CN107444673B - 基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台 - Google Patents
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Abstract
本发明是一种基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台，包括小型多螺旋桨固定翼无人机、动力系统、机载设备和地面控制台。动力系统由采用电池供电的无刷直流电机驱动螺旋桨，机载设备包括主控制器、相同步控制模块、无线通信模块、噪声采集模块和相角测量传感器；主控制器负责飞行姿态和速度控制，并将飞行控制产生的转速指令和期望的同步相角指令发送给相同步控制模块；相同步控制模块根据主控制器的转速和同步相角指令对无刷直流电机的转速和相角进行控制，将螺旋桨控制到指定的转速，并保持各螺旋桨之间的相角差为指令值；无线通信模块负责主控制器与地面控制台之间的数据传输。优点：受飞行场地影响小、试验便捷成本低。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台，属于螺旋桨噪声控制技术领域。
背景技术
涡桨飞机的空气扰动面积大，叶尖马赫数较高，带来的振动和噪声较大，机舱内部噪声水平为85~105dB。初步估计，需要将涡桨飞机频率在100-250Hz的噪音降低25dB才能达到同等涡扇飞机的水平。涡桨飞机的相同步控制方式降噪，原理是控制多螺旋桨飞机的几个螺旋桨之间保持一定的相角差，使各个螺旋桨产生的部分噪声和振动互相抵消，达到舱内噪声最小的目的。相较于被动噪声控制和其它主动噪声控制技术，相同步控制降噪不需要增加传感器和执行机构，不会增加额外重量，且降噪效果明显。
相同步控制降噪技术主要应用于在大型涡桨飞机和军用涡桨飞机上，其在空中飞行时的相同步控制精度和降噪效果需要通过飞行试验来验证。由DM Blunt的《Optimisation and adaptive control of aircraft propeller synchrophase angles》一文可知，在涡桨飞机上开展飞行试验经费庞大、难度大，目前只有美国等极少数国家开展了相同步控制降噪的飞行试验研究。为使相同步控制降噪的飞行试验研究能够广泛开展，当前急需一种可用于相同步控制降噪飞行试验研究的低成本平台。
发明内容
本发明提出的是一种基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台。旨在解决在大型涡桨飞机和军用涡桨飞机上开展相同步控制降噪试验存在试验经费高、难度大、受场地限制的难题。
本发明的技术解决方案： 一种基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台，其特征在于：包括小型多螺旋桨固定翼无人机、动力系统、机载设备和地面控制台；所述的动力系统由采用电池供电的无刷直流电机驱动螺旋桨构成，无刷直流电机也是相同步控制降噪的执行机构；所述的机载设备包括主控制器、相同步控制模块、噪声采集模块、无线通信模块和相角测量传感器；所述的主控制器为核心机载设备，负责飞行姿态和速度控制，并将飞行控制产生的转速指令和期望的同步相角指令发送给相同步控制模块；所述的相同步控制模块根据主控制器的转速和同步相角指令对各个无刷直流电机的转速和相角进行控制，负责将各螺旋桨控制到指定的转速，并保持各螺旋桨之间的相角差为指令值；所述的无线通信模块负责主控制器与地面控制台之间的数据传输；所述的相角测量传感器用于检测螺旋桨的相位角；所述的噪声采集模块实现音频信号的采集和记录，并计算得到噪声特征信息提供给主控制器发送到地面控制台；所述的地面控制台通过地面无线通信模块向无人机发送飞行轨迹、速度和同步相角指令，同时接收无人机发送的噪声特征信号、实时飞行状态和实时相角信息。
本发明具有的明显优势是：
（1）提供了一种能在小型无人机上开展相同步控制降噪的试验平台，为相同步控制降噪的飞行试验研究提供一种切实可行的解决方案；
（2）可为相同步控制降噪研究提供所需的飞行环境，受飞行场地和飞行空域影响小，相对于大型飞机试验平台，本发明具有成本低和抗风险能力强的优点。
附图说明
图1 是小型双螺旋桨无人机相同步控制降噪飞行试验平台结构图。
图2是 转速和相角协调控制单元结构图。
图3 是无传感器的磁场估计和磁场定向控制技术结构图。
图4 是相角测量传感器结构示意图。
具体实施方式
一种基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台，包括小型多螺旋桨固定翼无人机、动力系统、机载设备和地面控制台；所述的动力系统由采用电池供电的无刷直流电机驱动螺旋桨构成，无刷直流电机也是相同步控制降噪的执行机构；所述的机载设备包括主控制器、相同步控制模块、噪声采集模块、无线通信模块和相角测量传感器；所述的主控制器为核心机载设备，负责飞行姿态和速度控制，并将飞行控制产生的转速指令和期望的同步相角指令发送给相同步控制模块；所述的相同步控制模块根据主控制器的转速和同步相角指令对各个无刷直流电机的转速和相角进行控制，负责将各螺旋桨控制到指定的转速，并保持各螺旋桨之间的相角差为指令值；所述的无线通信模块负责主控制器与地面控制台之间的数据传输；所述的相角测量传感器用于检测螺旋桨的相位角；所述的噪声采集模块实现音频信号的采集和记录，并计算得到噪声特征信息提供给主控制器发送到地面控制台；所述的地面控制台通过地面无线通信模块向无人机发送飞行轨迹、速度和同步相角指令，同时接收无人机发送的噪声特征信号、实时飞行状态和实时相角信息。
所述的相同步控制模块包括转速和相角协调控制单元和无刷直流电机控制单元；所述的转速和相角协调控制单元在飞行控制产生的转速指令基础上叠加转速闭环控制修正指令和相同步控制对应的转速修正指令，得到目标转速指令；所述的无刷直流电机控制单元采用无传感器的磁场估计和磁场定向控制技术驱动无刷直流电机，使电机转速与目标指令转速保持一致。
所述的相角测量传感器由编码盘和遮光式的光电传感器组成；所述的无刷直流电机采用双出轴结构，其中一端用于安装螺旋桨，另一端安装所述的编码盘；所述的遮光式的光电传感器固定于无刷直流电机的安装座上，无刷直流电机转动时编码盘与螺旋桨一起转动，光电传感器检测螺旋桨的相位角。
下面结合附图以一种双螺旋桨无人机平台为例对发明的技术方案进行详细说明：小型双螺旋桨无人机相同步控制降噪飞行试验平台结构如图1所示。由小型多螺旋桨固定翼无人机、动力系统、机载设备和地面控制台组成。动力系统由采用电池供电的无刷直流电机驱动螺旋桨构成，无刷直流电机也是相同步控制降噪的执行机构。机载设备包括主控制器、相同步控制模块、无线通信模块、噪声采集模块、相角测量传感器；主控制器为核心机载设备，负责飞行姿态和速度控制，并将飞行控制产生的转速指令和期望的同步相角指令发送给相同步控制模块；相同步控制模块根据主控制器的转速和同步相角指令对无刷直流电机的转速和相角进行控制，使螺旋桨到达指定的转速和相角；无线通信模块负责主控制器与地面控制台之间的数据传输；噪声采集模块实现音频信号的采集和记录，并将计算得到噪声特征信息提供给主控制器发送到地面控制台；相角测量传感器用于检测螺旋桨的相位角。地面控制台通过地面无线通信模块向无人机发送飞行轨迹、速度和同步相角指令，同时接收无人机发送的噪声特征信号、实时飞行状态和实时相角信息。
相同步控制模块包括转速和相位协调控制单元和无刷直流电机控制单元。本发明的转速和相角协调控制单元结构如图2所示。相同步控制将所有的螺旋桨都作为从机，而通过软件虚拟得到参考主机的相角参数，控制各台从机跟随虚拟主机完成相同步。相同步控制输入量为相角差指令ψg和转速指令ng，输出量为螺旋桨的实际相角差ψm。2号螺旋桨的给定相角ψg2由转速指令ng积分得到，1号螺旋桨的给定相角ψg1为转速指令ng的积分加上相角差指令ψg，两个螺旋桨的给定转速均为转速指令ng。螺旋桨的实际相角ψ1和ψ2由相角测量传感器得到，分别与给定相角ψg1和ψg2作差并进行处理后进行相角控制。螺旋桨的实际转速n1和n2分别由实际相角ψ1和ψ2差分得到，与给定转速ng作差后进行转速控制，最后相角控制和转速控制一起作用于螺旋桨。全从控制每个从机都相对于虚拟主机进行转速和相角的闭环控制，从机之间彼此独立，但其控制规律完全相同。
本发明的无刷直流电机控制单元，其无传感器的磁场估计和磁场定向控制技术驱动无刷直流电机的结构如图3所示。对于本发明使用的小型螺旋桨无人机的动力系统需要功率密度较大的无刷直流电动机，一般使用通用航模直流无刷电机，其电子调速器一般为过零检测式。这种调速方式由于在电机转动过程中，换向是不连续的，容易导致转速控制不平稳，无法满足相同步控制的精度要求。本发明在小型电动无人机上针对通用航模电机使用无传感器的磁场估计和磁场定向控制驱动技术。该技术可以实现磁场方向的连续正弦变化、转速波动很小、具有较高的转速控制精度。该技术通过控制驱动电压的幅值和频率来控制三相无刷电机的转速。通过ADC采集电机定子的三相绕组电压，计算出绕组的电流矢量，通过克拉克变换和帕克变换，将定子三相绕组的电流转化到两相旋转坐标系。两相旋转坐标系即转子坐标系，随转子一起转动。在两相旋转坐标系中电流Iq产生的磁场与转子绕组垂直，提供转子旋转所需的扭矩，电流Id产生磁场与转子绕组方向一致，负责励磁转子产生磁场。对于本发明使用的永磁电机，不需要外部励磁，为提高能量利用效率一般可将励磁电流控制到0。而对于转速控制，只需要控制产生合适Iq即可提供所需的扭矩，驱动电机达到指定的转速。该种驱动方式可使三相交流耦合的定子电流转换为相互正交、独立解耦的转矩和励磁分量，达到通过控制转矩电流直接控制转矩的目的，从而把三相电机等效为直流电动机进行控制。在旋转坐标系中计算出电流Id和Iq所需的控制电压Vd和Vq后，通过帕克逆变化与克拉克逆变化得出定子三相绕组所需要的电压，然后通过PWM模块和逆变器将控制电压作用于定子绕组。对于帕克变换和帕克逆变换，转子旋转坐标系相对于定子坐标系的角度ψ 是一个十分重要的参数。本发明使用的磁场估计的方法获取该角度，磁场估计的方法通过辨识获取电机的精确数学模型，然后基于电机数学模型以三相定子绕组克拉克变换后的电流作为输入，估计出转子坐标系相对定子坐标系的角度和旋转速度。
对于本发明的相角测量传感器，其结构如图4所示。相角测量传感器由编码盘和遮光式的光电传感器组成；无刷直流电机采用双出轴结构，其中一端用于安装螺旋桨，另一端安装编码盘；编码盘和遮光式的光电传感器结构还包括安装座、固定螺丝、码盘外壳和光电码盘线缆。安装座、码盘外壳和光电传感器一起固定在无刷电机定子上，编码盘通过固定螺丝与无刷电机的转子轴连接。遮光式的光电传感器固定于无刷直流电机的安装座上，无刷直流电机转动时编码盘与螺旋桨一起转动，光电传感器检测螺旋桨的相位角。
本发明无人机向地面控制台发送的噪声特征信号为噪声的声压级SPL。噪声采集模块的麦克风可将噪声声压转换为电信号，声压的大小与电信号幅值成比例关系，有：
P= KV
其中K为比例系数，P为瞬时声压，V为瞬时电压信号。对于声压级SPL有：
其中P e 为声压的有效值，P ref 为参考声压，V e 为电压的有效值，V ref 为参考电压，const为常数。因此声压级可用电压信号的有效值取常用对数后，乘以20再加上一个常数const。常数const可通过其他噪声测量仪器标定得出，标定过程为在相同位置和相同声源条件下，记录噪声测量仪器的声压级SPL和按照20lgV e 计算出的声压级，两者的差值就是所求的常数const。
本发明的基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台开展相同步控制降噪的飞行试验研究，可以基本不受飞行场地和飞行空域影响，在大多数空旷场地均可开展。由于小型无人机和航模级无人机尺寸相近，可用由航模无人机改装而来，因此该平台成本低，抗风险能力强。通过本发明，研究人员可以开展大型涡桨飞机的相同步控制降噪研究因此本发明为相同步控制降噪试验研究提供一种切实可行的解决方案。可以理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，而所有这些改变或替换都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。
Claims (3)
1.一种基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台，其特征在于：包括小型多螺旋桨固定翼无人机、动力系统、机载设备和地面控制台；所述的动力系统由采用电池供电的无刷直流电机驱动螺旋桨构成，无刷直流电机也是相同步控制降噪的执行机构；所述的机载设备包括主控制器、相同步控制模块、噪声采集模块、无线通信模块和相角测量传感器；所述的主控制器为核心机载设备，负责飞行姿态和速度控制，并将飞行控制产生的转速指令和期望的同步相角指令发送给相同步控制模块；所述的相同步控制模块根据主控制器的转速和同步相角指令对各个无刷直流电机的转速和相角进行控制，负责将各螺旋桨控制到指定的转速，并保持各螺旋桨之间的相角差为指令值；所述的无线通信模块负责主控制器与地面控制台之间的数据传输；所述的相角测量传感器用于检测螺旋桨的相位角；所述的噪声采集模块实现音频信号的采集和记录，并计算得到噪声特征信息提供给主控制器发送到地面控制台；所述的地面控制台通过地面无线通信模块向无人机发送飞行轨迹、速度和同步相角指令，同时接收无人机发送的噪声特征信号、实时飞行状态和实时相角信息。
2.根据权利要求1所述的一种基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台，其特征在于：所述的相同步控制模块包括转速和相角协调控制单元和无刷直流电机控制单元；所述的转速和相角协调控制单元在飞行控制产生的转速指令基础上叠加转速闭环控制修正指令和相同步控制对应的转速修正指令，得到目标转速指令；所述的无刷直流电机控制单元采用无传感器的磁场估计和磁场定向控制技术驱动无刷直流电机，使电机转速与目标指令转速保持一致。
3.根据权利要求1所述的一种基于小型螺旋桨固定翼无人机的相同步控制降噪试验平台，其特征在于：所述的相角测量传感器由编码盘和遮光式的光电传感器组成；所述的无刷直流电机采用双出轴结构，其中一端用于安装螺旋桨，另一端安装所述的编码盘；所述的遮光式的光电传感器固定于无刷直流电机的安装座上，无刷直流电机转动时编码盘与螺旋桨一起转动，光电传感器检测螺旋桨的相位角。
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