[doc] 基于ARM小型直升机飞控系统设计与实现
基于ARM小型直升机飞控系统设计与实现
控制技术计算机测量与控
制.20l0.I8(2)ComputerMeasurement&Control?329?
文章编号:l67l4598(20】0)02—032903中图分类号:E92,TP3l1文献标识码:A
基于ARM小型直升机飞控系统设计与实现
陈勇,裴海龙,陈远炫
(广州华南理]_大学自动化科学与丁程学院,广东广州510640)
摘要:介绍基于ARM7某型直升机自主飞行控制系统的设计及实现;先简要
1s控系统的ARM硬件实现和软件架构,然后在该
INS基础上,设计并实现扩展卡尔曼滤波器,融合INS数据以准确获得飞机姿态角;进一步设计实现基于位置和速度跟踪的飞行控制器,
通过对飞机位置和速度的规划,实现飞机的多任务,长距离飞行任务;地面测试和试飞表明该飞控系统达到设训一的要求,性能稳定.
关键词:主飞行直升机;飞行控制;扩展卡尔曼滤波器;位置/速度控制器;多任务点规戈q飞行
DevelopmentofAutonomousFlightControlSystem
forsmallhelicopterbasedonARM
ChenYong,PeiHailong,ChenYuanxuan
(CollegeofAutomationScienceandEngineering,SouthChinaUniversityof
Technology,Guangzhou510640,China)
Abstract:AnautonomousflightcontrolsystembasedonARM7ispresented.Atfirst,theavionicsystemisintroducedbriefly.Then
basedOiltheINSsystem.adatafusionmethod—ExtendedKalmanFilterisde
signedtogettheattitudeof1hehelicopter.Afterthat,acon-
trolalgorithmwhichaimstotrackthegiventrajectoryandvelocityisintroduce
d.Andbythelayoutofthetask,thehelicoptercanachieve
multiway,pointflightautonomous.
Keywords:UAV;flightcontrol;extendedKahnanfilter;trajectory/ve1ocityc
ontroller;multitasklayoutflight
0引言
具有自主飞行能力的小型无人直升机,可用于执行航拍,
勘测,自主侦察和自动攻击等任务,具有广泛的军事,民用和
科学研究价值.世界上多个国家的军方及其大学等研究机构,
均在大力发展无人直升机自主飞行控制技术.
本实验室在国家自然科学基金支持下,以PC104为控制
核心,雷虎9O直升机为平台,已成功构建一套无人直升机飞
控系统,该系统能稳定实现定点悬停,给定目标巡航,自主路
径规划飞行等功能[1一.但是该系统存在耗电量大,体积大,质
量大的缺点.
基于小型化,实用化的思想,我们重新选用
AT91SAM7SE(512)作为主控器,通过配备协处理器
MEGA8单片机等构建一套飞行控制计算机,与外围传感器模
块,机载伺服系统等构成了一套低功耗,体积小的自主无人直
升机硬件系统.该ARM系统的硬件电路搭建,传感器数据采
集,地面站通讯,手控飞行等已经完成【.,本文在上述T作
的基础上进,步研究并实现传感器数据融合,飞行控制算法和
路径规划,实现直升机完全自主飞行.
收稿日期:2009—08—28;修回日期:2009—09—26.
基金项目:国家A然科学基金资助项目(60574004);国家自然科学
基金资助重点项目(60736024);教育部科技创新
重大项日培育资金
项目(708069).
作者简介:陈勇(1983一),男,湖北省汉川I市人,硕士研究生,主要
从事小型无人直升机自主导航与控制方向的研究.
裴海龙(1965一),男,教授,博士生导师,主要从事嵌入式系统,智能
机器人系统,自适应A组织控制等方面的研究和教学.
1系统构架简介
自主无人直升机系统包括:飞行控制计算机,传感器系
统,伺服控制系统,地面监测系统.飞行控制计算机的核心是
AT91SAM7SE(512),主要功能:(1)读取传感器的原始姿
态信息和GPS位置,速度信息;(2)处理传感器提供的原始
姿态信息,进行数据融合滤波,得到准确的姿态角估计值;
(3)与地面站通信,下传飞行状态,并接收地面飞行指令;
(4)按照飞行规划执行控制策略,输出控制信息.
传感器系统由惯性测量元件(1MU),电子罗盘(C0M—
PASS),GPS和声纳(SONAR)组成.伺服控制系统由遥控
器,PCM接收机和滚转,俯仰,航向,油门和总矩5个控制
舵机组成.地面监控系统包括无线路南,地面监控平台两部
分,地面监控平台是运行着地面监控程序的PC,它一方面监
测飞行状态,包括姿态角,航向,飞行速度,直升机坐标以及
飞行策略执行状况,另一方面可发送控制指令和规划目标点给
直升机,是人与直升机交互的平台.系统结构如图2所示.
图1SCUTUAV
2INS数据融合算法研究与实现
根据INS硬件特点,采用自行设计的externkalmanfilter
(EKF).融合处理加速度计(accelerometer),角速度计
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?33O?计算机测量与控制第18卷
图2系统架构图
(gyro)和磁传感器(compass)的数据,利用加速度计和磁传
感器稳态性能好,无零漂的特点来抑制角速度计的零点漂移和
高频扰动,同时利用角速度计的动态响应灵敏的优点,获得理
想的动态效果.本INS使用近似线性化EKF模型_4],其状态
空间方程为:
X(,)一AX(,)+Q
Z(,)一C3x7X(,)+R(1)
状态向量x一[口oq1q2q3…q—biasq—biasr一6一
口5]?_×1,其中bias=r户一biasq—biasr—bias]是gyro的
零漂,Q一[q.qqq.]是直升机姿态角唯一定义的四元
数,关系式如下:
arctan
I—arcsin2(ql一q0q2)
arctan
(2)
观测向量Z一[,0,擘,],依次为roll,pitch和yaw,其
中[o3是由accelerometer提供的三轴加速度,根据重力
投影原理转换得到,夺是假设上述和0,由compass提供的
地磁通量投影得到.
A
G×7
一
P,q—r_
0r—qJ
—
r0l
g,q0J4×4
04×3
q1q2qs
—
qo一g
..
qs——qoq1
qz—ql,q0
03×3
dq老...odq1dq2dq3I3×7
(4)
Q和R分别是状态模型和观测模型中的扰动误差,具有高
斯分布特性.
在上述构建的EKF状态方程(1)基础上,用离散kal—
man滤波进行时间更新和观测更新:时间更新部分,在第k时
刻上:
P(+1,)一A(+1,k)×P()×
A(k+1,)+Q(下一时刻)
(5)
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观测更新部分:
Klman滤波增益更新:
K()一P(k,,1)×C×[C×P(k,k一1)×C+R]
(6)
估计误差方阵:
P(k+1)一[J—K×H]×P(k+1,)(7)
观测状态更新
X()一X(一1)+K()×Err(8)
公式中的Err是加速度计观测的角度和kalman更新的角
度之差,这里计算出来的X()即为滤波后的姿态角.程序
上循环执行时间更新和观测更新,执行kalman滤波功能,程
序设计流程如图3所示.
图3滤波程序流程图
当收到新的IMU数据和电子罗盘数据时,会调用sensor
—update()这个函数更新数据,之后开始Kalman滤波的迭
代过程.ahrs—update函数首先调用make—a—matrix函数产
生状态矩阵A,然后调用propagate—state函数利用角速度预
测姿态角,接着调用propagate—covariance函数预测协方差.
最后,ahrs—update调用kalman—attitude—update函数进行
修正过程,得到直升机的预测姿态角,至此一个时间周期的
kanlman滤波计算完成.程序以30Hz频率反复执行上述过
程,来不断更新直升机姿态角.
3控制算法与控制规划
本系统采用的导航坐标系为机体坐标系(body-frame),
GPS提供的位置,速度信息(WGS-84坐标系下)和INS提供
的姿态信息(NED坐标系下)都要转换到机体坐标系下L5],
作为控制器的反馈值.控制通道为4个独立通道,分别为滚转
(rol1),俯仰(pitch),航向(yaw)和总矩(cold,受控模型
是一个线性化的辨识模型_6],控制器要达到的效果是跟随路径
规划给定的位置,速度.
3.1滚转和俯仰通道控制
滚转和俯仰通道的输入量影响4个自由度的输出,包括滚
转和俯仰通道的姿态角和位置,把响应速度较快的姿态控制放
在内环,响应速度较慢的位置控制放在外环,就构成了串级
PID控制结构.串级控制系统的计算顺序是先外环(位置回
路),后内环(姿态回路).
3.2垂向/航向通道控制
垂向通道决定了直升机的上升和下降,采用单闭环PD控
制,输入参考量为直升机的位置和速度,从而达到能控制直升
OO
O0
OO
血%l
血
血
第2期陈勇,等:基于ARM小型直升机飞控系统设计与实现?331?
机在上升和下降过程中的位置和速度.航向通道决定了直升机
飞行方向,也是采用当闭环PD控制,输入参考量只是航
向角.
直升机整体控制结构图如图4所示.
图4导航控制结构图
图5规划决策流程图
3.3控制规划
是由地面站给定的指令,包括:定点悬停,给定目标
点坐标.路径规划部分根据该指令和直升机的实际状态(航
向,位置,飞行速度)来决定控制器进入怎样的控
制阶段,直升机的飞行控制阶段包括:自主悬停,
转向,加速前飞,减速前飞,定点爬升,定点降落,
针对不同的飞行控制阶段,根据不同的控制方案来
规划给定位置和速度控制量”,一~CO?Yl—position,
COIN—velocity],经过外环PID计算后得到姿态的
参考值,再经过内环PID控制后输出舵机控制量
“,进而使直升机跟随位置的参考值”,L7j.直升机
控制规划决策流程如图5所示.
4测试与实验
4.1INS滤波实验
滤波器效果验证分静态特性和动态跟踪,调整
给定过程噪音Q和观测噪音R将INS系统静止放置
在平台,然后依次旋转pitch,roll和yaw通道,记
录accelerometer,gyro和compass原始数据和滤波
图6Pitch通道
图7R01l通道
时间轴间隔0.03S(下同).
4.2自主飞行实验
自主飞行实验
包括自主悬停,多任务点飞行和远距离
飞行.自主悬停实验是直升机在100高空上某个指定点上悬
停,图8为直升机悬停数据,依次
悬停状态下直升机的姿
态角,机体坐标和机体速度.
多任务点飞行试验是指直升机在自主悬停状态下,根据地面
站的目标任务进行自主飞行.图9是地面站给定三个目标点的飞
器姿态角,经过反复实验调整,得到静态稳定,动态响应快速
的滤波器.图6和图7记录一组两个通道滤波效果对比数据,
图8自主悬停曲线
行规划和实际飞行轨迹,飞机位置坐标为NED坐标系(下同).
实验数据证明,飞机在短距离飞行过程位置跟踪效果良好.
(下转第335页)
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第2期王建义,等:基于LabVIEW的空调水系统优化控制策略研究?335?
设定值时,会立刻关小水阀,这对于二次泵串级控制回路来说
是个较大的干扰.从图中可以看出,经过90S左右的时间,
冷冻水阀门开度就回到期望值上了,而温差控制回路对这类干
扰的阻抗能力远不及串级控制.
4结论
通过以上对串级控制在空捌水系统的应用分析和仿真,实
验结果可以看出.相对于传统的温差单闭环控制系统,串级控
制策略能够迅速的克服干扰;相对于压差单闭环控制系统,串
级控制解决了在冷负荷趋于零时二次泵为了依旧维持给定压差
而转速过高,冷冻水流量过大的问
.因此,研究冷冻水二次
泵的串级控制对空调水系统的优化控制很有意义.
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(21).
(上接第331页)
g
\
瘴
鲻
嶷
岜
\
蝮
图9多目标点试飞
航一下降阶段分步完成.图4.2.3是直升机爬升到100m高空悬
停后,根据地面站目标点飞行300m,回航再下降的过程.从
上述飞行轨迹分析,在飞行过程中存在一个y向的2m左右的
静态差,在X轴和y轴方向跟踪效果比较理想.
5总结与展望
这套基于ARM系统的直升机飞控系统(数据融合,控制
算法和控制规划)经过多次地面测试和试飞实验,系统稳定性
和控制性能良好,能够很好完成远距离,多目标点的直线自主
飞行.
该飞控系统的kalman滤波器仅仅针对INS,而INS/GPS
50联合滤波是飞控导航的发展必然,我实验室针对该系统的INS
和GPS联合滤波模型研究和仿真工作已完成,下一步就将其
移植到ARM系统上.另外,这里使用的控制规划都是二维度
上的直线飞行,没有涉及到不规则曲线(如圆弧)和三维度规
划,下一步研究工作是如何实现三维度和不规则曲线飞行
控制.
图10300m长距离试飞
长距离试飞也是一种多任务点飞行,但飞行距离比较远,
飞行速度快,过程复杂.将飞行阶段分解为爬升一前飞一悬停一回
参考文献:
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