這篇控制系統論文發表了無人直升機航模控制系統設計研究，論文以450級航模直升機為平臺，設計了一種低成本、具備一定自主飛行能力的無人直升機飛行控制系統，研究實現各模塊功能的算法，使該控制系統的運行效率最大化。

　　關鍵詞：控制系統論文,無人直升機,混控

　　飛行控制系統是整個無人直升機的核心，是一個典型的多變量、強耦合的控制系統。

　　1單片機的選擇

　　單片機是整個無人直升機飛行控制系統的核心，其性能不僅影響飛行控制系統的工作效率，也影響直升機的飛行性能。經過反復比較，本設計采用STC12C5A60S2單片機。這是8位的51單片機，是傳統8051單片機的增強型，運算速度是傳統8051的8-12倍，最高支持35MHz的晶振，運算速度基本符合要求。

　　2地面遙控器的設計

　　地面控制部分是遙控器，它主要通過搖桿電位器采集多路控制信號，并將控制信號通過能夠遠距離(500m以上)通信的無線數傳模塊發送給直升機，實現直升機的遙控飛行。一般的直升機都有五個控制量，即油門(電動機轉速)、主旋翼總距、橫向節距、縱向節距、尾翼總距。而普通航模遙控器基本只有4個輸入通道，它們一般都是將油門和主旋翼總距耦合在一起，看成一個通道一起控制，一定的轉速對應一定的螺距。

　　這樣的好處在于簡化了操作，因為這兩個量都只是用來控制主旋翼的升力，操縱人員只需控制兩根2維搖桿就可以控制直升機的飛行。但這種控制方法在一定程度上限制了直升機飛行性能的發揮。比如使直升機保持懸停，可以有兩種選擇：一是讓主旋翼處于低轉速、大螺距的狀態;另一種是讓主旋翼處于高轉速、小螺距的狀態。前一種狀態非常省電，飛行時間可以達到后一種狀態的2倍，而后一種狀態則擁有更好的抗風性、機動性。因此，為了使直升機能夠隨時在這兩種模式間轉換，設計的遙控器比普通遙控器多加了一個通道，即單獨用一個旋鈕電位器來控制電動機的轉速。遙控器總體結構框圖如圖1所示，共有5個輸入通道。遙控器主要由A/D轉換和無線通信兩部分構成。控制信號被A/D轉換部分采集后，由單片機通過串口發送給無線通信模塊，然后無線通信模塊再將控制信號發送給直升機。

　　3轉換部分的設計

　　A/D轉換亦稱模擬-數字轉換，與數/模(D/A)轉換相反，是將連續的模擬量通過取樣轉換成離散的數字量。A/D轉換可分為4個階段：即采樣、保持、量化和編碼。原本A/D轉換需要一塊專門的A/D轉換芯片，但是STC12C5A60S2單片機內已經集成了8路10位高速A/D轉換器。為簡化電路結構、加快運行速度，本設計直接使用單片機自帶的A/D轉換器。此外，考慮到10位的轉換結果在進行計算和無線傳輸時不太方便，同時8位的結果已經能夠滿足控制精度的要求，因此只取A/D轉換結果的高8位，將低2位省略。

　　在STC12C5A60S2中，A/D轉換既可以使用查詢方式也可以使用中斷方式。由于遙控器的唯一功能就是采集各通道的控制信號并將其發送，所以為了保證遙控器能在最短的時間內采集各通道的控制信號，本設計采用了中斷的方式。其主函數程序如圖2。CPU在主循環中除了等待A/D轉換完成外不做其他任何事情。當一個通道的A/D轉換完成并產生中斷時，CPU立刻進入中斷服務子程序voidADC_ISR()interrupt5using1執行圖3所示程序：只要一個通道的A/D轉換完成，CPU就會取出轉換結果并開始下一通道的轉換。這樣，單片機就能夠周而復始的檢測5個通道的控制信號。在被檢測5個通道中，除了最后1個通道(油門通道)是不帶復位功能的旋鈕電位器外，其余4個都是帶復位功能的搖桿電位器。

　　也就是說，當沒有外力施加在搖桿上時，搖桿會回到中點位置，對應電位器的輸出電壓應為參考電壓的一半，即A/D轉換的結果應為127(8位轉換的結果最大為255)。由于搖桿電位器本身的復位精度有限，其復位后A/D轉換的結果在127附近一定范圍內波動。經過多次實驗，發現其波動范圍在17以內。所以，中斷服務子程序voidADC_ISR()interrupt5using1除了完成控制信號采集任務外，還要將采集到的結果轉換成控制信號。具體轉換方法如表1所示，當前4個通道采集到的A/D轉換結果在110-144之間時，都認為該通道的搖桿處于中點位置，控制信號為127;當結果超出這一范圍時，將超出的量(可正可負)加在127上作為該通道控制信號。

　　4飛行控制模塊

　　因為飛行控制模塊直接控制著直升機上的機電設備，其性能的好壞直接決定了飛機是否能夠正常飛行。該模塊主要功能包括產生PWM和實現CCPM，具體程序算法如下。

　　4.1產生PWM波形的方法

　　STC12C5A60S2單片機自帶2路PWM，由于直升機飛行控制系統需要至少5路，而且相互之間沒有什么聯系，所以本設計還是通過定時器產生中斷來實現PWM的輸出。同時舵機的控制信號對時間要求比較高，脈寬的變化范圍只有2ms，時間上稍有延遲就會使舵機做出錯誤的動作。因此選擇了定時器0，并將其優先級設為最高，這樣單片機就可以在任何情況下都能保證輸出PWM的準確與穩定，其中斷服務子程序如圖4。

　　該程序總共提供8路PWM信號，本系統只用到了其中的5路，剩余的可用于以后的功能擴展。8路信號的脈寬分別由數組PW_of_ch[]中的8個元素控制。當一個新的周期開始時，所有通道都輸出高電平，并將T0的溢出次數i清零。然后開始計時，T0每溢出一次，i加一，并與各通道的脈寬比較。若兩者相等，則該通道完成正脈沖的輸出，變為低電平，直到該周期結束，如此循環往復，就可以不斷的輸出PWM控制信號。這樣，只需要在其他程序中改變數組PW_of_ch[]中某一個元素的值，就可以實時的改變對應通道的輸出信號，實現對舵機的控制。

　　4.2實現CCPM混控的程序算法

　　本系統共有5路輸入信號和5路輸出信號，由于機身結構上采用了CCPM十字盤，所以除了油門和尾旋翼總螺距這兩個通道的輸入和輸出一一對應外，其他的三個通道需要由軟件來實現CCPM混控。所謂混控可理解為一個輸入信號控制著多個輸出信號，同時一個輸出信號又同時受到多個輸入信號的影響。下面以直升機上左側的舵機為例介紹具體的混控方法。左舵機是由數組元素PW_of_ch[1]控制的，先介紹一下主旋翼升力隨PW_of_ch[1]變化的過程。

　　當PW_of_ch[1]的數值增大時，該通道的脈寬變寬，舵機臂逆時針轉動，連接舵臂和十字盤的拉桿上抬，十字盤在該方向的高度變高，主旋翼的槳葉轉到該方向時的螺距增大，槳葉產生的升力增大，相反則減小。由此可見，對于左舵機而言，增大PW_of_ch[1]的數值就可以增大主旋翼在該方向的升力。而PW_of_ch[1]是由該通道的默認值default_of_ch[1]與控制信號相加或相減得到的，具體是相加還是相減由控制信號的意義決定。

　　例如當需要增大主旋翼的總螺距時，因為總螺距控制信號Control_DATA[0]越大表示升力越大，所以將Control_DATA[0]的數值加到左舵機的默認值default_of_ch[1]上;當需要增大俯角時，因為俯仰角控制信號Control_DATA[1]越大表示俯角越大，所以將默認值default_of_ch[1]減去Control_DATA[1]的數值;當需要增大左傾角時，因為橫滾角控制信號Control_DATA[2]越大表示左傾角越大，所以將默認值default_of_ch[1]減去Control_DATA[0]的數值。其他舵機的控制方法與此類似。經過不斷調試，最終利用該算法實現了CCPM混控。

　　5結語

　　通過制作航模實物，試驗結果表明，本設計系統舵機的轉動角度可由單片機精確控制，俯仰角、橫滾角和偏航角靈活可控，俯仰角和橫滾角更新頻率達178Hz以上，且角度可測，誤差低于0.1°。

　　參考文獻

　　[1]黃亮.小型直升機自主飛行系統設計與實現[D].華南理工大學，2005.

　　[2]劉歌群.無人機飛行控制系統設計及檢測與控制技術研究[D].西北工業大學，2004.

　　作者：支燕翔 單位：中天科技軟件設計有限公司

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