基于STM32F4的一體化飛行控制單元硬件設計

田新鋒

(中國人民解放軍92419部隊,遼寧興城 125106)

隨著無人機技術發展,其在軍用和民用方面的需求日益增多。這就要求飛行器平臺不但具有可靠的飛行能力,還要有一定任務載荷能力[1-2]。這極大地壓縮了飛行器本身工作設備的尺寸、重量。某固定翼無人機飛控系統由PC104架構的機載計算機和分離式大氣數據計算機、垂直陀螺、GPS等組成,體積、重量、功耗大,影響了機上其他任務設備安裝。因此對機載計算機和傳感器進行一體化設計,減小設備體積、重量和功耗就具有重要的現實意義。

本文以該無人機飛控系統為研究對象,將原有PC104架構的機載計算機四張板卡的功能集成在一張以STM32F427微處理器為核心的主控板上,將原有的大氣數據計算機、垂直陀螺和GPS三個分立傳感器功能通過選用成熟商用MEMS傳感器集成在一張傳感器板上,實現了飛行控制系統一體化設計,降低了系統成本、體積、重量和功耗。

1 設計需求

該型無人機采用火箭助推起飛、可自主程序飛行、無線電指令遙控飛行、降落傘加氣囊緩沖回收。為滿足上述功能一體化控制必須具備以下功能:配合地面發控設備實現靶機發動機點火控制、發射控制、起飛段程序控制;航跡、姿態測量功能,實現靶機姿態穩定與控制、三維航跡控制;配合地面控制站,進行無線電指令控制,完成機載任務設備的控制;完成任務后,在指定區域進行回收(打開引導傘、打開主傘、減震氣囊充氣、落地拋傘等時序控制)。該無人機飛行控制系統結構如圖1所示。

圖1 飛行控制系統結構圖

2 系統總體設計

2.1 系統總體思路

為了實現圖1所示功能,一體化飛行控制單元的設計遵循功能完善、能實現工程化、低成本、小型化的原則[3-4],通過以下技術途徑來實現。

1)傳感器選型使用商用成熟數字器件代替模擬器件,降低系統成本同時大大減小了體積,避免數據采集過程中濾波、電平轉化帶來的復雜電路設計,簡化核心板對外接口通信;

2)對現有的執行機構接口進行改造,利用CAN總線替代原有10路AD/DA舵機位置采集與控制通道,大幅減少了信號采集輔助電路,提高了信息傳輸過程中抗干擾能力;

3)開關量功率輸出選擇光耦繼電器,改變了以前由IO口通過光耦隔離控制繼電器的模式,元器件體積大大減小,簡化了電路設計,提高了工作可靠性;

4)選用接口豐富的STM32F427作為主控板MCU,實現了前期PC104架構以80586處理器為核心板,通過104總線擴展串口板、IO板、AD/DA板,4塊104板卡的功能。

基于以上思路給出了一體化控制單元結構如圖2所示。系統采用插板結構,由主控板、電源板、傳感器板、底板組成。底板在各個模塊之間起到一個“橋梁”作用,其他模塊通過CRM3系列連接器與底板相連,實現各個板卡間的信號傳遞、轉接和集線等功能。電源板主要完成供電轉換,為主控板和傳感器板提供穩定、可靠的工作電壓。傳感器板主要為機載傳感器提供結構支撐和傳感器信號輸出。主控板實現與外圍保障設備之間的通信,同時需要對傳感器數據采集處理,實現對無人機飛行控制與管理,是本系統的核心和關鍵[5]。

圖2 一體化控制單元結構圖

2.2 傳感器板一體化設計

傳感器板一體化小型設計主要把原有的垂直陀螺和大氣數據計算機由商用成熟MEMS器件替換,GPS/INS設備沿用NovAtel公司的OEM615模塊不變。選用SBG公司Ellipse-E的OEM模塊替代原有的垂直陀螺,數據更新率達到100 Hz,完全滿足飛行控制50 Hz控制周期的需要,采用RS232接口與主控板通信;選用Honeywell公司IPT0020A33R和IPT0005G33R替代原有的大氣數據計算機,分別測量氣壓高度和空速,高度壓力測量誤差為0.04%,滿足0 m～10 000 m高度范圍內,高度誤差小于20 m的測量要求,空速差壓測量誤差控制在0.04%,滿足亞聲速飛行速度測量誤差小于5 m/s的要求[6]。采用SPI接口與主控板進行通信;OEM615提供衛星定位信息,2路RS232輸出,一路供主控板進行航跡控制用,另一路輸出到Ellipse-E模塊中用于飛行過程中誤差補償。在保證系統功能的情況下,板子大小控制在100 mm*120 mm*20 mm以內,體積縮小到原來的1/15。

2.3 主控板一體化設計

主控板是整個飛行控制計算單元硬件系統的核心模塊,CPU采用的是意法半導體公司32位芯片STM32F427,主頻高達180 MHz,帶有單精度浮點運算單元(FPU);具有3個12位24通道的A/D轉換器,滿足系統工作電壓采集要求;高達8個UART,滿足系統5路RS422和2路RS232接口擴展需求,6個SPI滿足系統壓力傳感器通信要求;2個CAN接口,滿足系統執行機構控制要求;16路開關量通道滿足系統2路DI和9路DO的使用需要;同時具有16路FIFO和突發支持的DMA控制器,大大降低了諸多外設與CPU通信的中斷開銷,滿足了CPU與外設的接口要求,并具有一定的可擴展性,同時也保證了CPU與外設的可靠實時通信。在系統功能一致的情況下,板子尺寸控制在100 mm*120 mm*16 mm,體積縮小到不到原來的1/2。

3 主控板詳細設計

從總體需求和設計方案可以看出,以STM32F427為核心主控板是系統功能實現的關鍵,與PC104系統相比，成本得到有效控制,體積大幅度減小,下面從主控板對外數字通信功能、AD轉化功能、開關量控制功能等方面進行詳細設計。

3.1 數字通訊功能設計

1) 串口模塊

為了與航行姿態系統、遙控遙測數據鏈、地面檢測、動力和任務設備等外圍單元的數據的通訊,同時考慮后續擴展,要求系統具有8路串口資源,STM32F427芯片具有8個串口,但輸出電平為TTL格式,與外圍設備要求的RS232/RS422電平不相匹配,需設計電平轉換電路。采用MAX3160E芯片完成電平的轉換功能,MAX3160E只需外接濾波電容即可正常工作,并且可通過跳線設置MAX3160E工作在RS-232/422電平模式,通過設置HDPLX引腳的電平可以選擇芯片工作在半雙工模式或全雙工模式[7]。串行接口電路如圖3所示。

圖3 串行接口電路

2)SPI接口模塊

主控板與氣壓高度和空速傳感器接口采用了SPI接口,氣壓高度傳感器選用Honeywell公司的IPT0020A33R型絕壓傳感器,其壓力測量范圍為0～20PSI(0～103.4 Kpa),滿足0 m～10 000 m標準氣壓高度的測量;其中空速傳感器選用Honeywell公司的IPT0005D33R型差壓傳感器,其壓力測量范圍為0～5PSI(0～34.5 Kpa),滿足0 m/s～240 m/s空速的測量。氣壓計空速計均采用SPI接口,其接口電路如圖4所示。

圖4 氣壓高度/空速測量接口電路

3)CAN接口模塊

為了實現舵機控制,需要外擴CAN接口電路,系統外擴了2路CAN接口電路。由于STM32F427自身具有CAN控制器,只需外接 CAN收發器即可完成CAN口通信功能。CAN接口電路如圖5所示,本文選用TJA1050作為CAN收發器,但輸出端需要外接120歐姆的電阻作為終端匹配電阻,具有避免信號的反射和回波、減少輻射的作用。

圖5 CAN接口電路

3.2 A/D轉換接口電路設計

處理器片內帶有12個模擬量輸入通道,但它的電壓采樣范圍為0 V～3.3 V,而需要采集的工作電壓一般在5 V、12 V等。因此在AD數據采集前要對輸出電壓信號進行調理,滿足處理器采樣需要,這里主要對輸入的模擬量信號調理電路進行設計。調理電路設計主要包括濾波和電平轉換兩部分,由于系統僅對設備的工作電壓進行采集,精度要求一般,只需考慮信號的電平轉換即可。這里選用OP497進行電平的變換,接口電路如圖6所示,不同的電壓變換比例通過設計調整R1、R2、R3的電阻,即可滿足系統模擬信號輸入要求。

圖6 A/D轉換接口電路

3.3 開關量模塊設計

開關量模塊主要用來控制開關量輸入與輸出,開關量輸入如圖7所示,用來采集供電轉換等設備工作狀態的采集。4路數字輸入信號經光電耦合器隔離、轉換后,變成TTL電平的數字信號送至處理器芯片GPIO口,增強電路的抗干擾能力。

開關量輸出通道主要用來控制開傘、拋傘、氣囊充氣等設備的控制,12路數字輸出信號經繼電器隔離,增加系統對外部設備工作時的抗干擾能力,如圖8所示。

圖7 開關量輸入通道

圖8 開關量輸出通道

4 測試驗證

為測試驗證一體化控制單元設計的合理性、正確性,對各接口功能分別進行測試驗證,其中與一體化控制單元內部GPS、IMU、壓力傳感器采取直聯測試,與其他外部設備交連接口采用PC機模擬、外部激勵、外部采集的形式進行測試,如圖9所示。

圖9 系統測試圖

4.1 數字通信接口測試

數字通信接口包括串口、CAN和SPI接口。CAN接口本身就具有實時性強、抗干擾能力強、可靠的容錯和檢錯機制等特點,其性能不容質疑,僅進行功能測試,驗證電路板設計的合理性,結果表明CAN模塊設計合理,滿足使用要求。

串口通信測試重點在于多串口的實時性上,首先測試各串口單一工作條件下的發送或接收性能,再測試各串口并行工作下的實時性能。為此依據各端口功能特點,合理分配各端口參數,如表1所示;同時在數據發送中采用DMA機制,接收中采用FIFO和中斷機制,最大限度地保證了數據的完整性,同時降低了CPU處理并行數據中斷切換占用率高的問題。以GPS串口通信為例,其傳輸頻率為20 Hz、每幀數據77 Byte,設置該接口波特率為38 400 bps,數據傳輸占空比在40%左右,在保證可靠傳輸的情況下,降低傳輸時延;在接收端設置256 Byte的環形接收FIFO,可完整存儲3幀數據,保證了數據的完整性,當FIFO中接收數據大于77 Byte觸發中斷處理信息,大幅降低CPU中斷次數,提高CPU利用率。依此進行其他串口設置測試,在并行、長時間、多次拷機情況下,無丟碼、誤碼發生,表明多串口模塊性能穩定可靠。

SPI接口與氣壓高度和空速采集處理結合進行。采用LAVERSAB公司的MODEL6580型大氣數據校驗儀為大氣壓力源,模擬初始速度為0,加速度為0.01 Ma/s2的勻加速過程,最終速度保持在Ma=0.5。一體化控制單元測量的速度曲線與激勵源的空速跟蹤及誤差曲線如圖10所示。可以看出空速壓力采集很好地跟蹤了激勵變化,最大誤差小于Ma=0.019,考慮大氣數據校驗儀本身輸出精度在Ma=0.005,動態誤差最大Ma=0.014,速度測量誤差小于5 m/s,在設計允許范圍內,穩態誤差趨于0,說明數據采集處理合理有效,達到了設計的目的。

表1 串口通信參數表

圖10 空速跟蹤及誤差曲線

4.2 AD接口測試

AD接口的輸入電壓為0 V～5 V,精度為12位,采用E36100直流穩壓電源作為輸入激勵,間隔1 V采集一次電壓值,采集的數據如表2所示。由測試數據可知,最大采樣偏差為0.026 V,平均采樣誤差0.016 V,滿足0.1 V采樣使用精度要求。

表2 AD轉化采集數據

4.3 開關量接口測試

開關量包括4路DI和12路DO,先測試DO,再將DO最為DI的輸入,測試DI。當DO通道程序輸出高電平5 V、低電平0 V交替變化信號,使用示波器FLUKE124B可在DO輸出端觀察到規則的方波信號,測試結果如表3所示。將DO信號直接輸出到DI口,可在DI輸入端讀取到高電平“1”和低電平“0”,可知4路DI和12路DO工作正常,滿足設計需要。

表3 DO輸出測量結果

5 結束語

本文依據低成本、小型化的要求,在繼承系統功能的前提下,在原有飛控計算機體積內,實現了飛控計算機和傳感器的一體化集成設計,節省了原有垂直陀螺和大氣數據機的安裝空間,實現了系統的小型化;同時選用商用成熟MEMS器件和主控MCU,降低了設備的成本。實驗驗證表明該一體化控制單元可與發控設備、任務設備、數據鏈、動力系統、仿真設備進行正常通訊,能夠對回收和任務設備進行開關量控制、對發射和回收狀態進行開關量采集,正確采集設備工作電壓和傳感器信息,可實現10 ms周期內無丟幀數據采集與處理,與原有20 ms采樣控制周期相比,計算能力得到了有效提升,滿足設計要求,同時該一體化單元資源豐富,具有一定的普適性,可以推廣到其他無人飛行器飛行控制應用場合。