基于AVR單片機的后緣小翼型智能旋翼測控系統設計

朱建華，楊大林，汪亞敏，楊衛東

(1.南京航空航天大學直升機旋翼動力學國防重點實驗室，江蘇南京 210016;2.中國直升機設計研究所，江西景德鎮 333001)

0 引言

智能旋翼技術在近年取得較快的發展，其對直升機性能的提升效果也獲得業界的廣泛認可，國內的相關控制系統研究仍較少。控制系統本質上是對一系列的信號進行運算處理和傳輸［1］，對小翼偏轉的閉環控制是智能旋翼振動控制的基礎。小翼偏轉閉環控制系統與智能旋翼振動控制都要求具有較強的實時信號處理能力。針對小翼的閉環控制可以避免由于作動系統的間隙及壓電材料的非線性特性帶來的不完全可控現象。本研究提供小翼閉環控制的系統軟硬件設計，并預留用于智能旋翼振動控制的軟件接口，便于后期振動控制中的擴展。整個小翼控制系統的原理結構如圖1所示。主要由主控計算機、地面監測系統、采集系統、功率輸出系統及作動器與旋翼系統等組成。各部分之間的信號傳遞是完成控制任務的基礎。

1 控制系統結構

控制系統完整結構既需硬件設備組成的回路，同時軟件設計及通訊系統設計也是不可或缺的。

1.1 硬件設備

控制系統試驗的設備準備中，結合實驗室本身具有的硬件條件，完成試驗平臺的構建。主要設備及型號:

1)主控微處理器板卡TS8900－M128;

2)HVP－1000A型功率放大器可提供－200V～1000V可變電壓;

3)智能旋翼槳葉中內置的霍爾角度傳感器—3503線性霍爾元件;

4)模型智能旋翼槳葉;

5)臺式計算機;

6)其他儀器設備:萬用表、示波器、穩壓電源及線纜等。

主控處理器是小翼控制系統的核心組件，用于數據采集、數據處理、作動信號輸出及與上位機通信等，本系統選用了TS8900－M128型單片機開發板，具有采用寬電壓電源特性，采用的是Atmel公司生產的8位AVR Atmega128高性能微處理器。該型單片機的顯著特點包括:低功耗(5mA/3V)，外圍接口豐富，具有 64KB外部存儲器擴展，兼容IEEE1149.1標準的 JTAG接口，8個 PWM 通道，8通道10位A/D轉換，2個8位定時器和2個16位定時器，1個具有獨立振蕩器的異步實時時鐘RTC，1個SPI同步串口，2個USART接口。其內部結構采用RISC精簡指令結構，快速單周期指令系統，具備1MIPS/MHZ的高速運行處理能力，可以快速實現浮點數硬件乘法運算，從而解決和實現復雜的控制算法;并具有4個不同優先級中斷源，可實現通信、輸出執行等事件的快速中斷響應。

主控板卡集成功能包括:1.數據采集電路;2.電源電路;3.功能復位;4.外部晶振電路;5.DA轉換芯片及電路;6.JTAG仿真器接口電路;7、電平轉換，串口通信電路等。為了實時準確獲知小翼偏轉角度信號，采用霍爾角度傳感器進行測量。所采用的霍爾傳感器型號為3503，從前面進行的相關研究［2］中，我們可以獲得霍爾傳感器相關特性，其能夠較準確地得到－10°～10°的小翼偏轉信號，滿足試驗要求。采集通道是atmega128自帶的10位8通道逐次逼近型ADC，所以預留了足夠的通道進行減振控制試驗中的槳轂載荷采集。最大分辨率即每秒模數轉換器采點數(采樣率)可達到15kSPS，此外，ADC還包括了一個采樣保持電路用來確保轉換過程中輸入的電壓保持恒定。為減小設備內部及外部電路對ADC采集的電磁干擾，提高模擬信號采集精度，所采取的減噪方法有:ADC采用AVCC引腳單獨供電，AVCC通過電感電容網絡與數字電源VCC連接。對采集的角度信號進行取均值平滑，減少高階諧波測量噪聲誤差。

小翼偏轉操作指令由地面控制計算機發送，主控計算機收到操作指令后，經由內部時鐘調制頻率后，輸出至DAC7512數模轉換器，得到所需要的模擬信號。DAC7512，如圖2，是一款12位低功耗串行數模轉換器，1管腳定義為芯片模擬輸出電壓，即模擬輸出量，其幅值為參考地與電源電壓的差值，GND是電路地參考點與主控處理芯片共地，VDD為供電電源，電壓5V，Din為串行數據輸入即AVR芯片發送來的控制信號，SCLK為串行時鐘輸入，SYNC接單片機的PE3管腳，控制芯片的工作，低電平有效。輸出模擬電壓外接無源濾波電路，獲得平滑效果，減少由于芯片本身帶來的毛刺誤差輸出。具有高達30MHz的通用三線串行接口，完全匹配Atmega128的工作頻率要求，DAC7512與SPI接口兼容，可直接連接AVR單片機，而不需要其它的轉接電路。

通過壓電作動器及菱形驅動機構來實現伺服控制操作。壓電作動器工作電壓為0－800V，對于控制板卡的控制信號輸出很難達到如此高的電壓，因此采用HVP－1000A型功率放大器，提供－200V－1000V可變電壓放大。

1.2 控制軟件設計

1.2.1 功能簡介

單片機控制小翼并采集載荷信號的整個回路流程涉及到上位機和下位機的控制軟件設計，主控處理器控制程序通過C語言編寫，實現各種功能，主要有:1.從數據采集器傳感器中獲得需要的反饋信號;2.通過串口通信發送給上位機控制站;3.向壓電作動器發送作動信號。

1.2.2 下位機程序設計

選擇使用第三方C編譯器進行控制程序編寫，這里開源采用WinAVR開發工具開發atmega128的控制代碼。WinAVR開發軟件包中主要包括了編譯器GCC、編譯器的庫、匯編器、編程接口、調試器、代碼編輯器及其他配套工具。采用AVR Studio 4實現調試功能、JTAG ICE仿真、程序燒制等。

ATMEL AVR Studio集成開發環境(IDE)包括1.項目管理;2.AVR Assembler編譯器;3.調試指令模擬和實時仿真功能;4.AVR Prog程序下載;5.STK500/JTAG ICE編程;6.第三方C編譯器管理等功能。有源文件編輯匯編(生成.OBJ/.HEX/.LIS文件)、搜尋、選項(生成匯編文件格式)、窗口、幫助等操作，匯編出錯有錯誤定位、錯誤指示，便于源文件排錯。將已經編寫的程序進行編譯，不出錯則可生成.Hex文件。AVR的仿真與燒制都是對使用WinAVR編譯器編譯產生的Hex文件進行操作的。Hex文件由對應機器語言碼和/或常量數據的十六進制編碼數字組成，用于傳輸將被存于ROM或者EPROM中的程序和數據的通常文件格式。

系統片上調試功能的進行是通過AVR Studio進行硬件仿真模擬及指令模擬;指令模擬和CCS，keil等集成開發環境是一樣的，支持斷點、單步、變量觀測、存儲器觀測、寄存器觀測、IO空間觀測、處理器狀態觀測等調試手段。

為了順利完成程序編寫任務，首先進行了流程圖設計。圖3為下位機控制程序的流程圖。控制代碼編寫中可依據流程圖，遵守AVR單片機編程規則和模式，進行合理的程序布局。

圖3 下位機程序流程圖

下位機程序由頭文件、主程序兩部分組成。頭文件中主要定義了主從機通信格式，數據發送標志，變量聲明，AD轉換后數據變量，DA轉換前數據即控制輸出數據變量，發送給上位機的測量輸出值變量，定時變量若干，需要標定的參數值，其它可能需要的參數變量。

主程序主要由功能子函數與main函數組成，按照子函數的功能分為初始化子函數、采集發送子函數、通信子函數、中斷函數等類。具體的功能可以據圖劃分如下:

1)Main()函數主要實現:首先是寄存器的初始化，防止程序跑偏看門狗的設置，按程序流程步驟做系統主循環直到系統停止。循環中主要命令有:按照試驗要求調用，控制子程序調用(無參數設置)，在設定時間內完成數據采集，通過串口發送數據至上位計算機。

2)初始化子程序:

程序中主要參變量設置及初始化:包括設置看門狗，傳輸結構類數據的幀頭幀尾設定;

系統初始化:中斷設置，串口倍速設置;定時器初始化;AD端口設置;DA端口初始設置等。

3)采集系統子程序:

分別讀取多路AD的采集信號，并將獲得的多路AD信號與標定比值做乘法運算，得到采集的力信號并存儲，等待發送上位機或控制器運算使用;

4)DA輸出信號發生子系統:

將控制子程序反饋的數據變量，賦值給DA管腳對應寄存器變量，從而輸出控制模擬信號;

5)數據通信子程序:

發送包括實際的輸出控制電壓信號和采集得到的角度信號。發送數據過程中包括了對發送數據的校驗過程;

需要注意到，頭文件中設置使用到的系統庫文件調用，通信傳輸協議格式必須與上位機接受匹配，對使用較多的常量進行宏定義;在單片機任務較簡單時，進行看門狗設置，試驗驗證中沒有碰到程序跑偏或死循環狀態。利用中斷函數觸發信號采集發送的相關函數，為數據采集與數據發送設置了不同的中斷時間。中斷是指計算機在執行程序的過程中，當出現異常情況或特殊請求時，計算機停止現行程序的運行，轉向對這些異常情況或特殊請求的處理，處理結束后再返回現行程序的間斷處，繼續執行原程序。中斷是單片機實時地處理內部或外部事件的一種內部機制。當某種內部或外部事件發生時，單片機的中斷系統將迫使CPU暫停正在執行的程序，轉而去進行中斷事件的處理，中斷處理完畢后，又返回被中斷的程序處，繼續執行下去。因此中斷程序中的命令需要簡短有效地執行，避免陷入中斷沖突。中斷中采用的是溢出中斷的形式，通過改變T/C寄存器的值，即可獲得需要的中斷頻率。基于單片機的后續振動載荷控制試驗中，則需要采集多路載荷信號，需要多路的DA芯片作為硬件輸出模塊支撐。

1.2.3 上位機程序設計

下位機的主要功能在于采集與發送信號，上位機系統主要用于監測信號、信號處理、調試控制系統，并實現與下位機的串口控制系統通信。程序設計主要包括了串口通信設計，信號處理，Fortran控制動態鏈接庫的調用。

上位機程序采用 C#語言，C#是專為.NET Framework設計的對象導向性的高級編程語言，兼顧了C、C++的強大功能以及Visual Basic的簡單易用特性。

上位機不僅需要和下位機的相關數據通信相匹配，還要進行數據接受及校核、數據顯示、閉環控制律運算、數據發送等功能。圖4為上位機功能框圖。

圖4 上位機功能框圖

圖5為Microsoft Visual Studio環境下的C#語言創建的Windows窗體應用程序主界面。上位機包含了串口通信設置，串口開關，控制算法調用，小翼偏轉角度調用，控制信號監測和為保證作動器的安全運行，為系統調試設置的調幅調頻功能。

圖5 調試界面

控制算法的調用是進行閉環控制的核心子程序，主要涉及C#如何調用Fortran編寫的動態鏈接庫，在聲明外部方法前需要在程序聲明中添加System.Runtime.InteropServices命名空間。外部方法聲明需要注意Fortran與C#數據格式的不同，主要是數組格式下，Fortran為按列排序，C#中為按行排列。外部方法聲明需要添加extern修飾符，這是與內部方法調用的區別。Fortran中多使用子程序作為函數調用，所有變量都包含在傳遞參數中，因為Fortran在傳遞參數時使用的是傳址調用，即調用時傳遞出去的參數和子函數中接受的參數會采用相同的內存地址記錄，這樣的好處是提高運算的速度，減少由于子程序調用而占用的內存空間。

2 小翼控制策略

在進行小翼控制時采用PID控制策略對小翼進行閉環控制，在控制律設計中，利用反饋的偏轉角度測量信號，為了消除角度偏轉靜差漂移量，防止執行機構在達到極限偏轉位置時進入鎖死狀態，控制律算法設計采用抗積分飽和的PID算法。

這里的u(kT)即表示為kT時算法的計算控制量，T為設置的采樣周期，采集周期大小與控制效果密切相關，這里設置為關注輸出信號周期的四十分之一以獲得較好的控制效果，Kp、Ki、Kd分別是PID控制器參數，對應為比例常數，積分常數，微分常數。u0作為控制的基準量表示控制系統的目標值，(kT)為kT時刻的測量誤差(mT)為誤差的積累項，在計算u(kT)前，判斷以時刻的控制量u((k－1)T)是否超過極限偏轉角，若大于umax，則積分項累積為負，若不超過則積累正的偏差值。N為設置積分飽和上下限，當累積誤差超過積分飽和限制時進行上述操作。控制器的相關的控制參數是經實驗調試確定的。

3 試驗與結論

試驗中分別進行了開環和閉環的小翼控制。小翼控制系統的調試過程按照以下環節分步進行:首先進行了硬件電路的調試，保證主控板卡正常工作，主要測試手段包括示波器、萬用表、地面監測軟件、串口軟件等;其次是模型槳葉臺架的安裝調試，作動器的正常工作供電，在此基礎之上，進行信號傳輸調試，對采集的角度信號的大小進行標定，為了確保安全，采用最高工作電壓50%大小的驅動信號對作動器進行調試。圖6為硬件電路調試現場，圖7為小翼控制現場。

偏轉角度不僅作為用戶對小翼工作狀態的實時監控對象，還是進行小翼閉環控制算法工作的必要信號來源。如圖8所示，偏轉角度的單位是度，控制電壓的單位是伏特。在實際監測過程中，能夠較好地反映實時的小翼偏轉角度信號。但是獲得的小翼偏轉角度的信號不夠完美，分析其原因可能有:系統噪聲的影響，控制系統工作在強弱電同時存在的工作空間內，尤其是槳葉的采集信號和高壓控制信號都需要經過槳根處傳送，存在著一定程度的電磁干擾現象，需要做的改進工作即強弱電的干擾隔離。在115200bit/s的比特率下，單向計算機與控制板卡每秒可以傳遞的數據為1000組，完全可以滿足0－50Hz的角度信號采集要求。

圖8與圖9的對比可以看到，在開環的信號輸入與閉環的信號輸入間存在著相位差，這是由于系統非線性及遲滯引起的，施加閉環控制后，實時控制效果是能夠獲得一定程度的改善的，且試驗結果與仿真控制試驗效果基本一致。

后續在小翼的閉環控制的基礎上可以改變控制信號目標，進行多路控制，實現槳轂減振控制。

本文給出了智能旋翼小翼控制系統的設計方案，介紹控制系統硬件設備軟件系統的選擇與應用，給出了相應的試驗結果。下一步工作將是對試驗效果進一步完善，并進行更完善的智能旋翼振動控制系統試驗。

［1］胡壽松.自動控制原理［M］.北京:科學出版社，2001.

［2］張柱.基于高效驅動機構的新型智能旋翼設計分析與試驗研究［D］.南京:南京航空航天大學，2007.

［3］王昌剛，徐錦法，夏青元.無人直升機控制系統與CAN通信［C］.全國直升機年會論文，2010.

［4］Atmel AVR042:AVR Hardware Design Considerations［Z］.2010.6

［5］佟長福.AVR單片機GCC程序設計［M］.北京:北京航空航天大學出版社，2006.