CN102426458B - 一种适用于旋翼无人机的地面控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于旋翼无人机的地面控制系统，该地面控制系统包括PC机(4)、实时姿态控制器(2)、SPI通讯采集器(3)和驱动器(1)。驱动器(1)一方面接收实时姿态控制器(2)输出的运动指令Din，另一方面依据所述运动指令Din分别输出电机控制信号D2驱动电机(12)运动、第A路舵机信号DA驱动A舵机(13)运动、第B路舵机信号DB驱动B舵机(14)运动、第C路舵机信号DC驱动C舵机(15)运动、第D路舵机信号DD驱动D舵机(16)运动；SPI通讯采集器(3)一方面采集旋翼无人机上惯性测量单元(11)测量得到的参数信息D1，另一方面输出旋翼无人机的三个自由度的线加速度信号α和角速度信号ω给实时姿态控制器(2)；PC机(4)通过TCP/IP协议与实时姿态控制器(2)进行通信，为操控者提供了友好的人机界面。

Description

一种适用于旋翼无人机的地面控制系统

技术领域

本发明涉及一种适用于旋翼无人机的地面控制系统，该地面控制系统通过有线方式与旋翼无人机上的执行机构和传感器实现连接。

背景技术

旋翼无人机具有使用灵活、成本低、零伤亡等特点，在现代军事和民用两方面都得到了广泛的应用。旋翼无人机具有垂直起降和悬停特殊功能，但较之固定翼无人机其稳定性和抗风性较弱，自主控制更为复杂。当前对旋翼无人机的地面控制方式主要分三种：手动遥控方式、自主/半自主控制方式和超视距遥控与自主控制相结合的方式。

自主/半自主型用于旋翼无人机视距外(远距)在地面飞行控制人员的监控下进行作业飞行，此情况下要求旋翼无人机具有一定的姿态自主控制能力，对旋翼无人机控制系统要求高、难度大。

为旋翼无人机设计地面控制系统的一般方法是：首先基于牛顿力学模型建立小型旋翼无人机的动力学模型，然后基于此模型设计旋翼无人机飞行姿态控制器，最后在基于某种飞行状态引入相应的控制算法。然而，由于旋翼无人机自身的结构特性，比如体积小，自耦合性高，非线性强等，使小型旋翼无人机的动力学模型很难确定，从而导致旋翼无人机的控制参数的不确定性。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于非常规布局的微型旋翼无人机的地面控制系统，该地面控制系统通过有线的方式实现对旋翼无人机的供电、姿态数据的采集、控制信号和反馈信号的传输。本发明设计的地面控制系统省去了建立小型旋翼无人机动力学模型的复杂步骤，在不建立无人机模型的情况下，通过实时姿态控制器实现数据接收、姿态解算、滤波、PID控制，并能够在线调试并获得较为理想的PID控制参数，成功使旋翼无人机实现了悬停任务。

本发明的地面控制系统第一方面接收旋翼无人机中的IMU(惯性测量单元)输出的三轴加速度信息α_X、α_Y、α_Z和角速度信息ω_X、ω_Y、ω_Z；第二方面通过实时姿态控制器2对微型旋翼无人机中的电机12进行动力控制；第三方面通过实时姿态控制器2对微型旋翼无人机中的多个舵机(A舵机13、B舵机14、C舵机15、D舵机16)进行控制，从而实现在不建立无人机模型的情况下，成功使旋翼无人机实现了悬停任务。A舵机13与C舵机15协作实现微型旋翼无人机的俯仰运动；B舵机14与D舵机16协作实现微型旋翼无人机的滚转运动；A舵机13、B舵机14、C舵机15与D舵机16协作实现微型旋翼无人机的偏航运动。

本发明用于微型旋翼无人机的地面控制系统的优点在于：

①电源激励和接收控制信号通过有线的方式进行交互，避免了无线传输的不可靠性。

②PC机与控制芯片和处理器芯片的组合，能够低成本实现一个非常规布局的微型旋翼无人机的地面控制系统。

③通过巴特沃兹滤波器消除高频振动，减小了由于电机转动引起的强烈抖动对控制系统的干扰

④在线调试PID控制器的控制参数，缩短了调试周期，提高了调试效率。

附图说明

图1是适用于旋翼无人机的本发明地面控制系统的信号控制示意图。

图2是本发明实时姿态控制器部分的结构框图。

图2A是本发明实时姿态控制器中PID控制器的信号流程图。

图3是本发明地面控制系统中PC机的界面示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

参见图1所示，本发明的一种适用于旋翼无人机的地面控制系统，该地面控制系统包括PC机4、实时姿态控制器2、SPI通讯采集器3和驱动器1。驱动器1一方面接收实时姿态控制器2输出的运动指令Din，另一方面依据所述运动指令Din分别输出电机控制信号D2驱动电机12运动、第A路舵机信号DA驱动A舵机13运动、第B路舵机信号DB驱动B舵机14运动、第C路舵机信号DC驱动C舵机15运动、第D路舵机信号DD驱动D舵机16运动；SPI通讯采集器3一方面采集旋翼无人机上惯性测量单元(IMU)11测量得到的参数信息D1，另一方面输出旋翼无人机的三个自由度(三个轴)的线加速度信号α(α_X、α_Y、α_Z)和角速度信号ω(ω_X、ω_Y、ω_Z)给实时姿态控制器2；PC机4通过TCP/IP协议与实时姿态控制器2进行通信，为操控者提供了友好的人机界面。

本发明地面控制系统采用有线方式分别与旋翼无人机上的IMU(惯性测量单元)、电机12、A舵机13、B舵机14、C舵机15和D舵机16连接。为旋翼无人机的供电也采用有线的方式。地面控制系统与旋翼无人机的有线方式连接，能够避免无线传输的不可靠性，提高了地面控制系统的可靠性、稳定性。

在本发明中，地面控制系统第一方面接收旋翼无人机中的IMU(惯性测量单元)输出的三轴加速度信息α_X、α_Y、α_Z和角速度信息ω_X、ω_Y、x_Z；第二方面通过实时姿态控制器2对微型旋翼无人机中的电机12进行动力控制；第三方面通过实时姿态控制器2对微型旋翼无人机中的多个舵机(A舵机13、B舵机14、C舵机15、D舵机16)进行控制，从而实现在不建立无人机模型的情况下，成功使旋翼无人机实现了悬停任务。α_X表示惯性测量单元输出的X轴加速度信息，α_Y表示惯性测量单元输出的Y轴加速度信息，α_Z表示惯性测量单元输出的Z轴加速度信息，ω_X表示惯性测量单元输出的X轴角速度信息，ω_Y表示惯性测量单元输出的Y轴角速度信息，ω_Z表示惯性测量单元输出的Z轴角速度信息。

在本发明中，地面控制系统通过对电机12、A舵机13、B舵机14、C舵机15、D舵机16的控制，使得微型旋翼无人机实现的姿态包括有俯仰运动、滚转运动和偏航运动，即A舵机13与C舵机15协作实现微型旋翼无人机的俯仰运动；B舵机14与D舵机16协作实现微型旋翼无人机的滚转运动；A舵机13、B舵机14、C舵机15与D舵机16协作实现微型旋翼无人机的偏航运动。

本发明设计的地面控制系统除PC机4以外面，实时控制器2选用Freescale的型号为MPC8270实时控制芯片。对旋翼无人机的信息采集和驱动是在一片FPGA处理器中实现的，FPGA处理器选用Xilinx的XC5VLX50T芯片。

下面将详细说明本发明地面控制系统中各个模块实现的功能：

(一)PC机

在本发明中，PC机4通过TCP/IP协议与实时姿态控制器2进行通信，为操控者提供了友好的人机界面(参见图3所示)。操控者通过所述人机界面调整旋翼无人机的控制参数、以及实时显示旋翼无人机飞行的姿态等。

图3中的界面说明：滚转姿态(Td)分别表示PID姿态环滚转角部分的PID控制参数；俯仰姿态(Kp)、俯仰姿态(Ti)、俯仰姿态(Td)分别表示PID姿态环俯仰角部分的PID控制参数；滚转速度(Kp)、滚转速度(Ti)、滚转速度(Td)分别表示姿态速度环滚转角速度部分的PID控制参数；俯仰速度(Kp)、俯仰速度(Ti)、俯仰速度(Td)分别表示姿态速度环俯仰角速度的PID控制参数；偏航_姿态速度(Kp)、偏航_姿态速度(Ti)、偏航_姿态速度(Td)分别表示姿态速度环的偏航角速度的PID控制参数。Output(X)表示俯仰环路PID控制模块输出的控制量，Output(Y)表示滚转环路PID控制模块输出的控制量、Output(Z)表示偏航环路PID控制模块输出的控制量。δp(X)表示控制A舵机、C舵机(滚转角)偏转的PWM波占空比；δq(Y)表示控制B舵机、D舵机(俯仰角)偏转的PWM波占空比；δr(Z)控制A舵机、B舵机、C舵机、D舵机(偏航角)偏转的PWM波占空比。表示Gravity+Drag(gf)表示驱动无人机电机的PWM波占空比。Boolean表示手动操作和自动操作的切换。点击Stop按键，程序停止。

PC机是一种能够按照事先存储的程序，自动、高速地进行大量数值计算和各种信息处理的现代化智能电子设备。最低配置为CPU 2GHz，内存2GB，硬盘20GB；安装操作系统为windows 2000/2003/XP；安装Labview 2010软件。

(二)实时姿态控制器

参见图2所示，实时姿态控制器2根据实现的功能划分为标定模块21、巴特沃兹滤波模块22、姿态解算模块25、PID控制器23和数据采集引擎模块24。

(1)标定模块21

在本发明中，标定模块21通过采集、重组、整定FPGA端的数据信息，将旋翼无人机上的IMU采集到的信息转化为可读的，可处理的加速度信息和角速度信息。

由于从旋翼无人机中IMU(惯性测量单元)11中采集到的信息是以数据包D1的形势读出来的，数据包D1中包含有加速度信息和角速度信息。

在本发明中，IMU的X轴、Y轴和Z轴输出的加速度信息分别记为α_X、α_Y、α_Z；IMU的X轴、Y轴和Z轴输出的角速度信息分别记为ω_X、ω_Y、ω_Z。IMU产生的初始加速度信息和角速度信息是以14位二进制补码的形式表示的，所以标定模块首先要将二进制补码的数据转化为十进制，然后在乘以标定系数，得到实际的加速度信息和角速度信息。例如：如果加速度计的输出为00 0000 0000 0001，那么转化为十进制为1，则加速度为1×2.522mg(标定系数)＝0.002522g，如果加速度计的输出为11 11111111 1111，那么转化为十进制为-1，则加速度为(-1)×2.522mg＝0.002522g；如果陀螺仪的输出为00 0000 0000 0001，那么转化为十进制为1，则陀螺仪的输出为1×0.07306°/s＝0.07306°/s，如果陀螺仪的输出为11 1111 1111 1111，那么转化为十进制为-1，则陀螺仪的输出为(-1)×0.07306°/s(标定系数)＝-0.07306°/s。

(2)巴特沃兹滤波模块22

在本发明中，巴特沃兹滤波模块22通过Labview信号处理开发包内的巴特沃兹滤波器，将采集到的数据的毛刺和高频抖动滤掉。

在本发明中，由于旋翼无人机中电机12转动时会产生剧烈的震颤，造成数据的噪声很大，所以需要加入一个滤波器，来消除高频噪声。Labview软件开发包中有现成的巴特沃兹滤波器，只需将采集标定后的加速度和角速度信息通过此滤波器，通过设置高截止频率便可消除不必要的高频噪声。

(3)姿态解算模块25

在本发明中，姿态解算模块25根据IMU产生的加速度信息和角速度信息解算出无人机的滚转角θ，俯仰角φ，滚转速度ω_X，俯仰角速度ω_Y，偏航角速度ω_Z。

本发明地面控制系统设计的前提是所有的状态量以足够高的频率被准确的读取，成为所述地面控制系统的反馈信号。利用IMU的加速度计给出旋翼无人机以机体坐标系下某个轴上的比力为f＝a-g，a表示实际加速度，g表示X轴上的重力加速度；对悬停状态下的旋翼无人机可以假如在机体坐标系X轴方向上没有扰动，旋翼无人机基本处于平衡状态，则X轴上的实际加速度a_x的值可以忽略：则有

同理可得 $1\begin{array}{c}{f}_y=-g_y=-g\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}\\ f_z=-g_z=-g\cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\end{array}\⇒\mathrm{\φ}{\text{=tan}}^{-1}\frac{f_y}{f_z}.$

(4)PID控制模块23

参见图2A所示，在本发明中，PID控制模块23根据解算的旋翼无人机的滚转角θ，俯仰角φ，滚转角速度ω_X，俯仰角速度ω_Y，偏航角速度ω_Z，输出舵机的控制信息以控制无人机的悬停。

对于单旋翼+气动面结构的微型旋翼无人机，由于其属于非常规布局的新型飞行器，国内外的针对这种新的被控对象，在科研的初期阶段往往采用实用有效地PID。因此，同样为了设计一个简单直观、方便调试的控制器，本发明选择了基于误差的PID控制器。PID是一种线性控制器，根据给定值与实际输出值的偏差error(t)构成偏差控制，其控制规律为： $u\left(t\right)=k_p[\mathrm{error}\left(t\right)+\frac{1}{T_I}{\∫}_0^t\mathrm{error}\left(t\right)\mathrm{dt}+\frac{T_D\mathrm{derror}\left(t\right)}{\mathrm{dt}}],$ 其中，u(t)表示PID控制模块输出的控制量，k_p表示PID控制模块的比例增益，error(t)表示给定值与实际输出值的偏差，T_I表示积分时间常数，T_D表示微分时间常数，t表示采样时间。

旋翼式飞行器的速度主要由姿态的变化而造成，故设计了一个经典回路控制系统，内环为姿态角速率控制回路，外环为姿态角控制回路。

在信息采集时，IMU测量旋翼无人机在机体坐标系下的角速度和加速度，产生控制系统反馈信号；控制器2接受来自IMU的反馈信号并计算处理得到相应的舵机、电机控制量；多个舵机与一个电机的驱动器1给出的控制量的输出用来稳定旋翼无人机的飞行姿态。

图2A中，φ_c表示设定俯仰角(悬停状态下，φ_c＝0)；θ_c表示设定设定滚转角(悬停状态下，θ_c＝0)；δ_r表示设定偏航角速度(悬停状态下，δ_r＝0)；δ_p表示设定滚转角速度；δ_q表示设定俯仰角速度。

(5)数据采集引擎模块24

数据采集引擎模块24通过先入先出队列FIFO将采集的IMU的所有传感器读取出来。

在本发明中，实时控制器2选用Freescale的型号为MPC8270实时控制芯片。

(三)SPI通讯采集器

在本发明中，SPI通讯采集器3通过SPI接口与旋翼无人机上的惯性测量单元(IMU)进行数据和命令交互，用于采集IMU感应的旋翼无人机上三个自由度的线加速度信号和角速度信号。

SPI接口的读写操作：ADIS16350(IMU)使用的SPI接口为4线制：片选线(CS)，时钟线(SCLK)，数据输入线(DIN)，数据输出线(DOUT)。片选线用来使能SPI接口以使其正常通讯，当为高时，输出信号线不受时钟线和数据输入线的影响而始终为高阻态。传输完一个完整的数据帧需要16个时钟周期。由于SPI接口是一种全双工模式，所以在一帧数据传送的过程中既可以接收又可以发送。这样可以再本帧数据中既可以设置下一帧数据的读操作，又可以同时接收上一帧读操作所读的寄存器。

读寄存器内容时16位的数据格式如下：第一位为0(用于与写寄存器区分)，第二位为0，第三到九位为目标寄存器地址，最后八位对本帧数据没有影响，由于每个寄存器的16位由两个独立的8位组成，而每个8位的地址又并不相同，这样在读取寄存器的内容时，第三到九位目标寄存器的地址可以是高8位地址，也可以是低8位地址，两种操作的效果是完全一样的。在本帧数据传输完成后的下帧数据里可以获得本次所要读取目标寄存器的16位内容。这样，每次读操作完成后，要到下次数据帧操作时才能获得本次想要内容，所以，一个单独的读过程需要两个数据帧，但如果是连续读操作，则只需要一个额外的数据帧。例如读取n个数据，则只需要n+1次读操作即可。

访问数据输出寄存器：ADIS16350(IMU)输出寄存器列表如下：

在本发明中，SPI通讯采集器3的程序首先采用Labview 2010编程得到，然后经过编译器的转化为数据流文件烧写在FPGA芯片中。

(四)驱动器1

在本发明中，驱动器1采用软件编程的方式，在FPGA芯片上实现任意占空比PWM波的产生，进而驱动微型旋翼无人机一个电机和四个舵机的偏转。

在本发明中，SPI通讯采集器3和驱动器1选用在同一FPGA芯片中采用Labview 2010编程得到。FPGA芯片选用Xilinx的XC5VLX50T芯片。

Claims (1)

1.一种适用于旋翼无人机的地面控制系统，其特征在于：该地面控制系统包括PC机（4）、实时姿态控制器（2）、SPI通讯采集器（3）和驱动器（1）；所述驱动器（1）采用软件编程的方式，在FPGA芯片上实现任意占空比PWM波的产生，进而驱动微型旋翼无人机一个电机和四个舵机的偏转；所述SPI通讯采集器（3）中SPI接口的读写操作以ADIS16350使用的SPI接口为4线制：片选线CS，时钟线SCLK，数据输入线DIN，数据输出线DOUT；

驱动器（1）一方面接收实时姿态控制器（2）输出的运动指令Din，另一方面依据所述运动指令Din分别输出电机控制信号D2驱动电机（12）运动、第A路舵机信号DA驱动A舵机（13）运动、第B路舵机信号DB驱动B舵机（14）运动、第C路舵机信号DC驱动C舵机（15）运动、第D路舵机信号DD驱动D舵机（16）运动；

SPI通讯采集器（3）一方面采集旋翼无人机上惯性测量单元（11）测量得到的参数信息D1，另一方面输出旋翼无人机的三个自由度的线加速度信号α和角速度信号ω给实时姿态控制器（2）；

PC机（4）通过TCP/IP协议与实时姿态控制器（2）进行通信，为操控者提供了友好的人机界面；

所述实时姿态控制器（2）包括有标定模块（21）、巴特沃兹滤波模块（22）、姿态解算模块（25）、PID控制器（23）和数据采集引擎模块（24）；

标定模块（21）通过采集、重组、整定FPGA端的数据信息，将采集到的IMU信息转化为可读的，可处理的加速度信息和角速度信息；

巴特沃兹滤波模块（22）通过Labview信号处理开发包内的巴特沃兹滤波器，将采集到的数据的毛刺和高频抖动滤掉；

姿态解算模块（25）根据IMU产生的加速度信息和角速度信息解算出无人机的滚转角θ，俯仰角φ，滚转角速度ω_X，俯仰角速度ω_Y，偏航角速度ω_Z；

PID控制模块（23）根据解算的旋翼无人机的滚转角θ，俯仰角φ，滚转角速度ω_X，俯仰角速度ω_Y，偏航角速度ω_Z，输出舵机的控制信息以控制无人机的悬停；

数据采集引擎模块（24）通过先入先出队列FIFO将采集的IMU的所有传感器读取出来。

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