簡易航模飛機自動滾轉(zhuǎn)平衡控制系統(tǒng)

簡易航模飛機自動滾轉(zhuǎn)平衡控制系統(tǒng)課題組成員：何明捷吳昊張宇航杜雷雨學(xué)院：電子與信息工程學(xué)院指導(dǎo)教師：李延澤高工一、課題研究目的驗證航模滾轉(zhuǎn)平衡自動控制的可行性；驗證平衡控制系統(tǒng)的建立于穩(wěn)定性收斂性；驗證提高角速度傳感芯片的信號的可靠性的方法的有效性；實驗PID控制算法在航模飛機上應(yīng)用的；為下一步研究飛行器自動控制系統(tǒng)，包括自動導(dǎo)航，圖像與電子信息的偵查提供平臺。二、課題背景目前飛機自動控制系統(tǒng)是飛機飛行系統(tǒng)的重要組成部分，由于氣象條件的不穩(wěn)定性，空氣流速與方向一直處于不斷變化之中，飛機姿態(tài)自動穩(wěn)定系統(tǒng)有一定的發(fā)展。1914年，美國人斯派雷制成了電動陀螺穩(wěn)定裝置，成為了自動駕駛儀的雛形。20世紀(jì)30年代，為減輕駕駛員長時間飛行的疲勞，開始使用三軸穩(wěn)定的自動駕駛儀，用于保持飛機平直飛行。50年代，通過在自動駕駛儀中引入角速率信號的方法制成阻尼器或增穩(wěn)系統(tǒng)，改善了飛機的穩(wěn)定性，自動駕駛儀發(fā)展成飛行自動控制系統(tǒng)。50年代后期，又出現(xiàn)自適應(yīng)自動駕駛儀，能隨飛行器特性的變化而改變自身的結(jié)構(gòu)和參數(shù)20世紀(jì)60年代實現(xiàn)了自動地形跟隨系統(tǒng)，它能保持飛機處于50m-60m的高度上作地形跟隨飛行。20世紀(jì)60年代到七十年代初，飛行器設(shè)計思想發(fā)生了根本的變化，出現(xiàn)了隨空布局飛機(CCV-ControlConfigurationVehicle)主動控制技術(shù)的發(fā)展是以飛機電傳控制系統(tǒng)基礎(chǔ)為基礎(chǔ)的。目前，電傳控制和主動控制已經(jīng)在現(xiàn)代飛機研制中得到了廣泛的應(yīng)用，自動飛行控制系統(tǒng)都以是多數(shù)飛機普遍采用的關(guān)鍵系統(tǒng)。三、課題研究主要內(nèi)容總體設(shè)計本大學(xué)生創(chuàng)新性實驗項目所設(shè)計制作的飛機從機翼到機身再到滾轉(zhuǎn)平衡控制系統(tǒng)的電路板的設(shè)計以及程序的編寫均為學(xué)生自己完成。飛機采用常規(guī)上單翼前三點式起落架布局，動力系統(tǒng)采用2沖程的0S55航模發(fā)動機。飛機相關(guān)參數(shù)如表1—表3：表1OS55發(fā)動機參數(shù)

重量（克）轉(zhuǎn)數(shù)（r.p.m）輸出功率（ps）404+120=5242000-170001.75ps/16000r.p.m表2飛機的主要性能參數(shù)油量續(xù)航時間螺旋槳直徑螺旋槳螺距最大后掠角360cc15-20min11.3英寸840°表3重量分布組成部分?jǐn)?shù)量單個重量（克）總重量（克）動力系統(tǒng)（滿油量）1860860機翼2300600機身1547547尾翼1154154小舵機619114起落架1202202接收機23570電池2125250傘降系統(tǒng)1218218總重量137983798電子控制系統(tǒng)的設(shè)計與制作電源系統(tǒng)圖1電源電路一個LM7805穩(wěn)壓芯片提供5V的電壓供應(yīng)單片機和AD轉(zhuǎn)換芯片；LM1117提供3.3V的電壓，為enc-03傳感器提供電源。C2、C6、C5、C4分別是104、103、102、101,這些電容作用是為了提高5V電壓的穩(wěn)定性。C17、C16、 C15分別是104、103、102，作用同上。2.傳感器及型號放大電路圖2傳感器與運算放大傳感器采用日本村田公司的enc-03MA角速度傳感芯片。價格便宜，精度高在控制領(lǐng)域被廣泛的應(yīng)用。表4enc-03MA傳感器參數(shù)CharactensticsSymbolConditionMIN.STD.MAX.UnitSupplyvoyageVcc+2.7+3.0+5.25VDCCurrentconsumption!supatVcc=+3.0V2.53.24.5mAReferencevoltageVrefat-5to+75deg.C+1.25+1.35+^.45VDCStaticoutput(Blas)yoangularvelocity二0at-5to+75deg.CVref-0.6VrefVref+0.6VDCScalefactor-20%0.67+20%niWdeg/sTemp,coetficie^ofscalefacial'Reference:Taat-5to+75deg.C2Q+10%FSResonancefrequency-versionENC-03MA-versionENC-03MBfiafb22.425.0kHzkHzLinearityinthemaximumangularvelocityrange-5+5%FSResponsePhasede^ay:90degDCto50HzOperatingtemprangeTopr-5—+75degCStoragetemp,rangeTstg-30-+85degC

由于enc-03的輸出信號只有0.67mV，難以被AD轉(zhuǎn)換芯片所識別，所以在enc-03后面用了一個由LM358組成的同向放大電路將信號放大11倍。0.67*11*99=0.729V,達到了AD轉(zhuǎn)換芯片可以識別的范圍。3.信號轉(zhuǎn)換與MCU主控電路:R1：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：：■VA vcc 5VTO1.0uF-GYRO5VSTRwcc-—5VvccU1n17a4?："raq門P1SOT2??F131T2ZX-Fl32--?E1B3---Fl34---F133MCS1?PIBcMISC?FIB^SC-C5VTO1.0uF-GYRO5VSTRwcc-—5VvccU1n17a4?："raq門P1SOT2??F131T2ZX-Fl32--?E1B3---Fl34---F133MCS1?PIBcMISC?FIB^SC-C-RST■■■■P3B05X2r?E331TXZL'P332IM--Q?P3B3IHT1-F334T0-?F335TL--E33SZ2''匸33=2??XTAL2'??XIS.E1-??P033AD0P031AD1F032AD2P0B3AD3P034AD4F035AD5F02cADc食y-AL￡￡ROG?TSZHP2B"AtsP23SAI4P225A13P224A12P223AI1P232AI0?P2B1A5T230S38052it至it圖3信號轉(zhuǎn)換與MCU主控電路AD轉(zhuǎn)換采用ADC0804并行AD轉(zhuǎn)換芯片，轉(zhuǎn)換與處理速度高，轉(zhuǎn)換時間小于lOOus，轉(zhuǎn)換速度遠遠高于傳感器芯片50Hz的采樣速度，能夠及時的將enc-03MA輸出的模擬信號轉(zhuǎn)換成單片機能識別的TTL電平。主控芯片采用AT89S52單片機，采用12Mhz的晶體振蕩器。單片機通過產(chǎn)生PWM波來控制單片機。信號輸出端采用TLP5-1光耦進行了隔離，來驅(qū)動舵機控制副翼的偏轉(zhuǎn)。JPl是舵機的插頭，插接控制飛機副翼的標(biāo)準(zhǔn)舵機。4.PCB電路板的設(shè)計

圖4最終的PCB電路板程序的調(diào)試1.開機自檢本系統(tǒng)采用的傳感器對溫度非常的敏感，溫漂比較嚴(yán)重。為了適應(yīng)在不同的溫度保證精確性，系統(tǒng)的中立點由每次開機時自動檢測過程確定。電源打開后的0.5s內(nèi)，系統(tǒng)會對現(xiàn)在的傳感器輸出進行測定，并將其作為本次工作的中立點電壓。這樣雖然在不同溫度下，傳感器的中立點會變化，但是有了這個自檢程序之后，程序能自己適應(yīng)各種環(huán)境溫度?？柭鼮V波為了減少傳感器誤差對控制的影響，試驗了標(biāo)準(zhǔn)的卡爾曼濾波程序，由于51單片機的處理速度有限，雖然矩陣的大小不大，但是依然在51上運行不了，放棄了卡爾曼濾波。各個矩陣的大小如下mf={3,3,(double*)f};/*狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣*/mq={3,3,(double*)q};/*模型噪聲的協(xié)方差矩陣*/mr={1,1,(double*)r};/*觀測噪聲的協(xié)方差矩陣*/mh={1,3,(double*)h};/*觀測矩陣*/mp={3,3,(double*)p};/*初值P，返回估計誤差協(xié)方差陣*/mx={20,3,(double*)x};/*狀態(tài)向量估值序列*/my={20,1,(double*)y};/*觀測向量序列*/mg={3,1,(double*)g};/*返回穩(wěn)定增益矩陣*/PID算法由飛機空氣動力學(xué)公式計算得到的控制率公式，x=Kp*（丫*-丫）+Kd*dY/dt.這里只用到了PD算法即可完成副翼的穩(wěn)定控制。這一部分的調(diào)試時本程序最復(fù)雜的部分，由于空氣動力學(xué)中一些系數(shù)的不可計算性，必須采用實驗和實踐來確定，需經(jīng)過反復(fù)的嘗試確定Kp和Kd。四、結(jié)論（成果介紹）項目組經(jīng)過了10個月的討論設(shè)計和精細制作，終于完成了航模滾轉(zhuǎn)平衡自動控制系統(tǒng)而且成功地進行了首次試飛。目前，在國外的網(wǎng)站上也只能查到少數(shù)的航模自動控制的演示視頻，而且都是地面演示，沒有進行實際飛行。進行實際飛行演示的帶自動控制的航模與僅僅進行地面演示的模型之間最大的不同點就在于前者要求在自動控制的前提下保障其飛行的安全又要解決結(jié)構(gòu)超重問題。本項目通過使用先進的傳感器以及應(yīng)用了先進的算法解決了可靠性于穩(wěn)定性的問題。在電路的設(shè)計過程中充分的考慮到了經(jīng)濟性和高性能性的兼顧。圖5簡易航模滾轉(zhuǎn)平衡控制系統(tǒng)電路圖6成果：安裝有滾裝平衡控制系統(tǒng)的模型飛機圖8圖8平穩(wěn)飛行項目組于2009年8月23日在哈爾濱工業(yè)大學(xué)體育場對該安裝該系統(tǒng)的飛機進行了試飛，在試飛現(xiàn)場該控制系統(tǒng)的設(shè)計制作得到了黑龍江省航空模型專業(yè)委員會的老師的高度評價！飛機在打開自動平衡控制系統(tǒng)后飛機的橫向穩(wěn)定性顯著調(diào)高，大大減少了飛機在飛行和滑跑時機翼的搖擺現(xiàn)象。飛機在自動控制的情況下飛行軌跡穩(wěn)定筆直。試飛完畢安全著陸，各部件均完好無損。本次試飛圓滿成功！本項目驗證了航模滾轉(zhuǎn)平衡自動控制的可行性基礎(chǔ)，驗證平衡控制系統(tǒng)的建立于穩(wěn)定性收斂性，為下一步無人駕駛飛機控制終端的設(shè)計建立了基礎(chǔ)。圖7起飛瞬間五、問題、體會與收獲可以說，設(shè)計制作這樣一個只進行地面演示的控制系統(tǒng)不是很難，可要制作一架具有這樣的自動控制功能且真正用來飛行的飛機卻真的很難！設(shè)計制作過程的一個小小的疏忽都可能導(dǎo)致飛機無法正常飛行甚至“機毀人亡”！越是臨近試飛，我們的壓力就越大！這是與進行其它項目研究的最大不同之處，一點點的失誤都可能導(dǎo)致我們前功盡棄，一無所有，任何補救的機會都沒有！對于我們這個主要由大二的學(xué)生組成的隊伍來說，單片機以及數(shù)字控制電路都是我們還沒有在課堂上學(xué)習(xí)到的東西，我們必須花大量的時間自學(xué)和不斷地實驗。我們曾想過放棄，曾后悔選擇了一個這樣高風(fēng)險的項目，不敢想象如果系統(tǒng)失靈，飛機一旦“墜落”的那種場景，畢竟這里凝聚著我們10個月的心血，想著一個暑假我們放棄與家人的團聚每天起早貪黑的沖刺歷程，想著老師對我們的期望，我們整個項目組還是頂著巨大的壓力進行了這次試飛