小型單旋翼無人直升機系統的設計與實現

周 健,洪 良，李文超

(1.西安工程大學 電子信息學院,陜西 西安 710048；2.墨爾本大學 工程學院，澳大利亞 墨爾本 3010)

無人直升機是由無線電遙控飛行或自主控制飛行的不載人直升機[1].除了具有有人駕駛直升機可垂直起降、空中懸停、朝任意方向飛行、不需要特定的起飛著陸場地和復雜的發射與回收系統的特點以外,還具有的技術特點和優勢有:(1)適應性強、機動靈活、任務能力廣泛;(2)無人員傷亡、體積小、造價低;(3)使用靈活、戰場生存力強[2-3].無人直升機既能完成固定翼無人機無法完成的低速巡航等飛行任務,又能完成有人直升機不能執行的例如復雜氣象、核放射、生化等危險飛行任務.無人直升機在未來戰場上有著強勁的發展前景和潛力,成為了近年來無人機研究的熱點.

小型單旋翼無人直升機是指機體部分由主旋翼——尾槳布局結構的無線電遙控直升機構成的無人駕駛飛行平臺.缺乏精確的動力學模型以及適用于小型單旋翼無人直升機飛行特性的飛行控制系統是制約小型單旋翼無人直升機發展和實際應用的主要因素.歐美等發達國家通過多年的努力實現了無人直升機定點懸停與航點飛行的自動飛行任務,并且已經有成熟的型號和產品在軍事和民用領域中廣泛應用[4-5].雖然我國無人直升機系統一直在政府的資助下開展應用研究,但是至今尚未推出成熟的型號或產品,還處于研究的初級階段.本文通過構建基于Raptor-50型航模直升機的小型單旋翼無人直升機系統,為對其飛行控制中所需解決的飛行器建模和飛行控制方法的相關理論與應用研究內容提供一個穩定、可靠和低成本的飛行測試平臺.

圖1 小型單旋翼無人直升機特征尺寸

1 控制系統總體設計

1.1 機體平臺

小型單旋翼無人直升機的機體平臺是在借鑒國內外各研究機構所選取無人直升機機體平臺特點[6-8]的基礎上,選取Raptor-50型小型單旋翼-尾槳布局航模直升機作為系統的空中飛行平臺.Raptor-50型直升機具有成本低、可靠性高、通用性強和易于改造的特點.通過對Raptor-50型航模直升機進行改裝并安裝機載電子設備就完成了小型單旋翼無人直升機的飛行平臺的搭建.圖1為小型單旋翼無人直升機機體的特征尺寸,表1為小型單旋翼無人直升機的主要性能參數.

Raptor-50型航模直升機采用帶有Bell-Hiller穩定副翼的雙槳葉旋翼系統,該旋翼系統能夠有效的減小旋翼高速旋轉時因操控引起的陀螺效應,提高直升機飛行的穩定性和可操縱性.安裝的動力系統經過實際的飛行測試,在不影響飛行安全和機動性的情況下,能夠掛載2kg的機載電子設備.

表1 小型單旋翼無人直升機特征參數

1.2 控制系統

在小型單旋翼無人直升機系統方案設計時圍繞著通用性、模塊化和可擴展性這一設計思想,展開對各個功能部件的選型以及對整個系統的構建工作.小型單旋翼無人直升機系統由空中飛行平臺、地面監控平臺和數據傳輸通訊設備3部分組成.空中飛行平臺包括小型單旋翼直升機機體、機載電子設備和機載電源;地面監控平臺選用便攜式PC計算機負責進行飛行狀態和飛行任務監測與控制,選用蓄電池為地面監控平臺提供電力保障;數據傳輸設備是小型單旋翼無人直升機接受飛行指令和發送飛行狀態信息的媒介,系統選用了能夠滿足空-地遙測與遙控數據傳輸要求的低成本無線通訊模塊.

2 系統組成

在小型單旋翼無人直升機系統架構設計和傳感器選型時需要兼顧考慮系統建模與飛行控制對系統組成的性能需求.小型單旋翼無人直升機在傳感器硬件選型時使用了體積小、重量輕的MEMS(Micro-electromechanical Systems)器件,飛行控制計算機的處理能力能夠滿足系統建模所需的飛行數據高速采集、飛行姿態解算以及飛行控制控制律解算的需求.小型單旋翼無人直升機系統結構組成如圖2所示.

2.1 空中飛行平臺

機載電子設備作為小型單旋翼無人直升機飛行控制的核心部分,不但需要對小型單旋翼無人直升機空中飛行時的三軸加速度、三軸角速度和地理位置等信息進行實時測量,而且還要具有飛行控制律實時解算和處理的能力.由于小型單旋翼無人直升機系統機體部分的載重能力有限,因此,在滿足系統性能需求的前提下,機載電子設備和機載電源的功耗、體積、重量成為了系統設計與構建時所要考慮的關鍵內容.

2.1.1 飛行控制計算機 飛行控制計算機是機載電子設備的核心,它能夠采集機載傳感器測量得到的小型單旋翼無人直升機飛行狀態信息,通過相應的姿態算法對其進行飛行姿態解算,同時采用相應的控制算法確定控制輸入信號,控制執行舵機實現對小型單旋翼無人直升機的飛行控制[9].本系統選用TI公司的一款具有32位浮點型運算的數字信號處理器TMS320F28335作為飛行控制計算機的微處理器.

2.1.2 機載傳感器 (1) 慣性測量單元(Inertial Measurement Unit,簡稱IMU).用來測量小型單旋翼無人直升機三軸角速率以及三軸加速度的裝置.系統包含了兩個雙軸的加速度計傳感器和三個單軸的角速率陀螺傳感器,系統選用ADXR150型角速率陀螺儀和ADXL311雙軸加速度計,分別采用16位的ADC對傳感器信號進行信號采集,其中角速度分辨率為0.005°/s,加速度計的分辨率為0.1mg.

圖2 小型單旋翼無人直升機系統結構組成

(2) 全球定位系統(Global Positioning System,簡稱GPS).利用GPS定位衛星,在全球范圍內實時進行定位、導航的系統,GPS接收機通過一定的解算方法計算出小型單旋翼無人直升機所在地理位置的經緯度、高度、速度、時間等信息.系統用4Hz數據更新頻率的GPS接收機,其單點定位精度小于3m,能夠滿足小型單旋翼無人直升機飛行控制對定位精度的要求.

(3) 高度空速測量傳感器.采用氣壓高度計和超聲波測距儀兩種高度傳感器分別實現對小型單旋翼無人直升機高空和低空高度信息的測量.氣壓高度計能夠在較高的高度提供較為精確的高度信息,而在小型單旋翼無人直升機起降時則需要使用超聲波測距儀來精確測量機體與地面的垂直距離,0.05m的測量精度能夠保證小型單旋翼無人直升機自動起降時對高度的精度要求.空速測量傳感器通過實時的測量小型單旋翼無人直升機在空中飛行時的大氣動壓來解算飛行速度,即空速.系統中選用ICS1230A型高度傳感器,分辨率為0.1m、測量精度為±20m.選用ICS1210空速傳感器,分辨率為1km/h,測量精度為±10km/h.

(4) 轉速傳感器:系統將霍爾元件安裝于小型單旋翼無人直升機主軸的齒輪盤上,實現對主旋翼轉速信息的實時測量,通過地面站顯示的轉速信息指導操縱手調整直升機遙控器油門輸入曲線,使小型單旋翼無人直升機在不同的飛行模態下均能夠保持恒定的轉速.系統加裝的霍爾傳感器的分辨率為10r/min,測量精度為±50r/min.

(5) 磁航向傳感器:利用地磁場效應測量小型單旋翼無人直升機飛行航向的傳感器,同時,磁航向傳感器測量的航向信息可以用來修正飛行控制計算機中的航姿解算部分的解算數據,減小慣性測量單元中慣性器件漂移所產生的誤差.系統選用HMC5983磁航向傳感器,它具有體積小、重量輕和測量精度高的特點.

2.1.3 機載電源 機載電源是指能夠為飛行控制計算機、機載傳感器和執行舵機提供穩定可靠的直流電源設備.就小型單旋翼無人直升機而言,較小的載重量使得在選擇電源設備時應滿足體積質量小同時蓄電能量大的電源設備,系統采用11.1V/1 500mA·h,質量為170g 的鋰聚合物電池為機載電子設備供電,采用4.8V/1 500mA·h,質量為120g的鎳鉻電池為執行舵機供電,以確保飛行試驗過程中飛行控制計算機的安全性和可靠性.

2.1.4 執行舵機 執行舵機是對小型單旋翼無人直升機進行操縱控制的執行機構,它是根據飛行控制計算機或操縱手的指令,實現對小型單旋翼無人直升機的飛行姿態和航跡的控制,系統選用成本低、體積小、質量輕的FUTABA S3001型舵機作為執行舵機.

2.2 數據傳輸設備

2.2.1 數據傳輸鏈路 數據傳輸鏈路負責機載電子設備與地面站之間的飛行數據傳輸任務,地面站系統的信息顯示、數據存儲、狀態監控以及地面站向機載飛行控制系統發送飛行任務指令等功能.系統采用了兩套UM96型半雙工無線數據收發模塊作為空-地數據傳輸通訊鏈路.

2.2.2 遙控收發鏈路 遙控收發鏈路由遙控發射器和接收機組成,它直接控制小型單旋翼無人直升機的執行舵機,實現備份控制模式功能.

2.3 地面監控平臺

2.3.1 地面站 地面站實現對小型單旋翼無人直升機的飛行狀態控制與綜合信息顯示、飛行任務規劃、機載任務設備控制和數據分析等功能,它是人機交互的媒介,因此,在進行地面站系統設計時因考慮到交互界面設計的簡潔性、開放性、互用性的需求,系統地面站以Windows為開發平臺,使用Visual C++6.0開發環境,采用了基于MFC的文檔/視圖結構進行導航、飛行控制與飛行狀態監控界面的編寫.

2.3.2 供電系統 為了保障地面人員的生命安全,小型單旋翼無人直升機試驗的飛行場地應盡可能的選擇遠離人員密集的地區,地面監控平臺的供電系統應能夠滿足飛行試驗的電力需求,綜合考慮實際的單次飛行試驗目的和飛行試驗時間,系統在前期的飛行試驗時選用12V/12AH的小型蓄電池.

2.3.3 遙控器 為了保證小型單旋翼無人直升機的飛行安全,在系統設計時需采用舵機模態切換實現自動飛行與操縱手飛行的快速切換功能.因此,操縱手所使用的遙控器除了具備滿足航模直升機各控制通道數量的要求外,還必須能夠提供一路舵機模態切換通道.系統采用FUTABA-FF9型遙控發射器實現對小型單旋翼無人直升機的備份控制.

3 系統飛行測試

圖3 飛行試驗記錄的輸入信號 圖4 飛行試驗記錄的角速率信號

圖5 飛行試驗記錄的加速度信號 圖6 飛行試驗記錄的歐拉角

完成小型單旋翼無人直升機系統的構建工作后,針對系統建模的研究內容,開展了小型單旋翼無人直升機的外場飛行測試工作.首先需要確保小型單旋翼無人直升機系統地面調試正常,然后選取風力小于2級、能見度大于2km的天氣狀況時對小型單旋翼無人直升機的縱向和橫向通道分別進行飛行測試,驗證小型單旋翼無人直升機系統的構建是否能夠滿足系統建模與飛行控制研究內容對系統性能的要求.通過操縱手對小型單旋翼無人直升機的縱向通道進行掃頻輸入激勵,從圖3～6飛行測試結果可以看出,當操縱手對縱向通道掃頻輸入時,所構建的小型單旋翼無人直升機系統能夠在姿態角為±20°的劇烈飛行動作下穩定可靠的飛行,姿態角速率的變化范圍在傳感器的測量范圍內,整個飛行測試的動態過程飛行控制系統能夠精確的測量并實時記錄,通過多達20次的針對不同的測試通道進行的掃頻激勵飛行試驗,得到飛行測試結果表明,所構建的小型單旋翼無人直升機系統能夠在嚴峻和復雜的飛行條件下正常工作,滿足小型單旋翼無人直升機系統建模與控制方法的研究內容對系統性能的要求.

4 結束語

本文介紹了基于Raptor-50型航模直升機的小型單旋翼無人直升機系統總體設計方案以及系統的空中飛行平臺、數據傳輸設備和地面監控平臺的硬件配置與組成.通過對自主研制的小型單旋翼無人直升機系統進行多次外場飛行測試,飛行測試結果表明,所設計的系統能夠提供滿足動力學建模精度要求的飛行試驗數據,并且為飛行控制方法的研究和驗證提供了一個穩定、可靠的飛行平臺.

參考文獻：

[1] Office of the Secretary of Defense.Unmanned Aircraft Systems Roadmap 2005-2030.Washington DC,2005.

[2] 賀天鵬,曾洪江.無人直升機研制新進展[J].飛航導彈,2009,11:42-45.

[3] 徐明,劉澤坤.無人駕駛直升機發展研究[C].第十八界全國直升機年會,2002:13-18.

[4] 鄧寅喆,黃圣財,劉亮,等.超小型無人駕駛直升機研究現狀[J].機電一體化,2004,1:18-21.

[5] Gregg Buskey,Jonathan Roberts，Gordon Wyeth.A helicopter named dolly-behavioural cloning for autonomous helicopter control[C].2003 Australian Robotics and Automation Association,2003.

[6] S S Ge,B Ren,K P Tee,et al.Approximation-based control of uncertain helicopter dynamics[J].Control Theory & Application,2009,3(7):941-956.

[7] 李德根,裴海龍.Kalman濾波在無人直升機輔助試驗中的設計與實現[J].計算機工程與應用,2007,43(6):102-104.

[8] 徐玉,李平,韓波.微型無人直升機姿態測量系統設計與實現[J].浙江大學學報:工學版,2009,43(1):172-176.

[9] 李宏偉,張曉林,徐彬.無人駕駛直升機地面控制臺關鍵技術研究[J].遙測遙控,2005,26(1):66-69.