CN103611324A - 一种无人直升机飞行控制系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人直升机飞行控制系统，包括机载单元、地面控制站单元，所述的机载单元包括飞行控制计算机、传感器模块、伺服操纵模块、无线传输模块、遥控接收机、执行机构，所述的地面控制单元包括具有无线传输功能的测控终端；所述测控终端包括PC控制台及遥控器，本系统包括自动控制和手动控制两种模式；该系统具有体积小重量轻的特点。本发明还公开了一种无人直升机飞行控制系统的控制方法，通过闭环控制算法计算控制输出量来控制执行机构工作；该方法降低了模型直升机操纵的复杂度，使直升机具备了最基础的自动飞行能力。本发明具有很好的社会经济效益。

Description

一种无人直升机飞行控制系统及其控制方法

技术领域

本发明公开了一种无人直升机飞行控制系统及其控制方法，属于遥控模型（无人）直升机的自主控制技术领域。

背景技术

当前市场上的遥控模型直升机工作在信号直通的方式，即操纵手通过控制手持遥控器发出信号，安装于直升机上的接收机收到信号后直接驱动舵机和电机，通过改变脉宽来改变主旋翼转速和十字盘位置，进而控制直升机按遥控器动作。部分直升机还配有机载陀螺仪，能增加一定的阻尼，便于控制。

这种手控的工作方式简单方便，但带来一个问题：遥控模型直升机控制难度大，且无法实现自主飞行。直升机与固定翼飞机相比，气动特性更加复杂，动特性都是不稳定的，并且各个通道间存在很强的轴间耦合，且现有技术中直升机控制系统体积及重量大，不便于安装，且成本较高。

目前，模型直升机的飞行控制系统为开环系统，所以人工驾驶的难度很大，一般都由专业的航模驾驶人员操纵。当遥控模型直升机遭遇较大气流扰动时，控制难度会加大，甚至处于非可控状态，这样，遥控直升机的任务可执行性就大打折扣了。

因此，解决上述问题是迫切需要的。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种无人直升机飞行控制系统，解决了直升机控制系统体积重量大不方便安装及成本高的问题。

为解决上述技术问题，采用的技术方案是：

一种无人直升机飞行控制系统，包括机载单元、地面控制站单元，所述的机载单元包括飞行控制计算机、传感器模块、伺服操纵模块、无线传输模块、遥控接收机、执行机构，所述的地面控制单元包括具有无线传输功能的测控终端；所述测控终端包括PC控制台及遥控器，所述飞行控制计算机包括DSP模块、FPGA模块；所述无人直升机飞行控制系统的控制模式包括手动控制模式与自动控制模式：

手动控制模式时，遥控接收机接收遥控器信号传输至DSP模块，DSP模块对接收的信号处理后分别输出至伺服操纵模块，控制执行机构工作；

自动控制模式时，所述传感器模块实时采集直升机的姿态数据、高度数据、速度数据，并将采集到的数据发送至FPGA模块；所述PC控制台通过无线传输模块将数据传输至FPGA模块；所述FPGA模块实时接收传感器数据及PC控制台数据，将数据处理后定时发送至DSP模块，所述DSP模块对接收的信号处理后分别输出至执行机构，控制执行机构工作。

所述FPGA模块包括UART串口；所述传感器模块包括气压传感器、高度传感器、速度传感器、航姿传感器、GPS；所述气压传感器、高度传感器、速度传感器的输出分别与FPGA模块的IO口连接，所述GPS的输出与FPGA模块的UART串口连接，所述航姿传感器的输出信号经电平转换电路转换后输入至FPGA模块。

本发明还提供了一种无人直升机飞行控制系统的控制方法，解决了现有技术中开环系统带来控制难度大的问题。

为解决上述技术问题，采用的技术方案是：

一种无人直升机飞行控制系统的控制方法，所述DSP模块包括传感器数据解算模块、舵机控制模块、控制律解算模块，所述控制律解算模块的姿态保持控制律、高度保持控制律、速度保持控制律，所述方法包括如下步骤：

（1）控制直升机上升，并实时反馈上升过程中直升机的姿态数据、高度数据、速度数据，当直升机上升到预先设定的高度时，停止上升，此时直升机处于悬停状态，记录该状态下直升机的姿态数据、高度数据；

（2）传感器模块实时采集直升机的姿态数据、高度数据、速度数据，并将采集到的数据发送至FPGA模块；所述PC控制台通过无线传输模块将数据传输至FPGA模块；所述FPGA模块实时接收传感器数据及PC控制台数据，将数据处理成“帧”的格式定时发送至传感器数据解算模块，所述传感器数据解算模块将接收到的数据帧解算出姿态数据、高度数据、速度数据，将解算出的数据与悬停状态下同类数据进行比较，得到误差数据，并根据控制律计算出执行机构的控制量，所述控制律采用如下公式表示：

Δδ=k_pΔe+k_dΔe'，其中，Δδ为执行机构的控制量，Δe为误差数据，Δe'为误差数据变化率，k_p为误差数据的系数，k_d为误差数据变化率的系数。

所述控制律包括姿态控制律、高度控制律、速度控制律、位置控制律。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

（1）采用FPGA加DSP的飞行控制计算机硬件电路，所有的控制过程均通过这两个控制芯片完成，使得该电路体积小、重量轻，便于安装，成本低廉，有实用性。

（2）该控制方法采用闭环PD控制，实现了直升机的自动悬停模态，并且在这种模态下，实时采集处理传感器信息，调节直升机的状态，降低了模型直升机操纵的复杂度，使直升机具备了最基础的自动飞行能力。

（3）可采用手动控制、自动控制及手动自动结合的控制方式，使得在自动控制出现故障时，采用手动控制，避免了直升机的不可控状态。

附图说明

图1为本发明直升机导航制导与控制结构框图。

图2为本发明飞行控制系统硬件结构框图。

图3为本发明DSP一拍控制流程框图。

图4为本发明无人直升机控制系统框图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案进行详细说明：

如图1所示，一种无人直升机飞行控制系统，包括机载单元、地面控制站单元，所述的机载单元包括飞行控制计算机、传感器模块、伺服操纵模块、无线传输模块、遥控接收机、执行机构；所述的地面控制单元包括具有无线传输功能的PC控制台及遥控器；所述飞行控制计算机包括DSP模块、FPGA模块；所述无人直升机飞行控制系统包括手动控制模式与自动控制模式：

手动控制模式时，遥控接收机接收遥控器信号传输至DSP模块，DSP模块对接收的信号处理后分别输出至伺服操纵模块，控制执行机构工作；

自动控制模式时，所述传感器模块实时采集直升机的姿态数据、高度数据、速度数据，并将采集到的数据发送至FPGA模块；所述PC控制台通过无线传输模块将数据传输至FPGA模块；所述FPGA模块实时接收传感器数据及PC控制台数据，将数据处理后定时发送至DSP模块，所述DSP模块对接收的信号处理后分别输出至执行机构，控制执行机构工作。

所述执行机构包括4个舵机和一个旋翼电机，四个舵机分别用于控制总距、尾桨桨距、横向周期变距、纵向周期变距，旋翼电机用于控制旋翼转速；所述舵机与旋翼电机均采用标准航模50Hz的PWM控制。所述直升机包括四个通道：俯仰通道、横滚通道、偏航通道、高度通道，对应的舵面分别是纵向周期变距、横向周期变距、尾桨桨距、总距。模型直升机采用ECCPM电子控制式螺距混控系统，FUTABA接收机输出信号接往控制十字盘做六自由度运动的升降舵、副翼舵和螺距这三个舵机、控制尾桨的航向舵机以及控制旋翼转速的电动马达。

以下将无人直升机简称为无人机，将飞行控制简称为飞控，地面控制站简称为地面站：

在无人机系统中，飞行控制系统是其核心部分，也可以称作“神经中枢”，它以飞控计算机为控制核心，辅助相应传感器单元、执行机构、伺服操纵模块、无线传输模块、测控终端等，实现对无人机的自主导航、飞行控制、任务管理等功能。

无人机飞控系统分为内回路和外回路两个部分，其中内回路为飞控回路，也可以称之为姿态环；外回路是导航制导回路，实现对经纬、高度的精确跟踪，从而实现无人机的自主寻迹。本发明的控制系统主要就是提供完成自动及手动飞行任务的软、硬件平台。飞控板接收各类传感器采集的信息，与外环和内环提供的“指令信号”相比较，分别作为制导算法和控制律算法的输入，完成制导和控制律的解算，制导算法的解算结果作为控制单元的指令，执行机构则按照控制单元解算得出的指令驱动旋翼电机和舵机工作，实现对无人机的控制。

本实施例以微小型无人遥控模型直升机为例，高度传感器选择超声波高度计，详细介绍其具体工作过程及原理。

①飞控系统的硬件实现和结构原理

如图2所示，整个系统分为机载飞控板部分和地面站部分。地面站和飞控板的通信有两种方式，即2.4GHz的FUTABA遥控器无线通信和900MHz无线传输模块通信。FUTABA遥控器是日本双叶电子工业株式会社生产的一款航模通用的遥控器，与该品牌接收机配套使用。航模操纵者可以通过拨动遥控器上的一些拨杆，各拨杆所处的不同位置对应于不同的行程，能产生具有不同脉宽的各通道遥控PWM信号。飞行控制板的核心为DSP+FPGA双核架构。FPGA主要负责读取气压传感器、超声波高度计、航姿传感器和GPS模块的数据，同时负责与地面站进行无线数据传输。DSP负责传感器数据解算、控制律算法等计算工作，同时读取遥控器操纵指令，生成舵机操纵指令。

本发明的机载部分包括FPGA模块、DSP模块、旋翼电机、十字盘舵机、具有MEMS陀螺仪和三轴加速度计的航姿传感器及其接口电路、GPS及其接口电路、高度测量传感器及其接口电路、复位电路、小电压差线性稳压器、JTAG接口、无线传输模块及其接口电路、电源，所述DSP模块包括单极性PWM输出驱动电路、PWM捕获驱动电路；其中旋翼电机和舵机与DSP的单极性PWM输出驱动电路连接，航姿传感器通过电平转换电路与FPGA连接，GPS与FPGA的UART串口连接，高度传感器、速度传感器、气压传感器与FPGA的普通IO口连接，无线传输模块通过TTL电平接口与FPGA的串口相连接，地面控制站部分的无线传输模块与机载部分的无线传输模块相互传输数据，遥控器的接收机与DSP的PWM捕获驱动电路连接。

1、飞控计算机功能描述

本文提出了以DSP和FPGA为控制核心的双核架构飞控计算机设计方案，可以实现任务的合理分配。

飞控计算机架构如图2所示，主控芯片采用TI公司的DSP芯片TMS320F28335和Altera公司的FPGA芯片EP2C8Q208C8N；TMS320F28335控制效果好，运算能力强，是该系列DSP中性能优越的代表，故仅用一块足够实现导航和飞控的功能；配置成最小系统的FPGA可灵活增添硬件功能模块，无需串口扩展芯片，资源丰富，性价比高，能协助DSP完成传感器信息采集的任务。以下对飞控计算机详细描述：

飞行控制计算机中，DSP是主控芯片，集飞控、导航功能于一身；FPGA是为主控板提供传感器信息的辅助芯片。本发明采用FPGA+DSP的双核架构，两者之间靠SCI串口通信。串口通信速率虽不及并口RAM快，但考虑到本方案的飞控系统中，以kbp/s数量级的速率传输数据，能完成系统对实时性的基本要求。

DSP完成的内容有：传感器信号处理、遥控信息接收、舵机驱动、与FPGA通信、控制律解算、导航算法（航线规划）和故障检测等。FPGA完成的内容有：传感器信号采集、与地面站通信、与DSP通信等，这种方案充分将资源利用最大化。

DSP是控制核心，所有完成的工作构成了带反馈的闭环控制。它处理传感器信息，为飞控系统提供反馈输入；接收手动或自动控制指令，根据具体指令采用不同的控制方式；驱动舵机动作。在此基础上可扩展其导航功能，根据地面站规划的路径完成航迹规划和航程推算的功能，根据导航信息完成自主飞行。双核处理器以强大的指令系统及接口功能显示出功能完善、速度快、开发方便等优势，能够有效解决高速与微型的矛盾，从而为无人机量身设计集高速度、高精度和小型化于一体的新型飞行控制计算机。

FPGA在地面站和主控DSP之间起到了如下两个作用，一是信息中转桥梁，舵面信息经FPGA从DSP下行到地面，地面站指令从地面站经FPGA上行到DSP。高速SCI通信（115200bps最大波特率）可以确保通信简单可靠；二是传感器信息发送源，将传感器数据组帧发送给地面站和DSP，三者采用相同的数据通信协议，打包、校验、解帧，DSP和地面站负责数据处理。

2、飞控计算机硬件设计

飞控板使用高效能锂电池独立供电，需使用降压芯片，提供5V、3.3V、1.2V和1.8V这四种直流电源以满足主控芯片的需求；可以选择DC/DC，也可以选择LDO；降压DC/DC变换的要求是，满足系统对电源数量及伏值的要求；使转换效率足够高；满足信号匹配的要求；使器件功耗最低。选用高转换效率的小型12D5-DC/DC模块LM2596-5.0这一开关型DC/DC转换器实现三节锂电池12V→5V的高降压，外输入的+12V来自电池并作为5V电源基准的输入电压，5V作为数字电路的VCC。DC/DC转换器的优点是效率高、可以输出大电流、静态电流小。选用LM1117这一LDO稳压器实现5V→3.3V，3.3V→1.2V，3.3V→1.8V的低压降，可达到很高的效率，且成本低，噪音低，静态电流小，电路结构简单。

TMS320F28335是TI公司新推出的浮点型DSP处理器，它在已有的DSP平台上增加了浮点运算内核，即保持了原有DSP芯片的优点，又能够执行复杂的浮点运算，可以节省代码执行时间和存储空间，精度高，成本低，功耗小，外设集成度高，数据及程序存储量大。利用TMS320F28335开发，所需的外围芯片相对较少，系统结构简单优化，成本较低，可靠性高。

为了使程序能掉电运行，程序必须写入FLASH中，就TMS320F28335而言，其内部有256K×16位的片内FLASH存储器，分为8个32K×16位的扇区，能满足代码存储需要的容量，可以不扩展片外FLASH，仅利用片上资源即可；中断代码存储在片内FLASH中，在RAM里运行，以提高执行效率；使用时，将目标代码从PC机上通过下载电缆和JTAG口写入DSP中，方便快捷。

本方案中需要使用到的模块有（1）增强型脉冲宽度调制器外设模块（ePWM），用于产生固定周期的波形，供给模型直升机的舵机使用；（2）增强捕捉模块（eCAP），可以完成多个时间的捕捉任务；（3）SCI模块，供与FPGA数据通信使用。

本发明构造的飞控系统的主要创新点之一，即在FPGA上构建了一个可灵活自行配置的最小系统，包含有一切所需的硬件资源；硬件平台选用QuartusⅡ11.0及其SOPC Builder，芯片选用EP2C8Q208C8N，其逻辑资源使用率约为60%，使用充分，适合本系统需求。利用片上可编程（SOPC）嵌入式系统，可灵活配置所需的硬件资源，实现硬件设计的软件化，能缩小PCB面积（无需串口扩展），提高可靠性。

片上可编程系统的RAM空间有限，故需外扩RAM，这里选用64M的HY57V641620。为固化程序，选择EPCS16，利用JTAG口和并行电缆调试、下载程序。

对硬件资源的配置如下：

时钟设置为100MHz（指令执行周期仅为10ns），在SOPC Builder中配置的最小系统包括NIOSⅡProcessor CPU（客户可配置的通用32位软核处理器），SDRAM控制器，EPCS串行Flash控制器，JTAG UART，若干路供传感器和通信用的UART，一个主定时器，专供超声波测距传感器使用的两个定时器（一个做定时器用，另一个做计数器用），两个供超声波测距传感器使用的PIO，两个供气压高度传感器使用的PIO，并添加锁相环PLL用于倍频（飞控板选用低频有源晶振防止高频干扰）和给SDRAM的时钟信号提供相移。

3、传感器模块、伺服操纵模块、地面控制站单元和无线传输模块的设计

本发明中使用到的传感器系统包括：

（1）飞行姿态测量系统：选用VM-i航姿测量系统，它是VMSENS公司提供的基于MEMS技术的低成本的，高性能三维运动姿态测量系统（AHRS）。MEMS是指一种集微控制器和信号处理电路的微机电系统，广泛应用于航姿传感系统等精密设备。VM-i包含三轴陀螺仪、三轴加速度计（即IMU）、三轴电子罗盘等辅助运动传感器，通过内嵌的低功耗处理器输出校准过的角速度，加速度，磁数据等，通过基于四元数的Motion Sensor Fusion算法进行数据融合，实时输出以四元数、欧拉角等表示的零漂移三维运动姿态数据。

它优势在于：无需滤波，模块内部已经做好了；无需传感器信息融合和信号调理；集成度很高。

AHRS的采样频率取最大频率100Hz，输入电压为5V，直接由飞控板提供，RS232串口电平，需做电平转换。安装时为AHRS设计专门的减振机构，最大限度地削弱振动对它测量精度的影响。

（2）全球卫星定位导航系统：选用型号为LOCOSYS MC15130915，OEM板采用串行通信NMEA协议，采用GPRMC最小定位信息来获得所需的时间、位置等信息，内容主要有经度、纬度、高度、速度、时间、日期等。GPS的天线安装在直升机的尾梁后部，尽可能地离开主旋翼的覆盖范围。由于直升机的空速难以测量，本系统利用GPS测得的地速信号进行控制。

（3）高度测量传感器：这里采用超声波测距+气压高度的双冗余度高度测量方式，超声波选用HY-SRF05，采样频率2Hz，测距模块可以在2cm到3m范围内精确测量出航模距地面的实际距离。编程时需做均值滤波；气压高度选用高精度的MS5611，能精确到1mm的气压高度，编程时需先读取初始化参数。直升机飞行高度较低时，可选用超声波测高；当其飞行距离较高超出视距时，选用气压高度精确定位。

伺服操纵控制系统模块共有4个控制舵机，分别用于控制十字盘和尾翼的桨距。改变PWM波发生模块的相应PWM波的占空比，从而实现舵机转角控制，信号周期为20ms。

地面监控系统控制站单元是包括一台遥控器、一台运行着地面监控程序的PC，是人与直升机交互的平台。它负责监测飞行状态，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；它还能发送控制指令和规划目标点给直升机，可根据任务需要设定飞行航迹。地面站监控软件基于VC++6.0平台借助MFC进行开发。

无线传输模块包括两部分，即数传电台和遥控器传输模块。机载系统与地面站通过XBee无线通信模块进行数据交换；机载系统借助2.4GHz Futaba链路接收遥控器信息。

②系统的软件算法流程和工作原理

根据飞行控制的功能要求和系统硬件结构特点采用模块化编程，把应用程序划分为若干个相对独立的程序模块，分别完成相应的功能。软件开发常采用最基本的、无操作系统的直接程序设计方式，其优点是生成的代码短小精简，运行速度快，本方案容错性强、可靠性高且维护简单。此外软件开发也可基于嵌入式实时操作系统。

1、FPGA和DSP之间通信的机制设计，DSP和FPGA之间是通过串口通信的，为了保证通信效率，兼顾各传感器的工作频率，采用的方案是：

FPGA一直在采集各传感器的数据，将航姿传感器的数据打包组成一帧“姿态数据”，将导航传感器和高度传感器以及接收的地面站数据组成一帧“导航+地面站数据”，两种数据帧通过不同的帧头与校验和加以区分；

DSP每20ms向FPGA发送“姿态传感器数据查询帧”，FPGA收到该指令后立即发送姿态数据帧给DSP；每100ms向FPGA发送“导航传感器+地面站/指令数据帧查询帧”，FPGA收到该指令后立即发送导航+地面站数据帧给DSP。导航传感器采集的频率没有姿态传感器快，同时在整个飞控系统中也无需频繁更新，所以这里采集更新的时间间隔比姿态传感器长。

DSP和FPGA间的串口通信基于中断接收方式，它们与主循环流程并列运行，由此实现实时多任务机制。无论接收还是发送数据都可以工作在先入先出方式(FIFO)，深度为4，提高了系统的效率并降低软件消耗。以下的分模块设计建立在DSP和FPGA之间良好的通信机制基础上。

2、分模块化编程

DSP：按模块划分，分为传感器姿态解算模块、FUTABA遥控器信号接收模块、舵机控制模块、与FPGA通信模块、控制律解算模块等，其中，FUTABA遥控器信号接收模块一直以外设中断的方式工作，用于捕获FUTABA遥控器拨杆的输入值，作为手动控制模式下的输入和自动悬停模式下的基准输入；其余模块都在DSP定时器中断中介绍。

DSP的一个工作始终作为一拍，在定时器的一拍控制流程中，DSP定时中断中先解算更新到的传感器数据，再根据存储的航线状态和数据以及无线电测控终端发过来的上行遥控指令与数据，经判断、运算和处理之后,输出指令给伺服执行机构即舵机系统，控制操纵直升机的舵面，以控制直升机的飞行；具体来说，每一拍控制流程在一个定时器中断中实现，流程如图3所示。

考虑到所用的模型直升机的带宽，设置DSP定时器周期为20ms，在每拍中依次完成姿态采集和地面站数据/指令接收、控制律解算、控制量输出这些任务，以下详细描述：

姿态采集和地面站数据/指令接收模块：如以上通信机制所述，DSP能及时接收到更新好的姿态数据和导航数据，包括从地面站接收的指令和参数。为了防止出现数据传输的偏差，DSP针对接收到的每帧数据进行校验（校验和）。为了防止传感器数据出现较大偏差，对VM-i姿态传感器数据进行均值滤波，对高度传感器进行α-β低通滤波，以去除噪声干扰；同时，DSP还接收地面站的指令或PID调节的参数，传给相应的控制律模块。

控制律解算模块：根据捕获到的FUTABA遥控器的“模态切换”通道的拨杆位置，确定当前采取的控制模式：若为手动控制模式，则不调用控制律解算模块，但是会记录当前的无线电高度和航向角，作为切换到自动悬停模式瞬间的基准值；若为自动悬停模式，则依次调用控制律解算模块的姿态保持、高度保持、速度保持这几个程序段，利用离散PID计算出控制输出的增量。

控制量输出模块：若为手动控制模式，则在DSP的eCAP中断中将遥控器接收机捕获值直接传递给舵机，改变ePWM模块的输出值，控制舵机偏转；若为自动悬停模式，则将控制律解算模块输出的增量经比例系数叠加到拨杆输入上，形成手控+程控的复合型输出。

在将PID控制器数字化时，采用的是增量式PID数字化算法，此算法中，微控制器中只需保存被控量前后三次测量的偏差值，即可解出控制量。此处在控制律算法中介绍。

FPGA：按模块划分，分为传感器数据采集模块（AHRS、GPS、超声波测距）、与地面站无线通信模块、与DSP通信模块等。与DSP通信模块的编写参考CPU间通信机制：当接收到DSP发出的“姿态传感器数据查询帧”和“导航传感器+地面站指令/数据查询帧”后，及时将对应的数据传输给DSP。

相比于DSP，FPGA部分的程序实现的功能较简单。在FPGA内部也设置了一个定时器，定时周期为250ms，其一拍控制流程里，FPGA定时中断中采集整合各传感器的信息，组成数据帧经串口发送给地面站监控显示。

FPGA采用上传数据中断接收、下传数据定时发送的方式与地面站通信，是主控板与地面站之间的数据中继。上传接收地面飞行指令，下发飞行状态供地面站监控。

传感器数据采集模块：包括AHRS、GPS、无线电高度测距、气压高度传感器这几方面。AHRS选用的是VM-i传感器，是通过UART串口和FPGA相接的，因此编写串口通信的程序，以接收和存储角速度、加速度、欧拉角等姿态值。VM-i被设置成每10ms发送一帧数据，FPGA需要对该帧数据解帧，校验和检验正确后才存储，否则抛弃。

GPS也是通过UART串口和FPGA相接的，按照同样的思路编写串口通信的程序。GPS每次发送来的数据量较大，因此FPGA需要提取出所需的经纬度、地速等有用的数据，存储在内存中。

高度传感器为无线电高度测距，是通过普通IO口和FPGA相接的，FPGA首先发送一个触发脉冲，待测距模块反馈响应脉冲后，再根据脉冲宽度计算出和障碍物之间的距离；为了确保数据的准确性，每收到8次数据后进行均值滤波。

如前所述，为了得到相对准确的高度信息，还包括气压高度传感器模块的驱动，采用FPGA的普通IO口模拟I2C协议，按照MS5611的数据手册时序图驱动该模块工作，将读取到的温度值补偿到气压值上，再转换成高度数值。

与地面站无线通信模块：FPGA外接XBEE无线通信模块，能向地面站传输姿态数据，并接收地面发送来的数据帧和指令帧。这些有效的数据和指令通常要编码传输给DSP，供飞控系统处理。

3、闭环控制算法

在简单的开环软件基础上，完成带反馈的闭环控制方案，控制律程序在DSP上实现，控制结构图如图4所示，其控制律采用如下公式表示：

Δδ=k_pΔe+k_dΔe'，其中，Δδ为执行机构的控制量，Δe为误差数据，Δe'为误差数据变化率，k_p为误差数据的系数，k_d为误差数据变化率的系数，将不同的参数带入上述公式，即可实现各种控制律算法，具体实施例如下：

（1）姿态保持回路设计

直升机三机体轴姿态保持系统的控制律都由姿态角速率及角位移反馈组成，分别增加阻尼力矩与稳定（恢复）力矩，用这种电子反馈方式改善直升机的稳定性。

对纵/横向姿态控制和航向控制来说，姿态保持系统相当于经典PD控制。姿态保持系统处于最内环，在整个飞行过程中都需接通。

姿态保持回路的姿态角基准值是指飞机在悬停模态下的配平值，是通过实验获得的，通常不一定为零；姿态的实际测量值是通过机载传感器测得的。实际值和基准值之差即为误差，这就是“误差反馈控制”的来源；对于姿态保持回路来说，能得到姿态角速度和姿态角位移两个误差。

以俯仰通道的设计为例，控制律为：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e=k_{p_{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}{e}_{\mathrm{\θ}}+k_{d_{\mathrm{\θ}}}\mathrm{\Δ}{e}_{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}---\left(1\right)$

其中，Δe_θ和

分别是俯仰角误差和俯仰角速度的误差，

和

即为姿态角位移和姿态角速率前的系数，构成了一种PD控制律。Δδ_e叠加在俯仰舵机的输出上，转化为作用在舵机上的控制效果。当飞机低头时，对应的控制律能使俯仰舵机产生一个抬头力矩，让飞机抬头，以抵消低头的趋势，使飞机保持平衡，反之亦然。和

两个参数的获取是采取“先按照模型设计、再实验调整”的方案调试出来的，目的是让直升机的响应速度快、超调量小。

按照这个思路，可设计出横滚通道和偏航通道的控制器，皆为类似（1）式的PD控制策略。实验证明，这种控制方案简单易行，效果显著，使得飞机具备了一定的抗气流干扰的能力。

（2）高度控制回路设计

改变高度有两种方法，即改变旋翼转速和改变集体螺距，前者需操纵马达电机，后者需同时操纵3个舵机。由于现在直升机都采用保持旋翼转速恒定而改变桨距角的方法来控制拉力的大小，故高度保持模态即需控制旋翼转速为常值。

高度控制实际上就是通过高度传感器反馈的真实高度与设定高度相比较，根据偏差值来调整总距的大小。高度控制实际上也是一个经典PD控制：在引入高度反馈的同时要引入升降速率反馈以增加系统阻尼。

悬停模态需要定高，这时给定一个固定的高度值作为设定值，此时即构成高度保持模态。在实际飞行时，常常记下由手动控制切到自动控制时的高度值作为高度保持的基准值，起飞和着陆过程的高度可以是类斜坡的指令信号。

在悬停模态下，高度保持的控制律为：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_c=k_{p_h}\mathrm{\Δ}{e}_h+k_{d_h}\mathrm{\Δ}{e}_{\stackrel{.}{h}}---\left(2\right)$

其中，Δe_h和

是高度误差和高度变化率的误差，

和是控制参数，构成了PD控制律。控制律的输出Δδ_c叠加在总距舵机上，这样，当飞机掉高度时，总距会产生一个正的增量，增升；当飞机高度超过预设值时，总距会自动减小升力，产生一种负反馈的自动控制效果。两个控制参数也采用“先按照模型设计、再实验调整”的方案调试出来。

（3）速度控制设计

前飞速度和侧飞速度控制回路建立在纵横向姿态控制的基础上，利用传感器反馈的加速度信号和速度信号进行闭环控制。加速度信号可以来自线加速度计，而速度信号可以由差分GPS的地速进行解算得到。俯仰通道和滚转通道分别通过PD控制将速度偏差反馈给姿态回路。由速度保持回路可构成自动悬停模态。

以俯仰通道为例，控制律为：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\θ}}_c=k_{p_u}\mathrm{\Δ}{e}_u+k_{d_u}\mathrm{\Δ}{e}_{\stackrel{.}{u}}---\left(3\right)$

其中，Δe_u和

分别为俯仰通道前向飞行速度和加速度，

和

分别为控制器参数，Δθ_c是叠加在姿态角指令上的外环指令，这样就构成了控制外环，即外环的输出是内环的输入：当飞机前飞速度不为零时，会产生一个附加的俯仰角指令动作，而按照此附加指令下动作的飞机能产生与前飞速度反向的加速度，迫使其前向速度为零，达到速度保持的目的，即保持悬停下速度为零。

对于横滚通道来说，采用类似（3）式的控制律，只是输入换成了侧向飞行的速度和加速度，输出是一个附加的滚转角指令。这些控制参数需要经过理论和试验来确定。

（4）位置控制设计

位置控制包括定点悬停和轨迹控制。定点悬停模态是利用GPS的位置反馈信息构成的水平位置闭环控制。轨迹控制主要靠GPS反馈的位置信息不断地修正实际航向和偏航距来保证无人直升机按照设定航线飞行。俯仰通道和滚转通道分别通过PID控制将位置偏差反馈给速度回路。由位置保持回路可构成定点悬停模态。

定点悬停模态的控制律设计同前，如x轴方向：

$\mathrm{\Δ}{u}_c=k_{p_x}\mathrm{\Δ}{e}_x+k_{d_x}\mathrm{\Δ}{e}_{\stackrel{.}{x}}---\left(4\right)$

位置误差产生的是速度附加指令，是速度环的外环，公式的物理意义类比于前。这样，就形成了一个从位置环到速度环再到姿态环的串级多回路控制系统，再加上高度保持模态，就能从整体上完成定点悬停的功能。y轴方向的控制律参考公式（4），即将侧向位置偏移反馈到横侧向线速度上去。

以上各回路由内而外都是采用经典的PID控制算法，需选取合理的控制参数，使各个通道跟踪控制器的指令信号，改善其稳定性能。参数的选取过程是，先根据机理建模和辨识建模的结果辨识出各通道传递函数，针对单通道用根轨迹的方法逐层设计控制律；将设计的参数移植到实际飞控板的控制算法中去，不断调参试飞，最终得到最佳参数值。

经理论建模和实际试飞调参，本发明成果达到了预期的目的：能使微小型无人直升机在气流干扰情形下保持自动悬停模态，有较强的自恢复能力，最终具备了一定了自动飞行能力，减轻了操纵手的负担，解决了未安装飞控系统的微小型无人直升机控制难度大的问题。同时，本发明的软硬件设计可以运用于多款模型直升机上去，具备一定的实用性和通用性。

Claims (4)

1.一种无人直升机飞行控制系统，包括机载单元、地面控制站单元，所述的机载单元包括飞行控制计算机、传感器模块、伺服操纵模块、无线传输模块、遥控接收机、执行机构，所述的地面控制单元包括具有无线传输功能的测控终端；所述测控终端包括PC控制台及遥控器，其特征在于：所述飞行控制计算机包括DSP模块、FPGA模块；所述无人直升机飞行控制系统的控制模式包括手动控制模式与自动控制模式：

手动控制模式时，遥控接收机接收遥控器信号传输至DSP模块，DSP模块对接收的信号处理后分别输出至伺服操纵模块，控制执行机构工作；

自动控制模式时，所述传感器模块实时采集直升机的姿态数据、高度数据、速度数据，并将采集到的数据发送至FPGA模块；所述PC控制台通过无线传输模块将数据传输至FPGA模块；所述FPGA模块实时接收传感器数据及PC控制台数据，将数据处理后定时发送至DSP模块，所述DSP模块对接收的信号处理后分别输出至执行机构，控制执行机构工作。

2.根据权利要求1所述的无人直升机飞行控制系统，其特征在于：所述FPGA模块包括UART串口；所述传感器模块包括气压传感器、高度传感器、速度传感器、航姿传感器、GPS；所述气压传感器、高度传感器、速度传感器的输出分别与FPGA模块的IO口连接，所述GPS的输出与FPGA模块的UART串口连接，所述航姿传感器的输出信号经电平转换电路转换后输入至FPGA模块。

3.基于权利要求1或2所述无人直升机飞行控制系统的控制方法，所述DSP模块包括传感器数据解算模块、舵机控制模块、控制律解算模块，所述控制律解算模块的姿态保持控制律、高度保持控制律、速度保持控制律，其特征在于：所述方法包括如下步骤：

（1）控制直升机上升，并实时反馈上升过程中直升机的姿态数据、高度数据、速度数据，当直升机上升到预先设定的高度时，停止上升，此时直升机处于悬停状态，记录该状态下直升机的姿态数据、高度数据；

（2）传感器模块实时采集直升机的姿态数据、高度数据、速度数据，并将采集到的数据发送至FPGA模块；所述PC控制台通过无线传输模块将数据传输至FPGA模块；所述FPGA模块实时接收传感器数据及PC控制台数据，将数据处理成“帧”的格式定时发送至传感器数据解算模块，所述传感器数据解算模块将接收到的数据帧解算出姿态数据、高度数据、速度数据，将解算出的数据与悬停状态下同类数据进行比较，得到误差数据，并根据控制律计算出执行机构的控制量，所述控制律采用如下公式表示：

Δδ=k_pΔe+k_dΔe'，其中，Δδ为执行机构的控制量，Δe为误差数据，Δe'为误差数据变化率，k_p为误差数据的系数，k_d为误差数据变化率的系数。

4.根据权利要求3所述无人直升机飞行控制系统的控制方法，其特征在于：所述控制律包括姿态控制律、高度控制律、速度控制律、位置控制律。

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