無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制裝置設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

楊子江，潘向?qū)?，李雪菲，付大?/p>

（1.海軍航空大學(xué) 航空基礎(chǔ)學(xué)院，煙臺(tái) 264001；2.海軍航空大學(xué) 航空作戰(zhàn)勤務(wù)學(xué)院，煙臺(tái) 264001）

無人駕駛飛行器旋翼是飛行器上的重要組成部分，多數(shù)動(dòng)力設(shè)備安裝在飛行器的旋翼上，由此可見旋翼直接決定了無人駕駛跨介質(zhì)飛行器的飛行速度以及飛行位姿[1]。為了實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器實(shí)時(shí)飛行狀態(tài)的高精度控制，以旋翼為控制對(duì)象，設(shè)計(jì)并研發(fā)了步進(jìn)控制裝置。步進(jìn)指的是將電脈沖信號(hào)轉(zhuǎn)換成相對(duì)角位移或直線位移的機(jī)電執(zhí)行元件?，F(xiàn)階段使用較為頻繁的步進(jìn)控制裝置主要應(yīng)用了兩相冪次趨近律、狀態(tài)觀測(cè)器元件以及數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)技術(shù)，其中基于兩相冪次趨近律的步進(jìn)控制裝置主要利用兩相冪次趨近律生成步進(jìn)控制指令，基于狀態(tài)觀測(cè)器元件的步進(jìn)控制裝置，采用嵌入式的方式將觀測(cè)器安裝在控制裝置內(nèi)部，控制執(zhí)行器通過對(duì)狀態(tài)觀測(cè)數(shù)據(jù)的分析，確定步進(jìn)控制量，從而生成相應(yīng)的控制指令。而基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的步進(jìn)控制裝置，主要是對(duì)比飛行器目標(biāo)任務(wù)運(yùn)行參數(shù)與當(dāng)前運(yùn)行參數(shù)之間的差距，利用差值計(jì)算結(jié)果驅(qū)動(dòng)控制裝置產(chǎn)生控制指令。上述步進(jìn)控制裝置能夠在大多數(shù)的無人駕駛飛行器中得到良好的控制效果，但無法適應(yīng)飛行器的跨介質(zhì)飛行方式，因此將其應(yīng)用到無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼的控制工作中，會(huì)出現(xiàn)明顯的控制效果不佳的問題，為此在傳統(tǒng)控制裝置的計(jì)算上進(jìn)行優(yōu)化與改裝，以期能夠提高步進(jìn)控制裝置與跨介質(zhì)飛行器之間的適配度，進(jìn)而提升飛行器旋翼的步進(jìn)控制效果。

1 飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制裝置設(shè)計(jì)

根據(jù)無人駕駛飛行器旋翼在不同介質(zhì)中的受力情況，結(jié)合飛行器的執(zhí)行任務(wù)，設(shè)計(jì)飛行器旋翼的高精度步進(jìn)控制裝置。

1.1 無人駕駛飛行器旋翼運(yùn)行傳感器元件

在飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制裝置中嵌入傳感器元件的目的是檢測(cè)當(dāng)前旋翼的運(yùn)行狀態(tài)以及所處介質(zhì)，為步進(jìn)參數(shù)的調(diào)整提供參考。嵌入的傳感器元件包括氣壓計(jì)、空速計(jì)和磁強(qiáng)計(jì)，在氣壓計(jì)中內(nèi)置了一個(gè)能同時(shí)測(cè)量空氣壓力和溫度的標(biāo)定因子。氣壓計(jì)可以準(zhǔn)確地測(cè)量氣壓值和溫度值[2-3]。旋翼步進(jìn)控制裝置中的氣壓計(jì)是由內(nèi)置壓力電阻傳感器來測(cè)量，然后由ADC 轉(zhuǎn)換為24 比特的數(shù)值，由指令讀出傳感器儲(chǔ)存在PROM 中的標(biāo)定數(shù)據(jù)，并將所得到的兩個(gè)24 比特?cái)?shù)值轉(zhuǎn)換為標(biāo)準(zhǔn)氣壓和溫度值。氣壓計(jì)的操作指令包括：復(fù)位、讀取存儲(chǔ)器、轉(zhuǎn)換氣壓值、轉(zhuǎn)換溫度值等。氣壓計(jì)在任意時(shí)刻測(cè)量的實(shí)際溫度值可以表示為

式中：Tset和Tref分別為數(shù)值溫度和基準(zhǔn)溫度；κT為溫度系數(shù)。

1.2 無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼步進(jìn)電機(jī)元件

無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼步進(jìn)電機(jī)的輸出步數(shù)即為飛行器旋翼的轉(zhuǎn)角位移量，該參數(shù)與輸入的電脈沖數(shù)之間存在線性關(guān)系，通過增量運(yùn)動(dòng)完成加速、減速、停機(jī)等任務(wù)[4]。步進(jìn)電機(jī)作調(diào)速使用，其力矩與功率之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系如下：

式中：ωStepping為步進(jìn)電機(jī)的運(yùn)行角速度；A 為步進(jìn)電機(jī)的運(yùn)行力矩；PStepping為電機(jī)功率。其中參數(shù)ωStepping的計(jì)算公式為

式中：nmac為步進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)速[5]。

分別從步距角、靜力矩、電流等方面選擇合適的步進(jìn)電機(jī)，選擇的旋翼步進(jìn)電機(jī)元件的實(shí)時(shí)運(yùn)行電壓可以表示為

式中：UA和UB分別表示步進(jìn)電機(jī)中兩相繞組上的電壓；IA和IB為兩相電流；RA和RB對(duì)應(yīng)的是兩相電阻；φr為電機(jī)轉(zhuǎn)子的機(jī)械角；Ee為步進(jìn)電機(jī)運(yùn)行時(shí)的反電動(dòng)勢(shì)；δavg和δfun表示步進(jìn)電機(jī)繞組自感的平均分量和基波分量。

由此完成飛行器旋翼步進(jìn)控制裝置中步進(jìn)電機(jī)元件的選擇。

1.3 旋翼高精度步進(jìn)驅(qū)動(dòng)元件

1.3.1 確定旋翼高精度步進(jìn)驅(qū)動(dòng)方式

無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼步進(jìn)電機(jī)的驅(qū)動(dòng)方式可以分為差動(dòng)式與偏動(dòng)式2 種，在考慮步進(jìn)電機(jī)工作原理、飛行器運(yùn)行介質(zhì)特征等因素的情況下，選用偏振型驅(qū)動(dòng)方式，偏振型驅(qū)動(dòng)器在一面是SMA元件，一面是彈簧，在SMA 受熱時(shí)，它所產(chǎn)生的偏壓力能克服彈簧張力，將驅(qū)動(dòng)器推向一邊；在停止加熱之后，SMA 逐步冷卻，偏壓降低，彈簧的彈性能克服SMA 所帶來的偏壓力，將驅(qū)動(dòng)器移回原來的位置[6]。在整體平衡的情況下，在SMA 的拉力、氣彈簧的彈力和驅(qū)動(dòng)器的外力的影響下，當(dāng)對(duì)SMA 絲加熱時(shí)，所產(chǎn)生的驅(qū)動(dòng)力必須能夠克服氣彈簧的彈力和外部負(fù)載的最大力，并將變換機(jī)構(gòu)拉到最右邊，即：

式中：Fdrive，max，F(xiàn)thrust，max和Fpressure，max分別為驅(qū)動(dòng)器的驅(qū)動(dòng)力、推力和壓力的最大值；Lt為驅(qū)動(dòng)器中氣彈簧的長(zhǎng)度[7]。

同理可以得出停止對(duì)SMA 絲加熱時(shí)，驅(qū)動(dòng)器的運(yùn)行狀態(tài)方程為

式中：Fpull和Fpull，max分別為拉力值及其最大值；Felastic，min為最小彈力[8]。

在同一個(gè)步進(jìn)驅(qū)動(dòng)元件中，使用偏動(dòng)式驅(qū)動(dòng)方式能夠產(chǎn)生更大的驅(qū)動(dòng)力。

1.3.2 連接旋翼高精度步進(jìn)驅(qū)動(dòng)等效電路

為了保證無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼的高精度步進(jìn)驅(qū)動(dòng)性能，將相關(guān)元件連接在一起，形成驅(qū)動(dòng)等效電路，如圖1所示。根據(jù)要求生成每一相的接通或斷開的信號(hào)，由此實(shí)現(xiàn)電機(jī)在不同介質(zhì)以及工作狀態(tài)之間的切換，并且將該信號(hào)輸入到信號(hào)放大器和處理單元[9]。推進(jìn)級(jí)模塊能夠?qū)⑿⌒盘?hào)放大為一個(gè)能夠有效地控制功率放大器輸出的輸入信號(hào)。

圖1 步進(jìn)驅(qū)動(dòng)等效電路圖Fig.1 Equivalent circuit diagram of step drive

1.4 飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制執(zhí)行芯片

飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制芯片是優(yōu)化設(shè)計(jì)控制裝置中的核心部件，由耦合控制元件、轉(zhuǎn)向控制元件、速度控制元件等多個(gè)部分組成，采用內(nèi)-外聯(lián)合控制的方式對(duì)控制元件進(jìn)行連接，具體的連接方式如圖2所示。

圖2 飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制芯片連接結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Connection structure of high-precision stepping control chip for aircraft rotor

1.5 無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制

將步進(jìn)電機(jī)、運(yùn)行傳感器、驅(qū)動(dòng)元件以及控制芯片等元件進(jìn)行連接，并將其安裝到構(gòu)建的跨介質(zhì)飛行器旋翼模型中，按照?qǐng)D3所示流程完成對(duì)飛行器旋翼的高精度步進(jìn)控制[10]。通過步進(jìn)控制完成飛行器的減速、加速、轉(zhuǎn)角等飛行任務(wù)，以加速任務(wù)為例，控制的步進(jìn)脈沖頻率為

圖3 無人駕駛跨介質(zhì)飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制流程Fig.3 High precision stepping control flow chart of unmanned transmedia vehicle rotor

式中：νexpect和ν0分別表示飛行器步進(jìn)速度的目標(biāo)值與初始值；tm為步進(jìn)脈沖的發(fā)射周期。

2 無人駕駛跨介質(zhì)飛行器飛行性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)

選擇基于兩相冪次趨近律和基于狀態(tài)觀測(cè)器的控制裝置作為實(shí)驗(yàn)的對(duì)比項(xiàng)，在不同的飛行任務(wù)中應(yīng)用控制裝置，判斷飛行器旋翼是否能夠按照既定指令產(chǎn)生步進(jìn)脈沖，并測(cè)試飛行器旋翼實(shí)際運(yùn)行參數(shù)與控制指令之間的誤差。

2.1 生成跨介質(zhì)飛行器旋翼步進(jìn)控制任務(wù)

根據(jù)無人駕駛跨介質(zhì)飛行器的飛行任務(wù)，生成步進(jìn)控制任務(wù)，并標(biāo)記控制目標(biāo)參數(shù)。在考慮飛行器飛行狀態(tài)的情況下，部分步進(jìn)控制任務(wù)的設(shè)置情況如表1所示。實(shí)驗(yàn)共生成80 條飛行器旋翼步進(jìn)控制任務(wù)，水平飛行狀態(tài)和垂直飛行狀態(tài)的控制任務(wù)數(shù)量均為40 條。

表1 飛行器步進(jìn)控制任務(wù)設(shè)置表Tab.1 Setting of aircraft step control tasks

2.2 安裝并調(diào)試步進(jìn)控制裝置

根據(jù)高精度步進(jìn)裝置的設(shè)置情況，將各個(gè)元件進(jìn)行組裝并連接到跨介質(zhì)飛行器樣機(jī)中。圖4為飛行器步進(jìn)控制裝置的組裝實(shí)景。將安裝的高精度步進(jìn)控制裝置與電源相連，隨機(jī)輸入一個(gè)控制任務(wù)，觀察步進(jìn)控制裝置是否能夠輸出對(duì)應(yīng)指令，若控制指令成功輸出，則證明步進(jìn)控制裝置調(diào)試成功，可執(zhí)行下一步操作，否則需要對(duì)各個(gè)元件進(jìn)行重新連接，直到控制指令輸出成功為止。

圖4 跨介質(zhì)飛行器旋翼高精度步進(jìn)控制裝置組裝實(shí)景Fig.4 Realistic view of the assembly of high-precision stepping control device for the rotor of the trans medium aircraft

2.3 步進(jìn)控制效果測(cè)試指標(biāo)

對(duì)步進(jìn)控制效果和控制裝置應(yīng)用性能2 個(gè)方面進(jìn)行分析，設(shè)置步進(jìn)控制效果的測(cè)試指標(biāo)為步進(jìn)脈沖頻率的控制誤差，其數(shù)值結(jié)果如下：

式中：fm和fm，target分別表示飛行器的實(shí)際步進(jìn)脈沖作用頻率和步進(jìn)脈沖頻率的控制目標(biāo)，其中變量fm可通過式（7）計(jì)算得出，fm，target的具體取值由生成的控制任務(wù)決定。

另外步進(jìn)控制裝置的應(yīng)用性能量化測(cè)試指標(biāo)為飛行器旋翼的轉(zhuǎn)角控制誤差與飛行速度控制誤差，其測(cè)試結(jié)果可以表示為

式中：θcorner，θcorner，set，ν 和νexpect分別表示旋翼轉(zhuǎn)角的實(shí)際值和目標(biāo)值、飛行速度的實(shí)際值和目標(biāo)值。

最終計(jì)算得出εf的值越小，說明對(duì)應(yīng)裝置的控制效果越優(yōu)，εθcorner和εν的值越小，證明對(duì)應(yīng)步進(jìn)控制裝置在無人駕駛跨介質(zhì)飛行器中的應(yīng)用性能越優(yōu)。

2.4 飛行實(shí)驗(yàn)過程與結(jié)果分析

采用空中飛行后入水的方式，規(guī)劃無人駕駛跨介質(zhì)飛行器的飛行路線，并根據(jù)飛行器的實(shí)際飛行姿態(tài)，將其分為水平飛行和垂直飛行2 種狀態(tài)。設(shè)計(jì)的步進(jìn)控制裝置安裝并調(diào)試完成后，對(duì)其運(yùn)行參數(shù)進(jìn)行初始化，其中驅(qū)動(dòng)電機(jī)的初始化內(nèi)容包括控制模式、步距、續(xù)流模式、速度源等，設(shè)置驅(qū)動(dòng)電動(dòng)機(jī)的電流控制方式采用閉環(huán)方式，初始化續(xù)流方式采用半步步距，初始化步長(zhǎng)采用可調(diào)節(jié)的電阻器。由此完成步進(jìn)控制裝置中所有元件的初始化，將飛行器旋翼控制任務(wù)輸入到步進(jìn)控制裝置中，利用控制平臺(tái)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)步進(jìn)脈沖信號(hào)以及飛行器旋翼運(yùn)行狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)控制效果的可視化?？缃橘|(zhì)飛行器旋翼的高精度步進(jìn)控制結(jié)果，如圖5所示。

圖5 跨介質(zhì)飛行器旋翼的高精度步進(jìn)控制結(jié)果Fig.5 High precision stepping control results of the rotor of the transmedia vehicle

按照實(shí)時(shí)飛行速度和轉(zhuǎn)角參數(shù)得到步進(jìn)控制裝置應(yīng)用性能的測(cè)試結(jié)果，如圖6所示。從圖6可知，與對(duì)比步進(jìn)控制裝置相比，本文設(shè)計(jì)控制裝置下跨介質(zhì)飛行器的飛行速度和轉(zhuǎn)角更接近設(shè)置的控制目標(biāo)，即應(yīng)用性能更高。

圖6 跨介質(zhì)飛行器旋翼步進(jìn)控制性能測(cè)試結(jié)果Fig.6 Test results of step control performance of transmedium aircraft rotor

3 結(jié)語

跨介質(zhì)飛行器兼具了飛機(jī)的速度和隱身性能，同時(shí)具備了高效率的突防和多任務(wù)，在軍事上有著廣泛的應(yīng)用前景。近幾年，由于技術(shù)的不斷發(fā)展，對(duì)跨介質(zhì)飛行器的開發(fā)也越來越重視。本文針對(duì)無人駕駛跨介質(zhì)飛行器的結(jié)構(gòu)與工作特征，以旋翼為控制目標(biāo)，優(yōu)化設(shè)計(jì)步進(jìn)控制裝置。從實(shí)驗(yàn)結(jié)果中可以看出，優(yōu)化設(shè)計(jì)裝置具有良好的控制效果和應(yīng)用性能，然而優(yōu)化設(shè)計(jì)的裝置未必適配于所有型號(hào)的飛行器旋翼，因此在控制裝置投入使用前，還需要補(bǔ)充大量的測(cè)試數(shù)據(jù)。