折叠翼飞行机器人（D-UAV）控制系统研究

樊永超， 陆永华， 王代武

（南京航空航天大学 机电学院，南京 210016）

0 引 言

目前世界上的防空平台主要是地面防空系统和舰载防空系统，空中的防御手段除了有限的机载防空导弹之外，再无其它。以色列装备的“哈比”无人机作为一种多用途无人机，它可以通过攻击敌方雷达辐射源以达到压制、攻击、摧毁敌方防空系统和打击对方组织的地面防御系统。法国达索公司正致力于“鹄”系列技术验证机的研制，目的是研发出一系列无人机，主要可分为陆军的战术无人机、用于高空长航时侦察的无人侦察机和无人战斗机［1］。在2006年珠海航空展上中国无人机“翔龙”亮相，该机与美国RQ-4“全球鹰”类似，主要用于执行高空长航时侦察任务。本文设计的低空巡航自毁式无人机目前还无人研究［2］。

在近地空间布置一种折叠翼飞行机器人D-UAV（Deformable-Unmanned Aerial Vehicle）防御方阵，上下左右，每隔数百米就布置一个D-UAV单元，由这些单元节点组成，整体可移动，个体可悬停，垂直攻击式的防御方阵体系。悬停状态下，D-UAV悬停在空中等待指令信号，一旦发现目标由预警雷达发出控制信号，D-UAV立即收起旋翼，启动尾部的固体火箭发动机，D-UAV就像导弹一样去攻击目标，属于一种自毁式攻击，对于没收到攻击信号的D-UAV可以反复回收利用，这样一种UAV防御方阵对于近地敌机是一种极大的威胁。本文研究单个D-UAV的控制系统，从起飞、侧飞、悬停等待、旋翼收起、攻击一个完整的控制过程。

1 飞行原理

由直升机动力学知识可知，旋翼的拉力与当前飞行高度的空气密度、旋翼的转速、旋翼桨盘的半径以及旋翼的拉力系数有关。

直升机空气动力学公式［3］：

式中：T 为旋翼拉力，kg；ρ为空气密度，kg·s2/m4；Ω 为旋翼角速度，1/s；R为旋翼旋转半径，m；CT为旋翼拉力系数；MK为旋翼反扭矩；mk为旋翼扭矩系数。

由拉力计算公式可知，旋翼拉力与旋翼转速的平方、旋翼旋转半径成正比，其中旋翼的拉力系数CT与旋翼的翼型以及螺距有关，是一个复杂的参数，对于直升机上有些常用的旋翼翼型都可以通过查阅表格获得，同样mk也是通过查表获得。本文所用的旋翼是一种常用的小型航模旋翼，旋翼升力与旋翼转速、旋翼直径、螺距等参数没有明确的关系方程进行表述，因此，通过对旋翼进行测绘，获得旋翼直径、螺距值，然后通过仿真软件进行旋翼升力计算。

试验前期对旋翼拉力的计算进行了理论分析，主要运用数值分析，正交试验，通过MATLAB仿真，归纳出旋翼拉力的经验公式：

式中：F为旋翼拉力，N；n为旋翼转速，r/min；d为旋翼旋转直径，m；k=sinα，α 为旋翼螺距。

如图1所示，D-UAV机体坐标系（xyz）与地面坐标系（XYZ）之间存在3个运动角α、β、γ，利用角度关系可以列出运动学方程：

式中：x、y、z分别为地面坐标下的 3 个位移量；fx、fy为沿x、y轴方向运动的空气阻力；m、J分别为D-UAV的质量和绕z轴的转动惯量；TΣ为z轴方向的合力矩；g为重力加速度；F为上述经验公式得出的旋翼拉力。

本文初步设计时估算出D-UAV的总质量4 kg（包括电源、传感器、电机等各种元器件），总体外形如图2所示，D-UAV长度365 mm，截面为圆形，圆半径约51.5mm，桨盘直径560 mm，旋翼转速3 600 r/min，螺距 α=11.3°，总质量3.8 kg左右。

图1D-UAV机体坐标与地面坐标

2 工作流程

设计的D-UAV结构如图2所示。D-UAV包括图2（a）的悬停状态，以及图 2（b）的攻击状态。整流帽结构是根据导弹飞行时的空气力学特性设计的，一方面减小DUAV垂直向上发射时的空气阻力，另一方面当D-UAV收到攻击信号时，整流帽向下运动带动旋翼折叠，实现旋翼收起的目的。大尾翼内装有螺旋桨，通过电机带轮带动旋转，目的是克服主轴电机旋转产生的反扭矩，保持DUAV平衡。小尾翼一方面和大尾翼一样也具有抵消扭矩的作用，另一方面当D-UAV向上发射时，可以旋转小尾翼，改变飞行时的方向。

本文主要研究D-UAV的控制系统，实现D-UAV的起飞，悬停并且具有一定抗风能力，收到命令后能够迅速地收起旋翼攻击目标或着陆回收。如图3所示D-UAV工作流程图，研究的重点是D-UAV的稳定悬停，并且能够抵抗风速小于4 m/s的侧风影响。

图2 D-UAV三维结构图

图3D-UAV控制流程图

为了实现控制功能，我们搭建了硬件平台。D-UAV控制系统主要由控制器、驱动单元、执行单元以及各种传感器组成。如图4所示，系统硬件结构框图包括主控制器MCU（单片机），8通道2.4G无线接收器无线驱动单元，用于驱动各种舵机与直流电机，陀螺仪、无线数传模块用于测量、传输D-UAV的角度及角加速度信号以及供电模块、地面控制接收器等。

图4 系统硬件结构框图

控制系统主要包括8通道2.4 G无线接收器和MCU主控制器。

如图5所示，8通道2.4G无线接收器一共有8个输出通道，D-UAV的控制使用到了其中5个通道。CH1、CH2连接控制D-UAV倾斜盘左向、右向舵机，这2个舵机控制着倾斜盘，从而实现D-UAV的任意方向的飞行。CH3控制D-UAV旋翼旋转的电机-无刷直流电机，这种电机体积小，功率大，额定电压12 V左右，输入电流50 A，需要动力电池供电。CH4连接旋翼折叠舵机，CH4通道输出信号，D-UAV就收起旋翼，启动尾部火箭发动机，进行目标攻击。CH6输出PWM信号，此信号配合通道CH3同时输出，控制D-UAV的偏航角。

图5 D-UAV控制系统硬件连接

MCU一方面接受8通道2.4 G无线接收陀螺仪输出的角加速度，根据这2个信号叠加输出控制尾翼电机的PWM信号，其中用到模糊PID控制算法，使D-UAV既快又准地根据无刷直流电机的转速变化去调节尾翼电机。同时MCU实时地将D-UAV的姿态角通过无线模块NRF905传输到地面接收器并且显示出来，便于试验数据的采集与处理。

3 系统硬件设计

3.1 主控制器模块

图6为STM32最小系统引脚定义，图中只给出了需要跟外设连接的部分。PA9、PA10的TX、RX与陀螺仪的串口接连，用于读取陀螺仪绕三轴旋转的角度、角速度以及角加速度，也可以读取当前温度值。PB12、PB13、PB14、PB15是STM32的SPI2片内外设接口，这4根引脚分别与无线NRF905的SPI接口连接，用于传输STM32从陀螺仪读出的角度信号。PE7、PE8、PE9这3个引脚决定无线数传模块的工作模式。PD6用于检测数据是否发送完，准备下一次数据发送等待信号。PB6是输入捕获2.4G无线接收器通道6的PWM信号，也是输出PB0信号的重要依据之一。PB0引脚用于输出控制尾翼直流电机的PWM信号，尾翼控制的精度以及响应的速率直接影响飞行器飞行的稳定性。

图6 STM32最小系统

地面的接收器也是STM32F103VET6单片机最小系统，它除了控制地面无线接收器NRF905接收D-UAV的位姿信号外，还通过FSMC模拟8080接口控制TFT彩屏，用于实时地显示接收到的三轴角度信号，便于数据的采集与处理。

图7 NRF905无线模块

3.2 无线通讯模块

控制系统用到2种无线模块：NewMsg-RF905无线收发模块和FS-R8B 2.4 G 8通道接收器。

无线收发模块NewMsg-RF905与MCU采用SPI接口连接，如图7所示，可以通过编程控制PWR_UP、TRX_CE和TX_EN 3根引脚使其工作在4种模式：掉电模式；SPI编程模式；发送模式；接受模式。

当需要发送数据时，首先将PWR_UP、TX_EN拉高，置低TRX_CE使RF905进入编程模式，将需要发送的数据、接收器的地址分别写入到发送寄存器、发送地址寄存器中，然后拉高TRX_CE，射频寄存器自动开启，数据打包后自动发送出去，发送完后数据发送完成引脚DR被置高，准备下一帧数据的发送。当需要接收数据时拉PWR_UP、TRX_CE，置低 TRX_CE，RF905 就会进入接收模式，RF不断地监测，等待接收的数据，当监测到同一频段的载波时，载波检测引脚CD被置高，当接收到一个相匹配的地址时，AM引脚被置高，延时一段时间后接收完毕，RF905自动移去字头、地址和CRC校验位后，将接收数据完成引脚DR置高。RF905发送接收一帧数据的字节数可编程实现，最多可达32个字节。

无线接收器FS-R8B 2.4 G 8通道接收器和FSTH9X 2.4 G 9通道遥控器配合使用，用于控制方向舵机、无刷直流电机以及旋翼折叠舵机等。

图8 FS-R8B 2.4 G 8通道接收器

FS-R8B 2.4G的8个通道输出都是频率50 Hz，高电平0～3.5 ms的PWM信号波。如图8所示，CH3控制的是无刷直流电机的驱动器-电调，通过改变PWM占空比实现无刷直流电机调速，除此之外该通道还给此接收器供电，因此CH3具有双向功能，输出一般只接无刷电调，其他7个通道的功能是一样的，必要时可以互换。CH3和CH6的输出信号是同时改变的，变化的方向一致，变化的线性率可以设置。起飞时主轴无刷电机转速逐渐提高，电机的输出扭矩也逐渐加大，相应的CH6的输出信号的占空比逐渐增大，主控制器收到的信号相应发生变化，通过软件算法及时提高尾翼电机转速，平衡无刷直流电机旋转产生的扭矩，保持D-UAV稳定地飞行。

CH1、CH2分别控制方向倾斜盘左向舵机和右向舵机。这2个舵机连接着倾斜盘，通过控制倾斜盘的倾斜角度，实现D-UAV任意方向的飞行。舵机的输出转角与倾斜盘的方位角之间存在着非线性关系，需要通过复杂的数学计算，大量的试验修正，才能获得精确的数学表达式。舵机的最大输出力矩、保持力矩以及刚度都会影响飞行的稳定性，本文倾斜盘的倾斜角控制在5°～10°之间，采用的2个方向舵机输出力矩达到1.6 kg/cm。

CH4连接旋翼折叠舵机，输出固定的占空比PWM信号，控制D-UAV旋翼收起。当D-UAV收到攻击信号时，旋翼折叠舵机旋转固定的角度，D-UAV立即收起旋翼，启动尾部的固体火箭发动机，使目标附近的D-UAV垂直向上发射攻击目标。旋翼折叠舵机需要克服大摩擦力矩，因此本文选用MG945舵机，输出扭矩达12 kg/cm左右。

3.3 陀螺仪模块

图9 陀螺仪模块

陀螺仪的作用是读出D-UAV三轴的角度，角速度以及角加速度数值。角加速度是驱动尾翼直流电机的重要依据之一，此信号与CH6的输出信号进行叠加，同时控制尾翼电机的转速，使D-UAV稳定地悬停以及调整偏航角。角度信号通过无线RF905传输给地面工作站，实时地显示出来，便于数据的采集与处理。如图9所示，陀螺仪与MCU既可以采用串口通讯，也可以利用I2C接口，但是采用I2C接口通讯时无法读出DUAV姿态值（角度值），所以本文选择串口通讯。MCU无法输出指令给MPU6050模块，模块的配置都是掉电保存的，上电后第3 s自动校准，校准后Z轴的角度会重新初始化为0。MPU6050输出的每帧数据分为3个数据包，分别为加速度包、角速度包和角度包。3个数据包顺序输出，波特率通过上位机设置为115 200 kps时每隔10 ms输出1帧数据，每个数据包输出时都包含有标识这个数据包的标头，通过标头可以判别数据包的类型。

4 系统软件设计

软件部分实现D-UAV的起飞、悬停以及侧飞，主要是陀螺仪的输出信号、主轴无刷直流电机转速以及尾翼电机控制信号三者之间的协调配合。悬停、侧飞流程如图10、图 11所示。

如图12所示，主程序初始后立即采集CH6的PWM信号并转换为平均电压ui，此时主程序查询USART1是否产生中断，如果没有产生中断，CH6的信号就直接控制尾翼，提高程序的快速性；如果产生中断，在中断服务程序中对陀螺仪输出的信号进行处理，分别对3个数据包：角加速度、角速度、角度进行计算存储返回。返回后主程序对ui、绕主轴的角度α和绕主轴的角加速度a¨进行模糊化处理去控制尾翼电机，图10中TW为尾翼电机旋转产生的扭矩，该扭矩主要是抵消主轴直流无刷电机旋转产生的扭矩TZ，陀螺仪根据二者之差△T测出角度α和角加速度α¨，当绕主轴的角加速度、角度都为零时，D-UAV达到稳定状态。

D-UAV飞到指定的位置还需要侧飞，侧飞的指令是由2.4 G FS-TH9X无线发送机和无线接收器FS-R8B控制。当需要侧飞时FS-TH9X操作摇杆发出侧飞指令，FSR8B收到信号后控制CH1、CH2输出PWM信号，倾斜盘左向舵机和右向舵机分别转过一定的角度，通过倾斜盘倾斜实现D-UAV指定方向的侧飞。D-UAV从垂直起飞变换到侧飞时，由于旋翼产生拉力方向改变，因此竖直方向产生的升力就变小，无法平衡重力，所以在倾斜的过程中要增大主轴无刷直流电机的转速，提高旋翼产生的拉力，这个过程也叫做拉力补偿，和悬停过程一样，补偿拉力的过程中也要相应提高尾翼电机的转速，从而保持DUAV位姿。

图10 悬停流程图

图11 侧飞流程图

图12 控制系统框图

5结 语

本文设计的D-UAV控制系统结合传统的无线传输模块，加入了嵌入式控制系统，在实现控制飞行功能的同时，使控制系统的稳定性和精度得到了提高，尤其在DUAV侧风状态下也能保持飞行的稳定性。通过大量的飞行试验，反复修正CH6和CH3信号之间的关系，使DUAV成功排列出适用于低空防御的飞行方阵。

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