汪 浩，王道波，周凌子，季 偉

(南京航空航天大學自動化學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

靶機屬于軍用無人機，用于在軍事演習或軍用武器試驗中，模擬敵方飛行器，為導彈或火炮等提供空中打擊目標。靶機上搭載自主飛行控制系統(tǒng)，在執(zhí)行飛行任務時通常需要按指定航線自主飛行，依照期望的姿態(tài)與軌跡運動，同時能夠下傳飛行狀態(tài)信息至地面系統(tǒng)[1]。此外，靶機還需要接收地面人員的操控指令，當靶機需要執(zhí)行任務設備或者靶機狀態(tài)異常時，地面人員能夠及時進行操控。

在整個“人在回路”的閉環(huán)控制系統(tǒng)中，靶機飛控系統(tǒng)負責接收、執(zhí)行指令，調(diào)整飛行狀態(tài)，控制無人機各組件正常運行，接收各組件反饋，下傳信息至地面測控系統(tǒng)。在實際飛行之前，需要對靶機進行仿真實驗。在仿真實驗中，將飛控計算機、舵機、電臺等機載設備接入電路，由仿真計算機發(fā)送仿真數(shù)據(jù)至飛控計算機中，模擬實際飛行狀況，驗證飛控性能，同時可以檢查靶機各組件的工作性能是否穩(wěn)定[2]。

1 控制器設計

無人機飛行控制系統(tǒng)是保障無人機正常飛行與執(zhí)行任務的核心系統(tǒng)，如圖1所示。根據(jù)負反饋控制原理，飛控系統(tǒng)的控制回路可以劃分為三級，分別為舵回路、增穩(wěn)和制導回路[3]。舵回路是最內(nèi)層的伺服控制回路，舵回路與姿態(tài)傳感器等構成增穩(wěn)回路，用于無人機飛行姿態(tài)的穩(wěn)定與控制。舵回路、導航傳感器與制導解算構成制導回路，完成飛行航跡控制。

圖1 靶機控制系統(tǒng)結構

無人機的運動可以分解到縱向方向與橫向方向上，前者包含升降、俯仰與前后直飛，后者包括滾轉、偏航與左右側移，本文分別從這2個方面對靶機進行飛控設計[4]。

縱向運動的穩(wěn)定與控制，主要在于對俯仰角的穩(wěn)定與控制。通過操縱升降舵，一方面使得無人機在外部干擾下能保持期望運動狀態(tài)，另一方面要能夠響應控制指令。調(diào)整俯仰角度還可以改變無人機的飛行高度，因此俯仰姿態(tài)的控制是高度控制的內(nèi)回路[5]。

1.1 縱向運動控制器

俯仰角控制回路如圖2所示。對于俯仰角的控制策略，本文采用PI控制。引入俯仰角速率的反饋，用于增加阻尼力矩，抑制俯仰角的波動，改善系統(tǒng)動態(tài)性能。積分環(huán)節(jié)有利于增加系統(tǒng)型別，有效降低穩(wěn)態(tài)誤差，但系統(tǒng)相對穩(wěn)定性會有所降低[6]。

圖2 俯仰角控制回路

為防止積分環(huán)節(jié)的升降舵出舵量過大，需要加入限幅。此外，靶機滾轉時會引起高度降低，因此需要在俯仰角回路引入滾轉角的反饋。俯仰角控制律為

(1)

高度控制如圖3所示。采用PI控制作為高度控制律，俯仰角控制回路為內(nèi)回路，同時引入高度變化率反饋信號，有利于增大系統(tǒng)阻尼。

圖3 高度控制回路

高度控制律為

(2)

1.2 橫側向運動控制器

無人機的橫側向運動包含滾轉運動與偏航運動，滾轉角速度會引起偏航力矩，偏航角速度也會引起滾轉力矩，因此橫側向運動本質上是一個多變量控制系統(tǒng)。

相對于方向舵，副翼對于滾轉的操作性更強，該靶機采用副翼控制滾轉運動。滾轉角控制與俯仰角控制類似，控制結構如圖4所示。

圖4 滾轉角控制回路

滾轉角回路采用比例控制，引入滾轉角速率反饋提高系統(tǒng)阻尼。

(3)

當需要改變無人機航向時，可以通過無人機滾轉運動產(chǎn)生升力，升力在水平方向分量為無人機圓周運動向心力，從而改變飛機航向角。在轉彎時應盡量減小側滑角，使航向角調(diào)節(jié)過程平滑。航向角控制如圖5所示。

圖5 航向角控制回路

(4)

采用協(xié)調(diào)轉彎方式進行側向偏離控制器設計，通過操縱副翼舵完成側向偏離控制。為增加阻尼，需要引入側向偏離微分信號，而航向角信號與側向偏離微分信號近似成比例關系，因此側向偏離回路以航向角回路為內(nèi)回路。側向偏離控制回路如圖6所示。

圖6 側向偏離控制回路

側向偏離控制律為

φg=KΨ(Ψg-Ψ)V+Kdd

(5)

Ψg為航向角給定；Ψ為航向角反饋；V為靶機速度反饋；d為航偏距；KΨ和Kd為側向偏離增益系數(shù)；φg為航向角回路輸入量。

2 飛控系統(tǒng)組件

2.1 組件分析

如圖7所示，從硬件層面考慮，靶機飛控系統(tǒng)有以下控制組件：飛控計算機、機載電臺、GPS、慣性導航(IMU)、發(fā)動機及轉速傳感器、各操縱舵面以及機載任務設備等[7]。

圖7 飛控系統(tǒng)組件結構

飛控計算機是靶機的控制中心，該靶機采用TMS320F28335作為飛控芯片，負責接收地面系統(tǒng)的指令，控制靶機飛行，下發(fā)指令給各執(zhí)行機構，協(xié)調(diào)各機載子系統(tǒng)的工作，并接收靶機各組件的反饋，將反饋信息發(fā)送給地面系統(tǒng)[8]。

靶機配置兩路GPS，數(shù)據(jù)刷新頻率為10 Hz，遵循NEMA0186協(xié)議，飛控計算機中解算$GPGGA與$GPRMC數(shù)據(jù)，獲取時間、經(jīng)緯度、高度、航速與航向等信息。優(yōu)先使用GPSA的數(shù)據(jù)，當GPSA數(shù)據(jù)故障時，則飛控與地面測控系統(tǒng)自動切換使用GPSB。

靶機配備高頻電臺，與地面測控系統(tǒng)的電臺構成通信，實現(xiàn)超視距控制。通信系統(tǒng)的上行鏈路為遙控鏈路，下行鏈路為遙測鏈路。設置電臺波特率為38 400 B/s，該靶機遙測通信協(xié)議長度為52 B，一幀遙測數(shù)據(jù)時長約為11 ms。遙控通信協(xié)議長度為12 B，一幀數(shù)據(jù)時長約為2.5 ms。上行鏈路中包含靶機飛行與任務設備的控制指令，因此選擇在F28335的5 ms定時器中接收數(shù)據(jù)。而下行鏈路用于傳輸靶機飛行狀態(tài)信息，對數(shù)據(jù)率要求較低，選擇在50 ms定時器中發(fā)送數(shù)據(jù)。通信鏈路的延遲在起飛、巡航與著陸階段均滿足該靶機操控需求。

舵機為舵回路的執(zhí)行機構，可以輸出力矩使舵面偏轉。該靶機采用電動舵機控制各舵面運動，在靶機調(diào)試環(huán)節(jié)，需要調(diào)節(jié)各級閉環(huán)回路的參數(shù)，確保給定角度量和舵面實際偏轉角度一致。其中，油門舵位于發(fā)動機進氣口，通過調(diào)節(jié)進氣量的大小，可以調(diào)整發(fā)動機轉速，該轉速由轉速傳感器采集。

2.2 信號輸入與輸出

在圖7中標注了飛控計算機與靶機各組件的信號輸入輸出方式，本節(jié)對此做具體說明。

SCI模塊為通用異步串行通信接口，主要應用于DSP處理器和PC機的RS232端口傳輸數(shù)據(jù)[9]。F28335有3個串行通信(SCI)模塊，其中，將SCIA應用于仿真PC機的數(shù)據(jù)輸入輸出，SCIC應用于慣導數(shù)據(jù)輸入。該靶機選用的慣導型號為THNC100-G1。慣導有兩路信號輸出，一路模擬量，另一路數(shù)字量RS422信號。兩路信號均輸入到飛控計算機中，模擬量接入AD采樣，RS422信號接MAX3490芯片，轉為RS232信號，接入F28335的SCIC端口，如圖8所示。

圖8 靶機RS422信號通道

慣導上電時，需要初始化30 s之后才能發(fā)送正常數(shù)據(jù)，導致SCI通信產(chǎn)生錯誤中斷標志位，因此需要在定時器中重新初始化SCI模塊，清除此錯誤中斷標志位。

與SCI通信類似，eCAP采樣也采用中斷方式。F28335的eCAP通道，可以檢測輸入引腳的電平跳變，并記錄跳變時刻時基計數(shù)器TSCTR的值[10]。在捕獲模式下，eCAP通道可以連續(xù)檢測4次跳變。轉速傳感器在發(fā)動機每轉一圈時能發(fā)出4次脈沖信號。因此發(fā)動機轉速n與eCAP采樣值關系為

(6)

f為系統(tǒng)時鐘頻率；T4為第4次電平跳變時刻的時鐘值；T1為第1次電平跳變時刻的時鐘值。

DI、DO模塊用于投放誘餌彈、靶機開傘等。以靶機開傘為例，靶機傘艙的封艙線路上放置電爆管，在地面操縱人員發(fā)送開傘指令后，飛控計算機通過GPIO口輸出高電平的電信號，引爆電爆管從而打開傘艙，靶機降落傘從中脫離并開傘。

UART模塊，由TL16C754芯片，擴展4路RS232信號，分別用于電臺通信、GPSA、GPSB與磁航向計。AD采樣模塊用于采樣慣導模擬信號、采樣機載電源電壓信息與發(fā)動機轉速模擬信號。PWM波為舵機的控制信號，占空比為5%～10%，飛控計算機通過調(diào)節(jié)PWM波占空比大小，可以控制各舵面的偏轉角度。

3 鐵存

在靶機的調(diào)試與起飛準備階段，經(jīng)常需要更改航線數(shù)據(jù)與部分飛控參數(shù)。而F28335的FLASH存儲器需要通過JTAG仿真接口和CCS軟件進行擦寫，每次燒寫程序必須打開靶機的飛控機艙與飛控機箱。在RAM中的數(shù)據(jù)則會斷電丟失。因此，在DSP控制器中增設鐵電存儲芯片F(xiàn)M24V10，該芯片數(shù)據(jù)可以長期儲存，擁有1 MB存儲空間，能夠快速讀寫，數(shù)據(jù)可以斷電保存，相較EEPROM可靠性高、功耗低。將部分飛控參數(shù)、飛行航線等數(shù)據(jù)存入FM24V10，在需要初始化或者更改這些數(shù)據(jù)時，地面人員通過電臺通信，將數(shù)據(jù)發(fā)送至飛控計算機，F(xiàn)28335對鐵存進行寫操作。如果系統(tǒng)上電初始化，則對鐵存進行讀操作，讀取該類參數(shù)。如此便能實現(xiàn)航線與飛控參數(shù)的遠程調(diào)試與更改。

4 仿真實驗

該靶機配設仿真系統(tǒng)，可以輸出數(shù)學模型至F28335中，在實際飛行之前進行半物理仿真實驗，驗證飛控程序以及各執(zhí)行機構性能。

預設航線如圖9所示，橫軸為靶機東向相對距離，縱軸為靶機北向相對距離。

圖9 仿真預設航線

靶機起飛點為A點，初始航向約為-30°，從B點進入橢圓軌道順時針飛行2圈，在C點飛出橢圓軌道，在經(jīng)過D點后，直飛至起飛原點開傘降落。在巡航階段，靶機定高1 000 m。

仿真實驗的三維航跡如圖10所示。仿真實驗的高度如圖11所示。

圖10 仿真航跡

圖11 仿真高度

在仿真飛行中，在圖11的E1點(對應圖10的E2點)調(diào)整靶機定高為1 600 m，靶機向上爬升至1 600 m，在圖11的F1點(對應圖10的F2點)，調(diào)整靶機自主飛行，則靶機按照預設航線，自主調(diào)整巡航高度為1 000 m。最后靶機返回起飛原點開傘，在地面測控顯示開傘時，經(jīng)測量開傘線路電壓為8.6 V，表明硬件線路有效。

5 結束語

該靶機飛控系統(tǒng)控制策略較為有效，飛控計算機與各機載子系統(tǒng)能夠協(xié)調(diào)工作。仿真實驗中，靶機基本按照預設航線飛行，且在飛行過程中隨時可以進行有效的人工操縱，符合實用需求。