小型無人機活塞式發動機測控儀設計

解 濤，滕 勤，宮 向

（合肥工業大學機械與汽車工程學院，安徽 合肥 230009）

小型無人機活塞式發動機測控儀設計

解 濤，滕 勤，宮 向

（合肥工業大學機械與汽車工程學院，安徽 合肥 230009）

為實現小型無人機活塞式發動機的機載和內、外場調試與測試，基于Freescale 16位雙核微控制器設計便攜式發動機測控儀。測控儀控制發動機節氣門和停機，定時器中斷觸發A/D轉換進行數據采集，液晶屏顯示被測參數，并通過以太網通信接口將數據傳輸至數據管理系統。后臺管理軟件以圖表形式顯示被測參數，計算并繪制曲線。實驗結果表明：測控儀可以滿足發動機運行控制、多參數測量和高速數據傳輸的要求。

無人機；活塞式發動機；測控儀

0 引 言

小型無人機廣泛應用于軍事和民用領域。在軍事領域，常用作靶機、偵察機、電子對抗機等；在民用領域，用于執行勘察測繪、氣象探測、安保監控、農藥噴灑、森林火災防救等任務。作為無人機的核心，發動機的工作狀態直接影響無人機的安全性和可靠性。因此，需要對無人機發動機進行定期性能檢測、故障排查和飛行前試車。

中國民航大學和南京航空航天大學分別采用上、下位機結合的方式，研制試驗臺用無人機發動機測試系統，通過測量推力、扭力、轉速和氣缸溫度，檢測動力驅動系統的性能[1-2]。為解決無人機機體與發動機不分離造成的機載發動機參數測量問題，武漢軍械士官學院基于虛擬儀器技術設計了無人機發動機試驗檢測系統[3]，但僅限于采集發動機自身配置的傳感器信號，如轉速、缸溫、油量、發電機電壓、油門開度，而無法檢測推力、扭力等參數。

本文設計了小型無人機活塞式發動機測控儀，結合上述兩類測試系統的優點，可用于檢測機載發動機和臺架上的發動機。為滿足維護保養和調試時的測試要求，增加了氣缸壓力、點火電流以及混合氣濃稀狀態等測量參數，拓展了檢測系統的應用范圍。

1 測控儀的總體結構

1.1 測控儀的組成

便攜式測控儀的測試對象為二沖程活塞式螺旋槳無人機發動機。測控儀采用主/從控制模式，其結構如圖1所示，可獨立實現發動機的操控和穩態測量，在后臺軟件的支持下還可進行動態測量。主控制器以Freescale 16位雙核微控制器MC9S12XET256為核心，負責采集、處理數據和停機控制，由圖形點陣液晶顯示模塊實時顯示測量參數，并通過以太網（Ethernet）接口將數據上傳至后臺數據管理系統。輔控制器為AT89S51微控制器，與主控制器之間采用帶光電隔離的SCI接口電路通信，專門負責節氣門控制。

1.2 測量參數與傳感器配置

儀器可測參數和配置的傳感器如表1所示。

圖1 測控儀結構圖

表1 測量參數和傳感器配置

2 測控儀硬件設計

測控儀硬件電路由電源模塊、信號調理電路、以太網通信接口、液晶顯示模塊、停機控制電路和節氣門控制系統等組成。

2.1 信號調理

信號調理電路包括脈沖（轉速）信號調理和模擬信號調理兩部分。

脈沖信號調理電路負責對機載交流發電機輸出信號（轉速信號）進行限幅、隔離和比較。限幅電路由穩壓二極管和限流電阻組成；為了避免發電機輸出電壓對測控儀產生干擾，發電機輸出信號限幅后經光電耦合器隔離，由電壓比較器LM2901轉換為方波信號。

模擬信號調理電路負責對模擬信號進行濾波、限幅等處理。濾波電路為有源π型RC低通濾波器，用于消除點火系統帶來的高頻干擾。限幅電路用于限制信號電壓，防止瞬間高電壓竄入損壞A/D模塊。限幅電路采用基于電阻平衡條件的正向比例運算電路，利用輸入端電阻平衡原理使共模輸出為零，同時補償運放輸入平均偏置電流及漂移影響[4]。

發動機的燃油壓力、燃油液位、推力、扭力、氧濃度、缸壓、點火等信號均采用模擬信號調理電路進行處理，直接接入主控制器片內的A/D轉換模塊。各缸的溫度信號通過4個Pt100傳感器測量，利用橋式電路將傳感器電阻的變化轉變為電壓變化，由儀表放大器AD620放大后，接入一個8路模擬轉換開關DG408，選通信號由主控制器通過I/O口產生。鑒于溫度信號變化比較緩慢，DG408輸出信號通過一個外置16位Δ-∑型A/D轉換器ADS1100進行采樣和量化，采樣值由主控制器通過IIC接口讀取。

2.2 以太網通信接口

圖2 以太網通信模塊設計

主控制器與后臺數據管理系統的信息交換通過Ethernet控制器RTL8019[5]實現，如圖2所示。RTL8019的IOCS16引腳接5 V，選擇16位數據總線模式。RL8019的數據總線SD[0：15]和地址總線SA[0：15]分別與主控制器的數據總線DATA（0：15）和地址總線ADDR（0：15）相連。RTL8019的讀寫控制線IORB、IOWB與主控制器的I/O口線PE5、PE2相連，RTL8019的復位線RSTDRV和片選線AEN分別與主控制器的I/O口線PS6、PT0相連。為了抑制高頻干擾，RTL8019與RJ-45接口之間通過隔離變壓器連接，可以實現帶電插拔功能。

2.3 停機控制

發動機采用磁電機點火系統，停機控制原理如圖3所示。發動機運轉時，磁鋼轉子經過磁電機，充電線圈L1感應出交流電，經二極管D1半波整流后變成脈沖直流電向儲能電容C充電。到達點火時刻時，線圈L2感應出交流電，經二極管D2整流后觸發可控硅SCR，使之導通，電容C儲存的電能經SCR迅速向點火裝置釋放，使點火線圈次級感應出高電壓，通過火花塞點火[6]。

圖3 停機控制原理圖

為了使發動機安全可靠地停機，設置了手動和自動兩種停機方式。按下儀器面板上停機開關或通過后臺發送停機指令，則繼電器2或繼電器1通電，兩個并聯的常開觸點之一閉合，線圈L2上的P點接地，L2感應出的電壓被消耗，無法觸發可控硅SCR導通，點火系統停止點火，發動機停機。

2.4 節氣門控制系統

節氣門控制系統由8位微控制器AT89S51、數字電位器AD5282和舵機控制模塊組成，控制原理如圖4所示。

舵機工作電壓為±12V，控制輸入為-3～3V模擬電壓，內部集成有功放電路、直流伺服電機、減速器、搖臂和反饋電位器。AT89S51微控制器根據儀器面板上的可調電位器信號，通過IIC接口控制數字電位器AD5282，提供控制舵機所需的模擬電壓。反饋電位器將當前搖臂位置反饋給輸入處理電路，與控制輸入進行比較并產生誤差電壓信號，由功放電路驅動電機轉動，實現節氣門位置的閉環控制。通過串聯使用AD5282的兩路通道，使輸入信號的分辨力達到12 mV，整個節氣門開度范圍的控制準確度達到0.2%。

圖4 舵機控制原理圖

3 測控儀軟件設計

測控儀軟件采用基于任務優先級的模塊化結構設計，通過劃分軟件系統任務并分配任務優先級，采用任務調度機制和中斷服務體系，提高軟件的執行效率。主要任務包括數據采集、舵機控制、轉速計算、液晶屏刷新和數據傳輸等，各函數都有各自的執行標志位。系統啟動后進入主函數，首先開啟定時器模塊，然后由主函數巡檢執行標志位并進行函數調用。定時器模塊的定時中斷用于精確計時，并由中斷函數負責任務計時和觸發A/D轉換，流程如圖5所示。

圖5 定時器中斷函數流程圖

在任務體系中，液晶屏刷新函數負責更新液晶屏顯示數據，更新頻率為0.2s。舵機控制函數負責向節氣門控制系統發送舵機位置控制指令，執行周期為0.1s。信號采集及數據傳輸函數由定時器中斷觸發，負責數據的讀取、轉換和傳送。轉速計算函數由輸入捕捉中斷觸發執行，根據前后兩次中斷的時間間隔，采用測周法計算發動機轉速。

4 實機測試

4.1 發動機臺架

為滿足內、外場地試車要求，研制了可移動式臺架，臺架上布置有蓄電池、供油裝置、起動裝置、測力裝置、集線器等部件，結構簡圖如圖6所示。

圖6 實驗臺架結構簡圖

4.2 后臺管理軟件

為便于觀測實驗結果和進行數據統計分析，基于VB6.0開發環境和UDP協議開發了后臺管理軟件[7]，通過以太網接口接收測控儀采集的數據，進行數據實時顯示、曲線繪制、數據自動儲存和動態回放，并具有推力與扭力傳感器標定、舵機測試、停機測試等輔助功能。圖7為后臺管理軟件主界面。

圖7 后臺管理軟件主界面

4.3 試車實驗

試車實驗分為3個階段：啟動、轉速調節和停機階段。

啟動階段：發動機由起動機帶動，達到一定轉速后，發動機穩定點火燃燒，自行運轉。此時需使發動機和起動機脫離，防止起動機燒壞。

轉速調節階段：在發動機穩定運轉時，可以通過調節電位計來控制節氣門開度大小，以此調節發動機轉速。

停機階段：試驗結束時，將轉速調整到怠速，然后按下主、輔停機開關，發動機停機。

圖8 轉速隨節氣門變化曲線

由圖8可見，在啟動階段，發動機節氣門開度為4.5%時，發動機轉速可維持在3000r/min。之后，隨著節氣門開度增加，發動機轉速逐漸上升，轉速與節氣門開度的變化基本一致，具有很好的跟隨性。

在發動機運行階段，即使節氣門開度為2.6%時仍可維持3000r/min轉速。這是因為發動機運行一段時間后氣缸溫度升高，燃燒穩定性增加，在較小的節氣門開度下仍保持穩定運轉。整個試驗過程中，測控儀能夠穩定控制發動機運行。

發動機運行過程中氣缸溫度隨轉速變化曲線如圖9所示，氣缸溫度隨轉速增加而上升，由于氣缸溫度傳感器時間參數較大，氣缸溫度變化滯后于轉速。當氣缸溫度高于一定限值（300℃）時，主控制器將輸出停機信號，實現發動機自動停機。

發動機運轉時的推力和扭力隨轉速變化曲線如圖10所示。由圖可知，推力和扭力隨轉速增加而增加。在低轉速時，兩者波動較大，這是因為節氣門開度較小時，混合氣濃度較大，燃燒不穩定。轉速越高，發動機運轉越平穩，推力和扭力的波動范圍越小。

4.4 完好性檢測

圖9 缸溫隨轉速變化曲線

圖10 推力和扭力隨轉速變化曲線

圖11 氣缸壓力測量結果

完好性檢測通過檢測各缸的氣缸壓力來評判發動機的氣缸密封性能或磨損狀況。圖11為采集到的缸壓曲線，發動機壓縮比為8.7，理論氣缸最大壓縮壓力為0.87MPa。系統實測第1缸壓力為0.85MPa，第2缸壓力為0.8MPa。顯然，第2缸的磨損程度比第1缸嚴重。

5 結束語

1）基于16位微控制器設計了測控儀，并通過SCI接口形成主/從網絡，有效解決了發動機多參數測量和油門控制問題。通過采用隔離電路和屏蔽等措施，防止外界干擾對參數測量的影響；通過液晶顯示使測控儀能夠脫離后臺軟件獨立工作。

2）安裝在發動機上的傳感器直接通過各自的電纜與測控儀連接，使得測控儀可以不依賴臺架，靈活地用于機載測試，可兼顧臺架試驗和機載試驗。

3）通過定時器中斷觸發A/D轉換，保證了多參數測量數據的同步性。系統采樣周期設為0.1ms，在發動機轉速5000r/min時，一個信號周期內系統可以采集120個數據，足以反映被測物理量的變化過程。

4）對發動機節氣門實現閉環控制，輸入信號的分辨力達到12mV，控制整個節氣門開度范圍的準確度可達到0.2%。采用兩套停機方式，有效地解決發動機故障時安全停機的問題。

5）采用以太網通信方式，傳輸速率可達960Kb/s，大幅度提高了數據傳輸能力。

6）后臺管理軟件以圖表和曲線的形式靈活顯示測量結果，便于簡單直觀地判斷發動機的狀態。

實驗結果表明，測控儀能夠滿足發動機調試檢測對數據采集及發動機控制的要求，能夠用于對發動機進行調試、檢測和試車。

[1]張翔，臧小杰.小型活塞式無人機發機測試系統[J].中國民航飛行學院學報，2011，22（1）：38-40.

[2]Zhang Z Y，Du H L，Ding S B.Design and implementation of the testing system of small UAV’s piston engine[C]∥The 2010 International Conference on Information,Electronic and Computer Science，2010.

[3]王古常，鮑傳美，楊毅，等.無人機發動機試驗檢測系統的軟件設計[J].測控技術，2009，28（12）：88-91.

[4]馬敬敏.基于電阻平衡條件的比例運算電路[J].吉林大學學報，2012，30（2）：127-130.

[5]羅軍.一種便攜式發動機動態參數測量儀的研制[D].合肥：合肥工業大學，2012.

[6]李昕哲.摩托車電子點火器的原理、制作與維修[J].摩托車技術，2005（12）：39-40.

[7]Modesitt K L.Inductive knowledge acquisition experience with commercial tools for space shuttle main engine testing [C]∥Proceedingsofthe Fifth Conference on Artificial Intelligence for Space Applications，N90-27326，1990.

Design of measurement and control instrument for piston engine of small unmanned aerial vehicle

XIE Tao，TENG Qin，GONG Xiang
（School of Mechanical and Automotive Engineering，Hefei University of Technology，Hefei 230009，China）

In order to realize airborne，infield and outfield debugging and testing for small unmanned aerial vehicle（UAV），a portable engine measurement and control instrument is designed based on a Freescale microcontroller of 16 bit dual core.The throttle valve is controlled by the instrument which can achieve the shutdown of the engine.The data acquisition is performed by a timer interrupt to trigger A/D conversion.The measured parameters are displayed by a LCD screen and the parameters are transferred to the data managementsystem through the Ethernet communication interface.The measured parameters are also displayed in the form of graphs，and the parametric curves are drawn through calculation by the background management software.The experimental results show that the measurement and control instrument can meet the requirements for engine operation control，multi-parameter measurement and high-speed data transmission.

UAV；piston engine；measurement and control instrument

A

：1674-5124（2015）07-0068-05

10.11857/j.issn.1674-5124.2015.07.016

2014-10-29；

：2014-12-18

解 濤（1991-），男，安徽合肥市人，碩士研究生，專業方向為發動機動力學與控制。