风扇翼无人飞行器飞控系统设计方案与仿真杜思亮

第二十八届<2018）全国直升机年会论文

风扇翼无人飞行器飞控系统设计与仿真

杜思亮唐正飞

(南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016>

摘要:本文介绍了基于Atmega2560硬件的风扇翼无人飞行器自主飞行控制系统的设计及仿真。飞控计算

机采集各传感器数据得到飞行器当前飞行姿态、空间位置以及相应的监控信息,控制模块依此监控信息

按照给定策略计算并发出控制信号,实现该无人飞行器的自主飞行控制。本文首先说明了飞控系统的硬

件实现和软件架构；其次，给出了该飞控的控制算法和航路点导航方式；最后基于该飞控系统进行了半

实物仿真实验，以验证该飞控系统能否有效地控制该无人飞行器自主导航飞行。

关键词: 风扇翼；飞行控制；PID；半实物仿真

1 引言

风扇翼飞行器[1]具有低噪声、高稳定性、不失速、良好的低速特性、升力特性、短距起降和大载荷等能力，将对我国发展短距起降和大载荷舰载飞行器等提供新的思路。那么，具有自主飞行能力的风扇翼无人飞行器，将对风扇翼飞行器的实用化提供大量的参考数据。由于风扇翼飞行器固有的飞行特性，即其既有固定翼飞机各舵面的动作方式，又具有直升机加油门前飞增升增仰角等特点。其风扇翼旋转的转速控制与飞行器升力的大小和方向存在着耦合<油门的控制与其迎角之间的耦合）。因此，普通的固定翼飞控或直升机飞控不能够直接应用于风扇翼飞行器，那么建立一套适用于该类飞行器的飞行控制系统是必须的。

固定翼无人机飞控[2,3]其俯仰、偏航、滚转通道的控制大多设计独立的控制舵面，各舵面之间没有耦合或很小，飞控的设计相对而言比较容易。无人直升机[4,5]的操纵性来自于旋翼的旋转，其俯仰、偏航、滚转、总距的控制之间彼此存在着耦合，飞控的设计就比较的复杂。而风扇翼无人飞行器除了油门的控制与升力之间的耦合关系外，其它的舵面控制与固定翼无人机差不多，这就为设计该无人机的飞控提供了很好的借鉴平台。通过参照固定翼无人机飞控的设计方法，同时加上无人直升机的相关解耦控制算法，再按照风扇翼飞行器固有的飞行特性，重点进行纵向通道的配平控制，设计能控制风扇翼无人机的飞控是可实现的。

本文所设计的飞控正是基于上述原理，通过构建一套较低成本、硬件易搭建的实验性飞控平台来验证飞控算法和导航算法的可行性，并进行半实物仿真，为实用、可靠、完整功能飞行控制器的应用进行探索。

2 系统构架简介

该无人飞行器的主控芯片采用Atmega2560，通过配备协处理器Mega328单片机等构建一套飞行控制计算机，与外围传感器模块、伺服模块等构成了一套低功耗、体积小的自主无人飞行器硬件系统。如图1、2所示。

图1飞控硬件组成示意图图2 无人机系统组成示意图

飞行控制计算机的主要功能是[6-9]：(1> 读取传感器的姿态信息、GPS位置信息和速度信息；

(2> 处理传感器提供的姿态信息，进行数据融合滤波，得到准确的姿态角估计值；(3> 与地面站通信，下传飞行状态，并接收地面飞行指令；(4> 按照飞行规划执行控制策略，输出控制信息。

传感器系统由惯性测量元件(IMU>、电子罗盘(COMPASS>、GPS、超声波高度计

将各姿态传感器，包括IMU的三轴加速度、三轴角速度、电子罗盘的航向角度以及GPS的位置坐标，速度等信息通过Kalman滤波[10-13]计算并修正各姿态角，再通过级联的PID算法计算出参考角以及参考位置，指导舵机动作，完成指定的控制目的。

3 PID控制原理与导航

该飞控系统是基于级联的PID控制器，与常采用的PI控制器不同。采用比例(P>+积分(I>+微分(D>控制率的原因是：在系统参数出现偏差后，微分项首先输出一个与偏差变化速度成正比的控制量来抑制偏差的变化。偏差的变化速度大，微分项输出的控制量就大；偏差的变化速度为零时，微分项的控制量输出也为零。由此可以看出，微分项的控制作用是针对偏差的变化速度，而不是针对偏差的大小。微分项的控制作用能够在偏差值变的过大之前，提前进行早期的有效控制，也就是阻尼作用。PID控制律[7]可用下式表示：

式中：u(t>、MV(t>：输出量

K p：比例增益

K i：积分增益

K d：微分增益

e：设定值与反馈值得偏差

t:：系统响应时间

下面是用伪代码表示的在飞控软件编程时其PID控制回路设计的思路：

previous_error = setpoint - actual_position

integral = 0

start:

error = setpoint - actual_position

integral = integral + (error*dt>

derivative = (error - previous_error>/dt

output = (Kp*error> + (Ki*integral> + (Kd*derivative>

previous_error = error

wait(dt>

goto start

级联PID控制系统[14,15]是由2个串联起来的PID调节器构成，其中主调节器的输出作为副调节的给定值，因此它能改善过程的动态特性，提高了系统的控制质量，对于进入副回路的扰动能迅速克服，其控制框图如图3所示。对本无人机控制系统，滚转和俯仰通道的输入量影响4个自由度的输出，包括滚转和俯仰的姿态和位置，所以把响应速度较快的姿态控制放在内环，响应速度较慢的位置控制放在外环而构成无人机的级联PID控制结构。

图3 级联PID控制框图

导航控制循环根据飞机当前方向和目标点计算预期的倾斜角度。导航增益会影响这个角度的计算。例如，如果我们偏离航线 10 度，则某个侧倾导航 P 增益将产生一个 5 度的侧倾角，而如果将该增益翻倍，那么将产生10 度侧倾角。第二个控制循环控制舵机减小预期的侧倾角和实际的侧倾角之间的误差。偏航矩修正试图以最优路径导航飞机，而不是简单地朝向下一个航点，在有风的情况下这是十分必要的。图4所示为航路点导航原理，下一航路点所在方位角为205°，经导航算法修正飞机航向增加11°，飞机将朝着216°的航向飞行，而不是直奔航路点而去。图5是在半实物仿真平台下，无人机自动驾驶航线飞行时，地面站记录的飞行轨迹，如图可见PID参数与导航增益的调整显著改善了无人机压航线飞行的准确度和振荡收敛的快速性。