無人機三維空域監(jiān)視系統(tǒng)設計

文/曹景真 汪濤 周鼎森

（中國民航大學 天津市 300300）

1 概述

在當前市場上，無人機體積小，飛行高度低，速度慢，在飛行過程中自由度大，其飛行狀態(tài)人為因素摻雜度高，無人機狀態(tài)信息不能有效獲取。本文基于4G通信技術，將無人機上搭載的傳感器數(shù)據(jù)實時傳輸?shù)椒掌鞫耍掌鞫司邆鋽?shù)據(jù)存儲和回放功能，對空域內裝載此系統(tǒng)的無人機形成全方位、多角度監(jiān)視。

2 系統(tǒng)組成

無人機三維空域監(jiān)視系統(tǒng)主要由飛行數(shù)據(jù)采集及4G網(wǎng)絡傳輸模塊、網(wǎng)絡服務器、飛行數(shù)據(jù)庫、上位機等四部分組成。圖1是系統(tǒng)總體設計結構框圖。飛行數(shù)據(jù)采集及4G網(wǎng)絡傳輸模塊集成了姿態(tài)傳感器、氣壓傳感器、GPS接收機等傳感器，是本系統(tǒng)的核心部分。將其裝載到無人機上，可實時采集飛行過程中無人機航向、姿態(tài)、高度、經(jīng)緯度數(shù)據(jù)，并通過4G網(wǎng)絡將以上信息傳輸?shù)骄W(wǎng)絡服務器端。網(wǎng)絡服務器接收到實時數(shù)據(jù)后，將數(shù)據(jù)存儲到數(shù)據(jù)庫中，便于實現(xiàn)前端上位機的數(shù)據(jù)解析顯示以及進行數(shù)據(jù)記錄回放功能。

在數(shù)據(jù)采集及傳輸過程中需要用到多種通信協(xié)議與傳輸方式，通過服務器實現(xiàn)數(shù)據(jù)暫存與超視距傳輸。其中傳感器與核心控制單元的數(shù)據(jù)傳輸方式為串口通信。MCU收到各傳感器采集數(shù)據(jù)后，需要對其進行解析、濾波等處理，同時判斷數(shù)據(jù)的有效性，只有有效數(shù)據(jù)才會上傳服務器，減小干擾造成的數(shù)據(jù)精度誤差。機載終端與網(wǎng)絡服務器采用TCP協(xié)議傳輸數(shù)據(jù)，通過給機載端設備進行編碼，通過特定格式的傳輸協(xié)議將數(shù)據(jù)上傳服務器端。

網(wǎng)絡服務器將接收到的數(shù)據(jù)包根據(jù)不同的無人機識別碼、飛行參數(shù)類型等分辨標準進行解碼、分類，對數(shù)據(jù)進行暫存，上位機提取數(shù)據(jù)庫中分類信息進行可視化處理，供用戶查看所有配置機載設備的無人機在一定時段內的實時狀態(tài)信息，有效實現(xiàn)無人機群的監(jiān)視。

3 系統(tǒng)硬件設計

圖1：無人機三維空域監(jiān)視系統(tǒng)構成框圖

圖2：系統(tǒng)硬件裝配圖

如圖2所示，系統(tǒng)中硬件部分采用的核心微控制器是意法半導體公司（ST公司）生產的STM32F405RGT6芯片，其以帶有FPU的ARM32位Cortex-M4為內核，最高工作頻率168MHz，擁有1兆字節(jié)的閃存和192+4Kbytes的SRAM，包括64-CCM（核心耦合閃存）數(shù)據(jù)的千字節(jié)內存；外圍延拓15個通信接口，其中3個I2C接口，4個USART/2個UART接口（傳輸速率10.5Mbits/s，支持ISO7816通信協(xié)議、LIN，IrDA接口和調制解調器控制），3個SPI接口(傳輸速率42Mbits/秒），2個CAN總線接口（2.0B有源），以及USB2.0全速設備/主機/OTG控制器接口；擁有17個定時器，最多12個16位定時器和2個32位定時器，每個定時器有多達4個用于輸入捕獲/輸出比較/PWM或脈沖計數(shù)的通道；64個I/O端口。與其他單片機相比擁有性能高、成本低、功耗低等特點，可滿足系統(tǒng)要求。

圖3：SIM7600CE通信子系統(tǒng)電路原理圖

圖4：定位子系統(tǒng)與姿態(tài)感測子系統(tǒng)設計

圖5：地面測試情況顯示

同時本系統(tǒng)還圍繞核心處理器搭建多個外圍硬件電路，用以保障數(shù)據(jù)采集與核心部分的正常工作；

實驗室安全是高等院校校教學和科研工作順利完成的先決條件，也是國家財產和實驗室活動人員安全的重要保證[1]。而醫(yī)學院校因為其專業(yè)特點，實驗室的安全管理顯得更為重要，由于其管理不善所引發(fā)的都是損失慘重的大事件[2-4]。比如，在2009年，浙江某所醫(yī)學高校誤將實驗室的一氧化碳氣體接到了學習室，從而導致一位在讀博士的無辜中毒死亡等事故。類似的眾多事件告訴我們： 現(xiàn)在的醫(yī)學院校實驗室安全管理體系比較落后，操作過程中存在較大的漏洞，必須通過完善其安全管理評價體系，在宏觀上減少管理上的疏漏，才能最大程度地避免和減少相關安全事故的發(fā)生。

（1）復位電路：選用的單片機復位模式為低電平復位，當單片機第7個引腳會收到一個短暫的低電平信號進行，核心控制部分自復位；

（2）供電電路：初始輸入電壓為直流5V，經(jīng)過MIC29302WU進行降壓處理，將電壓降至3.8V給SIM7600CE供電；同時在主控板上圍繞AMS1117電源芯片、兩個22uF電容等器件搭建5V-3.3V降壓電路，給STM32F405RGT6單片機提供3.3V供電電壓，保證其正常工作；

（3）下載電路；本主控板集成兩種下載方式；A:借助CH340芯片將USB信號轉化為TTL電平，寫入單片機。B:SWD模式下載，借助J-LINK下載器將SWCLK連接到PA14，將SWDIO連接到PA13，下載器提供3.3V參考電平，進行程序燒寫。

圖6：實際測試情況對比

圖7：飛行器實時姿態(tài)與偏轉角度

圖8：飛行器三軸加速度變化情況

由于無人機飛行過程中涉及飛行參數(shù)種類多、數(shù)據(jù)量大，并且在空域中需要監(jiān)視3架以上的無人機，所以在傳輸過程中一定要保證數(shù)據(jù)的有效傳輸，避免出現(xiàn)數(shù)據(jù)串擾。并且考慮其監(jiān)視功能，數(shù)據(jù)傳輸?shù)乃俣纫矐鄳^快。

為此在芯片選型上選擇SIM7600CE模塊，其具有標準的AT命令接口，可以提供GSM語音、短消息等業(yè)務，在GPRS模式下的數(shù)據(jù)上行/下行最大速率為85.6Kbps。并且SIM7600CE模塊的輸出信號需要經(jīng)過一8位雙向電壓電平轉換器（TXB0108PW）進行轉換，轉換為STM32單片機串口（USART1）可以捕獲到的信號。如圖3所示。

在監(jiān)視系統(tǒng)中，采用BDS/GNSS全星座定位導航模塊ATGM336H。其為中科微第四代低能耗GNSS SOC單芯片，支持的衛(wèi)星導航系統(tǒng)有：中國的北斗定位系統(tǒng)、美國的GPS、俄羅斯的GLONASS、歐盟的GALILEO以及衛(wèi)星增強系統(tǒng)等。它還可以同時接受6個衛(wèi)星導航系統(tǒng)的GNSS信號，可以實現(xiàn)聯(lián)合定位、導航和授時。在數(shù)據(jù)輸出方面，數(shù)據(jù)報文通過USART作為主要輸出通道，輸出模式按照NMEA0183協(xié)議格式輸出。

為獲取穩(wěn)定且精度高的姿態(tài)數(shù)據(jù)與高度數(shù)據(jù)，此子系統(tǒng)采用JY-901B模塊，其內置三軸加速度計、三軸角速度計、三軸角度計、三軸磁力計以及氣壓計。并且在傳感器上還集成了32位高性能的Cortex-M0內核處理器，可以進行狀態(tài)估計，同時進行動力學解算，使用卡爾曼濾波得出高精度、高性能的飛行數(shù)據(jù)。在數(shù)據(jù)傳輸方面可以選擇兩種傳輸方式：I2C和USART，其中I2C支持多機連接。在本設計中，我們使用了USART傳輸模式，與單片機的USART2進行數(shù)據(jù)交換。如圖4所示。

4 系統(tǒng)軟件設計

4.1 傳感器數(shù)據(jù)解析方法

5 測試結果與分析

5.1 地面靜態(tài)測試

將該系統(tǒng)放置于地面靜止，同時與上位機建立通信，將收到的數(shù)據(jù)按照對應數(shù)據(jù)類型進行分類呈現(xiàn)。通過圖5，上位機數(shù)據(jù)界面包含的數(shù)據(jù)類型有：時間信息、三軸加速度信息、磁場方向、周圍環(huán)境氣壓值及溫度值、GPS信息等。

5.2 飛行過程測試

在定位子系統(tǒng)測試時，將接收到的GPS信息通過串口發(fā)送給STM32單片機，經(jīng)過串口助手對傳輸數(shù)據(jù)進行讀取，如圖6所示串口接收到的經(jīng)緯度信息輸入到地圖中可以看到：定位地址與實際測試地點位置相符，差值在允許范圍內。

圖9：按飛行階段劃分的應急機制流

如圖7所示，當前飛行器的滾轉角（參數(shù)X）為45.54°，俯仰角（參數(shù)Y）為-10.90°，偏航角（參數(shù)Z）為-58.33°。

圖8左為測試時間內飛行器三軸加速度以及其在時間段內的變換情況，右半部分為監(jiān)視無人機飛行狀態(tài)顯示，當前狀態(tài)為向左轉彎。飛行航向指示見右下方。

6 系統(tǒng)預警機制設計

通過參照民航客機飛行特點以及相關飛行參數(shù)，我們設計出如圖9所示的應急機制流程，此流程將分為以下4個部分：

6.1 爬升階段

當民航客機爬升迎角超過一定值時，升力將會急速下降，導致飛機出現(xiàn)失速危險。所以在此系統(tǒng)中使用姿態(tài)傳感器解算出監(jiān)視無人機的迎角數(shù)據(jù)，當爬升迎角超過門限值時，此時上位機端會提示對應架次無人機出現(xiàn)失速風險。

當失速警告狀態(tài)被觸發(fā)時，可以通過人工操縱或者無人機反饋控制使其產生一個低頭動作，保持一定的升力繼續(xù)進行爬升。

6.2 巡航階段

當監(jiān)視無人機爬升到一定高度時，本系統(tǒng)將主要對無人機飛行時的速度參數(shù)、角運動參數(shù)進行監(jiān)視。

在速度監(jiān)視模式下，本系統(tǒng)在水平飛行速度、垂直升降速度參數(shù)上設置閾值；在角運動參數(shù)監(jiān)視模式下，本系統(tǒng)在側滑角、滾轉角速度、偏航角速度參數(shù)上設定閾值；在高度監(jiān)視模式下，本系統(tǒng)根據(jù)飛行環(huán)境中的地形參數(shù)設定高度限制范圍。

在此飛行階段，超出/不滿足對應模式下的閾值范圍都將會觸發(fā)應急機制，上位機也會彈出警告，提醒監(jiān)視員/操縱者采取措施。

6.3 進近階段

考慮到飛行環(huán)境的復雜性以及對受監(jiān)視無人機的保護作用，本系統(tǒng)設定下滑角限制包線，當超出此限制包線時，將不利于受監(jiān)視無人機的著陸。

同時，在下降過程中，考慮到突發(fā)因素以及飛行環(huán)境因素可能會對發(fā)動機產生影響，本系統(tǒng)中的加速度計部分將解算出受監(jiān)視無人機的垂直加速度。當無人機單發(fā)/多發(fā)失效時，垂直軸向加速度將出現(xiàn)急劇變化。

6.4 禁飛區(qū)攔截

根據(jù)現(xiàn)有地圖并參考飛行區(qū)域內機場給出的禁飛區(qū)域，本系統(tǒng)使用多個地理坐標點，劃定出一電子圍欄。當監(jiān)視無人機距離電子圍欄任一邊界500m時，上位機將彈出警告，提示入侵危險；當監(jiān)視無人機距離電子圍欄50m時，上位機將彈出緊急情況通告，提醒監(jiān)視員采取強制方式阻止無人機入侵。

7 結語

本文介紹了無人機三維空域監(jiān)視設計，從硬件部分元器件選型、核心控制單元及其外設電路設計，到飛行參數(shù)解算、上位機設計以及飛行狀態(tài)評估。將硬件設備搭載到待監(jiān)視無人機上，可以實現(xiàn)對無人機參數(shù)的實時傳回與狀態(tài)監(jiān)視，為當前無人機監(jiān)管領域提供有效的技術方案。

本系統(tǒng)設計仍然存在不足之處，比如硬件設計對于當前所有無人機的適配性還未形成完全評估，對于是否可以集成到無人機內部電路還有待考慮。在后續(xù)的研發(fā)中，本團隊將針對不同的無人機機型展開兼容性研究，盡可能將本設計與多個型號的無人機適配。