多囊体飞艇重心自动调节系统设计

荣海春，汪君（中国电子科技集团公司第三十八研究所，安徽合肥 230031）



多囊体飞艇重心自动调节系统设计

荣海春，汪君
（中国电子科技集团公司第三十八研究所，安徽合肥 230031）

摘要：无人飞艇在飞行过程中随着姿态变化、压力调节系统工作等会带来重心位置的改变，特别是对于多囊体飞艇而言，这种情况更为明显，如不加控制可能带来飞行性能的下降，甚至会带来姿态失控等安全问题。本文通过利用飞艇现有设备和资源设计一种重心自动调节系统，可以较好的解决该问题，同时可以避免增加额外的装置带来整体效率的降低。

关键词：姿态；多囊体飞艇；重心自动调节

本文引用格式：荣海春，汪君.多囊体飞艇重心自动调节系统设计［J］.新型工业化，2016，6（6）：79-84.

Citation： RONG Hai-chun， WANG Jun.The Design of Barycenter Automated Modulate System for Multi-ballonet Airship［J］.The Journal of New Industrialization，2016，6（6）： 79-84.

0 引言

无人驾驶遥控飞艇是一种非常重要的浮空器，分为软式飞艇、硬式飞艇和半硬式飞艇等［1］，主要利用气囊内部填充的氦气等升力气体提供的浮力和飞行过程中的动升力进行空中飞行。可以搭载任务载荷至一定高度以扩大载荷视距，克服地球曲率和局部地形的限制，实现对地和对低空大范围覆盖，具有滞空时间长，效费比高的优点。

无人飞艇空中飞行过程中，空中姿态的控制和保持对飞艇执行特定的任务来说非常重要，其相对于飞艇来说重要优点就是飞行平稳，能够为任务电子设备提供良好的工作环境。通常飞艇主要通过布置在尾部的尾翼舵面偏转产生俯仰力矩和偏航力矩来实现姿态和航向的控制；某些小型飞艇的发动机安装结构设计成具有涵道转向功能，或者在尾部设计有矢量转向功能的尾部推进装置，这些辅助手段也可以实现有限程度的姿态控制功能，但是通常都作为应急和备份手段使用。舵面控制的舵效和动压有关，与飞行速度成平方关系，在低速时舵效很低，舵面几乎失去控制作用，风的干扰对飞艇控制的影响很大［2］

实现飞艇空中飞行需要具有良好的稳定性和平衡性能，要像飞机一样合理设计重心与浮心的相对位置。在飞艇执行飞行任务前，需要调整飞艇至平衡状态。对于单副气囊飞艇可以通过调节飞艇前后的沙袋等配重来实现；而对于多副气囊飞艇，需要进一步考虑飞行中其他因素的影响。

飞艇飞行中俯仰姿态的改变、压力调节系统作用、燃油消耗以及设备移动等因素均会不同程度地影响飞艇重心的位置，严重的重心超限还可能带来安全风险。传统的重心控制方法是当重心发生偏移或超限后，根据稳定性和操纵性的要求被动地调整重心位置，通过空中自动配平系统实现这一功能，但是这样做在一定程度上降低了系统的整体效率；另外这种方法，在飞行速度低、舵面效率不高的情况作用有限。飞机在飞行过程中也会遇到类似的问题，受到燃油消耗、起落架和襟翼收放等带来重心实时变化甚至超出限制。20世纪80年代发展出了主动重心控制技术，通过管理飞机燃油系统、防冻液系统或机载蓄电池等其它设备主动地控制重心位置［3-6］；多囊体无人飞艇也可以通过对多个副气囊中空气量的控制实现飞艇重心位置与浮心的合理匹配，从而保证飞艇在起将、低速时良好控制飞艇的姿态，避免低俗舵面气动效率降低带来的问题［7］。多囊体无人动力飞艇如图所示。

图1 多囊体飞艇示意图Fig.1 Multi-ballonet airship

1 系统组成及工作原理

飞艇重心自动调节系统主要由传感器单元、执行设备单元、能源与供电单元、逻辑与控制单元等组成；其中，传感器单元用来感知与测量飞艇飞行中的各种内部和外部的状态，主要由用于测量飞艇大气环境的大气数据系统、测量各个囊体差压的压力传感器、测量飞艇内外温度的温度传感器、测量囊体体积得激光测距仪等组成；大气数据系统还包括了大气数据计算机、飞行空速管、总温传感器等。执行单元住要由配置在各个副气囊皇上的鼓风机、放气阀门以及收集发动机尾流的集风罩上的阀门等组成，主要用来执行对各个气囊储存空气容量的调节，以达到飞艇重心位置调节的目的，同时还可以作为飞艇压力控制的备份手段。能源与供电单元，主要用于为系统提供可靠的能源与电力供应，其中能源与供电中的艇载主电源、艇载应急电源等是由飞艇平台统一考虑，与其他系统设备共同使用的。飞艇重心自动调节系统内部配备自己的系统保护电源，用于短时断电是紧急数据保护。逻辑与控制单元主要用于系统的状态检测、逻辑判断、按照规则控制输出等，主要包括状态检测、数据处理、逻辑分析与判断、控制与变换输出等环节。其中的绝大部分功能由系统控制计算机和数据分析与处理设备来完成。

图2 系统组成示意图Fig.2 System composing

飞艇重心自动调节系统主要工作原理为通过调节飞艇本身多个副气囊内部空气的体积来增加或者减少距离飞艇重心一定距离处的空气团组质量，从而达到调节飞艇重心位置的目的。通过传感器组或者传感器网络来检测飞艇飞行过程中的姿态、内部各个囊体的体积变化、内外部大气的环境参数等来综合分析与判断当前飞艇的重心实时位置，通过与飞艇在当前环境和状态下的理想重心位置来比较，得到的偏差作为自动调节系统控制器的控制输入量；控制器通过与飞艇设计允许的重心控制范围进行校核，从而给相关控制命令，对各个执行设备进行控制，比如通过不同副气囊风机和阀门的开关配合，调整副气囊的空气体积，从而达到调节飞艇重心位置的目的。也可以参照飞机的主动重心控制方法，通过在飞艇前后囊体下布置软式燃油箱，用油泵和活门控制燃油的分布来调节飞艇的重心位置；这种方式的缺点是需要重新设置分布式软油箱、配套的管路及油泵与活门等额外的装置和设备，降低了系统的效率。重心自动调节系统控制原理如图3所示［8］。

图3 重心调节原理示意图Fig.3 Barycenter automated modulateschematic diagram

3 系统硬件设计

3.1 控制器

自动调节系统控制器主要为控制计算机单元，基本功能是实时采集压力、温度等各个传感器数据，并对各数据进行滤波、补偿、调整等相关处理，实时检查判断飞艇各设备包括测控系统各传感器的工作状态；根据采集原始数据及系统状态调用相应的控制算法实现飞艇重心位置的自动调节与控制；原始数据实时记录并通过与光端机或数传设备的接口将数据传输给艇载飞行控制计算机或者传输给测控链路设备直接下传到地面处理；实现飞艇风机、阀门、人工或自主控制。主要由嵌入式计算机模块，通信扩展模块、计算机接口模块、电源管理模块、输入输出接口驱动模块、端口译码模块、时序产生模块、控制执行模块、状态/故障采集模块、BIT自检模块等组成。平台测控插件的组成原理框图如图所示。

图4 控制器原理图Fig.4 Controllerschematic diagram

嵌入式计算机模块：采用嵌入式MSM586SEV PC104计算机或586Core计算机模块，它主要由CPU、RAM、嵌入式的BIOS、键盘和蜂鸣器接口、两个RS-232C串口、一个双向的并口、软盘驱动控制器、IDE硬盘控制器组成。在其上固化软件，主要完成状态故障采集、控制执行、通讯处理等功能。

通信扩展模块：采用多块嵌入式多串口卡，提供多个独立可编程与配置的RS-422/485/232串口，用来实现在多任务操作系统的控制下，实现长距离、稳定可靠传输，实时响应大数据量的严格要求。模块输入输出的全隔离使得系统更加安全可靠。

计算机接口模块：是FPGA功能的一部分，负责与计算机总线接口，使得测控接口插件软件系统可直接访问外设，完成控制信号的输出与故障、状态信号的读入。

端口译码模块： 计算机软件系统是通过访问外设的方式与硬件系统进行信息交互的，端口译码模块根据计算机的地址线信号产生相应的外设片选信号，使得计算机通过共用计算机总线访问多个外设成为可能。

状态/故障采集模块：状态/故障采集模块完成系统各故障、状态检测点信息的采集、冗余判断、故障与控制输出信号的相关等，同时将故障、状态信息锁存在不同的外设端口供计算机读取。

时序产生模块：时序产生主要是对计算机信号进行分频和计数，产生系统所需要的相应的时钟信号等。并能够对采集、转换、通讯等工作提供统一的时钟。

控制执行模块：控制执行模块完成解析计算机的端口操作、各控制输出时序的相关等，最终输出控制电平、脉冲至相应的控制设备，完成遥控动作。

电源管理模块：电源管理模块主要由电流传感器、继电器、AD等构成，其根据遥控指令或自主控制指令完成任务电源、风机电源、阀门电源的控制，完成飞艇汇流条电压、电流、应急电源电压、电流等信息的监测。

输入输出接口驱动模块： 输入输出接口驱动模块负责与各种状态检测设备、检测点连接，实现不同电平、功率、速度等信号之间的转换、驱动、隔离等。方便通过数据总线获取大量故障、状态信息，增强了输出驱动能力，提高了控制的可靠性。

3.2 传感器组

飞艇在空中飞行过程中，可能遭遇各种恶劣的天气的考验，温度范围变化大，飞艇姿态处于随即变化中。同时，飞艇作为通用航空平台可能搭载雷达、通信、侦察、对抗等多种电子任务载荷，会产生较强的、宽频段的电磁信号和其它电磁信号的干扰，因此要求飞艇选用的传感器必须具有足够稳定性而牢固性，必须能提供稳定高精度的测量能力；必须能够长时间暴露在极端环境下、经受大量的极端气温湿度变化和不利于高精密作业的其它各种因素的考验。

1）温度传感器

选用MT-WDT温度变送器，该产品是一款高度集成的温度传感变送器，提供全标定的数字输出。温度传感器外形尺寸如图23所示。其主要性能指标如下：

»供电电源：9～32VDC；

»功耗：＜20mW（平均值）；

»测量范围：-40～+70℃；

»测量精度：≤±0.3℃（@25℃），最大误差≤±1.0℃（@-40℃）；

»工作温度：-40～70℃；

»输出信号：RS485。

2）微差压传感器

飞艇的压力调节是飞艇能否顺利放飞与稳定工作的关键，氦气囊、副气囊、尾翼气囊、整流罩器囊与外界的差压在飞艇的不同状态下需维持不同的值，必须要精确测量各气囊与大气压的差压，结合测量的温度值进行修正，根据飞艇不同状态下的控制算法，能通过控制风机、阀门调节使压差维持在一定的水平。飞艇的重心位置调节主要是通过控制前后不同位置的副气囊冲入空气的总体积，从而改变副气囊空气重量来实现的，为此各个气囊的压力也是重心自动调节系统需要重点关注的数据之一。

霍尼韦尔的精密微差压传感器基于先进硅压阻技术，在全温度范围内具有优异的重复性和稳定性。广泛应用于发动机测试校验、飞机制造厂测试校验、实验室参考标准、压力测量和标定、气象仪器、气压计和雨量计、航空仪表、环境监测等领域。其主要性能指标如下：

»电源：5.5～30V；

»电流：11mA（待机），17～30mA（依不同指令）；

»温度：-40℃～+85℃；

»精度：±0.05%FS；

»分辨率：百万分之10；

»量程：0～703mmH2O；

»长期稳定性：0.025%FS。

3）大气数据系统

大气数据系统主要用来接收飞艇总、静压受感器（空速管）和大气静温传感器感受外界的总压、静压、大气静温，经过转换、计算，然后以RS-422总线数字量形式输出气压高度Hp、指示空速Vi、真空速Vt、大气总温Tt、大气静温Ts、升降速度HR等大气参数信息，供飞艇其它系统使用。大气数据系统选用某型大气数据计算机、配套空速管及总温传感器组成。其主要性能指标如下：

»电源：22V～31V，额定功耗：小于5W；

»气压高度Hp ：范围：-400m～10000m；误差：≤±25m；

»指示空速Vi：范围：60km/h～500km/h误差：≤±8km/h；

»真空速Vt：范围：60km/h～500km/h误差：≤±9km/h；

»升降速度HR：范围：-20m/s～20 m/s；误差：≤±1.5m/s；

»静温Ts：范围：-60℃～99℃；误差：≤±1.5℃；

»总温Tt：范围：-60℃～99℃；误差：≤±1.5℃。

4）激光测距仪

为了更好的选择对不同副气囊的控制策略，需要对各个囊体当前的体积进行测量，通过选用收发一体的激光测距仪实现这一功能。仪器发射激光束来测出距离，通过与囊体最大直径进行对比来得到当前各个气囊的体积。通过一束激光反射，使得精确、无接触式长距离测距成为可能。激光测距仪的主要性能指标有：

»工作电压：9-30VDC；

»工作电流： 2.5 A@24 V；

»测程0.2-300m；

»精度：±3.0mm；

»分辨率：0.1mm；

»单根RS422 线可连接多达10 个模块；

»IP65（防止灰尘和水汽浸入）；

»二等激光（＜0.95mW）。

3.3 执行机构

1）空气阀门

副气囊空气阀门主要用于将副气囊中的空气放出，为内部气体的流出提供良好的通道，以降低气囊的压力。测控系统通过控制电动结构的放出与收回实现阀门的开启和关闭，控制的准则按照自控压力参数或地面的人工干预。在阀门打开时，内部的气体在压力作用下，由阀门开口处溢出；阀门关闭时将气流通道阻断。集风罩阀门也具有与副气囊阀门类似的功能和结构设计。

2）鼓风机

副气囊安装的鼓风机的作用主要为在规定的条件下高效地向气囊中充入空气，以便维持气囊的压力，从而使飞艇保持良好的气动外形。飞艇各副气囊供气设备选用流量合适的轴流风机，风机的开关策略与阀门相同，根据预设的控制逻辑，当副气囊等空气气囊内压压差低于设定值时，压力控制单元自动操作供电电源为相应气囊风机供电，风机开启鼓气；当气囊压差达到规定的压力值时，控制单元自动切断电源，风机随之停止工作，保障气囊压力始终维持在合理的范围内。

图5 系统软件原理图Fig.5 System softwareschematic diagram

4 系统软件设计

飞艇重心自动调节系统软件主要功能是实时获取各传感器数据，并对各数据进行相关、补偿处理；实时检查判断飞艇各设备、各传感器的工作状态，根据采集原始数据及系统状态调用相应的控制算法实现对飞艇重心位置的自动调节；包括对飞艇各个囊体体积的测量与计算，风机、阀门等控制设备的监测与控制；接收并执行地面人员上传的人工控制命令；对系统的紧急状况进行应急处置等。其软件结构如图5示：

a）控制输出：包括风机、阀门等压力调节控制；

b）状态采集：包括压力参数采集、风速风向采集、飞艇姿态参数采集、囊体体积采集、内外环境温度采集、故障信息采集；

c）重心调节处理：包括重心位置估算、囊体体积计算、重心自主调节；

d）系统应急处理：当系统发生通信中断、系统关键设备故障等极端情况时，系统自动进入应急处理程序。

5 结论

本文设计了一种多囊体飞艇重心自动调节系统，完成了系统的硬件设计、传感器选型、软件设计。在不增加系统多余设备的基础上实现了飞艇重心自动调节及各个副气囊的体积监测，为飞行安全提供了可靠的保证。

参考文献

［1］ 赵玉涵，茅志义，曾季东，等.现代飞艇的使用现状和发展研究［C］.2011年中国浮空器大会论文集，2011.ZHAO Yu-han，MAO Zhi-yi，ZENG Ji-Dong，et al.Present Status and develop of the modern airship［C］.In 2011 China aerostat conference proceedings，2011.

［2］ 丁秋峰，陈 丽，段登平.低空无人飞艇运动配平和控制器设计研究［J］.系统仿真学报，2009，21（10）：3035-3043.DING Qiu-feng，CHEN Li，DUAN Deng-ping.Trim and Controller Design of Low Altitude Unmanned Airship［J］.Journal of System Simulation，2009，21（10）：3035-3043.

［3］ 张晶，申功璋，杨凌宇.飞机主动重心控制系统设计及应用［J］.飞行力学，2008，26（6）：68-72.ZHANG Jing，SHEN Gongzhang，YANG Lingyu.Design of Active Center of Gravity Control System forAircraft and Its Applications［J］.FLIGHTDYNAMICS，2008，26（6）：68-72.

［4］ 范蟠果，闫少雄 ，吴晓辉.飞机重心自动调节系统的设计与实现［J］.机械与电子，2010 （6），38-41.FAN Panguo，YAN Shaoxiong ，WU Xiaohui.Design and Implementation of Plane’ sBarycent re Control System［J］.Machinery & Elechtronics，2010 （6），38-41.

［5］ 孟武胜，黄鸿，殷智伟，等.基于CAN总线的飞机重心自动调节系统设计［J］.自动化仪表，2009，30（19）：49-51.MENG wusheng，HUANGhong，YINzhiwei，et al.Design of Aircraft BarycenterSelf-regulation System Based on CAN Bus［J］.Automation instrumentation，2009，30 （19）：49-55.

［6］ 李晖，许建设，范蟠果.飞机重心自动控制系统设计［J］.计算机测量与控制，2006，14（ 11） ：1483-1489.Li Hui，XuJianshe，Fan Panguo.Barycentre of Plane Automated Control System Design［J］.Computer Measurement & Control，2006，14（11） ：1483-1489.

［7］ 高明伟，单雪雄.改变飞机重心位置控制纵向运动［J］.力学季刊，2006，27（4）：714-718.GAO Mingwei，SHANxuexiong.By Changing Postion Research of Airship’s Center of Gravity to Control Longitudinal Motion［J］.Chinese Quarterly of Mechanics，2006，27（4）：714-718.

［8］ 胡少兴，张爱武，吴二兵.平流层飞艇参数估算及充放气模型的建立［J］.新型工业化，2011，1（2）：1-7.HU Shaoxing，ZHANGAiwu，WU Erbing.Parameters Estimation of Stratospheric Airship and Model［J］.The Journal of New industrialization，2011，1（2）：1-7.

DOI：10.19335/j.cnki.2095-6649.2016.06.010

作者简介：荣海春（1979-），男，河北遵化人，高级工程师，从事无人机、浮空器研究工作；汪君（1981-），女，中国电子科技集团公司第38研究所装备发展部，工程师，主要从事地面及机载雷达结构总体设计工作

The Design of Barycenter Automated Modulate System for Multi-ballonet Airship

RONG Hai-chun， WANG Jun
（No.38 Research Institute of CETC， Hefei 230088， China）

ABSTRACT：During the unmanned airship flight process， the center-of-gravity position varied with the attitude and pressure regulation， especially for the multi-ballonet airship.This variation may lead to the decline of flight performance， and even created security problems such as the attitude control failure.In this paper， a barycenter automated modulate system is designed for airship to solve the variation of the center-of-gravity position， and prevent the overall system efficiency drop，utilizing the current equipment and resources in the airship without increasing additional devices.

KEyWORDS：Attitude； Multi-ballonet airship； Barycenter automated modulate