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科学技术论文

无人直升机航模控制系统设计研究

时间:2017年09月29日 所属分类:科学技术论文 点击次数:

这篇控制系统论文发表了无人直升机航模控制系统设计研究,论文以450级航模直升机为平台,设计了一种低成本、具备一定自主飞行能力的无人直升机飞行控制系统,研究实现各模块功能的算法,使该控制系统的运行效率最大化。

  这篇控制系统论文发表了无人直升机航模控制系统设计研究,论文以450级航模直升机为平台,设计了一种低成本、具备一定自主飞行能力的无人直升机飞行控制系统,研究实现各模块功能的算法,使该控制系统的运行效率最大化。

制冷空调与电力机械

  关键词:控制系统论文,无人直升机,混控

  飞行控制系统是整个无人直升机的核心,是一个典型的多变量、强耦合的控制系统。

  1单片机的选择

  单片机是整个无人直升机飞行控制系统的核心,其性能不仅影响飞行控制系统的工作效率,也影响直升机的飞行性能。经过反复比较,本设计采用STC12C5A60S2单片机。这是8位的51单片机,是传统8051单片机的增强型,运算速度是传统8051的8-12倍,最高支持35MHz的晶振,运算速度基本符合要求。

  2地面遥控器的设计

  地面控制部分是遥控器,它主要通过摇杆电位器采集多路控制信号,并将控制信号通过能够远距离(500m以上)通信的无线数传模块发送给直升机,实现直升机的遥控飞行。一般的直升机都有五个控制量,即油门(电动机转速)、主旋翼总距、横向节距、纵向节距、尾翼总距。而普通航模遥控器基本只有4个输入通道,它们一般都是将油门和主旋翼总距耦合在一起,看成一个通道一起控制,一定的转速对应一定的螺距。

  这样的好处在于简化了操作,因为这两个量都只是用来控制主旋翼的升力,操纵人员只需控制两根2维摇杆就可以控制直升机的飞行。但这种控制方法在一定程度上限制了直升机飞行性能的发挥。比如使直升机保持悬停,可以有两种选择:一是让主旋翼处于低转速、大螺距的状态;另一种是让主旋翼处于高转速、小螺距的状态。前一种状态非常省电,飞行时间可以达到后一种状态的2倍,而后一种状态则拥有更好的抗风性、机动性。因此,为了使直升机能够随时在这两种模式间转换,设计的遥控器比普通遥控器多加了一个通道,即单独用一个旋钮电位器来控制电动机的转速。遥控器总体结构框图如图1所示,共有5个输入通道。遥控器主要由A/D转换和无线通信两部分构成。控制信号被A/D转换部分采集后,由单片机通过串口发送给无线通信模块,然后无线通信模块再将控制信号发送给直升机。

  3转换部分的设计

  A/D转换亦称模拟-数字转换,与数/模(D/A)转换相反,是将连续的模拟量通过取样转换成离散的数字量。A/D转换可分为4个阶段:即采样、保持、量化和编码。原本A/D转换需要一块专门的A/D转换芯片,但是STC12C5A60S2单片机内已经集成了8路10位高速A/D转换器。为简化电路结构、加快运行速度,本设计直接使用单片机自带的A/D转换器。此外,考虑到10位的转换结果在进行计算和无线传输时不太方便,同时8位的结果已经能够满足控制精度的要求,因此只取A/D转换结果的高8位,将低2位省略。

  在STC12C5A60S2中,A/D转换既可以使用查询方式也可以使用中断方式。由于遥控器的唯一功能就是采集各通道的控制信号并将其发送,所以为了保证遥控器能在最短的时间内采集各通道的控制信号,本设计采用了中断的方式。其主函数程序如图2。CPU在主循环中除了等待A/D转换完成外不做其他任何事情。当一个通道的A/D转换完成并产生中断时,CPU立刻进入中断服务子程序voidADC_ISR()interrupt5using1执行图3所示程序:只要一个通道的A/D转换完成,CPU就会取出转换结果并开始下一通道的转换。这样,单片机就能够周而复始的检测5个通道的控制信号。在被检测5个通道中,除了最后1个通道(油门通道)是不带复位功能的旋钮电位器外,其余4个都是带复位功能的摇杆电位器。

  也就是说,当没有外力施加在摇杆上时,摇杆会回到中点位置,对应电位器的输出电压应为参考电压的一半,即A/D转换的结果应为127(8位转换的结果最大为255)。由于摇杆电位器本身的复位精度有限,其复位后A/D转换的结果在127附近一定范围内波动。经过多次实验,发现其波动范围在17以内。所以,中断服务子程序voidADC_ISR()interrupt5using1除了完成控制信号采集任务外,还要将采集到的结果转换成控制信号。具体转换方法如表1所示,当前4个通道采集到的A/D转换结果在110-144之间时,都认为该通道的摇杆处于中点位置,控制信号为127;当结果超出这一范围时,将超出的量(可正可负)加在127上作为该通道控制信号。

  4飞行控制模块

  因为飞行控制模块直接控制着直升机上的机电设备,其性能的好坏直接决定了飞机是否能够正常飞行。该模块主要功能包括产生PWM和实现CCPM,具体程序算法如下。

  4.1产生PWM波形的方法

  STC12C5A60S2单片机自带2路PWM,由于直升机飞行控制系统需要至少5路,而且相互之间没有什么联系,所以本设计还是通过定时器产生中断来实现PWM的输出。同时舵机的控制信号对时间要求比较高,脉宽的变化范围只有2ms,时间上稍有延迟就会使舵机做出错误的动作。因此选择了定时器0,并将其优先级设为最高,这样单片机就可以在任何情况下都能保证输出PWM的准确与稳定,其中断服务子程序如图4。

  该程序总共提供8路PWM信号,本系统只用到了其中的5路,剩余的可用于以后的功能扩展。8路信号的脉宽分别由数组PW_of_ch[]中的8个元素控制。当一个新的周期开始时,所有通道都输出高电平,并将T0的溢出次数i清零。然后开始计时,T0每溢出一次,i加一,并与各通道的脉宽比较。若两者相等,则该通道完成正脉冲的输出,变为低电平,直到该周期结束,如此循环往复,就可以不断的输出PWM控制信号。这样,只需要在其他程序中改变数组PW_of_ch[]中某一个元素的值,就可以实时的改变对应通道的输出信号,实现对舵机的控制。

  4.2实现CCPM混控的程序算法

  本系统共有5路输入信号和5路输出信号,由于机身结构上采用了CCPM十字盘,所以除了油门和尾旋翼总螺距这两个通道的输入和输出一一对应外,其他的三个通道需要由软件来实现CCPM混控。所谓混控可理解为一个输入信号控制着多个输出信号,同时一个输出信号又同时受到多个输入信号的影响。下面以直升机上左侧的舵机为例介绍具体的混控方法。左舵机是由数组元素PW_of_ch[1]控制的,先介绍一下主旋翼升力随PW_of_ch[1]变化的过程。

  当PW_of_ch[1]的数值增大时,该通道的脉宽变宽,舵机臂逆时针转动,连接舵臂和十字盘的拉杆上抬,十字盘在该方向的高度变高,主旋翼的桨叶转到该方向时的螺距增大,桨叶产生的升力增大,相反则减小。由此可见,对于左舵机而言,增大PW_of_ch[1]的数值就可以增大主旋翼在该方向的升力。而PW_of_ch[1]是由该通道的默认值default_of_ch[1]与控制信号相加或相减得到的,具体是相加还是相减由控制信号的意义决定。

  例如当需要增大主旋翼的总螺距时,因为总螺距控制信号Control_DATA[0]越大表示升力越大,所以将Control_DATA[0]的数值加到左舵机的默认值default_of_ch[1]上;当需要增大俯角时,因为俯仰角控制信号Control_DATA[1]越大表示俯角越大,所以将默认值default_of_ch[1]减去Control_DATA[1]的数值;当需要增大左倾角时,因为横滚角控制信号Control_DATA[2]越大表示左倾角越大,所以将默认值default_of_ch[1]减去Control_DATA[0]的数值。其他舵机的控制方法与此类似。经过不断调试,最终利用该算法实现了CCPM混控。

  5结语

  通过制作航模实物,试验结果表明,本设计系统舵机的转动角度可由单片机精确控制,俯仰角、横滚角和偏航角灵活可控,俯仰角和横滚角更新频率达178Hz以上,且角度可测,误差低于0.1°。

  参考文献

  [1]黄亮.小型直升机自主飞行系统设计与实现[D].华南理工大学,2005.

  [2]刘歌群.无人机飞行控制系统设计及检测与控制技术研究[D].西北工业大学,2004.

  作者:支燕翔 单位:中天科技软件设计有限公司

  推荐阅读:《制冷空调与电力机械》(现:发电与空调)(双月刊)创刊于1980年,是由中国华电集团公司和国电机械设计研究院主办,本刊聘请了清华大学、同济大学、上海交通大学、武汉大学、浙江大学等著名院校的专家、学者和北京、上海等地著名设计院所的资深科技人员组成了高水平的学术编审委员会。

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