[doc] 基于ARM小型直升机飞控系统设计与实现

[doc] 基于ARM小型直升机飞控系统 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 与实现 基于ARM小型直升机飞控系统设计与实现 控制技术计算机测量与控 制.20l0.I8(2)ComputerMeasurement&Control?329? 文章编号:l67l4598(20】0)02—032903中图分类号:E92,TP3l1文献标识码:A 基于ARM小型直升机飞控系统设计与实现 陈勇,裴海龙,陈远炫 (广州华南理]_大学自动化科学与丁程学院,广东广州510640) 摘要:介绍基于ARM7某型直升机自主飞行控制系统的设计及实现;先简要说明1s控系统的ARM硬件实现和软件架构,然后在该 INS基础上,设计并实现扩展卡尔曼滤波器,融合INS数据以准确获得飞机姿态角;进一步设计实现基于位置和速度跟踪的飞行控制器, 通过对飞机位置和速度的规划,实现飞机的多任务,长距离飞行任务;地面测试和试飞表明该飞控系统达到设训一的要求,性能稳定. 关键词:主飞行直升机;飞行控制;扩展卡尔曼滤波器;位置/速度控制器;多任务点规戈q飞行 DevelopmentofAutonomousFlightControlSystem forsmallhelicopterbasedonARM ChenYong,PeiHailong,ChenYuanxuan (CollegeofAutomationScienceandEngineering,SouthChinaUniversityof Technology,Guangzhou510640,China) Abstract:AnautonomousflightcontrolsystembasedonARM7ispresented.Atfirst,theavionicsystemisintroducedbriefly.Then basedOiltheINSsystem.adatafusionmethod—ExtendedKalmanFilterisde signedtogettheattitudeof1hehelicopter.Afterthat,acon- trolalgorithmwhichaimstotrackthegiventrajectoryandvelocityisintroduce d.Andbythelayoutofthetask,thehelicoptercanachieve multiway,pointflightautonomous. Keywords:UAV;flightcontrol;extendedKahnanfilter;trajectory/ve1ocityc ontroller;multitasklayoutflight 0引言 具有自主飞行能力的小型无人直升机,可用于执行航拍, 勘测,自主侦察和自动攻击等任务,具有广泛的军事,民用和 科学研究价值.世界上多个国家的军方及其大学等研究机构, 均在大力发展无人直升机自主飞行控制技术. 本实验室在国家自然科学基金支持下,以PC104为控制 核心,雷虎9O直升机为平台,已成功构建一套无人直升机飞 控系统,该系统能稳定实现定点悬停,给定目标巡航,自主路 径规划飞行等功能[1一.但是该系统存在耗电量大,体积大,质 量大的缺点. 基于小型化,实用化的思想,我们重新选用 AT91SAM7SE(512)作为主控器,通过配备协处理器 MEGA8单片机等构建一套飞行控制计算机,与外围传感器模 块,机载伺服系统等构成了一套低功耗,体积小的自主无人直 升机硬件系统.该ARM系统的硬件电路搭建,传感器数据采 集,地面站通讯,手控飞行等已经完成【.,本文在上述T作 的基础上进,步研究并实现传感器数据融合,飞行控制算法和 路径规划,实现直升机完全自主飞行. 收稿日期:2009—08—28;修回日期:2009—09—26. 基金项目:国家A然科学基金资助项目(60574004);国家自然科学 基金资助重点项目(60736024);教育部科技创新工程重大项日培育资金 项目(708069). 作者简介:陈勇(1983一),男,湖北省汉川I市人,硕士研究生,主要 从事小型无人直升机自主导航与控制方向的研究. 裴海龙(1965一),男,教授,博士生导师,主要从事嵌入式系统,智能 机器人系统,自适应A组织控制等方面的研究和教学. 1系统构架简介 自主无人直升机系统包括:飞行控制计算机,传感器系 统,伺服控制系统,地面监测系统.飞行控制计算机的核心是 AT91SAM7SE(512),主要功能:(1)读取传感器的原始姿 态信息和GPS位置,速度信息;(2)处理传感器提供的原始 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(1MU),电子罗盘(C0M— PASS),GPS和声纳(SONAR)组成.伺服控制系统由遥控 器,PCM接收机和滚转,俯仰,航向,油门和总矩5个控制 舵机组成.地面监控系统包括无线路南,地面监控平台两部 分,地面监控平台是运行着地面监控程序的PC,它一方面监 测飞行状态,包括姿态角,航向,飞行速度,直升机坐标以及 飞行策略执行状况,另一方面可发送控制指令和规划目标点给 直升机,是人与直升机交互的平台.系统结构如图2所示. 图1SCUTUAV 2INS数据融合算法研究与实现 根据INS硬件特点,采用自行设计的externkalmanfilter (EKF).融合处理加速度计(accelerometer),角速度计 中华测控网 chinamca.com ?33O?计算机测量与控制第18卷 图2系统架构图 (gyro)和磁传感器(compass)的数据,利用加速度计和磁传 感器稳态性能好,无零漂的特点来抑制角速度计的零点漂移和 高频扰动,同时利用角速度计的动态响应灵敏的优点,获得理 想的动态效果.本INS使用近似线性化EKF模型_4],其状态 空间方程为: X(,)一AX(,)+Q Z(,)一C3x7X(,)+R(1) 状态向量x一[口oq1q2q3…q—biasq—biasr一6一 口5]?_×1,其中bias=r户一biasq—biasr—bias]是gyro的 零漂,Q一[q.qqq.]是直升机姿态角唯一定义的四元 数,关系式如下: arctan I—arcsin2(ql一q0q2) arctan (2) 观测向量Z一[,0,擘,],依次为roll,pitch和yaw,其 中[o3是由accelerometer提供的三轴加速度,根据重力 投影原理转换得到,夺是假设上述和0,由compass提供的 地磁通量投影得到. A G×7 一 P,q—r_ 0r—qJ — r0l g,q0J4×4 04×3 q1q2qs — qo一g .. qs——qoq1 qz—ql,q0 03×3 dq老...odq1dq2dq3I3×7 (4) Q和R分别是状态模型和观测模型中的扰动误差,具有高 斯分布特性. 在上述构建的EKF状态方程(1)基础上,用离散kal— man滤波进行时间更新和观测更新:时间更新部分,在第k时 刻上: P(+1,)一A(+1,k)×P()× A(k+1,)+Q(下一时刻) (5) 中华测控网 chinamca.corn 观测更新部分: Klman滤波增益更新: K()一P(k,,1)×C×[C×P(k,k一1)×C+R] (6) 估计误差方阵: P(k+1)一[J—K×H]×P(k+1,)(7) 观测状态更新 X()一X(一1)+K()×Err(8) 公式 小学单位换算公式大全免费下载公式下载行测公式大全下载excel公式下载逻辑回归公式下载 中的Err是加速度计观测的角度和kalman更新的角 度之差,这里计算出来的X()即为滤波后的姿态角.程序 上循环执行时间更新和观测更新,执行kalman滤波功能,程 序设计流程如图3所示. 图3滤波程序流程图 当收到新的IMU数据和电子罗盘数据时,会调用sensor —update()这个函数更新数据,之后开始Kalman滤波的迭 代过程.ahrs—update函数首先调用make—a—matrix函数产 生状态矩阵A,然后调用propagate—state函数利用角速度预 测姿态角,接着调用propagate—covariance函数预测协方差. 最后,ahrs—update调用kalman—attitude—update函数进行 修正过程,得到直升机的预测姿态角,至此一个时间周期的 kanlman滤波计算完成.程序以30Hz频率反复执行上述过 程,来不断更新直升机姿态角. 3控制算法与控制规划 本系统采用的导航坐标系为机体坐标系(body-frame), GPS提供的位置,速度信息(WGS-84坐标系下)和INS提供 的姿态信息(NED坐标系下)都要转换到机体坐标系下L5], 作为控制器的反馈值.控制通道为4个独立通道,分别为滚转 (rol1),俯仰(pitch),航向(yaw)和总矩(cold,受控模型 是一个线性化的辨识模型_6],控制器要达到的效果是跟随路径 规划给定的位置,速度. 3.1滚转和俯仰通道控制 滚转和俯仰通道的输入量影响4个自由度的输出,包括滚 转和俯仰通道的姿态角和位置,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,就构成了串级 PID控制结构.串级控制系统的计算顺序是先外环(位置回 路),后内环(姿态回路). 3.2垂向/航向通道控制 垂向通道决定了直升机的上升和下降,采用单闭环PD控 制,输入参考量为直升机的位置和速度,从而达到能控制直升 OO O0 OO 血%l 血 血 第2期陈勇,等:基于ARM小型直升机飞控系统设计与实现?331? 机在上升和下降过程中的位置和速度.航向通道决定了直升机 飞行方向,也是采用当闭环PD控制,输入参考量只是航 向角. 直升机整体控制结构图如图4所示. 图4导航控制结构图 图5规划决策流程图 3.3控制规划 是由地面站给定的指令,包括:定点悬停,给定目标 点坐标.路径规划部分根据该指令和直升机的实际状态(航 向,位置,飞行速度)来决定控制器进入怎样的控 制阶段,直升机的飞行控制阶段包括:自主悬停, 转向,加速前飞,减速前飞,定点爬升,定点降落, 针对不同的飞行控制阶段,根据不同的控制 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 来 规划给定位置和速度控制量”,一~CO?Yl—position, COIN—velocity],经过外环PID计算后得到姿态的 参考值,再经过内环PID控制后输出舵机控制量 “,进而使直升机跟随位置的参考值”,L7j.直升机 控制规划决策流程如图5所示. 4测试与实验 4.1INS滤波实验 滤波器效果验证分静态特性和动态跟踪,调整 给定过程噪音Q和观测噪音R将INS系统静止放置 在平台,然后依次旋转pitch,roll和yaw通道,记 录accelerometer,gyro和compass原始数据和滤波 图6Pitch通道 图7R01l通道 时间轴间隔0.03S(下同). 4.2自主飞行实验 自主飞行实验内容包括自主悬停,多任务点飞行和远距离 飞行.自主悬停实验是直升机在100高空上某个指定点上悬 停,图8为直升机悬停数据,依次记录悬停状态下直升机的姿 态角,机体坐标和机体速度. 多任务点飞行试验是指直升机在自主悬停状态下,根据地面 站的目标任务进行自主飞行.图9是地面站给定三个目标点的飞 器姿态角,经过反复实验调整,得到静态稳定,动态响应快速 的滤波器.图6和图7记录一组两个通道滤波效果对比数据, 图8自主悬停曲线 行规划和实际飞行轨迹,飞机位置坐标为NED坐标系(下同). 实验数据证明,飞机在短距离飞行过程位置跟踪效果良好. (下转第335页) 中华测控网 chinamca.corn 第2期王建义,等:基于LabVIEW的空调水系统优化控制策略研究?335? 设定值时,会立刻关小水阀,这对于二次泵串级控制回路来说 是个较大的干扰.从图中可以看出,经过90S左右的时间, 冷冻水阀门开度就回到期望值上了,而温差控制回路对这类干 扰的阻抗能力远不及串级控制. 4结论 通过以上对串级控制在空捌水系统的应用分析和仿真,实 验结果可以看出.相对于传统的温差单闭环控制系统,串级控 制策略能够迅速的克服干扰;相对于压差单闭环控制系统,串 级控制解决了在冷负荷趋于零时二次泵为了依旧维持给定压差 而转速过高,冷冻水流量过大的问 题 快递公司问题件快递公司问题件货款处理关于圆的周长面积重点题型关于解方程组的题及答案关于南海问题 .因此,研究冷冻水二次 泵的串级控制对空调水系统的优化控制很有意义. 参考文献: [1]中国电机系统节能项目组.中国电机系统能源效率与市场潜力分 析[M].北京:机械工业出版社,2001. [2]王厉,李念平,等.压差控制法用于变水量空调系统[J].中 国给水排水,2003,(3):26. [3]李彬,肖勇全.温差控制方式在变流量水系统中的应用[刀. 制冷空调与电力机械,2005,(1):15. [4]白焰.串级控制系统的分析与建模[J].控制工程,2008, (2). (53陈锡辉,张银鸿.LabVIEW8.20程序设计从入门到精通[M]. 北京:清华大学出版社,2007. [6]肖晓坤,晋欣桥,刘培俊,杜志敏.变水量空调系统供水温度和 供水压力优化控制研究[J].流体机械,2004,(5):12. L7J.B.Rache1.Twentyyearsexperiencewithvariablespeedpumps onhotandchilledwaterssystems[J].ASHRAETrans,1994, (21). (上接第331页) g \ 瘴 鲻 嶷 岜 \ 蝮 图9多目标点试飞 航一下降阶段分步完成.图4.2.3是直升机爬升到100m高空悬 停后,根据地面站目标点飞行300m,回航再下降的过程.从 上述飞行轨迹分析,在飞行过程中存在一个y向的2m左右的 静态差,在X轴和y轴方向跟踪效果比较理想. 5 总结 初级经济法重点总结下载党员个人总结TXt高中句型全总结.doc高中句型全总结.doc理论力学知识点总结pdf 与展望 这套基于ARM系统的直升机飞控系统(数据融合,控制 算法和控制规划)经过多次地面测试和试飞实验,系统稳定性 和控制性能良好,能够很好完成远距离,多目标点的直线自主 飞行. 该飞控系统的kalman滤波器仅仅针对INS,而INS/GPS 50联合滤波是飞控导航的发展必然,我实验室针对该系统的INS 和GPS联合滤波模型研究和仿真工作已完成,下一步就将其 移植到ARM系统上.另外,这里使用的控制规划都是二维度 上的直线飞行,没有涉及到不规则曲线(如圆弧)和三维度规 划,下一步研究工作是如何实现三维度和不规则曲线飞行 控制. 图10300m长距离试飞 长距离试飞也是一种多任务点飞行,但飞行距离比较远, 飞行速度快,过程复杂.将飞行阶段分解为爬升一前飞一悬停一回 参考文献: [1]常锐.小型自主无人直升飞机软件系统设计与实现[D].华南理 工大学自动化科学与工程学院,2007. E2]刘栋炼,裴海龙.基于ARM7的无人直升机硬件系统设计[J]. 计算机工程与设计,2009,30(6):l394. [33蔡伟峰,裴海龙.基于ARM的自主无人直升机软件系统设计 口].福建电脑,2008,12:46. [4]付梦印,邓志红,张继伟.Kalman滤波理论及其在导航系统中的 应用[M].北京:科学出版社,2003:l0—254. [5]Ronnback,Sven.DevelopmentofaINS/GPSnavigationloopforan uAV[J].LuleaUniversityofTechnologyDepartmentofComput— erScienceandElectricalEngineering.February2000. [6]胡一凡.飞行机器人的建模与控制[D].华南理工大学自动化科 学与工程学院,2007,5:27—32. 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