CN102297694B

CN102297694B - 一种轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统

Info

Publication number: CN102297694B
Application number: CN201110155357.3A
Authority: CN
Inventors: 钟麦英; 穆全起; 房建成; 赵岩; 李树胜
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2011-06-10
Filing date: 2011-06-10
Publication date: 2014-02-26
Anticipated expiration: 2031-06-10
Also published as: CN102297694A

Abstract

一种轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统，用于对此类稳定平台三轴框架进行主动控制，其主要包括DSP模块、FPGA模块、PWM功率驱动模块、直流无刷力矩电机、稳定平台框架、测量传感器、接口电路。DSP模块和FPGA模块通过接口电路实时获取测量传感器输出的各框架角位置信息、角速率信息以及姿态信息，执行PID控制算法生成控制三台直流无刷力矩电机的18路PWM信号，再由PWM功率驱动模块转换成电压信号，驱动直流无刷力矩电机，从而驱动框架转动，实现对三轴框架的主动控制。本发明实现了自主模式和组合模式，还实现了框架软锁功能以及组合模式下的自主航向设定功能，使得平台运行更加可靠、更加智能化。

Description

一种轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统

技术领域

本发明属于高分辨率对地观测技术领域，涉及一种轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统，用于对轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台三轴框架的主动控制，特别适用于轻小型航空遥感系统以及无人机载航空遥感系统。

背景技术

航空遥感惯性稳定平台是高分辨率对地观测系统中十分重要的有机组成部分之一，它用于支撑并稳定遥感载荷，可有效隔离空中各种干扰对遥感载荷视轴稳定的影响，能够很好地保持遥感载荷相位中心的平稳理想运动。

航空遥感惯性稳定平台按照载荷不同可分为两大类：高精度大负载航空遥感惯性稳定平台和轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台。其中轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台主要应用于轻小型航空遥感系统。由于轻小型航空遥感飞行载体稳定性较差，且承载重量较小，要求安装在其上的惯性稳定平台必须具有响应快、体积小、重量轻等特点。

目前，航空遥感惯性稳定平台均需有人操作，无人操作航空遥感惯性稳定平台未见报道，随着轻小型无人机载航空遥感系统的快速发展，以及全自主无人航空遥感作业的迫切需求，要求航空遥感惯性稳定平台控制系统具有高性能、高集成度、高可靠、智能化等特点。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有航空遥感惯性稳定平台工作模式单一的不足，瞄准轻小型航空遥感系统全自主无人作业的需求，提供一种工作模式多样、集成度高、智能化的轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统。

本发明的技术解决方案是：轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统，包括DSP模块、FPGA模块、PWM功率驱动模块、直流无刷力矩电机、稳定平台框架、测量传感器、接口电路；测量传感器包括三支编码器、三支速率陀螺、两支加速度计及POS；接口电路包括霍尔传感器接口电路、SSI接口电路、速率陀螺信号接口电路、加速度计接口电路、RS232接口及RS422接口；

DSP模块通过RS422接口接收上位机发送的命令信息，以判断运行哪种工作模式。一方面，在自主模式下，DSP模块通过接口电路实时采集速率陀螺和加速度计的输出信息，并以100Hz的频率将加速度计信息与0值进行比较，执行PID控制算法生成控制量，然后以20KHz的频率将此控制量与实时采集的速率陀螺信息进行比较，执行PID控制算法生成控制量，并转换成6路PWM信号传给FPGA模块，FPGA模块根据读取的直流无刷力矩电机霍尔位置传感器信号进行电子换向处理，生成18路PWM信号，再经PWM功率驱动模块转换成电压信号，驱动直流无刷力矩电机，从而驱动稳定平台框架转动，实现对三轴框架的低精度主动控制。

另一方面，在组合模式下，DSP模块以100Hz的频率接收POS通过RS232接口发送的姿态和航向信息，并将其与上位机通过RS422接口发送的设定值进行比较，执行PID控制算法生成控制量，然后以20KHz的频率将此控制量与20KHz频率采集的速率陀螺信号进行比较，执行控制算法生成控制量，并转换成6路PWM信号传给FPGA模块，FPGA模块根据读取的直流无刷力矩电机霍尔位置传感器信号进行电子换向处理，生成18路PWM信号，再经PWM功率驱动模块转换成电压信号，驱动直流无刷力矩电机，从而驱动稳定平台框架转动，实现对三轴框架的高精度主动控制。

另外，在上述两种工作模式下，DSP模块以100Hz的频率实时读取FPGA模块采集的编码器信息，当飞行载体姿态过大时，DSP模块会检测到框架转角超过预定的转角范围，便将稳定平台框架软锁。在软锁过程中，DSP模块会依据加速度计信息或POS姿态信息以及编码器信息算出飞行载体的姿态变化，待飞行载体趋于平稳飞行时，DSP模块将对框架进行解锁，恢复软锁前的工作模式。针对组合模式下航向稳定控制的特殊性，DSP模块依据编码器信息，以及POS输出的航向信息，按照一定的控制算法，自主地进行航向的设定，即判断飞行载体是否在拐弯，若拐弯，则将框架软锁，2秒后调整到机械零位，此后检测POS输出的航向信息，若5秒内航向信息变化量不超过±2°，则判定飞行载体拐弯结束，进入正常航拍，将此5秒内航向信息的平均值作为新航向的设定值，从而实现自主地进行航向的设定。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明有两种工作模式：一方面，轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台可工作在与POS组合模式下，实现平台的高精度稳定控制；另一方面，在无POS的情况下，轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台还可以工作在自主模式下，实现平台的低精度稳定控制，因此本发明工作模式多样，且提高了系统的工作可靠性。

(2)本发明增加了两支低成本的MEMS加速度计和三支低成本的MEMS速率陀螺，使得轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台既可以工作在与POS组合模式下，实现高精度稳定控制；另外，在无POS的情况下，轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台还可以工作在自主模式下，实现低精度稳定控制。

(3)本发明还实现了框架软锁功能和组合模式下自主航向设定功能，可以代替人工完成飞行载体在倾角过大以及拐弯时的框架锁定，以及拐弯之后进入正常航摄状态的新航向设定，从而有效防止框架间因转角过大而发生碰撞，大大节省了航空遥感作业的人力，同时也提高了可靠性和安全性。

(4)本发明利用了DSP芯片具有较强运算能力和FPGA芯片具有并行运算能力的特点，将高精度控制算法在DSP中实现，将高速同步采集算法在FPGA中实现，充分利用每个模块的优势，使得系统性能有了较大提高。

附图说明

图1为本发明的结构组成框图；

图2为本发明的双环路从属控制框图；

图3为本发明的单路SSI接口电路；

图4为本发明的单路速率陀螺信号接口电路；

图5为本发明的单路加速度计信号接口电路；

图6为本发明的单路PWM功率驱动模块电路；

图7为本发明的DSP模块主工作流程图；

图8为本发明的DSP模块自主模式下工作流程图；

图9为本发明的DSP模块组合模式下工作流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明的硬件模块主要包括DSP模块1、FPGA模块2、PWM功率驱动模块3、直流无刷力矩电机4、稳定平台框架5、测量传感器16、接口电路19。其中稳定平台框架5包括横滚框、俯仰框和方位框，测量传感器16包括三支编码器8、三支速率陀螺10、两支加速度计12、以及POS14，接口电路19包括霍尔传感器接口电路7、SSI接口电路9、速率陀螺信号接口电路11、加速度计接口电路13、RS232接口15、以及RS422接口18。

本发明有两种工作模式：自主模式和组合模式。其具体实施方式描述如下：

在自主模式下，速率陀螺信号接口电路11将速率陀螺10输出的电流信号转换成0～3V的电压信号，供DSP模块1内部AD读取，加速度计信号接口电路13将加速度计12输出的电流信号转换成0～3V的电压信号，供DSP模块1内部AD读取。DSP模块1以100Hz的采样频率实时采集加速度计12信号，并将其转换成角位置信号，再将得到的角位置信号与0值进行比较，执行PID控制算法(PID算法为本领域公知常用技术)生成控制量，然后将此控制量与20KHz采集的速率陀螺10信号进行比较，执行PID控制算法生成控制量，并将其转换成6路PWM信号传给FPGA模块2，FPGA模块2根据实时读取的直流无刷力矩电机4霍尔位置传感器6信号进行电子换向处理，生成18路PWM信号，再经PWM功率驱动模块3转换成电压信号，驱动直流无刷力矩电机4，从而驱动稳定平台框架5转动，实现对三轴框架的低精度主动控制。

在组合模式下，速率陀螺信号接口电路11将速率陀螺10输出的电流信号转换成0～3V的电压信号，供DSP模块1内部AD读取。DSP模块1通过RS232接口15实时接收POS14输出的姿态和航向信息，并将此信息与上位机17通过RS422接口18发送的设定值进行比较，执行PID控制算法生成控制量，然后将此控制量与20KHz采集的速率陀螺10信号进行比较，执行PID控制算法生成控制量，并将其转换成6路PWM信号传给FPGA模块2，FPGA模块2根据实时读取的直流无刷力矩电机4霍尔位置传感器6信号进行电子换向处理，生成18路PWM信号，再经PWM功率驱动模块3转换成电压信号，驱动直流无刷力矩电机4，从而驱动稳定平台框架5转动，实现对三轴框架的高精度主动控制。

如图2所示，本发明在控制方式上采用双环路从属控制：外环为位置环(即跟踪回路)，在自主模式下，反馈测量单元为加速度计12；在组合模式下，反馈测量单元为POS14；内环为速率环(即稳定回路)，反馈测量单元为速率陀螺10。

如图3所示，本发明的单路SSI接口电路主要由MAX490芯片、SN74ALVC164245芯片及电阻等组成，它一方面与编码器8相接，用于将编码器8输出的差分数据信号转换成0～3.3V单端方波信号发送给FPGA模块2，同时将FPGA模块2输出的0～3.3V单端时钟信号转换成差分信号发送给编码器8。

如图4所示，本发明的单路速率陀螺信号接口电路主要由运放、采样电阻、电容及二极管组成，用于将速率陀螺输出的电流信号转换成电压信号，经过限幅处理，最终生成0～3V的电压信号供DSP模块1内部AD采集。

如图5所示，本发明的单路加速度计信号接口电路主要由运放、采样电阻、电容及二极管组成，用于将加速度计输出的电流信号转换成电压信号，经过限幅处理，最终生成0～3V的电压信号供DSP模块1内部AD采集。

如图6所示，本发明的单路PWM功率驱动模块3电路主要由IR2130实现，IR2130能够同时输出6路驱动信号，且自带欠压保护和过流保护，使得系统集成度更高，电路也更可靠。

本发明的DSP模块1主工作流程如图7所示：系统上电并完成自动加载程序后，进行系统初始化以及工作模式控制字WorkMode初始化为0，然后等待上位机17发送的命令，如有接收命令中断，则判断命令字，如果命令字＝0，则执行WorkMode＝0，并将三框架进行释放；如果命令字＝1，则执行WorkMode＝1，控制系统按自主模式运行；否则，执行WorkMode＝2，控制系统按组合模式运行。如果没有接收命令中断，则判断WorkMode，如果WorkMode＝0，则将三框架进行释放；如果WorkMode＝1，控制系统按自主模式运行；否则，控制系统按组合模式运行。

本发明的DSP模块1自主模式下工作流程如图8所示：当DSP模块1接收的命令为自主模式时，首先初始化安全标志控制字bSafe＝1，然后判断bSafe是否为1，因为接收到命令时，bSafe被初始化为1，所以DSP模块便会控制三轴框架运行在自主模式下，在运行中DSP模块1实时判断框架转角是否过大，若过大，则将框架软锁至限位处，并执行bSafe＝0，能最大限度减小因框架倾斜带来的偏心力矩，否则仍运行自主模式。框架软锁执行后，在下一个执行周期，DSP模块判断bSafe是否为1，若为1，则运行自主模式，否则便依据框架相对于当地地理坐标系的角位置信息及角速率信息判断平台是否趋于平稳飞行，若结果为是，则对框架进行解锁，执行bSafe＝1，运行自主模式，最大限度缩短恢复时间，否则继续运行框架软锁，进行下一执行周期。

本发明的DSP模块1组合模式下工作流程如图9所示：当DSP模块1接收的命令为组合模式时，首先初始化安全标志控制字bSafe＝1，然后判断bSafe是否为1，因为接收到命令时，bSafe被初始化为1，所以DSP模块便会控制三轴框架运行在组合模式下，在运行中DSP模块1实时判断框架转角是否过大，若过大，则将框架软锁至限位处，并执行bSafe＝0，能最大限度减小因框架倾斜带来的偏心力矩，针对方位框的特殊性，方位框还要执行自动调整到机械零位的操作；否则仍运行组合模式。框架软锁执行后，在下一个执行周期，DSP模块1判断bSafe是否为1，若为1，则运行组合模式，否则便依据框架相对于当地地理坐标系的角速率及姿态变化判断平台是否趋于平稳飞行，若结果为是，则对框架进行解锁，执行bSafe＝1，运行组合模式，最大限度缩短恢复时间，针对方位框的特殊性，DSP模块1依据航向信息的变化进行新航向的设定；否则继续运行框架软锁，进行下一执行周期。

针对组合模式下航向稳定控制的特殊性，DSP模块依据编码器信息，以及POS输出的航向信息，按照一定的控制算法，自主地进行航向的设定，即组合模式下航向稳定控制的特殊性主要体现在飞行载体拐弯时的方位框软锁，以及拐弯之后进入正常航拍后的新航向设定两个方面。首先，飞行载体在拐弯时，其航向信息变化较大，一般远超过方位框的稳定范围，当DSP模块检测到方位框编码器输出信息超过设定的范围，则判定飞行载体在拐弯，将方位框软锁至限位处，2秒后依据方位框编码器信息将方位框调整到其机械零位。此后检测POS输出的航向信息，当检测到5秒内POS输出的航向信息的变化量不超过±2°，则判定飞行载体拐弯结束，进入正常航拍，DSP模块便将该5秒内POS输出的航向信息的平均值作为新航向的设定值，将方位框解锁，恢复到组合模式工作，从而实现自主地进行航向的设定。

本发明属于高分辨率对地观测技术领域，在保证系统硬件资源的同时，提高了系统的集成度和可靠性，应用者可以根据具体应用通过修改软件便可以灵活方便地实现其功能。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims

1.一种轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统,其特征在于：包括DSP模块（1）、FPGA模块（2）、PWM功率驱动模块（3）、直流无刷力矩电机（4）、稳定平台框架（5）、测量传感器（16）、接口电路（19）；测量传感器（16）包括编码器（8）、速率陀螺（10）、加速度计（12）及POS（14）；接口电路（19）包括霍尔传感器接口电路（7）、SSI接口电路（9）、速率陀螺信号接口电路（11）、加速度计接口电路（13）、RS232接口（15）及RS422接口（18）；

DSP模块（1）通过RS422接口（18）接收上位机（17）发送的命令信息，以判断运行在自主模式或组合模式；

在自主模式下，DSP模块（1）通过加速度计接口电路（13）实时采集加速度计（12）的输出信息，并将所述输出信息与0值进行比较，执行PID控制算法生成控制量，然后将所述控制量与通过速率陀螺信号接口电路（11）实时采集的速率陀螺（10）信息进行比较，执行PID控制算法生成控制量，并将此控制量转换成6路PWM信号传给FPGA模块（2）；FPGA模块（2）根据通过霍尔传感器接口电路（7）接收霍尔位置传感器（6）读取的直流无刷力矩电机（4）的信号，并进行电子换向处理，生成18路PWM信号，所述18路PWM信号再经PWM功率驱动模块（3）转换成电压信号，驱动直流无刷力矩电机（4），从而驱动稳定平台框架（5）转动，实现对三轴框架的低精度主动控制；

在组合模式下，DSP模块（1）接收POS（14）通过RS232接口（15）发送的姿态和航向信息，并将姿态和航向信息与上位机（17）通过RS422接口（18）发送的设定值进行比较，执行PID控制算法生成控制量，然后将此控制量与通过速率陀螺信号接口电路（11）采集的速率陀螺（10）的信号进行比较，执行PID控制算法生成控制量，并将此控制量转换成6路PWM信号传给FPGA模块（2）；FPGA模块（2）根据通过霍尔传感器接口电路（7）接收的霍尔位置传感器（6）读取的直流无刷力矩电机（4）的信号，并进行电子换向处理，生成18路PWM信号，所述18路PWM信号再经PWM功率驱动模块（3）转换成电压信号，驱动直流无刷力矩电机（4），从而驱动稳定平台框架（5）转动，实现对三轴框架的高精度主动控制。

2.根据权利要求1所述的一种轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统，其特征在于：通过编码器（8）测量稳定平台框架（5）相对转角信息，此信息经SSI接口电路（9）传输至FPGA模块（2），在自主模式或组合模式下时，DSP模块（1）实时读取FPGA模块（2）处理的编码器（8）信息，并判断此信息是否在预定的转角范围内，若超出转角范围，便将稳定平台框架（5）软锁；在软锁过程中，DSP模块（1）会依据加速度计（12）信息及编码器（8）信息，或POS（14）姿态信息及编码器（8）信息算出飞行载体的姿态变化，待飞行载体趋于平稳飞行时，DSP模块（1）将对稳定平台框架（5）进行解锁，恢复软锁前的工作模式，从而有效防止框架间因转角过大而发生碰撞。

3.根据权利要求1或2所述的一种轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统，其特征在于：在组合模式下，DSP模块（1）依据编码器（8）信息，以及POS（14）输出的航向信息，判断飞行载体是否在拐弯，若拐弯，则将框架软锁，2秒后调整到机械零位，此后检测POS（14）输出的航向信息，若5秒内航向信息变化量不超过±2°，则判定飞行载体拐弯结束，进入正常航拍，将此5秒内航向信息的平均值作为新航向的设定值，从而实现自主地进行航向的设定。

4.根据权利要求1所述的一种轻量化快响应航空遥感惯性稳定平台控制系统，其特征在于：所述平台控制系统在控制方式上采用双环路从属控制：①外环为位置环即跟踪回路，在自主模式下，反馈测量单元为加速度计（12）；在组合模式下，反馈测量单元为POS（14）；②内环为速率环，即稳定回路，反馈测量单元为速率陀螺（10）。