孫 蓉， 劉洪丹， 權(quán)申明， 程建華， 王春華

(1. 哈爾濱工程大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院， 哈爾濱 150001； 2. 中國人民解放軍92956部隊(duì)，遼寧 旅順 116041)

0 引 言

近年來，隨著高新電子技術(shù)的飛速發(fā)展，無人機(jī)(Unmanned Aerial Vehicle，UAV)在我國被更多人熟知，并有越來越多的科技工作者以無人機(jī)為載體進(jìn)行各種實(shí)驗(yàn)與研究[1]。如今，無人機(jī)被廣泛應(yīng)用于軍事偵察、靶標(biāo)演練、防災(zāi)救援、航空拍攝、物流快遞、農(nóng)業(yè)基礎(chǔ)建設(shè)當(dāng)中，具有極為廣闊的市場(chǎng)和前景。

從小型無人機(jī)的應(yīng)用領(lǐng)域來看，無人機(jī)的作用已經(jīng)從最初地以電子愛好者為主的娛樂研究拓展到了救援、航拍方面，甚至已經(jīng)在物流和農(nóng)業(yè)植保方面異軍突起。我國的基本農(nóng)田面積高達(dá)18億畝，廣大農(nóng)民在噴灑農(nóng)藥時(shí)，仍使用傳統(tǒng)方式[2]。數(shù)據(jù)顯示，每年有將近10萬人因農(nóng)藥而中毒，其中，農(nóng)藥致死率約高達(dá)20%。而采用無人機(jī)進(jìn)行作業(yè)，作業(yè)效率可提升30倍，且對(duì)農(nóng)藥作業(yè)者的損害幾乎降低為零，同時(shí)也降低了勞動(dòng)人員成本[3]。

無人機(jī)主要形式有多旋翼、固定翼、直升機(jī)等；根據(jù)動(dòng)力來源的不同，可將無人機(jī)分成油動(dòng)型、電動(dòng)型、混合動(dòng)力型等[4]。這些類型的無人機(jī)各有特點(diǎn)，在不同的工作環(huán)境及工作任務(wù)下，發(fā)揮著各自的長(zhǎng)處，其中油動(dòng)機(jī)續(xù)航能力一般較電動(dòng)機(jī)的時(shí)間長(zhǎng)，旋翼機(jī)具有可垂直起降、運(yùn)動(dòng)靈敏度、懸停的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)。

固定翼無人機(jī)比旋翼型無人機(jī)續(xù)航能力更長(zhǎng)，水平飛行速度更快，可完成遠(yuǎn)距離、大載重的飛行任務(wù)[5]。研究表明，固定翼無人機(jī)較載人機(jī)的氣動(dòng)系數(shù)高了3倍之多，其機(jī)外形與大部分客機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)等機(jī)種類似。因此，對(duì)固定翼無人機(jī)的研究，也可廣泛應(yīng)用于客機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)中去，這個(gè)特點(diǎn)也成為了固定翼無人機(jī)一直深入研究的主要因素。

飛機(jī)起降過程平均所占時(shí)間只有整個(gè)飛行時(shí)間的2%～3%，然而在飛機(jī)事故統(tǒng)計(jì)中，有60%～70%的事故發(fā)生在飛機(jī)起降階段[6]。這兩個(gè)數(shù)字對(duì)比之下，便能發(fā)現(xiàn)飛機(jī)起降控制技術(shù)對(duì)飛機(jī)安全飛行的重要意義。因此，對(duì)固定翼無人機(jī)起飛階段自動(dòng)控制技術(shù)的研究不僅能指導(dǎo)其自主起飛，同時(shí)也能為載人機(jī)的安全起飛提供研究基礎(chǔ)?，F(xiàn)有固定翼無人機(jī)自主起飛的相關(guān)文獻(xiàn)中，多是對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行仿真分析，而忽略了實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)的重要性，因此，本文的工作很有意義[7-9]。

1 自主起飛控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)方案

自主起飛的實(shí)現(xiàn)需要制作無人機(jī)機(jī)架，根據(jù)系統(tǒng)要求選型無人機(jī)所需無刷電動(dòng)機(jī)與舵機(jī)并安裝。根據(jù)系統(tǒng)所需的主控芯片和傳感器以及外圍電路，設(shè)計(jì)固定翼無人機(jī)飛控電路板[10]。同時(shí)，還需進(jìn)行遙控器控制下的飛行測(cè)試，以驗(yàn)證各模塊的性能。該固定翼無人機(jī)除機(jī)架外，無刷電動(dòng)機(jī)作為無人機(jī)飛行的主動(dòng)力執(zhí)行元件，鋰聚合物電池提供電能，電子調(diào)速器作為無刷電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊。同時(shí)，超聲波模塊和氣壓傳感器采集高度信息，陀螺儀和加速度計(jì)敏感無人機(jī)載體的姿態(tài)角以及角運(yùn)動(dòng)，主控制器根據(jù)控制算法，解算出當(dāng)前狀態(tài)及計(jì)算出目標(biāo)狀態(tài)，通過升降舵機(jī)、偏航舵機(jī)、副翼舵機(jī)對(duì)無人機(jī)姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整，以實(shí)現(xiàn)固定翼無人機(jī)自主起飛過程中姿態(tài)的穩(wěn)定控制。圖1為固定翼無人機(jī)硬件平臺(tái)結(jié)構(gòu)。

2 硬件設(shè)計(jì)

2.1 電動(dòng)機(jī)與電源設(shè)備選型與參數(shù)

電動(dòng)機(jī)作為整個(gè)系統(tǒng)的執(zhí)行元件，其性能直接影響著系統(tǒng)的控制效果，通過對(duì)控制系統(tǒng)的分析，對(duì)主無刷電動(dòng)機(jī)和舵機(jī)進(jìn)行選型，并根據(jù)電動(dòng)機(jī)參數(shù)選擇合適的電源(動(dòng)力電池)和電子調(diào)速器，以適應(yīng)電動(dòng)機(jī)的特性。

無刷電動(dòng)機(jī)具有體積較小，質(zhì)量較輕的特點(diǎn)，同時(shí)輸出轉(zhuǎn)矩較大，非常適合航模使用。同時(shí)該電動(dòng)機(jī)本身幾乎沒有勵(lì)磁損耗和碳刷損耗，節(jié)電率可高達(dá)20%～60%，電能使用效率高，從而延長(zhǎng)續(xù)航時(shí)間。主電動(dòng)機(jī)選用無刷電動(dòng)機(jī)，型號(hào)為：朗宇無刷電動(dòng)機(jī)X2820，具體參數(shù)：定子外徑28 mm、定子厚度20 mm、軸徑5 mm，質(zhì)量143 g、空載電流1.1 A、最大持續(xù)電流52 A/30 s，KV值為920。該款電動(dòng)機(jī)采用新型槳座設(shè)計(jì)，便于拆卸，同時(shí)電動(dòng)機(jī)軸采用隱式，使得電動(dòng)機(jī)更加安全，0.2 mm厚度的鐵芯，電動(dòng)機(jī)工作時(shí)溫度更低，大大提升了電動(dòng)機(jī)效率。其中，KV值是衡量電動(dòng)機(jī)扭力性能的一種參數(shù)，根據(jù)KV值的定義，將KV值乘以輸入的電壓值，就是無刷電動(dòng)機(jī)的空轉(zhuǎn)極速。通常來說，同等情況下，內(nèi)轉(zhuǎn)子電機(jī)的空轉(zhuǎn)極速大于外轉(zhuǎn)子，但是當(dāng)安裝了螺旋槳之后，內(nèi)轉(zhuǎn)子電機(jī)的極速會(huì)降低到空載極速的30%～40%，而外轉(zhuǎn)子電機(jī)的極速仍能能保持在空載極速的60%～70%。在內(nèi)轉(zhuǎn)子無刷電動(dòng)機(jī)中，為了能提供較大的力矩，需要增大電流，因此電機(jī)速度降低，而外轉(zhuǎn)子電機(jī)扭力較大，因此，外轉(zhuǎn)子無刷電機(jī)非常適合航模飛行中。該無刷電動(dòng)機(jī)的KV值為920，其額定電壓為11.1 V(3 s)，在額定電壓下其空載轉(zhuǎn)速可達(dá)1 0000 r/min。

該型號(hào)電機(jī)配合槳葉型號(hào)為APC13x6.5，這種搭配下，可以使槳、電機(jī)發(fā)揮更大的優(yōu)勢(shì)，獲得更高的螺旋槳效率。螺旋槳直徑為26 cm，螺距為6.5 cm。高速旋轉(zhuǎn)的螺旋槳產(chǎn)生拉力，常稱螺旋槳單位時(shí)間所作功為螺旋槳的有效功率N，其值為飛行速度v與螺旋槳的拉力P的乘積。

模擬舵機(jī)作為執(zhí)行器，舵機(jī)一般由控制電路、電機(jī)、舵盤、減速器、位置檢測(cè)這幾部分組成。舵機(jī)控制電路將輸入的連續(xù)PWM信號(hào)轉(zhuǎn)換成所要達(dá)到的角度，當(dāng)位置反饋的角度與目標(biāo)角度一直時(shí)，直流電動(dòng)機(jī)停止轉(zhuǎn)動(dòng)。舵機(jī)體積較為緊湊，穩(wěn)定性好，且控制簡(jiǎn)單，是航模中槳葉角度控制的理想電機(jī)。

(1) 翼/副翼、方向舵。選用輝盛S90型號(hào)電機(jī)，自身質(zhì)量10 g，可輸出力矩為1.5 kg·cm，響應(yīng)時(shí)間為0.3 s/60°，自身質(zhì)量輕，容易控制。該舵機(jī)為模擬舵機(jī)，輸入信號(hào)為周期20 ms的PWM矩形波，當(dāng)輸入高電平時(shí)間為1.5 ms時(shí)，舵機(jī)位于中間位置。其擺動(dòng)角度范圍為0°～180°，對(duì)應(yīng)輸入高電平時(shí)間為0.5～2.5 ms。

(2) 升降舵。因?yàn)樯刀嫠枇剌^大，選用S3010舵機(jī)，該舵機(jī)自身質(zhì)量為41g，輸出力矩高達(dá)6.5 kg/cm，響應(yīng)時(shí)間為0.16 s/60°，滿足系統(tǒng)要求。該舵機(jī)為模擬舵機(jī)，輸入信號(hào)為周期20 ms的PWM矩形波，當(dāng)輸入高電平時(shí)間為1.5 ms時(shí)，舵機(jī)位于中間位置。其擺動(dòng)角度范圍為0°～180°，對(duì)應(yīng)輸入高電平時(shí)間為0.5～2.5 ms。

為了使電機(jī)和電子調(diào)速器達(dá)到最大電流的輸入，選用的電池為航模常用的3S 2200mah 30C鋰電池，該電池的額定輸出電壓值為11.1 V，最大持續(xù)輸出電流值高達(dá)66 A。電池電芯為鋰聚合物，這種新型電池具有質(zhì)量輕，零記憶效應(yīng)，可充電次數(shù)多等優(yōu)點(diǎn)，但電池的容量仍然是電動(dòng)無人機(jī)續(xù)航時(shí)間最重要的制約因素。

電子調(diào)速器，簡(jiǎn)稱電調(diào)。該電調(diào)持續(xù)輸出電流可達(dá)60 A，最大電流80 A(不小于10 s)，滿足電機(jī)對(duì)電流的要求，同時(shí)內(nèi)部自帶欠壓、過壓、過熱、遙控器信號(hào)丟失保護(hù)，為系統(tǒng)的安全性提供了有力的保障。電調(diào)的作用是將控制器輸出的PWM信號(hào)，轉(zhuǎn)換為頻率可變的三相交流電，供給無刷電動(dòng)機(jī)。同時(shí)，該電調(diào)具免電池電路(Battery Elimination Circuit，BEC)輸出功能，中文名為，可將電源電壓穩(wěn)壓在5 V，供給飛行控制系統(tǒng)，其BEC輸出電流可達(dá)5 A，可驅(qū)動(dòng)主控芯片以及舵機(jī)、其他外設(shè)正常工作。同時(shí)，電子調(diào)速器還具有以下功能：① 安全上電保護(hù)功能：接通電源后，為避免造成誤傷，不會(huì)馬上啟動(dòng)電動(dòng)機(jī)；② 電壓溫度異常保護(hù)功能：當(dāng)電調(diào)處于異常狀態(tài)，如：欠壓/過壓/過熱時(shí)，通過降低輸出功率或者不啟動(dòng)，對(duì)設(shè)備進(jìn)行自我保護(hù)；③ 遙控器信號(hào)丟失保護(hù)功能：當(dāng)丟失遙控器信號(hào)2 s后，自動(dòng)關(guān)閉信號(hào)輸出。

2.2 飛控電路板設(shè)計(jì)

通過Altium Designer軟件進(jìn)行電路原理圖的繪制和PCB電路板的布局、走線設(shè)計(jì)。飛控電路板包括了STM32主控模塊、電源部分、SWD下載調(diào)試部分、模擬/數(shù)字電壓轉(zhuǎn)換部分、氣壓計(jì)、MPU6050三軸陀螺儀與加速度計(jì)、MS5611地磁場(chǎng)傳感器、LED顯示部分、硬件復(fù)位部分、遙控器信號(hào)接收部分、電機(jī)輸出部分、串口接口、兩個(gè)超聲波接口、OLED液晶屏顯示模塊，同時(shí)預(yù)留了GPS模塊接口[11]。所設(shè)計(jì)的飛控電路板原理圖如圖2所示。主控芯片選用STM32F103RCT6，該款芯片的硬件資源非常豐富，SRAM為48 K，F(xiàn)LASH為256 KB，8個(gè)16位計(jì)時(shí)器，通用計(jì)時(shí)器有4個(gè)，基本計(jì)時(shí)器和高級(jí)計(jì)時(shí)器各有2個(gè)，2個(gè)DMA控制器，1個(gè)USB接口，1個(gè)CAN總線，串口數(shù)為5個(gè)，IIC總線數(shù)為2個(gè)，SPI總線數(shù)為2個(gè)，可通過SDIO接口讀取SD卡，通用IO口數(shù)目也高達(dá)51個(gè)。

3 控制算法設(shè)計(jì)與仿真

自主起飛階段控制器的輸出量為升降舵舵角、偏航舵舵角、副翼舵舵角，為了實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制，結(jié)合自動(dòng)控制原理和現(xiàn)代控制理論知識(shí)，對(duì)以上幾個(gè)量進(jìn)行閉環(huán)控制。在飛行的校正中使用經(jīng)典的PID控制器，其具有簡(jiǎn)單可靠、參數(shù)易調(diào)整、通用性高、魯棒性強(qiáng)的特點(diǎn)[12-13]。對(duì)常用的PID控制器執(zhí)行流程和參數(shù)設(shè)定進(jìn)行介紹，圖3為PID控制器方框圖。

3.1 俯仰角控制器設(shè)計(jì)

起飛階段俯仰角反饋回路如圖4所示。

圖4 起飛階段俯仰角反饋回路

3.2 滾動(dòng)角控制器設(shè)計(jì)

圖5 起飛階段滾動(dòng)角反饋回路

3.3 偏航角控制器設(shè)計(jì)

圖6 起飛階段偏航角反饋回路

4 系統(tǒng)測(cè)試

4.1 系統(tǒng)測(cè)試結(jié)果

根據(jù)Matlab/Simulink仿真模型中，PID控制器的設(shè)計(jì)，運(yùn)用C語言所學(xué)知識(shí)對(duì)無人機(jī)自主起飛平臺(tái)進(jìn)行自主起飛控制算法的編程、調(diào)試。選擇空曠的操場(chǎng)進(jìn)行多次實(shí)物飛行試驗(yàn)，調(diào)節(jié)系統(tǒng)控制器參數(shù)，優(yōu)化無人機(jī)自主起飛控制效果。在實(shí)際飛行試驗(yàn)時(shí)，為了將數(shù)據(jù)采集分析，使用預(yù)留的串口接口與無線模塊相連接，編寫程序，在PC端串口助手接收數(shù)據(jù)并保存，使用Matlab軟件繪制曲線圖，如圖7～11所示。

圖8 無人機(jī)實(shí)際飛行加速度計(jì)采集數(shù)據(jù)

圖9 無人機(jī)實(shí)際飛行角速度采集數(shù)據(jù)

圖10 實(shí)際飛行姿態(tài)角采集數(shù)據(jù)

經(jīng)多次實(shí)驗(yàn)，使用風(fēng)速儀測(cè)試風(fēng)速，在風(fēng)速為5～8 m/s情況下，無人機(jī)迎風(fēng)自主起飛。無人機(jī)在2 s時(shí)前輪離開地面，機(jī)身稍稍抬起，此時(shí)俯仰角約為3°，之后速度繼續(xù)增加；到3.6 s時(shí)，無人機(jī)后輪離開地面，此時(shí)俯仰角大小為17°，繼續(xù)加速進(jìn)入爬升階段，當(dāng)達(dá)到13 m高度時(shí)，自主起飛階段結(jié)束，此時(shí)無人機(jī)俯仰角為30°。

圖11 實(shí)際飛行溫度采集數(shù)據(jù)

4.2 測(cè)試誤差分析

調(diào)試結(jié)果與理論分析和建模仿真存在偏差，經(jīng)多次實(shí)驗(yàn)、分析與總結(jié)，本系統(tǒng)中的誤差來源主要有：

系統(tǒng)參數(shù)測(cè)量與實(shí)際值存在誤差，對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、慣性積、距離、質(zhì)量等關(guān)鍵參數(shù)的測(cè)量存在誤差，這些主要來源于測(cè)量方法或者測(cè)量工具的誤差。

無人機(jī)在自主飛行時(shí)，存在的干擾因素難以精確建模，同時(shí)，系統(tǒng)建模時(shí)存在一些非線性因素，為了簡(jiǎn)化模型，進(jìn)行了假設(shè)和線性化，同時(shí)，在系統(tǒng)實(shí)際調(diào)試中，存在大量滯后、延遲環(huán)節(jié)，導(dǎo)致無人機(jī)最終模型的相角裕度較小，系統(tǒng)會(huì)出現(xiàn)小幅震蕩。

在飛行控制系統(tǒng)中，傳感器對(duì)無人機(jī)姿態(tài)的測(cè)量存在誤差，測(cè)得數(shù)據(jù)受溫度、震動(dòng)等因素的影響，電機(jī)高速轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的強(qiáng)磁場(chǎng)，以及無人機(jī)機(jī)架的震動(dòng)，都會(huì)對(duì)傳感器采集數(shù)據(jù)造成干擾，濾波算法也只能減弱這種影響，并不能完全抵消。

主電動(dòng)機(jī)、各舵機(jī)響應(yīng)速度、精度特性的測(cè)量等存在誤差，電機(jī)的死區(qū)并未得到完全補(bǔ)償，或補(bǔ)償過度。隨著電機(jī)工作時(shí)間的加長(zhǎng)，通電產(chǎn)生的熱量使電機(jī)發(fā)熱，同時(shí)，無人機(jī)飛行過程中電池電量逐漸降低，也會(huì)使得電機(jī)特性產(chǎn)生一定的變化。

5 結(jié) 語

本文針對(duì)小型固定翼無人機(jī)自主起飛階段建模困難、控制復(fù)雜、非線性耦合等問題，對(duì)無人機(jī)起飛階段進(jìn)行動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，建立滑跑起飛方式的動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，設(shè)計(jì)自主起飛控制算法，并制作無人機(jī)作為算法驗(yàn)證對(duì)象。通過大量實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了起飛階段控制律的有效性，通過無人機(jī)自主起飛平臺(tái)的系統(tǒng)測(cè)試，驗(yàn)證該控制系統(tǒng)的可行性和穩(wěn)定性。