縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

何志輝， 高萬林,2， 何雄奎， 任延昭， 馬仲偉

(1. 中國農(nóng)業(yè)大學(xué) 信息與電氣工程學(xué)院， 北京 100083； 2. 農(nóng)業(yè)農(nóng)村部 農(nóng)業(yè)信息化標(biāo)準(zhǔn)化重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100083； 3. 中國農(nóng)業(yè)大學(xué) 理學(xué)院， 北京 100193； 4. 深圳禾苗通信科技有限公司西安分公司， 陜西 西安 710000)

隨著嵌入式微處理器、傳感器、導(dǎo)航、通信、動(dòng)力與能源供給以及控制理論等技術(shù)的發(fā)展，對(duì)具有廣闊軍事和民用前景的縱列式無人直升機(jī)進(jìn)行研究與開發(fā)具有很重要的現(xiàn)實(shí)意義[1-5].設(shè)計(jì)及搭建縱列式無人直升機(jī)樣機(jī)，研究開發(fā)縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)對(duì)深入研究該機(jī)型是必要的[6-7].縱列式無人機(jī)直升機(jī)主要優(yōu)點(diǎn)是兩副旋翼同步反向旋轉(zhuǎn)，相互抵消旋翼產(chǎn)生的反扭矩，因此可以將動(dòng)力全部用于旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力[8-9].同時(shí)由于這種布局的直升機(jī)無尾漿，可以節(jié)省尾槳消耗的功率，該功率約占總功率的7%～10%，懸停時(shí)的氣動(dòng)效率高于傳統(tǒng)單旋翼布局[10-11].另外這種布局的直升機(jī)在機(jī)體質(zhì)量接近單旋翼直升機(jī)的同時(shí)，具有更大的槳盤面積，可以獲得更大的起飛質(zhì)量，在相同起飛質(zhì)量時(shí)，具有更小的搬運(yùn)體積，其安全性也較單旋翼無人直升機(jī)好.同時(shí)由于縱列式無人直升機(jī)在結(jié)構(gòu)上較為對(duì)稱，在結(jié)構(gòu)上比單旋翼直升機(jī)更加簡單，便于模塊化設(shè)計(jì)，方便維護(hù)和降低使用成本[12].

與多旋翼無人機(jī)及單旋翼帶尾漿的直升機(jī)相比，縱列式無人直升機(jī)有其獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)，如載重比較大，續(xù)航時(shí)間較長，但是目前沒有針對(duì)縱列式無人直升機(jī)的開源飛控，必須對(duì)縱列式無人直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)加以深入研究與開發(fā)，并進(jìn)行飛行試驗(yàn).文中從縱列式無人直升機(jī)的飛行控制原理、硬件設(shè)計(jì)、軟件開發(fā)、系統(tǒng)調(diào)試與飛行試驗(yàn)等幾個(gè)方面對(duì)搭建的飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行較為詳細(xì)的闡述，最后通過遙控飛行試驗(yàn)對(duì)所設(shè)計(jì)的飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證.

1 縱列式無人直升機(jī)運(yùn)動(dòng)控制設(shè)計(jì)

1.1 縱列式無人直升機(jī)總體結(jié)構(gòu)參數(shù)

電動(dòng)無人直升機(jī)采用由電動(dòng)機(jī)、電池和電子調(diào)速器組成的電動(dòng)系統(tǒng)作為動(dòng)力，相對(duì)于內(nèi)燃機(jī)驅(qū)動(dòng)的傳統(tǒng)直升機(jī)，具有噪聲低、振動(dòng)小、清潔無污染、維護(hù)性好、可靠性高等特點(diǎn).文中所設(shè)計(jì)的縱列式無人直升機(jī)采用無刷電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)，其機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單、操縱靈敏、噪聲低，所設(shè)計(jì)的三維模型如圖1所示.

圖1 縱列式無人直升機(jī)三維模型

該縱列式無人直升機(jī)由2個(gè)無刷電動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力，另外有 6個(gè)數(shù)字舵機(jī)，前后旋翼下面各安裝3個(gè)數(shù)字舵機(jī)，控制前后自動(dòng)傾斜器實(shí)現(xiàn)前后旋翼的總距變化、橫向周期變距和縱向周期變距.所搭建的縱列式無人直升機(jī)樣機(jī)如圖2所示.

圖2 縱列式無人直升機(jī)樣機(jī)

文中所搭建的縱列式無人直升機(jī)樣機(jī)總體參數(shù)如下：質(zhì)量3.0 kg；最大起飛質(zhì)量5.5 kg；機(jī)身長度1 650 mm；機(jī)身高度245 mm；槳盤半徑405 mm；槳葉長度360 mm；槳葉弦長34 mm；槳葉數(shù)6片；電動(dòng)機(jī)功率1 250×2 W；電池電壓22.2 V，容量2 200×2 mAh.

1.2 縱列式無人直升機(jī)運(yùn)動(dòng)控制分析

縱列式無人直升機(jī)完成飛行控制必須具備的基本條件是有效控制飛行器的滾轉(zhuǎn)、俯仰、航向和高度[13].該縱列式無人直升機(jī)通過2個(gè)無刷電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速和6個(gè)數(shù)字舵機(jī)輸出角度控制前后兩個(gè)自動(dòng)傾斜器的狀態(tài)，使得無人直升機(jī)產(chǎn)生垂向運(yùn)動(dòng)、縱向運(yùn)動(dòng)、橫向運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)動(dòng).

垂直向上、向下運(yùn)動(dòng)是通過同等增加、減少前后旋翼的總距來實(shí)現(xiàn)的，如圖3a所示.俯仰控制是通過前、后旋翼拉力大小的差分變化來實(shí)現(xiàn)的，即通過前、后旋翼的差分總距或差分縱向周期變距來實(shí)現(xiàn)，如圖3b所示.滾動(dòng)控制是通過沿橫滾軸同等傾斜前后傾斜盤來實(shí)現(xiàn)，即通過前后旋翼的橫向周期變距來實(shí)現(xiàn)，如圖3c所示.最后，偏航運(yùn)動(dòng)是通過前后兩個(gè)旋翼的橫向周期變距的差分變化獲得的，如圖3d所示.

圖3 縱列式無人直升機(jī)飛行控制原理

2 飛行控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

2.1 飛行控制系統(tǒng)硬件總體設(shè)計(jì)

縱列式無人直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)硬件按模塊化設(shè)計(jì)思想可以分為以下幾個(gè)模塊：主控制模塊、傳感器模塊、遙控器接收機(jī)模塊、無線通信模塊和電壓模塊等模塊部分.

1) 主控制模塊是縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)最核心控制部分.它的主要任務(wù)是在每個(gè)控制周期內(nèi)處理姿態(tài)傳感器采集到的數(shù)據(jù)，通過控制算法，計(jì)算得到無人機(jī)的位姿信息，再結(jié)合遙控器發(fā)送過來的飛行動(dòng)作控制信號(hào)，綜合計(jì)算并將計(jì)算結(jié)果轉(zhuǎn)化為不同占空比的脈寬調(diào)制(pulse width modulation，PWM)信號(hào)來驅(qū)動(dòng)2個(gè)無刷電動(dòng)機(jī)和6個(gè)數(shù)字舵機(jī)，以確?？v列式無人直升機(jī)平穩(wěn)地完成目標(biāo)飛行任務(wù)[14].

2) 傳感器模塊是縱列式無人直升機(jī)的飛行姿態(tài)參數(shù)的測量裝置，其測量的信息主要包括3軸加速度、3軸角速度、航向和姿態(tài)信息等.在傳感器測量的過程中，由于無人機(jī)機(jī)體振動(dòng)等外界環(huán)境和傳感器自身的局限性，對(duì)測量的參數(shù)有很大的影響，從而導(dǎo)致測得的無人機(jī)姿態(tài)和位置信息不精確.因此需要將加速度計(jì)、陀螺儀和磁力計(jì)等姿態(tài)測量傳感器的信息進(jìn)行融合，獲得相對(duì)較為精確的無人機(jī)的橫滾角、俯仰角、偏航角姿態(tài)信息[14-16].

3) 遙控器接收機(jī)模塊用于接收遙控器的控制信號(hào)，將遙控信號(hào)傳遞給主控制器模塊.

4) 無線通信模塊可用于主控制器模塊和上位機(jī)之間的通信，完成控制參數(shù)的修改，也可以將無人機(jī)的姿態(tài)信息發(fā)送到上位機(jī)進(jìn)行顯示[2].

5) 電壓模塊為主控制模塊和傳感器及無線通信模塊提供穩(wěn)定的5.0 V和3.3 V電壓，保證各模塊的正常工作.

根據(jù)以上各功能模塊設(shè)計(jì)的整個(gè)縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件總體結(jié)構(gòu)如圖4所示.

圖4 縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件總體結(jié)構(gòu)

2.2 飛行控制系統(tǒng)硬件選型及電路設(shè)計(jì)

2.2.1主控制模塊選型及電路設(shè)計(jì)

通過綜合考慮，采用STM32H750微控制器芯片作為縱列式無人直升機(jī)控制系統(tǒng)的主控制器模塊芯片.它具有 CortexTM-M7內(nèi)核，工作頻率高達(dá)480 MHz.使用串行總線(serial peripheral interface，SPI)接口與 6軸運(yùn)動(dòng)處理傳感器 LSM6DSR，磁強(qiáng)力計(jì) LIS2MDL通信.使用PPM方式讀取遙控器接收到的遙控信號(hào)，采用定時(shí)器TIM2和TIM3輸出電動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速 PWM以及數(shù)字舵機(jī)的控制信號(hào).

2.2.2姿態(tài)檢測模塊

縱列式無人直升機(jī)的姿態(tài)檢測單元選用LSM6DSR慣性模塊作為機(jī)體姿態(tài)檢測的傳感器.LSM6DSR是意法半導(dǎo)體在2019年6月推出的高性能MEMS慣性模塊，該模塊封裝包含1個(gè)3軸數(shù)字加速度計(jì)和1個(gè)3軸數(shù)字陀螺儀，角速率滿量程被擴(kuò)大至4 000(°)·s-1，且在溫度和時(shí)間上具有高穩(wěn)定性.加速度可選量程為±2，±4，±6，±8和±16g，陀螺儀可選量程為±125，±250，±500，±1 000，±2 000和±4 000 (°)·s-1.LSM6DSR慣性模塊的方向及引腳示意圖如圖5所示.文中采用該模塊進(jìn)行機(jī)體姿態(tài)檢測，其外圍電路設(shè)計(jì)如圖6所示.

圖5 LSM6DSR慣性模塊的方向及引腳連接示意圖

圖6 LSM6DSR慣性模塊外圍電路設(shè)計(jì)

縱列式無人直升機(jī)的航向采用磁力計(jì)進(jìn)行測量.磁力計(jì)選用意法半導(dǎo)體公司的LIS2MDL傳感器.該器件可以測量3軸方向的磁場強(qiáng)度，動(dòng)態(tài)測量范圍為±50×10-4T，測量值通過16位數(shù)據(jù)輸出，另外該器件提供了SPI和I2C總線兩種接口，文中選擇SPI接口方式進(jìn)行通信.該器件的供電電壓為1.71～3.60 V.LIS2MDL磁力計(jì)模塊的方向及引腳連接示意圖如圖7所示.文中所設(shè)計(jì)的LIS2MDL磁力計(jì)模塊外圍電路如圖8所示.

圖7 LIS2MDL磁力計(jì)模塊的方向及引腳連接示意圖

圖8 LIS2MDL磁力計(jì)模塊外圍電路設(shè)計(jì)

2.2.3遙控器接收模塊

PWM和 PPM(pulse position modulation)是接收機(jī)輸出信號(hào)的兩種通行標(biāo)準(zhǔn).PWM信號(hào)相對(duì)于PPM信號(hào)最大的區(qū)別在于PWM的每條物理連線上只能傳輸1個(gè)通道的信號(hào)，因此有幾個(gè)通道的信號(hào)，就需要幾組物理連線[17].每組物理連線一般為3根線：電源線、信號(hào)線和地線，因此如果通道數(shù)較多，則物理連線會(huì)比較多，而在PPM方式下，僅需1根電源線、1根信號(hào)線和1根地線，共3根線就可以傳輸多個(gè)通道的控制信號(hào)，非常方便.文中的接收機(jī)選用與富斯科技FS-i6遙控器發(fā)射機(jī)配對(duì)的FS-iA6B接收機(jī)組成的一個(gè)6通道2.4 GHz遙控指令系統(tǒng).

文中使用飛行控制系統(tǒng)的主控制芯片STM32H750VBT6的高級(jí)定時(shí)器 TIM1輸入捕獲模式測量遙控器上的油門、俯仰、橫滾和偏航4個(gè)通道輸入的 PWM脈沖寬度.

2.2.4無線通信模塊

采用ESP-12F WiFi模塊作為無線通信模塊和縱列式無人直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行通信，利用上位機(jī)可以對(duì)縱列式無人直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行無線調(diào)參，同時(shí)縱列式雙引擎無人直升機(jī)的姿態(tài)信息也可以通過串口WiFi模塊發(fā)送到上位機(jī)進(jìn)行顯示.

ESP-12F WiFi模塊是由安信可科技開發(fā)的，該模塊核心處理器ESP8266 在較小尺寸封裝中集成了業(yè)界領(lǐng)先的Tensilica L106 超低功耗32 位微型MCU，帶有16 位精簡模式，主頻支持80 MHz 和160 MHz，支持RTOS，集成Wi-Fi MAC/BB/RF/PA/LNA.ESP8266 負(fù)責(zé)無線上網(wǎng)接入承擔(dān)WiFi 適配器的任務(wù)時(shí)，可以將其添加到任何基于微控制器的設(shè)計(jì)中，連接簡單易行，只需通過SPI/SDIO 接口或I2C/UART口即可.

2.2.5電源模塊

文中的飛行控制系統(tǒng)模塊的供電電壓是通過無刷電子調(diào)速器自帶的BEC進(jìn)行供電，其輸出電壓為5～8 V可調(diào)，但飛行控制系統(tǒng)中不同的模塊和傳感器對(duì)電壓的需要不同，需要5.0 V和3.3 V兩種電壓，因此文中設(shè)計(jì)了5.0 V和3.3 V兩種穩(wěn)壓電源電路，如圖9所示.

圖9 穩(wěn)壓電源電路

3 飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

3.1 系統(tǒng)軟件流程

根據(jù)不同功能進(jìn)行設(shè)計(jì)可以將縱列式無人直升機(jī)飛行控制軟件系統(tǒng)分為系統(tǒng)初始化、姿態(tài)數(shù)據(jù)采集、控制律解算、電動(dòng)機(jī)及舵機(jī)控制、無線數(shù)據(jù)傳輸以及地面控制站6個(gè)模塊，其主程序流程如圖10所示.

圖10 縱列式無人直升機(jī)主程序流程圖

3.2 子模塊軟件設(shè)計(jì)

在縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)軟件的子模塊軟件設(shè)計(jì)中，姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊和控制律解算模塊軟件設(shè)計(jì)是重點(diǎn)和難點(diǎn)[2].

3.2.1姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊軟件設(shè)計(jì)

姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊軟件設(shè)計(jì)主要包括初始化、數(shù)據(jù)采集和數(shù)據(jù)解算3部分.

1) 模塊初始化.初始化主要是對(duì)寄存器進(jìn)行設(shè)置，包括6軸運(yùn)動(dòng)傳感器LSM6DSR和3軸磁力計(jì) LIS2MDL的初始化.

2) 數(shù)據(jù)采集.數(shù)據(jù)采集先通過SPI總線采集數(shù)據(jù)并保存在數(shù)組里，然后將數(shù)據(jù)合并成所需的數(shù)據(jù)形式.

3) 數(shù)據(jù)解算.數(shù)據(jù)解算的目的是將采集的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為姿態(tài)角，即滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角.另外數(shù)據(jù)解算還涉及多傳感器的信息融合，以解決陀螺儀存在積分誤差發(fā)散、溫漂現(xiàn)象和加速度計(jì)動(dòng)態(tài)性能差等問題[2].

從機(jī)體坐標(biāo)系到地面坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣[18]R為

(1)

式中： s和c分別表示正弦和余弦函數(shù)；φ為滾轉(zhuǎn)角；θ為俯仰角；ψ為偏航角.

為了避免在數(shù)據(jù)融合過程中利用歐拉角表示姿態(tài)而導(dǎo)致的旋轉(zhuǎn)矩陣求解運(yùn)算量大的問題，使用四元數(shù)表示旋轉(zhuǎn)矩陣為[19]

(2)

由以上兩式可解算出飛行器的姿態(tài)角為

(3)

將獲取的加速度、角速度以及磁場數(shù)據(jù)使用四元數(shù)互補(bǔ)濾波算法融合，即可獲得精確的姿態(tài)角信息.根據(jù)四元數(shù)得到姿態(tài)角的程序如下：

attitude_angle.yaw=atan2(2f*(q1q2+q0q3),q0q0+q1q1-q2q2-q3q3)*57.3f;

attitude_angle.rol=atan2(2f*q2q3+2f*q0q1,q0q0-q1q1-q2q2+q3q3)*57.3f;

attitude_angle.pit=asin(2f*(q0q2-q1q3))*57.3f.

3.2.2控制律解算模塊軟件設(shè)計(jì)

控制模塊軟件利用傳感器反饋的姿態(tài)角，并采取一定的控制策略完成遙控接收機(jī)或者導(dǎo)航解算給定的控制任務(wù)[2].文中采用串級(jí)PID對(duì)縱列式無人直升機(jī)的姿態(tài)進(jìn)行控制，內(nèi)環(huán)控制角速度，外環(huán)控制角度.串級(jí)PID控制原理如圖11所示.

圖11 縱列式無人直升機(jī)串級(jí)PID控制原理圖

縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)PID控制算法程序?qū)崿F(xiàn)如下：

void pid_cal(struct pid_data_t *pid_para, float target, float measure)

{

pid_para->error=target-measure;

pid_para->integral+=pid_para->error;

pid_para->differ=-(measure- pid_para->measure_last);

pid_para->error_last=pid_para->error;

pid_para->measure_last=measure;

pid_para->p_out=pid_para->kp * pid_para->error;

pid_para->i_out=pid_para->ki * pid_para->integral;

pid_para->d_out=pid_para->kd * pid_para->differ;

pid_para->output=pid_para->p_out+pid_para->i_out+pid_para->d_out;

}

4 系統(tǒng)調(diào)試與飛行試驗(yàn)

4.1 軟件開發(fā)平臺(tái)

在整個(gè)程序開發(fā)過程中使用了軟件集成開發(fā)環(huán)境 KEIL 5.可以選擇 C 或C++語言進(jìn)行編程，然后進(jìn)行編譯、鏈接和調(diào)試，可以很方便地將調(diào)試好的程序上傳到單片機(jī)，還可以進(jìn)行在線調(diào)試.

4.2 系統(tǒng)調(diào)試

系統(tǒng)調(diào)試分為 3 個(gè)階段，依次為硬件調(diào)試、軟件調(diào)試和軟硬件聯(lián)調(diào).硬件調(diào)試是在焊接好 PCB 板的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步確認(rèn)硬件電路無故障，提供各模塊正常工作的硬件環(huán)境[2,20].主要調(diào)試內(nèi)容包括電源轉(zhuǎn)換電路、STM32H750VBT6 最小系統(tǒng)、姿態(tài)傳感器模塊、無線通信模塊和遙控接收機(jī)模塊.飛行控制系統(tǒng)軟件包括上位機(jī)(地面站)調(diào)試軟件和下位機(jī)飛行控制軟件兩部分，上位機(jī)調(diào)試軟件主要是檢測上位機(jī)和下位機(jī)通信的串口收發(fā)協(xié)議是否正確，下位機(jī)飛行控制軟件的調(diào)試依托系統(tǒng)硬件，主要檢測各模塊能否正常工作以及控制算法參數(shù)調(diào)試.軟硬件聯(lián)調(diào)目的是使整個(gè)飛行控制系統(tǒng)正常穩(wěn)定工作，最終實(shí)現(xiàn)遙控飛行等[2].

4.3 飛行試驗(yàn)

縱列式無人直升機(jī)的飛行控制試驗(yàn)具有一定的危險(xiǎn)性，一旦失控，不但會(huì)損壞機(jī)體平臺(tái)和器件，甚至可能傷及試驗(yàn)人員.因此，需要設(shè)計(jì)一個(gè)安全可靠的試驗(yàn)方案，文中采取“系留試驗(yàn)+放飛遙控試驗(yàn)”的試驗(yàn)方案：① 搭建系留試驗(yàn)平臺(tái)，進(jìn)行系留遙控試驗(yàn)，基本確定各通道控制參數(shù)，使之在臺(tái)架上能夠進(jìn)行較為穩(wěn)定的姿態(tài)控制；② 進(jìn)行放飛遙控試驗(yàn)，進(jìn)一步調(diào)試參數(shù)，使其在空中的飛行更為穩(wěn)定.

4.3.1系留試驗(yàn)

各通道的系留試驗(yàn)基本類似，文中以俯仰通道的系留試驗(yàn)為例進(jìn)行說明.俯仰的試驗(yàn)方法如下：撥動(dòng)遙控器的俯仰搖桿，觀察無人機(jī)能否較好地跟隨操縱意圖，在試驗(yàn)過程中從小到大修改被試驗(yàn)PID參數(shù)，直到無人機(jī)能較好地跟蹤操縱者的控制意圖，并記錄下PID控制參數(shù).俯仰通道具體的試驗(yàn)過程如下：當(dāng)縱列式無人直升機(jī)的俯仰角在0°附近時(shí)(俯仰角范圍從物理上進(jìn)行了限制，最小-6.5°到最大4.5°，俯仰角可以通過上位機(jī)讀取)，按上仰方向打俯仰搖桿，俯仰角到最大4.5°時(shí)，再反向打俯仰搖桿，下俯至最小-6.5°位置停止，觀察整個(gè)俯仰試驗(yàn)過程的情況.縱列式無人直升機(jī)俯仰通道的俯仰過程如圖12所示.

圖12 俯仰通道系留試驗(yàn)

為證明上述試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)試驗(yàn)觀察進(jìn)行量化，觀察上位機(jī)上顯示的慣導(dǎo)傳感器檢測到的俯仰角隨時(shí)間變化的數(shù)據(jù)波形如圖13所示.

圖13 俯仰角隨時(shí)間變化的數(shù)據(jù)波形

由圖13可知，俯仰通道能較好地跟蹤指令信號(hào)，誤差角度在可接受范圍內(nèi)，基本上達(dá)到試驗(yàn)要求.橫滾通道及偏航通道的試驗(yàn)方法和俯仰通道試驗(yàn)方法相類似，試驗(yàn)也達(dá)到了預(yù)期控制效果.經(jīng)過系留遙控試驗(yàn)，能夠較為穩(wěn)定地控制機(jī)體姿態(tài)，可以進(jìn)行放飛遙控試驗(yàn).

4.3.2放飛遙控試驗(yàn)

放飛遙控試驗(yàn)對(duì)飛行場地有一定的要求，需要場地比較空曠，試飛場地內(nèi)沒有樹木、電線桿和圍觀觀眾.試飛對(duì)天氣情況也有一定要求，需要風(fēng)速小、能見度高，以便于觀察縱列式無人直升機(jī)試飛中的情況.另外需要有拍攝錄像設(shè)備，以記錄試飛情況.由于試飛具有一定的危險(xiǎn)性，為防止螺旋槳槳葉傷及試驗(yàn)人員并保護(hù)機(jī)體，給機(jī)體增加防護(hù)裝置.最后根據(jù)試飛的需求，選擇了中農(nóng)航天智慧農(nóng)業(yè)集成示范園里的藜麥地作為試飛場地，飛行試驗(yàn)情況如圖14所示.放飛遙控試驗(yàn)表明文中所設(shè)計(jì)的飛行控制系統(tǒng)能夠?qū)v列式無人直升機(jī)的姿態(tài)進(jìn)行穩(wěn)定控制，達(dá)到了預(yù)期設(shè)計(jì)目標(biāo).

圖14 縱列式無人直升機(jī)放飛遙控試驗(yàn)

5 結(jié) 論

文中從硬件設(shè)計(jì)、軟件設(shè)計(jì)和系統(tǒng)調(diào)試與飛行試驗(yàn)等幾個(gè)方面較為詳細(xì)地介紹了縱列式無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)過程.在試驗(yàn)上，依次進(jìn)行了軟硬件系統(tǒng)聯(lián)調(diào)、系留試驗(yàn)、放飛遙控試驗(yàn).飛行試驗(yàn)表明：所設(shè)計(jì)的飛行控制系統(tǒng)初步實(shí)現(xiàn)了對(duì)機(jī)體姿態(tài)的有效控制.