這篇控制系統(tǒng)論文發(fā)表了無人直升機航模控制系統(tǒng)設計研究，論文以450級航模直升機為平臺，設計了一種低成本、具備一定自主飛行能力的無人直升機飛行控制系統(tǒng)，研究實現(xiàn)各模塊功能的算法，使該控制系統(tǒng)的運行效率最大化。

　　關鍵詞：控制系統(tǒng)論文,無人直升機,混控

　　飛行控制系統(tǒng)是整個無人直升機的核心，是一個典型的多變量、強耦合的控制系統(tǒng)。

　　1單片機的選擇

　　單片機是整個無人直升機飛行控制系統(tǒng)的核心，其性能不僅影響飛行控制系統(tǒng)的工作效率，也影響直升機的飛行性能。經(jīng)過反復比較，本設計采用STC12C5A60S2單片機。這是8位的51單片機，是傳統(tǒng)8051單片機的增強型，運算速度是傳統(tǒng)8051的8-12倍，最高支持35MHz的晶振，運算速度基本符合要求。

　　2地面遙控器的設計

　　地面控制部分是遙控器，它主要通過搖桿電位器采集多路控制信號，并將控制信號通過能夠遠距離(500m以上)通信的無線數(shù)傳模塊發(fā)送給直升機，實現(xiàn)直升機的遙控飛行。一般的直升機都有五個控制量，即油門(電動機轉速)、主旋翼總距、橫向節(jié)距、縱向節(jié)距、尾翼總距。而普通航模遙控器基本只有4個輸入通道，它們一般都是將油門和主旋翼總距耦合在一起，看成一個通道一起控制，一定的轉速對應一定的螺距。

　　這樣的好處在于簡化了操作，因為這兩個量都只是用來控制主旋翼的升力，操縱人員只需控制兩根2維搖桿就可以控制直升機的飛行。但這種控制方法在一定程度上限制了直升機飛行性能的發(fā)揮。比如使直升機保持懸停，可以有兩種選擇：一是讓主旋翼處于低轉速、大螺距的狀態(tài);另一種是讓主旋翼處于高轉速、小螺距的狀態(tài)。前一種狀態(tài)非常省電，飛行時間可以達到后一種狀態(tài)的2倍，而后一種狀態(tài)則擁有更好的抗風性、機動性。因此，為了使直升機能夠隨時在這兩種模式間轉換，設計的遙控器比普通遙控器多加了一個通道，即單獨用一個旋鈕電位器來控制電動機的轉速。遙控器總體結構框圖如圖1所示，共有5個輸入通道。遙控器主要由A/D轉換和無線通信兩部分構成。控制信號被A/D轉換部分采集后，由單片機通過串口發(fā)送給無線通信模塊，然后無線通信模塊再將控制信號發(fā)送給直升機。

　　3轉換部分的設計

　　A/D轉換亦稱模擬-數(shù)字轉換，與數(shù)/模(D/A)轉換相反，是將連續(xù)的模擬量通過取樣轉換成離散的數(shù)字量。A/D轉換可分為4個階段：即采樣、保持、量化和編碼。原本A/D轉換需要一塊專門的A/D轉換芯片，但是STC12C5A60S2單片機內(nèi)已經(jīng)集成了8路10位高速A/D轉換器。為簡化電路結構、加快運行速度，本設計直接使用單片機自帶的A/D轉換器。此外，考慮到10位的轉換結果在進行計算和無線傳輸時不太方便，同時8位的結果已經(jīng)能夠滿足控制精度的要求，因此只取A/D轉換結果的高8位，將低2位省略。

　　在STC12C5A60S2中，A/D轉換既可以使用查詢方式也可以使用中斷方式。由于遙控器的唯一功能就是采集各通道的控制信號并將其發(fā)送，所以為了保證遙控器能在最短的時間內(nèi)采集各通道的控制信號，本設計采用了中斷的方式。其主函數(shù)程序如圖2。CPU在主循環(huán)中除了等待A/D轉換完成外不做其他任何事情。當一個通道的A/D轉換完成并產(chǎn)生中斷時，CPU立刻進入中斷服務子程序voidADC_ISR()interrupt5using1執(zhí)行圖3所示程序：只要一個通道的A/D轉換完成，CPU就會取出轉換結果并開始下一通道的轉換。這樣，單片機就能夠周而復始的檢測5個通道的控制信號。在被檢測5個通道中，除了最后1個通道(油門通道)是不帶復位功能的旋鈕電位器外，其余4個都是帶復位功能的搖桿電位器。

　　也就是說，當沒有外力施加在搖桿上時，搖桿會回到中點位置，對應電位器的輸出電壓應為參考電壓的一半，即A/D轉換的結果應為127(8位轉換的結果最大為255)。由于搖桿電位器本身的復位精度有限，其復位后A/D轉換的結果在127附近一定范圍內(nèi)波動。經(jīng)過多次實驗，發(fā)現(xiàn)其波動范圍在17以內(nèi)。所以，中斷服務子程序voidADC_ISR()interrupt5using1除了完成控制信號采集任務外，還要將采集到的結果轉換成控制信號。具體轉換方法如表1所示，當前4個通道采集到的A/D轉換結果在110-144之間時，都認為該通道的搖桿處于中點位置，控制信號為127;當結果超出這一范圍時，將超出的量(可正可負)加在127上作為該通道控制信號。

　　4飛行控制模塊

　　因為飛行控制模塊直接控制著直升機上的機電設備，其性能的好壞直接決定了飛機是否能夠正常飛行。該模塊主要功能包括產(chǎn)生PWM和實現(xiàn)CCPM，具體程序算法如下。

　　4.1產(chǎn)生PWM波形的方法

　　STC12C5A60S2單片機自帶2路PWM，由于直升機飛行控制系統(tǒng)需要至少5路，而且相互之間沒有什么聯(lián)系，所以本設計還是通過定時器產(chǎn)生中斷來實現(xiàn)PWM的輸出。同時舵機的控制信號對時間要求比較高，脈寬的變化范圍只有2ms，時間上稍有延遲就會使舵機做出錯誤的動作。因此選擇了定時器0，并將其優(yōu)先級設為最高，這樣單片機就可以在任何情況下都能保證輸出PWM的準確與穩(wěn)定，其中斷服務子程序如圖4。

　　該程序總共提供8路PWM信號，本系統(tǒng)只用到了其中的5路，剩余的可用于以后的功能擴展。8路信號的脈寬分別由數(shù)組PW_of_ch[]中的8個元素控制。當一個新的周期開始時，所有通道都輸出高電平，并將T0的溢出次數(shù)i清零。然后開始計時，T0每溢出一次，i加一，并與各通道的脈寬比較。若兩者相等，則該通道完成正脈沖的輸出，變?yōu)榈碗娖剑�直到該周期結束，如此循環(huán)往復，就可以不斷的輸出PWM控制信號。這樣，只需要在其他程序中改變數(shù)組PW_of_ch[]中某一個元素的值，就可以實時的改變對應通道的輸出信號，實現(xiàn)對舵機的控制。

　　4.2實現(xiàn)CCPM混控的程序算法

　　本系統(tǒng)共有5路輸入信號和5路輸出信號，由于機身結構上采用了CCPM十字盤，所以除了油門和尾旋翼總螺距這兩個通道的輸入和輸出一一對應外，其他的三個通道需要由軟件來實現(xiàn)CCPM混控。所謂混控可理解為一個輸入信號控制著多個輸出信號，同時一個輸出信號又同時受到多個輸入信號的影響。下面以直升機上左側的舵機為例介紹具體的混控方法。左舵機是由數(shù)組元素PW_of_ch[1]控制的，先介紹一下主旋翼升力隨PW_of_ch[1]變化的過程。

　　當PW_of_ch[1]的數(shù)值增大時，該通道的脈寬變寬，舵機臂逆時針轉動，連接舵臂和十字盤的拉桿上抬，十字盤在該方向的高度變高，主旋翼的槳葉轉到該方向時的螺距增大，槳葉產(chǎn)生的升力增大，相反則減小。由此可見，對于左舵機而言，增大PW_of_ch[1]的數(shù)值就可以增大主旋翼在該方向的升力。而PW_of_ch[1]是由該通道的默認值default_of_ch[1]與控制信號相加或相減得到的，具體是相加還是相減由控制信號的意義決定。

　　例如當需要增大主旋翼的總螺距時，因為總螺距控制信號Control_DATA[0]越大表示升力越大，所以將Control_DATA[0]的數(shù)值加到左舵機的默認值default_of_ch[1]上;當需要增大俯角時，因為俯仰角控制信號Control_DATA[1]越大表示俯角越大，所以將默認值default_of_ch[1]減去Control_DATA[1]的數(shù)值;當需要增大左傾角時，因為橫滾角控制信號Control_DATA[2]越大表示左傾角越大，所以將默認值default_of_ch[1]減去Control_DATA[0]的數(shù)值。其他舵機的控制方法與此類似。經(jīng)過不斷調試，最終利用該算法實現(xiàn)了CCPM混控。

　　5結語

　　通過制作航模實物，試驗結果表明，本設計系統(tǒng)舵機的轉動角度可由單片機精確控制，俯仰角、橫滾角和偏航角靈活可控，俯仰角和橫滾角更新頻率達178Hz以上，且角度可測，誤差低于0.1°。

　　參考文獻

　　[1]黃亮.小型直升機自主飛行系統(tǒng)設計與實現(xiàn)[D].華南理工大學，2005.

　　[2]劉歌群.無人機飛行控制系統(tǒng)設計及檢測與控制技術研究[D].西北工業(yè)大學，2004.

　　作者：支燕翔 單位：中天科技軟件設計有限公司

　　推薦閱讀：《制冷空調與電力機械》(現(xiàn):發(fā)電與空調)(雙月刊)創(chuàng)刊于1980年，是由中國華電集團公司和國電機械設計研究院主辦，本刊聘請了清華大學、同濟大學、上海交通大學、武漢大學、浙江大學等著名院校的專家、學者和北京、上海等地著名設計院所的資深科技人員組成了高水平的學術編審委員會。