无人直升机航模控制系统设计研究

　　这篇控制系统论文发表了无人直升机航模控制系统设计研究，论文以450级航模直升机为平台，设计了一种低成本、具备一定自主飞行能力的无人直升机飞行控制系统，研究实现各模块功能的算法，使该控制系统的运行效率最大化。

　　关键词：控制系统论文,无人直升机,混控

　　飞行控制系统是整个无人直升机的核心，是一个典型的多变量、强耦合的控制系统。

　　1单片机的选择

　　单片机是整个无人直升机飞行控制系统的核心，其性能不仅影响飞行控制系统的工作效率，也影响直升机的飞行性能。经过反复比较，本设计采用STC12C5A60S2单片机。这是8位的51单片机，是传统8051单片机的增强型，运算速度是传统8051的8-12倍，最高支持35MHz的晶振，运算速度基本符合要求。

　　2地面遥控器的设计

　　地面控制部分是遥控器，它主要通过摇杆电位器采集多路控制信号，并将控制信号通过能够远距离(500m以上)通信的无线数传模块发送给直升机，实现直升机的遥控飞行。一般的直升机都有五个控制量，即油门(电动机转速)、主旋翼总距、横向节距、纵向节距、尾翼总距。而普通航模遥控器基本只有4个输入通道，它们一般都是将油门和主旋翼总距耦合在一起，看成一个通道一起控制，一定的转速对应一定的螺距。

　　这样的好处在于简化了操作，因为这两个量都只是用来控制主旋翼的升力，操纵人员只需控制两根2维摇杆就可以控制直升机的飞行。但这种控制方法在一定程度上限制了直升机飞行性能的发挥。比如使直升机保持悬停，可以有两种选择：一是让主旋翼处于低转速、大螺距的状态;另一种是让主旋翼处于高转速、小螺距的状态。前一种状态非常省电，飞行时间可以达到后一种状态的2倍，而后一种状态则拥有更好的抗风性、机动性。因此，为了使直升机能够随时在这两种模式间转换，设计的遥控器比普通遥控器多加了一个通道，即单独用一个旋钮电位器来控制电动机的转速。遥控器总体结构框图如图1所示，共有5个输入通道。遥控器主要由A/D转换和无线通信两部分构成。控制信号被A/D转换部分采集后，由单片机通过串口发送给无线通信模块，然后无线通信模块再将控制信号发送给直升机。

　　3转换部分的设计

　　A/D转换亦称模拟-数字转换，与数/模(D/A)转换相反，是将连续的模拟量通过取样转换成离散的数字量。A/D转换可分为4个阶段：即采样、保持、量化和编码。原本A/D转换需要一块专门的A/D转换芯片，但是STC12C5A60S2单片机内已经集成了8路10位高速A/D转换器。为简化电路结构、加快运行速度，本设计直接使用单片机自带的A/D转换器。此外，考虑到10位的转换结果在进行计算和无线传输时不太方便，同时8位的结果已经能够满足控制精度的要求，因此只取A/D转换结果的高8位，将低2位省略。

　　在STC12C5A60S2中，A/D转换既可以使用查询方式也可以使用中断方式。由于遥控器的唯一功能就是采集各通道的控制信号并将其发送，所以为了保证遥控器能在最短的时间内采集各通道的控制信号，本设计采用了中断的方式。其主函数程序如图2。CPU在主循环中除了等待A/D转换完成外不做其他任何事情。当一个通道的A/D转换完成并产生中断时，CPU立刻进入中断服务子程序voidADC_ISR()interrupt5using1执行图3所示程序：只要一个通道的A/D转换完成，CPU就会取出转换结果并开始下一通道的转换。这样，单片机就能够周而复始的检测5个通道的控制信号。在被检测5个通道中，除了最后1个通道(油门通道)是不带复位功能的旋钮电位器外，其余4个都是带复位功能的摇杆电位器。

　　也就是说，当没有外力施加在摇杆上时，摇杆会回到中点位置，对应电位器的输出电压应为参考电压的一半，即A/D转换的结果应为127(8位转换的结果最大为255)。由于摇杆电位器本身的复位精度有限，其复位后A/D转换的结果在127附近一定范围内波动。经过多次实验，发现其波动范围在17以内。所以，中断服务子程序voidADC_ISR()interrupt5using1除了完成控制信号采集任务外，还要将采集到的结果转换成控制信号。具体转换方法如表1所示，当前4个通道采集到的A/D转换结果在110-144之间时，都认为该通道的摇杆处于中点位置，控制信号为127;当结果超出这一范围时，将超出的量(可正可负)加在127上作为该通道控制信号。

　　4飞行控制模块

　　因为飞行控制模块直接控制着直升机上的机电设备，其性能的好坏直接决定了飞机是否能够正常飞行。该模块主要功能包括产生PWM和实现CCPM，具体程序算法如下。

　　4.1产生PWM波形的方法

　　STC12C5A60S2单片机自带2路PWM，由于直升机飞行控制系统需要至少5路，而且相互之间没有什么联系，所以本设计还是通过定时器产生中断来实现PWM的输出。同时舵机的控制信号对时间要求比较高，脉宽的变化范围只有2ms，时间上稍有延迟就会使舵机做出错误的动作。因此选择了定时器0，并将其优先级设为最高，这样单片机就可以在任何情况下都能保证输出PWM的准确与稳定，其中断服务子程序如图4。

　　该程序总共提供8路PWM信号，本系统只用到了其中的5路，剩余的可用于以后的功能扩展。8路信号的脉宽分别由数组PW_of_ch[]中的8个元素控制。当一个新的周期开始时，所有通道都输出高电平，并将T0的溢出次数i清零。然后开始计时，T0每溢出一次，i加一，并与各通道的脉宽比较。若两者相等，则该通道完成正脉冲的输出，变为低电平，直到该周期结束，如此循环往复，就可以不断的输出PWM控制信号。这样，只需要在其他程序中改变数组PW_of_ch[]中某一个元素的值，就可以实时的改变对应通道的输出信号，实现对舵机的控制。

　　4.2实现CCPM混控的程序算法

　　本系统共有5路输入信号和5路输出信号，由于机身结构上采用了CCPM十字盘，所以除了油门和尾旋翼总螺距这两个通道的输入和输出一一对应外，其他的三个通道需要由软件来实现CCPM混控。所谓混控可理解为一个输入信号控制着多个输出信号，同时一个输出信号又同时受到多个输入信号的影响。下面以直升机上左侧的舵机为例介绍具体的混控方法。左舵机是由数组元素PW_of_ch[1]控制的，先介绍一下主旋翼升力随PW_of_ch[1]变化的过程。

　　当PW_of_ch[1]的数值增大时，该通道的脉宽变宽，舵机臂逆时针转动，连接舵臂和十字盘的拉杆上抬，十字盘在该方向的高度变高，主旋翼的桨叶转到该方向时的螺距增大，桨叶产生的升力增大，相反则减小。由此可见，对于左舵机而言，增大PW_of_ch[1]的数值就可以增大主旋翼在该方向的升力。而PW_of_ch[1]是由该通道的默认值default_of_ch[1]与控制信号相加或相减得到的，具体是相加还是相减由控制信号的意义决定。

　　例如当需要增大主旋翼的总螺距时，因为总螺距控制信号Control_DATA[0]越大表示升力越大，所以将Control_DATA[0]的数值加到左舵机的默认值default_of_ch[1]上;当需要增大俯角时，因为俯仰角控制信号Control_DATA[1]越大表示俯角越大，所以将默认值default_of_ch[1]减去Control_DATA[1]的数值;当需要增大左倾角时，因为横滚角控制信号Control_DATA[2]越大表示左倾角越大，所以将默认值default_of_ch[1]减去Control_DATA[0]的数值。其他舵机的控制方法与此类似。经过不断调试，最终利用该算法实现了CCPM混控。

　　5结语

　　通过制作航模实物，试验结果表明，本设计系统舵机的转动角度可由单片机精确控制，俯仰角、横滚角和偏航角灵活可控，俯仰角和横滚角更新频率达178Hz以上，且角度可测，误差低于0.1°。

　　参考文献

　　[1]黄亮.小型直升机自主飞行系统设计与实现[D].华南理工大学，2005.

　　[2]刘歌群.无人机飞行控制系统设计及检测与控制技术研究[D].西北工业大学，2004.

　　作者：支燕翔 单位：中天科技软件设计有限公司

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