趙 昌 麗

(天津中德應(yīng)用技術(shù)大學(xué)航空航天學(xué)院 天津 300352)

0 引 言

國內(nèi)外旋翼無人機(jī)發(fā)展迅速，機(jī)體結(jié)構(gòu)、控制算法、導(dǎo)航定位等研究是普遍熱點(diǎn)[1-3]，實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證是研究工作的重要環(huán)節(jié)。在無人機(jī)設(shè)計(jì)初期階段，通常采用數(shù)值仿真[4-5]與半實(shí)物仿真[6-7]方式，而受建模精度限制，在樣機(jī)開發(fā)階段，仍需采用外場試飛實(shí)驗(yàn)。針對飛控驗(yàn)證、整機(jī)裝調(diào)和飛行實(shí)訓(xùn)的外場試飛，因結(jié)構(gòu)失調(diào)及飛控故障對人員及飛行器本體存在無法回避的安全問題，同時(shí)飛行參數(shù)的準(zhǔn)確識別、表達(dá)及快速整定對于飛行性能的驗(yàn)證至關(guān)重要。安全、精準(zhǔn)、高效地飛行測試對旋翼無人機(jī)的設(shè)計(jì)與開發(fā)等工作具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。

近年來，相關(guān)研究者嘗試了針對旋翼無人機(jī)的飛行測試研究工作[8-10]。盧艷軍等[11]為給螺旋槳動靜態(tài)特性分析、無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供支持條件，開發(fā)了多旋翼無人機(jī)動力特性測試系統(tǒng)，但僅限于動力組件性能測試。方可等[12]開發(fā)了基于雙旋翼天平的多旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)平臺，模擬了飛行器一個(gè)軸上的姿態(tài)變化和控制，僅為單通道的控制律驗(yàn)證。李長駿[13]為驗(yàn)證其設(shè)計(jì)的小型雙旋翼技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，將飛行器固定在關(guān)節(jié)軸承的一端，隨著關(guān)節(jié)軸承的三軸轉(zhuǎn)動，可實(shí)現(xiàn)對飛行器滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航的耦合控制測試，但因系統(tǒng)為機(jī)械平臺，檢測數(shù)據(jù)依然來源于飛控，無法對無人機(jī)性能開展第三方評測。綜合來看，具備無人機(jī)整機(jī)全通道運(yùn)動、多參數(shù)檢測的實(shí)驗(yàn)裝置仍待研究。

本文通過對旋翼無人機(jī)的運(yùn)動學(xué)分析，設(shè)計(jì)了六自由度測試系統(tǒng)的機(jī)械結(jié)構(gòu)，針對該模型進(jìn)行參數(shù)解算，以絕對編碼方式實(shí)現(xiàn)對飛行參數(shù)的客觀檢測，完成數(shù)據(jù)處理與界面顯示，為安全、精準(zhǔn)、高效地旋翼無人機(jī)整機(jī)飛行測試提供系統(tǒng)解決方案。

1 測試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 測試對象運(yùn)動分析

旋翼無人機(jī)的運(yùn)動主要為飛行姿態(tài)與空間位置的變化，以四旋翼無人機(jī)為例，通過分析其動力學(xué)模型，提出無人機(jī)運(yùn)動與測試需求。

假設(shè)四旋翼無人機(jī)為對稱剛體，且忽略空氣阻力的影響，四旋翼無人機(jī)在空間的運(yùn)動為六自由度運(yùn)動，分別為沿空間坐標(biāo)X、Y、Z軸的平移運(yùn)動和繞機(jī)體坐標(biāo)主軸的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動[14]。無人機(jī)在地理坐標(biāo)的位置為ρ=[(xyz)]T,姿態(tài)角為σ=[θφμ]T，俯仰角為θ，滾轉(zhuǎn)角為φ，偏航角為μ。根據(jù)牛頓-歐拉方程，可建立在地理坐標(biāo)系下的平移運(yùn)動方程和機(jī)體坐標(biāo)系下的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動方程：

(1)

式中：四個(gè)輸入量U1、U2、U3、U4分別為無人機(jī)的升力、俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩；m為飛行器本體質(zhì)量；Ix、Iy、Iz分別為無人機(jī)對三個(gè)機(jī)體坐標(biāo)系主軸的轉(zhuǎn)動慣量。

由式(1)可見，位置和姿態(tài)存在直接耦合關(guān)系，X軸與Y軸的位移運(yùn)動是由姿態(tài)與油門變化衍生出的運(yùn)動模態(tài)，四旋翼無人機(jī)直接控制的僅為姿態(tài)與高度的共四個(gè)自由度。因此，對無人機(jī)飛行性能的檢測通常也僅涉及俯仰角θ、滾轉(zhuǎn)角φ、偏航角μ及高度Z的檢測。

1.2 平臺結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

基于上述分析，該系統(tǒng)無需對X、Y軸的位移運(yùn)動進(jìn)行檢測，但為了避免測試臺結(jié)構(gòu)約束對飛行的限制，便于飛行測試時(shí)直觀地觀察旋翼無人機(jī)因姿態(tài)變化造成的位置運(yùn)動趨勢，設(shè)計(jì)了一種被動懸架式六自由度運(yùn)動機(jī)構(gòu)。該運(yùn)動機(jī)構(gòu)由兩部分組成：姿態(tài)運(yùn)動機(jī)構(gòu)，位移運(yùn)動機(jī)構(gòu)。

姿態(tài)運(yùn)動機(jī)構(gòu)由三個(gè)轉(zhuǎn)動副通過內(nèi)外環(huán)三級嵌套式連接，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)繞機(jī)體坐標(biāo)的X、Y、Z軸轉(zhuǎn)動，即無人機(jī)的俯仰、滾轉(zhuǎn)與偏航運(yùn)動，機(jī)構(gòu)示意如圖1所示。通過內(nèi)環(huán)A1轉(zhuǎn)動，無人機(jī)可實(shí)現(xiàn)±30°的俯仰運(yùn)動，通過中環(huán)A2的轉(zhuǎn)動，可實(shí)現(xiàn)±30°的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動，通過外環(huán)A3的轉(zhuǎn)動，可實(shí)現(xiàn)±180°的偏航運(yùn)動。

圖1 姿態(tài)運(yùn)動機(jī)構(gòu)示意

位置運(yùn)動機(jī)構(gòu)通過三個(gè)轉(zhuǎn)動副串聯(lián)連接實(shí)現(xiàn)沿空間坐標(biāo)X、Y、Z軸的位移運(yùn)動，如圖2所示。擺臂B1繞關(guān)節(jié)A4轉(zhuǎn)動，可實(shí)現(xiàn)無人機(jī)在水平X軸的運(yùn)動，擺臂B1帶動橫桿B2繞關(guān)節(jié)A6轉(zhuǎn)動，利用圓周運(yùn)動模擬Y軸的運(yùn)動，橫桿B2繞關(guān)節(jié)A5運(yùn)動，可實(shí)現(xiàn)無人機(jī)在垂直Z軸±0.8 m范圍的運(yùn)動。

圖2 位移運(yùn)動機(jī)構(gòu)示意

運(yùn)動機(jī)構(gòu)總體設(shè)計(jì)如圖3所示。附件主要包括：底座、支撐桿、配重裝置、無人機(jī)連接板。底座采用不銹鋼框架結(jié)構(gòu)，通過配重使重心穩(wěn)定，能夠支持無人機(jī)在飛行過程中帶來的轉(zhuǎn)動慣量。框架間有足夠的空間安放檢測線路、無線通信系統(tǒng)和電源系統(tǒng)的組件。支撐桿采用不銹鋼材質(zhì)，可根據(jù)測試需求調(diào)節(jié)高度。配重裝置包括配重塊與橫桿，配重塊用于平衡掉橫桿與三軸運(yùn)動機(jī)構(gòu)自重，保證無人機(jī)垂直通道沒有其他干擾，配重塊中空穿過橫桿，可以調(diào)節(jié)位置并通過螺釘緊固，以保持橫桿平衡。為避免影響螺旋槳轉(zhuǎn)動，無人機(jī)安裝結(jié)構(gòu)通過四點(diǎn)與無人機(jī)中心板固定，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)重心穩(wěn)定。

圖3 運(yùn)動機(jī)構(gòu)總體設(shè)計(jì)

2 參數(shù)解算與信號檢測

2.1 參數(shù)解算

基于1.2節(jié)的設(shè)計(jì)，四旋翼無人機(jī)在姿態(tài)轉(zhuǎn)動時(shí)所帶動的運(yùn)動機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動均為同軸，因此力矩?zé)o損失，即在忽略微小的軸承摩擦力時(shí)，姿態(tài)運(yùn)動機(jī)構(gòu)的三個(gè)轉(zhuǎn)動角度與飛行器本體的三軸轉(zhuǎn)動角度一致。

定義姿態(tài)運(yùn)動機(jī)構(gòu)中A1的轉(zhuǎn)動角度αθ、角速度ωθ，A2的轉(zhuǎn)動角度αφ、角速度ωφ，A3的轉(zhuǎn)動角度αμ、角速度ωμ，則飛行器姿態(tài)運(yùn)動的角度與角速度如下：

(2)

以測試臺的坐標(biāo)系作為無人機(jī)運(yùn)動的地理坐標(biāo)系。為保證位移運(yùn)動的行程，三軸轉(zhuǎn)動均設(shè)計(jì)了一定的臂長，通過力學(xué)分析，建立Z軸的運(yùn)動學(xué)模型。定義A5的轉(zhuǎn)動角度αz、角速度ωz，則Z軸運(yùn)動如圖4所示。

圖4 垂直Z軸動力學(xué)模型

Z軸的動力學(xué)方程:

(3)

綜上得出參數(shù)解算如下：

(4)

式(4)中各參數(shù)的物理意義及實(shí)測值如表1所示。通過建立該模型，可將測試臺檢測信息轉(zhuǎn)化為無人機(jī)位姿信息，以用于數(shù)據(jù)分析。

表1 參數(shù)物理意義及實(shí)測值

2.2 信號檢測

通過安裝在姿態(tài)運(yùn)動機(jī)構(gòu)三個(gè)轉(zhuǎn)動關(guān)節(jié)上的編碼器，實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航角度與角速度的檢測。通過安裝在位移機(jī)構(gòu)A5轉(zhuǎn)動關(guān)節(jié)上的編碼器，實(shí)現(xiàn)對關(guān)節(jié)A5角速度的檢測，用于Z軸線速度與高度的計(jì)算。

系統(tǒng)采用Mini 4096J高精度絕對編碼器對軸的旋轉(zhuǎn)角度與角速度進(jìn)行采集。系統(tǒng)框圖如圖5所示，以分散采集的方式，通過Arduino mini讀取每個(gè)編碼器數(shù)值，由RF24L01無線模塊傳輸至MEGA 2560，再由MEGA 2560集中匯總四通道編碼器數(shù)據(jù)、飛控輸出數(shù)據(jù)和遙控器接收機(jī)數(shù)據(jù)，通過濾波與模型解算處理后，經(jīng)UART串口傳給PC終端進(jìn)行仿真及數(shù)據(jù)分析。

圖5 信號采集與通信系統(tǒng)框圖

單片機(jī)串口是TTL電平3.3 V，上位機(jī)為串口通信標(biāo)準(zhǔn)的負(fù)邏輯電平，需要實(shí)施TTL與RS232的電平轉(zhuǎn)換。通常的電平轉(zhuǎn)換電路中MAX232芯片體積較大，不利于在受限空間完成系統(tǒng)組建，結(jié)合上位機(jī)的USB控制口，采用CH340完成TTL與USB的信號適配。

3 數(shù)據(jù)處理與顯示

為了提供無差別的數(shù)據(jù)呈現(xiàn)，基于MATLAB與VC++混合編程方式開發(fā)了數(shù)據(jù)分析與監(jiān)控系統(tǒng)，主要包括數(shù)據(jù)濾波與數(shù)值化、平臺運(yùn)動模型解算、數(shù)據(jù)存儲與顯示三部分。

3.1 數(shù)據(jù)處理

為了提高系統(tǒng)檢測的準(zhǔn)確性，首先對編碼器采集的角度信息進(jìn)行限幅平均濾波，將每個(gè)周期采樣到的新數(shù)據(jù)首先進(jìn)行限幅處理，再送入隊(duì)列進(jìn)行遞推平均濾波處理。把隊(duì)列中的4個(gè)數(shù)據(jù)進(jìn)行算術(shù)平均運(yùn)算，作為此次采集數(shù)據(jù)，從而消除野值噪聲點(diǎn)，保證角度準(zhǔn)確性的同時(shí)，消除由于振動引起的脈沖干擾。

遙控器的輸入數(shù)據(jù)作為測試控制響應(yīng)的重要參數(shù)，為保證數(shù)據(jù)的一致性，將遙控器的輸入PWM信號轉(zhuǎn)換為期望角度：

(5)

式中：chin為讀入的PWM脈寬；chmin為最小脈寬；chmax為最大脈寬；chfilter為脈寬限幅。

3.2 數(shù)據(jù)顯示

為提供良好人機(jī)交互界面，綜合考量了執(zhí)行效率、交互體驗(yàn)與數(shù)據(jù)移植等內(nèi)容，以MATLAB完成后臺數(shù)據(jù)分析與處理，用VC++實(shí)現(xiàn)前臺圖形界面，系統(tǒng)界面如圖6所示。

圖6 系統(tǒng)界面

該系統(tǒng)采用姿態(tài)球形式呈現(xiàn)了無人機(jī)的俯仰、滾轉(zhuǎn)與偏航的姿態(tài)信息，便于飛行訓(xùn)練時(shí)直觀查看飛行姿態(tài)；采用MATLAB繪制遙控器四通道的輸入信號及測試臺輸出的無人機(jī)絕對位置與姿態(tài)數(shù)據(jù)，并保存至指定位置，為控制性能驗(yàn)證、飛控傳感器校準(zhǔn)、整機(jī)裝調(diào)精度測試及飛行訓(xùn)練反饋與評價(jià)等提供數(shù)據(jù)支撐。

4 實(shí)驗(yàn)論證與分析

4.1 測試系統(tǒng)有效性驗(yàn)證

通過測試臺轉(zhuǎn)動關(guān)節(jié)上的絕對編碼器，實(shí)現(xiàn)對飛行參數(shù)的客觀檢測，對各關(guān)節(jié)點(diǎn)傳感數(shù)據(jù)能否真實(shí)反映飛行器本體的飛行狀態(tài)，本文通過設(shè)計(jì)傳感數(shù)據(jù)校對實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)論證與分析。

從測試需求出發(fā)，設(shè)計(jì)了不同條件的仿真試驗(yàn)，通過遙控器控制無人機(jī)各通道，將無人機(jī)飛控內(nèi)部IMU提供的位姿信息與平臺轉(zhuǎn)化后的數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，通過顯示系統(tǒng)繪制輸出，分析測試臺的有效性。由圖7可以看出，慣導(dǎo)數(shù)據(jù)與測試臺測試數(shù)據(jù)基本一致，俯仰、滾轉(zhuǎn)通道僅在穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)，存在小于等于1°的結(jié)構(gòu)傳遞造成的誤差，在角度變化速度較快的位置，兩組數(shù)據(jù)誤差基本為0；高度通道由于經(jīng)過兩次積分測定，存在1～3 cm的高度誤差；而偏航通道采用四點(diǎn)固定于重心的方式，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)穩(wěn)定，因此測試數(shù)據(jù)與飛行器數(shù)據(jù)完全一致。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，該測試臺能夠滿足旋翼無人機(jī)飛行測試對于數(shù)據(jù)的需求。

(b) 俯仰軸向

(c) 偏航軸向

(d) 高度向圖7 傳感數(shù)據(jù)校準(zhǔn)測試

4.2 典型應(yīng)用及對比

以“飛控姿態(tài)回路PID調(diào)參實(shí)驗(yàn)”為例，學(xué)生在地面站中設(shè)置對應(yīng)通道的PID參數(shù)，通過無線數(shù)傳下載至飛控，解鎖飛行器，通過控制無人機(jī)做單通道與多通道運(yùn)動，測試臺將輸出的PWM信號轉(zhuǎn)化為各通道的期望角度與高度，同時(shí)平臺將各通道檢測的角度轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航及高度數(shù)據(jù)，學(xué)生實(shí)時(shí)調(diào)取各通道的輸入與輸出曲線，如圖8所示。以定量的數(shù)字化方式分析通道控制效果，根據(jù)控制算法調(diào)參規(guī)律漸序整定參量，直至響應(yīng)曲線滿足控制要求。

圖8 旋翼無人機(jī)控制性能實(shí)驗(yàn)

將上述實(shí)驗(yàn)中相同的被測對象分別通過本試驗(yàn)臺與典型的下端球鉸接連接支撐方式的三軸姿態(tài)檢測機(jī)構(gòu)進(jìn)行姿態(tài)檢測，其中俯仰通道的檢測數(shù)據(jù)如圖9所示。

圖9 俯仰通道輸入與響應(yīng)數(shù)據(jù)

通過實(shí)驗(yàn)可以發(fā)現(xiàn)，典型的下端球鉸鏈連接支撐方式的三通道檢測裝置，因其靜不穩(wěn)定性，初始狀態(tài)下機(jī)體姿態(tài)不在零位，對控制性能檢測造成干擾，同時(shí)由于結(jié)構(gòu)原因會擴(kuò)大系統(tǒng)自身震動幅度，如圖中所示，該方式在響應(yīng)期間的最大角度震蕩達(dá)2.5°，而相同條件下本試驗(yàn)臺在初始狀態(tài)下表現(xiàn)出了良好的靜穩(wěn)定性，同時(shí)震蕩幅度能夠控制在1°以內(nèi)。

4.3 實(shí)際應(yīng)用效果

該測試平臺已裝備我校無人機(jī)應(yīng)用技術(shù)專業(yè)，應(yīng)用于旋翼飛行器組件性能測試、整機(jī)裝調(diào)校準(zhǔn)測試、飛控性能檢測及基本飛行訓(xùn)練等實(shí)驗(yàn)實(shí)訓(xùn)項(xiàng)目中。

以三個(gè)自然班共18組學(xué)生該項(xiàng)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)為例統(tǒng)計(jì)，對比了傳統(tǒng)試飛方式與應(yīng)用測試系統(tǒng)的方式的應(yīng)用情況，均值處理后如表2所示。

表2 典型實(shí)驗(yàn)中兩種方式的分項(xiàng)對比

表2中，失控次數(shù)全面降至0，飛行測試在安全性方面達(dá)到預(yù)期目標(biāo)；調(diào)參次數(shù)的均值減少一半，參數(shù)整定的針對性明顯加強(qiáng)；有鑒于失控次數(shù)和調(diào)參次數(shù)的改善，調(diào)試時(shí)間大幅縮短，參數(shù)整定效率得以提升。

5 結(jié) 語

針對旋翼無人機(jī)飛控驗(yàn)證、裝調(diào)測試、飛行實(shí)訓(xùn)等環(huán)節(jié)涉及的控制響應(yīng)測試、平臺組件調(diào)校及安全飛行實(shí)操等內(nèi)容：

1) 設(shè)計(jì)了基于懸掛結(jié)構(gòu)的六自由度機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)了無人機(jī)的一定運(yùn)動空間內(nèi)的所有自由度的運(yùn)動。

2) 隔離無人機(jī)姿態(tài)與位置運(yùn)動的六個(gè)通道，并采用外傳感器進(jìn)行檢測，實(shí)現(xiàn)飛行器性能第三方評測。

3) 開發(fā)了無人機(jī)平臺測試校準(zhǔn)的硬軟件系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了飛控性能數(shù)據(jù)的真實(shí)及時(shí)給出，實(shí)驗(yàn)論證了傳感數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性、飛控性能測試的可行性，及相較典型的下端球鉸鏈?zhǔn)綑z測裝置在初始狀態(tài)、穩(wěn)定性等方面具有優(yōu)越性。

4) 應(yīng)用于無人機(jī)專業(yè)實(shí)訓(xùn)環(huán)節(jié)，極大地避免了不確定性飛行事故的發(fā)生，有效降低了飛行易損耗材的投入，參數(shù)的精準(zhǔn)呈現(xiàn)為飛行測試的高效性提供了保障。

5) 下一階段，將進(jìn)一步完成面向水平面橫縱軸位移的檢測及解算，實(shí)現(xiàn)全參數(shù)檢測，同時(shí)優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，減少檢測誤差。