简易航模飞机自动滚转平衡控制系统

简易航模飞机自动滚转平衡控制系统

课题组成员：何明捷 吴昊 张宇航 杜雷雨

学院：电子与信息工程学院

指导教师：李延泽 高工

一、课题研究目的

1.验证航模滚转平衡自动控制的可行性；

2.验证平衡控制系统的建立于稳定性收敛性；

3.验证提高角速度传感芯片的信号的可靠性的方法的有效性；

4.实验PID控制算法在航模飞机上应用的；

5.为下一步研究飞行器自动控制系统，包括自动导航，图像与电子信息的侦查提供平台。二、课题背景

目前飞机自动控制系统是飞机飞行系统的重要组成部分，由于气象条件的不稳定性，空气流速与方向一直处于不断变化之中，飞机姿态自动稳定系统有一定的发展。

1914年，美国人斯派雷制成了电动陀螺稳定装置，成为了自动驾驶仪的雏形。20世纪30年代，为减轻驾驶员长时间飞行的疲劳，开始使用三轴稳定的自动驾驶仪，用于保持飞机平直飞行。50年代，通过在自动驾驶仪中引入角速率信号的方法制成阻尼器或增稳系统，改善了飞机的稳定性，自动驾驶仪发展成飞行自动控制系统。50年代后期，又出现自适应自动驾驶仪，能随飞行器特性的变化而改变自身的结构和参数20世纪60年代实现了自动地形跟随系统，它能保持飞机处于50m-60m的高度上作地形跟随飞行。

20世纪60年代到七十年代初，飞行器设计思想发生了根本的变化，出现了随空布局飞机（CCV-Control Configuration Vehicle）主动控制技术的发展是以飞机电传控制系统基础为基础的。目前，电传控制和主动控制已经在现代飞机研制中得到了广泛的应用，自动飞行控制系统都以是多数飞机普遍采用的关键系统。

三、课题研究主要内容

3.1 总体设计

本大学生创新性实验项目所设计制作的飞机从机翼到机身再到滚转平衡控制系统的电路板的设计以及程序的编写均为学生自己完成。飞机采用常规上单翼前三点式起落架布局，动力系统采用2冲程的OS55航模发动机。飞机相关参数如表1—表3：

表1 OS55发动机参数

重量（克） 转数 （r.p.m） 输出功率 （ps）

404+120=524 2000-17000 1.75ps/16000r.p.m

表2 飞机的主要性能参数

油量 续航时间 螺旋桨直径 螺旋桨螺距 最大后掠角

360cc 15-20min 11.3英寸 8 40°

表3重量分布

组成部分 数量 单个重量（克） 总重量（克）

动力系统(满油量) 1 860 860

机翼 2 300 600

机身 1 547 547

尾翼 1 154 154

小舵机 6 19 114

起落架 1 202 202

接收机 2 35 70

电池 2 125 250

伞降系统 1 218 218

总重量 1 3798 3798

3.2电子控制系统的设计与制作

1.电源系统

图 1 电源电路

一个LM7805稳压芯片提供5V的电压供应单片机和AD转换芯片；LM1117提供3.3V的电压，为enc-03传感器提供电源。

C2 、C6、C5、C4 分别是104、103、102、101, 这些电容作用是为了提高5V电压的稳定性。

C17 、C16、 C15 分别是104、103、102，作用同上。

2. 传感器及型号放大电路

图2 传感器与运算放大

传感器采用日本村田公司的enc-03MA 角速度传感芯片。价格便宜，精度高，在控制领域被广泛的应用。

表4 enc-03MA 传感器参数

由于enc-03的输出信号只有0.67mV，难以被AD转换芯片所识别，所以在enc-03后面用了一个由LM358组成的同向放大电路将信号放大11倍。0.67*11*99=0.729V,达到了AD转换芯片可以识别的范围。

3.信号转换与MCU主控电路

图3 信号转换与MCU主控电路

AD转换采用ADC0804并行AD转换芯片，转换与处理速度高，转换时间小于100us，转换速度远远高于传感器芯片50Hz的采样速度，能够及时的将enc-03MA输出的模拟信号转换成单片机能识别的TTL电平。

主控芯片采用AT89S52单片机，采用12Mhz的晶体振荡器。

单片机通过产生PWM波来控制单片机。信号输出端采用TLP5-1光耦进行了隔离，来驱动舵机控制副翼的偏转。

JP1是舵机的插头，插接控制飞机副翼的标准舵机。

4.PCB电路板的设计

图4 最终的PCB电路板

3.3 程序的调试

1.开机自检

本系统采用的传感器对温度非常的敏感，温漂比较严重。为了适应在不同的温度保证精确性，系统的中立点由每次开机时自动检测过程确定。电源打开后的0.5s内，系统会对现在的传感器输出进行测定，并将其作为本次工作的中立点电压。这样虽然在不同温度下，传感器的中立点会变化，但是有了这个自检程序之后，程序能自己适应各种环境温度。

2.卡尔曼滤波

为了减少传感器误差对控制的影响，试验了标准的卡尔曼滤波程序，由于51单片机的处理速度有限，虽然矩阵的大小不大，但是依然在51上运行不了，放弃了卡尔曼滤波。

各个矩阵的大小如下

mf = {3, 3, (double*)f}; /*状态转移矩阵*/

mq = {3, 3, (double*)q}; /*模型噪声的协方差矩阵*/

mr = {1, 1, (double*)r}; /*观测噪声的协方差矩阵*/

mh = {1, 3, (double*)h}; /*观测矩阵*/

mp = {3, 3, (double*)p}; /*初值P，返回估计误差协方差阵*/

mx = {20,3, (double*)x}; /*状态向量估值序列*/

my = {20,1, (double*)y}; /*观测向量序列*/

mg = {3, 1, (double*)g}; /*返回稳定增益矩阵*/

3.PID算法

由飞机空气动力学公式计算得到的控制率公式，δx=Kp*(Υ*-Υ)+Kd*dΥ/dt.这里只用到了PD算法即可完成副翼的稳定控制。

这一部分的调试时本程序最复杂的部分，由于空气动力学中一些系数的不可计算性，必须采用实验和实践来确定，需经过反复的尝试确定Kp和Kd。

四、结论（成果介绍）

项目组经过了10个月的讨论设计和精细制作，终于完成了航模滚转平衡自动控制系统，而且成功地进行了首次试飞。目前，在国外的网站上也只能查到少数的航模自动控制的演示视频，而且都是地面演示，没有进行实际飞行。进行实际飞行演示的带自动控制的航模与仅仅进行地面演示的模型之间最大的不同点就在于前者要求在自动控制的前提下保障其飞行的安全又要解决结构超重问题。本项目通过使用先进的传感器以及应用了先进的算法解决了可靠性于稳定性的问题。

在电路的设计过程中充分的考虑到了经济性和高性能性的兼顾。

图 5 简易航模滚转平衡控制系统电路

图6 成果：安装有滚装平衡控制系统的模型飞机

项目组于2009年8月23日在哈尔滨工业大学体育场对该安装该系统的飞机进行了试飞，在试飞现场该控制系统的设计制作得到了黑龙江省航空模型专业委员会的老师的高度评价！飞机在打开自动平衡控制系统后飞机的横向稳定性显著调高，大大减少了飞机在飞行和滑跑时机翼的摇摆现象。飞机在自动控制的情况下飞行轨迹稳定笔直。试飞完毕安全着陆，各部件均完好无损。本次试飞圆满成功！本项目验证了航模滚转平衡自动控制的可行性基础，验证平衡控制系统的建立于稳定性收敛性，为下一步无人驾驶飞机控制终端的设计建立了基础。

图7 起飞瞬间 图8平稳飞行

五、问题、体会与收获

可以说，设计制作这样一个只进行地面演示的控制系统不是很难，可要制作一架具有这

样的自动控制功能且真正用来飞行的飞机却真的很难！设计制作过程的一个小小的疏忽都可能导致飞机无法正常飞行甚至“机毁人亡”！越是临近试飞，我们的压力就越大！这是与进行其它项目研究的最大不同之处，一点点的失误都可能导致我们前功尽弃，一无所有，任何补救的机会都没有！对于我们这个主要由大二的学生组成的队伍来说，单片机以及数字控制电路都是我们还没有在课堂上学习到的东西，我们必须花大量的时间自学和不断地实验。我们曾想过放弃，曾后悔选择了一个这样高风险的项目，不敢想象如果系统失灵，飞机一旦“坠落”的那种场景，毕竟这里凝聚着我们10个月的心血，想着一个暑假我们放弃与家人的团聚每天起早贪黑的冲刺历程，想着老师对我们的期望，我们整个项目组还是顶着巨大的压力进行了这次试飞！在飞机平稳飞行，控制系统正常工作，并且最终安全着陆的那一刻，我们所有人都流下了激动的泪水！那泪水是我们对所有压力的释放，是我们对未来的憧憬与希望。作为电信院的学生，作为哈工大这样一所以航天为特色的学校的学生，通过这十个月的研制过程，我们深深的体会到了做“上天的东西”有多难，而且不光是难还要顶着巨大的压力！这是我们之前从事其它任何创新项目都无法体会到的！我们会把这种认真严谨、精益求精、勇于攀登、锲而不舍、团结合作的精神带到我们今后的生活和工作中去，去克服人生中的各种困难！