多旋翼机范文

多旋翼机范文（精选12篇）

多旋翼机 第1篇

主要技术参数:

喷头流量:0.2~0.4 L/min, 双喷头, 可调

喷滴直径:50~100μm

飞行速度:0~10 m/s

喷洒幅宽:3.5~5 m

喷洒速度:0~4 m/s

起飞质量:≥18 kg

农药载质量:额定5 kg, 实际7 kg

飞行时间:15~20 min/架次

防治效率:0.067~0.134 hm2/min

飞行高度:0~200 m

喷洒高度:2~4 m

主旋翼数量及直径:18旋翼, 单个直径430 mm

飞行时尺寸:展开后直径2 450 mm, 高500 mm

整机折叠尺寸:450 mm×500 mm×750 mm

多旋翼机 第2篇

在模型旋翼台和风洞中,针对倾转旋翼机旋翼/机翼的.两个主要干扰状态(悬停和低速前飞)进行了试验,分别测量了悬停状态不同机翼安装角和旋翼总距角、前飞状态不同机翼安装角和吹风速度等试验条件下的倾转旋翼拉力、扭矩以及机翼上下表面压力分布,并对试验结果进行了分析,得出了一些有意义的结论,为进一步研究倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰的特性问题做了些探索性的工作.

作 者：陈平剑 林永峰 黄水林 CHEN Ping-jian LIN Yong-feng Huang Shui-lin 作者单位：陈平剑,林永峰,CHEN Ping-jian,LIN Yong-feng(中国直升机设计研究所,景德镇,333001)

黄水林,Huang Shui-lin(南京航空航天大学,南京,210016)

美国陆军期盼下一代旋翼机 第3篇

目前，美陆军对JMR项目的需求还不明确，也没有确定首先用JMR替代何种现役机型。陆军只对JMR提出了它所期望的性能，部署时间则大约定于2027-2028年。计划利用2架技术验证机验证预期性能是否符合JMR项目需求，根据计划，这两架验证机将于2017年首飞。 长期以来，美陆军用于旋翼机技术研究的预算每年只有约l亿美元。但为了研制JMR验证机，这一领域的投资已经增加，表明美陆军开始重视下一代旋翼机发展问题。工业界也将承担JMR验证机的部分研制费用。尽管如此，若陆军采取公开竞标方式制造2架配备任务系统的技术验证机，仍需政府投入更多的资金。 JMR被初步确定为一个旋翼机系列，包括从轻型到超重型的多个型号，不同型号间共用一些技术。美陆军已选择中程、中型通用JMR作为研制工作的起点，以替换陆军目前装备量最大的UH-60“黑鹰”系列直升机。此外，陆军计划未来两年内开展相关技术研究，为将该机按比例缩放为轻型侦察旋翼机和重型运输旋翼机奠定基础。 根据美陆军和国防部近年来进行的数次旋翼机能力缺口分析，可总结出美军对JMR的性能期望，包括航速200节，作战半径230海里，能在海拔1830米、温度35℃的环境下作战等。此外，还包括更好的经济性、寿命、生存力，以及采用通用的核心航电系统架构和具备可选有人驾驶能力等。 美陆军航空应用技术管理局(AATD)平台技术分部负责人奈德·蔡斯称，这些能力通过升级现有机队无法获得，AATD希望经过不同旋翼机方案的竞争，研制出2架JMR技术验证机，以获得上述能力。2011年6月底，贝尔一波音公司、波音公司和西科斯基公司分别获得了为期18个月，价值400万美元的JMR构型研究与分析合同。近期，还将有第四家公司加入这一竞争。在构型研究阶段，承包商将研究陆军对中型通用JMR的性能期望，将其中最具价值的性能特征转变为下一代旋翼机的设计需求，进而提出验证机的战技指标。但与为“黑鹰”和“阿帕奇”直升机项目研制的验证机不同，JMR验证机不是最终型号的原型机。这主要出于两个原因：一是陆军希望验证机能制造得比最终型号小一些，以降低成本；二是陆军已向工业界承诺，在JMR研制和生产阶段启动新的竞标。 蔡斯透露，已获合同的3家竞标商采用了完全不同的研究思路：一家正在对某一种构型进行深入研究；另一家则在研究三种不同的方案；第三家则在评估所有可能的方案。目前已知的方案之一，是贝尔一波音公司V-22“鱼鹰”研制团队提出的倾转旋翼机方案。蔡斯同时透露，一个独立的政府设计小组也在根据陆军对中型通用JMR的性能期望，开展先进的传统直升机、复合直升机和倾转旋翼机方案研究。该小组的任务是为一个作战分析小组提供这3种构型旋翼机的数据，以便后者在各种作战场景下开展分析，确定陆军期望JMR具备的各个性能的实际价值。蔡斯称这项工作的目的是“确定哪一项性能在战场上最重要，确定哪些性能实现起来最具效费比，确定各个性能的最佳值以实现整体性能的最优”，进而制定出中型通用JMR的需求草案，并将其转变为JMR验证机的战技指标。

与此同时，通过国防部长办公厅下属的“未来垂直起降飞行器”(FVL)工作组，美陆军、海军、特种作战司令部和其他JMR潜在用户共同组成了一个联合采办小组。该小组目前正在编写“初始能力文件”(ICD)，以确定JMR项目的需求。完成ICD制定是新的采办项目开展备选方案分析以及获批进入技术开发阶段的前提。JMR的ICD将于2012财年中期出台，但目前还不确定这份ICD包括JMR全系列飞行器还是只针对中型通用JMR。此外，该小组还将在国会的指导下，确定美军旋翼机的能力缺口、制定旋翼机技术发展路线图和战略规划、确定技术开发所需的经费。 ICD完成后，AATD计划2013财年授出多份合同，开始JMR验证机的设计工作。初步设计评审通过后，美陆军将于2015财年遴选出两个承包商制造JMR验证机。两架验证机的构型可能相同，也可能完全不同。在验证的第一阶段，将进行验证机的飞行试验；第二阶段将在第一阶段开始2年后进行，届时将为验证机设计并集成两种开放式架构任务系统。目前，通用的核心航电系统架构研究已经启动，目标是为用于第二阶段任务系统研制的可等比缩放架构制定通用标准。为控制开放式架构任务系统的研制风险，在JMR验证的第一阶段将向航电设备集成商授出两份技术演示合同。

由于美军现有的旋翼机采办项目将在2020年左右结束，届时美国的旋翼机产量将剧减。为此，美国旋翼机协会已开始努力争取更多的技术投资，以维持旋翼机工业能力，并为下一代旋翼机研制奠定基础。

多旋翼机 第4篇

关键词：多旋翼飞行器,NuttX,多任务,失效保护

0引言

相对于大 型无人驾 驶飞机(Unmanned Aerial Vehicle , UAV ) , 多旋翼飞 行器拥有 体积小 、 成本低 、 行动敏捷 、 可悬停等 优势 , 成为许多 国家或机 构的研究 热点 , 是UAV发展的主 要方向之 一 。 归功于UAV技术近几 年的迅速 发展 ,多旋翼飞 行器也从 一开始的 军事用途 逐渐向商 用和民用 方向延伸 , 如今已经 广泛用于 高空拍摄 、 军事侦察 、交通监测 、植物保护 、 地形勘测 等领域[1]。 随着应用 领域的扩 展和深入 ,工程中对 多旋翼飞 行器的要 求也越来 越高 , 多任务处 理能力和 安全性能 成为突出 的问题 。 拥有一个 简洁高效 、 安全稳定 的开发平 台显得至 关重要 。 针对上述 情况 , 本文提出 一种基于Nutt X实时操作 系统的多 旋翼控制 系统设计 ,并对硬件 布局和软 件结构进 行详细的 论述 。

1控制系统总体设计

1.1需求分析

为了达到 安全 、稳定 、高效的目 的 ,以下针对 多旋翼飞 行器的特 点 ,对控制系 统提出需 求 :

( 1 ) 系统在发 生故障导 致主处理 器复位时 , 飞行器应 保持在空 中飞行等 待系统复 位 ,避免坠机 造成人身 安全和财 产损失 。

( 2 ) 处理器有 较高的运 算性能 , 以满足多 任务和后 续算法开 发的需求 。

( 3 ) 能高速且 精确采集 各个传感 器的数据 , 并提供模 拟信号采 集接口 ,以便扩展 模拟量传 感器 。

( 4 ) 具备与遥 控接收机 和地面站 通信的能 力 , 能识别联 系中断的 情况 ,并采取相 应安全措 施 。

( 5 ) 拥有8路与主处 理器硬件 上独立的PWM输出 , 用于兼容 旋翼数量 不等的飞 行器系统 。

( 6 ) 可记录飞 行中的所 有姿态 、 位置数据 和遥控操 作数据 ,存于SD卡中 ,方便对系 统进行调 试 。

( 7 ) 为方便开 发 , 系统可通 过更改SD卡中文件 达到配置 系统的目 的 。

( 8 ) 采用模块 化软件结 构 , 功能可简 单地通过 配置文件 进行修改 ,避免频繁 的更新程 序 。 程序可通 过USB接口用Bootloader更新[2]。

( 9 ) 预留外置UART 、 CAN 、 SPI 、 I2C等通信接 口 , 给GPS 、 数传等其 他扩展模 块提供数 据通道 , 方便后续 应用开发 。

1.2总体设计

多旋翼旋 翼飞行器 的输出控 制有6个自由度 , 分别为沿x、y、z坐标轴做 旋转和平 移动作 ,其控制都 是通过调 整跟旋翼 相连的电 机转速实 现[3], 故在实际 飞行中 , 为了达到 稳定的飞 行 ,电机转速 始终是在 变化当中 。 由于电流 的变化将 引起强烈 的电磁干 扰 ,对模拟量 传感器数 据的采集 非常不利 。 为了提高 传感器数 据采集的 精度 , 同时兼顾 采集速度 , 本文采用 全数字量SPI接口传感 器 。 另一方面 ,为了达到 失效保护 作用 ,同时减轻 主处理器 的负荷 ,系统额外 采用一个 协处理器 。

控制系统 对实时性 要求较高 , 同时进行 的处理内 容也比较 复杂 ,包括各个 传感器数 据的采集 、姿态估计 、姿态控制 、遥控或地 面站的命 令分析 、电机控制 、日志记录 等 。 对于这种 任务比较 多的程序 结构 ,如果采用 普通的前 后台系统 结构 ,势必造成 开发难度 大 、程序实时 性弱 、 系统可维 护性差等 结果 。 因此 ,本文率先 引入功能 强大的Nutt X实时操作 系统 。 Nutt X注重标准 兼容和小 型封装 ,主要遵循ANSI和Posix标准 ,采用模块 化设计 ,完全可抢 占式内核 ,并且支持 类Unix的Script控制和类Bash的Nutt Shell控制台 ,能为多旋 翼飞行器 控制系统 的开发提 供极大的 方便 。

2控制系统硬件设计

2.1硬件选型

( 1 ) 处理器 : 由于主处 理器要负 责采集各 个传感器 的数据进 行搬运 , 并进行姿 态估算和 控制 , 所以至少 需具备DMA功能和硬件浮点运算, 才能保证控制系统的实时性和预 留充足的 资源给后 续开发 。 经过筛选 ,本文采用ST公司的32位Cortex - M4内核处理 器STM32F429VIT6 , 其最高主 频能达到168 MHz, 硬件接口 丰富 , 并且支持FPU , 处理能力 能满足控 制系统需 求 。 相对主处 理器 , 协处理器 需要处理 的内容比 较简单 , 为了方便 开发 , 选用和主 处理器同 一系列 、 功能稍弱 一些的STM32F103C8T6芯片 。

( 2 ) 传感器 : 主处理器 上 , 角速度计 采用ST公司的16位精度传 感器L3GD20 , 三轴加速 度计和三 轴电子罗 盘采用LGA-16超小封装 的LSM303D, 气压计采 用由瑞士MEAS公司推出 的MS5611, 该模块包 含一个高 线性度压 力传感器 和一个超 低功耗的24位 Σ 型AD转换器 ,分辨率可 达到10 cm。为了在主 处理器发 生故障时 保持最基 本的自稳 模式 ,协处理器 上采用陀 螺仪和加 速度计一 体的MPU6000传感器 。 上述所有 传感器都 具备高速SPI数字输出 的特性 , 与主处理 器连接的 传感器可 串接在同 一SPI总线上 ,降低了PCB设计难度 。

( 3 ) 无线模块 : 无线模块 包括遥控 接收模块 和与地面 站通信数 传模块 。 为了方便 布线 、节省IO口资源 ,遥控接收 模块采用 脉冲位置 调制 (Pulse Position Modulation , PPM ) 形式输出 , 只需一根 信号线即 可传输8通道PWM 。 无线数传 采用433 MHz超远距离 无线通信 模块 ,通信距离 可达2 km,保证了高 空飞行时 数据连接 的稳定 。

2.2硬件设计

图1为系统的 硬件结构 。 由于系统 中含有两 个处理器 ,为了方便 更新程序 ,将协处理 器的UART1连接至主 处理器串 口 , 这样可以 通过主处 理器更新 程序 , 减少开发 过程中的 冗余步骤 。 连接两个 处理器之 间的串口 在系统正 常运行时 ,还可以用 于数据交 换 。 使用高速 串口交换 数据相对 于使用SPI交换数据 , 其优点是 不用像SPI那样时刻 去查询从 设备是否 有数据要 发送 ,而是只要 有数据即 可立即发 送 , 无需额外 耗费资源 轮询等待 , 提高了系 统效率 。

为了防止 电机在运 行时产生 强电流烧 毁处理器 , 在PWM输出与电 调输入之 间采用TI公司的TXS0108电平电压 转换芯片 , 达到信号 隔离和增 强驱动的 作用 , 电路如图2所示 。

3控制系统软件设计

3.1主处理器软件设计

主处理器 运行Nutt X实时操作 系统 , 所有功能 都通过任务进 程实现[4]。 主要的进 程有传感 器数据采 集 、 姿态估算 、姿态控制 、飞行器状 态识别与 切换 、协处理器 控制 、日志记录 。 进程间进 行通信是 程序结构 的重要部 分 。 为了建立 一个快速 简洁的进 程间通信 机制 ,本文引入 一种微型 对象请求 代理 (micro Object Request Broker ,u ORB) 机制[5], 通过推送 和订阅主 题的方式 进行通信 , 进程不用 关注信息 交换的对 象 ,并且同时 可以推送 和订阅多 个主题 , 只需简单 的代码即 可实现进 程间数据 的共享 ,提高了开 发效率 。

如图3所示 ,传感器数 据采集进 程采集的 所有传感 器数据 ,姿态估计 进程利用 传感器数 据估算出 飞行器当 前姿态[6], 协处理器 通信进程 获取遥控 数据 , 状态识别 进程结合 传感器数 据 、飞行器姿 态和遥控 数据识别 出飞行器 当前模式 , 最后姿态 控制进程 通过飞行 器姿态 、遥控数据 、 飞行器模 式计算出 当前所需 的PID控制量[7]并推送至u ORB, 协处理器 通信进程 再将订阅 的PID控制量通 过高速串 口发送至 协处理器 。

3.2协处理器软件设计

如图4所示 , 为了保证 系统的实 时性 , 协处理器 的PPM脉冲输入 部分采用 中断方式 进行捕获 , 与主处理 器通信部 分采用DMA方式直接 填充至PWM匹配输出 寄存器 ,最大程度 地减小CPU的干预 。 失联识别 在定时器20 ms中断中实 现 , 每次进中 断会读取DMA传输计数 器的值并 记录 , 再与上次 的记录值 进行比较 , 如果两个 值不相等 , 则说明数 据连接正 常 ; 相反 , 如果连接 断开 , 两个值将 会相等 ,据此实时 地判断出 连接的通 断状态 。 主循环中 只需要判 断通断标 志位 , 如果检测 到连接断 开 , 协处理器 则会启用 失效保护 功能 : 通过SPI总线读取MPU6000芯片的加 速度和角 速度数据 , 利用四元 数姿态融 合算法[8]得到姿态 信息 ,转换成欧 拉角之后 ,再用PID控制器保 持飞行器 的水平姿 态 ,直到与主 处理器的 连接恢复 正常 ,再将电机 控制权交 还给主处 理器 。 用欧拉角 表示刚体 姿态方便 几何推导 , 但是存在 万向节死 锁 ,即当刚体 的3个万向节 中两个的 轴发生重 合时 ,会出现失 去一个自 由度的情 况 。 四元数法 则不存在 这个问题 ,并且运算 步骤也相 对简单 ,适合在本 文控制系 统的协处 理器中运 用 。

4实验结果及分析

如图5所示 , 利用四旋 翼飞行器 作为实验 平台 , 在室外进 行飞行试 验后 , 得到横滚 、 俯仰和偏 航角的响 应曲线 。 将日志导 出到MATALB并绘制曲 线 ,从图6可以看出 飞行器的 实测值能 够快速 、精确地追 踪设定值 。 在人为软 件复位主 处理器后 ,飞行器能 在空中保 持机身大 致水平 ,直至主处 理器恢复 工作 ,保证了系 统的安全 性 。 此外 , 在Nutt Shell中输入 ”top” 指令 , 可得到主 处理器的 资源占用 情况 。 如图7所示 , 主处理器 的cpu空闲资源 达到了51.73%。

实验结果 表现出系 统良好的 控制性能 , 能够稳定 地控制飞行 器进行基 本飞行 ,在主处理 器发生故 障时能够 降低坠机 的风险 ,减少了因 开发过程 中程序不 稳定带来 的损失和 危险 ,缩短了开 发周期 ,增强了安 全性能 ,并且能满 足各种运 算及后续 开发的需 求 ,为多旋翼 飞行器控 制系统更 深入的开 发奠定了 基础 。

参考文献

[1]岳基隆,张庆杰,朱华勇.微小型四旋翼无人机研究进展及关键技术浅析[J].电光与控制,2010,17(10):46-52.

[2]王党利,宁生科,马保吉.基于STM32F10X引导程序实现USB在应用中编程[J].国外电子测量技术,2010,29(11):68-70.

[3]刘晓杰,赵晓晖,顾海军,等.微小型四旋翼无人机实时嵌入式控制系统设计与实现[J].电子技术应用,2009,35(5):35-38.

[4]Gregory Nutt.Nutt X operating system user′s manual[EB/OL].(2014-10-4)[2014-11-09].http://www.nuttx.org/doku.php?id=documentation.

[5]高嘉阳.嵌入式CORBA的精简ORB实现[J].计算机工程,2004,30(4):73-75.

[6]薛亮,苑伟政,常洪龙,等.用于微小型飞行器姿态估计的四元数扩展卡尔曼滤波算法[J].纳米技术与精密工程,2009,7(2):163-167.

[7]冯庆端,裴海龙.串级PID控制在无人机姿态控制的应用[J].微计算机信息,2009,22:9-10.

四旋翼无人机开题报告 第5篇

摘要:渺小型多旋翼无人机在军事、平易近用和科技范畴施展着愈来愈主要的感化。旋翼无人机具有体积小、质量轻、无人驾驶、可垂直起降和定点悬停、操作性好等优势。无人机飞翔掌握体系的设计是完成无人机自立飞翔的症结与焦...展开

Abstract:A small multi rotor UAV in the military, civil and technology areas play an increasingly important role. Rotor UAV has the advantages of small size, light weight, unmanned, vertical takeoff and landing and hovering, good operation and other advantage...展开

目录:摘要 4-5

ABSTRACT 5

第一章 绪论 15-22

1.1 研究背景与意义 15-16

1.2 国内外研究现状及发展 16-18

1.2.1 国外研究现状 16-18

1.2.2 国内研究现状 18

1.3 四旋翼无人机研究中的关键技术 18-19

1.3.1 微型四旋翼无人机特点 18

1.3.2 四旋翼无人机飞行控制系统研究中的关键技术 18-19

1.4 课题研究的内容以及章节安排 19-22

1.4.1 研究目标 19-20

1.4.2 研究内容和章节安排 20-22

第二章 M4R 运动建模与控制律设计 22-35

2.1 引言 22

2.2 M4R 工作原理及其组成 22-25

2.2.1 M4R 工作原理 22-24

2.2.2 M4R 组成 24-25

2.3 M4R 的数学模型 25-29

2.3.1 坐标系定义 25-26

2.3.2 动力学建模 26

2.3.3 M4R 角运动模型 26-29

2.3.4 M4R 线运动模型 29

2.4 M4R 控制律设计 29-31

2.4.1 M4R 控制系统结构 29-30

2.4.2 M4R 稳定回路控制律设计 30-31

2.4.3 M4R 制导回路控制律设计 31

2.5 飞行控制系统仿真分析 31-34

2.6 本章小结 34-35

第三章 M4R 飞行控制系统硬件设计 35-43

3.1 引言 35

3.2 M4R 飞行控制系统需求分析 35-36

3.3 M4R 飞行控制系统设计方案 36-37

3.4 M4R 飞行控制系统各组成模块硬件设计 37-41

3.4.1 飞控计算机 37-38

3.4.2 传感器模块 38-39

3.4.3 执行机构驱动模块 39-40

3.4.4 遥控无线链路模块 40

3.4.5 通信无线链路模块 40

3.4.6 电源系统模块 40-41

3.5 M4R 飞行控制系统硬件电路实现 41-42

3.6 本章小结 42-43

第四章 飞行姿态参考系统设计实现 43-56

4.1 引言 43

4.2 传感器误差特性分析 43-48

4.2.1 MEMS 陀螺仪误差分析及校正 43-46

4.2.2 MEMS 加速度计原始数据分析及预处理 46-48

4.3 基于四元数卡尔曼滤波算法的姿态参考系统设计 48-53

4.3.1 四元数介绍 48-49

4.3.2 卡尔曼滤波器介绍 49-50

4.3.3 基于四元数卡尔曼滤波器姿态参考系统实现 50-53

4.4 基于互补滤波器的姿态参考系统设计 53-54

4.5 姿态参考系统飞行实验 54-55

4.6 本章小结 55-56

第五章 M4R 飞行控制系统软件设计 56-74

5.1 引言 56

5.2 软件总体设计与系统初始化 56-59

5.2.1 软件总体设计 56-57

5.2.2 系统初始化 57-59

5.3 传感器模块软件设计 59-64

5.3.1 姿态参考系统软件设计 60-62

5.3.2 位置定位系统软件设计 62-64

5.4 信号输入输出模块设计 64-66

5.4.1 遥控信号输入解码模块 64-65

5.4.2 I~2C 电调控制信号输出模块 65-66

5.5 轨迹控制回路软件设计 66-67

5.6 飞行控制地面站设计 67-73

5.6.1 飞行控制地面站通讯协议设计 67-69

5.6.2 遥控信号初始化通讯协议设计 69-70

5.6.3 基于 Qt 的飞行控制地面站软件设计 70-73

5.7 本章小结 73-74

第六章 M4R 飞行实验 74-85

6.1 引言 74

6.2 姿态参考系统测试 74-76

6.3 飞行控制地面站测试 76-80

6.4 地面飞行测试 80-84

6.5 本章小结 84-85

第七章 总结与展望 85-87

7.1 本文的主要工作 85

7.2 进一步展望 85-87

参考文献 87-91

“竞赛者”单翼机 第6篇

在一战爆发前几年的时间里，有人尝试在圆形的木制隔框上铺上很薄的三合板来制作飞机的蒙皮。但因为很费工，以这种施工方式做出来的飞机没几架，其中最著名的要数法国的“竞赛者”单翼机。这架流线型的快速单翼机，其壳状机身是由上下两片模压成形的木质三合板接合而成，安装有一台160马力（约117.6千瓦）的发动机。后人在复制“竞赛者”时仍采用了当时的工艺：流线型和机身全封闭设计，结合一个圆形横截面，重量轻，强度高。

“竞赛者”单翼机有一个气动性能优越流畅的单翼，完善的机身结构和承载式车轮形式，结合一个理想的圆形横截面机身，飞机的整体重量轻，强度高。被大家称为飞机中的赛车。

“竞赛者”单翼机于1912年首飞，一下子飞出了185.2千米/时的纪录，1913年的“戈登·贝内特”杯飞机竞速比赛中，它创造了飞行速度130英里/时（210千米/时）的世界纪录，赢得了“戈登·贝内特”奖杯，所以被誉为飞机中的“F1”。

制作简介

先看一下“竞赛者”的图纸，剖面确实是圆形的。笔者用各种剩余模型零件加上记号笔的笔杆拼凑出机身。原来借用的“斯帕特”机身对不上号，机腹切下重新改型需要很大的耐心。机体的几大部件到位了，自制的起落架与原机有不少差异，但是螺旋桨整流罩和发动机舱还是可以的。这个小东西的涂装笔者感觉做得不甚满意，留下了一丝遗憾。

多旋翼机 第7篇

Zig Bee无线通讯技术具有低功耗、低成本、性能稳定等特点, 已经得到广泛应用。传统的无人机遥控通常采用单跳传输方式,而且用分立元件来实现对PWM波的产生,具有设计复杂、精度不高、 控制距离短等缺点。一般的单片机PWM口最多可以产生2~4路PWM波,而本文的多旋翼无人机遥控接收器需要产生7路PWM波形,所以不能满足实际的需要。产生PWM波的方式有很多种。 本文利用TI的CC2530片上系统中的两个定时器产生7路PWM波。CC2530芯片集成了Zig Bee无线通讯模块,编程简单,功耗很低。无人机飞控的控制脉冲总周期为14590μs,每个脉宽周期为2084μs,工作正脉宽从1200~1800μs。最后通过大疆无人机飞行控制系统WOOKONG-M以及APM无人机飞行控制系统分别对遥控器进行测试,性能稳定,完成了多旋翼无人机所有飞行功能。

1遥控设计原理

多旋翼无人机遥控包括遥控器和接收机两块,遥控器负责对遥控杆和选择开关的信号采用、编码和发送等功能,接收机主要负责对信号的接收、解码以及PWM波的产生等功能,通常遥控杆和选择开关控制无人机的起降、俯仰(前后左右)、偏航、悬停等, 接收机共需产生7路PWM波。

遥控发送端对输入信号的采样、编码、发送以及接收端对信号的接收、解码、PWM产生的过程如图1所示。

利用CC2530微处理器的I/O口产生7路PWM波来控制无人机飞控系统。遥控7路通道分别控制无人机前后、左右、旋转等动作,如表1所示。

无人机飞控PWM波周期为2084μs,工作正脉冲宽度为1200~1800us,常用于各种运动控制器。

因为需要产生的PWM波周期是一样的,均为2084μs,则每个周期的7路PWM波的周期为7×2084μs,即14590μs。这里采用两个软件定时器以实现7路PWM波的产生,软件定时器1负责产生周期为2084us的中断,每个中断触发软件定时器2进行脉冲宽度定时,软件定时器1在产生中断的同时,还要设置相应的PWM波输出通道,通道号从0开始增加到6,再循环执行。 软件定位器1的每个中断产生时都要将对应的输出通道I/O口置为高电平,并触发软件定时器2,设置该通道的脉冲宽度。软件定时器2在设定的时间结束后,将相应的输出通道I/O口置为低电平,到此则该通道的PWM波完成。重复完成7路PWM波的产生后, 循环进行下个周期的输出。总的PWM波周期为14590μs,1/7周期为2084μs。7路PWM波的时间分配如图2所示。

2遥控软件设计

■ 2.1发射机流程

将遥控的按钮、开关、旋钮分别接入微控制器的不同I/O口, 微控制器首先对遥控进行初始化(包括无线射频模块初始化、A/ D初始化等),然后使用内部的A/D对I/O口循环进行采样、编码,最后将编码数据打包成一个数据包通过无线射频模块发射 , 流程如图3所示。

■ 2.2接收机流程

接收机也首先对遥控进行初始化(无线射频模块初始化、定时器初始化等),然后循环检测是否有无线数据到来,若有数据到来,首先检查数据是否在正常范围内,如果在正常范围内,则将数据通过I/O口送到主控中,如果数据错误,则丢弃。若无数据到来则保持上一次的数据。

信号丢失处理:每次记录上一次脉宽信息,若信号丢失,则维持上一次信息不变。

信号误码处理:在接收端对接收到的信号测试,若信号值不在合理范围内,丢弃该次信号,采用上一次的正确信号进行控制, 整个流程如图4所示。

3遥控硬件设计

微处理器 采用TI公司的CC2530芯片,CC2530是用于2.4GHz IEEE802.15.4、Zig Bee和RF4CE应用的一个真正的片上系统(So C)解决方案。它能够以非常低的总的材料成本建立强大的网络节点。发送端硬件设计,只需构建CC2530的最小系统, 再加上必要的天线电路,将遥控的按键、摇杆等动作机构接入支持A/D的I/O口中即可。

4测试与分析

通过遥控器发射端的控制摇杆实现对信号的产生并无线发送, 遥控器接收机的PWM波输出的其中一路通道与示波器链接,通过发射机摇杆的变化,观测示波器上PWM波的脉宽变化以及脉冲周期是否满足要求,再依次测试其他通道。

在完成以上测试后,我们先后对遥控器进行了多旋翼无人机无桨和有桨测试,测试机型有大疆无人机飞行控制系统WOOKONG-M以及APM无人机飞行控制系统两款。测试结果显示,遥控器实现了对多旋翼无人机遥控器的可靠控制。

5结论

多旋翼机 第8篇

现有的飞行控制系统一般采用ARM7、DSP等高速处理器作为控制芯片。对于这类单芯片飞控系统, 一个控制周期内要完成数据采集、数据处理、控制运算及指令输出, 同时还需将数据输出到监控系统, 过重的负荷影响了系统的可靠性[2]。针对这一问题, 本文设计了一种双芯片飞行控制系统, 采用2个STM32F107VCT6处理器同时分工协作的机制, 完成对飞行控制的任务要求。该系统设计结构可靠, 运算处理能力强, 稳定性高。

1 系统硬件设计

1.1 系统功能划分及硬件布局

多旋翼无人机自主飞行控制系统较为复杂, 一般需要设计3类控制器:位置控制器、速度控制器及姿态控制器。同时还有姿态角推算, 导航数据融合等算法[3]。

为了满足以上控制和算法要求, 机载部分的硬件布局就显得尤为重要。若要得到很好的实时控制效果, 控制频率是一个重要的考虑因素。因此, 为了完成高频的控制运算, 本文设计了一种双芯片控制系统, 2个处理器同时处理数据, 协调工作, 达到自主飞行的目的[4]。协同任务的分配如表1所示。其双芯片系统结构如图1所示。主控制器部分有IMU模块、GPS模块、遥控器无线接收机及XBEE无线传输模块;从控制器有陀螺仪传感器、三轴加速度传感器、地磁传感器、气压传感器、PWM输出模块及SD卡数据存储器[5]。

1.2 系统硬件选型

(1) 主从控制器:采用ST公司STM32F107VCT6型号的32位微处理器, 时钟频率达到72 MHz, 其丰富硬件接口资源及功能强大的DMA控制方式, 充分保证无人机控制系统的稳定性与实时性。主从CPU之间采用高达18 MHz的SPI接口进行双机通信[6]。针对实际应用, 对通信接口增加硬件握手, 主机每次在传输数据前询问从机状态, 如准备好, 则开始发送数据。这样可以避免主机发送数据时, 而从机正处于中断接收配置代码区, 无法接收数据, 造成数据丢失, 无法正确接收数据[7]。

(2) 模拟量传感器:加速度传感器 (ADXL335) 、陀螺仪传感器 (ADXRS610) 。采用模拟量传感器的优势在于可以高频率且精确地进行数据采集, 满足400 Hz姿态控制频率的要求。

(3) 数字量传感器:地磁计 (MAG3110) 、气压计 (BMP0805) 、GPS模块。数字量传感器使用相对简单, 且在控制位置和速度时的频率相对较低, 数字量传感器可以满足要求。

(4) 无线传输模块:遥控器、遥控器接收机、XBEE无线传输模块。

(5) 扩展模块:IMU模块。可以通过搭载高性能的IMU模块来验证控制板上各种传感器的性能及估算的姿态角的准确性[8]。

2 嵌入式系统软件设计

系统软件的设计是基于IAR软件平台下开发, 采用汇编语言和C语言混合编程实现。主要分为主控制器和从控制器两部分的软件设计。

2.1 主控制器软件设计

主控制器软件流程图如图2所示。遥控器的数据接收、上位机的数据接收、GPS数据读取、高度计和地磁计的数据读取、主循环控制频率等利用中断程序完成。为了减轻CPU负载, 对地面站的数据输出采用DMA功能, 无需CPU干预。

2.2 从控制器软件设计

从控制器需要完成400 Hz的控制运算, 同样需要分别配置STM32的USART接口、SPI接口及定时器中断。采集频率设定为2 000 Hz, 并对采集到的数据进行巴特沃斯数字低通滤波。巴特沃斯数字滤波器相比其他数字滤波器而言, 通带内具有最大平坦幅度、阻带频率响应逐渐下降为零的特点。滤波器的性能指标如下:通带截止频率20 Hz, 阻带截止频率100 Hz, 阻带最小衰减20 d B, 通带最大衰减3 d B[9]。对于SD卡的数据写入同样采用SPI的DMA功能, 实现数据的快速写入, 节约CPU时间。

从控制软件流程图如图3所示, 接收与发送主机数据、主循环频率都利用中断程序完成[5]。同时为了节约CPU对外围设备的读写的时间, 采用ADC的DMA功能实现对模拟量传感器的数据读取, 并将数据采集和存储交由DMA控制器。

3 实验结果

为验证系统方案的可行性, 将含有速度控制和姿态控制的飞行控制系统搭载四旋翼飞行器进行室外飞行实验[10], 如图4所示。

图5和图6的实验结果表明, 控制器能够很好地跟踪速度目标值, 实现飞行器按预定速度飞行。由此可知, 整个系统具有良好的目标追踪性及稳定性。

本文提出了一种新型的采用双芯片结构的多旋翼无人飞行器控制系统的设计方案。从硬件设计和软件设计两方面详细介绍了设计与实现的过程, 并在主机、从机上设计不同的控制器。实验结果表明, 该系统稳定性高, 可以完成各种方式的数据传输, 处理速度快, 能够有效地完成自主飞行所需各种运算要求, 为实现该类无人机的自主飞行奠定了良好的基础。

参考文献

[1]李科杰, 宋萍.微小型无人系统技术在未来战争中的重要意义及发展动向[J].传感器世界, 2004 (1) :6-11.

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[3]NONAMI K, KENDOULG F, SUZUKI S, et al.Autonomous flying robots-unmanned aerial vehicles and micro aerial vehicles[M].Springer, 2010.

[4]范卫刚, 袁冬莉, 王化会.基于双DSP的无人机导航系统设计[J].计算机测量与控制, 2011, 19 (1) :152-154.

[5]刘晓杰, 赵晓晖, 顾海军, 等.微小型四旋翼无人机实时嵌入式控制系统设计与实现[J].电子技术应用, 2009, 35 (5) :35-38.

[6]王志, 王文廉, 张志杰.SPI及USB双通信接口的设计与实现[J].自动化仪表, 2010 (1) :72-75.

[7]高振, 罗秋凤.SPI接口与CRC算法在双DSP数据通信中的应用[J].电子产品世界, 2011 (1) :46-48.

[8]陈杰, 陈超, 周建军, 等.基于RTOS的小型无人机飞行控制系统[J].电子技术应用, 2009, 35 (4) :27-29.

[9]王志, 王文廉, 张志杰.SPI及USB双通信接口的设计与实现[J].自动化仪表, 2010, 36 (1) :72-75.

多旋翼机 第9篇

关键词：微型多旋翼,环境监测,飞行控制系统

1无人机的定义

无人驾驶航空器简称无人机, 英文的缩写为UAV (Unmanned Aerial Vehicle) 。无人机具有受气候的影响小, 效率高反应速度快、能准确定位、准备工作简单、操作控制容易等特点。整个系统运行稳定, 经济性能高, 可以在小面积区域、兴趣地点悬停重点拍摄。

2无人机的分类

①水平起降式:水平起降式机翼为固定式。优点:飞行速度快, 可以进行高空飞行, 动力效率比高, 续航能力强。缺点:受空气流动影响较大, 无法悬停在指定位置, 对目标只能进行“盘旋观察”在复杂地形飞行时需要操作难度高, 微型固定翼UAV限于效果的比例, 身体容易跟随流线和角运动, 进而影响其稳定性, 难以获得连续稳定清晰的图像。对起飞和降落场地要求较高, 要求起飞及着陆航线平整且无障碍物, 且发射或降落时需要考虑风向、风速问题, 限制较多。②垂直起降式:垂直起降式机翼为旋翼式。优点:低空空气流动对其影响较小, 可在空中悬停。可以在兴趣目标点进行“悬停凝视”观测, 可以获得连续稳定清晰的图像, 有利于小目标或局部区域的细致观测。具有垂直起降能力, 可以在恶劣的场地进行起降, 对气象条件要求低, 具有较广的应用范围。缺点:机翼载荷比水平起降式高, 动力效率比低, 无法滑行, 为减少自重, 续航力低, 控制系统复杂, 容错率低, 容易出现故障。

在多种类的无人机中, 四旋翼无人机是目前研究最为广泛、用途最多的一种。四旋翼无人机由于能够垂直起降、自由悬停, 适应不同的情况, 在不同的环境下自由转向和调速。

3无人机工作原理

3.1系统概述

无人机飞行控制系统是无人机的核心, 飞行控制系统通过采集飞行器的姿态、速度、压力、转速等信息, 传输给飞行控制处理器, 由处理器解算并发出控制无人机飞行状态的指令, 并且通过无线数据通信系统可以向地面站实时传输无人机的飞行参数和功能传感器所探测的目标信息;另一方面, 地面站也可以根据需求向无人机发送指令, 控制无人机姿态、航向, 到达指定地点进行拍摄或探测。整个飞行控制系统的设计是无人机的关键, 是地面站与机上飞行控制系统的综合, 飞行控制系统的好坏直接决定着无人机的质量。

3.2无人机探测系统搭载原理

3.2.1无人机遥感技术

无人机的遥感技术是将传感器技术、遥测遥控技术搭建在无人机技术的平台上, 并运用计算机技术进行运算控制, 通过通信技术完成信息传输及存储, 可迅速、自动、智能地获取相关的环境空间信息, 采集数据和应用处理。无人机续航时间长、能实时传输影像, 具有成本低、高分辨率、机动灵活等特点, 在高危地区探测具有较好的应用前景。

3.2.2利用高分辨CCD相机系统获取遥感影像

无人机通过控制系统可以实现影像的自动拍摄和获取, 通过航迹的规划实施监控, 将采集的信息数据进行压缩和自动传输, 还可以完成影像预处理, 可以在水域环境监测提供环境信息, 为各级环境部门环境检测提供便利, 并可满足环境应急响应的需求。

3.2.3数据融合生成三维立体空间图

地面站系统搭载了数据融合软件系统, 该系统将传回的传感器数据和位置信息等数据, 进行数据融合, 生成立体三维空间图, 直观展示各类信息, 便于数据分析。

3.3微型多旋翼无人机系统使用目标设定及定位

卫星及传统航空器在复杂水域、面积相对小且污染类型多样的区域拍摄不清晰, 无法达到分析要求, 无人机飞行器可以在复杂区域完成悬停凝视, 拍摄连续稳定高像素图像, 更能细致对进行目标区域进行监测。

四旋翼无人机携行方便, 不受使用场地约束, 最高可在6级风力情况下使用, 在阴云、雾霾能见度不良天气情况下, 可以低空或贴水面飞行, 获取水域环境的高清晰图像, 可以实时追踪和监测突发环境事件的发展。同时借助地面站外部通信设备将无人机实时拍摄巡查地点的高清图片通过网络进行转播或存储。

3.4无人机的优点

①多旋翼无人机通过采用GPS模块实现了空间定位功能;将网络通信、自动控制、物联网及软件技术, 集成在多旋翼无人机上, 利用无人机灵活性特点, 以点及面, 就可以无死角、全方位地探测目标区域环境条件状况, 实现定时定点采样, 极大减小了控制生产成本和系统功耗。②数据融合生成立体三维空间图;特有设计了地面站系统, 实时显示无人机传回的传感器数据和飞机当前位置信息等, 同时进行数据融合, 直接将数据以立体三维空间图直观展示, 环境各参数指标一目了然。

4微型多旋翼无人机的操作注意事项

本文以大疆精灵Phantom 4为例, 介绍无人机的使用方法:无人机具体参数如表1。

①在目标地点附近起飞, 飞行范围是以起飞点为中心高度120m以下, 半径500m范围内。②四旋翼飞行器可以垂直起降, 在目标区域附近垂直起飞, 到达预定高度后, 飞往目标地点, 对目标地进行检测。在检测过程中可以根据现场环境调整无人机的高度, 便于获得更清晰的图像。在飞行过程中要注意于其他建筑或固定障碍物保持20-30m的安全距离, 与运动的障碍物需要保持500m的安全距离。在一次出动微型多旋翼无人机时, 需要在各组间设立指挥员, 协调各组的飞行范围, 保证任务顺利。③受电池约束, 该型号无人机只能持续飞行28分钟, 信号接收范围为3.5公里, 在飞行时注意飞行时间和距离的控制, 避免因没电或超出控制距离造成损失。

5多旋翼无人机在水域环境监测中实际的应用

5.1无人机在水产养殖区的应用

在水产养殖区域, 水域环境检测尤为重要, 以水草为例, 水草作为大多鱼类的食物, 可以很好地促进鱼类的生长, 当水草超过一定数量, 会造成水层缺氧, 并加速水草死亡, 造成水质变坏, 不利于鱼类养殖。所以鱼塘需要实时监视水草数量, 人工划船或观望难以做到全局观测, 结果比较片面, 使用无人机对水域进行全局探测, 快速了解鱼塘整体情况, 也可以在局部进行悬停并凝视, 确定水草生长情况, 获得鱼塘准确信息并及时制定应对措施。

5.2无人机在环境检测的应用

沂河流经临沂沂水、沂南、临沂市区, 临沂段全长284公里, 流域面积7425平方公里, 集水面积2872平方公里, 河面最宽达1540米;被临沂人民誉为"母亲河"。是临沂重要的淡水资源, 该河两岸附近分布着工场和众多的居民地, 存在排污问题。对沂河的环境检测尤为重要, 通过无人机技术可以快速地获得沂河流域环境情况, 对保护水资源具有重大意义。

6结论

水域环境监测需要对目标区域进行全局观测和量大的局部观测, 要想获得大量高质量的局部观测信息, 就需操作灵活, 可控制性高的无人机系统组来完成。可以预见的是微型多旋翼无人机将会得到大量应用, 而且未来微型多旋翼无人机的发展方向将是智能化、多样化的空中机器人群组。

参考文献

[1]高鹏骐, 晏磊, 赵红颖, 何定洲.无人机遥感控制平台的设计与实现[A].第十五届全国遥感技术学术交流会论文摘要集[C].2013.

[2]黄爱凤, 邓克绪.民用无人机发展现状及关键技术[A].第九届长三角科技论坛——航空航天科技创新与长三角经济转型发展分论坛论文集[C].2012.

[3]丁霖.无人机系统人机交互界面浅析[A].探索创新交流 (第4集) ——第四届中国航空学会青年科技论坛文集[C].2010.

多旋翼机 第10篇

多旋翼飞行器主要有螺旋桨、控制器、电机、机身等组成, 其结构简单, 通过旋翼就能够实现对飞行器的飞行控制。但是多旋翼飞行器的控制平衡系统是一个非线性的系统, 导致其的数学控制模型的建立也相对困难。本文主要借助PID算法设计多旋翼飞行器控制平衡系统, 以此能更加简便地利用较简单的数学算法实现较高精度地控制飞行器。

2 多旋翼飞行器的运动原理

多旋翼飞行器的运动主要借助控制系统对螺旋桨进行控制, 实现飞行器的升降、倾角、横滚等运动。下文主要通过介绍四旋翼飞行器运动原理, 进而构建其的数学模型。

(1) 四旋翼飞行器的运动原理。四旋翼飞行器控制系统控制器的四个螺旋桨的转动速度、转动方向来实现飞行器的飞行姿态。四旋翼飞行器的四种运动状态进行控制, 其包括高度控制、俯仰角控制、横滚角控制、偏航角控制。首先把四旋翼飞行器理想化为一个质量均匀的刚体, 对四个螺旋桨编号1、2、3、4, 且螺旋桨产生的升力F和其的旋转角速度ω成二次方关系 (F=Kω2) 。在对飞行器高度控制时, 系统控制四个螺旋桨的转动速度大小相等, 并同时给四个桨提供一个大小相同的加速度, 使升力大于飞行器的重力, 利用牛顿第三定律可知合力向上, 使飞行器上升飞行;当四个桨同时减速时, 使升力小于飞行器的重力, 飞行器的合力向下, 使飞行器下降飞行;当升力等于重力时, 飞行器悬停在空中。在飞行器俯仰角控制时, 将2、4号对称桨作为平衡轴, 分别控制1号桨减少旋转、3号桨加速旋转, 使得3号桨的力矩大于1号桨的, 这是飞行器就以2、4号桨为转轴旋转运动。在飞行器横滚角控制时, 其与俯仰角控制类似, 把1、3号桨作为转轴, 实现飞行器的横滚运动。在飞行器的偏航角控制时, 主要以机身所在平面垂直线作为转轴, 控制四个螺旋桨, 完成飞行器偏航角运动。

(2) 四旋翼飞行器的数学模型。四旋翼飞行器数学模型的建立是为了更加方便地实现其控制平衡系统的算法, 为使用PID算法建立一个模型基础。首先考虑到四旋翼飞行器的非线性运动给建模带来麻烦, 所以要对飞行器做以下几点处理:1) 把飞行器的质心与系统坐标原点、其的几何重心重合;2) 忽略空气流的影响以及空气对飞行器的阻力;3) 飞行器整机看做一个完全对称的刚体;4) 螺旋桨产生的升力F和其的旋转角速度ω成二次方关系 (F=Kω2) 。其次, 建立飞行器机身的两种坐标系 (地面坐标系E (OXYZ) 和机体坐标系S (OXYZ) ) , 规定1和3号桨作为Y轴, 2和4号桨作为X轴。

3 基于PID算法的多旋翼飞行器控制平衡系统

多旋翼飞行器平衡控制主要是对其的位置和姿态的控制, 其位置的变化由姿态的变化引起的, 所以其平衡控制系统主要控制其的姿态变化。PID控制系统具备比较成熟的算法、原理简单易懂、控制变量相对独立等优点, 而且现代的PID控制系统能够控制非线性系统。

(1) PID控制算法原理。PID控制算法首先需要一个确定的多旋翼飞行器控制平衡系统的数学模型来控制飞行器系统的线性参数变化。其次, PID控制算法能都通过调整参数对飞行器平衡系统进行控制, 而飞行器平衡系统参数的调整需要工作人员花费大量的时间总结实践经验, 每当调整一次参数, 飞行器平衡系统就变为一个新是系统, 这样不断循环地变换着平衡控制系统, 以达到飞行器平衡系统的动态控制。

(2) 多旋翼飞行器控制平衡系统的设计。PID控制器是一种由比例运算、积分运算和微分运算组成的控制系统, 各个运算具有独立的单元。飞行器控制过程主要是控制输入量的实际测量值和理论值之间的偏差e (t) , 经过比例单元P、积分单元I和微分单元D之间相互协调、彼此间的运算得到一个控制调节量P (t) , 反馈给控制器的输入端, 并修改输入量, 及时地对多旋翼飞行器飞行的平衡进行实时动态控制。再根据收集到调节量对飞行器控制的效果反馈回PID控制器, 反复地与理论值进行比较分析, 尽可能少地减少实际量的误差。PID控制器的算法公式:

其中, Kp:表示PID比例系数;

TI:表示PID积分单元的运算时间;

TD:表示PID微分单元的运算时间。

(3) PID控制器对多旋翼飞行器平衡控制的实验。完成PID控制器对多旋翼飞行器平衡控制系统的设计后, 还要经过大量的实地实验, 实验员要不断地收集、分析输出的偏差量, 减少多旋翼飞行器控制平衡系统实际输入量误差, 尽可能地实现多旋翼飞行器的飞行姿态控制, 多次试验飞行器的升降、俯仰、横滚等姿态变化, 进一步调整控制参数, 减小误差, 让多旋翼飞行器按照人们的意愿完成姿态的变化。

4 总结

综上所述, 多旋翼飞行器控制平衡系统的设计时, 需要考虑到飞行器自身的特点, 根据其的非线性运动特点的问题, 采取PID控制器算法, 计算分析输出偏差率和输入实际量, 并对飞行器的参数进行修改, 实现控制平衡系统对飞行器姿态变化的实时控制。

参考文献

[1]胡锦添.基于PID神经网络的四旋翼飞行器控制系统研究[J].广州大学, 2013 (06) :102-107.

[2]李一波, 宋述锡.基于模糊自整定PID四旋翼无人机悬停控制[J].控制工程, 2013 (09) :132-137.

旋翼天使迎来黄金时代 第11篇

在今年6月14日，由美日多国参与的“黎明闪电”联合军演中，就演习了“鱼鹰”降落在两艘日本海上自卫队舰船上（“日向”号直升机航母和“下北”号登陸舰）的情景，甚至还有“鱼鹰”折叠旋翼和机翼后，通过升降机被输送进入“日向”号机库内部的演习。另外，法国和意大利也在和美方商讨，安排“鱼鹰”在法海军西北风级两栖攻击舰和意海军“加富尔”号轻型航母上降落。

“鱼鹰”的单机价格平均为7000万美元，单位飞行小时的成本约为1万美元。今年6月12日，美军新增订购了99架“鱼鹰”，订单总额65亿美元，未来数年内，美海军陸战队和美空军的第二笔订单估计还包括92架MV-22和7架CV-22。目前，已有214架“鱼鹰”投入现役，作战飞行时间已经达到了190000小时。今年内，还将有40架新机交付美军。美海军航空系统司令部将负责监管整个合同，并与制造商协商合同细节。五角大楼还要向海军交付48架，相关的起降试验已经在杜鲁门号航母上做过多次。

美军各军种增加部署“鱼鹰”

2008年，美国海军陸战队格伦·沃尔特上校通过研究战争的所有9项原则，撰文分析了“鱼鹰”在部队中的现实使用情况，并对该机在过去4年中的表现给予了肯定。美空军版“鱼鹰”（CV-22）则具备躲避对空监控系统的能力，因此比普通直升机更具备在高威胁空域，从距离目标更远的地方发起空中突击的能力，也就是说，搭载“鱼鹰”的舰只可以巡航在大多数反舰导弹的射程之外。

美军已经意识到，利用外国基地正变得越来越困难，经常需要做出政治和军事上的牺牲，才能确保实施某些作战所必需的基本权利。随着美军未来面临更加多样化的军事行动，如在巴基斯坦猎杀本·拉登那样的特种任务中，美国可能不再会有阿富汗提供的临近基地可供利用。由于美军在西太平洋或者非洲大陸的军事基地相对非常分散，因此“鱼鹰”就变得非常宝贵，通过减少对时常不可信盟国的依赖，其所产生的政治优势是无法估量的。

美空军有专门的战斗搜救单位，美国本土的空军搜救单位归空军特种作战司令部（AFSOC）领导，由1个现役救援联队、2个空军国民警卫队救援联队和1个空军后备队救援联队组成。这些部队分布在美国本土的7个基地。另外，美国太平洋空军和美国驻欧空军也有搜救部队，分别驻扎在冲绳、阿拉斯加和冰岛。

美空军专用的搜救飞机包括MH-53J（已经退役）和HH-60G直升机，以及HC-130P加油机。其中，HH-60G现有101架，HC-130P现有33架。这些飞机以及美国海军的HH-60H直升机参与了多次作战的搜救行动。目前，这些飞机正面临着严重的寿命到期问题。为了满足未来作战的战场搜救需求，2004年，美国空军宣布启动CSAR-X（combat search andrescue，CSAR即为战斗搜索与救援的英文缩写）采办项目，计划采购141架新型搜救直升机来全部或部分取代HH-60G。

CSAR-X要求飞行平台具有空中加油能力，配备机枪等自卫武器，采用双升降机构，全部配备抗坠毁座椅，机上有伤员处理区，可以放置几副担架。它还将具有更好的空运方便性，并全面提高飞机的生存能力。参与该项目竞争的有波音公司的HH-47、洛克希德·马丁公司的HH-71以及西科斯基公司的H-92等型号。该项目原计划在2012年形成初始作战能力，但由于招标过程中，问题层出不穷，导致该项目延期。现役的H-60直升机安装了空中加油管、内部油箱、先进导航系统、改进型防御系统、救援绞车以及远程通信设备。“鱼鹰”在这些方面，性能都要优于H-60直升机。美空军先期已经为“鱼鹰”在这些方面的升级开发与测试支付了资金，因此采购现成装备会有很大优势。另据美军内部人士透露，AFSOC已经表示倾向于采购CV-22，并搭配少量HH-60G作为搜救单位的飞行平台。

“鱼鹰”的速度提高也增加了搜救部队在黄金时间（挽救生命机会最大的第一个小时内）到达现场的机会。用于执行搜救任务的“鱼鹰”的机舱空间比H-60直升机的要大，因此医疗小组可以用更多的医疗设备实施挽救生命的活动，同时机组人员将伤员从战场上直接送到创伤中心的速度也更快，也不需要将它们转移到航程更远的飞机上。“鱼鹰”就是为执行这种战场救生任务而量身打造的。今年某个时间，一架“鱼鹰”从新墨西哥州飞往太平洋某处的一艘潜艇，模拟远距离搜救作业。

美海军正在寻找航空母舰补给飞机——C-2通勤运输机的替代机型，这种运输机是一种小型固定翼飞机。“鱼鹰”可以完成这方面的任务。虽然不能完全替代C-2运输机，但是“鱼鹰”可以执行一些C-2通勤运输机无法完成的任务，如对航空母舰之外的军舰（带有直升机停机坪）实施补给和远距离水上救援等。尽管C-2数量不多，但是因其可以与美国海军的E-2预警机共享许多通用零部件而具有后勤优势。

美海军陸战队和空军都正在使用“鱼鹰”，如果由其接管这方面的任务，将会取得规模经济。该机在全球海陸上的物流链已经建立起来。美海军陸战队负责北卡罗莱纳州人员联合培训中心的运转工作，在那里训练美海军陸战队以及空军的机组人员和维护人员。C-2通勤运输机与E-2预警指挥机间通用性的损失，将由美海军与空军的更大规模“鱼鹰”机群的通用性来补偿。

美陸军已开始把重点放在发展一种2030年才能投入使用的新型高速旋翼机。为做好20年的过渡准备，通过整合更多的武器和电子系统以满足需求，美陸军可以使用“鱼鹰”来扩展速度更快旋翼机的任务组合，同时继续完善其新型高速旋翼机方案。例如，美陸军可使用“鱼鹰”执行医疗后送任务，这与空军搜救单位的任务相似。一旦它进入航空资产目录，美陸军就可以将其扩展使用到未来飞行器计划应用在的其他领域。这将使美陸军可以评估其特有设备并减少它们的开发风险，从而缩短将它们整合到新型旋翼机上的时间，也将缓解濒海战斗舰遇到的问题（濒海战斗舰因下水时间延误，从而推迟了项目中的子系统发展）。由于新型旋翼机原型机需要多年时间进行开发和测试，才能开始发展其配套航电设备，现在使用“鱼鹰”，可以加快新型旋翼机的某些功能发展，同时缩短后续的系统集成时间。

“英雄不问出处”。虽然“鱼鹰”有着多灾多难的过去，包括坠毁、开发问题以及价格过高等。但是，融入现代技术的“鱼鹰”改进机型，将促使其成为一种无与伦比、令人羡慕的安全可靠的作战飞机。参与“鱼鹰”研发的各级承包商一直在不断努力使其成为更加安全的飞机，已经对其问题调查展示出一定程度的开放性，并表明对其部署和使用具有信心。“鱼鹰”在经受多年来对其价格昂贵的批评后，正表明和其他空中机动平台相比，它的实际采购和使用成本还是较低的。在伊拉克和阿富汗，它迅速成为一种高需求的资产。“鱼鹰”可以适应世界各地分散的反恐行动、小规模突发行动以及针对反介入/区域拒止防御系统的空海一体战役，提升空中机动部队的灵活性和安全性。

回顾历史，早期的固定翼飞机经过多年才发展成为可靠实用的机器。如今，喷气式飞机、宇宙飞船和直升机也是如此。采用全新的倾转旋翼概念的“鱼鹰”和其后裔也不例外。尽管它们可能还会出现一些技术上的问题，但是随着总飞行时间超过10万小时，它已经变得更加安全、更加便宜，而且比美国其他用于执行小股作战单位空中机动任务的平台都更加出色。

1+1>2

2012年7月23日，首批美海军陸战队的12架MV-22“鱼鹰”倾转旋翼机由一艘货轮装载，抵达日本山口县岩国市美军基地。出于该款飞机历史上“不光彩”的安全飞行记录，冲绳县居民多次组织大游行反对在当地部署该机。尽管“鱼鹰”在多次试飞和作战行动中坠机，并暴露出三大严重的顽固问题：飞行控制软件不可靠、飞行时的叶片失速和气流涡环状态，但美军还是将该机部署在亚太战区前线，说明即便是“带伤”的“鱼鹰”，对于提升美军在亚太地区的战力仍具有特殊的地位。

“鱼鹰”的战场使用灵活性受到驻日美军的青睐，尤其是在亚太地区特殊作战环境中。亚太地区地处欧亚大陸的东端，地跨两洋，分布着大小上万个岛屿、礁盘、半岛。滑跑距离较长的固定翼运输机对战场起降环境的苛刻要求和传统直升机速度慢、“腿短”的特点均不利于在该地区的大量使用，而“鱼鹰”则较好地继承了以上二者的优点，而缺点则需要在训练和实战中进行修正。海军陸战队可以利用它的超远航程，从基地起飞，穿过敌方重点防范的滩头阵地，直接到达执行任务的地点，为空军和陸军提供战略补给，运送武器和弹药。空军可以利用它来部署和接出特种部队。海军可以用它从航空母舰甲板上起飞，去执行紧急支援任务，比如空中加油或搜索救援任务。

事实上，“鱼鹰”的真实战斗力不仅仅在于其能运输多少人，多少重量，而在于如果能将它的快速性、垂直起降特点和其他武器巧妙地结合使用，产生1+1>2的效果。比如，“鱼鹰”外部吊挂M777轻型榴弹炮就衍生出一个“飞机+大炮”的完美组合，堪称“飞行大炮”。而M777又可以发射“神剑”增程制导炮弹等多款北约制式炮弹。这样就衍生出一个新的火力组合，显然，“鱼鹰”+M777+“神剑”的火力组合无论在精确打击能力、战术机动性等方面都是远远优于传统牵引火炮甚至自行火炮，这也是美军联合作战介入概念的兵种间合作的方案之一。

其中，M777轻型榴弹炮是英国BAE系统公司为赢得美军先进牵引式榴弹炮系统项目而研发的，美军在对其方案进行了细节修改后，于2002年11月与BAE系统公司签订了价值1.35亿美元的小批量生产订单。美国海军陸战队计划订购377门。而“神剑”炮弹原是美国陸军为未来战斗系统（FCS）的补充系统准备的250多种武器装备之一。第一代神剑炮弹的初始型号2006年服役，目前，第一代神剑炮弹可能已经有2～3种型号。无论精度和射程如何调整，各种型号第一代神剑炮弹都只能打击固定目标。据说，神剑炮弹改进非常惊人，2012-2014年左右将诞生第二代神剑炮弹，新二代“神剑”炮弹的主要标志是能打击机动目标。

除了M777轻型榴弹炮，“鱼鹰”运送美海军陸战队装备的远征火力支援系统（EFSS）或“网火”精确攻击导弹系统更是不在话下，这两款武器具有更优越的使用灵活性、战术机动性。在“鱼鹰”配合下，这些武器能很好地完成在城区和山区的作战任务，也使投入游击战或反游击战的小股作战单位的生存能力和持久作战能力得到很大增强。以往，小股作战单位遂行敌后作战任务存在诸多不利因素，如人员和装备的补给、完成任务后的撤离等问题，这些均是传统直升机和固定翼飞机不能很好解决的。前者飞行速度慢，后者无垂直起降功能，在无跑道条件下，更无法撤离部队。因此，在敌后执行任务的小股作战单位通常面临着要么束手就擒，要么拼死抵抗的结局。

在美国可能参与的未来局部战争和军事行动中，“鱼鹰”的惯常使用战术可能是：在山地或离岛争夺战中，运载小股特种部队渗透到敌方防御薄弱的地区，展开秘密渗透行动，并频繁实施“蛙跳”式机动，避开敌方的侦察定位和密集火力打击：运载M777榴弹炮、EFSS和“网火”精确打击导弹系统等轻型武器及其支援单位在三维空间快速机动，发挥以“神剑”制导炮弹为代表的精确打击弹药的优势，对敌方重要战役战术节点实施精确打击，并采取打了就跑的战术快速撤出战场，避免遭到敌反炮兵火力的反击；在海上作战中，充当舰只之间的“连接器”，调配输送各种人员和物资。

日本与“鱼鹰”

作为美军在亚太地区最坚定的盟友，日本自卫队一向有获得美方先进军事援助的优待，其中，日本海上自卫队（以下简称“日海自”）更是美式装备密集扎堆的军种。日本虽然继承了其海洋强国的造船能力，现役的日海自舰艇全为本国自主建造，但日海自的大部分舰载武器系统还得从美方采购或是由美制武器系统的标准规范下仿制的，如：“宙斯盾”系统、“海麻雀”防空导弹和“标准”-3反导导弹。日海自的航空装备更是清一色的美国货，如：SH-60舰载直升机、P-3C岸基反潜巡逻机。

日本凭借其航空的长期积累和消化新技术的能力，新研发了P-1反潜巡逻机和C-2运输机，但日海自在相继建造19DDH和22DDH两级直升机航母后，仍急需一种新的舰载通用航空平台。纵观世界各国轻型航母的舰载航空平台，短距/垂直起降（STOVL）战斗机机型的选择还是不缺乏的，如：F-35B战斗机、“鹞”式战斗机（包括其衍生机型AV-8B）。直升机机型的选择更是广泛，几乎所有的军用直升机都有舰载机型。但是战斗机和直升机并不能提供舰载航空兵所需的全面作战能力，美海军大型航母上配备的E-2预警机、EA-6B电子战机（部分被EA-18G替换）、S-3反潜机和C-2通勤运输机等作战支援飞机就是一个立体作战舰队不可或缺的机型。而这些机型所执行的任务又不是普通直升机能包揽的。

“巧妇难为无米之炊”。有了航母，没有完备的舰载机编成是一件尴尬的事。19DDH和22DDH两级直升机航母可以装备F-35B战斗机和SH-60直升机，但是关键的情报、监视和侦察（ISR）机型和快速运输机型还是空缺。这样，“鱼鹰”就自然成为日海自的重点关注对象。其实，“鱼鹰”在研发之初，就有预警机和反潜机机型的方案，只是美军暂时没有那些方面的迫切需求，才没有被推出。而以日本航空业的技术实力，若再得到美方的技术支持，衍生出预警机和反潜机版本（EV-22和SV-22）的“鱼鹰”并不是多有难度的事。

若日海自完成F-35B、EV-22和SV-22的全面上舰部署，日海自轻型航母的预警和反潜作战能力将会得到空前的提高，甚至在世界上都可排名为最具作战实力的轻型航母。日海自机动舰队中八八舰队的实力则远远超过其最初宣传的8艘驱逐舰和8架舰载直升机的阵容，达到1艘轻型航母（1艘19DDH或1艘22DDH）和9艘驱逐舰，舰载机方面则达到6-8架F-35B和至少8架“鱼鹰”和SH-60。另外，效仿美军在圣安东尼奥级两栖运输舰和黄蜂级两栖攻击舰上使用“鱼鹰”的经验，日海自也会将“鱼鹰”作为由舰向陸（岛屿）投送小股离岛作战部队的最倚重航空平台。

印度与“鱼鹰”

另一个觊觎“鱼鹰”的是印度军方。此前印度军方已经在2011年11月阿联酋迪拜航展上对“鱼鹰”进行了全面考察。随后，印度国防部始终对采购“鱼鹰”表现出浓厚的兴趣。虽然美印双方暂时尚未开始正式谈判，但“鱼鹰”的制造商——贝尔-波音合资公司已经得到邀请，准备全面向印度军方介绍这款飞机。“鱼鹰”加盟印军，将给其不断加强的山地部队插上战役战术空中机动的“翅膀”，而后者会在与中国军队的陸上边界军事对抗中取得部分对比优势。

据《印度时报》今年6月1日报道，印度内阁安全委员会日前表示可能会很快批准印度陸军的建议，将在印度东北部同中国的交界地带集结一支超过4万军人，专用于进攻的山地打击军、两个独立步兵旅和两个独立装甲旅以填补整个印中实际控制线上的作战漏洞，并具备攻击能力。消息人士透露，增加这支打击军预计要在第十二个五年计划（2012-2017年）期间耗资约110亿美元。印度国防部预计，财政部不会就这个雄心勃勃的计划进一步提出反对，该计划将在印度东北部同中国的交界地带集结一支专用于进攻的部队。

山地部队组建的关键是机动部署能力和火力支援能力。以阿富汗战场的作战态势分析，美军正是靠着强大的空中兵力和火力投送能力才稳住了阿富汗各省的安全形势。“空中走廊”的建立使美军人员伤亡减少许多，使塔利班武装只能依靠路边炸弹袭击北约巡逻车队，或者依靠小股武装人员对重要目标进行自杀式袭击，才能取得“令人瞩目”的战绩，而无法对以美国为首的北约部队造成重创。自2009年11月部署到阿富汗以来，“鱼鹰”的表现虽谈不上优秀，但在飞行效率和安全性上，比起传统直升机还是有很大优势。

印度军方之所以有意采购“鱼鹰”，正是看中了它在山地环境中的实战优势。对于印度军方，“鱼鹰”非常适宜于沿喜马拉雅山脉运输物资和人员。那里海拔高，路途远，气象环境多变，又由于地形复杂，前线哨所和基地之间的陸路联通通常都不是效率最佳的选择，这就需要为部队开辟“空中走廊”。印度空军虽然已经装备了伊尔-76、C-130和C-17等固定翼运输机，也正要大量采购米-171和CH-47等运输直升机，但这些传统的空中平台在高海拔山地使用中，都有一些固有的缺点难以克服。对于固定翼飞机，由于喜马拉雅山脉地形陡峭，修建飞行跑道十分困难，这几乎就给其使用画上了句号：直升机则受到升限限制（通常比固定翼飞机低不少，CH-47实用升限约3300米，“鱼鹰”实用升限超过7000米），不能满足山地部队在全天候、全地形条件下的使用。

要在那些“地无三尺平”的崎岖山地立足，印军重装备的部署和机动，前线哨所和基地的人员调动和物资补给急需得到空中机动平台的支援。印度军方为增加山地部队的火力支援能力，正在为其采购大量的轻型拖曳式火炮。但这些重装备在前线部署，需要时常转换阵地。这是由于山地炮兵阵地通常布置在群山环绕之间，阵地时常会被落石、移动冰川或积雪掩埋，甚至也会遭到敌方的空中打击，因此固定阵地不利于其生存。“鱼鹰”就非常适合作为这些炮兵部队的“搬家工具”，为炮兵阵地进行再部署。这样，印度炮兵部队真正成为了喜马拉雅山脉上空的“飞行炮兵”。

以色列与“鱼鹰”

号称中东袖珍军事大国的以色列，是美国海外军事援助的重点关照对象。对于某些重点军事援助项目，美国国会甚至还拨款给以色列作为采购费，这在美国的海外军事援助中都是少见的。自2007年双方签署协议以来，美国对以色列的军事援助从每年24亿美元增加到31亿美元。如今，虽然美国面临财政开支紧缩，但以色列官员预计未来的年均援助额可能增加至40亿美元。

“每一个主权国家都有权自卫和保护自己。”美国国防部长哈格尔于今年4月20日到访以色列，向当地媒体这样表示，而他此行的目的之一就是为以色列送去一揽子军售大礼，这其中，就有“鱼鹰”的首份出口订单，数量可能为6架。

以色列国防军（IDF）在历次与周边阿拉伯国家的军事冲突和各类非国家武装组织的军事对抗中，积累了丰富的非传统特种作战经验。而利用航空平台搭载特种部队执行远程奔袭、定点清除更是他们的绝活，以色列空军和特种部队协同作战也因此闻名于世。1969年至1970年，以色列特种部队两次秘密潜入埃及境内，袭击设在加里卜角和沙德万岛的雷达站，并将由英国援建的先进雷达“盗”回国内，从而挖掉了监视以色列空军飞机的“眼睛”。1979年7月3日，以色列特种部队又搭乘4架C-130运输机奔袭4000多公里，并避开了周边阿拉伯国家的雷达监视，圆满地完成了解救乌干达恩德培机场被劫持人质的任务。

以色列地幅狭小、人口密集、敌手林立，这些是IDF展开军事行动的制约因素。这里尤为重要的是军事地理因素，以色列北面有黎巴嫩真主党武装、西南面有加沙地带的哈马斯武装和埃及西奈半岛、东北面有叙利亚，所以航空平台行动的隐秘性通常面临很大挑战。对于从以色列国内基地起飞的战斗机，留给敌方的反应时间或许很短，但对于速度很慢的直升机就是致命因素。IDF的直升机群在起飞和飞临边界城镇的时候，由于飞行高度多在低空或超低空（飞得高容易被雷达截获），旋翼发出的噪声很容易被敌方耳目所识别并通风报信。由此，直升机群的结局往往面临生死考验。

以对周边非国家武装组织的军事行动为例，“鱼鹰”加盟IDF，将开启以军特种部队一个全新作战模式。首先，“鱼鹰”在起飞之后，可以将飞行高度提高，并采用佯动飞行路线，避开敌方耳目的观察，并可采用电子对抗措施规避雷达的追踪：再者，“鱼鹰”速度两倍于普通直升机，使敌方的反应时间也大大缩短，甚至来不及组织有效的防空火力（大多数武装组织只有简易的高射机枪和便携式防空导弹，而且还不是全天待命，因此若不是事先准备，其反应时间较慢）：由此，“鱼鹰”可将特种部队机降在距离目标较近的地方，完成任务后，“鱼鹰”可快速撤离相关单位。另外，由于速度接近于固定翼飞机的巡航速度，任务中“鱼鹰”还可以得到IDF空军的F-16和F-15等战斗机的协同支援。

“鱼鹰”的接班者——V一280“勇气”

2013年6月5日，贝尔直升机公司对外宣布，其研制的V-280“勇气”第三代倾转旋翼机被美国陸军“多任务技术验证机”（JMR-TD）项目选中。除贝尔之外，由波音和西科斯基公司组成的联合项目组提交的方案也被该项目选中。JMR-TD项目旨在为美国陸军“未来垂直空运”（FVL）计划进行技术探索和验证。公司参与V-280方案的技术高管表示，V-280能够很好地满足美国陸军对于高速飞行能力的需求，其巡航速度可以达到519千米/小时。而美国陸军在其JMR-TD项目中，对参与竞争的机型提出的巡航速度要求则为425千米/小时，在FVL项目中对巡航速度的要求也是如此。

作为第三代倾转旋翼机的技术探索者，V-280上的许多技术尽管都是基于贝尔/波音联合研制的“鱼鹰”，但是都进行了大幅的升级和改进。可以说，前者是在后者的基础上衍生出的。最显著的变化是，仅安装在倾斜吊舱内的旋翼和传动系统进行倾转，发动机则保持在水平固定状态。贝尔公司FVL项目主管基思表示，这种设计既消除了空运人员从侧面舱门进出时存在的隐患，同时在接近战区时又为舱门的机枪射手拓宽了射界。此外，该设计还将有助于降低开发风险，减少发动机在各个不同角度工作的验证需求。

另外，V-280在低速灵活性、高速大过载机动性能、燃油效率等各方面都大大优于V-22，并且能飞更远的航程。当然，这些都需要经过实际验证。此外，贝尔直升机公司希望通过为V-280研制一套全新的三余度电传飞控系统，以保证其拥有出色的操纵性能。V-280在35°的高温环境下，无地效悬停高度可达1830米，在保持519千米/小时的巡航速度条件下，作战航程可以达到930～1480千米：其无空中加油情况下最大航程可以达到3890千米，具备出色的全球自部署能力。

多旋翼机 第12篇

倾转旋翼机是一种集固定翼飞机和直升机优点于一身的新型飞行器。通过倾转轴带动螺旋桨的倾转, 倾转旋翼机可以实现垂直起降和水平飞行两种模式的切换, 因此与传统飞机相比, 倾转旋翼机具有机动性强、载重量大、可垂直起降等优点[1]。近年来对倾转旋翼机的研究已经成为航空领域的新热点。

目前, 国内已经有研究机构开始试制小型样机, 并对倾转旋翼机控制系统进行分析[2]。本文在制作了小型倾转旋翼机结构的基础上, 根据旋翼机的设计需求, 选用运行可靠、电磁噪声小的无刷直流电机作为驱动电机, 并采用ADu C7060单片机为控制芯片, 对倾转旋翼机的驱动系统进行了设计。

倾转旋翼机系统结构

倾转旋翼机的结构如图1所示, 分为垂直起降模式和水平飞行模式。系统采用MEMS陀螺仪和加速度计作为传感器, 为控制器提供位置姿态信号, 在负反馈机制作用下, 驱动执行器进行姿态调节。以垂直起降模式为例, 当两倾转轴同向转动时, 就可以实现俯仰姿态的调节;当两倾转轴反向转动时, 就会为机体提供一个扭矩, 实现偏航姿态的调节;而当左右两个电机转速差动时, 就实现滚转姿态的调节。可见, 无刷直流电机的平稳调速对旋翼机系统至关重要。

无刷直流电机的驱动策略

本设计中采用反电势法无位置传感器无刷直流电机驱动策略。反电势法不需要借助位置传感器, 仅通过检测反电势信号就可以判断转子位置, 具有结构简单、可靠性高等优点[3,4]。如图2所示, 为A相绕组的反电势在一个电周期内的波形, 其中横轴代表当前运行时刻的电角度, 纵轴代表A相绕组产生的反电势Ea。从图中可以看出, 当检测到反电势信号过零点后, 再延迟30°电角度即是换相点。对于三相绕组电机, 每隔60°电角度就会产生一个反电势过零点, 过零点信号被ADu C7060微控制器检测并处理后, 就可以产生相应的驱动信号驱动电机连续运转。

无刷直流电机驱动系统硬件设计

本系统采用电压为12 V的模型动力电池供电。硬件连接框图如图3所示, ADu C7060微控制器通过I2C接口接收来自主控制器发送的控制信号, 根据转速要求改变PWM占空比, 并实时检测反电势过零信号, 进而通过桥式逆变电路驱动电机调速。为了保证运行安全, 系统中还利用采样电阻设计了欠压/过流检测电路, 以便在电池欠压和电机堵转过流时为系统提供保护。下面将对主要单元电路分别进行介绍。

微控制器的选择

本设计中微控制器采用的是ADI公司生产的ADu C7060单片机。A D u C 7 0 6 0采用A R M 7 T D M I内核, 其内部集成了一个三相PWM接口, 16个通用I/O端口, 两个独立的多通道24位Σ-ΔADC, 以及通用定时器和I2C串行接口等资源, 性能十分优越。当工作在10.24 MHz时, 其功耗一般仅为25 m W, 满足模型机系统对低功耗的要求。

三相桥式驱动电路

在本系统中, 逆变电路为三相桥式结构, 采用上桥臂单边P WM控制。如图4所示, 图中V1~V6为功率MOSFET, 上桥臂选用型号为I R F R 5 3 0 5的P沟道功率M O S F ET, 当P WM输出高电平时导通;下桥臂选用型号为IRFR1205的N沟道功率MOSFET, 当I/O端口输出低电平时导通。在每个功率M O S F ET的前端都放置了一个三极管, 目的是提高微控制器端口的驱动能力, 保证MOSFET的可靠开关。在一个电周期内, 控制导通相序为ABACBCBACACB, 即可使电机连续旋转。

反电势过零检测电路

反电势检测电路如图5所示, U A、U B和U C与电机绕组引出端连接, 经过分压网络后得到分压点CMPA、CMPB和CMPC, 图中电容起滤波作用。同时图中电阻构成了一个星型网络, 电路中NULL点可以用来虚拟中性点。这样只要利用比较器成对比较分压点与虚拟中性点电压, 即可检测反电势信号的过零点。

无刷直流电机驱动系统软件设计

无刷直流电机驱动系统软件流程如图6所示, 主要分为起动和调速两部分。由于电机转速与螺旋桨升力之间难以建立精确关系[5], 所以设计中不对电机本身单独进行闭环控制, 而是根据陀螺仪提供的反馈信号, 对旋翼机整体进行闭环控制。当旋翼机控制器发出速度信号后, 由ADu C7060微控制器I2C总线接收。如果速度信号从零开始增大, 则需要进行起动, 否则跳过起动程序, 直接根据速度信号改变PWM的占空比, 调节螺旋桨的转速。

无刷直流电机的起动

反电势信号在电机静止或低速时难以检测, 因而电机起动时无法利用反电势信号自主换相。本文采用“三段式起动”法进行起动设计, 它分为预定位、外同步加速、运行状态切换三个阶段[6]。首先给任意两相绕组通电一段时间, 使转子定位到已知的位置, 然后利用微控制器产生频率逐渐提高的驱动信号, 使电机以类似步进电机的方式加速, 待转速达到可以产生清晰的反电势信号后再切换到自同步运行状态。

“三段式起动”法的关键是保证外同步加速和切换时不产生失步。针对外同步加速过程, 通常采用升压升频加速或恒压升频加速方式。升压升频方式需兼顾PWM占空比及换相时间间隔与换相次数的关系, 对于螺旋桨这类变转矩负载较难进行优化设计。本文采用恒压升频方式设计了一种针对螺旋桨负载的加速曲线。考虑到对于电机系统有:

式中J是系统的转动惯量;θ为转子转过的电角度;Tem为电磁转矩 (与电枢电流成正比) ;T0为空载阻转矩;TL为负载转矩。在加速阶段, 一方面由于螺旋桨负载转矩TL随转速升高而增加;另一方面随着转速增加反电势也增加, 导致电枢电流降低引起Tem减小, 所以加速过程中应保证角加速度减小, 才能使式 (1) 平衡。本设计中, 结合实验调试, 利用MATLAB拟合了一条幂函数加速曲线, 如图7所示, 其中横轴代表换相次数N (由于每次换相转过60°电角度, 故N正比于θ) , 纵轴为换相时间间隔∆t。

下面简单介绍一下拟合方法, 为简便起见, 选取三个待拟合的点。根据这三个点的特点, 不妨分别称它们为起始点、转折点和切换点, 其中从起始点到转折点之间要求快速加速, 保证起动速度;在转折点之后曲线应平缓, 减小波动以便于平稳切换到自同步运行, 切换点的选取应以能产生清晰的反电势信号为准。

根据调试实验, 固定PWM占空比为15%, 选取起始点、转折点和切换点坐标分别为 (1, 20) 、 (100, 7.3) 及 (200, 6) , 括号中第一个元为换相次数N, 单位为次;第二个元为换相时间间隔, 单位为毫秒。拟合的幂函数曲线表达式如式 (2) 所示。

电容滞后换相的补偿

由于反电势过零检测电路中存在滤波电容, 这会导致自同步运行阶段检测到的位置信号滞后于实际位置信号。为确保电机准确换相, 需计算出滞后时间并对其进行补偿。由反电势过零检测电路可得:

进而计算出滞后的相角为:

式 (3) 和式 (4) 中f为反电势信号频率。利用定时器实时地测量相邻两个反电势过零点的时间间隔, 便可计算出f, 进而求出滞后角进行相位补偿。

实验调试与分析

实验电机采用XXD2212型外转子无刷直流电机, 其额定电压为12V, 最高空载转速为12000 r/min。螺旋桨采用GF1045高速桨。经反复实验, 电机可以成功带载起动。图8是调节PWM占空比为30%时, 用RIGOL DS5202型示波器测量的实验波形, 其中通道1为A相端电压波形, 通道2为A相对应的比较器输出波形, 可见电机运转平稳, 调速性能良好。从图中也可以看出, 比较器提供的转子位置信号略滞后于实际信号, 验证了相位补偿的必要性。

结束语

本文采用反电势法设计了小型倾转旋翼机无刷直流电机驱动系统, 完成了硬件电路以及软件的设计调试。通过实验对电机起动加速曲线进行了拟合, 并补偿了滤波电容引起的相位滞后。调试结果表明, 在负载为GF1045螺旋桨条件下, 该驱动器能驱动XXD2212型无刷直流电机可靠起动, 并能实现平稳调速, 满足旋翼机的设计要求。

参考文献

[1]Martin D M, Demo J G, Daniel C D.The history of the XV215tilt rotor research aircraft:from concept to flight[R].NASA SP2200024517, 2000:12299

[2]徐昊.倾转旋翼机姿态控制问题研究[D].哈尔滨工业大学, 2011

[3]SU G J, MCKEEVER J W.Low-cost Sensorless Control of Brushless DC Motors with Improved Speed Range[J].IEEE Trans.on Power Electronics, 2004, 19, (2) :296-302

[4]吴红星, 叶宇骄, 倪天, 等.无刷直流电机转子位置检测技术综述[J].微电机, 2011, 44, (8) :75-76

[5]孟磊, 蒋宏, 罗俊, 等.四旋翼飞行器无刷直流电机调速系统的设计[J].电子设计工程, 2011, 19, (12) :95-96