小型多旋翼飛行器平衡性測試裝置設(shè)計(jì)與分析

經(jīng)本欽， 王鵬舉

（桂林航天工業(yè)學(xué)院電子信息與自動(dòng)化學(xué)院，廣西桂林541004）

0 引 言

無人駕駛飛行器又稱無人機(jī)，是一種利用旋翼產(chǎn)生的升力執(zhí)行飛行任務(wù)的無人飛行器［1-2］。無人機(jī)的結(jié)構(gòu)和操作通常都較為簡單，3軸以及4軸飛行器的內(nèi)部控制器都帶有增穩(wěn)算法以維持飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定［3］，但是在飛行器設(shè)計(jì)完成之初，往往需要對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)及控制算法進(jìn)行測試，以給出性能評(píng)價(jià)指標(biāo)。多旋翼飛行器的測試中，多個(gè)旋翼在相同驅(qū)動(dòng)情況下產(chǎn)生升力不平衡的問題尤為重要，因此需要設(shè)計(jì)一種能夠測試四軸飛行器總升力和每個(gè)軸獨(dú)自升力的裝置，以便能夠在升力不平衡時(shí)測試出每個(gè)軸獨(dú)自的升力，為調(diào)節(jié)運(yùn)動(dòng)控制算法，改進(jìn)平衡設(shè)計(jì)提供實(shí)時(shí)有效參考數(shù)據(jù)［4］。

利用杠桿原理，通過扭轉(zhuǎn)力測試裝置可以測試得到單個(gè)旋翼的升力［5］，但是單旋翼測試裝置只能測試單個(gè)槳的升力，不能滿足多旋翼飛行器升力的多槳同時(shí)測試需求，國外也有很多高校開發(fā)出了四旋翼的電子測量系統(tǒng)，能夠測試得到四旋翼飛行器的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)［6-8］，但是測試仍然局限于總體姿態(tài)。使用風(fēng)洞測試能夠較為準(zhǔn)確地測量出旋翼升力，數(shù)據(jù)精確可靠［9-11］，但是這樣的系統(tǒng)造價(jià)高，測試費(fèi)用昂貴，普通的四旋翼飛行器設(shè)計(jì)難以承受如此高昂的測試費(fèi)用，同時(shí)風(fēng)洞測試步驟也較為煩瑣，調(diào)試不方便。通過采用性能較強(qiáng)的單片機(jī)配合運(yùn)動(dòng)姿態(tài)傳感器，利用單片機(jī)的實(shí)時(shí)運(yùn)算既可以控制飛行器的穩(wěn)定飛行，同時(shí)還可回傳飛行過程中的數(shù)據(jù)，使得飛行器具有較好的飛行能力，同時(shí)也可以獲得姿態(tài)數(shù)據(jù)［12-13］，但是飛行器設(shè)備自身安全得不到保障。通過在飛行器控制器端實(shí)時(shí)接收控制數(shù)據(jù)，將飛行過程中的姿態(tài)數(shù)據(jù)傳回電腦進(jìn)行計(jì)算，再將計(jì)算后的結(jié)果發(fā)回控制器，由此可以搭建半實(shí)物仿真平臺(tái)［14-15］，但是該平臺(tái)沒有從根本上解決無人飛行器測試階段不受控帶來危險(xiǎn)的問題?，F(xiàn)有技術(shù)可以達(dá)到測試單個(gè)旋翼升力的效果，但是不能同時(shí)測量四旋翼每個(gè)旋翼的升力，以及在相同驅(qū)動(dòng)力的情況下測量每個(gè)旋翼提供的升力和飛行器的整體平衡性。

本文通過改變懸梁臂結(jié)構(gòu)的配置方式，將單個(gè)懸梁臂增加為4個(gè)，并在每個(gè)懸梁臂上設(shè)置伸縮桿和萬向節(jié)，解決了系統(tǒng)測量時(shí)，升力與重力的靈活轉(zhuǎn)化問題，并降低空氣反彈力對(duì)測量結(jié)果的影響，同時(shí)設(shè)計(jì)出配套的測量系統(tǒng)的軟硬件結(jié)構(gòu)，使得整套裝置構(gòu)成一套完整的多旋翼飛行器平衡性測量系統(tǒng)。

1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

本平衡性測試裝置的總體結(jié)構(gòu)如圖1所示。底部為固定底盤，底盤上構(gòu)建十字形軌道，在軌道中放置滑塊，測力結(jié)構(gòu)及傳感器安裝在滑塊上。

圖1 裝置總體機(jī)械結(jié)構(gòu)

十字形軌道的設(shè)計(jì)方法，使得本裝置可支持旋翼數(shù)量為4以下的飛行器測試需求，測試時(shí)每條軌道固定一個(gè)旋翼通道?；瑝K的設(shè)置則滿足不同大小和形狀的飛行器固定需求，滑塊可靈活調(diào)節(jié)。使用懸梁臂式測力結(jié)構(gòu)兼顧了飛行器自身質(zhì)量測量和運(yùn)動(dòng)過程中的升力測量兩方面需求，一套裝置可滿足不同模式下的使用。

本裝置設(shè)計(jì)目的：① 飛行器底部固定在伸縮桿上，而伸縮桿通過萬向節(jié)固定在滑塊上，使得飛行器可以保持一定的離地高度飛行，降低地面效應(yīng)對(duì)旋翼影響，同時(shí)允許飛行器傾斜，以便測量控制算法能保持飛行器平衡性?；瑝K沿軌道自由活動(dòng)，適應(yīng)不同尺寸飛行器的固定需求；② 測力結(jié)構(gòu)使用懸梁臂式測量方式，靜止?fàn)顟B(tài)下測量飛行器自重，運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下自動(dòng)切換為升力測量，切換方式靈活，可靠性高，無延時(shí)；③ 測量系統(tǒng)可選配加速度傳感器，測試得到的加速度數(shù)據(jù)可以跟飛行器自帶的多軸傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析，分析機(jī)載傳感器性能。

2 機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

測試裝置既要保證測量的可靠性，同時(shí)兼顧測量的靈活性，由此在機(jī)械結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)上，使用功能部件組合的方式。

設(shè)計(jì)裝置的底部為底盤，底盤的邊緣等距設(shè)置有多個(gè)滑塊，每個(gè)滑塊的中部安裝支架，支架上有可切換重力測試和升力測試的旋轉(zhuǎn)桿，旋轉(zhuǎn)桿的兩端均設(shè)置壓力桿，并在靠近底盤邊緣一側(cè)的壓力桿的上端設(shè)置萬向節(jié)，萬向節(jié)的上端設(shè)置伸縮桿，伸縮桿的上端設(shè)置固定盤。

2.1 升力測試結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

裝置可以完成無人飛行器靜止?fàn)顟B(tài)時(shí)自身質(zhì)量的測量，飛行器升起后自動(dòng)轉(zhuǎn)化為各個(gè)通道旋翼升力的測量，如圖2所示。

圖2 升力測試機(jī)械結(jié)構(gòu)

支架配合旋轉(zhuǎn)桿的結(jié)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)自身重力測量和升力測量的轉(zhuǎn)換。支架與旋轉(zhuǎn)桿配合成為蹺蹺板結(jié)構(gòu)，兩端分別為A端和B端，A端質(zhì)量大于B端質(zhì)量，兩端各設(shè)置有壓力桿，且在兩個(gè)壓力桿正下方放置獨(dú)立的2個(gè)壓力傳感器。在靜止?fàn)顟B(tài)時(shí)，未安裝飛行器時(shí)P1壓力傳感器可測量到A端重力與B端重力之差G1，安裝飛行器之后，P1測量到的重力為G2，則飛行器質(zhì)量G3與G1和G2的關(guān)系為

式中：G1為未安裝飛行器時(shí)P1測量到的壓力，G1＞0；G2為安裝飛行器后P1測量到的壓力，G2＞0；G3為計(jì)算出來的飛行器質(zhì)量，G3＞0。

飛行器旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)后產(chǎn)生升力F1，如果F1小于G2，升力不足以抵消G2，飛行器不能夠飛行，此時(shí)P1測量值大于零，P2測量值等于零；如果F1升力足夠大，F(xiàn)1＞G2，此時(shí)兩者差值將通過平衡桿的旋轉(zhuǎn)作用轉(zhuǎn)化為壓力F2，F(xiàn)2方向向上，通過旋轉(zhuǎn)桿將壓力轉(zhuǎn)到B端的壓力傳感器P2，此時(shí)P1不受力，測量P2的值可得到飛行器升力值。在運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下，F(xiàn)1、F2和G的關(guān)系為

即

由此，通過在靜止?fàn)顟B(tài)下測量G2，然后在運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下測量力F2即可得到飛行器的單個(gè)旋翼升力F1。

2.2 平衡性測試結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

由于制造或使用的磨損，飛行器的旋翼數(shù)量超過1個(gè)時(shí)，多個(gè)旋翼會(huì)出現(xiàn)給定驅(qū)動(dòng)相同而旋翼提供的升力值不一樣的情況。對(duì)于無模型的飛行控制算法，通常無需建立驅(qū)動(dòng)與升力的數(shù)學(xué)模型，故可以不關(guān)心兩者的關(guān)系。但是更多情況下，基于模型或模型參考的控制算法能夠帶來控制性能較大的提升，此時(shí)需要測試給定與輸出的關(guān)系，從而掌握驅(qū)動(dòng)與升力的模型關(guān)系。

在運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下，如果飛行器各個(gè)旋翼提供升力恰好能平衡飛行器給該旋翼的重力，飛行器保持平衡，而當(dāng)其中某個(gè)或某幾個(gè)旋翼提供的升力值超過了該旋翼上方的重力時(shí)，飛行器則會(huì)出現(xiàn)傾斜甚至傾翻的情況。

通過在滑塊上方的壓力桿A端設(shè)置萬向節(jié)的方式可滿足飛行器傾轉(zhuǎn)時(shí)自由活動(dòng)的需要，如果飛行器運(yùn)行不平穩(wěn)，發(fā)生傾斜，則該萬向節(jié)可以自由移動(dòng)以適應(yīng)該傾斜角，同時(shí)升力值仍然通過壓力桿作用在壓力傳感器上。萬向節(jié)的摩擦力需要設(shè)計(jì)為盡可能小，以保證測試時(shí)沒有外力阻礙飛行器的傾斜。

在萬向節(jié)上方設(shè)置可自由伸長的伸縮桿，伸縮桿的頂端設(shè)置固定盤，用于連接飛行器，伸縮桿可配合飛行器上升或下降時(shí)伸長或縮短，使飛行器可以在一定范圍內(nèi)在保持某固定高度懸停，避免離地面太近受到旋翼向下空氣的反彈作用從而影響測試的準(zhǔn)確性。

2.3 通用性分析

為使本裝置更具有通用性，在底盤上設(shè)置有4條導(dǎo)軌，導(dǎo)軌呈十字形排布，每條導(dǎo)軌內(nèi)放置有一個(gè)滑塊，滑塊可分別沿其所處導(dǎo)軌滑動(dòng)。

通過設(shè)計(jì)滑塊配合導(dǎo)軌的方式可以滿足不同旋翼數(shù)量飛行器測量的需要，導(dǎo)軌可圍繞底盤的中心滑動(dòng)以適應(yīng)不同大小的飛行器固定的需要，而滑塊則沿著固定在底盤上的軌道移動(dòng)并只能夠在水平方向上移動(dòng)，不能在垂直方向移動(dòng)，保證在進(jìn)行運(yùn)動(dòng)測試時(shí)，飛行器通過滑塊仍然固定在底盤上，不會(huì)發(fā)生飛離本裝置的危險(xiǎn)。

基于導(dǎo)軌和滑塊的設(shè)計(jì)，使得本裝置可以適應(yīng)旋翼數(shù)量為4個(gè)及4個(gè)以下飛行器的測量需求，即包括單旋翼到四旋翼的升力測量，同時(shí)可以適應(yīng)不同尺寸大小的飛行器。

通過機(jī)械結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)配合油門行程測量模塊、壓力轉(zhuǎn)換模塊、加速度傳感器和處理器等硬件部分構(gòu)成一整套測試裝置，實(shí)現(xiàn)旋翼數(shù)量為4及4以下的飛行器的重力和升力測試，運(yùn)動(dòng)過程中各旋翼升力大小及不平衡性的實(shí)時(shí)測量，裝置結(jié)構(gòu)允許飛行器在一定范圍內(nèi)升起或傾斜，并能夠測量出傾斜角度及傾斜的角速度，為設(shè)計(jì)飛行器的控制算法提供可靠的數(shù)據(jù)。

3 軟硬件電路設(shè)計(jì)

軟硬件電路用于配合機(jī)械部分構(gòu)成完整的測量裝置，包含油門推動(dòng)比例測量模塊、壓力變送器、加速度傳感器和處理器。

（1）油門推動(dòng)比例測量。通過測量飛行器的油門所處位置占滿油門的數(shù)值比例，生成油門推動(dòng)比例數(shù)值，此數(shù)值用于判斷送給飛行器的油門推動(dòng)比。

（2）壓力變換模塊。通過將壓力傳感器的模擬輸出量變換成處理器能夠采集的值，測量得到飛行器的質(zhì)量及其升力。壓力變換通常為AD轉(zhuǎn)換，使用處理器內(nèi)部的ADC采集模塊單元即可完成該部分轉(zhuǎn)換，如圖3所示。

圖3 硬件電路設(shè)計(jì)

加速度傳感器有4個(gè)，每個(gè)伸縮桿上均安裝有1個(gè)加速度傳感器，由此可精確測量飛行器的傾斜角度以及翻轉(zhuǎn)速度。將本裝置的多軸加速度傳感器測量值與實(shí)際飛行器上自帶的6軸或9軸加速度傳感器數(shù)值進(jìn)行對(duì)比，可驗(yàn)證飛行器自帶的加速度傳感器有無故障。此外，在伸縮桿上安裝加速度傳感器，能夠更快速和高效地采集飛行器的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)。多軸加速度傳感器與處理器可通過IIC總線方式進(jìn)行通信，信號(hào)傳遞速度快，可靠性高。

處理器是裝置的數(shù)據(jù)處理中心。在靜止?fàn)顟B(tài)下，采集飛行器的自身質(zhì)量；在飛行模式下，采集油門推動(dòng)比例數(shù)值、旋翼升力和飛行器的傾斜角度以及飛行的實(shí)時(shí)姿態(tài)數(shù)據(jù)，可實(shí)時(shí)計(jì)算出升力測試值和平衡性測試值，所有這些數(shù)據(jù)均可輸送至外部計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。

本裝置使用方法為：測試前，先擺放底盤在空曠位置，移動(dòng)底盤連接的導(dǎo)軌到適合的位置，確定頂端固定盤的相對(duì)間距適合飛行器的固定，查看加速度傳感器的參數(shù)，確定伸縮桿的位置處于垂直狀態(tài)；將飛行器固定在頂端固定盤上，給硬件電路上電，此時(shí)處理器可以接收到4個(gè)壓力傳感器的電壓值，進(jìn)一步計(jì)算便可獲得飛行器自重參數(shù)及飛行器上升需要的額外升力，在計(jì)算飛行器升力時(shí)需要使用這2個(gè)參數(shù)；給飛行器上電，并驅(qū)動(dòng)飛行器起飛，此時(shí)通過底部旋轉(zhuǎn)桿可以自動(dòng)切換壓力至另外4個(gè)壓力傳感器。隨著飛行器升力的提高，飛行高度繼續(xù)上升，伸縮桿會(huì)自動(dòng)伸展開，以此保持飛行器在遠(yuǎn)離地面一定高度上飛行，減少飛行器上升過程中向下的風(fēng)力對(duì)飛行器本身的影響，以測量得到盡可能準(zhǔn)確的升力值。

4 結(jié) 語

平衡性是評(píng)價(jià)多旋翼無人機(jī)性能的重要指標(biāo)。通過可移動(dòng)滑塊配合萬向節(jié)的方式設(shè)計(jì)測試裝置，達(dá)到驗(yàn)證無人機(jī)性能的目標(biāo)，裝置具有設(shè)計(jì)簡潔，制造維護(hù)簡單等優(yōu)點(diǎn)。該裝置已申請(qǐng)了國家發(fā)明專利并獲得授權(quán)。該裝置測試得到的數(shù)據(jù)對(duì)于無人機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和控制算法設(shè)計(jì)具有重要的指導(dǎo)意義。

·名人名言·

用一個(gè)大圓圈所學(xué)到的知識(shí)，但是圓圈之外是那么多的空白，對(duì)我來說就意味著無知。由此可見，我感到不懂的地方還大得很呢。

——愛因斯坦