小型单旋翼无人直升机系统的设计与实现

周 健,洪 良，李文超

(1.西安工程大学 电子信息学院,陕西 西安 710048；2.墨尔本大学 工程学院，澳大利亚 墨尔本 3010)

无人直升机是由无线电遥控飞行或自主控制飞行的不载人直升机[1].除了具有有人驾驶直升机可垂直起降、空中悬停、朝任意方向飞行、不需要特定的起飞着陆场地和复杂的发射与回收系统的特点以外,还具有的技术特点和优势有:(1)适应性强、机动灵活、任务能力广泛;(2)无人员伤亡、体积小、造价低;(3)使用灵活、战场生存力强[2-3].无人直升机既能完成固定翼无人机无法完成的低速巡航等飞行任务,又能完成有人直升机不能执行的例如复杂气象、核放射、生化等危险飞行任务.无人直升机在未来战场上有着强劲的发展前景和潜力,成为了近年来无人机研究的热点.

小型单旋翼无人直升机是指机体部分由主旋翼——尾桨布局结构的无线电遥控直升机构成的无人驾驶飞行平台.缺乏精确的动力学模型以及适用于小型单旋翼无人直升机飞行特性的飞行控制系统是制约小型单旋翼无人直升机发展和实际应用的主要因素.欧美等发达国家通过多年的努力实现了无人直升机定点悬停与航点飞行的自动飞行任务,并且已经有成熟的型号和产品在军事和民用领域中广泛应用[4-5].虽然我国无人直升机系统一直在政府的资助下开展应用研究,但是至今尚未推出成熟的型号或产品,还处于研究的初级阶段.本文通过构建基于Raptor-50型航模直升机的小型单旋翼无人直升机系统,为对其飞行控制中所需解决的飞行器建模和飞行控制方法的相关理论与应用研究内容提供一个稳定、可靠和低成本的飞行测试平台.

图1 小型单旋翼无人直升机特征尺寸

1 控制系统总体设计

1.1 机体平台

小型单旋翼无人直升机的机体平台是在借鉴国内外各研究机构所选取无人直升机机体平台特点[6-8]的基础上,选取Raptor-50型小型单旋翼-尾桨布局航模直升机作为系统的空中飞行平台.Raptor-50型直升机具有成本低、可靠性高、通用性强和易于改造的特点.通过对Raptor-50型航模直升机进行改装并安装机载电子设备就完成了小型单旋翼无人直升机的飞行平台的搭建.图1为小型单旋翼无人直升机机体的特征尺寸,表1为小型单旋翼无人直升机的主要性能参数.

Raptor-50型航模直升机采用带有Bell-Hiller稳定副翼的双桨叶旋翼系统,该旋翼系统能够有效的减小旋翼高速旋转时因操控引起的陀螺效应,提高直升机飞行的稳定性和可操纵性.安装的动力系统经过实际的飞行测试,在不影响飞行安全和机动性的情况下,能够挂载2kg的机载电子设备.

表1 小型单旋翼无人直升机特征参数

1.2 控制系统

在小型单旋翼无人直升机系统方案设计时围绕着通用性、模块化和可扩展性这一设计思想,展开对各个功能部件的选型以及对整个系统的构建工作.小型单旋翼无人直升机系统由空中飞行平台、地面监控平台和数据传输通讯设备3部分组成.空中飞行平台包括小型单旋翼直升机机体、机载电子设备和机载电源;地面监控平台选用便携式PC计算机负责进行飞行状态和飞行任务监测与控制,选用蓄电池为地面监控平台提供电力保障;数据传输设备是小型单旋翼无人直升机接受飞行指令和发送飞行状态信息的媒介,系统选用了能够满足空-地遥测与遥控数据传输要求的低成本无线通讯模块.

2 系统组成

在小型单旋翼无人直升机系统架构设计和传感器选型时需要兼顾考虑系统建模与飞行控制对系统组成的性能需求.小型单旋翼无人直升机在传感器硬件选型时使用了体积小、重量轻的MEMS(Micro-electromechanical Systems)器件,飞行控制计算机的处理能力能够满足系统建模所需的飞行数据高速采集、飞行姿态解算以及飞行控制控制律解算的需求.小型单旋翼无人直升机系统结构组成如图2所示.

2.1 空中飞行平台

机载电子设备作为小型单旋翼无人直升机飞行控制的核心部分,不但需要对小型单旋翼无人直升机空中飞行时的三轴加速度、三轴角速度和地理位置等信息进行实时测量,而且还要具有飞行控制律实时解算和处理的能力.由于小型单旋翼无人直升机系统机体部分的载重能力有限,因此,在满足系统性能需求的前提下,机载电子设备和机载电源的功耗、体积、重量成为了系统设计与构建时所要考虑的关键内容.

2.1.1 飞行控制计算机 飞行控制计算机是机载电子设备的核心,它能够采集机载传感器测量得到的小型单旋翼无人直升机飞行状态信息,通过相应的姿态算法对其进行飞行姿态解算,同时采用相应的控制算法确定控制输入信号,控制执行舵机实现对小型单旋翼无人直升机的飞行控制[9].本系统选用TI公司的一款具有32位浮点型运算的数字信号处理器TMS320F28335作为飞行控制计算机的微处理器.

2.1.2 机载传感器 (1) 惯性测量单元(Inertial Measurement Unit,简称IMU).用来测量小型单旋翼无人直升机三轴角速率以及三轴加速度的装置.系统包含了两个双轴的加速度计传感器和三个单轴的角速率陀螺传感器,系统选用ADXR150型角速率陀螺仪和ADXL311双轴加速度计,分别采用16位的ADC对传感器信号进行信号采集,其中角速度分辨率为0.005°/s,加速度计的分辨率为0.1mg.

图2 小型单旋翼无人直升机系统结构组成

(2) 全球定位系统(Global Positioning System,简称GPS).利用GPS定位卫星,在全球范围内实时进行定位、导航的系统,GPS接收机通过一定的解算方法计算出小型单旋翼无人直升机所在地理位置的经纬度、高度、速度、时间等信息.系统用4Hz数据更新频率的GPS接收机,其单点定位精度小于3m,能够满足小型单旋翼无人直升机飞行控制对定位精度的要求.

(3) 高度空速测量传感器.采用气压高度计和超声波测距仪两种高度传感器分别实现对小型单旋翼无人直升机高空和低空高度信息的测量.气压高度计能够在较高的高度提供较为精确的高度信息,而在小型单旋翼无人直升机起降时则需要使用超声波测距仪来精确测量机体与地面的垂直距离,0.05m的测量精度能够保证小型单旋翼无人直升机自动起降时对高度的精度要求.空速测量传感器通过实时的测量小型单旋翼无人直升机在空中飞行时的大气动压来解算飞行速度,即空速.系统中选用ICS1230A型高度传感器,分辨率为0.1m、测量精度为±20m.选用ICS1210空速传感器,分辨率为1km/h,测量精度为±10km/h.

(4) 转速传感器:系统将霍尔元件安装于小型单旋翼无人直升机主轴的齿轮盘上,实现对主旋翼转速信息的实时测量,通过地面站显示的转速信息指导操纵手调整直升机遥控器油门输入曲线,使小型单旋翼无人直升机在不同的飞行模态下均能够保持恒定的转速.系统加装的霍尔传感器的分辨率为10r/min,测量精度为±50r/min.

(5) 磁航向传感器:利用地磁场效应测量小型单旋翼无人直升机飞行航向的传感器,同时,磁航向传感器测量的航向信息可以用来修正飞行控制计算机中的航姿解算部分的解算数据,减小惯性测量单元中惯性器件漂移所产生的误差.系统选用HMC5983磁航向传感器,它具有体积小、重量轻和测量精度高的特点.

2.1.3 机载电源 机载电源是指能够为飞行控制计算机、机载传感器和执行舵机提供稳定可靠的直流电源设备.就小型单旋翼无人直升机而言,较小的载重量使得在选择电源设备时应满足体积质量小同时蓄电能量大的电源设备,系统采用11.1V/1 500mA·h,质量为170g 的锂聚合物电池为机载电子设备供电,采用4.8V/1 500mA·h,质量为120g的镍铬电池为执行舵机供电,以确保飞行试验过程中飞行控制计算机的安全性和可靠性.

2.1.4 执行舵机 执行舵机是对小型单旋翼无人直升机进行操纵控制的执行机构,它是根据飞行控制计算机或操纵手的指令,实现对小型单旋翼无人直升机的飞行姿态和航迹的控制,系统选用成本低、体积小、质量轻的FUTABA S3001型舵机作为执行舵机.

2.2 数据传输设备

2.2.1 数据传输链路 数据传输链路负责机载电子设备与地面站之间的飞行数据传输任务,地面站系统的信息显示、数据存储、状态监控以及地面站向机载飞行控制系统发送飞行任务指令等功能.系统采用了两套UM96型半双工无线数据收发模块作为空-地数据传输通讯链路.

2.2.2 遥控收发链路 遥控收发链路由遥控发射器和接收机组成,它直接控制小型单旋翼无人直升机的执行舵机,实现备份控制模式功能.

2.3 地面监控平台

2.3.1 地面站 地面站实现对小型单旋翼无人直升机的飞行状态控制与综合信息显示、飞行任务规划、机载任务设备控制和数据分析等功能,它是人机交互的媒介,因此,在进行地面站系统设计时因考虑到交互界面设计的简洁性、开放性、互用性的需求,系统地面站以Windows为开发平台,使用Visual C++6.0开发环境,采用了基于MFC的文档/视图结构进行导航、飞行控制与飞行状态监控界面的编写.

2.3.2 供电系统 为了保障地面人员的生命安全,小型单旋翼无人直升机试验的飞行场地应尽可能的选择远离人员密集的地区,地面监控平台的供电系统应能够满足飞行试验的电力需求,综合考虑实际的单次飞行试验目的和飞行试验时间,系统在前期的飞行试验时选用12V/12AH的小型蓄电池.

2.3.3 遥控器 为了保证小型单旋翼无人直升机的飞行安全,在系统设计时需采用舵机模态切换实现自动飞行与操纵手飞行的快速切换功能.因此,操纵手所使用的遥控器除了具备满足航模直升机各控制通道数量的要求外,还必须能够提供一路舵机模态切换通道.系统采用FUTABA-FF9型遥控发射器实现对小型单旋翼无人直升机的备份控制.

3 系统飞行测试

图3 飞行试验记录的输入信号 图4 飞行试验记录的角速率信号

图5 飞行试验记录的加速度信号 图6 飞行试验记录的欧拉角

完成小型单旋翼无人直升机系统的构建工作后,针对系统建模的研究内容,开展了小型单旋翼无人直升机的外场飞行测试工作.首先需要确保小型单旋翼无人直升机系统地面调试正常,然后选取风力小于2级、能见度大于2km的天气状况时对小型单旋翼无人直升机的纵向和横向通道分别进行飞行测试,验证小型单旋翼无人直升机系统的构建是否能够满足系统建模与飞行控制研究内容对系统性能的要求.通过操纵手对小型单旋翼无人直升机的纵向通道进行扫频输入激励,从图3～6飞行测试结果可以看出,当操纵手对纵向通道扫频输入时,所构建的小型单旋翼无人直升机系统能够在姿态角为±20°的剧烈飞行动作下稳定可靠的飞行,姿态角速率的变化范围在传感器的测量范围内,整个飞行测试的动态过程飞行控制系统能够精确的测量并实时记录,通过多达20次的针对不同的测试通道进行的扫频激励飞行试验,得到飞行测试结果表明,所构建的小型单旋翼无人直升机系统能够在严峻和复杂的飞行条件下正常工作,满足小型单旋翼无人直升机系统建模与控制方法的研究内容对系统性能的要求.

4 结束语

本文介绍了基于Raptor-50型航模直升机的小型单旋翼无人直升机系统总体设计方案以及系统的空中飞行平台、数据传输设备和地面监控平台的硬件配置与组成.通过对自主研制的小型单旋翼无人直升机系统进行多次外场飞行测试,飞行测试结果表明,所设计的系统能够提供满足动力学建模精度要求的飞行试验数据,并且为飞行控制方法的研究和验证提供了一个稳定、可靠的飞行平台.

参考文献：

[1] Office of the Secretary of Defense.Unmanned Aircraft Systems Roadmap 2005-2030.Washington DC,2005.

[2] 贺天鹏,曾洪江.无人直升机研制新进展[J].飞航导弹,2009,11:42-45.

[3] 徐明,刘泽坤.无人驾驶直升机发展研究[C].第十八界全国直升机年会,2002:13-18.

[4] 邓寅喆,黄圣财,刘亮,等.超小型无人驾驶直升机研究现状[J].机电一体化,2004,1:18-21.

[5] Gregg Buskey,Jonathan Roberts，Gordon Wyeth.A helicopter named dolly-behavioural cloning for autonomous helicopter control[C].2003 Australian Robotics and Automation Association,2003.

[6] S S Ge,B Ren,K P Tee,et al.Approximation-based control of uncertain helicopter dynamics[J].Control Theory & Application,2009,3(7):941-956.

[7] 李德根,裴海龙.Kalman滤波在无人直升机辅助试验中的设计与实现[J].计算机工程与应用,2007,43(6):102-104.

[8] 徐玉,李平,韩波.微型无人直升机姿态测量系统设计与实现[J].浙江大学学报:工学版,2009,43(1):172-176.

[9] 李宏伟,张晓林,徐彬.无人驾驶直升机地面控制台关键技术研究[J].遥测遥控,2005,26(1):66-69.