CN101833336A - 一种共轴式无人直升机的双余度姿态控制系统及调试方法 - Google Patents

Abstract

一种共轴式无人直升机双余度姿态控制系统，它由串口通信模块、PCM解码模块、AD采集模块、PWM输出模块和CPU控制模块组成，串口通信模块、PCM解码模块、AD采集模块作为系统输入，由CPU控制模块进行改进的数字PID控制，以PWM脉冲的形式由PWM输出模块输出，实现对后级大功率管的控制；其调试方法有五个步骤，即(一)根据参数调试对象连接已定义的I/O端口至高或低电平端；(二)调节电位器为K_p和K_d提供初始参数，对后级大功率管进行控制；(三)保持Futaba的中立位置不变，调节电位器，使舵机达到自激抖动的临界状态；(四)操作Futaba输出超过脉冲门限的信号；(五)操作Futaba返回中心位置。该方法实现了相关参数的调试和存储，降低了干扰，提高了系统稳定性和响应速度。

Description

一种共轴式无人直升机的双余度姿态控制系统及调试方法

(一)技术领域

本发明涉及一种飞机姿态控制系统，尤其涉及一种共轴式无人直升机的双余度姿态控制系统及调试方法，属于无人机控制技术领域。

(二)背景技术

共轴式直升机的姿态控制系统主要用于改善飞行过程的稳定性和操作性，可由模拟控制或数字控制两种方法实现。为了改善模拟控制中各部分电路耦合密切、调试复杂、参数不准确、控制模式固定等缺点，本发明采用全数字控制。同时，采用数字控制可以使系统具有良好的可继承性，且利于系统升级，提高了控制的灵活性和功能模块的可重用性。

由于直升机的稳定性很差，而驾驶员无法针对短周期运动进行频繁操作，所以姿态控制系统是保证共轴式无人直升机飞行稳定的核心组件，其自身可靠性的重要性可见一斑。为了降低飞行过程中的失控概率，本发明将双余度控制的思想运用到共轴式无人直升机姿态控制系统的设计中，采用双CPU进行数字化控制，且实现了两者之间的相互备份和实时监控，以及系统异常情况下的控制切换和平稳过渡。

(三)发明内容

1、目的

本发明的目的在于提供一种共轴式无人直升机的双余度姿态控制系统及调试方法。它同时适合于飞机和舵机姿态控制，根据位置给定值，以及位置、速度的采集值，通过数字比例、积分、微分(PID)计算以脉宽调制(PWM)形式控制后级大功率管的工作状态，实现飞机姿态控制。本发明采用全数字化控制，按照输入和输出要求，灵活多样地确定控制模式；其采用的双余度控制体制，大大提高了姿态控制系统的可靠性。同时，该参数调试方法可以方便地实现相关参数的调试和存储；通过此方法，无需改变本发明的硬件和固件架构，即可根据控制需求确定多种陀螺、舵机的有效参数设计。

2、技术方案

(1)见图1，本发明一种共轴式无人直升机双余度姿态控制系统，它是由串口通信模块、脉冲编码调制(PCM)解码模块、AD采集模块、PWM输出模块和CPU控制模块等部分组成的。这些功能模块全部由CPU调度，配合CPU的集成外设实现；它们之间的逻辑关系是：串口通信模块、PCM解码模块、AD采集模块作为系统输入，由CPU控制模块进行改进的数字PID控制，以PWM脉冲的形式由PWM输出模块输出，在简单的外围逻辑电路配合下，实现对后级大功率管的控制；同时，CPU控制模块的主要功能还包括双CPU的相互监测、备份和切换，从而实现“双余度”控制；

所述串口通信模块是：由软件初始化并控制CPU的串口控制器(UART单元)实现，该UART单元继承了传统51单片机的串口发送和接收结构；本发明利用RS422电平标准的外围串口转换芯片实现CPU串口电平标准和外部传输电平标准的转换；并利用其中断服务程序对机载主控制计算机的数据进行处理；为了达到机载主控制计算机同时控制本发明的多个实体的目的，并且减小误码率的产生，本发明设计了一种能够实现多机通信的协议，如表1所示：

表1适用于多机通信的串口通信协议

名称	帧头	地址	长度	数据	校验和	帧尾
							字节(byte)	2	1	1	N	1	1

其中，“帧头”用于机载主控制计算机与本发明之间串口通信的同步；“地址”是为本发明的多个实体预先分配的地址，实体可根据地址确认执行自身的控制信息，而机载主控制计算机可根据地址确认各实体当前的工作状态；“长度”是由帧头到校验和的字节数，发送端可根据此信息实现数据量不定的串口通信，接收端可通过长度信息和帧尾信息验证接收数据是否正确；“校验和”用来判断此次通信是否出现无码情况，其校验方法是将帧头至帧尾的全部字节依次进行位异或操作；“帧尾”是一帧数据的结束标志；其控制流程如图2所示：当串口接收中断标志被置位时，串口中断服务程序根据“帧头”、“地址”分别进行帧同步和信息过滤，在接收到本机所需的控制信息后根据数据帧“长度”预测“帧尾”位置，并根据“校验和”信息进行数据验证，确定无误后进行有效数据的存储和处理；

所述PCM解码模块是：由CPU的外部中断和定时器配合实现，用于对手持无线电遥控器(Futaba)发送的PCM脉冲的接收与解码量化；其解码流程如图3所示：本发明通过将定时器配置为外部中断触发计数的模式，在外部中断的下降沿中断服务程序中获得PCM脉冲测量值，并设计了一种简单易行的PCM解码量化方法：a)计算定时器对PCM脉冲计数值最值V_m与中心位置计数值V₀之间的差值；b)计算AD采集值的最值A_m与陀螺或舵机中立位置的AD采集值A₀之间的差值；c)根据两差值的比例关系设计比例系数K；d)计算定时器对PCM脉冲计数值V_i与中心位置计数值V₀之间的差值，可将此差值直接量化为后续PID计算所需的整型数据P_i，其量化公式为：

P_i＝(V_i-V₀)×K    其中：

该PCM解码模块与串口通信模块组成了本发明的给定值输入模块，为了提高控制灵活性，本发明为两路输入设置了优先级，且后者优先级高于前者：后者在有效状态下可以被前者抢占，且系统切换至PCM脉冲控制模式；而前者在有效状态下系统忽略串口接收的有关定值部分的命令，系统工作在PCM脉冲控制模式；当且仅当系统判定PCM脉冲控制失效时，退出当前控制状态，使能串口命令控制，系统进入串口命令控制模式；

所述AD采集模块是：由CPU的集成模数转化(ADC)单元配合外围差分电路实现；该ADC单元的采集功能完全在CPU内部实现，量化数据直接被CPU的控制模块使用，加快了数据传输的速率，提高了控制效率；本发明的AD采集模块输入方式可参照后列表2进行分类，它具有四通道和两通道两种模式；为了减小直流分量等干扰对采集值精度的影响，各通道均采用差分输入的方式；

所述PWM输出模块是：由CPU的集成可编程的计数器阵列(PCA)单元组成，配合外围协调电路，以电流驱动的形式控制后级大功率管系统；该PCA单元具有六路独立的捕捉/比较模块和输出，并共用一个计数/定时器；本发明使用其中三路，并配置其工作在8位PWM输出状态下，输出地PWM脉冲具有255位量化精度，最小分辨率由系统时钟与量化精度共同决定；为了保护后级大功率管，本发明提供两路控制电平与两路PWM脉冲同步输出，由外围匹配电路将两者耦合，用于控制后级大功率管的正转、反转和截止状态，其流程如图4所示：判断当前PID计算结果与前一次PID计算结果是否为异号，若为异号则需改变后级大功率管的转向，此时需要400us延时输出，两路电平为高，控制其工作在截止状态；在截止时期内继续进行PID计算和判断过程，如再异号则清零计数，继续400us延时，以此反复直至延时结束，输出PWM脉冲并改变电平状态；此过程可以降低陀螺或舵机在稳定位置上由于给定值和采集值的误差而产生的抖动现象的出现几率；

所述CPU控制模块是：由本发明新设计的软件部分实现，其主要功能包括协调系统工作状态和PID控制流程，进行改进的数字PID计算以及双余度控制的实现等；为了实现上述功能并且提高系统软件的逻辑性、可读性和可移植性，本发明通过模块化的方式加以区分与设计；此部分为本发明的主要创新点，包括：系统工作状态协调模块、PID控制模块、改进的数字PID计算模块和双余度控制模块等；其间的相互关系为：系统工作状态协调模块通过改变系统在飞行环境下的工作状态，调整系统其他模块的具体实施流程；在确定工作状态的前提下，双余度控制模块根据实时监测信息改变CPU当前身份，从而重置PID控制流程；PID控制模块受制于前面两个模块的输出，用于在不同工作状态下对当前PID计算的流程进行控制；改进的数字PID计算模块被PID控制模块调用，是本发明中核心控制理论，即PID算法的具体实现；

该系统工作状态协调模块是本发明在飞行环境下确定和更改当前控制模式标识的唯一途径；它根据当前给定值的获得渠道确定当前系统的工作状态，即等待PCM脉冲或串口控制命令状态，PCM脉冲使能状态和串口控制命令使能状态；系统工作状态还可由双余度控制模块进行自主切换，即当CPU检测自身或备份CPU出现故障时，可改变自身的工作状态；

该PID控制模块是通过改变一个双向链表的当前节点来实现的，此双向链表中的节点是由PID计算中涉及到的变量和参数组成的结构体；它主要用于协调PID控制流程；本发明为了提高控制精度和反应速度，详细设计了一套PID控制流程，并对PID计算进行了C语言的代码优化；本发明的PID控制流程可分为两种情况，即接收到有效的PCM控制脉冲或串口命令获得给定值初值时的及时响应过程；以及在完成上述过程后，PID流程进入的微调状态；

该改进的数字PID计算模块是由当前给定值、采集值、比例系数和微分系数等变量，按照数字PID算法进行的运算，此模块的输入与输出均被量化为整数行变量；它采取了多项措施提高PID计算的灵活性：对当前给定值与采集值的差值进行分区，并据此采取协调P、D参数、设立“死区”等方法进行分段式的PID计算等；

该双余度控制模块是由“检测”、“判决”和“切换”三个阶段组成；本发明的硬件板卡中包括两片CPU，被初始化为主、从两种身份；“检测”是由主CPU的信号源检测和CPU的实时互监测两部分组成，其中主CPU通过对PCM脉冲和串口命令状态进行具有优先级的信号源检测，而CPU之间通过输出信号进行互相监视，即实时互监测；“判决”根据检测结果，结合CPU身份实时判别系统工作状态；“切换”根据当前判决结果异常，以及双CPU的当前身份进行自主切换，同时为避免两者同主或同从的情况特别设计了切换方案；它主要用于CPU工作状态备份和切换；两者同步完成自身的输入处理、流程协调和PID计算，为相互备份和切换时飞机姿态控制的平稳过渡做好准备；两点主要区别在于：主CPU负责最终PWM脉冲的输出，而从CPU在此期间处于静默状态；根据CPU身份不同进行系统初始化，并选择不同的实时监控信号以及异常情况下的身份变更和重初始化。

(2)本发明一种共轴式无人直升机的双余度姿态控制系统的调试方法，其主要目的在于降低PID控制中比例参数和微分参数的调试复杂程度，提高参数准确度，并实时保存有效的参数值。它所涉及的参数为各层PID计算的比例参数K_p和微分参数K_d，控制源为Futaba，需为四路AD采集通道提供外接设备，其中两路外接可调电位器模拟K_p和K_d；另外两路与飞行环境相同，分别与舵机的位置传感器和速度传感器相接；输出端接舵机的大功率管控制器，通过PWM脉冲控制舵机位置；所采用的数字PID核心算法是：

y(k)＝K_p×{e(k)-K_d×[e(k)-e(k-1)]}

其中y(k)为时刻k的输出量，e(k)为给定值与采集值在k时刻的差，K_p为比例系数，K_d为微分系数。试验环境下的PID控制流程如图5所示：

CPU上电后通过对特定I/O端口的检测区分当前工作环境，即飞行环境和试验环境。飞行环境是指各层PID参数均已确定的情况下，姿态控制器真正工作的环境，此时各层PID参数由闪存(FLASH)的“数据存储区”读取并在外部数据存储单元(XRAM)中赋值；试验环境是指PID参数调试环境，可分为“位置PID相关参数调试”和“转速PID相关参数调试”两个状态。以“舵机位置相关参数调试”为例，试验环境下所需的外围设备和信号为：

a)为Futaba输出的控制脉冲设定门限，在门限范围内CPU把控制脉冲以舵机位置给定值形式处理；超出这个门限时，CPU接收到“写FLASH使能”信号，把当前的K_p或K_d写入预先分配的FLASH数据存储单元中。

b)提供四路AD采集通道，其中两路外接电位器，通过调整电位器模拟K_p和K_d；另外两路与飞行环境相同，分别与舵机的位置传感器和速度传感器相接。

c)输出端接舵机的大功率管控制器，通过PWM脉冲控制舵机位置。

本发明一种共轴式无人直升机的双余度姿态控制系统的调试方法，其具体步骤如下：

步骤一：根据参数调试对象即“位置”或“速度”的K_p和K_d，连接已定义的I/O端口至高或低电平端，用以系统上电后对实现环境的检测；

步骤二：调节电位器为K_p和K_d提供初始参数，通过Futaba以PCM脉冲的形式发送陀螺或舵机位置给定值，系统按照试验环境下的PID控制流程对后级大功率管进行控制；

步骤三：保持Futaba的中立位置不变，按照每次试验只调节一个电位器的原则，即固定其中一个，只调整另一个，使舵机达到自激抖动的临界状态；在当前参数的作用下PID控制的灵敏度和稳定度最佳，K_p和K_d为最优化参数；

步骤四：操作Futaba输出超过脉冲门限的信号，CPU在解析出第一个“写FLASH使能”信号后将当前K_p或K_d的采集值量化并写入FLASH，并忽略之后连续到达的写使能信号；

步骤五：操作Futaba返回中心位置，CPU复位当前状态，继续等待下一次有效的写使能信号的到来，结束一次调试。

3、优点及功效

本发明通过全数字化的，双余度的控制方式实现了对共轴式无人直升机的姿态控制，简化了硬件结构，降低了干扰，提高了控制灵活性、系统稳定性和响应速度。本发明的架构体系便于后期的系统维护、升级和改造，为同类型姿态控制系统的设计提供了一种可实施方案。同时，本发明中所涉及到的参数调试方法操作简单，大大提高了调试效率以及参数的精确度。

(四)附图说明

图1本发明总体架构示意图

图2串口控制流程图

图3PCM解码及量化流程图

图4PWM输出控制流程图

图5试验环境下PID控制流程图

图6系统初始化流程图

图7(a)陀螺位置PID控制的逻辑关系图

图7(b)舵机位置PID控制的逻辑关系图

图8系统工作状态协调模块的状态转移图

图9PID控制模块控制流程图

图10改进的数字PID计算模块处理流程图

图11双余度控制模块的CPU身份切换转移图

图中符号说明如下：

A 串口通信模块；B PCM解码模块；C AD采集模块；D PWM输出模块；

E CPU控制模块；

V_i PCM脉冲计数值；V₀ PCM中心位置计数值；P_i PID计算结果；

K PCM给定值与AD采集值的比例系数；

A1 第一层PID计算(PID NO1)；B1 第二层PID计算(PID NO2)

C1第三层PID计算(PID NO3)；D1第四层PID计算(PID NO4)

A2等待PCM脉冲或串口控制命令状态；B2 PCM脉冲使能状态；

C2串口控制命令使能状态；

now双向链表当前使能节点；head双向链表头；tail双向链表尾；

now-＞next now的顺序下一节点；now-＞pre now的逆序上一节点；

e(k)给定值与采集值在k时刻的差；K_p 比例系数；K_d 微分系数；

M_p K_p的分段比例系数；M_d K_d的分段比例系数；

y(k)时刻k的PID计算输出量；E_min e(k)的最小值；

(五)具体实施方式：

(1)见图1，本发明一种共轴式无人直升机双余度姿态控制系统，它是由串口通信模块A、PCM解码模块B、AD采集模块C、PWM输出模块D和CPU控制模块E等部分组成的。它们之间的逻辑关系是：串口通信模块A、PCM解码模块B、AD采集模块C作为系统输入，由CPU控制模块E进行改进的数字PID控制，以PWM脉冲的形式由PWM输出模块D输出，在简单的外围逻辑电路配合下，实现对后级大功率管的控制；同时，CPU控制模块E的主要功能还包括双CPU的相互监测、备份和切换，从而实现“双余度”控制。

所述串口通信模块是：由软件初始化并控制CPU的串口控制器(UART单元)实现，该UART单元继承了传统51单片机的串口发送和接收结构；本发明利用RS422电平标准的外围串口转换芯片实现CPU串口电平标准和外部传输电平标准的转换；并利用其中断服务程序对机载主控制计算机的数据进行处理；为了达到机载主控制计算机同时控制本发明的多个实体的目的，并且减小误码率的产生，本发明设计了一种能够实现多机通信的协议，如下列表1所示，“帧头”用于机载主控制计算机与本发明之间串口通信的同步；“地址”是为本发明的多个实体预先分配的地址，实体可根据地址确认执行自身的控制信息，而机载主控制计算机可根据地址确认各实体当前的工作状态；“长度”是由帧头到校验和的字节数，发送端可根据此信息实现数据量不定的串口通信，接收端可通过长度信息和帧尾信息验证接收数据是否正确；“校验和”用来判断此次通信是否出现无码情况，其校验方法是将帧头至帧尾的全部字节依次进行位异或操作；“帧尾”是一帧数据的结束标志；其控制流程如图2所示：当串口接收中断标志被置位时，串口中断服务程序根据“帧头”、“地址”分别进行帧同步和信息过滤，在接收到本机所需的控制信息后根据数据帧“长度”预测“帧尾”位置，并根据“校验和”信息进行数据验证，确定无误后进行有效数据的存储和处理；

表1适用于多机通信的串口通信协议

名称	帧头	地址	长度	数据	校验和	帧尾
							字节(byte)	2	1	1	N	1	1

所述PCM解码模块是：由CPU的外部中断和定时器配合实现，用于对Futaba发送的PCM脉冲的接收与解码量化；其解码流程如图3所示：本发明通过将定时器配置为外部中断触发计数的模式，在外部中断的下降沿中断服务程序中获得PCM脉冲测量值，并设计了一种简单易行的PCM解码量化方法：a)计算定时器对PCM脉冲计数值最值V_m与中心位置计数值V₀之间的差值；b)计算AD采集值的最值A_m与陀螺或舵机中立位置的AD采集值A₀之间的差值；c)根据两差值的比例关系设计比例系数K；d)计算定时器对PCM脉冲计数值V_i与中心位置计数值V₀之间的差值，可将此差值直接量化为后续PID计算所需的整型数据P_i，其量化公式为：

P_i＝(V_i-V₀)×K    其中：

该PCM解码模块与串口通信模块组成了本发明的给定值输入模块，为了提高控制灵活性，本发明为两路输入设置了优先级，且后者优先级高于前者：后者在有效状态下可以被前者抢占，且系统切换至PCM脉冲控制模式；而前者在有效状态下系统忽略串口接收的有关定值部分的命令，系统工作在PCM脉冲控制模式；当且仅当系统判定PCM脉冲控制失效时，退出当前控制状态，使能串口命令控制，系统进入串口命令控制模式；

所述AD采集模块是：由CPU的集成ADC单元配合外围差分电路实现；该ADC单元的采集功能完全在CPU内部实现，量化数据直接被CPU的控制模块使用，加快了数据传输的速率，提高了控制效率；本发明的AD输入方式可参照后列表2进行分类，它具有四通道和两通道两种模式，为了减小直流分量等干扰对采集值精度的影响，各通道均采用差分输入的方式；

所述PWM输出模块是：由CPU的集成PCA单元组成，配合外围协调电路，以电流驱动的形式控制后级大功率管系统；该PCA单元是一个可编程的计数器阵列，具有六路独立的捕捉/比较模块和输出，并共用一个计数/定时器；本发明使用其中三路，并配置其工作在8位PWM输出状态下，输出地PWM脉冲具有255位量化精度，最小分辨率由系统时钟与量化精度共同决定；为了保护后级大功率管，本发明提供两路控制电平与两路PWM脉冲同步输出，由外围匹配电路将两者耦合，用于控制后级大功率管的正转、反转和截止状态，其流程如图4所示：判断当前PID计算结果与前一次PID计算结果是否为异号，若为异号则需改变后级大功率管的转向，此时需要400us延时输出，两路电平为高，控制其工作在截止状态；在截止时期内继续进行PID计算和判断过程，如再异号则清零计数，继续400us延时，以此反复直至延时结束，输出PWM脉冲并改变电平状态；此过程可以降低陀螺或舵机在稳定位置上由于给定值和采集值的误差而产生的抖动现象的出现几率；

所述CPU控制模块是：由本发明新设计的软件部分实现，其主要功能包括协调系统工作状态和PID控制流程，进行改进的数字PID计算以及双余度控制的实现等；为了实现上述功能并且提高系统软件的逻辑性、可读性和可移植性，本发明通过模块化的方式加以区分与设计；此部分为本发明的主要创新点，包括：系统工作状态协调模块、PID控制模块、改进的数字PID计算模块和双余度控制模块等；其间的相互关系为：系统工作状态协调模块通过改变系统在飞行环境下的工作状态，调整系统其他模块的具体实施流程；在确定工作状态的前提下，双余度控制模块根据实时监测信息改变CPU当前身份，从而重置PID控制流程；PID控制模块受制于前面两个模块的输出，用于在不同工作状态下对当前PID计算的流程进行控制；改进的数字PID计算模块被PID控制模块调用，是本发明中核心控制理论，即PID算法的具体实现；

该系统工作状态协调模块是本发明在飞行环境下确定和更改当前控制模式标识的唯一途径；它根据当前给定值的获得渠道确定当前系统的工作状态，即等待PCM脉冲或串口控制命令状态，PCM脉冲使能状态和串口控制命令使能状态；系统工作状态还可由双余度控制模块进行自主切换，即当CPU检测自身或备份CPU出现故障时，可改变自身的工作状态；

该PID控制模块是通过改变一个双向链表的当前节点来实现的，此双向链表中的节点是由PID计算中涉及到的变量和参数组成的结构体；它主要用于协调PID控制流程；本发明为了提高控制精度和反应速度，详细设计了一套PID控制流程，并对PID计算进行了C语言的代码优化；本发明的PID控制流程可分为两种情况，即接收到有效的PCM控制脉冲或串口命令获得给定值初值时的及时响应过程；以及在完成上述过程后，PID流程进入的微调状态；

该改进的数字PID计算模块是由当前给定值、采集值、比例系数和微分系数等变量，按照数字PID算法进行的运算，此模块的输入与输出均被量化为整数行变量；它采取了多项措施提高PID计算的灵活性：对当前给定值与采集值的差值进行分区，并据此采取协调P、D参数、设立“死区”等方法进行分段式的PID计算等；

该双余度控制模块是由“检测”、“判决”和“切换”三个阶段组成；本发明的硬件板卡中包括两片CPU，被初始化为主、从两种身份；“检测”是由主CPU的信号源检测和CPU的实时互监测两部分组成，其中主CPU通过对PCM脉冲和串口命令状态进行具有优先级的信号源检测，而CPU之间通过输出信号进行互相监视，即实时互监测；“判决”根据检测结果，结合CPU身份实时判别系统工作状态；“切换”根据当前判决结果异常，以及双CPU的当前身份进行自主切换，同时为避免两者同主或同从的情况特别设计了切换方案；它主要用于CPU工作状态备份和切换；两者同步完成自身的输入处理、流程协调和PID计算，为相互备份和切换时飞机姿态控制的平稳过渡做好准备；两点主要区别在于：主CPU负责最终PWM脉冲的输出，而从CPU在此期间处于静默状态；根据CPU身份不同进行系统初始化，并选择不同的实时监控信号以及异常情况下的身份变更和重初始化。

为了提高系统的数字化程度，减少飞行状态下系统硬件电路各部分的EMC影响，本发明选择外设资源颇为丰富的Silicon Liboratories公司出品的C8051F121单片机，它把UART、外部中断INT、定时器Timer、ADC模块和PCA模块等集成在片内。本发明将上述的五个逻辑模块全部置于CPU内部实现，配置少量调理电路，即可实现由输入、处理到输出的完整功能。A由UART实现，B由INT和Timer实现，C由ADC模块实现，D由PCA模块实现。通过配置C8051F121单片机通用I/O的交叉编译开关，可以按照优先级顺序将所需资源配置在I/O端口上。

串口通信模块A、PCM解码模块B和AD采集模块C组成输入部分，PWM输出模块D是输出部分。按照两者物理意义的划分，本发明的工作模式可以归纳为三种，如表2所示：

表2本发明的三种工作模式

“位置给定值”是指期望的陀螺或舵机的转角位置，在本系统中所使用的有效范围为相对预定的中立位置±45°之间。“AD采集值”是指由传感器反馈回来的电压信号，其中的“转速”是指陀螺或舵机的旋转速度。输出量是一个连续的PWM脉冲序列，实际物理意义是期望的舵机转速。

结合后期测试情况，为了保证姿态控制的稳定性和准确性，必须协调各层PID计算时间和流程。同时，为了减小外部独立晶振误差，保证主、从CPU的同步，本发明由C8051F121的片内晶振驱动，并通过内部PLL倍频，系统时钟为73.5MHZ。

根据CPU身份的不同，需要使能不同的集成硬件资源。本系统中所使用的硬件资源如表3所示：

表3系统硬件资源占用情况

资源	主CPU	从CPU	功能
				串口控制器(UART0)	√	√	串口通信
定时器0(Timer0)	√	×	用于产生PWM脉冲时钟
				定时器1(Timer1)	√	√	PCM脉冲解码
定时器2(Timer2)	√	√	400us计时
				定时器3(Timer3)	√	√	UART0波特率发生器
定时器4(Timer4)	√	√	双CPU检测
				可编程计数器阵列(PCA)	√	×	PWM脉冲输出
数模转换器(ADC0)	√	√	AD采集
				外部中断1(INT1)	√	√	PCM脉冲解码
比较器0(CP0)	√	√	PCM脉冲整形
				比较器1(CP1)	√	√	双CPU检测
模数转换器(DAC0)	√	×	外部指示灯控制
				内部锁相环(PLL)	√	√	系统时钟倍频
看门狗(WatchDog)	√	√	自动复位

PCM脉冲信号经过比较器CP0的整形，输入至INT1，将Timer1配置为INT1触发的计时方式，完成PCM脉冲宽度的测量，通过量化获得给定值。UART被用来接收串口数据，采用适合于远距离传输的RS422电平协议，1位起始位、1位停止位和8位数据位，无校验位，波特率57600。脉冲控制周期约为14ms，串口控制周期约为20ms。

AD采集具有四通道和两通道两种模式，且各通道均采用差分输入的方式。差分输入信号为电压量，输入范围受C8051F120端口极限电压的控制，为0～3.3V。本发明采用ADC0模块，采样频率为2MHZ，量化精度为12bit，量化值左对齐输出。配置ADC0使其工作在跟踪模式，除了转换期间之外ADC0输入被连续跟踪，每次转换之前都有3个SAR时钟的跟踪周期。适合于本发明中ADC0所处的采集通道被连续频繁切换的情况。

集成的PCA模块用来实现PWM脉冲的输出。本发明提供三路PWM脉冲输出，其中两路与通用I/O电平配合，通过或非门4001协调输出控制后级大功率管的工作状态，另外一路作为从CPU监视主CPU工作状态的监测信号。鉴于后级大功率管的反映速度，通过配置PCA时钟源的方式获得适当的PWM脉冲的输出频率。本发明采用Timer0的溢出作为PCA时钟源，255位量化的PWM脉冲输出频率为8KHZ，最小分辨率为0.49us。

本发明采用Keil C编程实现了姿态控制系统的全部流程，集成开发环境为Keil uVision3，代码大小为10.1k字节，使用片内RAM 83字节，片上外部RAM 124字节。

为了保证本发明在飞行环境下的系统稳定性，采用看门狗复位和软件复位两种方式重新初始化系统软硬资源。其中看门狗复位在处理超时情况使能，软件复位在CPU在实时检测过程中，发现系统异常情况下使能。CPU复位后初始化流程如图6所示。根据CPU原始身份的不同，需要按照复位方式对集成硬件资源进行不同初始化。而主、从CPU复用的硬件资源需要按照当前CPU身份完成不同的功能。根据C8051F121的特性，其初始化过程应该符合一定的先后顺序，在配置其他资源之前，首先应完成I/O端口和系统时钟的初始化。

系统工作状态协调模块的状态转移图见图8，其中A1为等待PCM脉冲或串口控制命令状态，B1为PCM脉冲使能状态，C1为串口控制命令使能状态。按照当前给定值的获得渠道，该系统的工作状态协调模块可确定和更改本发明在飞行环境下的系统的工作状态。本发明采取PCM脉冲和串口命令两种控制模式，且前者的控制优先级高于后者：后者在有效状态下可以被前者抢占，且系统切换至PCM脉冲使能模式；而前者在有效状态下系统忽略串口接收的有关定值部分的命令，系统仍工作在PCM脉冲使能模式。系统工作状态还可由双余度控制模块进行自主切换，即当CPU检测自身或备份CPU出现故障时，可改变自身的工作状态：

当系统判定PCM脉冲控制失效时，退出当前PCM使能状态，切换至串口命令控制，系统进入串口命令使能模式；当系统判定串口故障时，退出当前串口命令使能模式，等待两路信号源的再次使能。

PID控制模块的控制流程图见图9，在判定系统为飞行环境的前提下，根据当前系统的工作状态，以及是否需要及时响应外部信号源的更新信息来控制PID计算流程。在对姿态控制系统进行软件需求分析的基础上，本发明清晰地进行了变量管理和控制流程设计：

主流程通过对特定I/O端口的检测区分当前工作环境，即飞行环境和试验环境。两种环境下，主流程均围绕协调各层PID计算顺序展开，为了简化其过程，针对每层PID所涉及到的数据资源建立了一个以“AD采集通道号”为索引的双向链表结构，其成员变量包括当前AD通道采集次数、上一时刻给定值与采集值的差值、当前给定值、当前AD采集值、比例系数和采集系数。各板卡中的固件，按照其用途或输入物理量的种类，通过预编译的方法建立此链表结构，并初始化，链表顺序如图7(a)、图7(b)所示。图9中“now”为当前链表节点，“head”为链表头，“tail”为链表尾。

在保证当前PID计算完整的前提下，主流程可被各种中断源中断。按照功能模块划分，包括串口命令处理、PCM控制脉冲处理、ADC采集结束、复位检测、CPU工作状态监测、FLASH读写等。在所有中断源中，串口中断和INT1享有高优先级，满足系统对控制命令的及时响应。

按照链表结构定义，每次AD采集和PID计算流程可分为两种情况：当接收到有效的PCM控制脉冲或串口命令后，获得给定值初值，根据中立位置和与AD采集值之间的比例关系量化获得给定值，改变当前使能节点指针至链表头，按照链表的顺序依次进行AD采样和PID计算，及时响应外界控制；在完成上述响应后，PID流程进入微调状态，即由底层PID开始，按照如下规则进行计算：对每层PID控制进行计数，满足4次后，计数清零，并按照逆序改变当前使能节点指针，进行一次AD采集和PID计算；如计数次数小于4，且当前使能节点指针不指向链表尾，则按照顺序依次进行一次AD采集和PID计算，且此次PID控制不被计数。通过试验验证，本发明所采取的PID计算策略具有响应速度快，控制稳定性强、精度高等优点。此外，在没有接收到控制命令之前，以各通道的AD采集值作为对应PID计算的给定值，维护飞机姿态的稳定。图9中“now-＞next”为“now”的顺序下一节点，“now-＞pre”为“noW”的逆序上一节点，“count”为本层PID计算的次数，“count_max”为本层PID计算的最大次数。

改进的数字PID计算模块的处理流程见图10。本发明采用改进的数字PID控制理论实现对飞机姿态的控制，以及自动调整，所采用的数字PID核心算法是：

y(k)＝K_p×{e(k)-K_d×[e(k)-e(k-1)]}

其中y(k)为时刻k的输出量，e(k)为给定值与采集值在k时刻的差，K_p为比例系数，K_d为微分系数。根据直升机飞行过程中的运动特性的实际测试结果，提高控制系统的反应速度，本发明只进行比例运算和微分运算，省略积分运算。如表2中的分类所示，根据共轴式无人直升机机械部分的设计结构，本发明的PID计算分为四层和两层两种情况：控制系统中有关陀螺位置的PID计算分为四层进行，逻辑关系如图7(a)所示；而有关舵机位置的PID计算分为两层，逻辑关系如图7(b)所示。

为了进一步提高PID控制的灵活性，且保证与脉冲控制序列的接收频率和串口命令的速率相匹配，本发明针对不同层次PID计算的物理需求进行两个方面的改进：对陀螺和舵机位置的PID计算中的e(k)设定“死区”的概念，当e(k)落入死区后，下一层的PID计算给定值以“0”计算；同时，根据各层e(k)值的范围进行分级，针对不同的分级，协调K_p与K_d。图10中M_p和M_d分别为K_p与K_d的比例系数。

为了保证在新的PCM控制脉冲或串口命令到来之前，系统能够最优地执行本次控制命令，实现飞机姿态的准确调整，需要将一次完整的PID控制流程限制在合理的时间范围内。本发明对PID控制的要求为：在系统时钟为73.5MHZ的前提下，按照之前的PID流程设计，耗时最长的一次PID控制(陀螺位置PID控制)在控制信息间隔时长内必须被等间隔的执行三次以上。通过对软件各模块进行耗时统计与剖析，最为耗时的部分为PID计算。鉴于无人直升机在飞行中所处的动态平衡状态，可减小PID计算的精度以提高速率。本发明采用的方法为：通过原始数据的量化和匹配，将浮点数运算全部改变为整形运算，并利用C8051F121提供的硬件乘法累加器进行长整形的运算。通过以上优化，本发明中一次PID计算约62us，则一次最长PID控制过程约4.7ms，可以满足需求。

双余度控制模块的CPU身份切换转移图见图11。本发明中的两片CPU，在明确自身初始工作状态后，通过实时的、周期的检测自身或彼此之间用于工作状态指示的信号来判别当前CPU的工作状态。在异常情况下进行切换，并实现系统的平稳过渡。具体流程如下所述：

主CPU的检测包括控制命令检测和从CPU工作状态检测两个部分：

a)对有效控制信号进行周期检测。在外部中断服务程序和串口中断服务程序中复位、

重置Timer4进行计时；一旦Timer4溢出，则说明接收到的信号间隔时长大于PCM

控制脉冲或串口信息的速率规定，或者检测到串口信息误码率连续偏高，则启动软件复位功能，改变自身当前的身份为从CPU，并进行重初始化，执行从CPU对主机信号的检测；在Timer4的溢出中断服务程序中还需结合控制输入优先级的设置和当前CPU的工作状态进行判断，以避免由于冲突产生的虚假错误。

b)对从CPU的工作状态进行检测。把从CPU的用于检测工作状态的一路PWM信号线与主CPU的比较器CP1链接，由于从CPU不应有PWM脉冲输出，所以一旦CP1检测到PWM脉冲出现，说明从CPU出现故障，或说明出现了两片CPU同时为主的状态。此时的CPU身份需改变为从CPU身份。

从CPU的检测只包含对主CPU工作状态的检测。把主CPU的用于检测工作状态的一路PWM信号线与从CPU的比较器CP1链接，同时在CP1中断中复位、重启Timer4，通过检测Timer4来判断主CPU是否有连续的、有效的PWM脉冲输出，一旦超时则将当前CPU身份设置为主，并进行重初始化。为了避免由于串口数据源或PCM控制脉冲信号自身异常所导致的CPU身份频繁切换的状态，若此CPU原始身份为主，需在此时判断上一次CPU复位的历史记录，若为软件复则放弃对控制命令的检测。

通过以上流程可以实现两CPU之间的切换和相互配合，并能够自动解除由于时钟失拍或切换延时等原因造成的“同主”或“同从”状态，避免状态机中的死锁和死环情况的发生。同时，CPU每次切换为主的情况下，需要保证切换后飞机姿态的稳定性。本发明采用两种方法：参照初始状态时，以各通道的AD采集值作为对应PID计算的给定值，等待控制命令的到来；利用单片机外存扩展技术将两者联系起来，在正常的PID控制流程中实时记录相关数据，在CPU发生切换时，当前主CPU可通过I/O总线获得原主CPU的控制信息，从而保证飞机姿态的平稳过渡。

(2)根据之前参数调试方案中的设计，连接外围设备，设置所需的中立位置。本发明一种共轴式无人直升机的双余度姿态控制系统的调试方法，如图5所示，具体的实现步骤如下：

步骤一：根据参数调试对象即“位置”或“速度”的K_p和K_d，连接已定义的I/O端口至高或低电平端，用以系统上电后对实现环境的检测；

步骤二：调节电位器为K_p和K_d提供初始参数，通过Futaba以PCM脉冲的形式发送陀螺或舵机位置给定值，系统按照试验环境下的PID控制流程对后级大功率管进行控制；

步骤三：保持Futaba的中立位置不变，按照每次试验只调节一个电位器的原则，即固定其中一个，只调整另一个，使舵机达到自激抖动的临界状态；在当前参数的作用下PID控制的灵敏度和稳定度最佳，K_p和K_d为最优化参数；

步骤四：操作Futaba输出超过脉冲门限的信号，CPU在解析出第一个“写FLASH使能”信号后将当前K_p或K_d的采集值量化并写入FLASH，并忽略之后连续到达的写使能信号；

步骤五：操作Futaba返回中心位置，CPU复位当前状态，继续等待下一次有效的写使能信号的到来，结束一次调试。

Claims (2)

1.一种共轴式无人直升机双余度姿态控制系统，其特征在于：它是由串口通信模块、PCM解码模块、AD采集模块、PWM输出模块和CPU控制模块等部分组成的；它们之间的逻辑关系是：串口通信模块、PCM解码模块、AD采集模块作为系统输入，由CPU控制模块进行改进的数字PID控制，以PWM脉冲的形式由PWM输出模块输出，在简单的外围逻辑电路配合下，实现对后级大功率管的控制；同时，CPU控制模块的主要功能还包括双CPU的相互监测、备份和切换，从而实现“双余度”控制；

所述串口通信模块是：由软件初始化并控制CPU的串口控制器即UART单元实现，该UART单元继承了传统51单片机的串口发送和接收结构；本系统利用RS422电平标准的外围串口转换芯片实现CPU串口电平标准和外部传输电平标准的转换；并利用其中断服务程序对机载主控制计算机的数据进行处理；为了达到机载主控制计算机同时控制本系统的多个实体的目的，并且减小误码率的产生，设计了一种如下表所示的适用于多机通信的串口通信协议：

  名称   帧头   地址   长度   数据   校验和   帧尾   字节(byte)   2   1   1   N   1   1

其中，“帧头”用于机载主控制计算机与本系统之间串口通信的同步；“地址”是为本系统的多个实体预先分配的地址，实体可根据地址确认执行自身的控制信息，而机载主控制计算机可根据地址确认各实体当前的工作状态；“长度”是由帧头到校验和的字节数，发送端可根据此信息实现数据量不定的串口通信，接收端可通过长度信息和帧尾信息验证接收数据是否正确；“校验和”用来判断此次通信是否出现无码情况，其校验方法是将帧头至帧尾的全部字节依次进行位异或操作；“帧尾”是一帧数据的结束标志；当串口接收中断标志被置位时，串口中断服务程序根据“帧头”、“地址”分别进行帧同步和信息过滤，在接收到本机所需的控制信息后根据数据帧“长度”预测“帧尾”位置，并根据“校验和”信息进行数据验证，确定无误后进行有效数据的存储和处理；

所述PCM解码模块是：由CPU的外部中断和定时器配合实现，用于对手持无线电遥控器即Futaba发送的PCM脉冲的接收与解码量化；本系统通过将定时器配置为外部中断触发计数的模式，在外部中断的下降沿中断服务程序中获得PCM脉冲测量值，并设计了一种简单易行的PCM解码量化方法：a)计算定时器对PCM脉冲计数值最值V_m与中心位置计数值V₀之间的差值；b)计算AD采集值的最值A_m与陀螺或舵机中立位置的AD采集值A₀之间的差值；c)根据两差值的比例关系设计比例系数K；d)计算定时器对PCM脉冲计数值V_i与中心位置计数值V₀之间的差值，可将此差值直接量化为后续PID计算所需的整型数据P_i，其量化公式为：

          P_i＝(V_i-V₀)×K    其中：

该PCM解码模块与串口通信模块组成了本系统的给定值输入模块，为了提高控制灵活性，本系统为两路输入设置了优先级，且后者优先级高于前者：后者在有效状态下可以被前者抢占，且系统切换至PCM脉冲控制模式；而前者在有效状态下系统忽略串口接收的有关定值部分的命令，系统工作在PCM脉冲控制模式；当且仅当系统判定PCM脉冲控制失效时，退出当前控制状态，使能串口命令控制，系统进入串口命令控制模式；

所述AD采集模块是：由CPU的集成模数转化即ADC单元配合外围差分电路实现；该ADC单元的采集功能完全在CPU内部实现，量化数据直接被CPU的控制模块使用；该AD采集模块输入方式具有四通道和两通道两种模式，为了减小直流分量的干扰对采集值精度的影响，各通道均采用差分输入的方式；

所述PWM输出模块是：由CPU的集成可编程的计数器阵列即PCA单元组成，配合外围协调电路，以电流驱动的形式控制后级大功率管系统；该PCA单元具有六路独立的捕捉/比较模块和输出，并共用一个计数/定时器；本系统使用其中三路，并配置其工作在8位PWM输出状态下，输出地PWM脉冲具有255位量化精度，最小分辨率由系统时钟与量化精度共同决定；为了保护后级大功率管，本系统提供两路控制电平与两路PWM脉冲同步输出，由外围匹配电路将两者耦合，用于控制后级大功率管的正转、反转和截止状态，判断当前PID计算结果与前一次PID计算结果是否为异号，若为异号则需改变后级大功率管的转向，此时需要400us延时输出，两路电平为高，控制其工作在截止状态；在截止时期内继续进行PID计算和判断过程，如再异号则清零计数，继续400us延时，以此反复直至延时结束，输出PWM脉冲并改变电平状态；

所述CPU控制模块：其功能包括协调系统工作状态和PID控制流程，进行改进的数字PID计算以及双余度控制的实现；为了实现上述功能并且提高系统软件的逻辑性、可读性和可移植性，该CPU控制模块是通过模块化的方式加以区分与设计，它包括：系统工作状态协调模块、PID控制模块、改进的数字PID计算模块和双余度控制模块；其间的相互关系为：系统工作状态协调模块通过改变系统在飞行环境下的工作状态，调整系统其他模块的具体实施流程；在确定工作状态的前提下，双余度控制模块根据实时监测信息改变CPU当前身份，从而重置PID控制流程；PID控制模块受制于前面两个模块的输出，用于在不同工作状态下对当前PID计算的流程进行控制；改进的数字PID计算模块被PID控制模块调用，即PID算法的具体实现；

该系统工作状态协调模块是本系统在飞行环境下确定和更改当前控制模式标识的唯一途径；它根据当前给定值的获得渠道确定当前系统的工作状态，即等待PCM脉冲或串口控制命令状态，PCM脉冲使能状态和串口控制命令使能状态；系统工作状态还可由双余度控制模块进行自主切换，即当CPU检测自身或备份CPU出现故障时，可改变自身的工作状态；

该PID控制模块是通过改变一个双向链表的当前节点来实现，此双向链表中的节点是由PID计算中涉及到的变量和参数组成的结构体；它主要用于协调PID控制流程；设计一套PID控制流程，并对PID计算进行C语言的代码优化；该PID控制流程分为两种情况，即接收到有效的PCM控制脉冲或串口命令获得给定值初值时的及时响应过程；以及在完成上述过程后，PID流程进入的微调状态；

该改进的数字PID计算模块是由当前给定值、采集值、比例系数和微分系数变量，按照数字PID算法进行的运算，此模块的输入与输出均被量化为整数行变量；它采取了下列措施提高PID计算的灵活性：对当前给定值与采集值的差值进行分区，并据此采取协调P、D参数、设立“死区”进行分段式的PID计算；

该双余度控制模块是由“检测”、“判决”和“切换”三个阶段组成；本系统的硬件板卡中包括两片CPU，被初始化为主、从两种身份；“检测”是由主CPU的信号源检测和CPU的实时互监测两部分组成，其中主CPU通过对PCM脉冲和串口命令状态进行具有优先级的信号源检测，而CPU之间通过输出信号进行互相监视，即实时互监测；“判决”根据检测结果，结合CPU身份实时判别系统工作状态；“切换”根据当前判决结果异常，以及双CPU的当前身份进行自主切换，同时为避免两者同主或同从的情况特别设计了切换方案；它用于CPU工作状态备份和切换；两者同步完成自身的输入处理、流程协调和PID计算，为相互备份和切换时飞机姿态控制的平稳过渡做好准备。

2.一种共轴式无人直升机的双余度姿态控制系统的调试方法，它所涉及的参数为各层PID计算的比例参数K_p和微分参数K_d，控制源为Futaba，需为四路AD采集通道提供外接设备，其中两路外接可调电位器模拟K_p和K_d；另外两路与飞行环境相同，分别与舵机的位置传感器和速度传感器相接；输出端接舵机的大功率管控制器，通过PWM脉冲控制舵机位置；所采用的数字PID核心算法是：

             y(k)＝K_p×{e(k)-K_d×[e(k)-e(k-1)]}

其中y(k)为时刻k的输出量，e(k)为给定值与采集值在k时刻的差，K_p为比例系数，K_d为微分系数CPU上电后通过对特定I/O端口的检测区分当前工作环境，即飞行环境和试验环境；飞行环境是指各层PID参数均已确定的情况下，姿态控制器真正工作的环境，此时各层PID参数由闪存的“数据存储区”读取并在外部数据存储单元中赋值；试验环境是指PID参数调试环境，可分为“位置PID相关参数调试”和“转速PID相关参数调试”两个状态；其特征在于：该调试方法的具体步骤如下：

步骤一：根据参数调试对象即“位置”或“速度”的K_p和K_d，连接已定义的I/O端口至高或低电平端，用以系统上电后对实现环境的检测；

步骤二：调节电位器为K_p和K_d提供初始参数，通过Futaba以PCM脉冲的形式发送陀螺或舵机位置给定值，系统按照试验环境下的PID控制流程对后级大功率管进行控制；

步骤三：保持Futaba的中立位置不变，按照每次试验只调节一个电位器的原则，即固定其中一个，只调整另一个，使舵机达到自激抖动的临界状态；在当前参数的作用下PID控制的灵敏度和稳定度最佳，K_p和K_d为最优化参数；

步骤四：操作Futaba输出超过脉冲门限的信号，CPU在解析出第一个“写FLASH使能”信号后将当前K_p或K_d的采集值量化并写入FLASH，并忽略之后连续到达的写使能信号；

步骤五：操作Futaba返回中心位置，CPU复位当前状态，继续等待下一次有效的写使能信号的到来，结束一次调试。

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