基于MEMS傳感器的微小型飛行器飛行控制系統(tǒng)

翟瑞永，周兆英，張文棟，劉 佳，孫其瑞

(1．太原理工大學微納系統(tǒng)研究中心，山西太原 030024；2．清華大學精密儀器與機械學系，北京 100084；3．忻州市供電公司調(diào)度控制中心，山西忻州 034000)

0 引言

微小型無人飛行器小巧輕便、機動靈活、成本低廉、消耗性強，能攜帶載荷執(zhí)行特定任務，無論在軍事領域還是在民用領域都是關(guān)注熱點[1-2]。無人飛行器的自動飛行控制系統(tǒng)是無人飛行器系統(tǒng)的核心子系統(tǒng)，主要負責無人飛行器的方位確定、控制與導航、指令與數(shù)據(jù)實時傳輸、按照預定條件完成指定任務等[1-4]。

由于微小型無人飛行器體積小、速度低、帶載荷能力差，傳統(tǒng)飛行測控系統(tǒng)不再完全適用[5-6]。MEMS傳感器因其體積小、價格低、功耗低，在各行各業(yè)中得到廣泛應用。隨著MEMS技術(shù)的發(fā)展，基于MEMS傳感器的微小型自動駕駛儀相應產(chǎn)生。國內(nèi)外眾多研究者對此進行了相關(guān)研究?；裟犴f爾實驗室的Benjamin和David研發(fā)了基于霍尼韋爾慣性測量單元HG1930的飛行導航系統(tǒng)[7]；日本千葉大學Farid Kendoul等介紹了一款視覺和慣性單元的組合導航系統(tǒng)，該系統(tǒng)在GPS失效的情況下可以有效估計飛行器姿態(tài)，完成起飛、著陸、懸停、目標跟蹤等任務[8]；清華大學的張福星等設計了基于最少傳感器的飛行器測控系統(tǒng)，體積小，質(zhì)量輕，滿足使用要求[9]；中國人民解放軍92537部隊的陶冶等提出一種小型無人飛行器飛行控制方法專利，通過合理搭配和控制設計，適用于小型無人飛行器的預定軌跡自主飛行控制[10]。

文中介紹了一款自主研發(fā)的基于MEMS傳感器的微小型飛行器飛行控制系統(tǒng)，重點描述了其硬件組成及導航控制算法，并基于現(xiàn)有的微小型固定翼飛行器進行了飛行實驗。實驗結(jié)果表明該飛行控制系統(tǒng)體積小、質(zhì)量輕，可以控制無人飛行器飛行軌跡平滑連續(xù)，飛行姿態(tài)穩(wěn)定，飛行高度誤差小，沿軌跡飛行精度高，滿足指定要求。

1 硬件組成

采用MEMS器件設計的微小型飛行控制系統(tǒng)，以ARM微處理器LPC2106為核心，外圍包括傳感器模塊、無線傳輸模塊、伺服模塊、GPS模塊、機載Flash和電源管理模塊，其輸入為接收機和通訊模塊信號的輸出，輸出則為舵機和電子調(diào)速器的輸入。傳感器模塊包括三軸MEMS加速度計、陀螺儀MPU6000、三軸MEMS磁強計HMC5843、絕壓傳感器MS5611和差壓傳感器SM5651。傳感器信號輸出通過數(shù)據(jù)總線傳輸?shù)街魈幚砥?，進行姿態(tài)解算并獲知飛行器的狀態(tài)，數(shù)據(jù)同時存儲在機載數(shù)據(jù)記錄儀AT45DB321以備計算與分析，飛行控制系統(tǒng)通過PWM控制執(zhí)行機構(gòu)使飛行器沿設定航線飛行。無線傳輸模塊選用XBee-pro射頻模塊來實現(xiàn)地面觀測站與飛行控制系統(tǒng)的數(shù)據(jù)連接。其中，陀螺儀輸出用來增穩(wěn)飛行器，姿態(tài)模塊和GPS模塊共同控制飛行器的姿態(tài)，絕壓傳感器感知飛行氣壓高度，差壓傳感器得到飛行速度，GPS接收機獲得飛行器的航向和位置。硬件結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示。

圖1 飛行控制系統(tǒng)框圖

2 導航算法

微小型無人飛行器執(zhí)行飛行任務時，由地面站獲取任務航線。航線通常由一系列導航點組成，并定義了在航線上每一點期望的水平位置和高度。水平方向的航跡跟蹤由橫向回路完成，高度跟蹤和空速穩(wěn)定由縱向回路完成。對于飛翼式的微小型飛行器，執(zhí)行機構(gòu)為左升降副翼、右升降副翼和油門。其左右升降副翼的輸出量可認為由縱向回路的升降舵輸出和橫向回路的副翼輸出合成而成。導航控制算法總體框圖如圖2所示。

圖2 導航控制算法框圖

2．1 縱向控制

縱向控制實際是高度控制。MEMS絕壓傳感器根據(jù)氣壓值測得飛行器高度信息，經(jīng)過高度控制器(PID調(diào)節(jié)器)控制舵機，實現(xiàn)高度保持或變高飛行。MEMS高度計測量的高度差信息輸入俯仰角控制系統(tǒng)，用來改變飛行器俯仰傾斜角，控制飛行器升降，直至高度差為零，飛行器達到預定的高度為止。

基本的高度穩(wěn)定系統(tǒng)控制如下：

(1)

式中：uH為俯仰角控制量；H為當前飛行高度；H0為指定飛行高度；KDH，KPH，KIH為對應控制系數(shù)。

高度控制中，難點在于變高控制，由于此時高度誤差較大，高度控制與俯仰方向的增穩(wěn)控制互相耦合，所以依靠單純的PID控制不夠，必須考慮到控制的平穩(wěn)，進行縱向高度控制時，一般要適當加大俯仰方向的增穩(wěn)控制系數(shù)。

2．2 空速控制

高度控制算法一般可以很好地實現(xiàn)穩(wěn)定的高度保持控制，但是并不適用大幅度的變高控制。如控制飛行器高度爬升時，會出現(xiàn)爬升緩慢的情況；而控制飛行器高度下降時，則易出現(xiàn)俯沖的情況。單純的依靠對俯仰角的控制不能穩(wěn)定地實現(xiàn)飛行器的變高控制，需要配合對油門的控制。

下面通過能量守恒定律分析油門控制過程。將微小型飛行器看作質(zhì)點，質(zhì)量為m，設其高度為H，以速度v進行穩(wěn)定飛行，則其總能量Q為：

(2)

式中：QV為飛行器的動能；QH為勢能。

當飛行器爬升時，其勢能增加，動能減少，飛行器的速度降低，因此，為了保持同樣的動能必須增加飛行器的飛行速度，增大油門。當飛行器高度下降時，其勢能減少，動能增加，表現(xiàn)為飛行器的速度增大，為了保持同樣的動能必須減小飛行器的飛行速度，需要減小油門。

2．3 橫向控制

橫向控制采用航線導航控制方法，兩個控制量分別為：航向角和航偏距。假設航線設定為從A1到A2，其控制偏差定義如圖3中的θ和d，控制的目標就是讓二者趨向于0，使微小型飛行器在指定的航線上飛行。

導航控制采用PD控制，同時控制航偏角和航偏距。其控制算法如下：

(3)

式中：uc為期望的滾轉(zhuǎn)角；θ為航偏角；d為航偏距；KPθ，KDθ，ΚPd，KDd為對應的控制系數(shù)。

導航控制與高度控制一樣，單純的PID控制不夠，必須進行導航策略和特殊情況的判斷。對控制量輸出進行限幅，保證最大控制舵量處于安全范圍之內(nèi)；航偏角或航偏距中某個誤差過大時，需優(yōu)先進行校正。

3 飛行實驗

文中研發(fā)了基于MEMS傳感器的微小型飛行器飛行控制系統(tǒng)，并在清華大學自主研發(fā)的微小型飛行器上進行了試驗驗證。該飛行控制系統(tǒng)硬件實物結(jié)構(gòu)如圖4(a)所示，其大小為6×5×2 cm3，僅重24 g.該系統(tǒng)使用的載體飛行器為TMAV-380型無人飛行器，如圖4(b)所示，其采用飛翼式布局，升降舵與副翼合為一體未配置方向舵，翼展為380 mm，總重量約為0．5 kg，使用無刷電機為動力，無線模塊用于地面站與飛行器間數(shù)據(jù)指令傳輸?？刂茍?zhí)行機構(gòu)為升降左右副翼和油門。試驗中微小型飛行器穩(wěn)定飛行時的飛行速度約為22 m/s.內(nèi)環(huán)的滾轉(zhuǎn)角控制回路帶寬為2～3 rad/s，GPS的時間延時約為0．4 s.該飛行實驗中導航信息估計模塊的輸出頻率為4Hz.

(a) 自動駕駛儀

(b) TMAV-380微小型飛行器圖4 自主研發(fā)的飛行控制系統(tǒng)

驗證試驗進行了四航點間逆時針飛行測試，四航點組成一個正方形飛行路線，各航點之間的距離約為150 m，期望飛行高度為90 m，微小型飛行器起飛后自主飛行到目標航路點，并依次通過其余航點重復飛行幾次順利返回。以出發(fā)點作為原點，定義當?shù)刈鴺讼担w行器在該坐標系下的實際飛行軌跡如圖5所示，為了檢驗航跡跟蹤系統(tǒng)的性能重復性，飛行器進行了多次往返飛行，由圖5可知，在飛行過程中，自動駕駛儀記錄的導航信息平滑連續(xù)，飛行器飛行過程平穩(wěn)，重復性良好。航跡跟蹤系統(tǒng)有較好的動態(tài)特性，幾乎沒有超調(diào)，跟蹤誤差在30 m以內(nèi)，航跡跟蹤的阻尼特性和穩(wěn)態(tài)誤差也可滿足任務需求。

圖5 飛行實驗軌跡圖

飛行高度曲線如圖6所示，其中短虛線為期望的飛行高度，實線為飛行器實際的飛行高度曲線，采樣點的時間間隔為0．25 s，從圖6可見高度誤差90%以上在±10 m范圍，滿足對飛行高度的控制要求。

對微小型飛行器航跡跟蹤效果的實驗研究表明，文中的飛行控制系統(tǒng)方案可以控制微小型飛行器完成航跡跟蹤任務，采用這一技術(shù)可使飛行器執(zhí)行任務時飛行平穩(wěn)，高度穩(wěn)定誤差小，航跡控制精度較高，能夠滿足日常巡檢巡查任務要求。

圖6 飛行實驗高度曲線圖

4 結(jié)束語

基于MEMS傳感器設計的適用于微小型固定翼無人飛行器的飛行控制系統(tǒng)，采用模塊化與高集成度設計，體積小、質(zhì)量輕，其導航控制算法能夠控制無人飛行器在指定空速、高度和橫向誤差下穩(wěn)定飛行，并在自主研發(fā)的微小型飛行器上進行了實驗驗證。試驗結(jié)果表明：該飛行控制系統(tǒng)在控制高度保持和水平航跡跟蹤方面，具有較好的動態(tài)特性，滿足指定的誤差指標要求，可以完成微小型飛行器巡檢巡查的飛行任務。

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