基于SOC的無(wú)人機(jī)飛控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)

賀巍

摘 要：提出一種基于SOC平臺(tái)的自動(dòng)飛行無(wú)人機(jī)飛行控制和導(dǎo)航系統(tǒng)。用于導(dǎo)航、飛行控制、機(jī)載系統(tǒng)管理等，包括飛控、導(dǎo)航、命令分析與處理、電源分配與管理、任務(wù)管理、任務(wù)設(shè)備控制、通訊/數(shù)據(jù)鏈路控制、存儲(chǔ)與記錄子系統(tǒng)。這些子系統(tǒng)采用高度集成的一體化設(shè)計(jì)，具有輕重量，低功耗的優(yōu)勢(shì)。

關(guān)鍵詞：無(wú)人機(jī)；飛行控制；飛行導(dǎo)航；自主飛行

中圖分類(lèi)號(hào)：TP391 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1671-2064（2018）19-0080-02

飛控和導(dǎo)航的硬件由飛控控制單元、數(shù)據(jù)處理加速I(mǎi)P和各類(lèi)傳感器構(gòu)成。飛控控制單元應(yīng)有豐富的接口，強(qiáng)大的數(shù)據(jù)處理能力，良好的軟件開(kāi)發(fā)支持。文章使用ZYNQ 7000作為系統(tǒng)開(kāi)發(fā)平臺(tái)進(jìn)行設(shè)計(jì)及仿真。

1 總體設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

基于SOC的總體系統(tǒng)框如圖1所示。

SOC中ARM（PS part）處理器，用于信號(hào)測(cè)量、飛行任務(wù)管理、飛行數(shù)據(jù)記錄等。SOC中的邏輯部分（PL part）實(shí)現(xiàn)其他功能單元，包括：數(shù)據(jù)采集控制寄存器、通用數(shù)字I/O、GPS信號(hào)處理單元、舵機(jī)伺服控制器，通信控制器、圖像采集控制器、存儲(chǔ)器、總線控制器和時(shí)鐘控制器等。所有外設(shè)控制單元用AXI標(biāo)準(zhǔn)總線與ARM CPU連接在一起。

2 飛控系統(tǒng)的具體實(shí)現(xiàn)

2.1 副翼控制回路

副翼用于控制滾轉(zhuǎn)軸，包含外環(huán)控制和內(nèi)環(huán)控制。

2.1.1 外環(huán)： 傾斜角偏差反饋

滾轉(zhuǎn)控制的外環(huán)，利用傾斜角偏差計(jì)算滾轉(zhuǎn)速率指令：

PCMD=saturation（K（COMMAND-），Pmax）

定義外環(huán)性能的兩個(gè)參數(shù)：

傾斜角比例增益K：其倒數(shù)代表修正傾斜角偏差的時(shí)間常數(shù)，滾轉(zhuǎn)速率和傾斜角偏差之間的線性關(guān)系使得傾斜角以時(shí)間的指數(shù)關(guān)系逼近。

最大滾轉(zhuǎn)速率Pmax：對(duì)于大的傾斜角偏差，該量對(duì)修正傾斜角偏差所需的時(shí)間有最大的影響。

2.1.2 內(nèi)環(huán)：滾轉(zhuǎn)速率偏差控制

滾轉(zhuǎn)軸內(nèi)環(huán)控制根據(jù)滾轉(zhuǎn)速率以及其當(dāng)前測(cè)量值計(jì)算副翼指令。假設(shè)滾轉(zhuǎn)軸慣量很小，忽略滾轉(zhuǎn)加速度，從而按定常滾轉(zhuǎn)狀態(tài)構(gòu)建控制率。滾轉(zhuǎn)角速率指令實(shí)質(zhì)上是歐拉滾轉(zhuǎn)角速率。但測(cè)量的是體軸系的滾轉(zhuǎn)角速度，因此首先需要計(jì)算歐拉滾轉(zhuǎn)角速率，即：

Φ=p+tanΘ（qsinΦ+rcosΦ）

控制率由三項(xiàng)構(gòu)成。第一項(xiàng)是根據(jù)滾轉(zhuǎn)速率預(yù)測(cè)的副翼指令項(xiàng)，第二項(xiàng)是滾轉(zhuǎn)速率偏差的時(shí)間積分，該項(xiàng)是為了獲得副翼的配平位置，第三項(xiàng)是對(duì)滾轉(zhuǎn)阻尼的增強(qiáng)，即根據(jù)滾轉(zhuǎn)速率調(diào)整副翼偏角。最終的控制率由上述三項(xiàng)的合并通過(guò)副翼限位而得：

A=saturation（dApre+dAfee+dAdam，max）

2.2 升降舵控制回路

升降舵用來(lái)控制飛行的垂直加速度。外環(huán)采用高度和空速回路以確定垂直加速度指令。

升降舵控制率由三項(xiàng)構(gòu)成：加速度指令預(yù)測(cè)項(xiàng)，加速度偏差積分項(xiàng)，以及為增加短周期阻尼的俯仰阻尼項(xiàng)。最升降舵控制指令即三項(xiàng)之和：

E=lim（dEpre+dEfee+dEdam，min Elevator，max Elevator）

3 方向舵控制回路

方向舵用于阻尼偏航振動(dòng)和管理側(cè)向力，即協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。總的方向舵控制率為：

R=saturation（dRcoord+dRdamping，max Rudder）

4 動(dòng)力控制回路

動(dòng)力控制用于控制飛行的能量速率，該速率由空速變化率的垂直速率給定。高度和空速回路為動(dòng)力控制回路提供了垂直速度指令和空速變化率指令。

控制率由兩部分組成，即動(dòng)力預(yù)測(cè)量和偏差積分的反饋量。動(dòng)力預(yù)測(cè)值是根據(jù)速率指令計(jì)算而得的。反饋?lái)?xiàng)則是基于需求功率和實(shí)際功率之差。

5 軟件設(shè)計(jì)

軟件采用Vxworks實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，用C++語(yǔ)言開(kāi)發(fā)。軟件部署在zynq的PS（ARM）部分。整個(gè)軟件采用模塊化設(shè)計(jì)，便于擴(kuò)展和移植。軟件分飛行與任務(wù)管理系統(tǒng)FSM、自動(dòng)駕駛系統(tǒng)AUTOPILOT、導(dǎo)航系統(tǒng)NAVIGATOR、數(shù)據(jù)采集與記錄系統(tǒng)DATARECODER、任務(wù)監(jiān)控設(shè)備如CAMERA共六個(gè)子系統(tǒng)。每一個(gè)子系統(tǒng)都可以通過(guò)地面站獨(dú)立尋址、單獨(dú)控制。

各子系統(tǒng)的功能描述如下：

5.1 飛行管理系統(tǒng)FMS

飛行管理系統(tǒng)管理飛行計(jì)劃（由一系列航路點(diǎn)構(gòu)成）、任務(wù)計(jì)劃、以及各種故障條件下的應(yīng)急飛行計(jì)劃等。

5.2 自動(dòng)駕駛系統(tǒng)Autopilot

自動(dòng)駕駛系統(tǒng)完成飛行器的增穩(wěn)、姿態(tài)控制、并根據(jù)飛行計(jì)劃進(jìn)行航跡跟蹤。

5.3 導(dǎo)航系統(tǒng)Navigator

導(dǎo)航系統(tǒng)根據(jù)各傳感器的數(shù)據(jù)驚醒數(shù)據(jù)處理，給出飛行器的姿態(tài)、位置、速度及加速度等導(dǎo)航信息。

5.4 設(shè)備配置管理器Configurator

設(shè)備配置管理器是飛控系統(tǒng)的支撐系統(tǒng)，管理各機(jī)載傳感器及驅(qū)動(dòng)器的配置及校準(zhǔn)。

5.5 數(shù)據(jù)采集與記錄系統(tǒng)DataRecoder

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集、記錄飛控系統(tǒng)各部分的關(guān)鍵數(shù)據(jù)，負(fù)責(zé)遙測(cè)信息的采集和傳送。

各系統(tǒng)源/目標(biāo)地址定義：

地址的分配規(guī)則為，0～0xF為系統(tǒng)保留地址，0x10～0x40為機(jī)載設(shè)備地址。其余地址留給地面設(shè)備，如果不明確給定地面設(shè)備地址，飛控系統(tǒng)默認(rèn)的地址設(shè)為0x80。

飛控個(gè)分系統(tǒng)的具體地址定義如表1所示。

6 結(jié)語(yǔ)

綜上，本文描述了飛控系統(tǒng)的總體架構(gòu)和飛控系統(tǒng)的各單元在SOC平臺(tái)上的具體實(shí)現(xiàn)。包括：（1）Z軸方向（偏航角）；（2）Y軸方向（俯仰角）；（3）X軸方向（滾轉(zhuǎn)角）；（4）飛行動(dòng)力等控制單元的原理公式和算法的具體實(shí)現(xiàn)。文章最后介紹了飛控系統(tǒng)的軟件系統(tǒng)的架構(gòu)及實(shí)現(xiàn)。

參考文獻(xiàn)

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[2]沈再陽(yáng)編著，MATLAB信號(hào)處理[M].北京：清華大學(xué)出版社，2017：100-102.