多旋翼飛行器螺旋槳升力特性測試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

盧艷軍， 張曉東， 紀(jì)鵬飛， 王振威

(沈陽航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院， 沈陽 110136)

多旋翼飛行器螺旋槳升力特性測試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

盧艷軍， 張曉東， 紀(jì)鵬飛， 王振威

(沈陽航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院， 沈陽 110136)

以多旋翼飛行器的螺旋槳系統(tǒng)為實(shí)驗(yàn)對象，開發(fā)了螺旋槳動力特性測試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。系統(tǒng)由C8051F120單片機(jī)模擬手持遙控器發(fā)出PPM信號驅(qū)動和控制螺旋槳運(yùn)轉(zhuǎn)，借助杠桿機(jī)構(gòu)由懸臂梁測力傳感器采集升力信號，通過串行通信接口，由上位機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)顯示、存儲、分析和處理。上位機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)由Qt/QWT框架設(shè)計(jì)開發(fā)，支持跨平臺應(yīng)用，具備豐富數(shù)據(jù)分析與顯示功能，可根據(jù)用戶指令控制單片機(jī)系統(tǒng)運(yùn)行，設(shè)定下位機(jī)采集參數(shù)，并實(shí)時處理接收數(shù)據(jù)。該系統(tǒng)可用于微小型螺旋槳系統(tǒng)動態(tài)和靜態(tài)特性分析、建模與閉環(huán)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，為測試與控制類專業(yè)學(xué)生開設(shè)綜合性特色實(shí)驗(yàn)提供全新的實(shí)驗(yàn)平臺，亦可用于旋翼機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析。

多旋翼飛行器； 螺旋槳系統(tǒng)； 升力特性； 測試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

0 引 言

多旋翼飛行器通過機(jī)體上呈對稱分布的螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力和轉(zhuǎn)動力矩來實(shí)現(xiàn)空中的各種運(yùn)動。為保證系統(tǒng)響應(yīng)特性的一致性，盡可能減小由于驅(qū)動系統(tǒng)特性差異對控制系統(tǒng)造成的附加擾動，裝配前需對螺旋槳系統(tǒng)進(jìn)行測試。同時，多旋翼飛行器在高速平飛和接近地面時，螺旋槳會產(chǎn)生槳葉揮舞以及近地效應(yīng)等現(xiàn)象，升力也會發(fā)生變化[1-5]。目前，關(guān)于螺旋槳系統(tǒng)升力特性的研究很少。文獻(xiàn)[6-10]通過升力和旋翼的轉(zhuǎn)速測量，利用曲線擬合求得旋翼的升力系數(shù)。這些研究只簡單考慮了兩者之間的線性關(guān)系，實(shí)際上在低轉(zhuǎn)速與高轉(zhuǎn)速階段，兩者呈現(xiàn)出明顯的非線性關(guān)系。相對于升力和轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系，建立升力與轉(zhuǎn)速控制指令之間的關(guān)系對控制算法的設(shè)計(jì)更有意義。因此，本文設(shè)計(jì)一套測試系統(tǒng)，完成螺旋槳響應(yīng)特性和升力曲線的實(shí)驗(yàn)，研究和驗(yàn)證螺旋槳系統(tǒng)在不同環(huán)境下的升力特性。

1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

多旋翼飛行器螺旋槳升力特性測試系統(tǒng)由機(jī)械及傳感機(jī)構(gòu)、下位機(jī)測控單元和上位機(jī)系統(tǒng)構(gòu)成[11]，如圖1所示。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)如圖2所示。系統(tǒng)工作原理：

(1) 機(jī)械及傳感機(jī)構(gòu)。應(yīng)用杠桿原理將螺旋槳產(chǎn)生的升力轉(zhuǎn)換為向下的壓力，并作用于懸臂梁測力稱重傳感器，產(chǎn)生與升力成比例的電信號。

(2) 下位機(jī)測控單元。由單片機(jī)系統(tǒng)和信號調(diào)理電路組成，完成對螺旋槳系統(tǒng)的啟/停控制、速度驅(qū)動以及升力數(shù)據(jù)的實(shí)時高速采集，并通過串行通信上傳至上位機(jī)系統(tǒng)。

(3) 上位機(jī)系統(tǒng)。上位機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)運(yùn)行升力測試監(jiān)控軟件，能夠控制測試系統(tǒng)的啟動/停止、接收采樣數(shù)據(jù)并進(jìn)行實(shí)時曲線顯示、采樣數(shù)據(jù)歸檔及數(shù)據(jù)分析。此外傳感器壓力標(biāo)定以及電調(diào)油門校準(zhǔn)功能也集成在上位機(jī)軟件。

圖1 系統(tǒng)組成結(jié)構(gòu)圖

圖2 螺旋槳系統(tǒng)升力測試系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)示意圖

2 系統(tǒng)軟硬件設(shè)計(jì)

2.1 單片機(jī)測控系統(tǒng)

根據(jù)系統(tǒng)的功能要求，采用C8051F120單片機(jī)芯片，該芯片是完全集成的混合信號片上系統(tǒng)型MCU芯片。單片機(jī)測控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 單片機(jī)測控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

單片機(jī)測控系統(tǒng)軟件采用前后臺模式，由主循環(huán)模塊和3個中斷服務(wù)程序組成，其中：PCA0 ISR負(fù)責(zé)產(chǎn)生設(shè)定頻率的PWM信號，通過IO端口輸出；ADC ISR用于采集壓力傳感器數(shù)據(jù)；USART1 ISR用于同上位機(jī)通信，上傳采集數(shù)據(jù)和采集參數(shù)，接收上位機(jī)設(shè)定參數(shù)和運(yùn)行指令。3個中斷優(yōu)先級設(shè)定根據(jù)實(shí)時采集優(yōu)先原則，設(shè)置為PCA0最高，ADC轉(zhuǎn)換結(jié)束其次，串行通信最低。主循環(huán)模塊承擔(dān)命令/參數(shù)解析，啟停控制，參數(shù)設(shè)置，串行通信以及采集數(shù)據(jù)集中傳送等功能。軟件系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 單片機(jī)軟件結(jié)構(gòu)

2.2 傳感器信號放大電路

系統(tǒng)設(shè)計(jì)了兩級放大電路，將懸臂梁式測力傳感器輸出信號(0～50 mV)放大到符合 AD轉(zhuǎn)換器輸入范圍(0～3.3 V)。傳感器輸出的模擬電壓信號先由儀表放大器INA126PA進(jìn)行放大，再通過一級同相放大電路對信號進(jìn)行放大，電路如圖5所示。

圖5 傳感器信號放大電路

2.3 模擬遙控器PPM信號輸出

無線遙控器指令1幀PPM信號長度為20 ms，每個通道信號脈寬0～2 ms，變化范圍為1～2 ms，信號波形如圖6所示。PWM輸出模擬無線遙控器油門指令信號，占空比范圍5%～10%，占空比5%對應(yīng)油門最低值；10%對應(yīng)油門最高值。設(shè)定PCA高速輸出模式，產(chǎn)生占空比可調(diào)的PWM信號。PWM信號占空比參數(shù)由上位機(jī)設(shè)定，由測控單元緩存于PWM 占空比緩沖區(qū)。

圖6 無線遙控器PPM信號波形

2.4 串行通信協(xié)議

系統(tǒng)采用中斷方式進(jìn)行數(shù)據(jù)收發(fā)[12]，后臺程序與中斷服務(wù)程序之間設(shè)計(jì)接收緩沖區(qū)和發(fā)送緩沖區(qū)。由于監(jiān)控程序與測控單元要進(jìn)行指令和數(shù)據(jù)的雙向傳遞，故系統(tǒng)設(shè)計(jì)了串行通信協(xié)議。數(shù)據(jù)幀借鑒了PPP點(diǎn)對點(diǎn)通信協(xié)議的封裝格式，幀格式如圖7所示。

圖7 數(shù)據(jù)通信幀格式

采用7EH作為1幀的開始標(biāo)志，F(xiàn)FH作為1幀的結(jié)束標(biāo)志；指令碼為系統(tǒng)定義，如00H為查詢狀態(tài)，01H為啟動采集，02H為停止采集等等。數(shù)據(jù)1～4為傳送的數(shù)據(jù)內(nèi)容，可以為轉(zhuǎn)速設(shè)定值、壓力采樣值、PWM 占空比等。若信息域中出現(xiàn)7EH，則轉(zhuǎn)換為(7DH，5EH)2個字符；當(dāng)信息域出現(xiàn)7DH時，則轉(zhuǎn)換為(7DH，5DH)。

3 PC機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

監(jiān)控系統(tǒng)采用了跨平臺特性的Qt應(yīng)用程序框架，良好封裝機(jī)制使Qt模塊化程度高、重用性好，具有豐富的API資源，獨(dú)特的信號和槽機(jī)制為對象間消息傳遞提供了安全整潔的方式。根據(jù)系統(tǒng)功能需求，系統(tǒng)設(shè)計(jì)了螺旋槳系統(tǒng)控制模塊、電調(diào)校準(zhǔn)模塊、壓力標(biāo)定模塊、通信模塊、圖形顯示模塊、數(shù)據(jù)管理模塊、數(shù)據(jù)分析與處理模塊以及系統(tǒng)配置模塊，軟件系統(tǒng)功能結(jié)構(gòu)如圖8所示。

圖8 系統(tǒng)軟件功能結(jié)構(gòu)圖

3.1 基于有限狀態(tài)機(jī)模型軟件建模

有限狀態(tài)自動機(jī) (Finite State Machine，F(xiàn)SM)是表示有限多個狀態(tài)以及在這些狀態(tài)之間轉(zhuǎn)移和動作的數(shù)學(xué)模型。目前FSM已經(jīng)是軟件系統(tǒng)設(shè)計(jì)的核心模式之一。根據(jù)該測試系統(tǒng)的特點(diǎn)，本軟件設(shè)計(jì)采用FSM，根據(jù)系統(tǒng)應(yīng)用邏輯將系統(tǒng)規(guī)劃為不同的狀態(tài)表示，根據(jù)事件(傳感信號和用戶控制)驅(qū)動狀態(tài)切換。該建模方法對于測控系統(tǒng)的開發(fā)非常有效。通過有限狀態(tài)機(jī)把程序操作事件和應(yīng)用界面聯(lián)系起來，實(shí)現(xiàn)目標(biāo)-動作行為模式完成人機(jī)交互的過程。鑒于篇幅，這里給出了有限狀態(tài)機(jī)頂層狀態(tài)模型，如圖9所示。其中數(shù)據(jù)分析與處理作為另一主要功能模塊，留作擴(kuò)展開發(fā)。

圖9 FSM模型頂層狀態(tài)變遷圖

3.2 界面設(shè)計(jì)與圖形顯示

軟件界面采用左側(cè)功能樹，右側(cè)應(yīng)用操作頁面的結(jié)構(gòu)，以滿足測試系統(tǒng)操作邏輯較為復(fù)雜和功能多的要求。考慮到采集過程與數(shù)據(jù)分析處理過程的不同，左側(cè)功能樹設(shè)計(jì)Tab標(biāo)簽頁結(jié)構(gòu)，便于擴(kuò)展。采集過程標(biāo)簽頁包括“串口通信”“標(biāo)定校準(zhǔn)”“配置”“PWM手動設(shè)定”“PWM自動設(shè)定”“采集控制”以及“數(shù)據(jù)保存”二級菜單項(xiàng)，各二級菜單項(xiàng)下再分別設(shè)置功能項(xiàng)。各功能項(xiàng)的使能與失能由有限狀態(tài)機(jī)FSM模型控制，避免越序操作。各輸入項(xiàng)均配置正則表達(dá)式進(jìn)行輸入?yún)?shù)的過濾，避免參數(shù)超限失效。

數(shù)據(jù)的圖形顯示采用QWT(Qt Widgets for Technical Applications)開源程序包，方便實(shí)現(xiàn)各種功能豐富的圖形顯示功能。本軟件升力數(shù)據(jù)實(shí)時曲線顯示模式采用示波器模式，曲線由左至右滾動顯示，開發(fā)了多級放大功能，支持鼠標(biāo)選擇放大區(qū)域，多級放大，便于數(shù)據(jù)細(xì)節(jié)的觀察與分析。橫縱坐標(biāo)軸設(shè)置滾動輪，支持坐標(biāo)軸范圍的動態(tài)調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)坐標(biāo)軸動態(tài)縮放。

4 系統(tǒng)測試分析

螺旋槳系統(tǒng)升力測試系統(tǒng)安裝22.86 cm(9吋普通碳槳，1 MV直流無刷電機(jī)，好贏20 A電調(diào)，構(gòu)成一套動力系統(tǒng)，預(yù)估最大升力為3 kgf。采用BK-5 懸臂梁測力稱重傳感器。在開始測試之前，已完成壓力傳感器的校驗(yàn)和電調(diào)校準(zhǔn)過程。

為驗(yàn)證該系統(tǒng)的可行性，在該系統(tǒng)上完成了以下兩個項(xiàng)目的測試工作[13-15]。

(1) 測試項(xiàng)目1。采集信號的濾波與分析。

①信號采集與濾波。給定一個轉(zhuǎn)速，采集得到的螺旋槳升力信號如圖10所示。可見信號中含有高頻噪聲，分析可知，該噪聲由螺旋槳系統(tǒng)高速旋轉(zhuǎn)與氣流的相互作用產(chǎn)生。圖11為在傳感器放大電路增加巴特沃斯型二階低通模擬濾波器(LPF)濾掉高頻噪聲后的效果。

圖10 螺旋槳升力信號(含高頻噪聲)

圖11 螺旋槳升力信號(經(jīng)過低通濾波)

②濾波后信號響應(yīng)分析。 經(jīng)過低通濾波處理后，信號的高頻噪聲被去除，但由于低頻噪聲的動態(tài)特性具有較大的慣性，使得濾波處理后信號出現(xiàn)畸變。圖12為轉(zhuǎn)速階躍輸入后螺旋槳升力信號的響應(yīng)過程，圖13為經(jīng)過低通濾波后的響應(yīng)曲線。明顯看出，濾波環(huán)節(jié)使得響應(yīng)過程變得緩慢，上升時間明顯延長。

圖12 轉(zhuǎn)速階躍輸入后螺旋槳升力信號的響應(yīng)過程(無濾波)

圖13 轉(zhuǎn)速階躍輸入后螺旋槳升力信號的響應(yīng)過程(經(jīng)過低通濾波)

分析可知：要設(shè)計(jì)更加高效的數(shù)字低通濾波器才能有效解決低通濾波與響應(yīng)畸變的問題。

(2) 測試項(xiàng)目2。轉(zhuǎn)速持續(xù)線性增加時螺旋槳系統(tǒng)升力特性。

單片機(jī)系統(tǒng)采用16位PWM輸出，十進(jìn)制整數(shù)3 276～6 553對應(yīng)5%～10%占空比變化范圍，測試中，每個PPM周期(20 ms)，整數(shù)從3 276加1，持續(xù)增加到6 553。可見，轉(zhuǎn)速增加過程緩慢，測得的升力數(shù)據(jù)可以看作是靜態(tài)數(shù)據(jù)。升力曲線如圖14所示，圖中藍(lán)色線為PWM占空比；紅色線為螺旋槳升力曲線。PWM占空比從5%持續(xù)增加，直到5.30%，即圖中S點(diǎn)電機(jī)才開始低速旋轉(zhuǎn)，這之間表現(xiàn)為響應(yīng)死區(qū)。整體上看，升力曲線表現(xiàn)為一個S型曲線，即初始段(AA′—BB′)和末段(CC′之后)呈現(xiàn)飽和狀態(tài)，只有中間段(BB′—CC′)呈現(xiàn)線性關(guān)系，即螺旋槳升力L∝PWM占空比。

圖14 轉(zhuǎn)速持續(xù)線性增加時螺旋槳升力曲線

5 結(jié) 語

螺旋槳系統(tǒng)是旋翼機(jī)的動力系統(tǒng)，其升力特性是旋翼機(jī)設(shè)計(jì)與控制必須認(rèn)真考慮的重要因素。該升力特性測試系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)不同規(guī)格螺旋槳系統(tǒng)的升力特性測試，并對測試結(jié)果進(jìn)行對比分析，為特性建模以及多旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)；同時，利用該系統(tǒng)可以研究不同速度的側(cè)向氣流對螺旋槳升力特性的影響，并在此基礎(chǔ)上完成螺旋槳系統(tǒng)閉環(huán)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，以提高螺旋槳系統(tǒng)的響應(yīng)速度和準(zhǔn)確性。系統(tǒng)已獲得國家實(shí)用新型專利授權(quán)。實(shí)際測試表明，該系統(tǒng)能夠測試螺旋槳系統(tǒng)升力的靜態(tài)和動態(tài)響應(yīng)特性，系統(tǒng)響應(yīng)靈敏，測試精度高。且該系統(tǒng)可為測試與控制類專業(yè)學(xué)生開設(shè)綜合性特色實(shí)驗(yàn)提供全新的實(shí)驗(yàn)平臺。

[1] Powers C, Mellinger D, Kushleyev A. Influence of Aerodynamics and Proximity Effects in Quadrotor Flight[C]//Tomlin C J, Chen Y Q. Proceedings of International Symposium on Experimental Robotics, Quebec City, Canada, 2012: 17-21.

[2] Hoffmann G M. Precision flight control for a multi-vehicle quadrotor helicopter testbed [J]. Control Engineering Practice, 2011, 26(19): 1023-1036.

[3] Salih A L, Moghavvemi M, Mohamed H A,etal. Flight PID controller design for a UAV quadrotor.[J].Scientific Research and Essays, 2010, 5(23): 3660-3667.

[4] 羅東明，昂海松.傾轉(zhuǎn)螺旋槳飛行器槳葉的氣動設(shè)計(jì)研究[J].航空動力學(xué)報，2002,17(5):513-517

[5] 陳軍，楊樹興，莫靂.電動無人機(jī)動力系統(tǒng)建模與實(shí)驗(yàn)[J].航空動力學(xué)報，2009,24(6):1339-1344

[6] Hoffer N V, Coopmans C, Jensen A M. A Survey and Categorization of Small Low-Cost Unmanned Aerial Vehicle System Identification [J].Journal of Intelligent & Robotic Systems, 2014,74(4): 129-145.

[7] Elsamanty M, Khalifa A, Fanni M,etal. Abo-Ismail. Methodology for identifying quadrotor parameters, attitude estimation and control[C]// Waslander S L. Proceedings to International Conference on Advanced Intelligent Mechatronics (AIM). Wollongong, Australia: IEEE, 2013,1343-1348.

[8] Mahony R, Kumar V. Aerial robotics and the quadrotor [J].Robotics and Automation Magazine, 2012, 19(3): 19-24.

[9] Huang H M, Hoffmann G M. Aerodynamics and control of autonomous quadrotor helicopters in aggressive maneuvering[C]//Kim H J. Proceedings to International Conference on Robotics and Automation. Kobe, Japan: IEEE, 2009, 3277-3282.

[10] 唐智杰，劉平龍，羅 均，等. 一種螺旋槳綜合測試系統(tǒng)[P].中國專利：CN201410001553.9. 2014-04-23.

[11] 盧艷軍，張曉東，龔 鵬，等.旋翼飛行器螺旋槳升力測試實(shí)驗(yàn)臺[P].中國專利：CN201420293653.9. 2014-10-22.

[12] Lim H, Park J, Lee D. Open-source projects on unmanned aerial vehicles [J]. Robotics and Automation Magazine,2012,19(3): 33-45.

[13] 孫克勇，符秀輝. 基于STM32的四旋翼飛行機(jī)器人旋翼升力系數(shù)測[J].沈陽化工大學(xué)學(xué)報,2014，28(3):253-257.

[14] 吳大衛(wèi)，李寒冰，李書.微小型垂直起降飛行器升力螺旋槳實(shí)驗(yàn)[J].航空動力學(xué)報，2011，26(4):897-902.

[15] 饒康麒，劉小明，陳萬春.四旋翼飛行器姿態(tài)估計(jì)方法[J].電光與控制, 2015(5):25-28.

Experimental System for the Propeller Thrust Characteristics of Multi-Rotor Aircraft

LUYan-jun,ZHANGXiao-dong,JIPeng-fei,WANGZhen-wei

(School of Automation, Shenyang Aerospace University, Shenyang 110136, China)

An experimental system is designed and developed to test the thrust characteristics of the propeller of a multi-rotor aircraft. A remote control simulated by a C8051F120 MCU gives PPM signal to drive and control the propeller system, and then the thrust signal collected by a cantilever force cell by means of a set of mechanism like a lever is sent by serial communication to a PC monitor system for display, store, analysis and treatment. The monitor system on PC, which provides plenty of such functions as data analysis, display and logging，may manipulate the operation of the field MCU according to the instruction of user, set parameters to the MCU, and real-time deal the data received. The system could be used for the analysis of dynamical and steady behavior, modelling and control system design of the small or micro propeller propulsion system, and act as a teaching platform for setting up the general and distinct experiments for the measurement and control specialty students，or as an experimental system for design of a rotorcraft.

multi-rotor craft; propeller system; thrust characteristics; test experimental system

2016-04-14

遼寧省自然科學(xué)基金項(xiàng)目(2015020093);遼寧省普通高等教育本科教學(xué)改革研究項(xiàng)目(遼教發(fā)[2016]23號)；遼寧省教育科學(xué)“十二五”規(guī)劃項(xiàng)目(JG14DB327)

盧艷軍(1968-)，女，遼寧義縣人，副教授，碩士生導(dǎo)師，主要研究方向?yàn)轱w行器自主控制技術(shù)和系統(tǒng)測試技術(shù)。

Tel.:024-89726300；E-mail.:sylyj2004@126.com

張曉東(1971-)，男，遼寧朝陽人，副教授，研究方向?yàn)閷?shí)時嵌入式系統(tǒng)和飛行器測控技術(shù)。

E-mail: zhangxiaodong@sau.edu.cn

TP 206+.1

A

1006-7167(2017)01-0069-04