基于CAN總線的無人機(jī)控制系統(tǒng)協(xié)議研究

趙 璇，郭 峰

(武漢理工大學(xué)信息工程學(xué)院，湖北 武漢 430070)

在當(dāng)前環(huán)境下，城市突發(fā)事件的增多和戰(zhàn)場上大規(guī)模沖突事件的減少，對特種小型無人航空器的使用提出了新的要求。傳統(tǒng)的有人駕駛飛行器(直升機(jī)、固定翼飛機(jī))準(zhǔn)備時(shí)間長、開銷大，在城市中面對沖突事件，其響應(yīng)時(shí)間存在明顯滯后，而在野外無人區(qū)，無人機(jī)執(zhí)行例行低烈度偵察任務(wù)的效費(fèi)比也較有人駕駛偵察機(jī)高得多。小型無人機(jī)是指有效載荷在5 kg以內(nèi)，飛行高度不超過5 000 m(美國FAA規(guī)定普通民用無人機(jī)飛行高度不超過122 m)且飛行距離在5～20 km范圍的無人飛行器。傳統(tǒng)的無人飛行器一直采用集中控制的方式，測試手段只有目視活動(dòng)翼面且無法持續(xù)監(jiān)測，需要操作人員有豐富的使用經(jīng)驗(yàn)?；贑AN總線的分布式系統(tǒng)[1－3]，能夠?qū)崟r(shí)地持續(xù)監(jiān)測飛行器上的各節(jié)點(diǎn)模塊，機(jī)載傳感器能夠檢測空中狀態(tài)并進(jìn)行干預(yù)，降低了對操作人員的要求。

1 航空總線與CAN總線

當(dāng)前航空航天領(lǐng)域最常用的總線主要有ARINC429總線和MIL－STD－1553B總線。前者采用點(diǎn)對點(diǎn)的傳輸方式，數(shù)據(jù)長度固定，總線傳輸速率低，已不能滿足當(dāng)今無人飛行器分布式控制的要求;后者屬于指令/響應(yīng)式總線，數(shù)據(jù)傳輸速率高，抗干擾能力強(qiáng)，但由于成本較高，與無人飛行器的基本理念相左。源自汽車工業(yè)的CAN總線技術(shù)已廣泛應(yīng)用于各種陸上交通工具、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等諸多領(lǐng)域[4－5]，是一個(gè)較為理想的、適合無人機(jī)實(shí)時(shí)分布式控制系統(tǒng)要求的總線。

CAN總線(controller area network)即控制器局域網(wǎng)，能有效支持分布式控制或?qū)崟r(shí)控制的串行通信網(wǎng)絡(luò)，實(shí)現(xiàn)全分布式多機(jī)系統(tǒng)。其通信速率和距離:直線通信距離最遠(yuǎn)達(dá)10 km(通信速率5 kb/s)，通信速率最高1 Mb/s(通信距離40 m);其訪問機(jī)制采用載波監(jiān)聽多路接入(carrier sense multiple access，CSMA)方式，在總線空閑時(shí)，網(wǎng)絡(luò)上任意節(jié)點(diǎn)均可主動(dòng)發(fā)送報(bào)文;其仲裁機(jī)制采用基于優(yōu)先級的非破壞性總線仲裁技術(shù)，當(dāng)產(chǎn)生總線沖突時(shí)，高優(yōu)先級的節(jié)點(diǎn)將獲得總線的使用權(quán)而不是重新等待發(fā)送機(jī)會(huì);仲裁機(jī)制具有出錯(cuò)幀自動(dòng)重發(fā)功能，能自動(dòng)判別暫時(shí)性故障節(jié)點(diǎn)和永久性故障節(jié)點(diǎn)，可自動(dòng)關(guān)閉故障節(jié)點(diǎn)。

由于CAN總線本質(zhì)上為事件觸發(fā)系統(tǒng)，其總線仲裁技術(shù)只能保證高優(yōu)先級消息的有效發(fā)送，無法估計(jì)低優(yōu)先級消息發(fā)送是否延遲，最惡劣情況下，高優(yōu)先級的消息會(huì)占用全部總線，此時(shí)低優(yōu)先級的消息將被永久地堵塞。這些不足需要在CAN上層應(yīng)用協(xié)議中加以克服，筆者提出的CAN網(wǎng)絡(luò)應(yīng)用層協(xié)議和診斷協(xié)議，較好地解決了低優(yōu)先級消息發(fā)送延遲的問題。

2 小型無人飛行器系統(tǒng)架構(gòu)

無人機(jī)由于結(jié)構(gòu)緊湊，通常采用非常規(guī)布局，根據(jù)飛行方案的不同，分為固定翼和旋翼兩種。

固定翼飛行器采用倒V型尾翼以兼顧方向調(diào)整和俯仰配平，襟副翼合為一體。而旋翼飛行器多采用雙軸甚至四軸旋翼，以提高升力，同時(shí)降低飛行器在空中保持方向平衡的難度。其中，前者速度快，抗風(fēng)能力較強(qiáng)，不能實(shí)現(xiàn)空中懸停，對控制需求高;后者速度慢，可實(shí)現(xiàn)空中懸停，對控制需求稍低，但城市高樓間大風(fēng)對旋翼飛行器的影響非常大。筆者采用固定翼飛行器的系統(tǒng)架構(gòu)。

2.1 系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)

按照無人飛行器總體設(shè)計(jì)要求，航空電子系統(tǒng)主要由飛行控制計(jì)算機(jī)、無線遙控終端、數(shù)字式伺服控制器、發(fā)動(dòng)機(jī)控制器和姿態(tài)傳感器組件組成。各種模塊/設(shè)備是物理上分開的功能部件，分別由獨(dú)立的MCU和外圍電路組成，設(shè)備間通過波特率為500 k/s的高速CAN總線進(jìn)行連接。其網(wǎng)絡(luò)拓?fù)鋱D[6－7](433 MHz頻率的遙控模塊直接與飛行控制模塊相連，故未標(biāo)出)如圖1所示。

圖1 小型無人飛行器網(wǎng)絡(luò)拓?fù)鋱D

升降舵控制飛行器的俯仰配平，副翼控制飛行器的滾轉(zhuǎn)，襟翼用于增加飛行器起降時(shí)的升力，方向舵主要用于飛行方向的微調(diào)。其中，起落架、副翼、發(fā)動(dòng)機(jī)、襟翼、方向舵和升降舵為CANoe模擬節(jié)點(diǎn)。飛行控制模塊為真實(shí)物理節(jié)點(diǎn)，以NEC的0893型單片機(jī)為主控，TJA1050為高速CAN收發(fā)器。整個(gè)系統(tǒng)由飛行主控發(fā)起調(diào)度，周期性地請求節(jié)點(diǎn)的狀態(tài)和發(fā)送控制指令。

飛行控制單元可工作于自主飛行模式或無線遙控指定模式，無論哪種模式，飛行器都是由飛控單元通過CAN總線發(fā)送控制指令到各節(jié)點(diǎn)模塊，由各模塊輸出周期為20 ms的PWM信號來驅(qū)動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的電機(jī)并最終完成執(zhí)行動(dòng)作。

2.2 應(yīng)用層定義

網(wǎng)絡(luò)的物理層和數(shù)據(jù)鏈路層遵循CAN2.0B協(xié)議，由于該協(xié)議只定義了數(shù)據(jù)鏈路層中的MAC層和LLC子層的一部分，因此自定義了應(yīng)用層。CANaerospace協(xié)議是下一代通用航空總線協(xié)議之一，主要由小型和中型飛機(jī)制造商采用。但由于小型無人機(jī)的節(jié)點(diǎn)設(shè)備少，網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)相對簡單，因此根據(jù)實(shí)際情況，對 CANaerospace協(xié)議進(jìn)行裁剪，精簡后的協(xié)議實(shí)現(xiàn)難度小，適合于采用單片機(jī)的小型無人機(jī)系統(tǒng)。

經(jīng)過裁剪的協(xié)議規(guī)定節(jié)點(diǎn)間只使用數(shù)據(jù)幀，不使用遠(yuǎn)程幀。數(shù)據(jù)幀的結(jié)構(gòu)遵循CAN2.0標(biāo)準(zhǔn)，字節(jié)格式使用Motorola格式，使用11位節(jié)點(diǎn)標(biāo)識符為預(yù)先分配的固定標(biāo)識符[8]。數(shù)據(jù)幀結(jié)構(gòu)如表1所示。

表1 數(shù)據(jù)幀結(jié)構(gòu)

飛行控制單元作為唯一的主節(jié)點(diǎn)，負(fù)責(zé)對整個(gè)控制系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)度，通過CAN總線與伺服舵機(jī)、動(dòng)力單元進(jìn)行數(shù)據(jù)交換。其工作流程為:該節(jié)點(diǎn)以20 ms為周期向所有控制面舵機(jī)發(fā)送控制指令和自身的狀態(tài)信息;所有控制面舵機(jī)以20 ms為周期向飛行控制單元發(fā)送自己的工作信息及自身的狀態(tài)信息;動(dòng)力節(jié)點(diǎn)以20 ms為周期發(fā)送工作轉(zhuǎn)速，續(xù)航電壓和自身的狀態(tài)信息。該系統(tǒng)中CAN總線上傳輸?shù)臄?shù)據(jù)幀類型分為以下幾種:

(1)普通控制幀。飛控對舵機(jī)的控制指令，所有節(jié)點(diǎn)的工作狀態(tài)，時(shí)間觸發(fā)性;

(2)特殊指令幀。關(guān)閉指定節(jié)點(diǎn)的特殊功能指令，事件觸發(fā)性;

(3)診斷測試幀。用于地面自檢測，事件觸發(fā)和時(shí)間觸發(fā)性;

根據(jù)實(shí)際飛行控制時(shí)各操縱機(jī)構(gòu)的使用頻率，規(guī)定系統(tǒng)優(yōu)先級從低到高依次為:起落架、襟翼、方向舵、升降舵、副翼、動(dòng)力單元和飛控單元，同時(shí)把數(shù)據(jù)幀分為3個(gè)等級，并規(guī)定診斷測試幀等級最低，特殊指令幀次之，普通控制幀最高。以該原則具體定義的標(biāo)識符為:升降舵(0x04)，副翼(0x08)，襟翼(0x20)，方向舵(0x10)，起落架(0x40)，動(dòng)力單元(0x02)，飛控單元(0x01)。

2.3 診斷協(xié)議

基于KWP2000協(xié)議的研究，筆者提出了基于CAN總線的小型無人機(jī)診斷協(xié)議。診斷數(shù)據(jù)幀的格式定義如表2所示。

表2 幀格式 B

格式符定義診斷幀的有效字節(jié)數(shù)B(1～64)，目標(biāo)地址為投遞地址，源地址為發(fā)送地址，長度字節(jié)用于支持超幀(有效字節(jié)數(shù)據(jù)大于64時(shí)使用)，缺省情況下為0，服務(wù)標(biāo)識為具體診斷的命令(文中通稱為“診斷服務(wù)名稱”)，數(shù)據(jù)字節(jié)為命令參數(shù)，或者作為診斷的返回信息(無人機(jī)對診斷服務(wù)的響應(yīng))。

診斷協(xié)議支持的診斷服務(wù)如表3所示。

表3 診斷服務(wù)

診斷服務(wù)標(biāo)識即診斷的“命令”，以表3部分內(nèi)容為例，必須先進(jìn)行通信(0x81)，診斷儀器與無人機(jī)建立連接后才能進(jìn)行診斷。所有的診斷項(xiàng)目必須先發(fā)起診斷會(huì)話(0x10)，涉及到控制參數(shù)調(diào)整的命令還需要經(jīng)過密鑰的驗(yàn)證方可進(jìn)行。若診斷儀建立連接后長時(shí)間無操作，必須持續(xù)地發(fā)送設(shè)備接入狀態(tài)(0x3E)，否則無人機(jī)可以自行脫離連接。診斷的結(jié)果通過狀態(tài)(0x18)或標(biāo)識(0x21)兩種方式來讀取。

響應(yīng)代碼屬于診斷幀的數(shù)據(jù)字節(jié)部分，是無人機(jī)設(shè)備對診斷服務(wù)的回應(yīng)，診斷服務(wù)響應(yīng)代碼如表4所示。響應(yīng)分為消極響應(yīng)和肯定響應(yīng)兩種。肯定響應(yīng)代碼為相應(yīng)的診斷服務(wù)標(biāo)識加上0x40(如對診斷設(shè)備接入的肯定響應(yīng)為0x7E，即0x3E+0x40)，消極響應(yīng)目前分為4種情況。代碼0x78的含義比較復(fù)雜，可以指無人機(jī)設(shè)備沒有準(zhǔn)備好或者設(shè)備尚未完成其他項(xiàng)目的診斷，其他響應(yīng)代碼則按字面含義解釋。

表4 診斷服務(wù)響應(yīng)代碼

當(dāng)診斷儀通過狀態(tài)(0x18)或者標(biāo)識(0x21)方式來讀取診斷信息時(shí)，無人機(jī)會(huì)向診斷儀返回診斷結(jié)果，也就是故障信息。故障信息是無人機(jī)向診斷儀返回的數(shù)據(jù)幀中緊挨在服務(wù)響應(yīng)代碼之后的數(shù)據(jù)，缺省值為0x0表示無故障。如果存在故障則以表5所示代碼填充。

表5 故障信息表

3 實(shí)驗(yàn)仿真

3.1 利用CANoe建立實(shí)驗(yàn)環(huán)境

利用德國VECTOR的CANoe軟件對該無人機(jī)總線控制系統(tǒng)進(jìn)行了仿真測試。使用軟件集成的CANdb數(shù)據(jù)庫工具，把在應(yīng)用層定義的參數(shù)引入到CANoe的開發(fā)環(huán)境中，CANoe規(guī)定每一個(gè)數(shù)據(jù)幀以消息的形式定義，而數(shù)據(jù)幀中的參數(shù)以信號的形式定義，節(jié)點(diǎn)上連接的設(shè)備則以環(huán)境變量的形式定義。圖2為虛擬仿真網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn)拓?fù)鋱D。

圖2 虛擬仿真網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn)拓?fù)鋱D

利用CAPL語言對虛擬節(jié)點(diǎn)進(jìn)行編程，模擬虛擬節(jié)點(diǎn)對飛控單元的響應(yīng)和故障模式，用于檢驗(yàn)整個(gè)協(xié)議的性能[9]。

3.2 飛行控制模塊軟件的實(shí)現(xiàn)

飛行控制模塊軟件采用C語言編寫，為保證系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性，采用時(shí)間片輪轉(zhuǎn)的方式，使飛行控制單元在宏觀上對各個(gè)舵面和動(dòng)力單元的輸入操作是并行處理的，同時(shí)把CAN報(bào)文的發(fā)送和接收放到中斷函數(shù)中進(jìn)行處理，飛行控制操作由按鍵模擬輸入。

NEC78K00893單片機(jī)的CAN模塊配置在數(shù)據(jù)手冊中有非常詳細(xì)的介紹，唯一要注意的是，即使未使用的報(bào)文緩沖也要初始化，即所謂的最小初始化[10]。飛行控制模塊在工作模式下的程序流程如圖3所示。

圖3 飛行控制模塊的程序流程

診斷時(shí)的流程圖與工作模式下的流程圖類似，區(qū)別在于飛行控制單元不會(huì)對接收超時(shí)采取措施，改由診斷儀來判斷飛行控制單元是否發(fā)送超時(shí)。

3.3 仿真結(jié)果

仿真時(shí)將飛行控制模塊與CANoe連接起來，通過按鍵來對飛行控制模塊進(jìn)行操作，同時(shí)監(jiān)測整個(gè)網(wǎng)絡(luò)的負(fù)載率和報(bào)文的發(fā)送及接收情況。

診斷時(shí)，將CANoe與飛行控制模塊連接起來，通過CANoe虛擬一個(gè)診斷節(jié)點(diǎn)，與飛控模塊進(jìn)行診斷會(huì)話，由于此時(shí)其他虛擬節(jié)點(diǎn)都設(shè)置為不起作用，因此虛擬診斷節(jié)點(diǎn)收到的是顯示主控制節(jié)點(diǎn)與所有節(jié)點(diǎn)都發(fā)生通信故障的信息。仿真結(jié)果截圖如圖4所示。

4 結(jié)論

圖4 仿真結(jié)果截圖

由仿真結(jié)果可知，該網(wǎng)絡(luò)的峰值負(fù)載率在7.0%左右，平均負(fù)載率約為6.5%，報(bào)文傳輸延時(shí)小于±1 ms，即使增加網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn)(更多任務(wù)負(fù)載)至網(wǎng)絡(luò)，可預(yù)見的網(wǎng)絡(luò)負(fù)載率仍然在普遍認(rèn)為的30%范圍內(nèi)，滿足飛行控制的需要;若增加一條冗余總線，只需按照協(xié)議規(guī)則安排ID分配，就可以起到備份的作用，提高控制系統(tǒng)的可靠性。

另外，從實(shí)際考慮，由于伺服機(jī)構(gòu)所接受的PWM信號周期一般為20 ms，在這段時(shí)間內(nèi)，飛行器空中狀態(tài)的物理量變化也可近似為0，整個(gè)網(wǎng)絡(luò)若選擇更長一點(diǎn)的發(fā)送周期，不僅可保證伺服機(jī)構(gòu)能夠完整地輸出動(dòng)作，還可在一定程度上進(jìn)一步降低系統(tǒng)和網(wǎng)絡(luò)的負(fù)載，增加飛行器的空中滯留時(shí)間。

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