折疊翼飛行機器人（D-UAV）控制系統研究

樊永超， 陸永華， 王代武

（南京航空航天大學 機電學院，南京 210016）

0 引 言

目前世界上的防空平臺主要是地面防空系統和艦載防空系統，空中的防御手段除了有限的機載防空導彈之外，再無其它。以色列裝備的“哈比”無人機作為一種多用途無人機，它可以通過攻擊敵方雷達輻射源以達到壓制、攻擊、摧毀敵方防空系統和打擊對方組織的地面防御系統。法國達索公司正致力于“鵠”系列技術驗證機的研制，目的是研發出一系列無人機，主要可分為陸軍的戰術無人機、用于高空長航時偵察的無人偵察機和無人戰斗機［1］。在2006年珠海航空展上中國無人機“翔龍”亮相，該機與美國RQ-4“全球鷹”類似，主要用于執行高空長航時偵察任務。本文設計的低空巡航自毀式無人機目前還無人研究［2］。

在近地空間布置一種折疊翼飛行機器人D-UAV（Deformable-Unmanned Aerial Vehicle）防御方陣，上下左右，每隔數百米就布置一個D-UAV單元，由這些單元節點組成，整體可移動，個體可懸停，垂直攻擊式的防御方陣體系。懸停狀態下，D-UAV懸停在空中等待指令信號，一旦發現目標由預警雷達發出控制信號，D-UAV立即收起旋翼，啟動尾部的固體火箭發動機，D-UAV就像導彈一樣去攻擊目標，屬于一種自毀式攻擊，對于沒收到攻擊信號的D-UAV可以反復回收利用，這樣一種UAV防御方陣對于近地敵機是一種極大的威脅。本文研究單個D-UAV的控制系統，從起飛、側飛、懸停等待、旋翼收起、攻擊一個完整的控制過程。

1 飛行原理

由直升機動力學知識可知，旋翼的拉力與當前飛行高度的空氣密度、旋翼的轉速、旋翼槳盤的半徑以及旋翼的拉力系數有關。

直升機空氣動力學公式［3］：

式中：T 為旋翼拉力，kg；ρ為空氣密度，kg·s2/m4；Ω 為旋翼角速度，1/s；R為旋翼旋轉半徑，m；CT為旋翼拉力系數；MK為旋翼反扭矩；mk為旋翼扭矩系數。

由拉力計算公式可知，旋翼拉力與旋翼轉速的平方、旋翼旋轉半徑成正比，其中旋翼的拉力系數CT與旋翼的翼型以及螺距有關，是一個復雜的參數，對于直升機上有些常用的旋翼翼型都可以通過查閱表格獲得，同樣mk也是通過查表獲得。本文所用的旋翼是一種常用的小型航模旋翼，旋翼升力與旋翼轉速、旋翼直徑、螺距等參數沒有明確的關系方程進行表述，因此，通過對旋翼進行測繪，獲得旋翼直徑、螺距值，然后通過仿真軟件進行旋翼升力計算。

試驗前期對旋翼拉力的計算進行了理論分析，主要運用數值分析，正交試驗，通過MATLAB仿真，歸納出旋翼拉力的經驗公式：

式中：F為旋翼拉力，N；n為旋翼轉速，r/min；d為旋翼旋轉直徑，m；k=sinα，α 為旋翼螺距。

如圖1所示，D-UAV機體坐標系（xyz）與地面坐標系（XYZ）之間存在3個運動角α、β、γ，利用角度關系可以列出運動學方程：

式中：x、y、z分別為地面坐標下的 3 個位移量；fx、fy為沿x、y軸方向運動的空氣阻力；m、J分別為D-UAV的質量和繞z軸的轉動慣量；TΣ為z軸方向的合力矩；g為重力加速度；F為上述經驗公式得出的旋翼拉力。

本文初步設計時估算出D-UAV的總質量4 kg（包括電源、傳感器、電機等各種元器件），總體外形如圖2所示，D-UAV長度365 mm，截面為圓形，圓半徑約51.5mm，槳盤直徑560 mm，旋翼轉速3 600 r/min，螺距 α=11.3°，總質量3.8 kg左右。

圖1D-UAV機體坐標與地面坐標

2 工作流程

設計的D-UAV結構如圖2所示。D-UAV包括圖2（a）的懸停狀態，以及圖 2（b）的攻擊狀態。整流帽結構是根據導彈飛行時的空氣力學特性設計的，一方面減小DUAV垂直向上發射時的空氣阻力，另一方面當D-UAV收到攻擊信號時，整流帽向下運動帶動旋翼折疊，實現旋翼收起的目的。大尾翼內裝有螺旋槳，通過電機帶輪帶動旋轉，目的是克服主軸電機旋轉產生的反扭矩，保持DUAV平衡。小尾翼一方面和大尾翼一樣也具有抵消扭矩的作用，另一方面當D-UAV向上發射時，可以旋轉小尾翼，改變飛行時的方向。

本文主要研究D-UAV的控制系統，實現D-UAV的起飛，懸停并且具有一定抗風能力，收到命令后能夠迅速地收起旋翼攻擊目標或著陸回收。如圖3所示D-UAV工作流程圖，研究的重點是D-UAV的穩定懸停，并且能夠抵抗風速小于4 m/s的側風影響。

圖2 D-UAV三維結構圖

圖3D-UAV控制流程圖

為了實現控制功能，我們搭建了硬件平臺。D-UAV控制系統主要由控制器、驅動單元、執行單元以及各種傳感器組成。如圖4所示，系統硬件結構框圖包括主控制器MCU（單片機），8通道2.4G無線接收器無線驅動單元，用于驅動各種舵機與直流電機，陀螺儀、無線數傳模塊用于測量、傳輸D-UAV的角度及角加速度信號以及供電模塊、地面控制接收器等。

圖4 系統硬件結構框圖

控制系統主要包括8通道2.4 G無線接收器和MCU主控制器。

如圖5所示，8通道2.4G無線接收器一共有8個輸出通道，D-UAV的控制使用到了其中5個通道。CH1、CH2連接控制D-UAV傾斜盤左向、右向舵機，這2個舵機控制著傾斜盤，從而實現D-UAV的任意方向的飛行。CH3控制D-UAV旋翼旋轉的電機-無刷直流電機，這種電機體積小，功率大，額定電壓12 V左右，輸入電流50 A，需要動力電池供電。CH4連接旋翼折疊舵機，CH4通道輸出信號，D-UAV就收起旋翼，啟動尾部火箭發動機，進行目標攻擊。CH6輸出PWM信號，此信號配合通道CH3同時輸出，控制D-UAV的偏航角。

圖5 D-UAV控制系統硬件連接

MCU一方面接受8通道2.4 G無線接收陀螺儀輸出的角加速度，根據這2個信號疊加輸出控制尾翼電機的PWM信號，其中用到模糊PID控制算法，使D-UAV既快又準地根據無刷直流電機的轉速變化去調節尾翼電機。同時MCU實時地將D-UAV的姿態角通過無線模塊NRF905傳輸到地面接收器并且顯示出來，便于試驗數據的采集與處理。

3 系統硬件設計

3.1 主控制器模塊

圖6為STM32最小系統引腳定義，圖中只給出了需要跟外設連接的部分。PA9、PA10的TX、RX與陀螺儀的串口接連，用于讀取陀螺儀繞三軸旋轉的角度、角速度以及角加速度，也可以讀取當前溫度值。PB12、PB13、PB14、PB15是STM32的SPI2片內外設接口，這4根引腳分別與無線NRF905的SPI接口連接，用于傳輸STM32從陀螺儀讀出的角度信號。PE7、PE8、PE9這3個引腳決定無線數傳模塊的工作模式。PD6用于檢測數據是否發送完，準備下一次數據發送等待信號。PB6是輸入捕獲2.4G無線接收器通道6的PWM信號，也是輸出PB0信號的重要依據之一。PB0引腳用于輸出控制尾翼直流電機的PWM信號，尾翼控制的精度以及響應的速率直接影響飛行器飛行的穩定性。

圖6 STM32最小系統

地面的接收器也是STM32F103VET6單片機最小系統，它除了控制地面無線接收器NRF905接收D-UAV的位姿信號外，還通過FSMC模擬8080接口控制TFT彩屏，用于實時地顯示接收到的三軸角度信號，便于數據的采集與處理。

圖7 NRF905無線模塊

3.2 無線通訊模塊

控制系統用到2種無線模塊：NewMsg-RF905無線收發模塊和FS-R8B 2.4 G 8通道接收器。

無線收發模塊NewMsg-RF905與MCU采用SPI接口連接，如圖7所示，可以通過編程控制PWR_UP、TRX_CE和TX_EN 3根引腳使其工作在4種模式：掉電模式；SPI編程模式；發送模式；接受模式。

當需要發送數據時，首先將PWR_UP、TX_EN拉高，置低TRX_CE使RF905進入編程模式，將需要發送的數據、接收器的地址分別寫入到發送寄存器、發送地址寄存器中，然后拉高TRX_CE，射頻寄存器自動開啟，數據打包后自動發送出去，發送完后數據發送完成引腳DR被置高，準備下一幀數據的發送。當需要接收數據時拉PWR_UP、TRX_CE，置低 TRX_CE，RF905 就會進入接收模式，RF不斷地監測，等待接收的數據，當監測到同一頻段的載波時，載波檢測引腳CD被置高，當接收到一個相匹配的地址時，AM引腳被置高，延時一段時間后接收完畢，RF905自動移去字頭、地址和CRC校驗位后，將接收數據完成引腳DR置高。RF905發送接收一幀數據的字節數可編程實現，最多可達32個字節。

無線接收器FS-R8B 2.4 G 8通道接收器和FSTH9X 2.4 G 9通道遙控器配合使用，用于控制方向舵機、無刷直流電機以及旋翼折疊舵機等。

圖8 FS-R8B 2.4 G 8通道接收器

FS-R8B 2.4G的8個通道輸出都是頻率50 Hz，高電平0～3.5 ms的PWM信號波。如圖8所示，CH3控制的是無刷直流電機的驅動器-電調，通過改變PWM占空比實現無刷直流電機調速，除此之外該通道還給此接收器供電，因此CH3具有雙向功能，輸出一般只接無刷電調，其他7個通道的功能是一樣的，必要時可以互換。CH3和CH6的輸出信號是同時改變的，變化的方向一致，變化的線性率可以設置。起飛時主軸無刷電機轉速逐漸提高，電機的輸出扭矩也逐漸加大，相應的CH6的輸出信號的占空比逐漸增大，主控制器收到的信號相應發生變化，通過軟件算法及時提高尾翼電機轉速，平衡無刷直流電機旋轉產生的扭矩，保持D-UAV穩定地飛行。

CH1、CH2分別控制方向傾斜盤左向舵機和右向舵機。這2個舵機連接著傾斜盤，通過控制傾斜盤的傾斜角度，實現D-UAV任意方向的飛行。舵機的輸出轉角與傾斜盤的方位角之間存在著非線性關系，需要通過復雜的數學計算，大量的試驗修正，才能獲得精確的數學表達式。舵機的最大輸出力矩、保持力矩以及剛度都會影響飛行的穩定性，本文傾斜盤的傾斜角控制在5°～10°之間，采用的2個方向舵機輸出力矩達到1.6 kg/cm。

CH4連接旋翼折疊舵機，輸出固定的占空比PWM信號，控制D-UAV旋翼收起。當D-UAV收到攻擊信號時，旋翼折疊舵機旋轉固定的角度，D-UAV立即收起旋翼，啟動尾部的固體火箭發動機，使目標附近的D-UAV垂直向上發射攻擊目標。旋翼折疊舵機需要克服大摩擦力矩，因此本文選用MG945舵機，輸出扭矩達12 kg/cm左右。

3.3 陀螺儀模塊

圖9 陀螺儀模塊

陀螺儀的作用是讀出D-UAV三軸的角度，角速度以及角加速度數值。角加速度是驅動尾翼直流電機的重要依據之一，此信號與CH6的輸出信號進行疊加，同時控制尾翼電機的轉速，使D-UAV穩定地懸停以及調整偏航角。角度信號通過無線RF905傳輸給地面工作站，實時地顯示出來，便于數據的采集與處理。如圖9所示，陀螺儀與MCU既可以采用串口通訊，也可以利用I2C接口，但是采用I2C接口通訊時無法讀出DUAV姿態值（角度值），所以本文選擇串口通訊。MCU無法輸出指令給MPU6050模塊，模塊的配置都是掉電保存的，上電后第3 s自動校準，校準后Z軸的角度會重新初始化為0。MPU6050輸出的每幀數據分為3個數據包，分別為加速度包、角速度包和角度包。3個數據包順序輸出，波特率通過上位機設置為115 200 kps時每隔10 ms輸出1幀數據，每個數據包輸出時都包含有標識這個數據包的標頭，通過標頭可以判別數據包的類型。

4 系統軟件設計

軟件部分實現D-UAV的起飛、懸停以及側飛，主要是陀螺儀的輸出信號、主軸無刷直流電機轉速以及尾翼電機控制信號三者之間的協調配合。懸停、側飛流程如圖10、圖 11所示。

如圖12所示，主程序初始后立即采集CH6的PWM信號并轉換為平均電壓ui，此時主程序查詢USART1是否產生中斷，如果沒有產生中斷，CH6的信號就直接控制尾翼，提高程序的快速性；如果產生中斷，在中斷服務程序中對陀螺儀輸出的信號進行處理，分別對3個數據包：角加速度、角速度、角度進行計算存儲返回。返回后主程序對ui、繞主軸的角度α和繞主軸的角加速度a¨進行模糊化處理去控制尾翼電機，圖10中TW為尾翼電機旋轉產生的扭矩，該扭矩主要是抵消主軸直流無刷電機旋轉產生的扭矩TZ，陀螺儀根據二者之差△T測出角度α和角加速度α¨，當繞主軸的角加速度、角度都為零時，D-UAV達到穩定狀態。

D-UAV飛到指定的位置還需要側飛，側飛的指令是由2.4 G FS-TH9X無線發送機和無線接收器FS-R8B控制。當需要側飛時FS-TH9X操作搖桿發出側飛指令，FSR8B收到信號后控制CH1、CH2輸出PWM信號，傾斜盤左向舵機和右向舵機分別轉過一定的角度，通過傾斜盤傾斜實現D-UAV指定方向的側飛。D-UAV從垂直起飛變換到側飛時，由于旋翼產生拉力方向改變，因此豎直方向產生的升力就變小，無法平衡重力，所以在傾斜的過程中要增大主軸無刷直流電機的轉速，提高旋翼產生的拉力，這個過程也叫做拉力補償，和懸停過程一樣，補償拉力的過程中也要相應提高尾翼電機的轉速，從而保持DUAV位姿。

圖10 懸停流程圖

圖11 側飛流程圖

圖12 控制系統框圖

5結 語

本文設計的D-UAV控制系統結合傳統的無線傳輸模塊，加入了嵌入式控制系統，在實現控制飛行功能的同時，使控制系統的穩定性和精度得到了提高，尤其在DUAV側風狀態下也能保持飛行的穩定性。通過大量的飛行試驗，反復修正CH6和CH3信號之間的關系，使DUAV成功排列出適用于低空防御的飛行方陣。

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