梁計鋒

（西安翻譯學院，陜西西安 710105）

航模運動發(fā)源于20 世紀初，1940 年后在中國開始興起。隨著整機的發(fā)展，航模遙控飛機在通信方式、功能挑戰(zhàn)以及工業(yè)生產(chǎn)方面都得到了快速的發(fā)展。通信方式從單一的FM 低頻模擬通信向2.4G數(shù)字調(diào)制等數(shù)字通信方式發(fā)展。功能方面從單純的左右變向向懸停、翻轉(zhuǎn)以及滑翔等多功能方向發(fā)展[1]。工業(yè)制作方面從手工制作到現(xiàn)代化流水線生產(chǎn)發(fā)展?？傮w來說，航模自身的性能方面得到了較大的發(fā)展，但是在航模操縱方面并未有較大的發(fā)展[2]。在操控方面，通常有速度操縱桿以及方向操縱桿，如果是在較好的飛行環(huán)境或操縱者經(jīng)驗充足的情況下，是能夠控制好航模的。但是如果遇上風速的突變或者操縱者經(jīng)驗不足，則可能會導致墜機或炸機的現(xiàn)象。究其原因，主要是因為風向或風速的改變以及操縱者的經(jīng)驗不足，導致左右舵機控制不穩(wěn)定，從而使飛行偏離軌道，發(fā)生墜機或炸機現(xiàn)象[3]。為解決上述問題，該課題使用MPU6050 姿態(tài)傳感器對航模當前姿態(tài)進行檢測，然后結(jié)合操縱者的操控指令以及姿態(tài)狀態(tài)，輔助固定翼航模飛機姿態(tài)的矯正，從而防止因外界干擾導致墜機以及炸機的現(xiàn)象發(fā)生[4]。

1 裝置設計

1.1 裝置設計方案

該裝置的設計主要由硬件和軟件兩個部分組成。硬件部分主要包括單片機最小系統(tǒng)的搭建、姿態(tài)檢測電路的搭建以及舵機控制電路的搭建。軟件設計主要包括固定翼飛機當前姿態(tài)的獲取以及自動調(diào)平信號的控制。舵機控制信號通過通信模塊傳入固定翼平衡裝置，固定翼平衡裝置將獲取到的姿態(tài)數(shù)據(jù)以及舵機控制數(shù)據(jù)進行整合處理，然后再輸出舵機信號控制舵機的方向[6-8]。整體設計方案方框圖如圖1所示。

圖1 整體設計方案方框圖

1.2 裝置的整體設計目標

固定翼飛機平衡裝置主要的作用是輔助飛行姿態(tài)矯正，防止墜機以及炸機事故。為此，系統(tǒng)的整體設計目標主要分為以下幾點:

1）高效準確地檢測到當前的飛行姿態(tài)

固定翼飛機當前的飛行姿態(tài)不僅反映了飛機當前的飛行狀況，而且決定了進行輔助矯正的方向。如果飛行姿態(tài)檢測出現(xiàn)錯誤或者延時，那么后果都是不可逆轉(zhuǎn)的。為此，設計中要求能夠高效準確地檢測當前的飛行姿態(tài)。

2）矯正方法

矯正分為有遙控信號矯正以及無遙控信號矯正兩種情況。第一種情況是當操縱者進行轉(zhuǎn)向操作時，系統(tǒng)會收到操縱者的遙控信號以及姿態(tài)偏移信號。此時，系統(tǒng)要根據(jù)轉(zhuǎn)向的方向進行協(xié)助平穩(wěn)轉(zhuǎn)向，不能將操縱者的遙控信號視為外界干擾而進行反向矯正操作。第二種情況是操縱者未操縱轉(zhuǎn)向桿時，遇到風速的變化導致飛機失去平衡的狀況。此時，系統(tǒng)應根據(jù)當前的干擾姿態(tài)進行反方向的矯正，使飛機回到平衡狀態(tài)。總體來說，系統(tǒng)要區(qū)分出當飛機失去平衡時，有無操縱信號，從而進行矯正。

2 硬件設計

2.1 硬件設計環(huán)境簡介

該系統(tǒng)的硬件電路設計主要用Altium Designer軟件實現(xiàn)。Altium Designer 是能夠?qū)⒃O計流程、可編程器件（如：FPGA）設計、集成化PCB 設計和基于處理器設計的嵌入式軟件開發(fā)功能整合在一起的產(chǎn)品，是一種同時進行FPGA 和PCB 設計以及嵌入式設計的解決方案，具有將設計方案從概念轉(zhuǎn)變?yōu)樽罱K成品所需的全部功能[9]。該設計的硬件電路由單片機最小系統(tǒng)、電源、舵機方向電路MPU6050 運動模塊電路以及按鍵檢測電路組成。

2.2 單片機最小系統(tǒng)

該裝置的主要信號處理模塊由單片機最小系統(tǒng)完成。接收由MPU6050 模塊電路發(fā)回的當前飛機的姿態(tài)數(shù)據(jù)和遙控器的發(fā)射數(shù)據(jù)，并進行分析處理，給出舵機控制輸出信號，以決定如何調(diào)整飛行姿態(tài)，該部分是整個設計的核心。該設計的單片機最小系統(tǒng)模塊采用STC15W408AS 芯片作為主控芯片，STC15W408AS 芯片利用CCP/PCA高速脈沖輸出功能可實現(xiàn)3 路9～16 位PWM，能夠很好地對LED 燈光調(diào)節(jié)起到輔助作用，同時該單片機不需要復位、不需要外部晶振，省略了復位電路以及外部晶振電路[10]。單片機最小系統(tǒng)模塊如圖2 所示。

圖2 單片機最小系統(tǒng)

2.3 電源模塊電路

航模采用的是航空12 V 鋁電池對電機進行供電。但是單片機和MPU6050 的電源供電分別是5 V和3.3 V。為此，需要將12 V 電源穩(wěn)壓成5 V 給單片機最小系統(tǒng)供電，以及穩(wěn)壓成3.3 V 給MPU6050 姿態(tài)傳感器供電。

2.4 MPU6050模塊電路(姿態(tài)檢測)

MPU6050 是一款集成了6 軸MotionTrackingd 的模塊電路[11]。它主要提供飛機飛行姿態(tài)的各種數(shù)據(jù)，并且可以控制飛機的飛行狀態(tài)，是整個裝置的關鍵部分。該模塊集成了3 軸MEMS 加速度計、3 軸MEMS 陀螺儀以及一個可擴展的數(shù)字運動處理器DMP（Digital Motion Processor），可用IIC 接口連接一個第三方的數(shù)字傳感器，比如磁力計[5]。其具有內(nèi)部建有可編程控制、振蕩器誤差范圍小、降低設定給予的影響與感測器的飄移以及移除加速器與陀螺儀軸間敏感度等特點。在該設計中，MPU6050 姿態(tài)傳感器主要承擔著檢測飛行器實時姿態(tài)的任務。姿態(tài)檢測模塊與單片機之間通過IIC 通訊協(xié)議進行通信。檢測電路如圖3 所示。

圖3 PU6050姿態(tài)檢測電路

2.5 硬件實物電路模塊

在焊接實物的過程中應遵循小元件先于大元件焊接、貼片元件先于插件元件焊接。固定翼航模飛機平衡裝置的實物電路如圖4 所示。

圖4 平衡裝置硬件模塊

3 系統(tǒng)軟件程序設計

3.1 軟件程序設計概述

該設計使用Keil μVision5 軟件進行程序編寫，Keil μVision5 軟件使用C 語言，該語言具有功能強大、結(jié)構(gòu)性強、可讀和可維護性等優(yōu)勢[6]。主程序流程由定時器初始化程序、MPU6050 初始化程序、MPU6050 檢測程序、按鍵掃描程序以及自動調(diào)平程序組成。當系統(tǒng)上電時，系統(tǒng)會先進行系統(tǒng)定時器以及MPU6050 初始化，然后判斷是否存在由用戶控制的轉(zhuǎn)向信號輸出。如果是，則根據(jù)轉(zhuǎn)向的方向進行輔助轉(zhuǎn)向；如果不是，則根據(jù)當前的姿態(tài)數(shù)據(jù)進行自動調(diào)平工作，最后控制轉(zhuǎn)向舵機進行相關操作[12]。系統(tǒng)軟件流程如圖5 所示。

圖5 系統(tǒng)主流程圖

主程序代碼：

3.2 MPU6050姿態(tài)檢測程序設計

MPU6050 通過IIC(Inter-Integrated Circui)集成電路總線與單片機通信，IIC 一般有兩個雙向的信號線，包括串行數(shù)據(jù)線SDA 和時鐘線SCL[13]。

當MPU6050 與單片機鏈接時，MPU6050 充當了從設備。該總線的最大傳輸頻率為400 kHz。SCL線為高電平期間，SDA 線由高電平向低電平的變化表示起始信號；SCL 線為高電平期間，SDA 線由低電平向高電平的變化表示終止信號。IIC 總線進行數(shù)據(jù)傳送時，時鐘信號為高電平期間，數(shù)據(jù)線上的數(shù)據(jù)必須保持穩(wěn)定，只有在時鐘線上的信號為低電平期間時，數(shù)據(jù)線上的高電平或低電平狀態(tài)才允許變化。

3.3 自動調(diào)平程序設計

自動調(diào)平程序主要分為存在方向操縱信號的調(diào)平與不存在方向操縱信號的調(diào)平。前者是由于操縱者進行左右轉(zhuǎn)向時導致飛機姿態(tài)失衡的調(diào)平，后者是由于環(huán)境影響導致飛機姿態(tài)失衡的調(diào)平。當操縱者轉(zhuǎn)向操作時不能夠?qū)⒆藨B(tài)進行反方向的調(diào)整，否則就會導致飛機失去控制。系統(tǒng)首先應判斷是否存在操控信號再進行自動調(diào)平。有操縱信號的情況下，進行輔助轉(zhuǎn)向平衡，在沒有轉(zhuǎn)向信號的情況下先進行水平輔助平衡。其程序流程如圖6 所示。

圖6 自動調(diào)平程序

4 系統(tǒng)調(diào)試驗證

4.1 系統(tǒng)調(diào)試驗證方法

調(diào)試驗證主要采用黑盒驗證法，即不考慮程序的寫法以及正確性，只考慮實際效果的完整性以及正確性[14]。首先進行樣板焊接調(diào)試各個電路模塊的正確性，然后進行每一項功能的測試。

4.2 MPU6050三軸X、Y、Z數(shù)據(jù)調(diào)試驗證

使用串口調(diào)試助手讀取X、Y和Z軸的數(shù)據(jù)，在讀取之前應進行校準，選取一個水平面作為基礎面，此時收到的數(shù)據(jù)為初始數(shù)據(jù)。當這個平面傾斜時，串口助手所得到的數(shù)據(jù)也隨之變化。接收到的數(shù)據(jù)如圖7 所示。

圖7 MPU6050讀取數(shù)據(jù)

在讀取的過程中，要注意串口助手的串口號要與芯片的端口號一致，否則所讀取的數(shù)據(jù)會出錯或讀取不成功。在此驗證過程之中，只需驗證能夠讀取到數(shù)據(jù)即可，因為每個MPU6050 出廠之前都經(jīng)過矯正，選定了一個基礎平面為參考點。然而這個參考點在該系統(tǒng)中并不是作為統(tǒng)一參考點，所以只要驗證能夠讀取到數(shù)據(jù)即可。

4.3 自動調(diào)平調(diào)試驗證

自動調(diào)平驗證主要分為存在遙控信號的輔助功能以及不存在遙控信號的調(diào)平測試驗證。測試通過兩個實驗來進行驗證，目的都是證明是否符合系統(tǒng)要求。

第一個實驗進行存在遙控信號驗證，首先將固定翼航模飛機的螺旋槳拆卸下來，防止調(diào)試過程中出現(xiàn)意外。然后將飛機平放在一個平面上進行姿態(tài)傳感器校準。最后一只手操縱左轉(zhuǎn)向桿，另外一只手使飛機向左或向右傾斜，觀察實驗現(xiàn)象[15]。

實驗現(xiàn)象表明：當進行左轉(zhuǎn)向，飛機受外界干擾向左大幅度傾斜時，系統(tǒng)會自動右轉(zhuǎn)向減小干擾；當飛機受外界干擾向右大幅度傾斜時，系統(tǒng)會自動向左轉(zhuǎn)向減小干擾。

第二個實驗進行不存在遙控信號驗證，首先將飛機平放在校準的平面之上，然后開啟飛機加大油門且不操作轉(zhuǎn)向桿，然后用手干預飛機的飛行左右輕微的搖擺，觀察實驗現(xiàn)象。

實驗現(xiàn)象表明：當飛機左傾斜時，舵機會自動調(diào)整向右回。飛機右傾斜時，舵機會自動調(diào)整向左回。

綜上所述，存在操控信號的實驗驗證和不存在遙控信號的實驗驗證都符合最初所設想的系統(tǒng)要求，能夠較好地實現(xiàn)自動調(diào)節(jié)飛機的平衡狀態(tài)，減少墜機和炸機的事故發(fā)生。

5 結(jié)束語

文中闡述了基于單片機的固定翼飛機平衡裝置的研制與研究。首先分析了該系統(tǒng)的國內(nèi)外現(xiàn)狀以及設計的實際意義，得出了該系統(tǒng)應該實現(xiàn)的功能和要求[16]。系統(tǒng)從硬件原理、軟件設計和系統(tǒng)調(diào)試方面進行了描述。在設計的過程中，學習實踐了IIC通訊協(xié)議的具體實現(xiàn)方法，掌握了MPU6050 的使用方法，以及使用這些姿態(tài)數(shù)據(jù)進行相關的應用。

該設計最大的特色是能夠高效準確地讀取到固定翼航模飛機當前的實時姿態(tài)并根據(jù)姿態(tài)自動調(diào)平。該設計相對于市場現(xiàn)有的平衡裝置，具有設計簡單、性價比高等優(yōu)點，有一定的市場價值。

在設計的過程中對IIC 通訊協(xié)議的不熟使得程序在調(diào)試的過程中花費較長的時間，同時對MPU6050 的使用也遇到了一定的瓶頸。系統(tǒng)不足的是，MPU6050 的實時工作會消耗較大的電能，同時自身的重量也使得飛機續(xù)航的時間有所減少。為此，在今后的設計過程中應著重低功耗的設計，減少模塊的耗電量。