基于单片机的无人机指示空速测量系统设计

基于单片机的无人机指示空速测量系统 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 基于单片机的无人机指示空速测量系统设 计 90传感器与微系统(TransducerandMicrosystemTechnologies)2010年第29卷第7 期 基于单片机的无人机指示空速测量系统设计 揭峰,严家明,李永恒,苏醒 (1.西北工业大学电子信息学院.陕西西安710129; 2.水城矿业集团公司鑫晟化工厂,贵州六盘水553000) 摘要:介绍了一种基于单片机的无人机指示空速测量系统的设计与实现;论述了系 统的硬件组成和算 法设计.针对指示空速与动压的函数关系式,提出了线性插值算法的设计 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 ,系 统相对误差控制在2% 以内.测试结果表明:该系统具有良好的稳定性,能实时,高精度地解算并输出指示 空速值. 关键词:单片机;指示空速;动压;线性插值 中图分类号:TP368文献标识码:A文章编号:1000--9787(2010)07-0090-03 Designofindicatedairspeedmeasuringsysteminunmanned aerialvehiclebasedonvehicleOnMCUJVlU JIEFeng,YANJia—ming,LIYong—heng,SUXing (1.SchoolofElectronicsandInformation,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi'an710 129,China; 2.XinshengChemicalPlant,ShuichengMiningCombine,Liupansui553000,China) Abstract:Thedesignandrealizationoftheindicationspeedmeasuringsysteminpilotlessairc raftbasedon micro— controllerunit(MCU)areintroduced.Thehardwareandthealgorithmofmeasuringsystemar eelaborated. Aimedattheexpressionoffunctionofindicatedairspeedanddynamicpressure,linearinterpo lationalgorithmis presented.TherelativeerrorofthemeasuringsystemiSwithin2%.Thetestresultshowsthatth emeasuring systemhasgoodstabilityanditcanreal—timecalculateandoutputindicatedairspeedwithhighprecision. Keywords:micro—control—unit(MCU);indicatedairspeed;dynamicpressure;linearinterpolation 0引言 指示空速是飞机飞行过程中需要测量的一项大气参 数,是代表飞机气动性能的重要指标.空气动力学中指出, 飞机的升力直接取决于动压值的大小,而指示空速就是动 压的间接反映.因此,无论飞机在什么高度上飞行,只要指 示空速保持在某个数值以上,飞机就不会失速,特别是在起 飞和着陆阶段,指示空速就显得尤为重要.本文介绍了一 种基于AT89S51单片机的无人机指示空速测量系统的设 计.实验测试结果表明:相对误差小于1.5%,满足设计要 求. 1指示空速测量原理 指示空速与动压的函数关系为 , 式中为指示空速,为绝热指数,对于空气来说k= 1.4,P为 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 海平面上的大气静压,其值为101.325× 收稿日期:2009—116 10.Pa,P为标准海平面上的大气密度,1.225kg/m3,把k, P和P的具体数值代人到公式中,得 Vi=3?64579000[(1+)."一1]?(2) 可以看到,V和q是一一对应的单值函数关系.本系 统测量范围为50-400km/h,对应的动压范围为0.1182— 7.7654kPa,其函数关系如图l所示. 姜 图1指示空速与动压的函数关系图 Fig1Functionrelationdiagramofindicatedairspeed anddynamicpressure 第7期揭峰,等:基于单片机的无人机指示空速测量系统设计91 由以上函数关系式及其图形可知,当传感器给出动压 电信号以后,便可以通过合适的数值方法来解算出相应的 指示空速值. 2系统组成与工作原理 本文所介绍的测量系统的总体组成方案如图2所示. 差压传感器感受动压值(总压和静压之差),并将其转换为 相应的电压信号.从传感器端输出的电压信号是比较微弱 的,必须通过放大器和调零电路的适当处理再传送给A/D 转换器.A/D转换器负责把放大和调节后的模拟信号转 换为数字信号并送人解算控制单元,最后,由解单控制元通 过执行内部解算程序,解算出相应的指示空速值.解算的 结果数据一方面传送给机载飞行控制计算机,另一方面,传 送给数码屏显示电路以便对系统解算精度进行校验J. 图2系统硬件组成框图 Fig2Blockdiagramofsystemhardware 3系统硬件设计 3.1压力传感器选择与相对误差计算 根据系统的测量范围和精度要求(2%),本设计选用 摩托罗拉公司生产的压阻式MPX2010DP型差压传感器. 量程为0—10kPa,非线性误差为0.3%,它采用了激光修正 技术实现精确的量程校正,零位偏差校正和温度补偿.此 外,该传感器还具有灵敏系数大,体积小,功耗低等特点,很 适合在无人机上使用. 从图l的函数图形中可以看出:在系统的测量范围内, 最大斜率出现在50km/h处,其值为0.2114.因此,由传感 器的非线性误差所造成的指示空速计算误差约为 1O000×0.3%×0.2ll4= 1.5855%.(3) 3.2放大调零电路 经过GC~-IM型高精度综合测试仪和万用表的测试,当 动压在0.1182~7.7654kPa(对应指示空速50~400km/h)范围 内变化时,传感器MPX10DP输出的电压为28.35,64.37mV. 为使其满足于后面A/D转换器的输入要求,必须对该信号 进行放大调零处理.一方面把0.1182,7.7654kPa范围内 的电压放大为l0V;另一方面,把0.1182kPa对应的电位调 节为0V.本系统的放大调零电路如图3所示.前级是一 个仪表放大器,选用AD公司的AD620.该放大器的特点 是单电阻(R)调节放大倍数(卜l000),其次,它还具有线 性度高(0.004%),失调电压及其温漂小,功耗小等特点. 后级是一个以通用集成运放uA741为核心差动放大电路, 它的主要作用是把0.1182kPa对应的电位调为0V(通过 调节电位器R来完成)E3. 为了消除偏置电流和输入共模成分的影响,应调节R, 和R3,尽量使R2=Rl,R3=RF.AD620在把0.1182, 一 IN +IN — l5 图3放大调零电路 Fig3Circuitofamplifierandzeroadjustment 7.7654kPa范围内对应的电压值放大为10V的同时, 0.1182kPa对应的28.35mV也被放大为8V左右,最终从 该放大器输出电压信号约为18V.但工作在15V电源电 压下的AD620是不能达到18V的电压输出值的,因此,可 选择电阻R=10,R=100kn,(即后级的差动放大电 路的放大倍数为10).这样,AD620可正常进行放大,输出 的电压最大值约为1.8V,其中,0.1182kPa对应的电压约 为0.8V. 3.3A/D转换器 本系统选用的A/D转换器是由AD公司生产的 AD574AKN.这是一种快速,逐次比较型,12位的A/D转 换器,零点误差和满度误差可通过外部端口调节,此外,它 内部具有三态输出缓冲电路,可直接与各种经典的8位或 16位微控制器相连,简单方便J. A/D转换器的误差主要来源于它的量化误差,对于 AD574AKN来说,它的量化误差为1LSB,因此,由 AD574AKN的量化误差所造成的指示空速计算误差为 e= 堕4096~400一0.1%.(4)r'一', 3.4解算控制单元 本设计中的解算控制单元采用的是ATMEL公司的 AT89S51型单片机.该单片机将通用CPU和4kB的在线 可编程FLASH集成在一个芯片上,形成了功能强大,使用 灵活和具有高性能价格比的微控制器,它与通用80C51系 列单片机的指令系统和引脚兼容j. 3.5数码显示电路 系统计算的最终结果通过串行显示驱动器MAX7219 驱动4位数码管来显示.MAX7219是美国MAXIM公司生 产的串行接口8位LED数码管驱动器,内部共有14个寄 存器,其中,8个为数字寄存器(存放待显示数据),6个为 控制寄存器(存放的工作模式).MAX7219采用三线串行 传送数据,在本设计中,将驱动器的DIN,CLK,LOAD分别 与单片机的P1.0,P1.1,P1.2相连,然后,通过单片机执行 内部的显示子程序即可完成对驱动器内部数据寄存器和控 制寄存器的设置J. 4系统算法设计 本系统采用汇编语言完成AT89S51的软件编写.系 统软件共分为3大功能模块:A/D采集模块,线性插值模块 92传感器与微系统第29卷 和数码显示控制模块.其中,线性插值模块是系统实现高 精度解算的核心. 4.1线性插值原理 数据处理算法是系统软件设计的核心,由图1所示的 函数图形可以看出:V随q的变化比较平缓,即非线性程 度不大,基于这样的特点,采用线性插值算法来进行解算, 其原理如图4所示. 图4线性插值原理图 Fig4Principlediagramoflinearinterpolation 插值计算公式为 +(x--xi).(5) 为简化设计,本系统采用的轴等步长的线性插值,即 令h=一,所以,上式可修改为 Y:Yl+,(6)+————一,(o 式中h为插值步长.当采集到值以后,便可查找所 在区间(,+)和相应区间(Y,Y),然后,通过上面的 插值公式解算出Y的值. 4.2插值步长的计算与误差分析 因为线性插值在各分段属于一次多项式插值,所以,其 插值余项为 )(X--Xi+1).(7) 其中 孝=()?(,+.).(8) 假设I()I?,则有 IR1()l?M2( X--Xi+1)(一).(9) 又因为本设计采用的是X轴等步长的线性插值,即^= …一,易得 一 max(X~Xi+1)(X--Xi xi1)?等.(10)??I+ 这样,插值计算的误差公式为 IRI?f?譬=.(11) 由图1所示的函数关系容易看出:在测试范围内,在 q=o.1182kPa处,(q)f有最大值,即有 M2=(q)I:01lPa:o.000895435.(12) 当给出绝对误差l()l=6,就可以方便地求出插值 步长h ?=(13) 本设计中把插值计算的相对误差限定为0.05%,容易 求得6=400x0.05%=O.2km/h,代入上式可得 ?=42.27111329Pa.(14) 取h=41.8Pa,则插值间隔数为 G-=182.9473684,(15) 取G=183. 综上,插值初点为118.2Pa,插值末点为7767.6Pa,插 值步长为41.8Pa,插值间隔183个,插值点总个数为184. 5测试结果 在测量范围内选择如表1中所示的8组动压值,利用 GCY一1M型高精度综合测试仪检测所设计的系统在下列各 动压值处所显示的指示空速值并将其与理论值想比较.从 表中可以看出:在所测试的几组数据当中,相对误差最大为 1.48%,满足系统设计要求. 表1测试结果与理论值比较 Tab1ComparisonoftestresultwitlItheoreticalvalue 6结论 本文设计的基于A9s51单片机的指示空速测试系 统具有良好的稳定性,且电路简单,体积小,能实时,高精度 地解算并输出指示空速值,适于在无人机上应用. 参考文献: [1]朱定国.航空测试系统[M].北京:国防工业出版社,1990: 296--307. 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