1.3 飛行控制系統(tǒng)軟件總體設(shè)計(jì)
　　為確保程序運(yùn)行可靠及編程簡(jiǎn)便，系統(tǒng)采用了嵌入式操作系統(tǒng)USOS II^[2]。USOS II是針對(duì)中低檔單片機(jī)而設(shè)計(jì)的嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)內(nèi)核。同時(shí)支持按時(shí)間片輪轉(zhuǎn)、按優(yōu)先級(jí)搶占、二者結(jié)合共三種調(diào)度策略，具有完善的任務(wù)管理功能，提供定時(shí)、延時(shí)服務(wù)，支持消息、信號(hào)(signal)通信機(jī)制，支持臨界代碼段保護(hù)，提供二進(jìn)制、計(jì)數(shù)型信號(hào)量(semaphore)同步對(duì)象等，支持Bottom-half中斷管理機(jī)制^[3]。通過(guò)對(duì)飛行控制任務(wù)的分析，將整個(gè)程序分為縱向控制任務(wù)、橫向控制任務(wù)、飛行軌跡控制任務(wù)、飛行參數(shù)記錄任務(wù)。其中，縱向控制任務(wù)包含油門控制和升降舵控制兩個(gè)相互交聯(lián)的子任務(wù)；而橫向控制任務(wù)包含方向舵控制、副翼控制兩個(gè)相互交聯(lián)的子任務(wù)，同時(shí)這兩個(gè)子任務(wù)也與升降舵控制子任務(wù)有交聯(lián)，以保證轉(zhuǎn)彎過(guò)程中對(duì)高度的損失能夠及時(shí)補(bǔ)償。與任務(wù)并列的程序還有AD中斷、串口中斷、比較器中斷等。軟件系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖如圖2所示。

2 硬件設(shè)計(jì)
2.1 處理器的選型
　　在選擇處理器時(shí)，需考慮可靠性、處理速度、系統(tǒng)集成度、開發(fā)成本方面的因素。
　　盡管ARM和DSP有相當(dāng)高的處理速度，但多為商業(yè)級(jí)芯片。在使用中，一般要進(jìn)行數(shù)據(jù)存儲(chǔ)器和程序存儲(chǔ)器的擴(kuò)展，另外其I/O口不兼容5V電平邏輯，不便于芯片擴(kuò)展，開發(fā)工具成本也較高。故在本系統(tǒng)中未采用，而選用了Cygnal公司的高速混合信號(hào)系統(tǒng)級(jí)C8051F120^[4]單片機(jī)。針對(duì)本應(yīng)用，它有以下優(yōu)點(diǎn)：
　　(1)100MI/s的處理速度，完全能夠勝任飛行控制系統(tǒng)的事務(wù)處理。
　　(2)片上集成Flash程序存儲(chǔ)器。
　　(3)2路UART口，滿足本系統(tǒng)對(duì)UART的需求。
　　(4)共有16路AD采樣通道，12位和8位精度通道各有8路，滿足本系統(tǒng)的要求。
　　(5)6路PWM通道，可完成對(duì)升降舵、方向舵、副翼、發(fā)動(dòng)機(jī)等執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制。
　　(6)片內(nèi)集成比較器，可完成遙控指令測(cè)量。
2.2 接收機(jī)信號(hào)采集電路
　　遙控接收機(jī)的輸出信號(hào)為PCM脈寬信號(hào)。接收機(jī)輸入控制系統(tǒng)的通道為8個(gè)，分別控制油門、升降舵、方向舵、副翼、遙控模式與自主模式狀態(tài)切換及備用。
　　C8051F120內(nèi)部集成了斯密特回滯比較器，上升沿和下降沿都允許中斷，因此可用來(lái)測(cè)量信號(hào)脈寬。由于輸入通道共有8個(gè)，而C8051F120僅有2個(gè)比較器，因此需要通過(guò)多路開關(guān)實(shí)現(xiàn)分時(shí)采集。為了防止接收機(jī)與系統(tǒng)之間的干擾，兩板之間采用光耦實(shí)現(xiàn)電氣隔離。電路原理如圖3所示。8路PCM碼信號(hào)經(jīng)雙路四選一模擬開關(guān)CD4052選擇后再經(jīng)光耦輸入單片機(jī)比較器的引腳；通道選擇信號(hào)由單片機(jī)普通I/O經(jīng)光耦后接到CD4052的選擇引腳。

2.3 控制信號(hào)輸出電路
　　方向舵、升降舵、副翼、發(fā)動(dòng)機(jī)^[5]等都通過(guò)PWM信號(hào)控制，C8051F120自身已提供了6路PWM通道，基本滿足了控制需求。
　　為便于擴(kuò)展，控制系統(tǒng)將C8051F120內(nèi)部集成的兩路12位數(shù)模轉(zhuǎn)換器接出，用以控制模擬量的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。
2.4 擴(kuò)展Flash電路
　　由于飛行控制器需要具有記錄至少最后10min飛行數(shù)據(jù)的能力，而頻繁改動(dòng)單片機(jī)自身Flash則有可能會(huì)帶來(lái)不可預(yù)知的后果，因此擴(kuò)展了一片Sumsung公司的NAND結(jié)構(gòu)Flash存儲(chǔ)器K9F2808。該存儲(chǔ)器按頁(yè)進(jìn)行讀寫，按塊擦除，通過(guò)I/O口分時(shí)復(fù)用作為命令/地址/數(shù)據(jù)。為防止啟動(dòng)或復(fù)位時(shí)電壓不穩(wěn)的誤擦除操作，K9F2808的WP接了10 kΩ的上拉電阻，同時(shí)與地之間連接濾波電容。其余控制引腳直接與單片機(jī)的普通IO口相連。
3 飛行控制律設(shè)計(jì)
3.1 飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)
　　一般的飛行控制結(jié)構(gòu)如圖4所示，由內(nèi)部的姿態(tài)控制回路和外部的軌跡控制回路組成。其中，內(nèi)回路主要用來(lái)控制和穩(wěn)定飛機(jī)的姿態(tài)；外回路主要功能是控制飛機(jī)飛行軌跡，如高度的穩(wěn)定與控制。因此，飛行控制軟件的設(shè)計(jì)也分為內(nèi)部控制回路和外部控制回路兩部分。

　　控制律的設(shè)計(jì)方法上，考慮到控制對(duì)象為高穩(wěn)定性小型無(wú)人機(jī)，因此采用較為靈活簡(jiǎn)單的PID[6]控制方式。從成本考慮，無(wú)人機(jī)的建模采用實(shí)際遙控飛行，利用飛行數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄飛行數(shù)據(jù)^[7]，繼而推算模型的方法，節(jié)省使用風(fēng)洞的費(fèi)用。
3.2 姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)
??? 姿態(tài)控制回路PID控制器結(jié)構(gòu)圖如圖5所示，利用角速率ω和角度θ雙路反饋， 由三軸角速率陀螺反饋構(gòu)成阻尼回路，角速率通過(guò)積分得到角度反饋組成姿態(tài)角穩(wěn)定回路。

??? 將通過(guò)遙控飛行所得出的飛機(jī)模型帶入上述姿態(tài)回路PID控制器結(jié)構(gòu)圖，調(diào)整PID控制的各項(xiàng)參數(shù)，利用Matlab仿真軟件進(jìn)行模擬控制律仿真，可分別得到各個(gè)姿態(tài)回路的PID控制參數(shù)。由于對(duì)控制對(duì)象的靈敏性要求并不高，而對(duì)可靠性要求較高，因此調(diào)整參數(shù)時(shí)，控制系統(tǒng)的三大特性排序?yàn)椋悍€(wěn)定性>準(zhǔn)確性>快速性；表現(xiàn)在實(shí)際飛行中，飛行器在進(jìn)行姿態(tài)變換時(shí)，反應(yīng)較慢，但平穩(wěn)性較高。
3.3 縱向控制律的分析與設(shè)計(jì)
　　縱向控制時(shí)，油門、升降舵分別為兩個(gè)相互關(guān)聯(lián)的回路，體現(xiàn)在編程上，兩個(gè)回路由兩個(gè)任務(wù)控制，采用共用變量在兩個(gè)任務(wù)間傳遞數(shù)據(jù)。
　　設(shè)計(jì)中，采用高度偏差控制油門，采用空速偏差控制升降舵位置。同時(shí)，為防止飛機(jī)失速進(jìn)入俯沖，對(duì)迎角進(jìn)行限幅處理。
3.3.1 高度控制原理
　　常規(guī)控制原理認(rèn)為油門位置的變化導(dǎo)致推力的變化，從而使飛機(jī)的飛行速度變化。
　　但是在實(shí)際飛行中發(fā)現(xiàn)，推力的改變只是在開始過(guò)渡階段使飛行速度變化。而當(dāng)飛行速度的改變使升力發(fā)生變化時(shí)，飛機(jī)的航跡角將改變，使飛機(jī)爬升或下滑，而飛機(jī)的迎角和速度最終不會(huì)改變。因此，單純改變油門位置時(shí)，飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)有一個(gè)變化過(guò)程。過(guò)渡階段引起速度的變化，穩(wěn)態(tài)后飛行速度和迎角均不改變，但飛機(jī)的高度發(fā)生了變化。
　　整個(gè)控制過(guò)程表現(xiàn)為：如果高度大于設(shè)定值→油門減小→速度減小→俯仰角減小→飛機(jī)下滑→速度增大→俯仰角增大→高度降低／速度、俯仰角不變；反之，高度小于設(shè)定值→油門增大→速度增大→俯仰角增大→飛機(jī)爬升→速度減小→俯仰角減小→高度增加／速度、俯仰角不變。
　　高度偏差的大小直接決定油門的位置，從油門的位移到建立一定拉力（推力）的過(guò)程是非周期過(guò)程，時(shí)間常數(shù)較大。飛機(jī)質(zhì)量越大，則發(fā)動(dòng)機(jī)剩余功率越小，這個(gè)動(dòng)態(tài)過(guò)程也就越長(zhǎng)。
3.3.2 速度控制原理
　　常規(guī)控制原理認(rèn)為升降舵位置的變化導(dǎo)致迎角的變化，從而使飛機(jī)的飛行高度產(chǎn)生變化。
　　在實(shí)際飛行中發(fā)現(xiàn)，水平直線飛行中，升降舵的偏轉(zhuǎn)位置對(duì)應(yīng)著一個(gè)迎角。在油門保持不變的情況下，單純偏轉(zhuǎn)升降舵，迎角的變化不僅能夠改變飛機(jī)的俯仰角，使飛機(jī)做曲線運(yùn)動(dòng)，而且飛行速度也會(huì)發(fā)生顯著變化。
　　控制過(guò)程表現(xiàn)為：如果速度低于設(shè)定值→升降舵下偏→迎角減小→俯仰角減小→飛機(jī)下滑→速度增大；反之，速度高于設(shè)定值→迎角增大→俯仰角增大→飛機(jī)爬升→速度減小。
　　采用速度偏差控制升降舵的優(yōu)點(diǎn)是：速度偏差的大小通過(guò)升降舵的作用直接決定迎角的大小，飛機(jī)迎角變化范圍大，速度控制過(guò)程快，作用效果明顯，很容易實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定。
3.4 橫側(cè)向控制律的分析與設(shè)計(jì)
　　橫側(cè)向控制時(shí)，副翼、方向舵分別為兩個(gè)相互關(guān)聯(lián)的回路，體現(xiàn)在編程上，兩個(gè)回路由兩個(gè)任務(wù)控制，并采用共用變量在兩個(gè)任務(wù)之間傳遞數(shù)據(jù)。同時(shí)，在側(cè)向轉(zhuǎn)彎時(shí)，副翼、方向舵回路也和升降舵聯(lián)動(dòng)，用升降舵的偏轉(zhuǎn)補(bǔ)償轉(zhuǎn)彎過(guò)程中損失的高度。
　　系統(tǒng)采用轉(zhuǎn)彎速率控制方式進(jìn)行轉(zhuǎn)彎?？刂苹芈吠ㄟ^(guò)航向偏差測(cè)算出偏差量，從而確定希望的轉(zhuǎn)彎速率。
3.4.1 方向舵控制原理
　　在水平直線飛行中，方向舵的偏轉(zhuǎn)位置對(duì)應(yīng)著一個(gè)側(cè)滑角，側(cè)滑方向與方向舵的偏轉(zhuǎn)方向相反。如果只是單純的偏轉(zhuǎn)方向舵，則飛機(jī)還會(huì)向方向舵的偏轉(zhuǎn)方向滾轉(zhuǎn)。
　　在一定的滾轉(zhuǎn)角和飛行速度下，只有一個(gè)與之對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)彎速率（轉(zhuǎn)彎角速度）。飛機(jī)的空速矢量以這個(gè)轉(zhuǎn)彎速率轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，就是側(cè)滑角為零的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。
　　系統(tǒng)的側(cè)向控制通道是由航向通道和方向舵、副翼通道共同組成的一個(gè)串級(jí)控制回路。具有航向控制、偏航增穩(wěn)控制、轉(zhuǎn)彎控制和航跡控制功能。常規(guī)的水平轉(zhuǎn)彎最好使用方向舵控制，同時(shí)采用副翼控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的滾轉(zhuǎn)。
3.4.2 副翼控制原理
　　在無(wú)側(cè)滑的條件下，副翼的偏轉(zhuǎn)位置對(duì)應(yīng)著一個(gè)穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)角速度。
　　單純偏轉(zhuǎn)副翼，飛機(jī)在滾轉(zhuǎn)的同時(shí)還會(huì)向滾轉(zhuǎn)的方向側(cè)滑，并使機(jī)頭向滾轉(zhuǎn)的方向偏轉(zhuǎn)。
　　無(wú)側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)沒有安定力矩，只有操縱力矩和機(jī)翼的阻轉(zhuǎn)力矩。若保持滾轉(zhuǎn)的角度，副翼必須回中使操縱力矩為零。
　　飛行速度增大，橫側(cè)操縱性變好；迎角增大，副翼效能變差；迎角增大到一定程度，將發(fā)生反操縱現(xiàn)象。飛機(jī)的副翼通道，具有滾轉(zhuǎn)角控制、滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制和協(xié)調(diào)方向舵轉(zhuǎn)彎的控制功能。
4 軟件設(shè)計(jì)
4.1 主程序設(shè)計(jì)
　　主程序主要完成硬件的初始化、操作系統(tǒng)的初始化以及文件系統(tǒng)的初始化。
　　在以上任務(wù)和中斷中，中斷的優(yōu)先級(jí)大于任務(wù)優(yōu)先級(jí)。而任務(wù)優(yōu)先級(jí)根據(jù)其特性設(shè)定為：縱向控制任務(wù)>橫向控制任務(wù)>軌跡控制任務(wù)>飛參記錄任務(wù)。
4.2 縱向控制任務(wù)設(shè)計(jì)
　　縱向控制任務(wù)完成無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中縱向的姿態(tài)控制，保證了無(wú)人機(jī)處于可控的飛行速度及飛行高度狀態(tài)之中，不會(huì)發(fā)生失速現(xiàn)象。
4.3 橫向控制任務(wù)設(shè)計(jì)
　　橫向控制任務(wù)完成無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的橫向姿態(tài)控制，控制無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)彎的速率，保證無(wú)人機(jī)在轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的安全性，不會(huì)陷入“荷蘭滾”狀態(tài)中。
4.4 飛行軌跡控制設(shè)計(jì)
　　飛行軌跡控制任務(wù)完成對(duì)飛機(jī)的飛行軌跡的控制。該任務(wù)通過(guò)將GPS提供的方位參數(shù)、高度計(jì)提供的高度參數(shù)、空速管提供的空速參數(shù)與預(yù)先設(shè)定在Flash中各階段的飛行參數(shù)相比對(duì)，得出高度、速度、方位的誤差傳遞給縱向控制任務(wù)和橫向控制任務(wù)，以保證無(wú)人機(jī)按照預(yù)先設(shè)定的飛行參數(shù)飛行。
4.5 飛行參數(shù)記錄任務(wù)設(shè)計(jì)
　　由于USOS II已經(jīng)提供了比較完善的文件系統(tǒng)管理，因此可采用類似于PC機(jī)Dos系統(tǒng)對(duì)文件的管理模式。本設(shè)計(jì)中，將存儲(chǔ)用戶預(yù)先設(shè)定各個(gè)飛行點(diǎn)參數(shù)的Flash部分設(shè)定為C盤，而存儲(chǔ)飛行數(shù)據(jù)的Flash存儲(chǔ)設(shè)定為D盤。在Flash的初始化成功后，即將以Flash為存儲(chǔ)媒介的C、D盤添加入文件系統(tǒng)中，并創(chuàng)建各個(gè)任務(wù)。
　　飛行參數(shù)記錄任務(wù)將AD中斷、UART中斷、比較器中斷采集到的各種飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算、打包。為提高寫Nand Flash的效率，在內(nèi)存中開辟了兩個(gè)與Flash頁(yè)面大小相同、長(zhǎng)度為512 B的緩沖區(qū)，打包完畢的數(shù)據(jù)先存入其中一個(gè)緩沖區(qū)內(nèi)。當(dāng)緩沖區(qū)存滿后，將緩沖區(qū)滿標(biāo)志置位，并向飛行參數(shù)記錄任務(wù)發(fā)送消息；飛行參數(shù)記錄任務(wù)接收到緩沖區(qū)滿的消息后，會(huì)將對(duì)應(yīng)的緩沖區(qū)中的數(shù)據(jù)寫入Flash，并將緩沖區(qū)滿的標(biāo)志清空。
4.6 中斷程序設(shè)計(jì)
　　AD采樣中斷完成對(duì)高度、速度、航向、姿態(tài)、舵機(jī)位置的數(shù)據(jù)采集，比較器中斷完成對(duì)油門控制信號(hào)的數(shù)據(jù)采集，UART中斷完成對(duì)GPS定位信號(hào)的數(shù)據(jù)采集。
　　由于采用了雙緩沖區(qū)設(shè)置，在中斷進(jìn)行采集數(shù)據(jù)的情況下，不會(huì)影響飛行參數(shù)記錄任務(wù)將打包后的數(shù)據(jù)寫入Flash。
　　目前該小型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)已經(jīng)安裝到試驗(yàn)的小型無(wú)人機(jī)上進(jìn)行多次試飛，經(jīng)過(guò)檢測(cè)，該系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定、可靠。通過(guò)試驗(yàn)取得小型高穩(wěn)定性無(wú)人機(jī)的飛行參數(shù)，并通過(guò)PID控制律設(shè)計(jì)無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制回路的方法，節(jié)省了人力、物力，為后續(xù)進(jìn)行較大型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了經(jīng)驗(yàn)。

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