折疊翼飛行機(jī)器人（D-UAV）控制系統(tǒng)研究

樊永超， 陸永華， 王代武

（南京航空航天大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，南京 210016）

0 引 言

目前世界上的防空平臺(tái)主要是地面防空系統(tǒng)和艦載防空系統(tǒng)，空中的防御手段除了有限的機(jī)載防空導(dǎo)彈之外，再無其它。以色列裝備的“哈比”無人機(jī)作為一種多用途無人機(jī)，它可以通過攻擊敵方雷達(dá)輻射源以達(dá)到壓制、攻擊、摧毀敵方防空系統(tǒng)和打擊對方組織的地面防御系統(tǒng)。法國達(dá)索公司正致力于“鵠”系列技術(shù)驗(yàn)證機(jī)的研制，目的是研發(fā)出一系列無人機(jī)，主要可分為陸軍的戰(zhàn)術(shù)無人機(jī)、用于高空長航時(shí)偵察的無人偵察機(jī)和無人戰(zhàn)斗機(jī)［1］。在2006年珠海航空展上中國無人機(jī)“翔龍”亮相，該機(jī)與美國RQ-4“全球鷹”類似，主要用于執(zhí)行高空長航時(shí)偵察任務(wù)。本文設(shè)計(jì)的低空巡航自毀式無人機(jī)目前還無人研究［2］。

在近地空間布置一種折疊翼飛行機(jī)器人D-UAV（Deformable-Unmanned Aerial Vehicle）防御方陣，上下左右，每隔數(shù)百米就布置一個(gè)D-UAV單元，由這些單元節(jié)點(diǎn)組成，整體可移動(dòng)，個(gè)體可懸停，垂直攻擊式的防御方陣體系。懸停狀態(tài)下，D-UAV懸停在空中等待指令信號(hào)，一旦發(fā)現(xiàn)目標(biāo)由預(yù)警雷達(dá)發(fā)出控制信號(hào)，D-UAV立即收起旋翼，啟動(dòng)尾部的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，D-UAV就像導(dǎo)彈一樣去攻擊目標(biāo)，屬于一種自毀式攻擊，對于沒收到攻擊信號(hào)的D-UAV可以反復(fù)回收利用，這樣一種UAV防御方陣對于近地?cái)硻C(jī)是一種極大的威脅。本文研究單個(gè)D-UAV的控制系統(tǒng)，從起飛、側(cè)飛、懸停等待、旋翼收起、攻擊一個(gè)完整的控制過程。

1 飛行原理

由直升機(jī)動(dòng)力學(xué)知識(shí)可知，旋翼的拉力與當(dāng)前飛行高度的空氣密度、旋翼的轉(zhuǎn)速、旋翼槳盤的半徑以及旋翼的拉力系數(shù)有關(guān)。

直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)公式［3］：

式中：T 為旋翼拉力，kg；ρ為空氣密度，kg·s2/m4；Ω 為旋翼角速度，1/s；R為旋翼旋轉(zhuǎn)半徑，m；CT為旋翼拉力系數(shù)；MK為旋翼反扭矩；mk為旋翼扭矩系數(shù)。

由拉力計(jì)算公式可知，旋翼拉力與旋翼轉(zhuǎn)速的平方、旋翼旋轉(zhuǎn)半徑成正比，其中旋翼的拉力系數(shù)CT與旋翼的翼型以及螺距有關(guān)，是一個(gè)復(fù)雜的參數(shù)，對于直升機(jī)上有些常用的旋翼翼型都可以通過查閱表格獲得，同樣mk也是通過查表獲得。本文所用的旋翼是一種常用的小型航模旋翼，旋翼升力與旋翼轉(zhuǎn)速、旋翼直徑、螺距等參數(shù)沒有明確的關(guān)系方程進(jìn)行表述，因此，通過對旋翼進(jìn)行測繪，獲得旋翼直徑、螺距值，然后通過仿真軟件進(jìn)行旋翼升力計(jì)算。

試驗(yàn)前期對旋翼拉力的計(jì)算進(jìn)行了理論分析，主要運(yùn)用數(shù)值分析，正交試驗(yàn)，通過MATLAB仿真，歸納出旋翼拉力的經(jīng)驗(yàn)公式：

式中：F為旋翼拉力，N；n為旋翼轉(zhuǎn)速，r/min；d為旋翼旋轉(zhuǎn)直徑，m；k=sinα，α 為旋翼螺距。

如圖1所示，D-UAV機(jī)體坐標(biāo)系（xyz）與地面坐標(biāo)系（XYZ）之間存在3個(gè)運(yùn)動(dòng)角α、β、γ，利用角度關(guān)系可以列出運(yùn)動(dòng)學(xué)方程：

式中：x、y、z分別為地面坐標(biāo)下的 3 個(gè)位移量；fx、fy為沿x、y軸方向運(yùn)動(dòng)的空氣阻力；m、J分別為D-UAV的質(zhì)量和繞z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；TΣ為z軸方向的合力矩；g為重力加速度；F為上述經(jīng)驗(yàn)公式得出的旋翼拉力。

本文初步設(shè)計(jì)時(shí)估算出D-UAV的總質(zhì)量4 kg（包括電源、傳感器、電機(jī)等各種元器件），總體外形如圖2所示，D-UAV長度365 mm，截面為圓形，圓半徑約51.5mm，槳盤直徑560 mm，旋翼轉(zhuǎn)速3 600 r/min，螺距 α=11.3°，總質(zhì)量3.8 kg左右。

圖1D-UAV機(jī)體坐標(biāo)與地面坐標(biāo)

2 工作流程

設(shè)計(jì)的D-UAV結(jié)構(gòu)如圖2所示。D-UAV包括圖2（a）的懸停狀態(tài)，以及圖 2（b）的攻擊狀態(tài)。整流帽結(jié)構(gòu)是根據(jù)導(dǎo)彈飛行時(shí)的空氣力學(xué)特性設(shè)計(jì)的，一方面減小DUAV垂直向上發(fā)射時(shí)的空氣阻力，另一方面當(dāng)D-UAV收到攻擊信號(hào)時(shí)，整流帽向下運(yùn)動(dòng)帶動(dòng)旋翼折疊，實(shí)現(xiàn)旋翼收起的目的。大尾翼內(nèi)裝有螺旋槳，通過電機(jī)帶輪帶動(dòng)旋轉(zhuǎn)，目的是克服主軸電機(jī)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的反扭矩，保持DUAV平衡。小尾翼一方面和大尾翼一樣也具有抵消扭矩的作用，另一方面當(dāng)D-UAV向上發(fā)射時(shí)，可以旋轉(zhuǎn)小尾翼，改變飛行時(shí)的方向。

本文主要研究D-UAV的控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)D-UAV的起飛，懸停并且具有一定抗風(fēng)能力，收到命令后能夠迅速地收起旋翼攻擊目標(biāo)或著陸回收。如圖3所示D-UAV工作流程圖，研究的重點(diǎn)是D-UAV的穩(wěn)定懸停，并且能夠抵抗風(fēng)速小于4 m/s的側(cè)風(fēng)影響。

圖2 D-UAV三維結(jié)構(gòu)圖

圖3D-UAV控制流程圖

為了實(shí)現(xiàn)控制功能，我們搭建了硬件平臺(tái)。D-UAV控制系統(tǒng)主要由控制器、驅(qū)動(dòng)單元、執(zhí)行單元以及各種傳感器組成。如圖4所示，系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)框圖包括主控制器MCU（單片機(jī)），8通道2.4G無線接收器無線驅(qū)動(dòng)單元，用于驅(qū)動(dòng)各種舵機(jī)與直流電機(jī)，陀螺儀、無線數(shù)傳模塊用于測量、傳輸D-UAV的角度及角加速度信號(hào)以及供電模塊、地面控制接收器等。

圖4 系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)框圖

控制系統(tǒng)主要包括8通道2.4 G無線接收器和MCU主控制器。

如圖5所示，8通道2.4G無線接收器一共有8個(gè)輸出通道，D-UAV的控制使用到了其中5個(gè)通道。CH1、CH2連接控制D-UAV傾斜盤左向、右向舵機(jī)，這2個(gè)舵機(jī)控制著傾斜盤，從而實(shí)現(xiàn)D-UAV的任意方向的飛行。CH3控制D-UAV旋翼旋轉(zhuǎn)的電機(jī)-無刷直流電機(jī)，這種電機(jī)體積小，功率大，額定電壓12 V左右，輸入電流50 A，需要?jiǎng)恿﹄姵毓╇?。CH4連接旋翼折疊舵機(jī)，CH4通道輸出信號(hào)，D-UAV就收起旋翼，啟動(dòng)尾部火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)行目標(biāo)攻擊。CH6輸出PWM信號(hào)，此信號(hào)配合通道CH3同時(shí)輸出，控制D-UAV的偏航角。

圖5 D-UAV控制系統(tǒng)硬件連接

MCU一方面接受8通道2.4 G無線接收陀螺儀輸出的角加速度，根據(jù)這2個(gè)信號(hào)疊加輸出控制尾翼電機(jī)的PWM信號(hào)，其中用到模糊PID控制算法，使D-UAV既快又準(zhǔn)地根據(jù)無刷直流電機(jī)的轉(zhuǎn)速變化去調(diào)節(jié)尾翼電機(jī)。同時(shí)MCU實(shí)時(shí)地將D-UAV的姿態(tài)角通過無線模塊NRF905傳輸?shù)降孛娼邮掌鞑⑶绎@示出來，便于試驗(yàn)數(shù)據(jù)的采集與處理。

3 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

3.1 主控制器模塊

圖6為STM32最小系統(tǒng)引腳定義，圖中只給出了需要跟外設(shè)連接的部分。PA9、PA10的TX、RX與陀螺儀的串口接連，用于讀取陀螺儀繞三軸旋轉(zhuǎn)的角度、角速度以及角加速度，也可以讀取當(dāng)前溫度值。PB12、PB13、PB14、PB15是STM32的SPI2片內(nèi)外設(shè)接口，這4根引腳分別與無線NRF905的SPI接口連接，用于傳輸STM32從陀螺儀讀出的角度信號(hào)。PE7、PE8、PE9這3個(gè)引腳決定無線數(shù)傳模塊的工作模式。PD6用于檢測數(shù)據(jù)是否發(fā)送完，準(zhǔn)備下一次數(shù)據(jù)發(fā)送等待信號(hào)。PB6是輸入捕獲2.4G無線接收器通道6的PWM信號(hào)，也是輸出PB0信號(hào)的重要依據(jù)之一。PB0引腳用于輸出控制尾翼直流電機(jī)的PWM信號(hào)，尾翼控制的精度以及響應(yīng)的速率直接影響飛行器飛行的穩(wěn)定性。

圖6 STM32最小系統(tǒng)

地面的接收器也是STM32F103VET6單片機(jī)最小系統(tǒng)，它除了控制地面無線接收器NRF905接收D-UAV的位姿信號(hào)外，還通過FSMC模擬8080接口控制TFT彩屏，用于實(shí)時(shí)地顯示接收到的三軸角度信號(hào)，便于數(shù)據(jù)的采集與處理。

圖7 NRF905無線模塊

3.2 無線通訊模塊

控制系統(tǒng)用到2種無線模塊：NewMsg-RF905無線收發(fā)模塊和FS-R8B 2.4 G 8通道接收器。

無線收發(fā)模塊NewMsg-RF905與MCU采用SPI接口連接，如圖7所示，可以通過編程控制PWR_UP、TRX_CE和TX_EN 3根引腳使其工作在4種模式：掉電模式；SPI編程模式；發(fā)送模式；接受模式。

當(dāng)需要發(fā)送數(shù)據(jù)時(shí)，首先將PWR_UP、TX_EN拉高，置低TRX_CE使RF905進(jìn)入編程模式，將需要發(fā)送的數(shù)據(jù)、接收器的地址分別寫入到發(fā)送寄存器、發(fā)送地址寄存器中，然后拉高TRX_CE，射頻寄存器自動(dòng)開啟，數(shù)據(jù)打包后自動(dòng)發(fā)送出去，發(fā)送完后數(shù)據(jù)發(fā)送完成引腳DR被置高，準(zhǔn)備下一幀數(shù)據(jù)的發(fā)送。當(dāng)需要接收數(shù)據(jù)時(shí)拉PWR_UP、TRX_CE，置低 TRX_CE，RF905 就會(huì)進(jìn)入接收模式，RF不斷地監(jiān)測，等待接收的數(shù)據(jù)，當(dāng)監(jiān)測到同一頻段的載波時(shí)，載波檢測引腳CD被置高，當(dāng)接收到一個(gè)相匹配的地址時(shí)，AM引腳被置高，延時(shí)一段時(shí)間后接收完畢，RF905自動(dòng)移去字頭、地址和CRC校驗(yàn)位后，將接收數(shù)據(jù)完成引腳DR置高。RF905發(fā)送接收一幀數(shù)據(jù)的字節(jié)數(shù)可編程實(shí)現(xiàn)，最多可達(dá)32個(gè)字節(jié)。

無線接收器FS-R8B 2.4 G 8通道接收器和FSTH9X 2.4 G 9通道遙控器配合使用，用于控制方向舵機(jī)、無刷直流電機(jī)以及旋翼折疊舵機(jī)等。

圖8 FS-R8B 2.4 G 8通道接收器

FS-R8B 2.4G的8個(gè)通道輸出都是頻率50 Hz，高電平0～3.5 ms的PWM信號(hào)波。如圖8所示，CH3控制的是無刷直流電機(jī)的驅(qū)動(dòng)器-電調(diào)，通過改變PWM占空比實(shí)現(xiàn)無刷直流電機(jī)調(diào)速，除此之外該通道還給此接收器供電，因此CH3具有雙向功能，輸出一般只接無刷電調(diào)，其他7個(gè)通道的功能是一樣的，必要時(shí)可以互換。CH3和CH6的輸出信號(hào)是同時(shí)改變的，變化的方向一致，變化的線性率可以設(shè)置。起飛時(shí)主軸無刷電機(jī)轉(zhuǎn)速逐漸提高，電機(jī)的輸出扭矩也逐漸加大，相應(yīng)的CH6的輸出信號(hào)的占空比逐漸增大，主控制器收到的信號(hào)相應(yīng)發(fā)生變化，通過軟件算法及時(shí)提高尾翼電機(jī)轉(zhuǎn)速，平衡無刷直流電機(jī)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的扭矩，保持D-UAV穩(wěn)定地飛行。

CH1、CH2分別控制方向傾斜盤左向舵機(jī)和右向舵機(jī)。這2個(gè)舵機(jī)連接著傾斜盤，通過控制傾斜盤的傾斜角度，實(shí)現(xiàn)D-UAV任意方向的飛行。舵機(jī)的輸出轉(zhuǎn)角與傾斜盤的方位角之間存在著非線性關(guān)系，需要通過復(fù)雜的數(shù)學(xué)計(jì)算，大量的試驗(yàn)修正，才能獲得精確的數(shù)學(xué)表達(dá)式。舵機(jī)的最大輸出力矩、保持力矩以及剛度都會(huì)影響飛行的穩(wěn)定性，本文傾斜盤的傾斜角控制在5°～10°之間，采用的2個(gè)方向舵機(jī)輸出力矩達(dá)到1.6 kg/cm。

CH4連接旋翼折疊舵機(jī)，輸出固定的占空比PWM信號(hào)，控制D-UAV旋翼收起。當(dāng)D-UAV收到攻擊信號(hào)時(shí)，旋翼折疊舵機(jī)旋轉(zhuǎn)固定的角度，D-UAV立即收起旋翼，啟動(dòng)尾部的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，使目標(biāo)附近的D-UAV垂直向上發(fā)射攻擊目標(biāo)。旋翼折疊舵機(jī)需要克服大摩擦力矩，因此本文選用MG945舵機(jī)，輸出扭矩達(dá)12 kg/cm左右。

3.3 陀螺儀模塊

圖9 陀螺儀模塊

陀螺儀的作用是讀出D-UAV三軸的角度，角速度以及角加速度數(shù)值。角加速度是驅(qū)動(dòng)尾翼直流電機(jī)的重要依據(jù)之一，此信號(hào)與CH6的輸出信號(hào)進(jìn)行疊加，同時(shí)控制尾翼電機(jī)的轉(zhuǎn)速，使D-UAV穩(wěn)定地懸停以及調(diào)整偏航角。角度信號(hào)通過無線RF905傳輸給地面工作站，實(shí)時(shí)地顯示出來，便于數(shù)據(jù)的采集與處理。如圖9所示，陀螺儀與MCU既可以采用串口通訊，也可以利用I2C接口，但是采用I2C接口通訊時(shí)無法讀出DUAV姿態(tài)值（角度值），所以本文選擇串口通訊。MCU無法輸出指令給MPU6050模塊，模塊的配置都是掉電保存的，上電后第3 s自動(dòng)校準(zhǔn)，校準(zhǔn)后Z軸的角度會(huì)重新初始化為0。MPU6050輸出的每幀數(shù)據(jù)分為3個(gè)數(shù)據(jù)包，分別為加速度包、角速度包和角度包。3個(gè)數(shù)據(jù)包順序輸出，波特率通過上位機(jī)設(shè)置為115 200 kps時(shí)每隔10 ms輸出1幀數(shù)據(jù)，每個(gè)數(shù)據(jù)包輸出時(shí)都包含有標(biāo)識(shí)這個(gè)數(shù)據(jù)包的標(biāo)頭，通過標(biāo)頭可以判別數(shù)據(jù)包的類型。

4 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

軟件部分實(shí)現(xiàn)D-UAV的起飛、懸停以及側(cè)飛，主要是陀螺儀的輸出信號(hào)、主軸無刷直流電機(jī)轉(zhuǎn)速以及尾翼電機(jī)控制信號(hào)三者之間的協(xié)調(diào)配合。懸停、側(cè)飛流程如圖10、圖 11所示。

如圖12所示，主程序初始后立即采集CH6的PWM信號(hào)并轉(zhuǎn)換為平均電壓ui，此時(shí)主程序查詢USART1是否產(chǎn)生中斷，如果沒有產(chǎn)生中斷，CH6的信號(hào)就直接控制尾翼，提高程序的快速性；如果產(chǎn)生中斷，在中斷服務(wù)程序中對陀螺儀輸出的信號(hào)進(jìn)行處理，分別對3個(gè)數(shù)據(jù)包：角加速度、角速度、角度進(jìn)行計(jì)算存儲(chǔ)返回。返回后主程序?qū)i、繞主軸的角度α和繞主軸的角加速度a¨進(jìn)行模糊化處理去控制尾翼電機(jī)，圖10中TW為尾翼電機(jī)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的扭矩，該扭矩主要是抵消主軸直流無刷電機(jī)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的扭矩TZ，陀螺儀根據(jù)二者之差△T測出角度α和角加速度α¨，當(dāng)繞主軸的角加速度、角度都為零時(shí)，D-UAV達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。

D-UAV飛到指定的位置還需要側(cè)飛，側(cè)飛的指令是由2.4 G FS-TH9X無線發(fā)送機(jī)和無線接收器FS-R8B控制。當(dāng)需要側(cè)飛時(shí)FS-TH9X操作搖桿發(fā)出側(cè)飛指令，F(xiàn)SR8B收到信號(hào)后控制CH1、CH2輸出PWM信號(hào)，傾斜盤左向舵機(jī)和右向舵機(jī)分別轉(zhuǎn)過一定的角度，通過傾斜盤傾斜實(shí)現(xiàn)D-UAV指定方向的側(cè)飛。D-UAV從垂直起飛變換到側(cè)飛時(shí)，由于旋翼產(chǎn)生拉力方向改變，因此豎直方向產(chǎn)生的升力就變小，無法平衡重力，所以在傾斜的過程中要增大主軸無刷直流電機(jī)的轉(zhuǎn)速，提高旋翼產(chǎn)生的拉力，這個(gè)過程也叫做拉力補(bǔ)償，和懸停過程一樣，補(bǔ)償拉力的過程中也要相應(yīng)提高尾翼電機(jī)的轉(zhuǎn)速，從而保持DUAV位姿。

圖10 懸停流程圖

圖11 側(cè)飛流程圖

圖12 控制系統(tǒng)框圖

5結(jié) 語

本文設(shè)計(jì)的D-UAV控制系統(tǒng)結(jié)合傳統(tǒng)的無線傳輸模塊，加入了嵌入式控制系統(tǒng)，在實(shí)現(xiàn)控制飛行功能的同時(shí)，使控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和精度得到了提高，尤其在DUAV側(cè)風(fēng)狀態(tài)下也能保持飛行的穩(wěn)定性。通過大量的飛行試驗(yàn)，反復(fù)修正CH6和CH3信號(hào)之間的關(guān)系，使DUAV成功排列出適用于低空防御的飛行方陣。

［1］ 弗里德曼.全球作戰(zhàn)無人機(jī)［M］．聶春明，譯．北京：中國市場出版社，2011．

［2］ Sevcik K，Oh P.Testing Unmanned Aerial Vehicle Missions in a Scaled Environment［J］.Journal of Intelligent and Robotic Systems，2008，54（1-3）：297-305.

［3］ 王適存.直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)［M］.南京：南京航空學(xué)院，1976.

［4］ 王斌，羅秋鳳，王海濤.某小型無人機(jī)的飛行控制計(jì)算機(jī)的硬件設(shè)計(jì)［J］.計(jì)算機(jī)測量與控制，2006，14（10）：1355-1357.

［5］ 宋彥國，張呈林.小型無人直升機(jī)模糊飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2007（1）：103-106.

［6］ 孫興宏.基于微機(jī)的某型無人機(jī)飛控系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì)及軟件［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007.

［7］王賡，盛煥燁，呂恬生，等.“天行者”小型無人直升機(jī)自主飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)［J］.航空學(xué)報(bào)，2008（增刊 1）：170-177.

［8］ 汪斌.無人模型直升機(jī)自主飛行控制方法研究和系統(tǒng)構(gòu)成［D］.上海：上海交通大學(xué)，2005.

［9］ Song Yanguo，Zhang Chenglin，Chen Renliang.Synthesis of helicopter fuzzy flight control system and its simulation［C］//AHS 51st Annual Forum.Baltimore：American Helicopter Society，2004：1300-1308.

［10］ Shim D H，Han J S，Yeo H T.A Development of Unmanned Helicoptersfor Industrial Applications ［J］.Journal of Intelligent and Robotic Systems，2008，54（1-3）：407-421.

［11］ Amanda H，Natalie K，David P.Unmanned Aerial Vehicles（UAVs） for Surveying MarineFauna：A Dugong Case Study［M］.PLOS ONE，2013：8-11.