无线电式可控小型直升机的研制Word文件下载.docx

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相同，则处于悬停或平飞状态。

要使直升机前进一般是操纵驾驶杆使各桨叶的角度在不同位置时按一定规律变化，旋翼产生的拉力相对于旋转轴向前倾，拉动直升机前进。

使直升机向左或向右飞行也是同样的道理。

有的现代直升机还可通过尾翼使机头下俯，增加旋翼向前的拉力，使之前进更快。

1.2模型直升机的飞行原理

下面我们就来看一看模型直升机是如何飞行的。

模型直升机飞行主要是靠力的合成与分解，直升机停悬时升力等於重力，当操纵模型直升机前进时原来的升力倾斜分成垂直和水平两分力，水平分力使直升机前进，垂直分力抵消重力使直升机不下坠，但原来的升力分为水平和垂直两分力后，垂直分力必小於重力，使直升机往下掉，所以必须加大垂直分力，这也是推降舵前进时加一点油门使直升机不下坠的原因（如右图）。

其他如退退、横移也都是同一个道理，只是方向不同罢了。

尾旋翼的功用是抵消主旋翼的反扭并用来改变机身的方向。

直升机又如何使垂直升力倾斜而分成水平和垂直分力？

整个主旋回转面要产生升力差使旋翼面倾斜，旋翼面倾斜原来的垂直升力就分为水平和垂直分力了。

主旋翼回转面要如何产生升力差？

改变旋翼攻角。

以前进为例，主旋翼转到在3点和9点钟方向没有升力差产生，一过3点和9点钟方向升力差开始产生，随著旋翼转动，升力差渐渐加大，在6点和12点钟方向产生最大升力差後再渐渐减小，直到3点和6点钟方向，升力差为零（如下图）。

如此转一圈一周期，以1500rpm转速为例，一分钟重复上述升力差变1500次。

打舵时，主旋翼攻角是不断的在改变。

舵打得大，升力差也就越大，旋翼攻角改变如右图所示是呈一函数图形，各位如果仍看不懂，拿出直升机，十字盘打个角度，旋翼转转看就知了。

主旋翼又如何快速改变攻角？

这，主旋翼攻角是不断在改变。

舵打得大，升力差也就越大旋翼攻不得不配服直升机发明人者的巧思，透过复杂的连动机构，运用陀螺效应，达到攻角变化周期化的目的。

第二章遥控直升机的系统描述

2.1整体系统简介

整个系统可以分为机载部分和地面部分，机载部分负责维持飞机的稳定飞行并提供图像信息给地面部分，地面部分根据飞机的状态以及得到的图像信息作出下一步飞行的目标规划并发送给机载部分，同时为了确保安全，防止自主飞行机构失控，添加了可由操作手控制的控制器。

地面部分与机载部分之间有两条数据链路——负责传送图像和传送飞行状态和指令。

图像传送的数据链路通过购买成品解决，另外负责传送飞行状态和指令的部分也已经有方案可以解决。

地面部分可以分为地面站和图像处理平台，前者与机载飞行控制器通讯以发送控制命令并获得飞机状态信息，后者获取机载摄像头的图像。

机载部分

2.2系统总线的应用

为了完成自主飞行任务，飞机需要相关功能部件完成对飞机状态信息的采集、对执行部分的控制以及对地面站命令的响应功能。

在无人机上，替代飞行员或操作手完成飞行任务的自主机构包括图象设备、飞控模块、高度测量、舵机控制、数据链路以及航姿仪等。

各个模块之间相对独立，均可单独完成一定的功能，模块之间的相互连接采用总线实现，硬件上采用PC104标准，便于安装和系统集成。

虽然采用的总线是较可靠的通讯标准，但是在直升机实际飞行的环境中存在震动、电磁等干扰因素，可能影响到数据传输的可靠性，为了保证正确的数据传输，采用了两套互为备份的总线系统——422总线和CAN总线。

422总线为现有UAV系统采用的标准，具有技术较成熟的优势；

CAN总线对于数据包的传送更为方便，克服了422只能采用主从模式以及工作在轮询模式的缺点，并且具有更高的数据传输速度，是一种较新的标准，使用CAN总线也是对系统方案升级的尝试。

第三章遥控直升机的部件介绍

3.1飞行控制器

飞行控制器直升机的中央控制单元，负责飞机上各个单元的协调工作，并与地面站之间进行数据传输。

同时根据控制算法和地面站的命令，保持飞机以一定的姿态飞行。

飞控计算机硬件原方案采用TI2812DSP，该方案的优点在于功耗低、DSP本身接口较多（包括串口、CAN），但开发过程中碰到技术积累不充分、无操作系统支持造成开发速度较慢等等的问题，所以最终选用了80486的PC104标准板。

直升机模型较为复杂，而且通道之间存在耦合，如果考虑复杂情况则控制率较难实现，所以采用简单的PID控制器分通道进行控制，为了解决非线性问题，采取不同状态下采用不同参数的控制方法。

具体将飞机飞行状态划分为起飞、降落、悬停、向左、向右等状态，在不同状态下设定不同的控制目标值。

例如，悬停状态高度设定为固定值，俯仰、滚转以及偏航的角度都设置为零，利用四个不同的控制器分通道控制，使得飞机姿态达到设定值。

以偏航方向的控制为例:

3.2舵机驱动模块

舵机是无人直升机上的执行机构，通过操纵舵机来改变主旋翼的桨叶角度和桨盘角度以及尾桨的桨叶角度，就可以控制作用于飞机上的力和力矩，从而改变机体飞行状态。

比赛用直升机仍然采用航模直升机的舵机，该舵机输入为PWM（脉宽调制）信号，脉冲宽度对应于舵机的位置。

为了实现可靠的控制，防止在一定条件下飞机失控，在舵机模块增加了控制切换功能，即可以通过飞控计算机控制或者通过遥控手直接控制。

在舵机驱动模块失效时，MSP430的所有输出都变为低电平，通过GAL的逻辑可重编程逻辑阵列使得舵机驱动的控制输入切换为遥控直接输入。

对舵机的控制为开环控制，这是由于舵机的性能相当可靠，而且有应急的切换电路。

3.3舵螺仪

直升机飞行的基本原理是利用主旋翼可变角度产生反向推力而上升，但对机身会产生扭力作用，于是需要加设一个尾旋翼来抵消扭力，平衡机身，这就用到陀螺仪了，它对机体转动非常敏感，它会自动根据机体的转动角度计算出需要修整的力量，并实时控制尾桨舵机摇臂的行程，进而通过舵机控制到尾桨的桨距，以产生适量的反扭力，以保持机体平衡不转动，这一过程非常迅速。

以前，模型直升机是没有舵螺仪的，主旋翼角度和副旋翼角度很难配合，启动后并尽快往上空飞（因为飞行时较易控制），如要悬停就要控制杆快速灵敏的动作，所以很容易撞毁，现在已有多种直升机模型使用的舵螺仪，分别有机械式、电子式、电子自动锁定式。

陀螺仪（又被称为回转仪，Gyro）是模型直升机不可缺少的重要电子装置，本设计安装了Futaba公司的GY240陀螺仪，它具有机头锁定（AVCS）功能，会令机体的航行方向更加准确。

AVCS功能更为精密，其工作的方式是当机体受意外之力发生偏转时，它会计算出偏转的角度，并控制尾桨产生反扭力，直到机体精确恢复到初始角度。

与不带机头锁定功能的陀螺仪相比，其维持机体正确航线的操作更为有效。

3.4陀螺

3.4.1陀螺效应

这是一个很奇妙的物理现象，如右图，一个转动的物体，当在某一点施力，施力的效果会出现在沿转动方向90度的地方出现，而且转动的物体会有保持原来状态，抗拒外来力量的倾向，也就是转动中物体的轴心会极力保持在原来所指的方向。

像枪管中的膛线使子弹高速旋转以保持直进性就是运用陀螺效应，直升机高速旋转的主旋翼同样的也会有陀螺效应产生，控制方式也必须考虑这种力效应延後90度出现的陀螺效应。

3.4.2陀螺仪的功用

直升机飞行的基本原理是利用主旋翼可变角度产生反向推力而上升，但对机身会产生扭力作用，于是需要加设一个尾旋翼来抵消扭力，平衡机身，但怎样使尾旋翼利用合适的角度，来平衡机身呢？

这就用到陀螺仪了，它可以根据机身的摆动多少，自动作出补偿讯号给伺服器，去改变尾旋翼角度，产生推力平衡机身。

以前，模型直升机是没有陀螺仪的，油门、主旋翼角度和尾旋翼角度很难配合，起动后便尽快往上空飞（因为飞行时较易控制），如要悬停就要控制杆快速灵敏的动作，所以很容易撞毁，现在已有多中直升机模型使用的陀螺仪，分别有机械式、电子式、电子自动锁定式。

3.5电子调速器

在电动模型中，马达是动力装置，用于控制马达转速的的装置被称为电子调速器，采用Futaba的MC114H，支持20A的连续供电电流，以及最大9.6V的供电电压。

ECO-8最多可装载12颗电池，即最高电压为14.4V。

但由于我们用的是最大支持9.6V的电子调速器，因此最多只能装载8颗电池。

3.6舵机

舵机被称为“侍服器”，直接受控于遥控器的接收机，并根据遥控发射器的摇杆动作，作实时比例旋转。

舵机上安装有转盘或摇臂，舵机的转动被摇臂直接转换为“推”、“拉”的动作，这些动作通过拉杆被传递到相应的机械装置上。

笔者的ECO-8安装了国产HIMARK公司（珠海华迈）的MC-100MGBB微型舵机，其尺寸为28mm×

11.5mm×

29mm，能产生3.2kg/cm的拉力，反应速度为0.13秒/60上度。

3.7电源

电动直升机以电池供电，通常电压为9.6V，但它采用的是大功率电动机，工作电流通常在20A以上，公认最好的电池是Sanyo（三洋）和Panasonic（松下）的镍氢或镍镉电池，且使用专用大功率充电器进行充电。

这类航模专用电池（小二号规格）具有非常好的放电特性，通常可达2倍甚至3倍以上的放电率。

随着电池容量的提高，电动直升机的飞行时间也将大大延长（15分钟的飞行时间是目前电动直升机的最长飞行记录）。

3.8遥控器

每个通道代表着一种“动作”，一般航模直升机至少会用到5个通道，通常要用到6个通道。

在机械混控（MechanicalMixing）模式下，6个通道的功能见表一。

表一

第一通道

连接控制副翼（侧倾）的舵机

第二通道

连接控制升降（俯仰）的舵机

第三通道

连接控制电子调速器

第四通道

连接陀螺仪或控制尾桨的舵机

第五通道

闲置或连接陀螺仪（具有双重感度切换功能的才需要）

第六通道

连接控制主桨桨距的舵机

在电子混控（ElectronicallyMixing）模式下，六个通道的功能见表二。

表二

连接控制副翼（侧倾）的舵机B

本机同时支持机械混控制模式和电子混控模式，笔者使用了电子混控模式。

在此模式下，主轴上的“斜盘”由三个舵机同时推动（其中侧倾的动作由舵机A和舵机B同时控制），并由这三个舵机的联合动作来控制主桨总距。

此模式减少了机械结构的复杂性，可靠性更高，由于没有额外的机械装置，所以机身的重量也可以更轻。

接收机性能参数：

R116HP6通道PCM接收机，它连接着电子调速器、舵机和陀螺仪，系数见表三。

表三

Item

MHZ

System

Size

Weight

R116HP

35,36,40,72

6chPCM1024

30,50,20.5

31.5g

3.9软件仿镇系统简介

在进行实际的飞行测试之前，仿真测试可以充分验证算法的可靠性，降低实际飞行可能造成的损失并且增加试验的次数。

对于仿真程序的要求大致有以下几点：

数学模型较为逼真，可以提供交换状态数据和控制数据的接口，如果软件不是自己开发的话最好能够是开发源码的，以便于二次开发。

基于以上的考虑，我们选择了目前使用的开放源码直升机飞行仿真软件，并且开发了适合目前系统的接口。

为了达到飞机的数学模型与实际直升机接近，需要有遥控手进行操作测试，比较两者之间操作性的差异，然后进一步修改模型。

模型的主要参数确定之后就可以将控制模块与仿真程序连接进行软件闭环测试。

3.10超声波高度测量

虽然GPS系统或者惯导系统都可以提供高度信息，但是对于实现直升机起飞降落这样的任务来说，这些高度信息的精度是无法满足要求的，需要有超声测距、红外测距或者激光测距等高精度的距离测量方法。

激光测距的精度较高，但是购买的成本较高，自己开发的难度也更大；

红外测距的作用距离有限，同样存在着开发难度较大的问题；

超声测距结合了测量距离较远（可测10m）以及开发难度低的优点，因此选择超声高度测量方案。

另外超声波具有指向性强，能量消耗缓慢，在介质中传播的距离较远等优点，因而超声波经常用于距离的测量，如测距仪和物位测量仪等都可以通过超声波来实现。

利用超声波检测往往比较迅速、方便、计算简单、易于做到实时控制，并且在测量精度方面能达到工业实用的要求，因此在移动机器人的研制上也得到了广泛的应用。

高度测量模块的主要工作过程如下：

超声波发射器向某一方向发射超声波，在发射时刻的同时开始计时，超声波在空气中传播，途中碰到障碍物就立即返回来，超声波接收器收到反射波就立即停止计时。

超声波在空气中的传播速度为340m/s，根据计时器记录的时间，就可以计算出发射点距障碍物的距离。

高度测量的原理虽然简单，但是要达到理想的效果还是有一定难度，如要达到一定的测量距离、在不同反射面情况下基本工作正常、可以判断由于干扰造成的错误测量情况等等。

这里的技术难点包括信号采集的靠干扰性、信号解调的正确性以及时间差获得的正确性。

为了使测距模块有良好的靠干扰性，我们将发射和接收分别放在两块板子上，以防止互相之间的干扰，并采用屏蔽线将两块板子之间的通讯连接线屏蔽起来，保证不受外界干扰。

信号解调部分采用LM567进行40K信号的解调工作，567为通用音调译码器，当输入信号于通带内时提供饱和晶体管对地开关，电路由I与Q检波器构成，由电压控制振荡器驱动振荡器确定译码器中心频率。

用外接元件独立设定中心频率带宽和输出延迟。

LM567将获得的40K信号进行解调，并最终将稳定的信号输出给单片机，以保证获得准确的时间差。

本文采用了MSP430作为超声波测距的单片机进行信号采集、发生以及计算和通讯等功能，单片机是整个模块的核心部分。

采用MSP430作为40K信号的发生源并最终接收捕获到的信号，并计算发出信号到收到信号之间的时间差，从而计算出距离。

并对得到的距离进行分析处理，保证将可靠的数据传输给上端。

在距离的数据分析上，采用了一阶滤波器的处理，以保证传输给上位机的数据可靠而且平滑有效。

3.11惯性导航与GPS

为了实现对直升机姿态的控制，需要有飞机各个方向的速度位置信息等，惯性导航系统的算法通过对惯性测量单元（IMU）提供的加速度和角加速度的积分，得到机体的位置、速度和姿态信息（PVA）。

从硬件上来说，该模块是实现了对各个加速度和角加速度传感器的信息采集，但是仅仅通过以上简单的惯导算法本身很难得到有用的信息，惯性传感器的漂移和定步长积分的累计误差会使计算结果很快偏离实际值。

导航系统必须考虑这些误差因素并对得到的PVA结果作出修正。

惯性导航系统可分为平台惯导系统和捷联惯导系统，平台惯导系统是通过一个机械平台把惯性敏感元件与机体的角运动隔离开、使之跟踪某个给定的坐标系，从而给出相对于给定坐标系的运动信息，而捷联惯导系统是将惯性敏感元件直接固定在飞行器机体上，通过计算机采集惯性元件的输出并解算出飞行器相对于给定坐标系的运动信息。

捷联惯导系统相对于平台系统来说，通过计算机程序实现了平台的作用，简化了硬件复杂性，提高了系统的可靠性和可维护性，更容易实现。

惯性导航模块的设计目标是实现一个独立的数字捷联惯导系统：

采集惯性敏感元件的输出信号并进行解算，给出飞行器相对与给定坐标系的运动信息，通过总线实时地发送给飞行控制计算机。

系统最初的设计方案中包括如下部分：

角速度传感器，加速度传感器，磁性传感器，实现信号采集和运算的DSP。

由于时间紧迫，惯性导航模块仅实现对陀螺和加速度计的数据采集，通过总线实时的发送给飞控计算机，下一步的运算工作由飞控计算机进行。

惯性导航模块的硬件主要包括两个双轴陀螺、两个双轴加速度计（组成六自由度的惯性敏感元件）和一个面向控制的DSP。

陀螺：

Gyratoin公司MicroGyro100，测量范围±

150度/秒，解析度0.15度/秒，模拟输出。

加速度计：

AD公司ADXL202，测量范围±

2g，分辨率2mg，PWM数字输出。

DSP：

TI公司面向控制的TMS320F2812，它具有150M的主频，内部集成了齐全的外设，包括：

增强型CAN模块，增强型串口通信控制模块，12位高速A/D转模块，串行设备模块，多路缓冲串口模块（McBSP）和能够产生和读取PWM波的事件管理器。

3.12视觉处理

视觉是无人机的一个重要部分，无人机的一个重要应用：

从直升机上面的摄像头拍到的图片中检测出固定的几类图标的位置。

整个检测过程分为两个阶段，第一个阶段从图片中检测出图标所在矩形的位置，并放缩为32*32大小的标准矩形；

第二个阶段对这个标准矩形进行判断，决定它是哪类图标。

三个标准图标如下：

第一阶段获取矩形位置的流程是（结合一个例子具体介绍）：

原始图片如下：

首先从摄像头传回的视频中得到一帧图片，将其转换为灰度图；

然后对其进行均值滤波平滑处理，消除掉图片上的一些杂质；

接下来进行sobel边缘检测，将矩形从图像中分离出来，在边缘检测的同时也进行了阈值化的过程。

边缘检测后结果如下：

为了让矩形边缘闭合，进行一步开运算操作（矩形边缘是黑色）；

然后进行前景提取，通过点连通的方式来把图片分为一块一块的连通区域，每块区域都存储为一个数据结构，认为其中最大的一块区域为背景，将其置为黑色，其他的部分全部置为白色；

下一步是边缘提取，这步和前面的sobel边缘检测不同的地方在于，sobel边缘检测将矩形分割出来，但是程序仍旧不知道矩形在哪里，而边缘提取之后可以得到矩形的确切位置，做法还是利用连通性得到一个区域的外边缘点，因为区域的点前面已经存储，这一步很好进行。

获取边缘后结果如下：

得到区域边缘后还需要判断这是不是矩形或者平行四边形，这一步的做法是：

首先得到一个区域的中心，然后判断离这个中心最远的点作为矩形的第一个角点，计算离第一个角点最远的点为第二个角点（即首先检测一条对角线），距离第一、第二个角点连线最远的点为第三个角点，距离前三个角点构成的三角形区域的最远点为第四个角点；

检测出四个角点后，判断矩形方法是判断两条对角线的交点（矩形中心）附近是否有点存在，因为图像已经是完全的边缘图像，一个区域的内部已经没有点存在，如果中心附近有点，说明此图形并非矩形，很可能是类似三角形或者不规则多边形，这样的区域直接否决掉。

剩下满足要求的区域放缩到32*32大小的标准区域中，进入下一步处理。

放缩的结果如下：

第二阶段需要判断32*32大小的区域是哪一个图标。

方法是：

把32*32大小的区域认为是1024的一个向量空间，事先准备好3幅标准图标，每幅图标有4个方向，所以一共是12类图标，根据转换矩阵计算每类图标在向量空间中的位置；

然后把第一阶段得到的区域乘以转换矩阵，得到它在向量空间中的位置，判断它和那一类图标最接近，就属于哪一类，并计算出匹配度。

经过实际实验，我的标准是：

图标1、2的匹配度标准是60，图表3的匹配度标准是56，低于这个值则认为是干扰目标。

第四章航拍系统

4.1航拍遇到的问题

在民航班机上进行航拍基本上只能拍到高空图像，且飞行线路固定，没准儿你的座位正处在机翼位置，很难观看到大部分地面；

若去租一台直升机或者小型载人飞机，费用很高；

为了降低航拍成本，适合普通人群，我们必须制作合适的飞行器——它的价格不能太高，维护必须简单，操作不能过于复杂，对飞行场地要求不高，非常适合于搞业余航拍。

4.2航拍系统设备

在视频捕捉装置方面，本设计采用了无线影像传输系统，这套系统体积小、重量轻、采用独立电池供电，视频捕捉装置是一个微型彩色摄像头（SS2000A-3），视频发射装置是使用1.2GHz频带的1200TMS，视频接收装置是CHUANGTONGCCTV-1200S，可直接将高清晰度影像通过无线电波传输回地面，并立即由DV或传统摄像机保存在录像带上。

也可以直接将DV或数码相机安装在飞行器上，其实这样做的的投入和风险都很大，一般不采用。

视频的发射端是由：

无线视频发射器、彩色摄像头和9伏叠层电池组成。

无线视频接收机可接收来自发射端的彩色视频信号和单声道音频信号，视频接收装置CHUANGTONGCCTV-1200S,影像传输品质可以达到DVD效果，影像品质瓶颈在摄像头上，使用高品质摄像头可获得更加拍摄效果。

接收机使用12V独立供电（采用自制电池包），接收机使用较低的电压同样可以正常工作。

CCTV-1200S能输出视频和音频信号，全部采用标准RCA接口。

我们将其连接于DV或传统摄像机的视频、音频输入端，即可将影音同步信号实时记录在录像带上。

为了减轻重量，摄像头与发射器通过导线直接链接。

发射端可以进行视频、音频同频传输，摄像头上有一个微型麦克风，因此这套系统不仅可以传回地面空中航行图像，还能传回飞行时的机体运转声音。

参考文献

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