CN106843070A - 一种基于半双工通信方式的固定翼航模控制系统 - Google Patents

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王熙
孙鹏
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杨江
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Abstract

本发明涉及一种固定翼飞行器控制系统，特别是涉及一种基于半双工通信方式的固定翼飞行器控制系统。为了克服现有单工固定翼飞行器控制系统不能完成从发射机到接收机传输数据的不足，本发明提供一种双工传输系统。该系统由发射机，接收机两大部分组成。本发明的分时双向传输机制实现了接收机接收发射机的控制信号以控制飞机飞行姿态和发射机接收接收机的飞机姿态数据，完成了发射机和接收机双工通信。与现有单工控制系统相比，此双工控制系统具有数据双向传输、成本低廉、质量体积小、研发与制造周期短、反应灵敏等优点。

Description

一种基于半双工通信方式的固定翼航模控制系统
技术领域
本发明涉及一种固定翼航模控制系统，特别是涉及一种基于半双工通信方式的固定翼航模控制系统。
背景技术
传统固定翼航模控制系统在单工通信方面也就是从发射机到接收机的数据传输方面做的比较成熟，但一般无法完成从接收机到发射机的数据传输，这样就不能及时获取固定翼飞行器在飞行过程中的参数等信息，这给固定翼飞行器飞行姿态等问题的研究带来了不便。
发明内容
为了克服现有单工固定翼飞行器控制系统不能完成从发射机到接收机传输数据的不足，本发明提供一种双工传输系统。该系统由发射机，接收机两大部分组成。其中发射机中包含微控制器MCU最小系统、2.4g无线射频、ADC通道采样接口、蜂鸣器、电源管理、按键开关输入、ISP自动程序自动下载、SWD内核调试接口等模块；
接收机中包含微控制器MCU最小系统、2.4g无线射频、PWM输出接口、电源管理、姿态传感器、SWD内核调试接口等模块。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种基于半双工通信方式的固定翼航模控制系统，其特点如下：
在发射机中，微控制器MCU用于遥控器摇杆电位器电压采样、采样数据的处理、读取用户输入数据、控制SPI总线发送/接收数据、控制板载其他外设如LED和蜂鸣器。微控制器MCU所运行的指令通过SWD接口或者ISP下载烧录进MCU的ROM中。
在接收机中，微控制器MCU用于输出PWM信号(驱动电机和舵机)、控制SPI总线接收/发送数据、控制I2C总线读取欧拉角、控制板载其他外设如LED。微控制器MCU所运行的指令通过SWD接口烧录进MCU的ROM中。
本发明的有益效果是：
与现有单工控制系统相比，此双工控制系统具有成本低廉、质量体积小、研发与制造周期短、反应灵敏等优点。
附图说明
图1是发射机部分的系统框图；
图2是接收机部分的系统框图；
图3是发射机PCB；
图4是接收机PCB；
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本发明作详细说明。
一、系统的工作过程：
(1)发射机工作过程：参照图1为发射机的原理框图。发射机上电后，MCU的内核开始配置所需要的外设，在发射机上需要的外设有ADC模数转换器、DMA控制器、SPI控制器、NVIC的IO口外部中断、GPIO等。在配置ADC模数转换器的同时，配置了DMAC直接存储器访问控制器，DMA的使用使得ADC的转换数据传输速率大大提升，提高了系统的实时性。外设配置完成后，开始配置2.4g无线射频模块，该模块可以每次最多发送32字节的数据包。各种初始化配置完成后，内核进入while的死循环，准备按照下述过程完成发射机的系统功能。
ADC模数转换器开始采用扫描方式采集所有通道(6个通道，即图1中的通道n总数为6)上电位器(6个通道上的操作杆和操作按钮本质上都是电位器)的电压模拟量，将其转换为数字量。为了降低MCU内核负担，提高系统的实时性，采用DMA控制器将数据直接传输到RAM中，DMA传输完成后，传输完成中断标志置位，向MCU内核发出中断请求，MCU内核响应中断，在中断服务函数中读取ADC的转换数据，完成一次通道数据的采集。
扫描按键输入，按键的拓扑结构为9*9矩阵键盘，其中有一个为备用，另外剩下的8个位操纵杆的微调，分别是：油门增大/减小微调、副翼向左/向右微调、升降舵向上/向下微调、方向舵向左/向右微调，读取这些按键的键值方可确定摇杆的微调值，以变在下面的数据处理中使用。
开关扫描输入，根据开关扫描的值可以确定每个通道(6个)是否需要反向，以便纠正在实际安装本发明时容易遇到的诸如油门最高点不正确或者舵机摇臂摆动方向不正确的问题。
数据处理，经过ADC采集模拟通道数据(12位ADC会得到0到4095之间的某个值)确定了摇杆的摆动幅度和旋钮的旋转角度，经过读取微调按键键值确定了摇杆通道的微调值，经过读取开关输入，确定了每个通道是否需要反向。此后就结合这三者的值来处理每个通道的数据，将其转换为1000到2000之间(原因是接收机输出的PWM信号的高电平持续时间为1000us到2000us)的某个值。
数据处理完成，得到6个1000到2000之间的值，并存放在u16类型的数组中，准备发送，由于发射单元的寄存器为8位，所以就必须将数据拆分发送，发送顺序如下：副翼数据高八位、副翼数据低八位、升降舵数据高八位、升降舵数据低八位、油门数据高八位、油门数据低八位、方向舵数据高八位、方向舵数据低八位、CH5数据高八位、CH5数据低八位、CH6数据高八位、CH6数据低八位。设置无线射频模块为发送模式，MCU的SPI控制器传输数据给2.4g无线射频模块，完成数据发送。
发送完成后立即将发射机设置为接收模式，等待150ms，此段时间用于等待接收机传回的数据，因为前面的数据发送是从发射机到接收机的数据传输，而此150ms用于接收从接收机传回的数据，这两者共同实现了双工通信，具体过程在接收机实施方式中说明。
(2)接收机工作过程：参照图2为接收机的原理框图。接收机上电后，MCU的内核开始配置所需要的外设，在接收机上需要的外设有TIM定时器、I2C控制器、SPI控制器、GPIO等。其中定时器配置为输出比较，外设配置完成后，定时器的输出通道便可输出周期(固定)为20ms，高电平持续时间(可变)为1ms的PWM信号，此PWM信号，对应油门的最低位置或者舵机的初始角度，并且信号中的时间最小变化值为1us。最后配置姿态传感器和2.4g无线射频模块，该模块可以每次最多发送32字节的数据包。各种初始化配置完成后，内核进入while的死循环，准备按照下述过程完成接收机的系统功能。
通过SPI总线轮询射频模块中STATUS寄存器的bit6位，当此位置位时，表明接收到了数据，此时便可以在RXFIFO接收FIFO中读取数据，由于在发射端将数据进行了拆分，故接收到的数据是拆分的，需要按照发射机拆分的方式重新组合，接收到的数据的顺序和发射机发射的顺序相同。
由于油门和舵机PWM信号周期都固定为20ms，高电平持续时间在1ms～2ms的范围内变化，而发射端对数据做了提前处理：将通道的ADC数据结合微调和开关输入值转换为1000到2000之间。这样就可以直接在接收端改变定时器的CCR输出比较寄存器的值，如CCR＝1500时，PWM的周期为20ms，高电平持续时间为1.5ms。通过这种设置，方可改变油门大小和舵机旋转角度，控制飞机螺旋桨拉力和舵的偏转角度，进而控制飞机姿态。
通过I2C总线读取姿态传感器的数据，经过配置的姿态传感器会利用内部集成的DSP自行解算数据，这样可以非常方便的获取到飞机的欧拉角：横滚角，俯仰角，偏航角。大大降低了MCU的负担，提高了接收机系统的实时性。
完成一次数据接收后立即设置无线射频模块为发射模式，将获取到的欧拉角数据通过SPI总线发送回给发射机，供后期实验研究。发射机在发送完一次数据后，会等待150ms，用来接收接收机传回的数据，这限制了接收机在接收到数据后必须在150ms之内重新设置接收机为接收模式，以便能继续接受发射机下次的数据包。这种分时双向传输机制实现了接收机接收发射机的控制信号以控制飞机飞行姿态和发射机接收接收机的飞机姿态数据，完成了发射机和接收机双工通信。
二、系统硬件说明：
(1)发射机：
参照图3为发射机PCB，各部分说明见图3中的标注，对此PCB相关参数说明如下：
PCB尺寸：100mm*80mm；
PCB板厚：1.6mm；
电气间距：8mil；
信号线线宽：
地线线宽：12mil～20mil；
VCC3.3网络线宽：10mil；
VCC7.4网络线宽：18mil；
NetJ2_1网络线宽：18mil；
NetD3_1网络线宽：18mil；
过孔直径：内径：15mil，外径：25mil；
SMDNeckDown：200％；
SolderMaskExpansion：4mil；
PasteMaskExpansion：0mil；
PCB孔大小约束：1mil～500mil；
PCB孔间距约束：10mil；
最小阻焊层间距：0mil；
最小丝印层与阻焊层间距：0mil；
最小丝印层间距：0mil；
NetAntennae容忍：0mil；
PCB元件间距：10mil。
(2)接收机：
参照图4为接收机PCB，各部分说明见图4中的标注，对此PCB相关参数说明如下：
PCB尺寸：46mm*38mm；
PCB板厚：1.6mm；
电气间距：7mil；
信号线线宽：7mil；
地线线宽：11mil；
VCC3.3网络线宽：10mil；
VCC5网络线宽：11mil；
过孔直径：内径：13mil，外径：23mil；
SMDNeckDown：200％；
SolderMaskExpansion：4mil；
PasteMaskExpansion：0mil；
PCB孔大小约束：1mil～500mil；
PCB孔间距约束：10mil；
最小阻焊层间距：0mil；
最小丝印层与阻焊层间距：0mil；
最小丝印层间距：0mil；
NetAntennae容忍：0mil；
PCB元件间距：10mil。
为了提高此双工控制系统的可靠性，在选择微控制器MCU芯片时，首先考虑的是芯片的操作温度、性能、功耗是否满足固定翼飞行器控制系统工作环境的要求。在选择电容、电阻等器件时，要考虑降额因子，如电容的电压和功耗降额，电阻的功率降额和电压降额。因为固定翼飞行器的飞行环境的复杂性和一旦失控的严重后果，使得此套设备的可靠性就显得尤为重要。
在选择PCB上安装的器件时，尽量选择工业级以上的级别，这样可以有效提高系统的可靠性，并且PCB布线时的电磁兼容问题也是非常重要的，电磁兼容会影响整个系统的性能。
本发明所述的固定翼飞行器控制系统在器件选型、系统设计和制造阶段充分考虑系统的可靠性，具有结构简单、复杂度低、小体积、低功耗的特点，具有较高的可靠性和实用性。

Claims (8)

1.一种固定翼飞行器控制系统，其特征在于：该系统由发射机，接收机两大部分组成。其中发射机中包含微控制器MCU最小系统、2.4g无线射频、ADC通道采样接口、SWD内核调试接口等模块；接收机中包含微控制器MCU最小系统、2.4g无线射频、PWM输出接口、姿态传感器等模块。接收机完成一次数据接收后，将获取到的欧拉角数据通过SPI总线发送回给发射机，发射机在发送完一次数据后，会等待150ms，用来接收接收机传回的数据，这限制了接收机在接收到数据后必须在150ms之内重新设置接收机为接收模式，以便能继续接受发射机下次的数据包。这种分时双向传输机制实现了接收机接收发射机的控制信号以控制飞机飞行姿态和发射机接收接收机的飞机姿态数据，完成了发射机和接收机双工通信。
2.根据权利要求1所述的一种固定翼飞行器控制系统，其特征在于：所述发射机微控制器MCU为STM32F103RCT6，RAM为64KB，FLASH为512KB。
3.根据权利要求1所述的一种固定翼飞行器控制系统，其特征在于：所述接收机微控制器MCU为STM32F103C8T6，RAM为20KB，FLASH为128KB。
4.根据权利要求1所述的一种固定翼飞行器控制系统，其特征在于：所述发射机ISP功能所使用的为CH340G芯片，实现USB转TTL串口，封装为SOP-16。
5.根据权利要求1所述的一种固定翼飞行器控制系统，其特征在于：所述发射机和接收机所用2.4g无线射频模块为NRF24L01+，数据传输速率最大2Mbps，有效距离500m，极限距离1000m以上。
6.根据权利要求1所述的一种固定翼飞行器控制系统，其特征在于：所述接收机所用姿态传感器为MPU6050，带有DMP数字运动处理器，可测量x，y，z三轴加速度和角速度。
7.根据权利要求1所述的一种固定翼飞行器控制系统，其特征在于：所述发射机所用DC-DC稳压芯片为ASM1117-3.3，可输出3.3V稳定电压。
8.一种实现权利要求1至7任一项所述的一种固定翼飞行器控制方法
其特征在于工作步骤如下：
(1)发射机上电后，MCU的内核开始配置所需要的外设及模块，然后内核进入while死循环，开始完成系统功能。接收机在进入while死循环前，工作步骤和发射机相同。
(2)发射机ADC采样，配合按键、开关输入后处理数据，将数据发送，然后等待150ms来接收接收机回传数据。
(3)接收机根据得到的接收数据，输出相应的PWM信号，驱动伺服机，然后读取MPU6050数据，将欧拉角发送回给发射机。
(4)发射机接收回传数据，完成一次双工通信，如此循环下去。
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