基于DSP28335的某型靶机飞控系统设计

2020-10-22王道波周凌子

机械与电子 2020年10期

汪浩，王道波，周凌子，季伟

(南京航空航天大学自动化学院，江苏南京 210016)

0 引言

靶机属于军用无人机，用于在军事演习或军用武器试验中，模拟敌方飞行器，为导弹或火炮等提供空中打击目标。靶机上搭载自主飞行控制系统，在执行飞行任务时通常需要按指定航线自主飞行，依照期望的姿态与轨迹运动，同时能够下传飞行状态信息至地面系统[1]。此外，靶机还需要接收地面人员的操控指令，当靶机需要执行任务设备或者靶机状态异常时，地面人员能够及时进行操控。

在整个“人在回路”的闭环控制系统中，靶机飞控系统负责接收、执行指令，调整飞行状态，控制无人机各组件正常运行，接收各组件反馈，下传信息至地面测控系统。在实际飞行之前，需要对靶机进行仿真实验。在仿真实验中，将飞控计算机、舵机、电台等机载设备接入电路，由仿真计算机发送仿真数据至飞控计算机中，模拟实际飞行状况，验证飞控性能，同时可以检查靶机各组件的工作性能是否稳定[2]。

1 控制器设计

无人机飞行控制系统是保障无人机正常飞行与执行任务的核心系统，如图1所示。根据负反馈控制原理，飞控系统的控制回路可以划分为三级，分别为舵回路、增稳和制导回路[3]。舵回路是最内层的伺服控制回路，舵回路与姿态传感器等构成增稳回路，用于无人机飞行姿态的稳定与控制。舵回路、导航传感器与制导解算构成制导回路，完成飞行航迹控制。

图1 靶机控制系统结构

无人机的运动可以分解到纵向方向与横向方向上，前者包含升降、俯仰与前后直飞，后者包括滚转、偏航与左右侧移，本文分别从这2个方面对靶机进行飞控设计[4]。

纵向运动的稳定与控制，主要在于对俯仰角的稳定与控制。通过操纵升降舵，一方面使得无人机在外部干扰下能保持期望运动状态，另一方面要能够响应控制指令。调整俯仰角度还可以改变无人机的飞行高度，因此俯仰姿态的控制是高度控制的内回路[5]。

1.1 纵向运动控制器

俯仰角控制回路如图2所示。对于俯仰角的控制策略，本文采用PI控制。引入俯仰角速率的反馈，用于增加阻尼力矩，抑制俯仰角的波动，改善系统动态性能。积分环节有利于增加系统型别，有效降低稳态误差，但系统相对稳定性会有所降低[6]。

图2 俯仰角控制回路

为防止积分环节的升降舵出舵量过大，需要加入限幅。此外，靶机滚转时会引起高度降低，因此需要在俯仰角回路引入滚转角的反馈。俯仰角控制律为

(1)

高度控制如图3所示。采用PI控制作为高度控制律，俯仰角控制回路为内回路，同时引入高度变化率反馈信号，有利于增大系统阻尼。

图3 高度控制回路

高度控制律为

(2)

1.2 横侧向运动控制器

无人机的横侧向运动包含滚转运动与偏航运动，滚转角速度会引起偏航力矩，偏航角速度也会引起滚转力矩，因此横侧向运动本质上是一个多变量控制系统。

相对于方向舵，副翼对于滚转的操作性更强，该靶机采用副翼控制滚转运动。滚转角控制与俯仰角控制类似，控制结构如图4所示。

图4 滚转角控制回路

滚转角回路采用比例控制，引入滚转角速率反馈提高系统阻尼。

(3)

当需要改变无人机航向时，可以通过无人机滚转运动产生升力，升力在水平方向分量为无人机圆周运动向心力，从而改变飞机航向角。在转弯时应尽量减小侧滑角，使航向角调节过程平滑。航向角控制如图5所示。

图5 航向角控制回路

(4)

采用协调转弯方式进行侧向偏离控制器设计，通过操纵副翼舵完成侧向偏离控制。为增加阻尼，需要引入侧向偏离微分信号，而航向角信号与侧向偏离微分信号近似成比例关系，因此侧向偏离回路以航向角回路为内回路。侧向偏离控制回路如图6所示。

图6 侧向偏离控制回路

侧向偏离控制律为

φg=KΨ(Ψg-Ψ)V+Kdd

(5)

Ψg为航向角给定；Ψ为航向角反馈；V为靶机速度反馈；d为航偏距；KΨ和Kd为侧向偏离增益系数；φg为航向角回路输入量。

2 飞控系统组件

2.1 组件分析

如图7所示，从硬件层面考虑，靶机飞控系统有以下控制组件：飞控计算机、机载电台、GPS、惯性导航(IMU)、发动机及转速传感器、各操纵舵面以及机载任务设备等[7]。

图7 飞控系统组件结构

飞控计算机是靶机的控制中心，该靶机采用TMS320F28335作为飞控芯片，负责接收地面系统的指令，控制靶机飞行，下发指令给各执行机构，协调各机载子系统的工作，并接收靶机各组件的反馈，将反馈信息发送给地面系统[8]。

靶机配置两路GPS，数据刷新频率为10 Hz，遵循NEMA0186协议，飞控计算机中解算$GPGGA与$GPRMC数据，获取时间、经纬度、高度、航速与航向等信息。优先使用GPSA的数据，当GPSA数据故障时，则飞控与地面测控系统自动切换使用GPSB。

靶机配备高频电台，与地面测控系统的电台构成通信，实现超视距控制。通信系统的上行链路为遥控链路，下行链路为遥测链路。设置电台波特率为38 400 B/s，该靶机遥测通信协议长度为52 B，一帧遥测数据时长约为11 ms。遥控通信协议长度为12 B，一帧数据时长约为2.5 ms。上行链路中包含靶机飞行与任务设备的控制指令，因此选择在F28335的5 ms定时器中接收数据。而下行链路用于传输靶机飞行状态信息，对数据率要求较低，选择在50 ms定时器中发送数据。通信链路的延迟在起飞、巡航与着陆阶段均满足该靶机操控需求。

舵机为舵回路的执行机构，可以输出力矩使舵面偏转。该靶机采用电动舵机控制各舵面运动，在靶机调试环节，需要调节各级闭环回路的参数，确保给定角度量和舵面实际偏转角度一致。其中，油门舵位于发动机进气口，通过调节进气量的大小，可以调整发动机转速，该转速由转速传感器采集。

2.2 信号输入与输出

在图7中标注了飞控计算机与靶机各组件的信号输入输出方式，本节对此做具体说明。

SCI模块为通用异步串行通信接口，主要应用于DSP处理器和PC机的RS232端口传输数据[9]。F28335有3个串行通信(SCI)模块，其中，将SCIA应用于仿真PC机的数据输入输出，SCIC应用于惯导数据输入。该靶机选用的惯导型号为THNC100-G1。惯导有两路信号输出，一路模拟量，另一路数字量RS422信号。两路信号均输入到飞控计算机中，模拟量接入AD采样，RS422信号接MAX3490芯片，转为RS232信号，接入F28335的SCIC端口，如图8所示。

图8 靶机RS422信号通道

惯导上电时，需要初始化30 s之后才能发送正常数据，导致SCI通信产生错误中断标志位，因此需要在定时器中重新初始化SCI模块，清除此错误中断标志位。

与SCI通信类似，eCAP采样也采用中断方式。F28335的eCAP通道，可以检测输入引脚的电平跳变，并记录跳变时刻时基计数器TSCTR的值[10]。在捕获模式下，eCAP通道可以连续检测4次跳变。转速传感器在发动机每转一圈时能发出4次脉冲信号。因此发动机转速n与eCAP采样值关系为

(6)

f为系统时钟频率；T4为第4次电平跳变时刻的时钟值；T1为第1次电平跳变时刻的时钟值。

DI、DO模块用于投放诱饵弹、靶机开伞等。以靶机开伞为例，靶机伞舱的封舱线路上放置电爆管，在地面操纵人员发送开伞指令后，飞控计算机通过GPIO口输出高电平的电信号，引爆电爆管从而打开伞舱，靶机降落伞从中脱离并开伞。

UART模块，由TL16C754芯片，扩展4路RS232信号，分别用于电台通信、GPSA、GPSB与磁航向计。AD采样模块用于采样惯导模拟信号、采样机载电源电压信息与发动机转速模拟信号。PWM波为舵机的控制信号，占空比为5%～10%，飞控计算机通过调节PWM波占空比大小，可以控制各舵面的偏转角度。

3 铁存

在靶机的调试与起飞准备阶段，经常需要更改航线数据与部分飞控参数。而F28335的FLASH存储器需要通过JTAG仿真接口和CCS软件进行擦写，每次烧写程序必须打开靶机的飞控机舱与飞控机箱。在RAM中的数据则会断电丢失。因此，在DSP控制器中增设铁电存储芯片FM24V10，该芯片数据可以长期储存，拥有1 MB存储空间，能够快速读写，数据可以断电保存，相较EEPROM可靠性高、功耗低。将部分飞控参数、飞行航线等数据存入FM24V10，在需要初始化或者更改这些数据时，地面人员通过电台通信，将数据发送至飞控计算机，F28335对铁存进行写操作。如果系统上电初始化，则对铁存进行读操作，读取该类参数。如此便能实现航线与飞控参数的远程调试与更改。

4 仿真实验

该靶机配设仿真系统，可以输出数学模型至F28335中，在实际飞行之前进行半物理仿真实验，验证飞控程序以及各执行机构性能。

预设航线如图9所示，横轴为靶机东向相对距离，纵轴为靶机北向相对距离。

图9 仿真预设航线

靶机起飞点为A点，初始航向约为-30°，从B点进入椭圆轨道顺时针飞行2圈，在C点飞出椭圆轨道，在经过D点后，直飞至起飞原点开伞降落。在巡航阶段，靶机定高1 000 m。

仿真实验的三维航迹如图10所示。仿真实验的高度如图11所示。

图10 仿真航迹

图11 仿真高度

在仿真飞行中，在图11的E1点(对应图10的E2点)调整靶机定高为1 600 m，靶机向上爬升至1 600 m，在图11的F1点(对应图10的F2点)，调整靶机自主飞行，则靶机按照预设航线，自主调整巡航高度为1 000 m。最后靶机返回起飞原点开伞，在地面测控显示开伞时，经测量开伞线路电压为8.6 V，表明硬件线路有效。