新型結(jié)構(gòu)的四旋翼無人機視覺導航半物理仿真平臺設(shè)計及試驗

黃峰, 王威雄, 林忠麟, 吳銜譽, 莊嘉權(quán)

(福州大學 機械工程及自動化學院, 福建 福州 350108)

0 引言

20世紀以來,四旋翼無人機由于低成本、高機動、小體積等特點,被越來越頻繁地應用在各種軍事任務中,例如戰(zhàn)場偵察、精準打擊以及空地協(xié)同等[1-4]。在復雜多變的戰(zhàn)場環(huán)境下,高精度導航技術(shù)尤其重要,其中視覺導航采用的視覺傳感器相比于傳統(tǒng)慣性導航的慣性測量單元,具有被動式、隱蔽性強、采集信息更加豐富的優(yōu)點。針對現(xiàn)有視覺導航算法大多精度低、穩(wěn)定性差的問題,需要在進行視覺導航算法的室外飛行試驗前,設(shè)計并研制四旋翼無人機視覺導航半物理仿真平臺,開展半物理仿真實驗驗證,在提高算法迭代速度的同時避免由于算法缺陷導致的飛行事故和經(jīng)濟損失。

當前無人機仿真系統(tǒng)主要可分為三類:數(shù)字仿真系統(tǒng)、硬件在環(huán)仿真系統(tǒng)以及半物理仿真系統(tǒng)[5]。無人機數(shù)字仿真系統(tǒng)可通過構(gòu)建三維模型以及仿真場景,實現(xiàn)無人機飛行的數(shù)字仿真。林傳健等[6]設(shè)計研發(fā)了一種無人機跟蹤系統(tǒng)仿真平臺,采用視景仿真軟件進行動畫顯示,將數(shù)學仿真軟件作為模型計算工具,還原了實際無人機飛行跟蹤的場景。數(shù)字仿真在飛行航機規(guī)劃以及飛行仿真演示等領(lǐng)域也有著廣泛運用[7-8]。完全基于計算機的數(shù)字仿真系統(tǒng),雖然能夠大幅度降低成本,但是通常忽略了實際無人機系統(tǒng)中各個物理元件間的交互所產(chǎn)生的影響,因此仿真結(jié)果通常與實際情況偏差較大。

硬件在環(huán)仿真系統(tǒng)是指將需要仿真部分的硬件放入數(shù)字仿真回路中進行仿真[9-11]。例如分布式架構(gòu)KASSANDRA,可以實現(xiàn)不同仿真工具之間的通訊,真實的硬件實體可以與仿真實體無縫銜接,達到更準確的仿真[12]。國內(nèi)的國防科技大學也研發(fā)出了KDRTS/YH_ASTAR/YH-SUPE等,可以支持復雜的硬件在環(huán)回路仿真,并可以與數(shù)學仿真軟件進行通訊[13]。這類仿真系統(tǒng)有著確定性的實時仿真能力以及數(shù)據(jù)采集能力,結(jié)合計算機仿真技術(shù)可以更真實地模擬出飛機在不同環(huán)境下的飛行狀況驗證。硬件在環(huán)仿真系統(tǒng)中使用計算機模型代替部分傳感器或執(zhí)行機構(gòu),與真實傳感器存在較大的誤差,且這類系統(tǒng)無法提供真實世界的視覺反饋,不適用于無人機視覺導航試驗。

半實物仿真系統(tǒng)是指采用仿真設(shè)備來模擬試驗對象或試驗物理環(huán)境,并以物理模型、數(shù)學模型聯(lián)合開展仿真實驗的系統(tǒng)。半物理仿真可以將飛行系統(tǒng)中無法用數(shù)學模型準確描述的部分直接用實物引入。無人機的飛行運動特性模擬也是半實物仿真的重點,常用三軸轉(zhuǎn)臺和五軸轉(zhuǎn)臺對飛行器的飛行姿態(tài)進行模擬。美國研發(fā)的S-458R-5Se型紅外、激光仿真轉(zhuǎn)臺,其模擬轉(zhuǎn)角精度可以達到2″[14]。2018年,韓國延世大學利用動作捕捉相機和兩個氣動航天模擬器,在光滑的鋁表面模擬航天器推力控制,驗證自主導航算法試驗[15],但是這套系統(tǒng)缺少Z軸運動模擬以及X軸和Y軸的轉(zhuǎn)動。國內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學、中國航空工業(yè)303所等研究機構(gòu)也相繼研發(fā)出了三軸轉(zhuǎn)臺、四軸電動轉(zhuǎn)臺以及電液控制的五軸轉(zhuǎn)臺[15-17]。國內(nèi)外現(xiàn)有的大型轉(zhuǎn)臺由于自由度的限制,大多只能用于實現(xiàn)飛行姿態(tài)的模擬,不能對飛行軌跡和飛行場景進行模擬,不適用于無人機視覺導航算法驗證。

針對上述問題,本文開展適用于四旋翼無人機視覺導航的半物理仿真平臺新型結(jié)構(gòu)設(shè)計和研制,平臺的機械結(jié)構(gòu)可以保證在4.0 m×2.0 m×1.4 m的三維空間范圍內(nèi)四旋翼無人機的飛行姿態(tài)模擬與飛行軌跡的真實復現(xiàn);在半物理仿真平臺底部放置具有不同軍事場景紋理信息的仿真沙盤,實現(xiàn)真實飛行場景模擬,利用控制系統(tǒng)可按比例在室內(nèi)開展飛行模擬實驗;仿真平臺的控制系統(tǒng)基于EtherCAT總線,保證反饋的實時性,同時基于Qt與Open Inventor軟件開發(fā)了無人機實時飛行動畫模擬系統(tǒng),實現(xiàn)了飛行軌跡實時顯示。

1 四旋翼無人機特性和動力學模型

首先建立四旋翼無人機的動力學模型,分析其運動規(guī)律。接著根據(jù)飛行特性,設(shè)計合適的機械結(jié)構(gòu)并進行力學性能分析。

1.1 四旋翼無人機動力學模型

如圖1所示,建立慣性坐標系OXYZ以及四旋翼坐標系O′rio,圖1中M1、M2、M3和M4分別表示四旋翼各個軸上的驅(qū)動電機,F1、F2、F3和F4分別表示4個電機產(chǎn)生的升力。

圖1 四旋翼無人機力學分析

為了簡化計算,將慣性坐標原點與無人機坐標系原點重合。根據(jù)四旋翼無人機的飛行動力學可以得出四旋翼的姿態(tài)方程[18]為

(1)

式中:φ為橫滾角;θ為俯仰角;ψ為偏航角;Ixx、Iyy和Izz分別為四旋翼無人機在其坐標系下的各軸轉(zhuǎn)動慣量;L為電機旋轉(zhuǎn)中心到四旋翼坐標系原點的距離;τ為轉(zhuǎn)動空氣阻力系數(shù);j=1,2,3,4,表示對應的M1、M2、M3、M4;ωj為各旋翼電機的旋轉(zhuǎn)速度,j=1,2,3,4。

無人機位置數(shù)學模型為

(2)

式中:ρ表示升力系數(shù);m為無人機的質(zhì)量;k1、k2和k3分別為沿r軸、i軸和o軸方向的空氣阻力系數(shù);d1、d2和d3表示無人機沿著r軸、i軸和o軸方向的系統(tǒng)擾動;g為重力系數(shù)。

由式(1)、式(2)分析可知,四旋翼無人機在三維空間內(nèi),只要其運動狀態(tài)發(fā)生改變,其姿態(tài)也要隨之改變。因此,為了模擬無人機的飛行,需要設(shè)計出在一定空間內(nèi)具有6自由度的機械結(jié)構(gòu)。

1.2 機械結(jié)構(gòu)設(shè)計

為了更好地進行無人機的試驗,本文在傳統(tǒng)三軸轉(zhuǎn)臺的基礎(chǔ)上增加了三軸桁架,使其具備3個方向的直線位移能力,搭建可以在一定空間內(nèi)擁有6自由度的無人機仿真平臺。其三維結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 機械結(jié)構(gòu)

在模擬四旋翼無人機飛行時,由于三軸轉(zhuǎn)臺末端需要搭載光學前端,且轉(zhuǎn)臺在運轉(zhuǎn)時會受到轉(zhuǎn)動慣量的影響,對轉(zhuǎn)臺的結(jié)構(gòu)強度提出了一定的要求。如圖3(a)所示的傳統(tǒng)三軸轉(zhuǎn)臺大多是放置在地面上的,如果采用增大機架體積的方法來保證其結(jié)構(gòu)強度,則會導致轉(zhuǎn)臺質(zhì)量增加。本文對傳統(tǒng)轉(zhuǎn)臺結(jié)構(gòu)進行改進,在不改變其承載能力的情況下實現(xiàn)輕量化設(shè)計,如圖3(b)所示。當三軸轉(zhuǎn)臺懸掛在桁架上轉(zhuǎn)動時,外框架所承受的載荷最大,對其進行有限元分析可以得到圖4所示的結(jié)果,在承受最大載荷時,其末端形變僅為1.14×10-7mm,力學性能滿足高精度仿真的需求。

圖3 轉(zhuǎn)臺機械結(jié)構(gòu)圖

1.3 耦合動力學模型

本文設(shè)計的仿真平臺機械結(jié)構(gòu)主要由三軸桁架系統(tǒng)和三軸轉(zhuǎn)臺系統(tǒng)兩個子系統(tǒng)組成,如圖5所示。

三軸轉(zhuǎn)臺系統(tǒng)的3個旋轉(zhuǎn)框架之間存在耦合關(guān)系,彼此之間的運動相互影響。耦合主要包括慣量耦合和動力學耦合。慣量耦合是指在轉(zhuǎn)臺運動期間,其轉(zhuǎn)動慣量在一定范圍內(nèi)變化;動力學耦合是指各框架之間慣性力矩的交叉耦合和陀螺效應。因此需要對各軸之間的耦合進行計算。圖6表示三軸轉(zhuǎn)臺3個軸之間的坐標關(guān)系,其中OXrYrZr為橫滾軸坐標系,OXiYiZi為俯仰軸坐標系,OXoYoZo為方位軸坐標系,α為橫滾軸繞OZr的旋轉(zhuǎn)角,β為俯仰軸繞OYi的旋轉(zhuǎn)角,γ為方位軸繞OZ的旋轉(zhuǎn)角。

圖6 三軸轉(zhuǎn)臺坐標變換示意圖

3個轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量矩陣分別為

(3)

(4)

(5)

首先分析橫滾軸,其中橫滾軸的安裝是對稱的,其框架慣量積為0 kg·mm2,因此其轉(zhuǎn)動慣量可以簡化為

(6)

根據(jù)計算得到橫滾軸坐標系相對于俯仰軸坐標系的轉(zhuǎn)動慣量矩陣:

(7)

式中:Pri為橫滾軸坐標系OXrYrZr投影到俯仰軸坐標系OXiYiZi的轉(zhuǎn)移矩陣,

(8)

因此,橫滾軸框架相對于俯仰軸OYi的轉(zhuǎn)動慣量為

JYri=JYrcos2α+JZrsin2α

(9)

同理,可以計算得到橫滾軸坐標系相對于方位軸OZo的轉(zhuǎn)動慣量為

JZro=JXrsin2β+JYrsin2αcos2β+
JZrcos2αcos2β

(10)

俯仰軸相對于方位軸的轉(zhuǎn)動慣量為

JZio=JXisin2β+JZicos2β-JXiZisinβcosβ-
JZiXisinβcosβ+JXisin2β

(11)

這樣,橫滾軸坐標系相對于軸OXr的轉(zhuǎn)動慣量為

JOXr=JXr

(12)

通過計算可以得到俯仰軸框架結(jié)構(gòu)(包括橫滾軸框架結(jié)構(gòu))相對于俯仰軸OYi的轉(zhuǎn)動慣量,即

JOYi=JYri+JYi=
JYi+JYrcos2α+JZrsin2α

(13)

由此可以推導出方位軸框架結(jié)構(gòu)(包括橫滾軸和俯仰軸的框架結(jié)構(gòu))相對于方位軸OZo的轉(zhuǎn)動慣量為

JOZo=JZo+JZio+JZro=JZo+JXisin2β+JZicos2β-
JXiZisinβcosβ-JZiXisinβcosβ+JXisin2β+
JXrsin2β+JYrsin2αcos2β+JZrcos2αsin2β

(14)

三軸相對各轉(zhuǎn)動軸的轉(zhuǎn)動慣量近似值如表1所示。

表1 三軸相對各轉(zhuǎn)動軸的轉(zhuǎn)動慣量近似值

(15)

式中:Pio為坐標系OXiYiZi投影到坐標系OXoYoZo的轉(zhuǎn)移矩陣;Pog為坐標系OXoYoZo投影到坐標系OXYZ的轉(zhuǎn)移矩陣。

當方位軸以角速度γ旋轉(zhuǎn)時,橫滾軸相對于大地坐標系產(chǎn)生的角速度矢量為

(16)

式中:Pro為坐標系OXrYrZr投影到坐標系OXiYiZi的轉(zhuǎn)移矩陣。

當俯仰軸以角速度γ旋轉(zhuǎn)時,橫滾軸相對于大地坐標系產(chǎn)生的角速度矢量為

(17)

式中:ωi為俯仰軸相對于大地坐標系的角速度。

根據(jù)矢量迭加原理可知,橫滾軸所在坐標系相對于大地坐標系的角速度ωr,等于方位軸所在坐標系相對于大地坐標系的角速度ωo、俯仰軸所在坐標系相對于方位軸所在坐標系的角速度ωio,與橫滾軸所在坐標系相對于俯仰軸所在坐標系的角速度ωri所引起的橫滾軸結(jié)構(gòu)相對于大地坐標系的矢量和:

(18)

同理,俯仰軸所在坐標系相對于大地坐標系的角速度ωi等于方位軸所在坐標系相對于大地坐標系的角速度ωo,與俯仰軸所在坐標系相對于方位軸所在坐標系角速度ωio所引起的俯仰軸結(jié)構(gòu)相對于大地坐標系的矢量和:

(19)

設(shè)H為剛體的動量矩,則

H=HXi+HYj+HZk=
JXωXi+JYωYj+JZωZk

(20)

式中:HX、HY和HZ分別表示剛體在X軸、Y軸和Z軸上的動量矩;i、j和k為X軸、Y軸和Z軸上的單位向量。

根據(jù)哥氏轉(zhuǎn)動定理,得到

(21)

(22)

聯(lián)立式(21)和式(22),得到剛體的歐拉動力學方程為

(23)

綜合求得:

(24)

(25)

(26)

1.4 交流伺服電機數(shù)學模型

交流伺服系統(tǒng)具有高轉(zhuǎn)矩比,能夠?qū)崿F(xiàn)系統(tǒng)的快速起動以及制動。本文所選電機為永磁交流伺服電機,根據(jù)文獻[19]得到電機的力矩公式:

(27)

Td=Pmψris

(28)

由于Pmψr為電機常數(shù),力矩公式簡化為

Td=kis

(29)

式中:k為交流伺服電機的力矩常數(shù),查閱電機產(chǎn)品手冊可知,橫滾軸與俯仰軸的力矩常數(shù)為4 kg·fm/A,偏航軸的力矩常數(shù)為4.2 kg·fm/A。此時交流電機可以簡化成直流電機模型,從而實現(xiàn)三相永磁同步電機的控制參數(shù)解耦,達到矢量控制的目的。聯(lián)立式(24)～式(26)和式(29),忽略極小量,可得

(30)

(31)

(32)

式中:Ir、Ii、Io分別表示橫滾軸、俯仰軸以及方位軸電機的輸入電流。設(shè)

(33)

則三軸轉(zhuǎn)臺的動力學系統(tǒng)可以轉(zhuǎn)換成如下形式:

(34)

(35)

(36)

由此可以看出,三軸轉(zhuǎn)臺是一個三輸入、三輸出的非線性系統(tǒng),并且各個轉(zhuǎn)軸之間相互耦合。因此,為了提高控制精度,需要對系統(tǒng)進行解耦計算。

1.5 解耦設(shè)計

根據(jù)文獻[20]可知,本文系統(tǒng)可以通過狀態(tài)反饋和動態(tài)反饋補償解耦。對于式(34),設(shè)

(37)

則有

(38)

(39)

(40)

將式(38)～式(40)作為動態(tài)補償和狀態(tài)反饋解耦網(wǎng)絡(luò)串聯(lián)在式(34)之前,則可以將系統(tǒng)化為

(41)

(42)

(43)

此時系統(tǒng)為輸入為φ1、φ2、φ3以及輸出為y1、y2、y3的單輸入單輸出系統(tǒng)。將解耦網(wǎng)絡(luò)串聯(lián)在控制網(wǎng)絡(luò)之中,如圖7所示。

圖7 解耦控制方案

2 控制系統(tǒng)設(shè)計

四旋翼無人機視覺導航半物理仿真平臺設(shè)計中最重要的一環(huán)是伺服控制系統(tǒng)?？刂葡到y(tǒng)要求響應快、精度高、魯棒性好,為此本文選擇基于EtherCAT總線進行實時控制系統(tǒng)的設(shè)計。

2.1 總體結(jié)構(gòu)

本文系統(tǒng)為多軸同步協(xié)同工作,以實現(xiàn)無人機飛行的模擬。如圖8所示,控制系統(tǒng)由工作站、英國翠歐TRIO公司PC-MACT EtherCAT總線控制器、日本哈默那科公司生產(chǎn)的哈默那科伺服電機組成。工控機上搭載著上位機,通過Ethernet和TRIO PC-MCAT總線運動控制器相連。運動控制器通過EtherCAT與I/O拓展器連接,以實現(xiàn)同時與6臺伺服電機驅(qū)動器相連,這樣可實現(xiàn)6臺電機同時轉(zhuǎn)動,達到模擬飛行姿態(tài)的效果。伺服電機使用日本哈默那科AC伺服電機,其擁有獨一無二的小型化設(shè)計以及中空孔結(jié)構(gòu)。執(zhí)行元件中央的貫通孔內(nèi)可穿過配線、配管、激光等,簡化了機械裝置的整體構(gòu)造。

圖8 控制系統(tǒng)總體架構(gòu)

針對四旋翼無人機仿真系統(tǒng)的控制模塊,本文系統(tǒng)將各軸獨立供電,并設(shè)計過載保護以及漏電保護。其桁架與轉(zhuǎn)臺的電氣設(shè)計如圖9所示。

圖9 電氣連接示意圖

2.2 電機負載

表2所示為三軸桁架的主要參數(shù),Z軸的負載最大,達到2 918.7 N,其中減速機的速比為7。經(jīng)計算,電機所承受的最大力矩為8.85 N·m,最大速度為2 519.98 r/min?？紤]到安全系數(shù)比,本文系統(tǒng)選用日本松下公司生產(chǎn)的MHMF402L1型電機。該電機最大輸出力矩達57.3 N·m,力矩利用率為33%;最大速度為3 000 r/min,速度利用率為84%,可以為Z軸提供穩(wěn)定的動力。同理,X軸與Y軸分別選用日本松下MHNF152L1型與MHMF03L1型伺服電機。表3為三軸轉(zhuǎn)臺架的主要參數(shù)。

表2 三軸桁架主要參數(shù)

表3 三軸轉(zhuǎn)臺架主要參數(shù)

由表3可以計算出角速度設(shè)計參數(shù)20(°)/s,換算成弧度,角速度ω為

(44)

若加速曲線按梯形加減速曲線,則對于快速運動的機械結(jié)構(gòu),其加速時間不應超過0.1 s。因此加速時間tac設(shè)為0.05 s,從0(°)/s加速到20(°)/s。這時加速度ωac為

(45)

轉(zhuǎn)臺的加速轉(zhuǎn)矩Tac為

Tac=Ixx×ωac=1.043×6.978=7.278 N·m

(46)

考慮到轉(zhuǎn)臺的負載轉(zhuǎn)矩TL=0 N·m,轉(zhuǎn)盤旋轉(zhuǎn)時軸承的摩擦轉(zhuǎn)矩較小,可忽略不計,若電機的機械傳動效率η=0.9,則電機的轉(zhuǎn)矩TM為

(47)

對于快速運動、頻繁啟停的電機,還需要校核等效轉(zhuǎn)矩。考慮最極限的情況,轉(zhuǎn)臺從正極限轉(zhuǎn)到負極限,再轉(zhuǎn)回到正極限,作為運行周期。由于轉(zhuǎn)臺的負載轉(zhuǎn)矩TL=0 N·m,顯然當勻速運動時間為0 s時平均轉(zhuǎn)矩最大,由于負載轉(zhuǎn)矩為0 N·m,估計等效轉(zhuǎn)矩仍然為加速轉(zhuǎn)矩。等效轉(zhuǎn)矩TRMS可以表示為

(48)

針對轉(zhuǎn)動的功能需求,本文系統(tǒng)選用日本哈默那科公司生產(chǎn)的SHA25A101S一體化AC伺服執(zhí)行元件。由于該驅(qū)動模塊采用減速比為101的諧波減速器,電機具有較大的等效轉(zhuǎn)動慣量。該電機可以提供約70 N·m的連續(xù)工作的轉(zhuǎn)矩,可以滿足轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)矩的要求。由于o軸在三個轉(zhuǎn)軸中承受的載荷最大,其他兩軸采用同型號電機也能夠滿足性能需求。

2.3 系統(tǒng)搭建

從控制系統(tǒng)架構(gòu)可以看出,對于各軸電機運作時,對其同步性、實時性以及精確度都有著極高的要求。EtherCAT總線控制技術(shù),其數(shù)據(jù)傳輸速度可以達到100 Mbit/s,是最快的工業(yè)以太網(wǎng)技術(shù);同時其對于數(shù)據(jù)幀的處理實時性很高,數(shù)據(jù)刷新周期小于100 μs,結(jié)合高精度的分布式時鐘,可以保證各從站節(jié)點設(shè)備的同步精度小于1 μs。

因此,本文選取英國翠歐公司生產(chǎn)的EtherCAT總線控制器PC-MCAT作為運動控制器。三軸轉(zhuǎn)臺部分選用美國科普利驅(qū)動器,該驅(qū)動器基于EtherCAT通信,且擁有極高的分辨率的A/D轉(zhuǎn)換器,可確保最佳的電流環(huán)路性能。三軸桁架部分采用日本松下公司生產(chǎn)的MDDLNT55BF驅(qū)動器與其配套伺服電機。與此同時,在直線導軌上安裝英國雷尼紹公司生產(chǎn)的HK-0400-0002光柵,反饋實時位置數(shù)值。系統(tǒng)實物如圖10所示。圖10中,三軸桁架下方空間搭建特種環(huán)境沙盤,用于模擬各類軍事場景航拍紋理,如圖10(c)所示。

圖10 系統(tǒng)實物圖

2.4 控制系統(tǒng)軟件架構(gòu)

平臺應用軟件分為控制模塊和飛行模擬模塊。如圖11所示,控制模塊主要基于TRIO PCMACT運動控制卡的底層控制指令,基于VS2017以及Qt軟件平臺實現(xiàn)一些基本的運動控制功能,以及無人機的姿態(tài)信息,轉(zhuǎn)換成TRIO BASIC語言并執(zhí)行。飛行模擬模塊將仿真平臺所傳回來的各軸信息,轉(zhuǎn)換成無人機動畫飛行模擬。

圖11 軟件架構(gòu)

如圖12所示,本文仿真系統(tǒng)可以實現(xiàn)對城市場景的三維地圖模擬,同時對實時飛行軌跡進行顯示。

圖12 實時動畫模擬

圖13所示為上位機程序運行流程圖。采用多線程并行的思路,將數(shù)據(jù)顯示、飛行動畫模擬、姿態(tài)計算以及指令轉(zhuǎn)換各自安置在所開辟的子線程中運行,各個線程之間通過Qt軟件平臺的槽信號進行數(shù)據(jù)通訊,保證了軟件運行的流暢性。其中線程2基于Open Inventor軟件,將仿真平臺各個信息轉(zhuǎn)換成無人機飛行姿態(tài)以及所模擬場景的空間位置,并顯示飛行軌跡。

圖13 軟件流程圖

3 仿真平臺精度測試及仿真實驗

對仿真平臺的重復定位精度、累計定位精度以及動態(tài)性能進行測試驗證,同時開展室內(nèi)外飛行對比驗證。

3.1 穩(wěn)態(tài)性能測試

為了測試仿真平臺的穩(wěn)態(tài)性能,本文采用激光干涉儀對三軸桁架的直線軸運行范圍、重復定位精度、累積定位精度、直線軸運行速度、直線軸運行加速度,以及三軸旋轉(zhuǎn)平臺的旋轉(zhuǎn)軸運行范圍、重復定位精度、轉(zhuǎn)軸運行速度、轉(zhuǎn)軸運行加速度進行測試。

三軸桁架精度測試方法:在X軸、Y軸和Z軸正負方向上循環(huán)連續(xù)測量。對每個目標位置在每一方向做3次趨近,用激光干涉儀測得實際到達位置,并計算出位置偏差。對于累計誤差,在某一軸上運動確定初始目標位置,并移動運動部件1 000 m,運動部件回到初始目標位置,用激光干涉儀測得實際到達位置,并計算位置偏差即為累積定位精度。

三軸轉(zhuǎn)臺精度測試方法:用激光干涉儀和配套分度臺校準回轉(zhuǎn)軸線,將分度臺安裝在旋轉(zhuǎn)軸線的中心位置,調(diào)整分度臺與回轉(zhuǎn)軸的回轉(zhuǎn)中心一致,使其徑向圓跳動值不大于0.02 mm。將角度反射鏡安裝在分度臺上,使角度反射鏡面與激光光束垂直,并將角度干涉鏡安裝在光路中,與角度反射鏡等高平行,平移激光頭使激光光束準直。設(shè)置控制系統(tǒng)的轉(zhuǎn)動速度,并確定目標位置、越程量、在目標點的停頓時間和循環(huán)次數(shù)。在r軸、i軸和o軸正負方向上循環(huán)連續(xù)測量。對每個目標位置在每一方向做3次趨近,由激光干涉儀測得實際到達位置,并計算出位置偏差。

圖14為三軸桁架重復定位精度。由圖14可知,對X軸、Y軸和Z軸分別進行重復測量3次,X軸重復定位精度可達0.033 mm,Y軸重復定位精度為0.012 mm,Z軸重復定位精度為0.004 mm。

圖14 三軸桁架重復定位精度

圖15為三軸轉(zhuǎn)臺重復定位精度。由圖15可知,對r軸、i軸和o軸分別重復測量3次,r軸重復定位精度為0.002°,i軸重復定位精度為0.002°,o軸重復定位精度為0.006°。

圖15 三軸轉(zhuǎn)臺重復定位精度

3.2 動態(tài)性能測試

如圖16所示,選定一條模擬飛行軌跡,將其轉(zhuǎn)換成TRIO BASIC指令后,讀取得到實際軌跡圖。經(jīng)過測量計算,三軸桁架的動態(tài)誤差為0.4 mm。

圖16 三軸桁架動態(tài)軌跡圖

為了更直觀地表示三軸轉(zhuǎn)臺動態(tài)旋轉(zhuǎn)角誤差,本文將3個軸的角度用三維空間坐標表示,如圖17所示。經(jīng)過測量計算,三軸轉(zhuǎn)臺的動態(tài)旋轉(zhuǎn)角誤差可以控制在0.04°以內(nèi)。

圖17 三軸轉(zhuǎn)臺動態(tài)旋轉(zhuǎn)角度圖

3.3 室內(nèi)外對比試驗

在完成室內(nèi)視覺導航算法仿真后,需要在室外真實環(huán)境下使用無人機進行算法驗證。本文使用的無人機為自主研發(fā)設(shè)計的基于Pixhawk飛控的四旋翼無人機,機身質(zhì)量為2.95 kg,軸距680 mm,最大起飛負載4 kg,最長飛行時間20 min。

使用半物理仿真平臺進行視覺導航后的仿真軌跡和室外進行視覺導航后的真實飛行軌跡,如圖18所示。室內(nèi)外飛行存在地圖縮放,室內(nèi)地圖與室外地圖的縮放比為1∶100。將室外仿真軌跡按比例進行縮小后與室內(nèi)飛行軌跡進行比較,平均誤差約為0.05 m,該結(jié)果表明半物理仿真平臺能夠有效地實現(xiàn)無人機視覺導航仿真。

圖18 仿真效果對比

4 結(jié)論

本文提出一種基于實時控制系統(tǒng)的6自由度四旋翼無人機視覺導航半物理仿真平臺,機械機構(gòu)包含三軸桁架和三軸轉(zhuǎn)臺,同時基于EtherCAT總線構(gòu)建實時控制系統(tǒng)。通過Qt與Open Inventor軟件將6軸的位置與角度信息轉(zhuǎn)換成無人機飛行動畫,實現(xiàn)實時軌跡跟蹤。三軸轉(zhuǎn)臺的重復定位精度達到0.006°,三軸桁架的重復定位精度達到0.033 mm,6軸聯(lián)動時動態(tài)誤差精度可達0.04°和0.4 mm。該系統(tǒng)能夠很好地滿足四旋翼無人機視覺導航的仿真測試需求,加速了視覺導航算法的優(yōu)化迭代,降低室外導航算法測試的成本。未來該平臺可為偽裝目標識別、動態(tài)目標追蹤等軍事試驗任務提供有力支撐。