无人机飞控系统半实物仿真测试平台的设计与实现

陆文骏

（安徽三联学院 电子电气工程学院，安徽 合肥 230601）

0 引言

无人机航空电子设备包括机载计算机、伺服设备、机载测量设备、供电设备和飞机电缆等。机载计算机是通用无人机航空电子系统的核心部件，是飞行器的控制与管理核心。它不仅完成飞行器的稳定及控制，还要把机载电子设备统一管理和调度，达到资源共享和信息集成与融合,实现飞行控制律解算、飞行控制、飞行状态采集、传感器管理、导航管理、飞行状态管理、无线电链路管理和任务设备管理等功能。它由计算机板、A/D与D/A板、信号处理板、回收板、卫星定位信号接收板和机箱组成，作为测量设备的气压高度传感器和动压传感器也装在机箱里。伺服设备由升降舵机、左副翼舵机、右副翼舵机、左方向舵机、右方向舵机、风门调节器和风道调节器等七个部件组成，为了便于使用与维护，这七个部件为同一型号的电动舵机。舵机主要由机箱、电动机、减速箱、电位器、控制及功放电路等组成。当控制信号与反馈电位器信号之差不为零时，控制及功放电路放大此信号使电动机转动，通过减速器减速使输出摇臂按规定方向移动。反馈电位器转轴与摇臂同步运动，当摇臂移动到控制信号与反馈电位器信号之差为零时，电动机停转，摇臂的位移量和方向取决于控制信号的大小和极性。

其中，飞行控制系统接收到地面指挥站发来的各种控制指令，控制指挥飞机进行各种飞行姿态的飞行，并且与传感器、伺服系统和飞机系统构成了飞机姿态角度和高度的稳定性[1-2]；车载电脑控制发动机的速度和温度，可以安全地停放；还能控制飞机安全回收，同时管理着机载的各种飞行状态参数，各任务设备的参数均由机载计算机采集并按遥测数据流的帧格式编码后，以标准RS-422串行接口方式，经无线电系统送至地面控制站。因此，飞行控制系统的性能和操作将直接影响飞行的性能和安全性[3-4]。飞行控制参数的测试主要用于测试飞机航电系统中机载陀螺、伺服舵机、机载计算机三个关键设备的协调工作情况，此项测试是在无人机的日常维护、重大飞行任务前必须操作的内容项目。

测量参数的测试与自驾参数测试结合进行，进行时必须有无线电地面控制站配合，飞机加电后预热5 min方可以进行测试[5]。测试时将地面控制站通过线缆与飞机连通，由地面控制站内的指挥员发出各种指令控制飞机，飞机保障人员获取飞机有关状态，测试飞机飞行控制系统的工作运行状况，测试工作涉及人员4～6人、动用多台地面保障设备，需多方协调配合，整个过程需2 h以上。角速率陀螺通常采用静态测试[6]：通过从地面站的飞行数据窗口检查角速率陀螺输出值，正常情况下该值应在0±3°/s范围附近。角速率陀螺动态测试：取下角速率陀螺旋转，角速率值应有变化则认为角速率陀螺工作正常。旋转角速率陀螺相当于对其施加高转速的冲击转角信号，用这种方法即使存在灵敏度和线性度差的问题角速率陀螺输出也会有相应变化，因而并不能测试出角速率陀螺的技术指标。该测试方法基本上是手动操作的，其测试精度差，效率低[7]。在最后的装配测试和训练中，应对设备进行功能和性能指标以及参数校准的全面测试，以确保机载航空电子设备工作正常。由于无人机系统的特殊性，不能直接在飞机上进行系统测试，而传统的试验无法充分实现有效的动态测试，这就需要搭建更方便和高效的地面测试验证环境，能够满足飞控系统的动态测试需要，在飞行测试前对飞控系统进行全面的半实物测试与验证[8]。无人机飞控系统现有的测试方法包括分立部件测试和部件装机后的整机综合测试[9]。两种方法均属于常规的静态测试，组织实施复杂、测试效率较低、任务准备周期长。综上问题，研制一套无人机飞控系统半实物仿真测试平台的需求显得尤为迫切。

1 飞行控制系统测试总体设计方案

我们设计的无人机飞控系统半实物仿真测试平台主要由无人机飞行姿态校准台、主控设备和舵偏角测试仪等构成。方案采用一体化的自动测试方法，通过主控设备发送控制指令，通过无人机飞行姿态校准台施加空间角激励，通过压力校验议施加气压高度激励，在这些激励下，机载计算机解算出升降舵、副翼、方向舵的控制量并转化为控制电压量实现舵面偏转控制，这种测试方法不仅能从遥测帧中提取控制量和数据库中的标准范围进行比对，同时利用舵偏角测试仪可以测试舵面的实际输出偏角，如图1所示。这样既测试了飞行控制规律，又测试了执行机构是否卡死，偏转是否符合要求等多项功能。整个过程自动进行，数据自动记录，测试报告自动生成并打印输出，减少了人为原因造成的误差和失误[10]。

图1 飞控系统测试方案总体设计框图

2 飞控系统半实物仿真测试平台的软硬件实现

2.1 飞控系统半实物仿真测试平台的指标要求

测试平台的基本参数指标有直流模拟输入、角度、舵面倾角，具体如表1所示：

表1 飞控系统半实物仿真测试平台的参数指标

2.2 飞行姿态校准台的设计与实现

校准台机械结构由框架结构、动力源、支承结构、驱动方式、轴系结构、配重方式等组成。本方案校准台属于角秒级的高精度校准转台，为避免长期工作导致联接处磨损或松动，保证精度，内框采用O型结构，外框采用矩形结构，并采取轴框整体加工的方式。同时，为防止长期工作后结构蠕变带来的误差影响，必须对其内应力进行严格控制。因此，内外框架铸造后和粗加工后均分别进行长时间时效等相应热处理措施，以消除在铸造和加工中产生的应力，保证内外框架在转台工作中不发生残余应力变形，实现内外框架的高精度要求。

控制电路完成对姿态校准台的转动角度控制和转动速率控制，校准台为两维转台，对应于无人机俯仰角和倾斜角的变化。两维转台的运动通过两台直流伺服电机驱动。其中，电机控制芯片采用宏晶STC5410单片机。电机高速运动时，产生的反向电动势对电路特性影响较大，为此，设计中对控制电机的关键性号进行了隔离，增强了电路的抗干扰性。电机控制指令通过上位机主控系统计算机发出，控制器与上位机通信RS232接口通信。根据姿态校准台工作方式需要，电机控制程序包括初始化串口，以规定角度转动，以规定角速率转动等多个步骤，为了实现电机转动时的速度可调和转动过程中可根据需要紧急停止等功能，在电机控制协议中规定了电机编号、电机转动方向、转动角度、转动角速度、急停标志等多个字段。电机以规定角度转动时，为了实现电机的平稳转动，设计了电机启动和停止时的升降速曲线。

无人机飞行控制系统包括机载传感器、伺服控制舵机等多种设备，完成无人机飞行自驾功能，其测试的可靠性对测试无人机系统整体性能非常重要。通过结构优化和精密驱动，研制了一个可控的无人机飞行姿态半实物仿真测试平台，模拟无人机空中飞行技术状态，实现对无人机受气流扰动后的自纠能力及对控制指令的响应能力的动态测试。

2.3 舵偏角测试仪的设计与实现

舵偏角测试仪用于测试飞机舵面偏转角的大小，其技术指标如下：

角度测量范围：-35°～+35°；

响应时间＜300 ms，迟滞误差 0.3°；

工作电压：DC 7 V～24 V；

工作温度范围：-25℃～+60℃；

通信接口：无线9600 bps；

无线传输模块工作频率：433.0～443.0 MHz；

测试仪利用重力对流体的影响来引起膜电位的变化，以达到感知角度大小的目的。整个过程首先收集膜电位，通过增益放大器放大，通过A/D转换器将其转换为数字信号，并等待外部访问数字信号处理。其中，控制芯片采用AT89 C51单片机，A/D转换芯片采用ADS1100[11]，芯片为2。连续自校准模拟/数字（A/D）转换器，7 V至5.5 V单电源。它具有分辨率高、界面简单、比例放大、功耗低和体积小等优点。ADS1100使用的电源电压为参考电压，可通过差分输入和高达16位的分辨率进行A/D转换。它可以每秒采样8、16、32或128次，用于A/D转换，并提供用于外部通信的I2C端口。基于以上设计原理的舵偏角测试仪设备体积小、灵敏度高、抗振动，能在恶劣条件下工作，其工作框图如图2所示：

测试仪最后需要和外部进行数据交换，将测试的角度通过适当的方式输出给外部端口，这涉及到外部模块访问系统内部资源的问题，需要相应的软件支持。

2.4 测试软件设计

图2 舵偏角测试仪工作框图

飞行控制系统的测试主要涉及机载传感器、伺服转向器和车载计算机的几个部分。统一测试飞机在控制命令的作用下姿态动作的改变，测试飞机在收到扰动后姿态的保持性能是否可靠。整个过程自动进行，测试时，通过施加各种激励，模拟各种传感器信号给机载计算机，然后检查控制输出或车载计算机的状态，以全面评估无人机飞行控制系统的性能。具体包括：飞机纵向控制系统参数测试、飞机横向和航向控制系统参数测试、飞机纵向机动角度测试、飞机横向机动角测试、发动机控制机构参数测试、飞机回收电路参数测试和其他参数测试。

飞机飞行控制参数测试包括三个部分：无人机陀螺仪，伺服转向装置和车载计算机。这三个对象相互关联，系统需要根据反馈进行协调，确定测试步骤。因此，根据所有测试项目的特点，将测试项目分类，按照模块化的方式进行测试。软件流程如图3所示。

3 平台的指标测试

无人机飞控系统半实物仿真测试平台的功能主要由无人机飞行姿态校准台、主控设备多功能采集卡、多路复用器及舵偏角测试仪完成。

3.1 飞行控制参数功能测试

飞行控制参数测试功能主要通过姿态校准台施加空间角激励，实现机载对飞机姿态角的变化到舵机伺服响应的控制与反馈性能的测试。测试方法如下：将垂直陀螺固定在无人机姿态校准台的转盘上，主控制设备按照飞行控制系统的测试要求控制姿态校准台的X轴、Y轴旋转指定角度，模拟飞机飞行姿态的变化，采集机载计算机的控制、反馈等输出信号，实现飞行控制系统的综合性能测试。测试结果见表2、3：

图3 飞控系统测试软件流程图

3.2 无人机飞行姿态校准台指标测试试验

试验目的：验证无人机飞行姿态校准台静态特性和动态特性的技术指标是否满足机载测量系统俯仰角、倾斜角、角速率等参数的校准要求。

试验时间及场地：分别于长安集团几何计量实验室、中国科学技术大学工程与材料科学实验中心。

试验仪器：MQ8106三坐标测量机（西安爱德华测量设备有限公司）、外径千分表、Coord三坐标测量机。

表2 飞机纵向、横向控制系统参数

飞机横向控制系统参数飞行状态 副翼控制量/V副翼舵偏角指示/V副翼舵面偏转规定值 /（°）副翼舵面偏转实测值 /（°） 遥控指令左0.00 左0.04 左0.0±0.2 左0.1滚转角0°右0.00 右0.01 右0.0±0.2 右0.0左倾10°左-1.64 左1.02 左下18.0±1.0 左下18.3右-1.64 右0.98 右上18.0±1.0 右上18.7右倾10°左1.48 左-0.85 左上18.0±1.0 左上18.9右1.48 右-0.85 右下18.0±1.0 右下18.8平飞直飞左倾25°左-2.45 左1.64 左下24.0±1.0 左下24.7右-2.45 右1.55 右上24.0±1.0 右上24.4右倾25°左2.48 左-1.83 左上24.0±1.0 左上24.9右2.48 右-1.72 右下24.0±1.0 右下24.8

表3 飞机纵向、横向机动角参数测试

试验方法：将被测物体置于三坐标测量空间，获得被测物体上各测点的坐标位置，根据这些点的空间坐标值，经计算求出被测物体的几何尺寸，形状、位置及角度位置精度。无人机姿态校准台静态特性参数测试结果见表4。

试验结果表明，其静态特性指标满足系统设计要求。

动态特性测试结果见表5、6。

表4 无人机飞行姿态校准台静态特性参数测试

表5 无人机飞行姿态校准台Y轴角度位置精度测试

表6 无人机飞行姿态校准台X轴角度位置精度测试

试验数据表明，Y、X轴角度位置精度的最大允许误差不超过5′[12]，满足系统设计指标要求。

3.3 主控设备多功能采集通路指标测试试验

试验目的：验证主控设备多功能采集卡[13]、多路复用器和接口适配器的技术指标是否满足飞行控制系统测试要求。由主控设备多功能采集卡、多路复用器及接口适配器构成的采集通路（以下简称采集通路）的指标测试主要是验证其模拟电压的技术指标是否满足系统要求。

试验设备：数字多用表、无人机姿态校准台、主控制设备

采集通路的指标测试原理图如图4所示。

图4 模拟电压通路指标测试原理图

试验结果如下：

表7 模拟电压通路指标测试结果/V

表7中的数据表明，由采集通路的模拟电压的最大允许误差不超过0.1%[14]，满足系统电压参数的测试要求。

3.4 舵偏角测试仪的指标测试

将舵偏角测试仪的感应装置用专用夹具固定在无人机飞行姿态校准台（已经被检验）上，驱动转台转动一定角度，读取舵偏角测试仪的感应角度值，并与转台的角度值进行比较。试验结果见表8。

表8 舵偏角测试

经计算，舵偏角测试仪的最大允许误差的绝对值不超过0.5°[15]，满足舵偏角参数的测试要求。

4 关键指标的不确定度分析

平台测试参数的种类多，下面仅以无人机姿态校准台为例，评定角度参数的测量不确定度。无人机姿态校准台主要是对俯仰角、倾斜角和角速率等参数进行校准，现以俯仰角校准（倾斜角分析方法相同）为例，其校准结果的测量不确定度分析如下：

4.1 不确定度影响因素

经分析，不确定度来源有：

a．无人机姿态校准台的指向误差引入的标准不确定度；

b．垂直陀螺安装引入的标准不确定度；

c．三坐标测量机引入的标准不确定度。

4.2 测量不确定度的评定

a.无人机姿态校准台的指向误差引入的标准不确定度u1

经分析，无人机姿态校准台的的指向误差的主要影响因素有：内框安装面与内框轴线平行度、正交度和相交度、位置精度、回转精度。由其构建的数学模型为：设校准台的内框、外框依次绕X、Y轴旋转x1，x2角度，在理想状态下，固联在内框轴上的单位向量将变成。

其中

考虑内框安装面与内框轴线平行度误差，相当于绕y轴转λ角，得变换矩阵：

考虑回转精度，设x3，x4分别为内、外框转动时，因轴的摆动引起的各轴回转误差。对于正交度误差，若以外框轴Y为基准，则在绕外框轴Y转动时不产生指向误差。最后，考虑各轴的位置精度r1，r2，定义中间变量：

于是，含误差因素的变换矩阵为：

联解公式（1）和（2），将参变量代入，得出指向误差Δφ。经计算，无人机姿态校准台的最大指向误差为5.9′，设为均匀分布，，则相应的标准不确定度为

b.标准不确定度—垂直陀螺安装引入的标准不确定度u2

有分析数据表明30″的安装误差，等效陀螺漂移最多也超不过0.003°/h；对于TC-3的精度要求，该误差可忽略。

c.标准不确定度—三坐标测量机引入的标准不确定度u3

三坐标测量机的不确定度为0.03 mm，可忽略。

d．合成标准不确定度

e．扩展不确定度

5 结束语

研究针对飞行姿态角传感器—垂直陀螺的外形结构，提出了无人机姿态半实物仿真校准方法，设计并研制了低成本、高精度的小型化无人机姿态校准台和舵偏角测试仪，实现了无人机飞控系统的校准测试。无人机飞行姿态校准台用作垂直陀螺仪和角速率陀螺仪的上级测量标准，并且需要全合成误差，高精度性能指标的实现在很大程度上决定于校准台机械结构方案、布局形式、驱动方式和驱动元件的正确、合理设计。通过结构优化和精密驱动，解决了无人机姿态校准台在加工、装配和工作过程中的误差累计问题，研制了一个可控的无人机飞行姿态半实物仿真测试平台，模拟无人机空中飞行技术状态，实现对无人机受气流扰动后的自纠能力及对控制指令的响应能力的动态测试。平台设计中充分利用机载测量系统校准设备已有的资源，再增加相应接口适配器和舵偏角测试仪，实现无人机飞控系统的综合测试功能。消除了以往测试过程中所采取的分立部件测试和无人机整机实物测试带来的弊端，提高了测试效率，减小了测试人员的工作强度，另外利用测试设备的强大功能还可以模拟各种传感器信号和其他激励信号，测试机载计算机的解算功能和控制能力 （如姿态角超限开伞，掉高开伞等）。该测试平台可作为无人机技术准备测试、特殊情况处置预案拟制和飞行故障原因分析等工作的重要手段，具有广泛的应用前景和价值。