳感器的校準

無人機上氣壓高度、空速的測量是采用靜、動壓傳感器來測量飛機飛行中的大氣靜壓(PH)和全壓(Pt)，由PH可求得氣壓高度，由Pt與PH之差得到差壓PD(即動壓)，由PD可求得飛行速度，其解算公式如下：

根據(jù)空氣動力學原理，當飛機飛行高度<11 000 m，飛行馬赫數(shù)≤1時，按照標準大氣狀態(tài)下，氣壓高度和指示空速的解算由下式完成：

(1)

(2)

式中T0、τ、R、A0、P0為氣體常數(shù)(數(shù)值略)。

PPT壓力傳感器用于無人機高度和空速測量。這兩種傳感器都是壓力傳感器，可通過壓力校準器中的壓力泵產(chǎn)生所需的氣壓標準。同時，輸入校準的壓力傳感器，壓力校準器讀取標準壓力值。 當進行傳感器單獨校準時，主控系統(tǒng)對被校準壓力傳感器輸出的電壓數(shù)據(jù)進行測量，處理轉(zhuǎn)換成壓力量，給出校準結(jié)果。

當進行傳感器系統(tǒng)校準時，因機載計算機輸出的是氣壓高度、空速值。為便于比較，主控系統(tǒng)要將靜壓、差壓換算成對應的氣壓高度、空速值。

2 機載測量系統(tǒng)校準設備設計與實現(xiàn)

機載測量系統(tǒng)校準設備主要用于校準無人機的無頭溫度傳感器、氣壓高度傳感器、動態(tài)壓力傳感器、機載垂直陀螺儀和角速率陀螺儀，確保機載測量系統(tǒng)始終處于良好的技術(shù)狀態(tài)。

2.1 硬件設計

通過對機載測量系統(tǒng)需校準的傳感器進行分析，校準參數(shù)有溫度、壓力、角度。因此，設備應包括溫度標準設備、壓力標準設備和角度標準設備。其中，溫度標準裝置和壓力標準裝置選自購買的便攜式裝置，角度標準裝置使用自制無人機飛行姿態(tài)校準表。

機載測量系統(tǒng)的校準設備硬件主要包括：干井式溫度校驗器、靜壓壓力校驗儀、差壓壓力校驗儀、無人機姿態(tài)校準臺等，機載測量系統(tǒng)校準設備硬件原理如圖3所示。

圖3 機載測量系統(tǒng)校準設備原理框圖Fig.3 Principle block diagram of calibration equipment for airborne measurement system

圖中的干井式溫度校驗器，靜、差壓壓力校驗儀以及無人機飛行姿態(tài)校準臺分別為溫度參數(shù)、壓力參數(shù)及角度參數(shù)的標準裝置，各部分的主要功能如下：

2.1.1 干井式溫度校驗器

干井式溫度校驗器的主要作用是為氣缸頭溫度傳感器提供一個穩(wěn)定均勻的溫場，其爐內(nèi)的溫度由內(nèi)部的高穩(wěn)定鉑電阻溫度計來測量，通過比較標準溫度信號和傳感器感應溫度信號，為氣缸蓋溫度傳感器提供標準激勵信號，實現(xiàn)氣缸蓋溫度傳感器的校準。

2.1.2 靜壓、差壓壓力校驗儀

靜壓、差壓壓力校驗儀的主要作用是為氣壓高度傳感器和動壓傳感器提供標準激勵信號，通過對標準壓力信號和傳感器感應壓力信號的比較，實現(xiàn)氣壓高度傳感器和動態(tài)壓力傳感器的校準。

2.1.3 無人機姿態(tài)校準臺

無人機姿態(tài)校準臺的主要作用是為機載陀螺和角速率陀螺提供標準角激勵信號，通過對標準姿態(tài)角信號和陀螺感應信號的比較，標準角速率信號和角速率陀螺感應信號的比較，實現(xiàn)對陀螺和角速率陀螺的校準，此校準臺是機載測量系統(tǒng)校準設備中的重要組成部分。

2.1.4 環(huán)境溫度測量模塊

環(huán)境溫度測量模塊提供無人系統(tǒng)測試現(xiàn)場環(huán)境的溫度數(shù)據(jù)。 以 Dallas半導體公司生產(chǎn)溫度傳感器為感應頭，通過對測量數(shù)據(jù)處理，實現(xiàn)對溫度實時測量。由于DS18B20采用單總線協(xié)議模式，即在一條數(shù)據(jù)線上雙向傳輸數(shù)據(jù)，工作流程為：初始化ROM操作指令存儲器操作指令數(shù)據(jù)傳輸。其工作時序包括初始化時序，寫時序和讀時序。對于89 S51微控制器，硬件不支持單總線協(xié)議。該方法是模擬單個總線的協(xié)議時序，以完成對DS18 B20芯片的訪問。 溫度測量結(jié)果通過RS-232接口傳輸?shù)街鳈C。

2.2 無人機姿態(tài)校準臺設計

2.2.1 結(jié)構(gòu)設計

校準臺[3-4]主要由高精度轉(zhuǎn)臺及其控制系統(tǒng)組成，如圖4所示。分別實現(xiàn)X、Y兩個軸的轉(zhuǎn)動。每個子系統(tǒng)由平臺，驅(qū)動系統(tǒng)，旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)和執(zhí)行器組成。選用交流伺服電機作為各子系統(tǒng)驅(qū)動裝置，經(jīng)蝸桿蝸輪減速后輸出旋轉(zhuǎn)運動。 在轉(zhuǎn)盤的兩個子系統(tǒng)中，Y軸轉(zhuǎn)盤(即內(nèi)框架3)固定在X軸轉(zhuǎn)盤(即外框架1)的轉(zhuǎn)盤上。X軸(即外框1)轉(zhuǎn)臺固定在機架上。 將陀螺儀固定在Y軸轉(zhuǎn)盤的轉(zhuǎn)盤上，并根據(jù)校準要求控制轉(zhuǎn)盤各軸的旋轉(zhuǎn)。模擬飛機飛行中的各種態(tài)度，比較轉(zhuǎn)盤的姿態(tài)和系統(tǒng)的輸出，以校準飛行姿態(tài)。

高精度的校準臺設計成功的首要保證是合理設計總體方案，包括機械結(jié)構(gòu)設計及制造和控制系統(tǒng)設計兩個部分， 項目組在對轉(zhuǎn)臺構(gòu)成的關鍵結(jié)構(gòu)進行詳細分析后，選擇完善的總體設計方案，并制作出樣機。

圖4 無人機姿態(tài)校準臺示意圖Fig.4 The schematic diagram of UAV attitude calibration platform

2.2.2 原理設計

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。其原理如圖5所示。

圖5 無人機姿態(tài)校準臺原理框圖Fig.5 Principle block diagram of UAV attitude calibration platform

2.2.3 控制程序設計

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[5]，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。電機控制程序流程如圖6所示。

2.3 軟件設計

機載測量系統(tǒng)軟件模塊可校準無人機上的主要傳感器，如溫度傳感器，氣壓高度傳感器，動態(tài)壓力傳感器和垂直陀螺儀。

溫度傳感器校準模塊選擇無人機溫度傳感器或選擇所有傳感器進行校準。校準時，軟件設置5個溫度的標準值，并通過控制干燥溫度檢查器的標準值來加熱溫度傳感器。

壓力傳感器模塊分為氣壓高度傳感器校準與動壓傳感器校準[6]，兩個校準過程基本相同：開始校準后，首先通過標準壓力儀設定壓力傳感器的標準值，待穩(wěn)定后再從遙測幀中讀取壓力傳感器的實際值，最后將壓力標準值與實測值記錄入數(shù)據(jù)庫。

圖6 電機控制程序流程圖Fig.6 Flow chart of motor control program

垂直陀螺模塊校準模塊：首先由用戶設定陀螺轉(zhuǎn)動的間隔時間，開始校準后主機控制轉(zhuǎn)臺使陀螺轉(zhuǎn)動到規(guī)定的標準角度值，待陀螺穩(wěn)定后讀取陀螺的實際角度值顯示，然后再進行下一個角度的校準，回程完成幾次校準后，將所有校準結(jié)果呈報表形式顯示并記錄入數(shù)據(jù)庫。

角速率陀螺校準模塊：由程序設定5個校準臺的轉(zhuǎn)角速率，開始校準后主機控制標準臺轉(zhuǎn)動，讀取角速率陀螺的實際感應的角速率值，顯示并記錄入數(shù)據(jù)庫，然后再進行下一個角度的校準，回程幾次校準后，將所有校準結(jié)果呈報表形式顯示。

校準模塊的程序流程如圖7所示。

圖7 機載測量系統(tǒng)校準模塊流程圖Fig.7 Flow chart of calibration module for airborne measurement system

3 結(jié)論

本文設計了無人機飛行姿態(tài)角動態(tài)測試仿真平臺，并以無人機姿態(tài)校準表作為飛機姿態(tài)角的標準姿態(tài)。為垂直陀螺儀和角速率陀螺儀提供高精度空間角度激勵源。不僅能滿足基層單位校準陀螺的需求，也可為無人機研制單位飛行控制設計師提供半實物仿真的試驗平臺[7]，進行理論分析及驗證的試驗裝置。