十字翼布局無人機半實物仿真系統設計

都基焱　張振　史巍巍

摘 要： 針對十字翼布局無人機飛行控制系統，設計該無人機半實物仿真系統，闡述了該系統的組成、原理，并介紹了仿真軟件。通過對十字翼布局無人機飛行控制系統半實物仿真結果的分析和研究，驗證了PID控制律能有效地控制十字翼布局無人機懸停階段的姿態角和高度。結果表明仿真系統為自動駕駛儀的測試評估提供了平臺和依據。

關鍵詞： 十字翼布局無人機； 半實物仿真； 飛行控制系統； PID控制律

中圖分類號： TN97?34； TP391.9 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2014）05?0018?03

0 引 言

本文所涉及的十字翼布局無人機是一種具有特殊氣動布局和功能特點的小型無人機（見圖1），它采用非常規十字對稱三角翼布局，螺旋槳置于機身上部，四個舵面對稱分布于十字翼的底部，可以通過四個對稱舵面的任意組合在空中靈活飛行[1?2]。其控制系統在控制模式、系統設計、控制方法和控制對象等方面發生了巨大變化，對飛行控制律方面提出了新的要求。現有的飛行控制律設計方法，難以滿足該類型無人機對穩定性、魯棒性和性能指標等方面的要求，需綜合考慮氣動布局、結構特點和功能用途等方面的因素，設計適合的飛行控制律以及相應的實驗方法，以提高十字翼布局無人機的飛行品質。

由于飛行控制系統的實物實驗代價高昂，半實物仿真是該無人機控制系統研制過程中必不可少的環節，是提高該無人機飛行品質的重要途徑。與傳統的數字仿真系統相比，半實物仿真將實物直接接入仿真回路，提高仿真系統的開效率和系統的仿真精度，具有可控性、可重復性和無破壞性，便于采集實驗數據，節省研制經費，縮短研制周期。本文就該無人機半實物仿真系統加以探討。

1 系統總體設計方案

半實物仿真系統主要由仿真計算機系統、環境模擬設備和接口設備組成[3]，半實物仿真平臺的原理組成框圖如圖2所示。

仿真計算機主要用來實時計算無人機動力學和運動學方程，解算出無人機的飛行姿態，其輸出的驅動信號經接口變換后驅動三軸轉臺，復現無人機的偏航、俯仰和滾動三個飛行姿態，使安裝在轉臺上的飛行控制系統可以感受與實際飛行相同的無人機姿態。飛行控制系統的控制信號通過接口設備上傳到仿真計算機，其中GPS、線加速度計等較難采用物理的方式連到系統中，只能通過仿真計算機進行數字仿真，整個仿真系統構成一個閉環系統。

1.1 仿真計算機系統

仿真計算機是半實物仿真系統的核心，主要進行飛行動力學方程求解和無人機各種實際飛行環境的模擬，要求仿真計算機應具有實時性、精確性和靈活性等特性。

由于半實物仿真系統對速度的要求很高，一臺計算機在一個采樣周期中，無法完成全部計算的問題。本半實物仿真機由兩部分組成，其中一臺作為仿真主控機，另一臺作為仿真測控機。仿真主控機用于飛行動力學和運動學方程求解，使用Intel X86的CPU和Windows操作系統。仿真測控機用于發送和接收遙控遙測信號，同時用來進行實時仿真圖形的顯示，使用工控機。仿真主控機和仿真測控機之間通過以太網連接，實現了數據的傳輸以及信息之間的交互。

1.2 環境模擬設備

環境模擬設備主要是指三軸飛行仿真轉臺[4]。本文設計的小型無人機三軸飛行仿真轉臺尺寸較小，負載重量輕，對剛度要求不是很高。框架設計主要遵循提高精度，減小轉動慣量的原則，因此，采用立式轉臺框架結構，外環為音叉型結構，中環為封閉的O型結構，內環為平面載物臺結構，如圖3所示。進行仿真試驗時，轉臺的外框架負責無人機偏航姿態模擬，中框架負責無人機的俯仰姿態模擬，內框架負責無人機的滾轉姿態模擬。仿真計算機給出的控制指令經過伺服控制卡校正后，送入內環驅動控制器，由內環電機驅動控制器放大后驅動轉臺軸承。在內框上安裝測速機和光電碼盤，可測出與實際飛行中相同的角運動，再送入主控計算機，實現閉環控制。三個框架的轉角和轉速對應于上述三個姿態角運動，通過三個框架的組合運動，復現無人機在空中的角運動。

1.3 接口設備

仿真計算機輸出的驅動信號經接口變換后驅動三軸飛行仿真轉臺，接口設備同時將實物系統的控制信號上傳到仿真計算機。如圖4所示，仿真計算機通過串口通信將控制信號傳輸到發射接收模塊，控制信號通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到轉臺伺服控制系統。伺服放大器通過PWM脈寬調制方式來驅動伺服電機轉動，電機驅動電流和PWM功率放大器構成電流反饋，以改善步進電機的動態品質。測速機信號經處理后反饋到速度控制器，構成速度反饋，以改善轉臺系統的動態性能、低速性能和非線性影響。光電碼盤產生與轉臺軸角位移相關的正交脈沖信號，通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到仿真計算機，仿真計算機經計算處理后產生的位移誤差碼，經過控制算法校正處理后發送到轉臺控制系統，構成位置反饋，以保證實驗精度要求的實現。

2 系統軟件設計方案

根據半實物仿真計算機系統中仿真主控機和仿真測控機所運行任務的不同，分別設計軟件。

3 半實物仿真結果

通過建立的十字翼布局無人機的數學模型，對該無人機飛行控制系統懸停階段進行了半實物仿真試驗，驗證小擾動分析方法和經典控制律設計方法在十字翼布局無人機控制系統設計中的有效性和控制律設計的正確性[6?7]。設定該無人機在80 m的高度空中懸停，初始擾動：滾轉角[Δφ0=10°，]縱向角/橫向角[Δθ0=10°]（與垂直面的夾角），高度[Δh0=80 m。]階躍響應分別如圖5所示。

由半實物仿真結果看出，在加入各擾動量后，該無人機能較快地恢復初始姿態，在80 m的空中穩定懸停，系統狀態量的變化滿足飛行品質要求。

4 結 語

由半實物仿真結果看出：所進行的仿真實驗具有較高的可置信度，能夠滿足十字翼布局無人機飛行控制系統研制的需要。在其他無人機的研制中，可以通過修改無人機的數學模型、控制律和控制參數等進行仿真。

參考文獻

[1] LIPERA L. The micro craft iSTAR micro air vehicle： control system design and testing [C]// Proceedings of 57th AHS International Annual Forum. Washington DC： AHS， 2001： 1?11.

[2] KIM G， YOON K， PARK H， et al. Manufacturing and performance test of rotary wing?type micro aerial vehicle [C]// Proceedings of AIAA 3rd Unmanned Unlimited Technical Conference，Workshop and Exhibit. Chicago， Illinois： AIAA， 2004： 2?4.

[3] 孟秀云，丁艷，賈慶忠，等.半實物仿真[M].北京：國防工業出版社，2013.

[4] 馮清秀.機電傳動控制[M].武漢：華中科技大學出版社，2011.

[5] 張文波.Visual C++程序設計[M].北京：清華大學出版社，2010.

[6] 陳延楠.飛機飛行性能品質與控制[M].北京：國防工業出版社，2010.

[7] 劉金琨.先進PID控制Matlab仿真[M].北京：電子工業出版社，2010.

摘 要： 針對十字翼布局無人機飛行控制系統，設計該無人機半實物仿真系統，闡述了該系統的組成、原理，并介紹了仿真軟件。通過對十字翼布局無人機飛行控制系統半實物仿真結果的分析和研究，驗證了PID控制律能有效地控制十字翼布局無人機懸停階段的姿態角和高度。結果表明仿真系統為自動駕駛儀的測試評估提供了平臺和依據。

關鍵詞： 十字翼布局無人機； 半實物仿真； 飛行控制系統； PID控制律

中圖分類號： TN97?34； TP391.9 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2014）05?0018?03

0 引 言

本文所涉及的十字翼布局無人機是一種具有特殊氣動布局和功能特點的小型無人機（見圖1），它采用非常規十字對稱三角翼布局，螺旋槳置于機身上部，四個舵面對稱分布于十字翼的底部，可以通過四個對稱舵面的任意組合在空中靈活飛行[1?2]。其控制系統在控制模式、系統設計、控制方法和控制對象等方面發生了巨大變化，對飛行控制律方面提出了新的要求。現有的飛行控制律設計方法，難以滿足該類型無人機對穩定性、魯棒性和性能指標等方面的要求，需綜合考慮氣動布局、結構特點和功能用途等方面的因素，設計適合的飛行控制律以及相應的實驗方法，以提高十字翼布局無人機的飛行品質。

由于飛行控制系統的實物實驗代價高昂，半實物仿真是該無人機控制系統研制過程中必不可少的環節，是提高該無人機飛行品質的重要途徑。與傳統的數字仿真系統相比，半實物仿真將實物直接接入仿真回路，提高仿真系統的開效率和系統的仿真精度，具有可控性、可重復性和無破壞性，便于采集實驗數據，節省研制經費，縮短研制周期。本文就該無人機半實物仿真系統加以探討。

1 系統總體設計方案

半實物仿真系統主要由仿真計算機系統、環境模擬設備和接口設備組成[3]，半實物仿真平臺的原理組成框圖如圖2所示。

仿真計算機主要用來實時計算無人機動力學和運動學方程，解算出無人機的飛行姿態，其輸出的驅動信號經接口變換后驅動三軸轉臺，復現無人機的偏航、俯仰和滾動三個飛行姿態，使安裝在轉臺上的飛行控制系統可以感受與實際飛行相同的無人機姿態。飛行控制系統的控制信號通過接口設備上傳到仿真計算機，其中GPS、線加速度計等較難采用物理的方式連到系統中，只能通過仿真計算機進行數字仿真，整個仿真系統構成一個閉環系統。

1.1 仿真計算機系統

仿真計算機是半實物仿真系統的核心，主要進行飛行動力學方程求解和無人機各種實際飛行環境的模擬，要求仿真計算機應具有實時性、精確性和靈活性等特性。

由于半實物仿真系統對速度的要求很高，一臺計算機在一個采樣周期中，無法完成全部計算的問題。本半實物仿真機由兩部分組成，其中一臺作為仿真主控機，另一臺作為仿真測控機。仿真主控機用于飛行動力學和運動學方程求解，使用Intel X86的CPU和Windows操作系統。仿真測控機用于發送和接收遙控遙測信號，同時用來進行實時仿真圖形的顯示，使用工控機。仿真主控機和仿真測控機之間通過以太網連接，實現了數據的傳輸以及信息之間的交互。

1.2 環境模擬設備

環境模擬設備主要是指三軸飛行仿真轉臺[4]。本文設計的小型無人機三軸飛行仿真轉臺尺寸較小，負載重量輕，對剛度要求不是很高。框架設計主要遵循提高精度，減小轉動慣量的原則，因此，采用立式轉臺框架結構，外環為音叉型結構，中環為封閉的O型結構，內環為平面載物臺結構，如圖3所示。進行仿真試驗時，轉臺的外框架負責無人機偏航姿態模擬，中框架負責無人機的俯仰姿態模擬，內框架負責無人機的滾轉姿態模擬。仿真計算機給出的控制指令經過伺服控制卡校正后，送入內環驅動控制器，由內環電機驅動控制器放大后驅動轉臺軸承。在內框上安裝測速機和光電碼盤，可測出與實際飛行中相同的角運動，再送入主控計算機，實現閉環控制。三個框架的轉角和轉速對應于上述三個姿態角運動，通過三個框架的組合運動，復現無人機在空中的角運動。

1.3 接口設備

仿真計算機輸出的驅動信號經接口變換后驅動三軸飛行仿真轉臺，接口設備同時將實物系統的控制信號上傳到仿真計算機。如圖4所示，仿真計算機通過串口通信將控制信號傳輸到發射接收模塊，控制信號通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到轉臺伺服控制系統。伺服放大器通過PWM脈寬調制方式來驅動伺服電機轉動，電機驅動電流和PWM功率放大器構成電流反饋，以改善步進電機的動態品質。測速機信號經處理后反饋到速度控制器，構成速度反饋，以改善轉臺系統的動態性能、低速性能和非線性影響。光電碼盤產生與轉臺軸角位移相關的正交脈沖信號，通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到仿真計算機，仿真計算機經計算處理后產生的位移誤差碼，經過控制算法校正處理后發送到轉臺控制系統，構成位置反饋，以保證實驗精度要求的實現。

2 系統軟件設計方案

根據半實物仿真計算機系統中仿真主控機和仿真測控機所運行任務的不同，分別設計軟件。

3 半實物仿真結果

通過建立的十字翼布局無人機的數學模型，對該無人機飛行控制系統懸停階段進行了半實物仿真試驗，驗證小擾動分析方法和經典控制律設計方法在十字翼布局無人機控制系統設計中的有效性和控制律設計的正確性[6?7]。設定該無人機在80 m的高度空中懸停，初始擾動：滾轉角[Δφ0=10°，]縱向角/橫向角[Δθ0=10°]（與垂直面的夾角），高度[Δh0=80 m。]階躍響應分別如圖5所示。

由半實物仿真結果看出，在加入各擾動量后，該無人機能較快地恢復初始姿態，在80 m的空中穩定懸停，系統狀態量的變化滿足飛行品質要求。

4 結 語

由半實物仿真結果看出：所進行的仿真實驗具有較高的可置信度，能夠滿足十字翼布局無人機飛行控制系統研制的需要。在其他無人機的研制中，可以通過修改無人機的數學模型、控制律和控制參數等進行仿真。

參考文獻

[1] LIPERA L. The micro craft iSTAR micro air vehicle： control system design and testing [C]// Proceedings of 57th AHS International Annual Forum. Washington DC： AHS， 2001： 1?11.

[2] KIM G， YOON K， PARK H， et al. Manufacturing and performance test of rotary wing?type micro aerial vehicle [C]// Proceedings of AIAA 3rd Unmanned Unlimited Technical Conference，Workshop and Exhibit. Chicago， Illinois： AIAA， 2004： 2?4.

[3] 孟秀云，丁艷，賈慶忠，等.半實物仿真[M].北京：國防工業出版社，2013.

[4] 馮清秀.機電傳動控制[M].武漢：華中科技大學出版社，2011.

[5] 張文波.Visual C++程序設計[M].北京：清華大學出版社，2010.

[6] 陳延楠.飛機飛行性能品質與控制[M].北京：國防工業出版社，2010.

[7] 劉金琨.先進PID控制Matlab仿真[M].北京：電子工業出版社，2010.

摘 要： 針對十字翼布局無人機飛行控制系統，設計該無人機半實物仿真系統，闡述了該系統的組成、原理，并介紹了仿真軟件。通過對十字翼布局無人機飛行控制系統半實物仿真結果的分析和研究，驗證了PID控制律能有效地控制十字翼布局無人機懸停階段的姿態角和高度。結果表明仿真系統為自動駕駛儀的測試評估提供了平臺和依據。

關鍵詞： 十字翼布局無人機； 半實物仿真； 飛行控制系統； PID控制律

中圖分類號： TN97?34； TP391.9 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2014）05?0018?03

0 引 言

本文所涉及的十字翼布局無人機是一種具有特殊氣動布局和功能特點的小型無人機（見圖1），它采用非常規十字對稱三角翼布局，螺旋槳置于機身上部，四個舵面對稱分布于十字翼的底部，可以通過四個對稱舵面的任意組合在空中靈活飛行[1?2]。其控制系統在控制模式、系統設計、控制方法和控制對象等方面發生了巨大變化，對飛行控制律方面提出了新的要求。現有的飛行控制律設計方法，難以滿足該類型無人機對穩定性、魯棒性和性能指標等方面的要求，需綜合考慮氣動布局、結構特點和功能用途等方面的因素，設計適合的飛行控制律以及相應的實驗方法，以提高十字翼布局無人機的飛行品質。

由于飛行控制系統的實物實驗代價高昂，半實物仿真是該無人機控制系統研制過程中必不可少的環節，是提高該無人機飛行品質的重要途徑。與傳統的數字仿真系統相比，半實物仿真將實物直接接入仿真回路，提高仿真系統的開效率和系統的仿真精度，具有可控性、可重復性和無破壞性，便于采集實驗數據，節省研制經費，縮短研制周期。本文就該無人機半實物仿真系統加以探討。

1 系統總體設計方案

半實物仿真系統主要由仿真計算機系統、環境模擬設備和接口設備組成[3]，半實物仿真平臺的原理組成框圖如圖2所示。

仿真計算機主要用來實時計算無人機動力學和運動學方程，解算出無人機的飛行姿態，其輸出的驅動信號經接口變換后驅動三軸轉臺，復現無人機的偏航、俯仰和滾動三個飛行姿態，使安裝在轉臺上的飛行控制系統可以感受與實際飛行相同的無人機姿態。飛行控制系統的控制信號通過接口設備上傳到仿真計算機，其中GPS、線加速度計等較難采用物理的方式連到系統中，只能通過仿真計算機進行數字仿真，整個仿真系統構成一個閉環系統。

1.1 仿真計算機系統

仿真計算機是半實物仿真系統的核心，主要進行飛行動力學方程求解和無人機各種實際飛行環境的模擬，要求仿真計算機應具有實時性、精確性和靈活性等特性。

由于半實物仿真系統對速度的要求很高，一臺計算機在一個采樣周期中，無法完成全部計算的問題。本半實物仿真機由兩部分組成，其中一臺作為仿真主控機，另一臺作為仿真測控機。仿真主控機用于飛行動力學和運動學方程求解，使用Intel X86的CPU和Windows操作系統。仿真測控機用于發送和接收遙控遙測信號，同時用來進行實時仿真圖形的顯示，使用工控機。仿真主控機和仿真測控機之間通過以太網連接，實現了數據的傳輸以及信息之間的交互。

1.2 環境模擬設備

環境模擬設備主要是指三軸飛行仿真轉臺[4]。本文設計的小型無人機三軸飛行仿真轉臺尺寸較小，負載重量輕，對剛度要求不是很高。框架設計主要遵循提高精度，減小轉動慣量的原則，因此，采用立式轉臺框架結構，外環為音叉型結構，中環為封閉的O型結構，內環為平面載物臺結構，如圖3所示。進行仿真試驗時，轉臺的外框架負責無人機偏航姿態模擬，中框架負責無人機的俯仰姿態模擬，內框架負責無人機的滾轉姿態模擬。仿真計算機給出的控制指令經過伺服控制卡校正后，送入內環驅動控制器，由內環電機驅動控制器放大后驅動轉臺軸承。在內框上安裝測速機和光電碼盤，可測出與實際飛行中相同的角運動，再送入主控計算機，實現閉環控制。三個框架的轉角和轉速對應于上述三個姿態角運動，通過三個框架的組合運動，復現無人機在空中的角運動。

1.3 接口設備

仿真計算機輸出的驅動信號經接口變換后驅動三軸飛行仿真轉臺，接口設備同時將實物系統的控制信號上傳到仿真計算機。如圖4所示，仿真計算機通過串口通信將控制信號傳輸到發射接收模塊，控制信號通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到轉臺伺服控制系統。伺服放大器通過PWM脈寬調制方式來驅動伺服電機轉動，電機驅動電流和PWM功率放大器構成電流反饋，以改善步進電機的動態品質。測速機信號經處理后反饋到速度控制器，構成速度反饋，以改善轉臺系統的動態性能、低速性能和非線性影響。光電碼盤產生與轉臺軸角位移相關的正交脈沖信號，通過2.4 GHz無線通信模塊傳遞到仿真計算機，仿真計算機經計算處理后產生的位移誤差碼，經過控制算法校正處理后發送到轉臺控制系統，構成位置反饋，以保證實驗精度要求的實現。

2 系統軟件設計方案

根據半實物仿真計算機系統中仿真主控機和仿真測控機所運行任務的不同，分別設計軟件。

3 半實物仿真結果

通過建立的十字翼布局無人機的數學模型，對該無人機飛行控制系統懸停階段進行了半實物仿真試驗，驗證小擾動分析方法和經典控制律設計方法在十字翼布局無人機控制系統設計中的有效性和控制律設計的正確性[6?7]。設定該無人機在80 m的高度空中懸停，初始擾動：滾轉角[Δφ0=10°，]縱向角/橫向角[Δθ0=10°]（與垂直面的夾角），高度[Δh0=80 m。]階躍響應分別如圖5所示。

由半實物仿真結果看出，在加入各擾動量后，該無人機能較快地恢復初始姿態，在80 m的空中穩定懸停，系統狀態量的變化滿足飛行品質要求。

4 結 語

由半實物仿真結果看出：所進行的仿真實驗具有較高的可置信度，能夠滿足十字翼布局無人機飛行控制系統研制的需要。在其他無人機的研制中，可以通過修改無人機的數學模型、控制律和控制參數等進行仿真。

參考文獻

[1] LIPERA L. The micro craft iSTAR micro air vehicle： control system design and testing [C]// Proceedings of 57th AHS International Annual Forum. Washington DC： AHS， 2001： 1?11.

[2] KIM G， YOON K， PARK H， et al. Manufacturing and performance test of rotary wing?type micro aerial vehicle [C]// Proceedings of AIAA 3rd Unmanned Unlimited Technical Conference，Workshop and Exhibit. Chicago， Illinois： AIAA， 2004： 2?4.

[3] 孟秀云，丁艷，賈慶忠，等.半實物仿真[M].北京：國防工業出版社，2013.

[4] 馮清秀.機電傳動控制[M].武漢：華中科技大學出版社，2011.

[5] 張文波.Visual C++程序設計[M].北京：清華大學出版社，2010.

[6] 陳延楠.飛機飛行性能品質與控制[M].北京：國防工業出版社，2010.

[7] 劉金琨.先進PID控制Matlab仿真[M].北京：電子工業出版社，2010.