汪 浩，王道波，周凌子，季 偉

(南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

靶機(jī)屬于軍用無人機(jī)，用于在軍事演習(xí)或軍用武器試驗(yàn)中，模擬敵方飛行器，為導(dǎo)彈或火炮等提供空中打擊目標(biāo)。靶機(jī)上搭載自主飛行控制系統(tǒng)，在執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)通常需要按指定航線自主飛行，依照期望的姿態(tài)與軌跡運(yùn)動(dòng)，同時(shí)能夠下傳飛行狀態(tài)信息至地面系統(tǒng)[1]。此外，靶機(jī)還需要接收地面人員的操控指令，當(dāng)靶機(jī)需要執(zhí)行任務(wù)設(shè)備或者靶機(jī)狀態(tài)異常時(shí)，地面人員能夠及時(shí)進(jìn)行操控。

在整個(gè)“人在回路”的閉環(huán)控制系統(tǒng)中，靶機(jī)飛控系統(tǒng)負(fù)責(zé)接收、執(zhí)行指令，調(diào)整飛行狀態(tài)，控制無人機(jī)各組件正常運(yùn)行，接收各組件反饋，下傳信息至地面測控系統(tǒng)。在實(shí)際飛行之前，需要對靶機(jī)進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)。在仿真實(shí)驗(yàn)中，將飛控計(jì)算機(jī)、舵機(jī)、電臺等機(jī)載設(shè)備接入電路，由仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送仿真數(shù)據(jù)至飛控計(jì)算機(jī)中，模擬實(shí)際飛行狀況，驗(yàn)證飛控性能，同時(shí)可以檢查靶機(jī)各組件的工作性能是否穩(wěn)定[2]。

1 控制器設(shè)計(jì)

無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)是保障無人機(jī)正常飛行與執(zhí)行任務(wù)的核心系統(tǒng)，如圖1所示。根據(jù)負(fù)反饋控制原理，飛控系統(tǒng)的控制回路可以劃分為三級，分別為舵回路、增穩(wěn)和制導(dǎo)回路[3]。舵回路是最內(nèi)層的伺服控制回路，舵回路與姿態(tài)傳感器等構(gòu)成增穩(wěn)回路，用于無人機(jī)飛行姿態(tài)的穩(wěn)定與控制。舵回路、導(dǎo)航傳感器與制導(dǎo)解算構(gòu)成制導(dǎo)回路，完成飛行航跡控制。

圖1 靶機(jī)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)可以分解到縱向方向與橫向方向上，前者包含升降、俯仰與前后直飛，后者包括滾轉(zhuǎn)、偏航與左右側(cè)移，本文分別從這2個(gè)方面對靶機(jī)進(jìn)行飛控設(shè)計(jì)[4]。

縱向運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定與控制，主要在于對俯仰角的穩(wěn)定與控制。通過操縱升降舵，一方面使得無人機(jī)在外部干擾下能保持期望運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，另一方面要能夠響應(yīng)控制指令。調(diào)整俯仰角度還可以改變無人機(jī)的飛行高度，因此俯仰姿態(tài)的控制是高度控制的內(nèi)回路[5]。

1.1 縱向運(yùn)動(dòng)控制器

俯仰角控制回路如圖2所示。對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饋，用于增加阻尼力矩，抑制俯仰角的波動(dòng)，改善系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能。積分環(huán)節(jié)有利于增加系統(tǒng)型別，有效降低穩(wěn)態(tài)誤差，但系統(tǒng)相對穩(wěn)定性會(huì)有所降低[6]。

圖2 俯仰角控制回路

為防止積分環(huán)節(jié)的升降舵出舵量過大，需要加入限幅。此外，靶機(jī)滾轉(zhuǎn)時(shí)會(huì)引起高度降低，因此需要在俯仰角回路引入滾轉(zhuǎn)角的反饋。俯仰角控制律為

(1)

高度控制如圖3所示。采用PI控制作為高度控制律，俯仰角控制回路為內(nèi)回路，同時(shí)引入高度變化率反饋信號，有利于增大系統(tǒng)阻尼。

圖3 高度控制回路

高度控制律為

(2)

1.2 橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)控制器

無人機(jī)的橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)包含滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)與偏航運(yùn)動(dòng)，滾轉(zhuǎn)角速度會(huì)引起偏航力矩，偏航角速度也會(huì)引起滾轉(zhuǎn)力矩，因此橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)本質(zhì)上是一個(gè)多變量控制系統(tǒng)。

相對于方向舵，副翼對于滾轉(zhuǎn)的操作性更強(qiáng)，該靶機(jī)采用副翼控制滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。滾轉(zhuǎn)角控制與俯仰角控制類似，控制結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 滾轉(zhuǎn)角控制回路

滾轉(zhuǎn)角回路采用比例控制，引入滾轉(zhuǎn)角速率反饋提高系統(tǒng)阻尼。

(3)

當(dāng)需要改變無人機(jī)航向時(shí)，可以通過無人機(jī)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生升力，升力在水平方向分量為無人機(jī)圓周運(yùn)動(dòng)向心力，從而改變飛機(jī)航向角。在轉(zhuǎn)彎時(shí)應(yīng)盡量減小側(cè)滑角，使航向角調(diào)節(jié)過程平滑。航向角控制如圖5所示。

圖5 航向角控制回路

(4)

采用協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎方式進(jìn)行側(cè)向偏離控制器設(shè)計(jì)，通過操縱副翼舵完成側(cè)向偏離控制。為增加阻尼，需要引入側(cè)向偏離微分信號，而航向角信號與側(cè)向偏離微分信號近似成比例關(guān)系，因此側(cè)向偏離回路以航向角回路為內(nèi)回路。側(cè)向偏離控制回路如圖6所示。

圖6 側(cè)向偏離控制回路

側(cè)向偏離控制律為

φg=KΨ(Ψg-Ψ)V+Kdd

(5)

Ψg為航向角給定；Ψ為航向角反饋；V為靶機(jī)速度反饋；d為航偏距；KΨ和Kd為側(cè)向偏離增益系數(shù)；φg為航向角回路輸入量。

2 飛控系統(tǒng)組件

2.1 組件分析

如圖7所示，從硬件層面考慮，靶機(jī)飛控系統(tǒng)有以下控制組件：飛控計(jì)算機(jī)、機(jī)載電臺、GPS、慣性導(dǎo)航(IMU)、發(fā)動(dòng)機(jī)及轉(zhuǎn)速傳感器、各操縱舵面以及機(jī)載任務(wù)設(shè)備等[7]。

圖7 飛控系統(tǒng)組件結(jié)構(gòu)

飛控計(jì)算機(jī)是靶機(jī)的控制中心，該靶機(jī)采用TMS320F28335作為飛控芯片，負(fù)責(zé)接收地面系統(tǒng)的指令，控制靶機(jī)飛行，下發(fā)指令給各執(zhí)行機(jī)構(gòu)，協(xié)調(diào)各機(jī)載子系統(tǒng)的工作，并接收靶機(jī)各組件的反饋，將反饋信息發(fā)送給地面系統(tǒng)[8]。

靶機(jī)配置兩路GPS，數(shù)據(jù)刷新頻率為10 Hz，遵循NEMA0186協(xié)議，飛控計(jì)算機(jī)中解算$GPGGA與$GPRMC數(shù)據(jù)，獲取時(shí)間、經(jīng)緯度、高度、航速與航向等信息。優(yōu)先使用GPSA的數(shù)據(jù)，當(dāng)GPSA數(shù)據(jù)故障時(shí)，則飛控與地面測控系統(tǒng)自動(dòng)切換使用GPSB。

靶機(jī)配備高頻電臺，與地面測控系統(tǒng)的電臺構(gòu)成通信，實(shí)現(xiàn)超視距控制。通信系統(tǒng)的上行鏈路為遙控鏈路，下行鏈路為遙測鏈路。設(shè)置電臺波特率為38 400 B/s，該靶機(jī)遙測通信協(xié)議長度為52 B，一幀遙測數(shù)據(jù)時(shí)長約為11 ms。遙控通信協(xié)議長度為12 B，一幀數(shù)據(jù)時(shí)長約為2.5 ms。上行鏈路中包含靶機(jī)飛行與任務(wù)設(shè)備的控制指令，因此選擇在F28335的5 ms定時(shí)器中接收數(shù)據(jù)。而下行鏈路用于傳輸靶機(jī)飛行狀態(tài)信息，對數(shù)據(jù)率要求較低，選擇在50 ms定時(shí)器中發(fā)送數(shù)據(jù)。通信鏈路的延遲在起飛、巡航與著陸階段均滿足該靶機(jī)操控需求。

舵機(jī)為舵回路的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，可以輸出力矩使舵面偏轉(zhuǎn)。該靶機(jī)采用電動(dòng)舵機(jī)控制各舵面運(yùn)動(dòng)，在靶機(jī)調(diào)試環(huán)節(jié)，需要調(diào)節(jié)各級閉環(huán)回路的參數(shù)，確保給定角度量和舵面實(shí)際偏轉(zhuǎn)角度一致。其中，油門舵位于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口，通過調(diào)節(jié)進(jìn)氣量的大小，可以調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，該轉(zhuǎn)速由轉(zhuǎn)速傳感器采集。

2.2 信號輸入與輸出

在圖7中標(biāo)注了飛控計(jì)算機(jī)與靶機(jī)各組件的信號輸入輸出方式，本節(jié)對此做具體說明。

SCI模塊為通用異步串行通信接口，主要應(yīng)用于DSP處理器和PC機(jī)的RS232端口傳輸數(shù)據(jù)[9]。F28335有3個(gè)串行通信(SCI)模塊，其中，將SCIA應(yīng)用于仿真PC機(jī)的數(shù)據(jù)輸入輸出，SCIC應(yīng)用于慣導(dǎo)數(shù)據(jù)輸入。該靶機(jī)選用的慣導(dǎo)型號為THNC100-G1。慣導(dǎo)有兩路信號輸出，一路模擬量，另一路數(shù)字量RS422信號。兩路信號均輸入到飛控計(jì)算機(jī)中，模擬量接入AD采樣，RS422信號接MAX3490芯片，轉(zhuǎn)為RS232信號，接入F28335的SCIC端口，如圖8所示。

圖8 靶機(jī)RS422信號通道

慣導(dǎo)上電時(shí)，需要初始化30 s之后才能發(fā)送正常數(shù)據(jù)，導(dǎo)致SCI通信產(chǎn)生錯(cuò)誤中斷標(biāo)志位，因此需要在定時(shí)器中重新初始化SCI模塊，清除此錯(cuò)誤中斷標(biāo)志位。

與SCI通信類似，eCAP采樣也采用中斷方式。F28335的eCAP通道，可以檢測輸入引腳的電平跳變，并記錄跳變時(shí)刻時(shí)基計(jì)數(shù)器TSCTR的值[10]。在捕獲模式下，eCAP通道可以連續(xù)檢測4次跳變。轉(zhuǎn)速傳感器在發(fā)動(dòng)機(jī)每轉(zhuǎn)一圈時(shí)能發(fā)出4次脈沖信號。因此發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速n與eCAP采樣值關(guān)系為

(6)

f為系統(tǒng)時(shí)鐘頻率；T4為第4次電平跳變時(shí)刻的時(shí)鐘值；T1為第1次電平跳變時(shí)刻的時(shí)鐘值。

DI、DO模塊用于投放誘餌彈、靶機(jī)開傘等。以靶機(jī)開傘為例，靶機(jī)傘艙的封艙線路上放置電爆管，在地面操縱人員發(fā)送開傘指令后，飛控計(jì)算機(jī)通過GPIO口輸出高電平的電信號，引爆電爆管從而打開傘艙，靶機(jī)降落傘從中脫離并開傘。

UART模塊，由TL16C754芯片，擴(kuò)展4路RS232信號，分別用于電臺通信、GPSA、GPSB與磁航向計(jì)。AD采樣模塊用于采樣慣導(dǎo)模擬信號、采樣機(jī)載電源電壓信息與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速模擬信號。PWM波為舵機(jī)的控制信號，占空比為5%～10%，飛控計(jì)算機(jī)通過調(diào)節(jié)PWM波占空比大小，可以控制各舵面的偏轉(zhuǎn)角度。

3 鐵存

在靶機(jī)的調(diào)試與起飛準(zhǔn)備階段，經(jīng)常需要更改航線數(shù)據(jù)與部分飛控參數(shù)。而F28335的FLASH存儲器需要通過JTAG仿真接口和CCS軟件進(jìn)行擦寫，每次燒寫程序必須打開靶機(jī)的飛控機(jī)艙與飛控機(jī)箱。在RAM中的數(shù)據(jù)則會(huì)斷電丟失。因此，在DSP控制器中增設(shè)鐵電存儲芯片F(xiàn)M24V10，該芯片數(shù)據(jù)可以長期儲存，擁有1 MB存儲空間，能夠快速讀寫，數(shù)據(jù)可以斷電保存，相較EEPROM可靠性高、功耗低。將部分飛控參數(shù)、飛行航線等數(shù)據(jù)存入FM24V10，在需要初始化或者更改這些數(shù)據(jù)時(shí)，地面人員通過電臺通信，將數(shù)據(jù)發(fā)送至飛控計(jì)算機(jī)，F(xiàn)28335對鐵存進(jìn)行寫操作。如果系統(tǒng)上電初始化，則對鐵存進(jìn)行讀操作，讀取該類參數(shù)。如此便能實(shí)現(xiàn)航線與飛控參數(shù)的遠(yuǎn)程調(diào)試與更改。

4 仿真實(shí)驗(yàn)

該靶機(jī)配設(shè)仿真系統(tǒng)，可以輸出數(shù)學(xué)模型至F28335中，在實(shí)際飛行之前進(jìn)行半物理仿真實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證飛控程序以及各執(zhí)行機(jī)構(gòu)性能。

預(yù)設(shè)航線如圖9所示，橫軸為靶機(jī)東向相對距離，縱軸為靶機(jī)北向相對距離。

圖9 仿真預(yù)設(shè)航線

靶機(jī)起飛點(diǎn)為A點(diǎn)，初始航向約為-30°，從B點(diǎn)進(jìn)入橢圓軌道順時(shí)針飛行2圈，在C點(diǎn)飛出橢圓軌道，在經(jīng)過D點(diǎn)后，直飛至起飛原點(diǎn)開傘降落。在巡航階段，靶機(jī)定高1 000 m。

仿真實(shí)驗(yàn)的三維航跡如圖10所示。仿真實(shí)驗(yàn)的高度如圖11所示。

圖10 仿真航跡

圖11 仿真高度

在仿真飛行中，在圖11的E1點(diǎn)(對應(yīng)圖10的E2點(diǎn))調(diào)整靶機(jī)定高為1 600 m，靶機(jī)向上爬升至1 600 m，在圖11的F1點(diǎn)(對應(yīng)圖10的F2點(diǎn))，調(diào)整靶機(jī)自主飛行，則靶機(jī)按照預(yù)設(shè)航線，自主調(diào)整巡航高度為1 000 m。最后靶機(jī)返回起飛原點(diǎn)開傘，在地面測控顯示開傘時(shí)，經(jīng)測量開傘線路電壓為8.6 V，表明硬件線路有效。

5 結(jié)束語

該靶機(jī)飛控系統(tǒng)控制策略較為有效，飛控計(jì)算機(jī)與各機(jī)載子系統(tǒng)能夠協(xié)調(diào)工作。仿真實(shí)驗(yàn)中，靶機(jī)基本按照預(yù)設(shè)航線飛行，且在飛行過程中隨時(shí)可以進(jìn)行有效的人工操縱，符合實(shí)用需求。