某小型低速靶機的應急保護系統設計

季 偉，王道波，汪 浩，周凌子，王博航

(南京航空航天大學自動化學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

無人機(UAV)如今已廣泛應用于民生，軍事，農業等社會各個方面。其中，軍用固定翼無人機在軍事演練，敵情偵測，武器試用中發揮了巨大的作用，而靶機屬于軍用無人機的一種，利用提前劃定好的航線自主飛行，或者通過手動操控的方式，讓靶機飛至導彈或者高炮的射界，為部隊提供實彈演練的動態標靶[1]。

靶機在惡劣的環境下飛行，往往會發生突發狀況，引起飛機的各種故障，比如在寒冷的高原可能會供電不足，海上遭遇風切變時發動機可能突然停車，荒漠或者山區GPS會失效，通訊會中斷等等，這些都會致使靶機無法再繼續飛行，這個時候保證飛機的安全回收就顯得至關重要[2]。本文以某小型低速靶機為平臺，以TI公司生產的TMS320F-28335微處理器為靶機的控制核心，構造了一種傘降式應急回收系統，并通過半物理仿真實驗加以驗證，最后成功應用到靶機的實際飛行當中。

1 飛控系統

靶機整個飛控系統的硬件可分為機載設備和地面設備2個部分。機載設備，顧名思義就是安裝在靶機上的設備器件，有作為控制核心的飛控機箱，用于通信的無線數傳電臺，采集靶機姿態信號的慣導，獲取靶機方位信息的GPS，還有驅動舵面的航模舵機，提供飛行動力的發動機等等。地面設備，包括地面電臺、操控盒和2臺工控機。

2臺工控機，一臺用作綜顯，顯示機載電臺下傳的遙測數據；另一臺用作操縱，通過對接操控盒來向靶機傳輸遙控指令，其界面和綜顯工控機一致，可與綜顯界面同步顯示遙測數據。

地面站測控程序立足于VC++6.0下的MFC功能進行開發編譯[3]，主要為實現遙控指令的發送和遙測數據的接收。遙測通信協議中包含了機載電壓、發動機轉速、靶機姿態信息、遙控遙測以及GPS的狀態位，這幾項數據的正常與否決定了靶機能否安全飛行，所以同樣也要作為觸發應急保護的關鍵因素。通過這些數據，操控手能隨時了解靶機的空中飛行狀態，及時有效地應對各種突發情況。飛控程序以控制律為核心，通過模塊化和層次化的設計理念，將設備功能和飛行模式進行了劃分，降低了系統中各功能模塊之間的耦合性，飛控系統結構如圖1所示。

圖1 飛控系統結構

圖1中，指令與模式管理模塊是對接收到的遙控指令進行解析，綜合傳感器數據獲取模塊是通過芯片TMS320F28335的AD采樣，ECAP捕獲等數據采集功能外設，以及IMU(組合慣導)，GPS(全球衛星定位)等外部傳感器，獲取飛控系統的內部狀態信息。各個模式下，依據不同的遙控指令或者有效的傳感數據，會進入到相應的控制模塊，繼而向外界的執行機構輸出一定的控制量，來實現穩定飛行的目的[4]。

其中，故障診斷與容錯模式，與回收模式相互獨立，故障診斷模式對傳感器采集到的數據進行監測，一旦查出飛控系統運行過程中在哪個環節或者模塊下出現了故障，會根據故障的類型和程度，做出相應的處理。

2 飛控故障識別與診斷模塊

2.1 故障處理與容錯策略

上電30 s后，便開始進入故障識別與容錯模式。在彈射起飛模式下，靶機的發動機油門處于最大開合狀態，副翼和垂尾的舵面回中，即飛控的橫向模式進入直飛模式。平尾舵面向上偏轉15°～20°，具體角度要視靶機發射架的發射軌道相對于地面的角度而定。因為從地面站界面可以實時了解靶機飛控系統的運行狀況，所以靶機從進入彈射起飛模式到點火升空這一時段所發生的故障是可規避的。一旦起飛之前從地面站知悉靶機出現問題，可以立即關閉飛控電源，排查故障或者更換飛機。

如果在靶機在發射升空之后出現問題，則要制定一系列的方案來對故障進行診斷及處理。常見的故障可分為元件故障、儀器儀表故障和執行器故障，根據故障性質,又可將其分為突變故障和緩慢故障。結合靶機在空中各種突發情況發生的可能性，制定故障識別及處理策略如下。

2.1.1 慣導姿態保護

當飛行時間大于30 s，且縱向模式未進入回收模式時，如果續航段靶機的俯仰角忽然大于45°或小于-30°，或者橫滾角大于60°，判斷慣導采集靶機姿態信號錯誤，為重大飛行隱患，則立即進入應急回收模式。

2.1.2 發動機轉速保護

飛行時間30 s內，靶機此時尚未進入續航段，倘若發動機轉速低于3 000 r/min，長達1 s，視為靶機動力不足。因為此時靶機傘降高度不夠，發動機設為預備停車狀態。

飛行時間30 s后，當飛行高度達到100 m，且縱向模式未進入回收模式，倘若發動機依舊是預備停車狀態，則表示發動機轉速低于3 000 r/min的情況較為頻繁，此時應急回收。

飛行時間30 s后，當縱向模式未處于回收模式，且發動機轉速低于3 000 r/min長達1 s。倘若此時通訊中斷，或者在20 s內仍然沒有接收到回收指令，則應急回收。

2.1.3 電源電壓監測保護

整個飛控的供電主要有2個渠道，一個是航空發動機供電，一個是電池供電。因為電池的電量有限，所以主要的電源來自發動機。因此，電壓監測的對象是來自發動機的供電電源。

因為空中飛行的時候電源的保證至關重要，所以從一進入故障診斷模塊，如果縱向模式沒有因為其他情況而處于回收模式，當電源電壓小于20 V時，飛控會立即進入應急回收模式。

如果靶機在空中飛行的時候，同時滿足以下幾個狀況，即飛行時間在30 s以上，飛機進入續航段；縱向模式未處于回收模式；橫向模式未處于返航模式；未發送返航指令，飛行未超時返航，且電臺也沒有發生故障；電源電壓小于21.5 V，但大于20 V；則靶機準備返航，橫向模式置于自動導航(航向)模式。這樣便能在飛控還有余電的情況下回到地面站附近，實施正常回收。正常回收與應急回收并無明顯差別，區別只在于發動機停車與開傘的準備時間延長了數秒，更為安全穩妥。

2.1.4 通訊中斷保護

當飛控電臺接收不到地面站傳來的遙控數據或者遙控數據幀校驗不通過，通訊狀態位則會置1，表示通訊異常。飛行30 s 進入續航段以后，若GPS也失效，則縱向模式進入正常回收模式，橫向模式進入直飛模式；若橫向模式不處于返航模式和自主模式，縱向模式不處于回收模式，那么當通訊中斷20 s以內，飛控將會進入平直模式，即所有舵面回中，靶機將以水平姿態直線飛行；當通訊中斷時間大于20 s，橫向模式進入自動導航模式，靶機將準備返航。

2.1.5 GPS失效保護

飛行時間30 s內，當GPS失效達到10 s以上，飛控進入預備傘降狀態；飛行時間30 s后，當飛控仍然處于預備傘降狀態，表示GPS依舊頻繁失效，即可判斷為靶機出現定位故障，飛控將同時進入直飛模式和應急回收模式；飛行時間30 s后，每次GPS失效時間長達1 s，當這種情況持續10次即被可視為GPS頻繁失效。此時若沒有新的指令傳來，在接下來的20 s以內，飛控進入平直飛行模式；20 s以后，橫向模式維持直飛模式，縱向模式轉入正常回收；如果無法判斷GPS所出現的故障是短暫的還是永久的，操作手可利用一些指令來維持靶機的當前飛行，等待GPS情況好轉。針對這種情況，增設了如下的容錯方案。

a.當GPS頻繁失效，此時若發送直飛指令或者偏航指令，飛機將以水平姿態直線飛 行或者空中盤旋而不會進入應急回收模式。

b.當GPS恢復正常時，一方面禁止飛控進入應急回收模式，另一方面清除飛控的預備傘 降狀態，準備應對下一次的GPS失效故障。

2.2 應急回收模式

無論是應急回收模式還是正常回收模式，一旦進入都表示靶機即將結束此次飛行。可靠的回收程序是靶機能安全著陸的關鍵。當然，小型靶機可以依靠操作員的操縱進行滑跑降落，但是在不具備跑道條件的野外，傘降就成為了理想的回收方式。應急傘降回收模式結構如圖2所示。

圖2 應急回收模式結構

靶機的應急回收程序是當靶機出現故障并被識別，或者是當地面站發送應急回收的遙控指令時開始執行。橫向模式，縱向模式分別進入直飛模式，平飛模式以平穩靶機的空中姿態，而后發送停車信號和開傘信號至發動機內的停車繼電器和開傘舵機。發動機停車，傘舵啟動，打開傘艙并拋傘，靶機實現傘降。

靶機著陸之后，需要發送切傘指令，通過電爆管來割斷靶機與降落傘之間的傘繩。這是因為降落傘落地后在風力的作用下會拖動靶機，這可能會將靶機拖離安全的著陸點，從而造成機體碰撞或者其他意外，損壞靶機內部重要設備。因此著陸之后，機傘分離是十分必要的。

2.3 DSP控制器的串口設置

基于DSP28335微處理器的飛控系統，具有多種片內外設功能。而GPIO作為DSP控制器最簡單的外設，同時也作為與外部模塊連接的基本接口[5]，在應急保護系統的設計當中，發揮著重要的作用。選用GPIO40和GPIO41并設置為普通的數字量輸出接口，作為停車信號與切傘信號的輸出引腳；選用GPIO0設置為EPWM1A的功能復用，作為開傘舵機控制信號的輸入引腳。

又由連續增減模式下載波周期的計算公式TPWM=2×TTBPRD×TTBCLK，將載波周期設定為20 ms。其中TPWM為載波周期；TTBPRD為定時器周期值；TTBCLK為計數時鐘周期。

圖3 停車與切傘控制電路

3 應急回收系統

3.1 停車與切傘控制

停車與切傘的控制電路如圖3所示，JP1和JP2是供電+12 V的繼電器，發動機停車 的控制過程是當停車信號從DSP_DO20輸出到芯片ULN2803的DO20腳，就會觸發停車繼電器JP1動作，使發動機的停車線接地，從而使發動機停車；切傘的控制流程則是當切傘信號從DSP_DO21輸出到DO21腳，觸發切傘繼電器JP2動作，使電爆管供電+12 V，從而切斷傘繩，實現降落傘與靶機的分離。

首先，因為驅動芯片ULN2803的推薦輸入電壓為+5 V，因此通過芯片74HCT245，將DSP輸出的控制信號的電平由3.3 V變換為5 V，輸出至ULN2803[6]。因為74HCT245引腳OE輸入低電平有效，因此從DSP選用一個GPIO，與OE相接，并在軟件中數值置0以輸出低電平。

當芯片74HCT245引腳DIR輸入低電平時，引腳Bn(n=1～8)為輸入，An(n=1～8)為輸出；當引腳DIR輸入高電平時，Bn為輸出，An為輸入。而當引腳OE通以高電平，則無論DIR輸入什么電平，An與 Bn之間都是高阻抗的關斷狀態。

因此將DIR通以+5 V的高電平，形成由An到Bn的通路。電平變換后的控制信號傳至 ULN2803，芯片內部結構是達林頓管，如圖4所示。

達林頓管是由2個NPN三極管組成，其極性由第1個三極管的極性決定，因此可等效為1個NPN三極管，如圖5所示。

三極管為硅管材質，特性是當輸入IN=0 V時，三極管截止關短；當0 V=0.7 V時，三極管

圖4 達林頓管

圖5 達林頓管等效結構

處于飽和狀態，即導通。ULN2803采用集電極開路輸出(輸出懸空)，大電流輸出的特性，可直接驅動繼電器等外接的控制器件。其中基極電阻起到限流的作用，防止過大的發射極電流擊穿三極管。

所用的繼電器型號為DS2Y-S-DC12 V。很明顯，當+12 V電壓與DO端之間之間形成壓降，之間的線圈就會通電產生磁場，使常開觸點2端與公共觸點4端閉合。通常，在繼電器1和8端之間需要再并聯一個續流二極管，防止斷電后線圈極高的反向電動勢破壞電子元器件。而引腳5、6、7端與引腳2、3、4端的結構功能一致。

停車繼電器與切傘繼電器DO端分別接于ULN2803的OUT5和OUT6，如圖6所示。

圖6 停車與切傘控制結構

當輸入端IN = 0 V時，三極管關斷，因為集電極輸出開路，所以OUT端電壓為+12 V，未在繼電器上形成壓降，繼電器未動作。

當輸入端IN = +5 V時，三極管飽和，相當于導線。由圖6可知，繼電器的線圈上將會形成+12 V的壓降。屆時繼電器動作，實現控制。

通過這樣的結構，DSP的數字信號輸出就能夠驅動繼電器，實現停車和切傘功能。需要注意的是，需將芯片ULN2803的COM腳接到電源+12 V的正極，也可人為地在繼電器上外接一個續流二極管。從圖上看，二者做法目的一致，都是為了防止外部斷電后，繼電器線圈瞬間所產生的極高的反向電動勢擊穿三極管，破壞芯片。

3.2 開傘舵的控制

像體型較小的靶機，因為降落傘比較小，所選用的拋傘機構也較為簡單，因此可以采取更簡便的控制方式來進行拋傘，實現傘降。

傘艙位于靶機機體的后半段，如圖7所示。首先，主傘在下，引導傘在上，將二傘疊好放置于傘包，再將傘包置于傘艙。采用扭簧裝置將艙蓋固定在傘艙的后端，扭簧會讓艙蓋向后彈開；其次，將航模舵機安裝在艙蓋的前端，舵機的轉片用來壓住艙蓋，關閉傘艙；最后，通過電臺遙控或者故障處理，給航模舵機輸出一定舵量，驅動齒輪，轉動轉片，打開傘艙。艙蓋彈起的同時拉動引繩，打開傘包，拽出引導傘。引導傘在靶機下落的慣性作用下充氣打開，將主傘拋出，實現靶機傘降[7]。

圖7 開傘舵結構俯視圖

所用Futaba型航模舵機供電+5 V，通過芯片74HCT245的電平變換，將DSP輸出的數字控制信號接入航模舵機的信號端。根據舵機的說明資料，齒輪轉動的角度與輸入到舵機信號端的PWM波脈沖寬度呈線性關系，舵機PWM信號周期20 ms，脈寬0.5 ～ 2.5 ms對應2.5% ～ 12.5%的占空比Duty_Radio。這10%的占空比區間就對應舵機齒輪180°轉動角度。因此，y=1 800x-45為轉角與占空比的線性關系，y代表舵機轉角，x代表脈寬調制波的占空比。

換言之，要想使轉片轉動多少度，就得在飛控當中設置輸出PWM波的相應占空比。舵機上電初始，輸出占空比為2.5%的PWM波，將舵機轉片轉至零位以關閉傘艙。一旦進入應急回收模式，轉片需要轉動90°以打開傘艙，這時則改變信號脈寬，向外輸出占空比為7.5%的PWM波。

4 半物理仿真及實際飛行試驗

半物理仿真實驗，是利用仿真機中已經搭建好的飛機數學模型，通過對接飛控計算機，來模擬靶機空中按照航線的飛行。

如圖8所示，飛控微處理器與仿真機之間進行遙測數據與仿真數據的交互，而仿真飛行所需要的轉速信號，姿態信號，GPS信號等則通過外部設備來提供，地面站與飛控通過無線數傳電臺來進行遙控遙測。在每次飛行仿真的過程中，通過一些操作，比如斷掉GPS信號，斷掉電臺通訊，降低供電電壓來觸發飛控當中的應急保護。根據開傘舵是否及時動作，表筆檢測切傘線是否得電，最終驗證應急系統有效，并將其應用到了靶機的實際飛行中。

圖8 仿真硬件連接

如圖9所示，靶機采用彈射起飛的方式，飛行中定高1 000 m，飛行時長8 min，在靠近7 min的時候降低高度，而后發送應急指令，靶機停車開傘，高度下降。

如圖10所示，在靶機降落初始，雖然下降速率在不斷增大，但是在最后的20～30 s下降速度趨于平穩。而現實中靶機只是支撐架損壞，機體并未受損，傘降系統到最后還是發揮了作用。由此證明，所設計的應急回收系統具有一定的實用性。

5 結束語

本文從飛控的故障識別與診斷策略入手，逐

圖9 實際飛行高度

圖10 實際飛行升降率

步介紹了應急傘降回收系統的功能結構和實現原理。對其進行半物理仿真實驗，之后再將應急方案應用到了小型靶機的實際飛行中，靶機最終回收成功。