倪 原，劉 琦，秦東旭，劉 源

（西安工業(yè)大學(xué) 電子信息工程學(xué)院，西安710021）

在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中，作為精確打擊實(shí)現(xiàn)的手段，飛行器武器在近些年幾場(chǎng)典型的高技術(shù)戰(zhàn)爭(zhēng)中得到了廣泛應(yīng)用．飛行器飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)包括了GPS導(dǎo)航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)主要由飛行器上的小型處理器來完成飛行軌跡偏差的計(jì)算、導(dǎo)引指令的生成以及對(duì)舵機(jī)偏轉(zhuǎn)的控制［1-3］．在專門用于控制數(shù)字電機(jī)的數(shù)字信號(hào)處理器還沒有出現(xiàn)的時(shí)代，研發(fā)人員一直在研究通過單片機(jī)來實(shí)現(xiàn)對(duì)電動(dòng)舵機(jī)的控制．飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)需要在高速運(yùn)動(dòng)的情況下進(jìn)行大量的數(shù)據(jù)處理，所以運(yùn)行速度相對(duì)較低的單片機(jī)是無法滿足的［4-5］．20世紀(jì)80年代初出現(xiàn)的數(shù)字信號(hào)處理器（Digital Signal Processor，DSP）適應(yīng)了飛行器武器對(duì)數(shù)據(jù)計(jì)算處理速度的需要．但是如果采用單DSP，既要執(zhí)行數(shù)據(jù)采集和計(jì)算，還要進(jìn)行姿態(tài)控制，無法有效地縮短控制周期［6-7］．本控制系統(tǒng)的主控制器采用了兩塊TI公司生產(chǎn)的TMS320F28335DSP芯片，將導(dǎo)航數(shù)據(jù)計(jì)算和飛行姿態(tài)控制分開，避免了單DSP計(jì)算數(shù)據(jù)量過大影響控制系統(tǒng)反應(yīng)速度的問題［8］．

此外，傳統(tǒng)的飛行器都是采用液壓伺服系統(tǒng)或氣壓伺服系統(tǒng)，但是這些伺服系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)復(fù)雜、加工精度高、質(zhì)量大、成本高、技術(shù)難度大等缺點(diǎn)；本系統(tǒng)的舵機(jī)伺服系統(tǒng)采用了永磁無刷直流電機(jī)作為伺服電機(jī)，具有成本低、易于控制、控制精度高和可靠性高等優(yōu)點(diǎn)［9］．

1 雙DSP飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)的分析

1．1 控制系統(tǒng)原理

飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的功能是控制和穩(wěn)定飛行器的飛行．控制是指按控制指令的要求操縱舵面偏轉(zhuǎn)，改變飛行器的姿態(tài)，使飛行器沿基準(zhǔn)軌道飛行．穩(wěn)定是指消除因干擾引起的飛行器姿態(tài)的變化，使飛行器的飛行方向不受擾動(dòng)的影響．控制系統(tǒng)原理如圖1所示．

圖1 控制系統(tǒng)原理圖Fig．1 Principle of the control system

飛行器飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)包括舵機(jī)回路及姿態(tài)回路．舵機(jī)回路的主要作用是通過舵面位置傳感器確定當(dāng)前的舵面位置，為主控制器形成控制指令提供參考；姿態(tài)回路的主要作用是通過慣性導(dǎo)航裝置檢測(cè)飛行器的實(shí)時(shí)姿態(tài)角，從而為飛行器的穩(wěn)定飛行提供參考．

1．2 控制系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)

飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)主要由捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)、主控制器及舵機(jī)系統(tǒng)構(gòu)成．飛行器的實(shí)時(shí)飛行姿態(tài)信息由捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)給定．舵面的實(shí)時(shí)位置信號(hào)是由舵機(jī)輸出軸上的角度傳感器提供給副DSP，該位置信號(hào)經(jīng)過調(diào)理電路處理之后輸入到副DSP的A／D采樣端．副DSP通過控制器局域網(wǎng)絡(luò)（Controller Area Netwrok，CAN）總線接收到主 DSP計(jì)算的姿態(tài)偏差信息，求得四路舵機(jī)的預(yù)定參考位置，經(jīng)過內(nèi)部控制算法處理后輸出控制信號(hào)，經(jīng)過專用四路舵機(jī)驅(qū)動(dòng)器，驅(qū)動(dòng)四路舵機(jī)按要求轉(zhuǎn)動(dòng)．舵機(jī)作為飛行軌跡控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，由四套無刷直流電機(jī)、諧波減速器、位置傳感器組成．整個(gè)系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)如圖2所示．

圖2 控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)圖Fig．2 Hardware structure of the conrtol system

2 控制算法的分析

2．1 彈體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系

在飛行器飛行的過程中導(dǎo)航系統(tǒng)要實(shí)時(shí)計(jì)算飛行器所處的位置和姿態(tài)，其位置和姿態(tài)是由彈體坐標(biāo)系和大地坐標(biāo)系之間的關(guān)系確定．

如圖3所示為飛行器在彈體坐標(biāo)系和地面坐標(biāo)系的示意圖，O′X′Y′Z′為彈體坐標(biāo)系，OXYZ為地面坐標(biāo)系．

彈體坐標(biāo)系的原點(diǎn)O′為飛行器質(zhì)心．O′X′軸與彈體縱軸重合，指向頭部為正；O′Y′軸在彈體縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，垂直于O′X′軸，向上為正；O′Z′軸垂直于X′O′Y′．彈體坐標(biāo)系與飛行器固聯(lián)，是一個(gè)動(dòng)坐標(biāo)系．O′X′、O′Y′、O′Z′與飛行器的相對(duì)方向關(guān)系在飛行過程中保持不變，三軸方向與彈體的相對(duì)關(guān)系在發(fā)射之初就已確定．

地面坐標(biāo)系OXYZ與地球固聯(lián)，原點(diǎn)O通常取飛行器質(zhì)心在地面上的投影點(diǎn)，OX軸在水平面內(nèi)，指向目標(biāo)（或目標(biāo)在地面的投影）為正；OY軸與地面垂直，向上為正；OZ軸按右手定則確定［10］．

圖3 飛行器在彈體坐標(biāo)系和地面坐標(biāo)系示意圖Fig．3 The sketch of the aircraft in the body coordinate system and the geographic coordinate system

航向角φ為彈體坐標(biāo)系O′Y′軸在大地坐標(biāo)系的投影與大地坐標(biāo)系OY軸的夾角，以正北為0度，正北向東偏轉(zhuǎn)為正；俯仰角θ為彈體坐標(biāo)系O′Y′軸與其在大地坐標(biāo)系的投影間的夾角，以飛行器抬頭為正；橫滾角γ為彈體坐標(biāo)系的X′O′Y′面與O′X′軸之間的夾角，以逆時(shí)針方向?yàn)檎?/p>

2．2 控制算法的設(shè)計(jì)與仿真

在直角坐標(biāo)系中，根據(jù)立體幾何關(guān)系，由俯仰角偏差和航向角偏差便可以得到飛行器在三維空間里的偏航角Δφ．本系統(tǒng)舵機(jī)的安裝方式為“X”式，因此由“X”式舵機(jī)在飛行器飛行時(shí)的動(dòng)作特點(diǎn)以及氣動(dòng)關(guān)系可找出三維空間中的偏航角度Δφ與四路舵機(jī)舵面位置δ1、δ2、δ3、δ4之間的關(guān)系．

在計(jì)算出四路舵機(jī)的預(yù)定舵面位置δ1、δ2、δ3、δ4后，根據(jù)四路舵機(jī)的當(dāng)前舵面位置σ1、σ2、σ3、σ4，再由式（2）可求得四路舵機(jī)的舵面位置偏差err1、err2、err3、err4．

飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)工作的時(shí)候是在飛行器處于高速飛行的過程中，為了使舵機(jī)能更精確和穩(wěn)定地的調(diào)整飛行器的飛行姿態(tài)，采用增量式PID算法對(duì)輸出的控制信號(hào)進(jìn)行算法處理．由PID控制器組成的控制回路原理如圖4所示．

圖4 PID控制器組成的控制回路原理圖Fig．4 Principle of the control loop with PID controller

其中KJ／（TJs＋1）為系統(tǒng)的舵機(jī)傳遞函數(shù)，Kδ／（Tδ2s2＋2ξδTδs＋1）為彈體傳遞函數(shù)，其中KJ、Kδ為比例系數(shù)，TJ、Tδ為時(shí)間常數(shù)，ξδ為阻尼系數(shù)，這些參數(shù)由舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量以及彈體的質(zhì)量、質(zhì)心等參數(shù)決定．通過對(duì)PID參數(shù)的整定，經(jīng)Matlab仿真得到控制回路的單位階躍響應(yīng)曲線如圖5所示．

圖5 控制回路的階躍響應(yīng)曲線ig．5 Step response curve of the conrtol loop

3 軟件設(shè)計(jì)

控制系統(tǒng)軟件主程序主要包括系統(tǒng)初始化和舵機(jī)控制兩部分．系統(tǒng)初始化包括初始化DSP需要用到的控制寄存器（包括設(shè)定系統(tǒng)時(shí)鐘、系統(tǒng)狀態(tài)寄存器等）、初始化I／O端口（包括設(shè)定F28335片內(nèi)多路復(fù)用的I／O口功能及其極性）、初始化中斷設(shè)置（確定系統(tǒng)所需要用到的中斷類別及中斷源）、檢測(cè)電機(jī)的初始位置、初始化所需用到的控制變量等．舵機(jī)控制主要包括導(dǎo)航數(shù)據(jù)的接收、偏差計(jì)算及對(duì)姿態(tài)角的控制．主程序框如圖6所示．

圖6 控制系統(tǒng)主程序流程圖Fig．6 The flow chart of the main programm of the conrtol system

4 軟件測(cè)試

對(duì)控制系統(tǒng)的軟件在地面進(jìn)行測(cè)試，在不同的飛行姿態(tài)下對(duì)控制系統(tǒng)進(jìn)行控制算法和舵機(jī)位置控制的測(cè)試，以判斷舵機(jī)控制是否正確．另外對(duì)單DSP和雙DSP的控制周期進(jìn)行了測(cè)試和比較．測(cè)試通過地面測(cè)試臺(tái)進(jìn)行，測(cè)試臺(tái)可以設(shè)定飛行軌跡參數(shù)及調(diào)整飛行器的航向角、俯仰角和高度．

首先記錄飛行器在靜止?fàn)顟B(tài)下的參數(shù)，通過軌跡設(shè)計(jì)功能設(shè)定好飛行器的預(yù)定飛行軌跡參數(shù)，即不同高度時(shí)的航向角和俯仰角；控制飛行器進(jìn)入發(fā)射狀態(tài)，通過改變氣壓高度計(jì)的氣壓改變飛行器的實(shí)時(shí)高度，通過試驗(yàn)臺(tái)改變航向角和俯仰角，判斷舵機(jī)的運(yùn)動(dòng)方向是否正確．在測(cè)試中，用調(diào)試軟件記錄單DSP和雙DSP的控制周期．通過測(cè)試，在不同的飛行姿態(tài)時(shí)，舵機(jī)位置產(chǎn)生的氣動(dòng)合力方向以及單DSP和雙DSP的控制周期見表1．

經(jīng)過測(cè)試，控制系統(tǒng)軟件的設(shè)計(jì)使系統(tǒng)的各個(gè)功能都已經(jīng)實(shí)現(xiàn)．采用增量式PID控制算法保持了常規(guī)PID控制的原理簡(jiǎn)單、使用方便以及魯棒性較強(qiáng)的特點(diǎn)，能夠較好地滿足控制系統(tǒng)對(duì)穩(wěn)定性和精確控制的要求．控制系統(tǒng)對(duì)舵機(jī)的控制需要滿足200°／s的轉(zhuǎn)速，控制周期應(yīng)小于150ms．在測(cè)試中，采用單DSP的控制周期都大于200ms，不能滿足要求．采用雙DSP，控制周期都小于150ms，縮短了約50%，滿足了控制系統(tǒng)對(duì)舵機(jī)控制的要求，有效地縮短了控制周期，提高了控制系統(tǒng)的反應(yīng)速度．

表1 飛行姿態(tài)控制測(cè)試數(shù)據(jù)Tab．1 Test data of flight attitude control

5 結(jié) 論

采用雙DSP作為飛行器飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)的主控制器芯片，將計(jì)算數(shù)據(jù)和控制系統(tǒng)分開，能夠有效地縮短控制周期約50%，滿足了控制系統(tǒng)對(duì)舵機(jī)控制的要求，提高了控制系統(tǒng)的響應(yīng)速度．采用增量式PID算法進(jìn)行姿態(tài)控制，實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)對(duì)飛行器飛行姿態(tài)的實(shí)時(shí)控制．經(jīng)過樣機(jī)地面調(diào)試實(shí)驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了雙DSP飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)對(duì)飛行器飛行姿態(tài)的控制．

［1］ 周傳祥．基于DSP的導(dǎo)航／飛控嵌入式系統(tǒng)設(shè)計(jì)［D］．西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007．ZHOU Chuan-xiang．DSP-Based Design of Navigation and Aircraft Control of Embedded System ［D］．Xi’an：Northwestern Polytechnical University，2007．（in Chinese）

［2］ 崔家山．基于自適應(yīng)模糊PID的飛航導(dǎo)彈控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)［D］．哈爾濱：哈爾濱理工大學(xué)，2012．CUI Jia-shan．Design of Aerodynamics Missile Controller Based on Adaptive Fuzzy PID［D］．Harbin：Harbin Institude of Technology，2012．（in chinese）

［3］ 逄旭軍．導(dǎo)彈高度控制系統(tǒng)的變結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)［D］．哈爾濱：哈爾濱工程大學(xué)，2005．PANG Xu-jun．Design of Missile Altiutde Conrtol System with Variable Structure Conrtol［D］．Harbin：Harbin Engineering University，2005．（in Chinese）

［4］ 匡斌峰．基于DSP的數(shù)字伺服系統(tǒng)研制及控制算法的研究［D］．南京：南京理工大學(xué)，2007．KUANG Bin-feng．Design of Digital Servo System Based on DSP and Study of Control Algorithm［D］．Nanjing：Nanjing University of Science and Technology，2007．（in Chinese）

［5］ 劉志強(qiáng)，吳漢松．導(dǎo)彈氣動(dòng)參數(shù)變化時(shí)PID與模糊控制的仿真［J］．火力與指揮控制，2005，30（4）：88．LIU Zhi-qiang，WU Han-song．Simulation of PID Control and Fuzzy Logic Control While Missile Parameters Change in Big Scope．Fire Control and Command Control．2005，30（4）：88．（in chinese）

［6］ 汪慧敏，王明惠．基于雙DSP的飛控軟件設(shè)計(jì)［J］．四川兵工學(xué)報(bào)，2013，34（6）：108．WANG Hui-min，WANG Ming-hui．Design of Flight Control Software Based on Dual-DSP［J］．Journal of Sichuan Ordnance，2013，34（6）：108．（in Chinese）

［7］ 張錦．DSP軟件工程化設(shè)計(jì)與開發(fā)方法研究［D］．長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)，2006．ZHANG Jin．Research on Engineering Design and Development of DSP Software ［D］．Changsha：National University of Defense Teehnology，2006．（in Chinese）

［8］ 鄧紅德，王博棟，吳佳楠．基于CAN總線的雙DSP通信方案設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)［J］．測(cè)控技術(shù)，2011，30（6）：83．DENG Hong-de，WANG Bo-dong，WU Jia-nan．Design and Implement of Double DSP Communication Based on CAN Bus Interface［J］．Measurement and Control Technology，2011，30（6）：83．（in chinese）

［9］ 吳小婧．永磁無刷直流電機(jī)舵機(jī)伺服系統(tǒng)的研究［D］．南京：南京航空航天大學(xué)，2009．WU Xiao-jing．Research on Rudder Servo System of Brushless DC Motor［D］．Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautic，2009．（in Chinese）

［10］ 周維虎．空間坐標(biāo)轉(zhuǎn)換技術(shù)的分析與研究（一）［J］．航空計(jì)測(cè)技術(shù)，1999，19（4）：10．ZHOU Wei-hu．Analysis and Study of Spatial Coordinate Transformation Technique（1）［J］．Aviation Metrology and Measurement Technology，1999，19（4）：10．（in Chinese）