微型直升机旋翼主动控制系统设计

来源:用户上传      作者: 车畅,刘宏,罗华,曲明哲,杨冬霞

　　摘要：针对一种基于DSP的旋翼主动控制捷联姿态系统硬件结构设计方案进行了介绍。该系统主要由ENC-03微机械陀螺仪、MMA7260QT加速度计、HMC1043 数字罗盘及TMS320F2808 DSP组成。系统通过增加旋翼主动控制，增强姿态控制的稳定性。
　　关键词：数字信号处理器；微机械惯性器件；捷联姿态系统
　　中图分类号：V21文献标志码：A文章编号：1673-291X（2011）19-0314-02
　　
　　引言
　　由于微型直升机能完成固定翼无人飞机所不能完成的任务。在航空摄影、土地勘察和森林消防等领域有了广泛的应用，使用价值较高。
　　但与固定翼飞机相比，要实现无人直升机的自主飞行控制具有较大的难度。首先，直升机飞行控制系统是一个典型的强耦合多输入多输出控制系统，各变量间的耦合作用明显。其次，控制系统的稳定边界随飞行条件变化而改变，是一种典型的非定常控制系统。直升机的操纵稳定性差，舵面保持不变时不能保持稳定，必须依靠控制系统不断操纵实现随动稳定，是具有正极点的系统。
　　要使无人直升机有效执行飞行任务，尤其是超视距飞行，必须具备优良的飞行控制系统。
　　本课题提出微型直升机旋翼主动控制系统的设计概念，控制系统通过分析旋翼摆动情况获得当前的直升机受力情况。采用这种控制方式，系统可以直接获得侧风等扰动的信息，而不是在扰动导致偏航后进行纠偏。同时，旋翼受力分析可以直接实现姿态控制中各变量的解耦，简化了控制算法，减小了对系统处理器运算能力的要求。这种主动控制方式可以大幅度提高系统的控制稳定性，具有极强的抗环境扰动能力，在复杂的野外气象环境中具有较高的生存能力。
　　一、飞行平台选择与改进
　　直升机操控难度远远大于固定翼飞行器，选用合适的直升机作为飞机平台是很重要的。共轴双桨直升机与其他微型直升机相比具有飞行稳定、各控制量之间耦合较小的特点，比较适合作为本系统的飞行平台。
　　本系统采用了ESKYEK1H-E020共轴双桨直升机，与LAMA V4等共轴双桨直升机相比，旋翼直径大，抗风能力较强。但是动力不足加上机体刚性弱，为自动控制系统的设计带来了较大难度。设计中我们对EK1H-E020做了有针对性的改进：（1）采用铝合金CNC加工改进倾斜盘和中心座，提升稳定性和操控的准确性。（2）采用450R35-F无刷马达替代370有刷马达，增加动力性，减少电机火花对陀螺仪的干扰。（3）采用高刚性碳纤管加固机身，提高机身刚性，减小机身振动引起的划船效应对陀螺仪和加速度计的干扰，同时加快操控响应速度。（4）采用11.1V/ 2100mAh 20C聚合物锂电池，替代原有800mAh电池。增加续航能力。
　　经过上述改进，机体的性能有了大幅度的提升，总重量增加了约180g左右。
　　二、旋翼主动控制静态参量测试系统的硬件组成与设计要点
　　针对UMH目前研究所存在的问题，本课题组提出摈弃仅仅在机身安装姿态检测的传统设计思路，将传感器前移至UMH旋翼和十字盘。通过检测旋翼和十字盘的受力情况，可以直接分析出UMH的工作状态和外部扰动的变化，这样可以在机身姿态发生变化之前对外部扰动作出提前反应，提高系统的控制稳定性。这种设计方案将UMH的旋翼系统作为单独的控制对象，成为控制系统的内环，可以实现快速响应。姿态控制系统作为外环，完成系统姿态精确定位。由于系统分成两个部分，分别加以建模和控制，大大减低了建模的阶次，降低了工程中的设计难度，使先进控制算法更加容易实现，控制更为精确。
　　捷联姿态系统的硬件结构（如下页图1所示）。硬件系统主要包括惯性传感器部分、旋翼受力采集处理部分、DSP处理器部分及输出部分。惯性传感器部分包括正交配置的三个微陀螺仪和三个微加速度计。它们直接固联于运动载体上，测得信号是沿载体坐标系各轴相对于惯性空间的角速率和线加速度。旋翼受力采集。
　　微型直升机捷联姿态控制系统以32位DSP处理器TMS320F2808为核心，其运算性能达到100MIPS [1]。具有16 个通道的高分辨率脉冲带宽调制（HRPWM）输出，150 皮秒 （ps）分辨率。可在500KHz调制频率下实现13.4位分辨率，精度优于0.01%。
　　本设计中采用三个相互正交的ENC-03采集直升机三个方向的滚转角速度，并通过数字积分获得滚转角。
　　直升机平动信号采用MMA7260三轴加速度传感器测量，测量范围可以通过GS1和GS2在±1.5g-6g之间选择。在悬停或降落过程中时，GS1和GS2设置为00，测量范围为
　　±1.5g以减小积分误差。其他工作状态均设置为01，测量范围±4g。输出增加RC滤波器以滤除时钟噪声，剪切频率约10KHz。
　　旋翼主动控制静态参量测试系统由ARM cortex-M3芯片ST32F103RET6构成处理核心。通过六维力传感器测量直升机主轴六个自由度的受力情况，信号调理电路采用TLV2272双路低压轨至轨放大器设计。传感器输出送入剪切频率为1KHz的低通电路滤除噪声干扰，最后送入A/D采集[2]。采集后的数据通过SPI同步串口发送到DSP进行姿态稳定控制。同时为了方便调试和数据分析，ST32F103RET6控制器同时将采集到的力学数据通过USB接口传输到上位机进行分析。
　　三、调试及结论
　　目前主要对该系统进行了静力学测试。测试过程中，机身放在可调角旋转平台上，步进电机调整机身的倾角和转速。为了模拟侧风和切变风对系统姿态的影响，静力学测试中，采用了风扇对测试系统施加干扰。
　　软件设计中ARM 组成的力传感测试系统构成控制系统内环，对外界扰动做出快速反应。由DSP组成的捷联姿态控制系统构成外环控制系统，用来实现对姿态进行最终的稳定控制。
　　当侧风或切变风对机体施加扰动时，六维力传感器将扰动信号采集到ARM控制器进行力学分析。并将相应的调整量直接传输给舵机，控制十字盘改变旋翼倾角。同时将扰动数据和控制量通过USB和2.4G通信模块将传输到上位机。上位机根据上传数据计算传感器的平衡点和增益，将调整值下载到控制模块。
　　控制系统安装时应注意调整机身的整体平衡，并保证机身沿中心轴悬吊时DSP捷连控制板应保持水平。控制盒采用3级阻尼支撑结构，以减小较宽范围内机械振动对陀螺和加速度计的影响。
　　经测试，系统对侧风和切变风扰动有明显的抑制作用。在切变风速差为1m/s时，系统响应时间小于0.1s。侧风风速为1m/s时，系统响应时间小于0.3s。
　　通过初步实验，证明主动旋翼控制系统对扰动有抑制作用，可以加速系统平衡，减小扰动对系统姿态的影响。同时我们发现主动旋翼控制系统对切变风的抑制作用高于侧风影响，并且非线性。因此对主动旋翼控制系统的控制参数整定和非线性校正还需深入研究。
　　
　　参考文献：
　　[1]TI Instruments.TMS320F2808 Data Manual.Literature Number： SPRS230J，October 2003－Revised September，2007.
　　[2]Murata Manufacturing Co.Ltd. Piezoelectric Vibrating Gyroscopes，2006.
　　
　　[责任编辑 陈鹤]
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