簡(jiǎn)易航模飛機(jī)自動(dòng)滾轉(zhuǎn)平衡控制系統(tǒng)

實(shí)用文案簡(jiǎn)易航模飛機(jī)自動(dòng)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1.驗(yàn)證航模滾轉(zhuǎn)平衡自動(dòng)控制的可行性；2.驗(yàn)證平衡控制系統(tǒng)的建立于穩(wěn)定性收斂性；3.驗(yàn)證提高角速度傳感芯片的信號(hào)的可靠性的方法的有效性；4.實(shí)驗(yàn)PID控制算法在航模飛機(jī)上應(yīng)用的；5.為下一步研究飛行器自動(dòng)控制系統(tǒng)，包括自動(dòng)導(dǎo)航，圖像與電子信息的偵查提供平臺(tái)。二、課題背景目前飛機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)是飛機(jī)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(jī)姿態(tài)自動(dòng)穩(wěn)定系統(tǒng)有一定的發(fā)展。1914年，美國(guó)人斯派雷制成了電動(dòng)陀螺穩(wěn)定裝置， 成為了自動(dòng)駕駛儀的雛形。 20世紀(jì)年代，為減輕駕駛員長(zhǎng)時(shí)間飛行的疲勞，開始使用三軸穩(wěn)定的自動(dòng)駕駛儀，用于保持飛機(jī)平直飛行。50年代，通過在自動(dòng)駕駛儀中引入角速率信號(hào)的方法制成阻尼器或增穩(wěn)系統(tǒng)，改善了飛機(jī)的穩(wěn)定性，自動(dòng)駕駛儀發(fā)展成飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)。 50年代后期，又出現(xiàn)自適應(yīng)自動(dòng)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(shí)現(xiàn)了自動(dòng)地形跟隨系統(tǒng)，它能保持飛機(jī)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(jì)思想發(fā)生了根本的變化，出現(xiàn)了隨空布局飛機(jī)（CCV-ControlConfigurationVehicle ）主動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展是以飛機(jī)電傳控制系統(tǒng)基礎(chǔ)為基礎(chǔ)的。目前，電傳控制和主動(dòng)控制已經(jīng)在現(xiàn)代飛機(jī)研制中得到了廣泛的應(yīng)用， 自動(dòng)標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案飛行控制系統(tǒng)都以是多數(shù)飛機(jī)普遍采用的關(guān)鍵系統(tǒng)。三、課題研究主要內(nèi)容3.1總體設(shè)計(jì)本大學(xué)生創(chuàng)新性實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目所設(shè)計(jì)制作的飛機(jī)從機(jī)翼到機(jī)身再到滾轉(zhuǎn)平衡控制系統(tǒng)的電路板的設(shè)計(jì)以及程序的編寫均為學(xué)生自己完成。飛機(jī)采用常規(guī)上單翼前三點(diǎn)式起落架布局，動(dòng)力系統(tǒng)采用 2沖程的OS55航模發(fā)動(dòng)機(jī)。飛機(jī)相關(guān)參數(shù)如表 1—表3：表1OS55發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)重量（克） 轉(zhuǎn)數(shù)（） 輸出功率 （ps）404+120=524 2000-17000 表2飛機(jī)的主要性能參數(shù)油量 續(xù)航時(shí)間 螺旋槳直徑 螺旋槳螺距 最大后掠角360c 15-20mi 11.3英寸 8 40°c n表3重量分布組成部分 數(shù)量 單個(gè)重量（克） 總重量（克）動(dòng)力系統(tǒng)(滿油量) 1 860 860標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案機(jī)翼2300600機(jī)身1547547尾翼1154154小舵機(jī)619114起落架1202202接收機(jī)23570電池2125250傘降系統(tǒng)1218218總重量1379837983.2電子控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與制作電源系統(tǒng)圖1電源電路一個(gè)LM7805 穩(wěn)壓芯片提供 5V的電壓供應(yīng)單片機(jī)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。標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案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。傳感器及型號(hào)放大電路圖2 傳感器與運(yùn)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(jià)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)標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案由于enc-03 的輸出信號(hào)只有 0.67mV，難以被 AD轉(zhuǎn)換芯片所識(shí)別，所以在 enc-03后面用了一個(gè)由 LM358 組成的同向放大電路將信號(hào)放大 11倍。0.67*11*99=0.729V, 達(dá)到了AD轉(zhuǎn)換芯片可以識(shí)別的范圍。3.信號(hào)轉(zhuǎn)換與 MCU 主控電路標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案圖3信號(hào)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(shí)間小于100us，轉(zhuǎn)換速度遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于傳感器芯片50Hz的采樣速度，能夠及時(shí)的將enc-03MA輸出的模擬信號(hào)轉(zhuǎn)換成單片機(jī)能識(shí)別的 TTL電平。主控芯片采用 AT89S52單片機(jī)，采用 12Mhz 的晶體振蕩器。單片機(jī)通過產(chǎn)生 PWM 波來控制單片機(jī)。 信號(hào)輸出端采用 TLP5-1 光耦進(jìn)行了隔離， 來驅(qū)動(dòng)舵機(jī)控制副翼的偏轉(zhuǎn)。JP1是舵機(jī)的插頭，插接控制飛機(jī)副翼的標(biāo)準(zhǔn)舵機(jī)。4.PCB電路板的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案圖4最終的PCB電路板3.3程序的調(diào)試開機(jī)自檢本系統(tǒng)采用的傳感器對(duì)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(diǎn)由每次開機(jī)時(shí)自動(dòng)檢測(cè)過程確定。電源打開后的 0.5s內(nèi)，系統(tǒng)會(huì)對(duì)現(xiàn)在的傳感器輸出進(jìn)行測(cè)定， 并將其作為本次工作的中立點(diǎn)電壓。 這樣雖然在不同溫度下， 傳感器的中立點(diǎn)會(huì)變化，但是有了這個(gè)自檢程序之后，程序能自己適應(yīng)各種環(huán)境溫度。2.卡爾曼濾波為了減少傳感器誤差對(duì)控制的影響，試驗(yàn)了標(biāo)準(zhǔn)的卡爾曼濾波程序，由于 51單片機(jī)的處理速度有限，雖然矩陣的大小不大，但是依然在 51上運(yùn)行不了，放棄了卡爾曼濾波。各個(gè)矩陣的大小如下標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案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(cè)噪聲的協(xié)方差矩陣 */mh={1,3,(double*)h};/* 觀測(cè)矩陣*/mp={3,3,(double*)p};/* 初值P，返回估計(jì)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(cè)向量序列 */mg={3,1,(double*)g};/* 返回穩(wěn)定增益矩陣 */3.PID 算法由飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)公式計(jì)算得到的控制率公式， δx=Kp*(Υ*-Υ)+Kd*dΥ/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(shí)本程序最復(fù)雜的部分， 由于空氣動(dòng)力學(xué)中一些系數(shù)的不可計(jì)算性， 必須采用實(shí)驗(yàn)和實(shí)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(xiàng)目組經(jīng)過了 10個(gè)月的討論設(shè)計(jì)和精細(xì)制作， 終于完成了航模滾轉(zhuǎn)平衡自動(dòng)控制系統(tǒng)，而且成功地進(jìn)行了首次試飛。 目前，在國(guó)外的網(wǎng)站上也只能查到少數(shù)的航模自動(dòng)控制的演示視頻，而且都是地面演示， 沒有進(jìn)行實(shí)際飛行。 進(jìn)行實(shí)際飛行演示的帶自動(dòng)控制的航模與僅僅進(jìn)行地面演示的模型之間最大的不同點(diǎn)就在于前者要求在自動(dòng)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(xiàng)目通過使用先進(jìn)的傳感器以及應(yīng)用了先進(jìn)的算法解決了可靠性于穩(wěn)定性的問題。在電路的設(shè)計(jì)過程中充分的考慮到了經(jīng)濟(jì)性和高性能性的兼顧。標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案圖5簡(jiǎn)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(jī)項(xiàng)目組于2009年8月23日在哈爾濱工業(yè)大學(xué)體育場(chǎng)對(duì)該安裝該系統(tǒng)的飛機(jī)進(jìn)行了試飛，在試飛現(xiàn)場(chǎng)該控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)制作得到了黑龍江省航空模型專業(yè)委員會(huì)的老師的高度評(píng)價(jià)！飛機(jī)在打開自動(dòng)平衡控制系統(tǒng)后飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性顯著調(diào)高， 大大減少了飛機(jī)在飛行和滑跑時(shí)機(jī)翼的搖擺現(xiàn)象。飛機(jī)在自動(dòng)控制的情況下飛行軌跡穩(wěn)定筆直。試飛完畢安全著陸，標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案各部件均完好無損。本次試飛圓滿成功！本項(xiàng)目驗(yàn)證了航模滾轉(zhuǎn)平衡自動(dòng)控制的可行性基礎(chǔ)，驗(yàn)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(jī)控制終端的設(shè)計(jì)建立了基礎(chǔ)。圖7 起飛瞬間 圖8平穩(wěn)飛行五、問題、體會(huì)與收獲可以說，設(shè)計(jì)制作這樣一個(gè)只進(jìn)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(dòng)控制功能且真正用來飛行的飛機(jī)卻真的很難！設(shè)計(jì)制作過程的一個(gè)小小的疏忽都可能導(dǎo)致飛機(jī)無法正常飛行甚至“機(jī)毀人亡”！越是臨近試飛，我們的壓力就越大！這是與進(jìn)行其它項(xiàng)目研究的最大不同之處，一點(diǎn)點(diǎn)的失誤都可能導(dǎo)致我們前功盡棄，一無所有，任何補(bǔ)救的機(jī)會(huì)都沒有！對(duì)于我們這個(gè)主要由大二的學(xué)生組成的隊(duì)伍來說，單片機(jī)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(shí)間自學(xué)和不斷地實(shí)驗(yàn)。我們?cè)脒^放棄，曾后悔選擇了一個(gè)這樣高風(fēng)險(xiǎn)的項(xiàng)目，不敢想象如果系統(tǒng)失靈，飛機(jī)一旦“墜落”的那種場(chǎng)景，畢竟這里凝聚著我們10個(gè)月的心血，想著一個(gè)暑假我們放棄與家人的團(tuán)聚每天起早貪黑的沖刺歷程，想著老師對(duì)我們的期望，我們整個(gè)項(xiàng)目組還是頂著巨大的壓力進(jìn)行了這次試飛！在飛機(jī)平穩(wěn)飛行，控制系統(tǒng)正常工作，并且最終安全著陸的那一刻，我們標(biāo)準(zhǔn)實(shí)用文案所有人都流下了激動(dòng)的淚水！ 那淚水是我們對(duì)所