某小型低速靶機的應急保護系統(tǒng)設計

季 偉，王道波，汪 浩，周凌子，王博航

(南京航空航天大學自動化學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

無人機(UAV)如今已廣泛應用于民生，軍事，農業(yè)等社會各個方面。其中，軍用固定翼無人機在軍事演練，敵情偵測，武器試用中發(fā)揮了巨大的作用，而靶機屬于軍用無人機的一種，利用提前劃定好的航線自主飛行，或者通過手動操控的方式，讓靶機飛至導彈或者高炮的射界，為部隊提供實彈演練的動態(tài)標靶[1]。

靶機在惡劣的環(huán)境下飛行，往往會發(fā)生突發(fā)狀況，引起飛機的各種故障，比如在寒冷的高原可能會供電不足，海上遭遇風切變時發(fā)動機可能突然停車，荒漠或者山區(qū)GPS會失效，通訊會中斷等等，這些都會致使靶機無法再繼續(xù)飛行，這個時候保證飛機的安全回收就顯得至關重要[2]。本文以某小型低速靶機為平臺，以TI公司生產的TMS320F-28335微處理器為靶機的控制核心，構造了一種傘降式應急回收系統(tǒng)，并通過半物理仿真實驗加以驗證，最后成功應用到靶機的實際飛行當中。

1 飛控系統(tǒng)

靶機整個飛控系統(tǒng)的硬件可分為機載設備和地面設備2個部分。機載設備，顧名思義就是安裝在靶機上的設備器件，有作為控制核心的飛控機箱，用于通信的無線數(shù)傳電臺，采集靶機姿態(tài)信號的慣導，獲取靶機方位信息的GPS，還有驅動舵面的航模舵機，提供飛行動力的發(fā)動機等等。地面設備，包括地面電臺、操控盒和2臺工控機。

2臺工控機，一臺用作綜顯，顯示機載電臺下傳的遙測數(shù)據(jù)；另一臺用作操縱，通過對接操控盒來向靶機傳輸遙控指令，其界面和綜顯工控機一致，可與綜顯界面同步顯示遙測數(shù)據(jù)。

地面站測控程序立足于VC++6.0下的MFC功能進行開發(fā)編譯[3]，主要為實現(xiàn)遙控指令的發(fā)送和遙測數(shù)據(jù)的接收。遙測通信協(xié)議中包含了機載電壓、發(fā)動機轉速、靶機姿態(tài)信息、遙控遙測以及GPS的狀態(tài)位，這幾項數(shù)據(jù)的正常與否決定了靶機能否安全飛行，所以同樣也要作為觸發(fā)應急保護的關鍵因素。通過這些數(shù)據(jù)，操控手能隨時了解靶機的空中飛行狀態(tài)，及時有效地應對各種突發(fā)情況。飛控程序以控制律為核心，通過模塊化和層次化的設計理念，將設備功能和飛行模式進行了劃分，降低了系統(tǒng)中各功能模塊之間的耦合性，飛控系統(tǒng)結構如圖1所示。

圖1 飛控系統(tǒng)結構

圖1中，指令與模式管理模塊是對接收到的遙控指令進行解析，綜合傳感器數(shù)據(jù)獲取模塊是通過芯片TMS320F28335的AD采樣，ECAP捕獲等數(shù)據(jù)采集功能外設，以及IMU(組合慣導)，GPS(全球衛(wèi)星定位)等外部傳感器，獲取飛控系統(tǒng)的內部狀態(tài)信息。各個模式下，依據(jù)不同的遙控指令或者有效的傳感數(shù)據(jù)，會進入到相應的控制模塊，繼而向外界的執(zhí)行機構輸出一定的控制量，來實現(xiàn)穩(wěn)定飛行的目的[4]。

其中，故障診斷與容錯模式，與回收模式相互獨立，故障診斷模式對傳感器采集到的數(shù)據(jù)進行監(jiān)測，一旦查出飛控系統(tǒng)運行過程中在哪個環(huán)節(jié)或者模塊下出現(xiàn)了故障，會根據(jù)故障的類型和程度，做出相應的處理。

2 飛控故障識別與診斷模塊

2.1 故障處理與容錯策略

上電30 s后，便開始進入故障識別與容錯模式。在彈射起飛模式下，靶機的發(fā)動機油門處于最大開合狀態(tài)，副翼和垂尾的舵面回中，即飛控的橫向模式進入直飛模式。平尾舵面向上偏轉15°～20°，具體角度要視靶機發(fā)射架的發(fā)射軌道相對于地面的角度而定。因為從地面站界面可以實時了解靶機飛控系統(tǒng)的運行狀況，所以靶機從進入彈射起飛模式到點火升空這一時段所發(fā)生的故障是可規(guī)避的。一旦起飛之前從地面站知悉靶機出現(xiàn)問題，可以立即關閉飛控電源，排查故障或者更換飛機。

如果在靶機在發(fā)射升空之后出現(xiàn)問題，則要制定一系列的方案來對故障進行診斷及處理。常見的故障可分為元件故障、儀器儀表故障和執(zhí)行器故障，根據(jù)故障性質,又可將其分為突變故障和緩慢故障。結合靶機在空中各種突發(fā)情況發(fā)生的可能性，制定故障識別及處理策略如下。

2.1.1 慣導姿態(tài)保護

當飛行時間大于30 s，且縱向模式未進入回收模式時，如果續(xù)航段靶機的俯仰角忽然大于45°或小于-30°，或者橫滾角大于60°，判斷慣導采集靶機姿態(tài)信號錯誤，為重大飛行隱患，則立即進入應急回收模式。

2.1.2 發(fā)動機轉速保護

飛行時間30 s內，靶機此時尚未進入續(xù)航段，倘若發(fā)動機轉速低于3 000 r/min，長達1 s，視為靶機動力不足。因為此時靶機傘降高度不夠，發(fā)動機設為預備停車狀態(tài)。

飛行時間30 s后，當飛行高度達到100 m，且縱向模式未進入回收模式，倘若發(fā)動機依舊是預備停車狀態(tài)，則表示發(fā)動機轉速低于3 000 r/min的情況較為頻繁，此時應急回收。

飛行時間30 s后，當縱向模式未處于回收模式，且發(fā)動機轉速低于3 000 r/min長達1 s。倘若此時通訊中斷，或者在20 s內仍然沒有接收到回收指令，則應急回收。

2.1.3 電源電壓監(jiān)測保護

整個飛控的供電主要有2個渠道，一個是航空發(fā)動機供電，一個是電池供電。因為電池的電量有限，所以主要的電源來自發(fā)動機。因此，電壓監(jiān)測的對象是來自發(fā)動機的供電電源。

因為空中飛行的時候電源的保證至關重要，所以從一進入故障診斷模塊，如果縱向模式沒有因為其他情況而處于回收模式，當電源電壓小于20 V時，飛控會立即進入應急回收模式。

如果靶機在空中飛行的時候，同時滿足以下幾個狀況，即飛行時間在30 s以上，飛機進入續(xù)航段；縱向模式未處于回收模式；橫向模式未處于返航模式；未發(fā)送返航指令，飛行未超時返航，且電臺也沒有發(fā)生故障；電源電壓小于21.5 V，但大于20 V；則靶機準備返航，橫向模式置于自動導航(航向)模式。這樣便能在飛控還有余電的情況下回到地面站附近，實施正?；厥?。正常回收與應急回收并無明顯差別，區(qū)別只在于發(fā)動機停車與開傘的準備時間延長了數(shù)秒，更為安全穩(wěn)妥。

2.1.4 通訊中斷保護

當飛控電臺接收不到地面站傳來的遙控數(shù)據(jù)或者遙控數(shù)據(jù)幀校驗不通過，通訊狀態(tài)位則會置1，表示通訊異常。飛行30 s 進入續(xù)航段以后，若GPS也失效，則縱向模式進入正?；厥漳Ｊ剑瑱M向模式進入直飛模式；若橫向模式不處于返航模式和自主模式，縱向模式不處于回收模式，那么當通訊中斷20 s以內，飛控將會進入平直模式，即所有舵面回中，靶機將以水平姿態(tài)直線飛行；當通訊中斷時間大于20 s，橫向模式進入自動導航模式，靶機將準備返航。

2.1.5 GPS失效保護

飛行時間30 s內，當GPS失效達到10 s以上，飛控進入預備傘降狀態(tài)；飛行時間30 s后，當飛控仍然處于預備傘降狀態(tài)，表示GPS依舊頻繁失效，即可判斷為靶機出現(xiàn)定位故障，飛控將同時進入直飛模式和應急回收模式；飛行時間30 s后，每次GPS失效時間長達1 s，當這種情況持續(xù)10次即被可視為GPS頻繁失效。此時若沒有新的指令傳來，在接下來的20 s以內，飛控進入平直飛行模式；20 s以后，橫向模式維持直飛模式，縱向模式轉入正?；厥?；如果無法判斷GPS所出現(xiàn)的故障是短暫的還是永久的，操作手可利用一些指令來維持靶機的當前飛行，等待GPS情況好轉。針對這種情況，增設了如下的容錯方案。

a.當GPS頻繁失效，此時若發(fā)送直飛指令或者偏航指令，飛機將以水平姿態(tài)直線飛 行或者空中盤旋而不會進入應急回收模式。

b.當GPS恢復正常時，一方面禁止飛控進入應急回收模式，另一方面清除飛控的預備傘 降狀態(tài)，準備應對下一次的GPS失效故障。

2.2 應急回收模式

無論是應急回收模式還是正?；厥漳Ｊ剑坏┻M入都表示靶機即將結束此次飛行?？煽康幕厥粘绦蚴前袡C能安全著陸的關鍵。當然，小型靶機可以依靠操作員的操縱進行滑跑降落，但是在不具備跑道條件的野外，傘降就成為了理想的回收方式。應急傘降回收模式結構如圖2所示。

圖2 應急回收模式結構

靶機的應急回收程序是當靶機出現(xiàn)故障并被識別，或者是當?shù)孛嬲景l(fā)送應急回收的遙控指令時開始執(zhí)行。橫向模式，縱向模式分別進入直飛模式，平飛模式以平穩(wěn)靶機的空中姿態(tài)，而后發(fā)送停車信號和開傘信號至發(fā)動機內的停車繼電器和開傘舵機。發(fā)動機停車，傘舵啟動，打開傘艙并拋傘，靶機實現(xiàn)傘降。

靶機著陸之后，需要發(fā)送切傘指令，通過電爆管來割斷靶機與降落傘之間的傘繩。這是因為降落傘落地后在風力的作用下會拖動靶機，這可能會將靶機拖離安全的著陸點，從而造成機體碰撞或者其他意外，損壞靶機內部重要設備。因此著陸之后，機傘分離是十分必要的。

2.3 DSP控制器的串口設置

基于DSP28335微處理器的飛控系統(tǒng)，具有多種片內外設功能。而GPIO作為DSP控制器最簡單的外設，同時也作為與外部模塊連接的基本接口[5]，在應急保護系統(tǒng)的設計當中，發(fā)揮著重要的作用。選用GPIO40和GPIO41并設置為普通的數(shù)字量輸出接口，作為停車信號與切傘信號的輸出引腳；選用GPIO0設置為EPWM1A的功能復用，作為開傘舵機控制信號的輸入引腳。

又由連續(xù)增減模式下載波周期的計算公式TPWM=2×TTBPRD×TTBCLK，將載波周期設定為20 ms。其中TPWM為載波周期；TTBPRD為定時器周期值；TTBCLK為計數(shù)時鐘周期。

圖3 停車與切傘控制電路

3 應急回收系統(tǒng)

3.1 停車與切傘控制

停車與切傘的控制電路如圖3所示，JP1和JP2是供電+12 V的繼電器，發(fā)動機停車 的控制過程是當停車信號從DSP_DO20輸出到芯片ULN2803的DO20腳，就會觸發(fā)停車繼電器JP1動作，使發(fā)動機的停車線接地，從而使發(fā)動機停車；切傘的控制流程則是當切傘信號從DSP_DO21輸出到DO21腳，觸發(fā)切傘繼電器JP2動作，使電爆管供電+12 V，從而切斷傘繩，實現(xiàn)降落傘與靶機的分離。

首先，因為驅動芯片ULN2803的推薦輸入電壓為+5 V，因此通過芯片74HCT245，將DSP輸出的控制信號的電平由3.3 V變換為5 V，輸出至ULN2803[6]。因為74HCT245引腳OE輸入低電平有效，因此從DSP選用一個GPIO，與OE相接，并在軟件中數(shù)值置0以輸出低電平。

當芯片74HCT245引腳DIR輸入低電平時，引腳Bn(n=1～8)為輸入，An(n=1～8)為輸出；當引腳DIR輸入高電平時，Bn為輸出，An為輸入。而當引腳OE通以高電平，則無論DIR輸入什么電平，An與 Bn之間都是高阻抗的關斷狀態(tài)。

因此將DIR通以+5 V的高電平，形成由An到Bn的通路。電平變換后的控制信號傳至 ULN2803，芯片內部結構是達林頓管，如圖4所示。

達林頓管是由2個NPN三極管組成，其極性由第1個三極管的極性決定，因此可等效為1個NPN三極管，如圖5所示。

三極管為硅管材質，特性是當輸入IN=0 V時，三極管截止關短；當0 V=0.7 V時，三極管

圖4 達林頓管

圖5 達林頓管等效結構

處于飽和狀態(tài)，即導通。ULN2803采用集電極開路輸出(輸出懸空)，大電流輸出的特性，可直接驅動繼電器等外接的控制器件。其中基極電阻起到限流的作用，防止過大的發(fā)射極電流擊穿三極管。

所用的繼電器型號為DS2Y-S-DC12 V。很明顯，當+12 V電壓與DO端之間之間形成壓降，之間的線圈就會通電產生磁場，使常開觸點2端與公共觸點4端閉合。通常，在繼電器1和8端之間需要再并聯(lián)一個續(xù)流二極管，防止斷電后線圈極高的反向電動勢破壞電子元器件。而引腳5、6、7端與引腳2、3、4端的結構功能一致。

停車繼電器與切傘繼電器DO端分別接于ULN2803的OUT5和OUT6，如圖6所示。

圖6 停車與切傘控制結構

當輸入端IN = 0 V時，三極管關斷，因為集電極輸出開路，所以OUT端電壓為+12 V，未在繼電器上形成壓降，繼電器未動作。

當輸入端IN = +5 V時，三極管飽和，相當于導線。由圖6可知，繼電器的線圈上將會形成+12 V的壓降。屆時繼電器動作，實現(xiàn)控制。

通過這樣的結構，DSP的數(shù)字信號輸出就能夠驅動繼電器，實現(xiàn)停車和切傘功能。需要注意的是，需將芯片ULN2803的COM腳接到電源+12 V的正極，也可人為地在繼電器上外接一個續(xù)流二極管。從圖上看，二者做法目的一致，都是為了防止外部斷電后，繼電器線圈瞬間所產生的極高的反向電動勢擊穿三極管，破壞芯片。

3.2 開傘舵的控制

像體型較小的靶機，因為降落傘比較小，所選用的拋傘機構也較為簡單，因此可以采取更簡便的控制方式來進行拋傘，實現(xiàn)傘降。

傘艙位于靶機機體的后半段，如圖7所示。首先，主傘在下，引導傘在上，將二傘疊好放置于傘包，再將傘包置于傘艙。采用扭簧裝置將艙蓋固定在傘艙的后端，扭簧會讓艙蓋向后彈開；其次，將航模舵機安裝在艙蓋的前端，舵機的轉片用來壓住艙蓋，關閉傘艙；最后，通過電臺遙控或者故障處理，給航模舵機輸出一定舵量，驅動齒輪，轉動轉片，打開傘艙。艙蓋彈起的同時拉動引繩，打開傘包，拽出引導傘。引導傘在靶機下落的慣性作用下充氣打開，將主傘拋出，實現(xiàn)靶機傘降[7]。

圖7 開傘舵結構俯視圖

所用Futaba型航模舵機供電+5 V，通過芯片74HCT245的電平變換，將DSP輸出的數(shù)字控制信號接入航模舵機的信號端。根據(jù)舵機的說明資料，齒輪轉動的角度與輸入到舵機信號端的PWM波脈沖寬度呈線性關系，舵機PWM信號周期20 ms，脈寬0.5 ～ 2.5 ms對應2.5% ～ 12.5%的占空比Duty_Radio。這10%的占空比區(qū)間就對應舵機齒輪180°轉動角度。因此，y=1 800x-45為轉角與占空比的線性關系，y代表舵機轉角，x代表脈寬調制波的占空比。

換言之，要想使轉片轉動多少度，就得在飛控當中設置輸出PWM波的相應占空比。舵機上電初始，輸出占空比為2.5%的PWM波，將舵機轉片轉至零位以關閉傘艙。一旦進入應急回收模式，轉片需要轉動90°以打開傘艙，這時則改變信號脈寬，向外輸出占空比為7.5%的PWM波。

4 半物理仿真及實際飛行試驗

半物理仿真實驗，是利用仿真機中已經搭建好的飛機數(shù)學模型，通過對接飛控計算機，來模擬靶機空中按照航線的飛行。

如圖8所示，飛控微處理器與仿真機之間進行遙測數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)的交互，而仿真飛行所需要的轉速信號，姿態(tài)信號，GPS信號等則通過外部設備來提供，地面站與飛控通過無線數(shù)傳電臺來進行遙控遙測。在每次飛行仿真的過程中，通過一些操作，比如斷掉GPS信號，斷掉電臺通訊，降低供電電壓來觸發(fā)飛控當中的應急保護。根據(jù)開傘舵是否及時動作，表筆檢測切傘線是否得電，最終驗證應急系統(tǒng)有效，并將其應用到了靶機的實際飛行中。

圖8 仿真硬件連接

如圖9所示，靶機采用彈射起飛的方式，飛行中定高1 000 m，飛行時長8 min，在靠近7 min的時候降低高度，而后發(fā)送應急指令，靶機停車開傘，高度下降。

如圖10所示，在靶機降落初始，雖然下降速率在不斷增大，但是在最后的20～30 s下降速度趨于平穩(wěn)。而現(xiàn)實中靶機只是支撐架損壞，機體并未受損，傘降系統(tǒng)到最后還是發(fā)揮了作用。由此證明，所設計的應急回收系統(tǒng)具有一定的實用性。

5 結束語

本文從飛控的故障識別與診斷策略入手，逐

圖9 實際飛行高度

圖10 實際飛行升降率

步介紹了應急傘降回收系統(tǒng)的功能結構和實現(xiàn)原理。對其進行半物理仿真實驗，之后再將應急方案應用到了小型靶機的實際飛行中，靶機最終回收成功。