某小型低速靶机的应急保护系统设计

2020-09-02王道波周凌子王博航

机械与电子 2020年8期

季伟，王道波，汪浩，周凌子，王博航

(南京航空航天大学自动化学院，江苏南京 210016)

0 引言

无人机(UAV)如今已广泛应用于民生，军事，农业等社会各个方面。其中，军用固定翼无人机在军事演练，敌情侦测，武器试用中发挥了巨大的作用，而靶机属于军用无人机的一种，利用提前划定好的航线自主飞行，或者通过手动操控的方式，让靶机飞至导弹或者高炮的射界，为部队提供实弹演练的动态标靶[1]。

靶机在恶劣的环境下飞行，往往会发生突发状况，引起飞机的各种故障，比如在寒冷的高原可能会供电不足，海上遭遇风切变时发动机可能突然停车，荒漠或者山区GPS会失效，通讯会中断等等，这些都会致使靶机无法再继续飞行，这个时候保证飞机的安全回收就显得至关重要[2]。本文以某小型低速靶机为平台，以TI公司生产的TMS320F-28335微处理器为靶机的控制核心，构造了一种伞降式应急回收系统，并通过半物理仿真实验加以验证，最后成功应用到靶机的实际飞行当中。

1 飞控系统

靶机整个飞控系统的硬件可分为机载设备和地面设备2个部分。机载设备，顾名思义就是安装在靶机上的设备器件，有作为控制核心的飞控机箱，用于通信的无线数传电台，采集靶机姿态信号的惯导，获取靶机方位信息的GPS，还有驱动舵面的航模舵机，提供飞行动力的发动机等等。地面设备，包括地面电台、操控盒和2台工控机。

2台工控机，一台用作综显，显示机载电台下传的遥测数据；另一台用作操纵，通过对接操控盒来向靶机传输遥控指令，其界面和综显工控机一致，可与综显界面同步显示遥测数据。

地面站测控程序立足于VC++6.0下的MFC功能进行开发编译[3]，主要为实现遥控指令的发送和遥测数据的接收。遥测通信协议中包含了机载电压、发动机转速、靶机姿态信息、遥控遥测以及GPS的状态位，这几项数据的正常与否决定了靶机能否安全飞行，所以同样也要作为触发应急保护的关键因素。通过这些数据，操控手能随时了解靶机的空中飞行状态，及时有效地应对各种突发情况。飞控程序以控制律为核心，通过模块化和层次化的设计理念，将设备功能和飞行模式进行了划分，降低了系统中各功能模块之间的耦合性，飞控系统结构如图1所示。

图1 飞控系统结构

图1中，指令与模式管理模块是对接收到的遥控指令进行解析，综合传感器数据获取模块是通过芯片TMS320F28335的AD采样，ECAP捕获等数据采集功能外设，以及IMU(组合惯导)，GPS(全球卫星定位)等外部传感器，获取飞控系统的内部状态信息。各个模式下，依据不同的遥控指令或者有效的传感数据，会进入到相应的控制模块，继而向外界的执行机构输出一定的控制量，来实现稳定飞行的目的[4]。

其中，故障诊断与容错模式，与回收模式相互独立，故障诊断模式对传感器采集到的数据进行监测，一旦查出飞控系统运行过程中在哪个环节或者模块下出现了故障，会根据故障的类型和程度，做出相应的处理。

2 飞控故障识别与诊断模块

2.1 故障处理与容错策略

上电30 s后，便开始进入故障识别与容错模式。在弹射起飞模式下，靶机的发动机油门处于最大开合状态，副翼和垂尾的舵面回中，即飞控的横向模式进入直飞模式。平尾舵面向上偏转15°～20°，具体角度要视靶机发射架的发射轨道相对于地面的角度而定。因为从地面站界面可以实时了解靶机飞控系统的运行状况，所以靶机从进入弹射起飞模式到点火升空这一时段所发生的故障是可规避的。一旦起飞之前从地面站知悉靶机出现问题，可以立即关闭飞控电源，排查故障或者更换飞机。

如果在靶机在发射升空之后出现问题，则要制定一系列的方案来对故障进行诊断及处理。常见的故障可分为元件故障、仪器仪表故障和执行器故障，根据故障性质,又可将其分为突变故障和缓慢故障。结合靶机在空中各种突发情况发生的可能性，制定故障识别及处理策略如下。

2.1.1 惯导姿态保护

当飞行时间大于30 s，且纵向模式未进入回收模式时，如果续航段靶机的俯仰角忽然大于45°或小于-30°，或者横滚角大于60°，判断惯导采集靶机姿态信号错误，为重大飞行隐患，则立即进入应急回收模式。

2.1.2 发动机转速保护

飞行时间30 s内，靶机此时尚未进入续航段，倘若发动机转速低于3 000 r/min，长达1 s，视为靶机动力不足。因为此时靶机伞降高度不够，发动机设为预备停车状态。

飞行时间30 s后，当飞行高度达到100 m，且纵向模式未进入回收模式，倘若发动机依旧是预备停车状态，则表示发动机转速低于3 000 r/min的情况较为频繁，此时应急回收。

飞行时间30 s后，当纵向模式未处于回收模式，且发动机转速低于3 000 r/min长达1 s。倘若此时通讯中断，或者在20 s内仍然没有接收到回收指令，则应急回收。

2.1.3 电源电压监测保护

整个飞控的供电主要有2个渠道，一个是航空发动机供电，一个是电池供电。因为电池的电量有限，所以主要的电源来自发动机。因此，电压监测的对象是来自发动机的供电电源。

因为空中飞行的时候电源的保证至关重要，所以从一进入故障诊断模块，如果纵向模式没有因为其他情况而处于回收模式，当电源电压小于20 V时，飞控会立即进入应急回收模式。

如果靶机在空中飞行的时候，同时满足以下几个状况，即飞行时间在30 s以上，飞机进入续航段；纵向模式未处于回收模式；横向模式未处于返航模式；未发送返航指令，飞行未超时返航，且电台也没有发生故障；电源电压小于21.5 V，但大于20 V；则靶机准备返航，横向模式置于自动导航(航向)模式。这样便能在飞控还有余电的情况下回到地面站附近，实施正常回收。正常回收与应急回收并无明显差别，区别只在于发动机停车与开伞的准备时间延长了数秒，更为安全稳妥。

2.1.4 通讯中断保护

当飞控电台接收不到地面站传来的遥控数据或者遥控数据帧校验不通过，通讯状态位则会置1，表示通讯异常。飞行30 s 进入续航段以后，若GPS也失效，则纵向模式进入正常回收模式，横向模式进入直飞模式；若横向模式不处于返航模式和自主模式，纵向模式不处于回收模式，那么当通讯中断20 s以内，飞控将会进入平直模式，即所有舵面回中，靶机将以水平姿态直线飞行；当通讯中断时间大于20 s，横向模式进入自动导航模式，靶机将准备返航。

2.1.5 GPS失效保护

飞行时间30 s内，当GPS失效达到10 s以上，飞控进入预备伞降状态；飞行时间30 s后，当飞控仍然处于预备伞降状态，表示GPS依旧频繁失效，即可判断为靶机出现定位故障，飞控将同时进入直飞模式和应急回收模式；飞行时间30 s后，每次GPS失效时间长达1 s，当这种情况持续10次即被可视为GPS频繁失效。此时若没有新的指令传来，在接下来的20 s以内，飞控进入平直飞行模式；20 s以后，横向模式维持直飞模式，纵向模式转入正常回收；如果无法判断GPS所出现的故障是短暂的还是永久的，操作手可利用一些指令来维持靶机的当前飞行，等待GPS情况好转。针对这种情况，增设了如下的容错方案。

a.当GPS频繁失效，此时若发送直飞指令或者偏航指令，飞机将以水平姿态直线飞行或者空中盘旋而不会进入应急回收模式。

b.当GPS恢复正常时，一方面禁止飞控进入应急回收模式，另一方面清除飞控的预备伞降状态，准备应对下一次的GPS失效故障。

2.2 应急回收模式

无论是应急回收模式还是正常回收模式，一旦进入都表示靶机即将结束此次飞行。可靠的回收程序是靶机能安全着陆的关键。当然，小型靶机可以依靠操作员的操纵进行滑跑降落，但是在不具备跑道条件的野外，伞降就成为了理想的回收方式。应急伞降回收模式结构如图2所示。

图2 应急回收模式结构

靶机的应急回收程序是当靶机出现故障并被识别，或者是当地面站发送应急回收的遥控指令时开始执行。横向模式，纵向模式分别进入直飞模式，平飞模式以平稳靶机的空中姿态，而后发送停车信号和开伞信号至发动机内的停车继电器和开伞舵机。发动机停车，伞舵启动，打开伞舱并抛伞，靶机实现伞降。

靶机着陆之后，需要发送切伞指令，通过电爆管来割断靶机与降落伞之间的伞绳。这是因为降落伞落地后在风力的作用下会拖动靶机，这可能会将靶机拖离安全的着陆点，从而造成机体碰撞或者其他意外，损坏靶机内部重要设备。因此着陆之后，机伞分离是十分必要的。

2.3 DSP控制器的串口设置

基于DSP28335微处理器的飞控系统，具有多种片内外设功能。而GPIO作为DSP控制器最简单的外设，同时也作为与外部模块连接的基本接口[5]，在应急保护系统的设计当中，发挥着重要的作用。选用GPIO40和GPIO41并设置为普通的数字量输出接口，作为停车信号与切伞信号的输出引脚；选用GPIO0设置为EPWM1A的功能复用，作为开伞舵机控制信号的输入引脚。

又由连续增减模式下载波周期的计算公式TPWM=2×TTBPRD×TTBCLK，将载波周期设定为20 ms。其中TPWM为载波周期；TTBPRD为定时器周期值；TTBCLK为计数时钟周期。

图3 停车与切伞控制电路

3 应急回收系统

3.1 停车与切伞控制

停车与切伞的控制电路如图3所示，JP1和JP2是供电+12 V的继电器，发动机停车的控制过程是当停车信号从DSP_DO20输出到芯片ULN2803的DO20脚，就会触发停车继电器JP1动作，使发动机的停车线接地，从而使发动机停车；切伞的控制流程则是当切伞信号从DSP_DO21输出到DO21脚，触发切伞继电器JP2动作，使电爆管供电+12 V，从而切断伞绳，实现降落伞与靶机的分离。

首先，因为驱动芯片ULN2803的推荐输入电压为+5 V，因此通过芯片74HCT245，将DSP输出的控制信号的电平由3.3 V变换为5 V，输出至ULN2803[6]。因为74HCT245引脚OE输入低电平有效，因此从DSP选用一个GPIO，与OE相接，并在软件中数值置0以输出低电平。

当芯片74HCT245引脚DIR输入低电平时，引脚Bn(n=1～8)为输入，An(n=1～8)为输出；当引脚DIR输入高电平时，Bn为输出，An为输入。而当引脚OE通以高电平，则无论DIR输入什么电平，An与 Bn之间都是高阻抗的关断状态。

因此将DIR通以+5 V的高电平，形成由An到Bn的通路。电平变换后的控制信号传至 ULN2803，芯片内部结构是达林顿管，如图4所示。

达林顿管是由2个NPN三极管组成，其极性由第1个三极管的极性决定，因此可等效为1个NPN三极管，如图5所示。

三极管为硅管材质，特性是当输入IN=0 V时，三极管截止关短；当0 V=0.7 V时，三极管

图4 达林顿管

图5 达林顿管等效结构

处于饱和状态，即导通。ULN2803采用集电极开路输出(输出悬空)，大电流输出的特性，可直接驱动继电器等外接的控制器件。其中基极电阻起到限流的作用，防止过大的发射极电流击穿三极管。

所用的继电器型号为DS2Y-S-DC12 V。很明显，当+12 V电压与DO端之间之间形成压降，之间的线圈就会通电产生磁场，使常开触点2端与公共触点4端闭合。通常，在继电器1和8端之间需要再并联一个续流二极管，防止断电后线圈极高的反向电动势破坏电子元器件。而引脚5、6、7端与引脚2、3、4端的结构功能一致。

停车继电器与切伞继电器DO端分别接于ULN2803的OUT5和OUT6，如图6所示。

图6 停车与切伞控制结构

当输入端IN = 0 V时，三极管关断，因为集电极输出开路，所以OUT端电压为+12 V，未在继电器上形成压降，继电器未动作。

当输入端IN = +5 V时，三极管饱和，相当于导线。由图6可知，继电器的线圈上将会形成+12 V的压降。届时继电器动作，实现控制。

通过这样的结构，DSP的数字信号输出就能够驱动继电器，实现停车和切伞功能。需要注意的是，需将芯片ULN2803的COM脚接到电源+12 V的正极，也可人为地在继电器上外接一个续流二极管。从图上看，二者做法目的一致，都是为了防止外部断电后，继电器线圈瞬间所产生的极高的反向电动势击穿三极管，破坏芯片。

3.2 开伞舵的控制

像体型较小的靶机，因为降落伞比较小，所选用的抛伞机构也较为简单，因此可以采取更简便的控制方式来进行抛伞，实现伞降。

伞舱位于靶机机体的后半段，如图7所示。首先，主伞在下，引导伞在上，将二伞叠好放置于伞包，再将伞包置于伞舱。采用扭簧装置将舱盖固定在伞舱的后端，扭簧会让舱盖向后弹开；其次，将航模舵机安装在舱盖的前端，舵机的转片用来压住舱盖，关闭伞舱；最后，通过电台遥控或者故障处理，给航模舵机输出一定舵量，驱动齿轮，转动转片，打开伞舱。舱盖弹起的同时拉动引绳，打开伞包，拽出引导伞。引导伞在靶机下落的惯性作用下充气打开，将主伞抛出，实现靶机伞降[7]。

图7 开伞舵结构俯视图

所用Futaba型航模舵机供电+5 V，通过芯片74HCT245的电平变换，将DSP输出的数字控制信号接入航模舵机的信号端。根据舵机的说明资料，齿轮转动的角度与输入到舵机信号端的PWM波脉冲宽度呈线性关系，舵机PWM信号周期20 ms，脉宽0.5 ～ 2.5 ms对应2.5% ～ 12.5%的占空比Duty_Radio。这10%的占空比区间就对应舵机齿轮180°转动角度。因此，y=1 800x-45为转角与占空比的线性关系，y代表舵机转角，x代表脉宽调制波的占空比。

换言之，要想使转片转动多少度，就得在飞控当中设置输出PWM波的相应占空比。舵机上电初始，输出占空比为2.5%的PWM波，将舵机转片转至零位以关闭伞舱。一旦进入应急回收模式，转片需要转动90°以打开伞舱，这时则改变信号脉宽，向外输出占空比为7.5%的PWM波。

4 半物理仿真及实际飞行试验

半物理仿真实验，是利用仿真机中已经搭建好的飞机数学模型，通过对接飞控计算机，来模拟靶机空中按照航线的飞行。

如图8所示，飞控微处理器与仿真机之间进行遥测数据与仿真数据的交互，而仿真飞行所需要的转速信号，姿态信号，GPS信号等则通过外部设备来提供，地面站与飞控通过无线数传电台来进行遥控遥测。在每次飞行仿真的过程中，通过一些操作，比如断掉GPS信号，断掉电台通讯，降低供电电压来触发飞控当中的应急保护。根据开伞舵是否及时动作，表笔检测切伞线是否得电，最终验证应急系统有效，并将其应用到了靶机的实际飞行中。