李 碩，李小光，顧天昊，徐冠華

（青島大學(xué) 自動化學(xué)院，青島 266071）

隨著嵌入式微處理器、傳感器、半導(dǎo)體等高新技術(shù)的發(fā)展，無人機(jī)發(fā)展也得到了科技的浸潤和推進(jìn)[1]。對具有廣闊軍事和民用前景的油動重載雙發(fā)縱列式無人直升機(jī)進(jìn)行研究與開發(fā)具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。

縱列式直升機(jī)具備很多優(yōu)勢，其具有前后2 個(gè)轉(zhuǎn)向相反的旋翼，雙旋翼抵消了機(jī)身反扭矩，因而不存在尾槳，提高了直升機(jī)的懸停效率與運(yùn)載能力，而且縱列式直升機(jī)機(jī)身相對緊湊，也可以允許較大重心偏移[2]。文獻(xiàn)[3-4]設(shè)計(jì)的縱列式無人直升機(jī)都為小型電動無人機(jī)，采用電機(jī)作為動力裝置，通過電子調(diào)速器可直接得到有效控制，相對于油動縱列式無人直升機(jī)轉(zhuǎn)速控制容易很多，但是續(xù)航時(shí)間較短、載荷小。因其控制難度較大，研究成本較高，所以國內(nèi)目前對于油動雙發(fā)重載縱列式無人直升機(jī)研究較少，而油動重載雙發(fā)縱列式無人直升機(jī)相比于普通電動式縱列式直升機(jī)而言有著載荷大、續(xù)航時(shí)間長、安全性能高等優(yōu)點(diǎn)。因此，對于此機(jī)型的飛控系統(tǒng)深入了解是十分必要的。

本文主要從飛行控制原理、軟硬件介紹、靜態(tài)調(diào)試與飛行試驗(yàn)幾個(gè)部分對重載雙發(fā)縱列式無人直升機(jī)控制系統(tǒng)進(jìn)行闡述，最后通過系留懸停試飛試驗(yàn)對本文設(shè)計(jì)的飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證。

1 重載雙發(fā)縱列式無人直升機(jī)運(yùn)動控制設(shè)計(jì)

1.1 重載雙發(fā)縱列式無人直升機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)及參數(shù)

本文所設(shè)計(jì)的油動重載雙發(fā)縱列式無人直升機(jī)采用ROTAX912is 航空發(fā)動機(jī)作為直升機(jī)動力驅(qū)動，該機(jī)型采用雙發(fā)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，2 臺發(fā)動機(jī)輸出轉(zhuǎn)速同時(shí)作用于同一根傳動軸上，使得輸出功率能夠得到有效疊加。具體三維模型如圖1 所示。

圖1 縱列式直升機(jī)CATIA 模型Fig.1 Longitudinal helicopter CATIA model

該油動重載雙發(fā)縱列式無人直升機(jī)同時(shí)設(shè)計(jì)有一級減速箱、二級減速箱、傳動軸作為動力傳動系統(tǒng)，另外安裝有8 個(gè)數(shù)字舵機(jī)，前后旋翼自動傾斜器處各安裝3 個(gè)數(shù)字舵機(jī)，控制前后自動傾斜器實(shí)現(xiàn)總距變化、橫向周期變距、縱向周期變距。2 臺發(fā)動機(jī)油門拉桿處各安裝1 個(gè)數(shù)字舵機(jī)，控制發(fā)動機(jī)的油門開度達(dá)到控制轉(zhuǎn)速的目的。

文中所搭建的重載縱列式無人直升機(jī)總體參數(shù)如下：質(zhì)量520 kg，最大起飛重量800 kg，機(jī)身長度4 m，機(jī)身高度1.5 m，槳盤半徑2.4 m，旋翼半徑2.1 m，槳葉弦長0.15 m，槳葉數(shù)6 片；發(fā)動機(jī)功率73.5 kW，發(fā)動機(jī)最大轉(zhuǎn)速5800 r/min，一級減速箱減速比1∶1.355，二級減速箱減速比1∶1.524，發(fā)動機(jī)本身減速比1∶2.43。

1.2 重載雙發(fā)縱列式無人直升機(jī)運(yùn)動控制分析

縱列式雙發(fā)無人直升機(jī)必須具備的飛行控制條件是有效控制無人機(jī)的3 個(gè)自由度（翻滾、俯仰、偏航）和高度。該縱列式無人直升機(jī)通過2 個(gè)油門舵機(jī)來控制發(fā)動機(jī)油門開度從而控制發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速和6 個(gè)旋翼舵機(jī)來控制直升機(jī)2 個(gè)自動傾斜器姿態(tài)，從而使得直升機(jī)能夠產(chǎn)生垂直起降、橫向、縱向、偏航運(yùn)動。

垂直起降運(yùn)動是通過同時(shí)增加或減少前、后旋翼總距來實(shí)現(xiàn)，如圖2（a）所示；縱向運(yùn)動控制是通過沿俯仰軸同等傾斜前后傾斜盤來實(shí)現(xiàn)，即通過前后旋翼的縱向周期變距來實(shí)現(xiàn)，如圖2（b）所示；橫向運(yùn)動控制是通過沿橫滾軸同等傾斜前后傾斜盤來實(shí)現(xiàn)，即通過前后旋翼的橫向周期變距來實(shí)現(xiàn)，如圖2（c）所示；偏航運(yùn)動控制是通過前、后旋翼總距差動變化，并且進(jìn)行俯仰動作補(bǔ)償來實(shí)現(xiàn)，如圖2（d）所示。

圖2 縱列式直升機(jī)姿態(tài)Fig.2 Longitudinal helicopter attitude

2 飛行控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

2.1 主控模塊

主控模塊是油動重載縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)最核心控制部分，其主要任務(wù)是在每個(gè)控制周期內(nèi)處理慣導(dǎo)數(shù)據(jù)以及發(fā)動機(jī)ECU（electronic control unit）采集到的數(shù)據(jù)，通過控制算法，計(jì)算得到無人機(jī)的位姿信息以及發(fā)動機(jī)狀態(tài)數(shù)據(jù)信息，再結(jié)合遙控器發(fā)送過來的飛行動作控制信號，綜合計(jì)算并將計(jì)算結(jié)果轉(zhuǎn)化為不同占空比的脈寬調(diào)制信號來驅(qū)動8 個(gè)數(shù)字舵機(jī)（2 個(gè)油門舵機(jī)、6 個(gè)旋翼舵機(jī)），以確?？v列式無人直升機(jī)平穩(wěn)地完成目標(biāo)飛行任務(wù)。本文所采用飛控計(jì)算機(jī)集成了盛博科技的SCM-9022、ADT652、CSD 及電源和電池板等PC104板卡。調(diào)試接口為6 個(gè)串行接口，其中2 個(gè)422 接口，2 個(gè)RS232 接口，2 個(gè)RS485 接口；2 路CAN 協(xié)議接口；16 路可編程PWM（pilse width modulation）接口（50 Hz～400 Hz）；8 路GPIO 接口；2 路AD/DA接口；1 路電源接口。

2.2 傳感器模塊

傳感器模塊主要分為姿態(tài)傳感器模塊和發(fā)動機(jī)狀態(tài)傳感器模塊。姿態(tài)傳感器模塊主要采用光纖慣導(dǎo)來負(fù)責(zé)采集姿態(tài)信息，ZHTY INS650 是一款高性能、高性價(jià)比的慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)，內(nèi)置三軸高精度光纖陀螺，三軸高精度加速度計(jì)，高精度氣壓計(jì)，1 個(gè)BD/GPS/GLONASS/GALILEO 四模接收機(jī)，可以測量載體的速度、位置、姿態(tài)，以及輸出補(bǔ)償后的角速率、加速度、氣壓、溫度等信息，采用RS232 通信協(xié)議與主控進(jìn)行通訊。發(fā)動機(jī)狀態(tài)傳感器模塊主要功能包括檢測發(fā)動機(jī)機(jī)油溫度及壓力、發(fā)動機(jī)燃油流量、發(fā)動機(jī)冷卻液溫度、發(fā)動機(jī)ECU總線電壓、發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速等信息，采用CAN 通信協(xié)議與主控進(jìn)行通訊。

2.3 無線通信模塊

無線通信模塊采用SDR400 高速調(diào)頻數(shù)傳電臺，采用RS232 通信協(xié)議與主控進(jìn)行通訊。

2.4 遙控器接收模塊

PWM 和PPM 是接收機(jī)輸出信號的2 種通行標(biāo)準(zhǔn)。PWM 信號相對于PPM 信號最大的區(qū)別在于PWM 的每條物理連線上只能傳輸1 個(gè)通道的信號，因此有幾個(gè)通道的信號就需要幾組物理連線[5]。每組物理連線一般為3 根線（電源線、信號線和地線），因此如果通道數(shù)較多，則物理連線會比較多。而在PPM 方式下，僅需1 根電源線、1 根信號線和1 根地線就可以傳輸多個(gè)通道的控制信號，非常方便。文中的接收機(jī)選用與FUTABA 遙控器發(fā)射機(jī)相匹配的R7108SB 接收機(jī)組成的一個(gè)18 通道2.4 GHz 遙控指令系統(tǒng)。本文使用主控制芯片的高級定時(shí)器輸入捕獲模式測量遙控器上的油門、俯仰、橫滾和偏航4 個(gè)通道輸入的PWM 脈沖寬度。

2.5 發(fā)動機(jī)繼電器模塊

發(fā)動機(jī)啟動需要打開ECU 通道A、通道B、啟動電源、油泵A、油泵B、點(diǎn)火開關(guān)，所以選用4 個(gè)四路12 V 繼電器來控制遠(yuǎn)程發(fā)動機(jī)啟停。

2.6 電源模塊

電源模塊主要采用12 V 鋰電池，12 V～24 V 升壓器，12 V～5 V 降壓器為整機(jī)電子器件供電。

3 飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

根據(jù)試飛試驗(yàn)所需功能將油動重載縱列式無人機(jī)軟件系統(tǒng)分為系統(tǒng)初始化、慣導(dǎo)姿態(tài)數(shù)據(jù)采集、發(fā)動機(jī)ECU 數(shù)據(jù)采集、控制率解算、舵機(jī)控制、無線數(shù)據(jù)傳輸、地面站控制。系統(tǒng)控制流程如圖3所示。

圖3 無人直升機(jī)軟件設(shè)計(jì)流程Fig.3 Unmanned helicopter software design flow chart

3.1 PID 控制原理

相較于其它的控制算法，PID 控制算法具有更快的響應(yīng)速度、更好的適應(yīng)能力等諸多優(yōu)點(diǎn)，在工程實(shí)驗(yàn)中比較常用[6]。PID 控制算法通過給定期望值R（t）與實(shí)際輸出反饋值Y（t）進(jìn)行做差構(gòu)成控制偏差e（t）[7]，然后與比例、積分、微分三項(xiàng)線性組合對被控量進(jìn)行調(diào)節(jié)控制，其PID 結(jié)構(gòu)形式為

而在工程中實(shí)現(xiàn)此算法需要將數(shù)字系統(tǒng)離散化得到PID 離散化公式[8]：

3.2 低通濾波器

低通濾波器通過將高頻部分的信號衰減來消除噪聲。高頻部分的信號是指頻率高于截止頻率的信號，而截止頻率是指對濾波器對高頻部分信號的衰減開始的頻率。

一階低通濾波器在時(shí)域上的開環(huán)傳遞函數(shù)為

二階低通濾波器在時(shí)域上的開環(huán)傳遞函數(shù)為

式中：Wc為濾波器的截止頻率；ξ 為阻尼比。

為了方便在程序中實(shí)現(xiàn)，需要分別將其離散化，式（5）為一階低通濾波離散化公式，式（6）為二階低通濾波器離散化公式：

式中：Y（n）為本次濾波輸出值；Y（n-1）為上次濾波輸出值；X（n）為本次采樣值；a、b0、a1、a2為濾波器系數(shù)。

3.3 轉(zhuǎn)速控制

該油動縱列式雙發(fā)無人直升機(jī)主要是通過2個(gè)油門舵機(jī)來控制發(fā)動機(jī)油門開度從而控制無人機(jī)轉(zhuǎn)速。而PID 控制算法具有響應(yīng)快等優(yōu)點(diǎn)，所以本文采用此算法進(jìn)行轉(zhuǎn)速控制，并在轉(zhuǎn)速反饋通道加入二階低通濾波器將高頻信號進(jìn)行衰減濾除達(dá)到穩(wěn)定控制轉(zhuǎn)速效果。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速PID 控制原理如圖4 所示。

圖4 發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速PID 控制器結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Engine speed PID controller structure diagram

3.4 姿態(tài)控制

主控通過讀取光纖慣導(dǎo)解算的姿態(tài)數(shù)據(jù)來進(jìn)行調(diào)整姿態(tài)控制，本文采用串級控制策略，內(nèi)環(huán)PID控制角速率，外環(huán)PID 控制角度，并在角度與角速度回路分別采用二階低通濾波器與一階低通濾波器將姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行有效濾波，達(dá)到穩(wěn)定控制無人機(jī)姿態(tài)效果。串級PID 控制結(jié)構(gòu)原理如圖5 所示。

圖5 無人機(jī)姿態(tài)PID 控制器結(jié)構(gòu)圖Fig.5 UAV attitude PID controller structure diagram

4 靜態(tài)調(diào)試與飛行試驗(yàn)

4.1 靜態(tài)調(diào)試

試飛實(shí)驗(yàn)前需要對整機(jī)進(jìn)行靜態(tài)調(diào)試，調(diào)試內(nèi)容主要包括：①硬件電路連接：整機(jī)的線路連接是否正確；②軟件測試：主控是否能夠準(zhǔn)確讀取光纖組合慣導(dǎo)數(shù)據(jù)、發(fā)動機(jī)ECU 數(shù)據(jù)，以及油門舵機(jī)跟旋翼舵機(jī)輸出舵量以及輸出邏輯是否正確、上位機(jī)（地面站）與飛控?zé)o線通信是否正常；③程序拷機(jī)測試：將無人機(jī)所有電子器件長時(shí)間處于工作狀態(tài)看是否有卡死狀態(tài)。

4.2 飛行試驗(yàn)

4.2.1 轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)實(shí)驗(yàn)

在進(jìn)行轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)試驗(yàn)時(shí)，需要牢牢固定地樁，確保無人機(jī)不會在高轉(zhuǎn)速情況下發(fā)生意外情況。在轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)實(shí)驗(yàn)過程中需要無人機(jī)在地面進(jìn)行測試，不斷調(diào)節(jié)PID 參數(shù)直至轉(zhuǎn)速穩(wěn)定。測試結(jié)果如圖6所示，從圖中可以看出左右雙發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速值穩(wěn)定維持在期望轉(zhuǎn)速數(shù)值附近。

圖6 發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速曲線圖Fig.6 Engine speed curve

4.2.2 無人機(jī)系留試驗(yàn)

油動重載縱列式無人直升機(jī)試飛實(shí)驗(yàn)具有一定的危險(xiǎn)性，一旦失控，很有可能會對機(jī)體造成嚴(yán)重?fù)p壞以及可能會威脅到試飛小組人員人身安全，所以選擇在空曠無人地帶采用系留試飛試驗(yàn)。飛行實(shí)驗(yàn)過程中，由于發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)已經(jīng)經(jīng)過測試，所以只需根據(jù)無人機(jī)起飛的姿態(tài)現(xiàn)象不斷地進(jìn)行調(diào)整俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航3 個(gè)通道的PID 參數(shù)即可，直到無人機(jī)的實(shí)際姿態(tài)能夠穩(wěn)定跟蹤期望姿態(tài)達(dá)到穩(wěn)定懸停的情況。懸停試飛試驗(yàn)情況如圖7 所示，姿態(tài)跟蹤曲線如圖8～圖10 所示。

圖7 縱列式無人機(jī)系留試飛試驗(yàn)Fig.7 Tandem UAV tethered flight test

圖8 滾轉(zhuǎn)角跟蹤曲線Fig.8 Roll angle tracking curve

圖9 俯仰角跟蹤曲線Fig.9 Pitch angle tracking curve

圖10 航向角跟蹤曲線Fig.10 Yaw angle tracking curve

5 結(jié)語

實(shí)驗(yàn)中油動重載縱列式無人機(jī)能夠穩(wěn)定懸停，轉(zhuǎn)速控制中，實(shí)際發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速與期望轉(zhuǎn)速不超過50 r/min，經(jīng)過減速比轉(zhuǎn)化得出旋翼轉(zhuǎn)速不超過10 r/min；姿態(tài)控制中，期望姿態(tài)角與實(shí)際姿態(tài)角相差不到2°，滿足飛行條件，達(dá)到了預(yù)期的試飛效果，通過工程實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了本文所設(shè)計(jì)算法的有效性。