1.3 飛行控制系統(tǒng)軟件總體設(shè)計
　　為確保程序運行可靠及編程簡便，系統(tǒng)采用了嵌入式操作系統(tǒng)USOS II^[2],。USOS II是針對中低檔單片機而設(shè)計的嵌入式實時操作系統(tǒng)內(nèi)核,。同時支持按時間片輪轉(zhuǎn)、按優(yōu)先級搶占,、二者結(jié)合共三種調(diào)度策略,，具有完善的任務(wù)管理功能，提供定時,、延時服務(wù),，支持消息、信號(signal)通信機制,，支持臨界代碼段保護,，提供二進制、計數(shù)型信號量(semaphore)同步對象等,，支持Bottom-half中斷管理機制^[3],。通過對飛行控制任務(wù)的分析，將整個程序分為縱向控制任務(wù),、橫向控制任務(wù),、飛行軌跡控制任務(wù)、飛行參數(shù)記錄任務(wù),。其中,，縱向控制任務(wù)包含油門控制和升降舵控制兩個相互交聯(lián)的子任務(wù)；而橫向控制任務(wù)包含方向舵控制、副翼控制兩個相互交聯(lián)的子任務(wù),，同時這兩個子任務(wù)也與升降舵控制子任務(wù)有交聯(lián),，以保證轉(zhuǎn)彎過程中對高度的損失能夠及時補償。與任務(wù)并列的程序還有AD中斷,、串口中斷,、比較器中斷等。軟件系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖如圖2所示,。

2 硬件設(shè)計
2.1 處理器的選型
　　在選擇處理器時,，需考慮可靠性、處理速度,、系統(tǒng)集成度,、開發(fā)成本方面的因素。
　　盡管ARM和DSP有相當(dāng)高的處理速度,，但多為商業(yè)級芯片,。在使用中，一般要進行數(shù)據(jù)存儲器和程序存儲器的擴展,，另外其I/O口不兼容5V電平邏輯,，不便于芯片擴展，開發(fā)工具成本也較高,。故在本系統(tǒng)中未采用,，而選用了Cygnal公司的高速混合信號系統(tǒng)級C8051F120^[4]單片機。針對本應(yīng)用,，它有以下優(yōu)點：
　　(1)100MI/s的處理速度,，完全能夠勝任飛行控制系統(tǒng)的事務(wù)處理。
　　(2)片上集成Flash程序存儲器,。
　　(3)2路UART口,，滿足本系統(tǒng)對UART的需求。
　　(4)共有16路AD采樣通道,，12位和8位精度通道各有8路,，滿足本系統(tǒng)的要求。
　　(5)6路PWM通道,，可完成對升降舵,、方向舵、副翼,、發(fā)動機等執(zhí)行機構(gòu)的控制,。
　　(6)片內(nèi)集成比較器，可完成遙控指令測量,。
2.2 接收機信號采集電路
　　遙控接收機的輸出信號為PCM脈寬信號,。接收機輸入控制系統(tǒng)的通道為8個,，分別控制油門、升降舵,、方向舵,、副翼、遙控模式與自主模式狀態(tài)切換及備用,。
　　C8051F120內(nèi)部集成了斯密特回滯比較器,，上升沿和下降沿都允許中斷,，因此可用來測量信號脈寬,。由于輸入通道共有8個，而C8051F120僅有2個比較器,，因此需要通過多路開關(guān)實現(xiàn)分時采集,。為了防止接收機與系統(tǒng)之間的干擾，兩板之間采用光耦實現(xiàn)電氣隔離,。電路原理如圖3所示,。8路PCM碼信號經(jīng)雙路四選一模擬開關(guān)CD4052選擇后再經(jīng)光耦輸入單片機比較器的引腳；通道選擇信號由單片機普通I/O經(jīng)光耦后接到CD4052的選擇引腳,。

2.3 控制信號輸出電路
　　方向舵,、升降舵、副翼,、發(fā)動機^[5]等都通過PWM信號控制,，C8051F120自身已提供了6路PWM通道，基本滿足了控制需求,。
　　為便于擴展,，控制系統(tǒng)將C8051F120內(nèi)部集成的兩路12位數(shù)模轉(zhuǎn)換器接出，用以控制模擬量的執(zhí)行機構(gòu),。
2.4 擴展Flash電路
　　由于飛行控制器需要具有記錄至少最后10min飛行數(shù)據(jù)的能力,，而頻繁改動單片機自身Flash則有可能會帶來不可預(yù)知的后果，因此擴展了一片Sumsung公司的NAND結(jié)構(gòu)Flash存儲器K9F2808,。該存儲器按頁進行讀寫,，按塊擦除，通過I/O口分時復(fù)用作為命令/地址/數(shù)據(jù),。為防止啟動或復(fù)位時電壓不穩(wěn)的誤擦除操作,，K9F2808的WP接了10 kΩ的上拉電阻，同時與地之間連接濾波電容,。其余控制引腳直接與單片機的普通IO口相連,。
3 飛行控制律設(shè)計
3.1 飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)
　　一般的飛行控制結(jié)構(gòu)如圖4所示，由內(nèi)部的姿態(tài)控制回路和外部的軌跡控制回路組成,。其中,，內(nèi)回路主要用來控制和穩(wěn)定飛機的姿態(tài),；外回路主要功能是控制飛機飛行軌跡，如高度的穩(wěn)定與控制,。因此,，飛行控制軟件的設(shè)計也分為內(nèi)部控制回路和外部控制回路兩部分。

　　控制律的設(shè)計方法上,，考慮到控制對象為高穩(wěn)定性小型無人機,，因此采用較為靈活簡單的PID[6]控制方式。從成本考慮,，無人機的建模采用實際遙控飛行,，利用飛行數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄飛行數(shù)據(jù)^[7]，繼而推算模型的方法,，節(jié)省使用風(fēng)洞的費用,。
3.2 姿態(tài)控制律設(shè)計
??? 姿態(tài)控制回路PID控制器結(jié)構(gòu)圖如圖5所示，利用角速率ω和角度θ雙路反饋,， 由三軸角速率陀螺反饋構(gòu)成阻尼回路,，角速率通過積分得到角度反饋組成姿態(tài)角穩(wěn)定回路。

??? 將通過遙控飛行所得出的飛機模型帶入上述姿態(tài)回路PID控制器結(jié)構(gòu)圖,，調(diào)整PID控制的各項參數(shù),，利用Matlab仿真軟件進行模擬控制律仿真，可分別得到各個姿態(tài)回路的PID控制參數(shù),。由于對控制對象的靈敏性要求并不高,，而對可靠性要求較高，因此調(diào)整參數(shù)時,，控制系統(tǒng)的三大特性排序為：穩(wěn)定性>準(zhǔn)確性>快速性,；表現(xiàn)在實際飛行中，飛行器在進行姿態(tài)變換時,，反應(yīng)較慢,，但平穩(wěn)性較高。
3.3 縱向控制律的分析與設(shè)計
　　縱向控制時,，油門,、升降舵分別為兩個相互關(guān)聯(lián)的回路，體現(xiàn)在編程上,，兩個回路由兩個任務(wù)控制,，采用共用變量在兩個任務(wù)間傳遞數(shù)據(jù)。
　　設(shè)計中,，采用高度偏差控制油門,，采用空速偏差控制升降舵位置。同時,，為防止飛機失速進入俯沖,，對迎角進行限幅處理,。
3.3.1 高度控制原理
　　常規(guī)控制原理認為油門位置的變化導(dǎo)致推力的變化，從而使飛機的飛行速度變化,。
　　但是在實際飛行中發(fā)現(xiàn),，推力的改變只是在開始過渡階段使飛行速度變化。而當(dāng)飛行速度的改變使升力發(fā)生變化時,，飛機的航跡角將改變,，使飛機爬升或下滑，而飛機的迎角和速度最終不會改變,。因此,，單純改變油門位置時，飛機運動狀態(tài)有一個變化過程,。過渡階段引起速度的變化,，穩(wěn)態(tài)后飛行速度和迎角均不改變，但飛機的高度發(fā)生了變化,。
　　整個控制過程表現(xiàn)為：如果高度大于設(shè)定值→油門減小→速度減小→俯仰角減小→飛機下滑→速度增大→俯仰角增大→高度降低／速度、俯仰角不變,；反之,，高度小于設(shè)定值→油門增大→速度增大→俯仰角增大→飛機爬升→速度減小→俯仰角減小→高度增加／速度、俯仰角不變,。
　　高度偏差的大小直接決定油門的位置,，從油門的位移到建立一定拉力（推力）的過程是非周期過程，時間常數(shù)較大,。飛機質(zhì)量越大,，則發(fā)動機剩余功率越小，這個動態(tài)過程也就越長,。
3.3.2 速度控制原理
　　常規(guī)控制原理認為升降舵位置的變化導(dǎo)致迎角的變化,，從而使飛機的飛行高度產(chǎn)生變化。
　　在實際飛行中發(fā)現(xiàn),，水平直線飛行中,，升降舵的偏轉(zhuǎn)位置對應(yīng)著一個迎角。在油門保持不變的情況下,，單純偏轉(zhuǎn)升降舵,，迎角的變化不僅能夠改變飛機的俯仰角，使飛機做曲線運動,，而且飛行速度也會發(fā)生顯著變化,。
　　控制過程表現(xiàn)為：如果速度低于設(shè)定值→升降舵下偏→迎角減小→俯仰角減小→飛機下滑→速度增大；反之,，速度高于設(shè)定值→迎角增大→俯仰角增大→飛機爬升→速度減小,。
　　采用速度偏差控制升降舵的優(yōu)點是：速度偏差的大小通過升降舵的作用直接決定迎角的大小,，飛機迎角變化范圍大，速度控制過程快,，作用效果明顯,，很容易實現(xiàn)穩(wěn)定。
3.4 橫側(cè)向控制律的分析與設(shè)計
　　橫側(cè)向控制時,，副翼,、方向舵分別為兩個相互關(guān)聯(lián)的回路，體現(xiàn)在編程上,，兩個回路由兩個任務(wù)控制,，并采用共用變量在兩個任務(wù)之間傳遞數(shù)據(jù)。同時,，在側(cè)向轉(zhuǎn)彎時,，副翼、方向舵回路也和升降舵聯(lián)動,，用升降舵的偏轉(zhuǎn)補償轉(zhuǎn)彎過程中損失的高度,。
　　系統(tǒng)采用轉(zhuǎn)彎速率控制方式進行轉(zhuǎn)彎?？刂苹芈吠ㄟ^航向偏差測算出偏差量,，從而確定希望的轉(zhuǎn)彎速率。
3.4.1 方向舵控制原理
　　在水平直線飛行中,，方向舵的偏轉(zhuǎn)位置對應(yīng)著一個側(cè)滑角,，側(cè)滑方向與方向舵的偏轉(zhuǎn)方向相反。如果只是單純的偏轉(zhuǎn)方向舵,，則飛機還會向方向舵的偏轉(zhuǎn)方向滾轉(zhuǎn),。
　　在一定的滾轉(zhuǎn)角和飛行速度下，只有一個與之對應(yīng)的轉(zhuǎn)彎速率（轉(zhuǎn)彎角速度）,。飛機的空速矢量以這個轉(zhuǎn)彎速率轉(zhuǎn)動時,，就是側(cè)滑角為零的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。
　　系統(tǒng)的側(cè)向控制通道是由航向通道和方向舵,、副翼通道共同組成的一個串級控制回路,。具有航向控制、偏航增穩(wěn)控制,、轉(zhuǎn)彎控制和航跡控制功能,。常規(guī)的水平轉(zhuǎn)彎最好使用方向舵控制，同時采用副翼控制飛機轉(zhuǎn)彎過程中的滾轉(zhuǎn),。
3.4.2 副翼控制原理
　　在無側(cè)滑的條件下,，副翼的偏轉(zhuǎn)位置對應(yīng)著一個穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)角速度。
　　單純偏轉(zhuǎn)副翼,，飛機在滾轉(zhuǎn)的同時還會向滾轉(zhuǎn)的方向側(cè)滑,，并使機頭向滾轉(zhuǎn)的方向偏轉(zhuǎn),。
　　無側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)沒有安定力矩，只有操縱力矩和機翼的阻轉(zhuǎn)力矩,。若保持滾轉(zhuǎn)的角度,，副翼必須回中使操縱力矩為零。
　　飛行速度增大,，橫側(cè)操縱性變好,；迎角增大，副翼效能變差,；迎角增大到一定程度,，將發(fā)生反操縱現(xiàn)象。飛機的副翼通道,，具有滾轉(zhuǎn)角控制,、滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制和協(xié)調(diào)方向舵轉(zhuǎn)彎的控制功能。
4 軟件設(shè)計
4.1 主程序設(shè)計
　　主程序主要完成硬件的初始化,、操作系統(tǒng)的初始化以及文件系統(tǒng)的初始化,。
　　在以上任務(wù)和中斷中，中斷的優(yōu)先級大于任務(wù)優(yōu)先級,。而任務(wù)優(yōu)先級根據(jù)其特性設(shè)定為：縱向控制任務(wù)>橫向控制任務(wù)>軌跡控制任務(wù)>飛參記錄任務(wù),。
4.2 縱向控制任務(wù)設(shè)計
　　縱向控制任務(wù)完成無人機飛行過程中縱向的姿態(tài)控制，保證了無人機處于可控的飛行速度及飛行高度狀態(tài)之中,，不會發(fā)生失速現(xiàn)象。
4.3 橫向控制任務(wù)設(shè)計
　　橫向控制任務(wù)完成無人機轉(zhuǎn)彎過程中的橫向姿態(tài)控制,，控制無人機轉(zhuǎn)彎的速率,，保證無人機在轉(zhuǎn)彎過程中的安全性，不會陷入“荷蘭滾”狀態(tài)中,。
4.4 飛行軌跡控制設(shè)計
　　飛行軌跡控制任務(wù)完成對飛機的飛行軌跡的控制,。該任務(wù)通過將GPS提供的方位參數(shù)、高度計提供的高度參數(shù),、空速管提供的空速參數(shù)與預(yù)先設(shè)定在Flash中各階段的飛行參數(shù)相比對,，得出高度、速度,、方位的誤差傳遞給縱向控制任務(wù)和橫向控制任務(wù),，以保證無人機按照預(yù)先設(shè)定的飛行參數(shù)飛行。
4.5 飛行參數(shù)記錄任務(wù)設(shè)計
　　由于USOS II已經(jīng)提供了比較完善的文件系統(tǒng)管理,，因此可采用類似于PC機Dos系統(tǒng)對文件的管理模式,。本設(shè)計中，將存儲用戶預(yù)先設(shè)定各個飛行點參數(shù)的Flash部分設(shè)定為C盤,，而存儲飛行數(shù)據(jù)的Flash存儲設(shè)定為D盤,。在Flash的初始化成功后,，即將以Flash為存儲媒介的C、D盤添加入文件系統(tǒng)中,，并創(chuàng)建各個任務(wù),。
　　飛行參數(shù)記錄任務(wù)將AD中斷、UART中斷,、比較器中斷采集到的各種飛行數(shù)據(jù)進行計算,、打包。為提高寫Nand Flash的效率,，在內(nèi)存中開辟了兩個與Flash頁面大小相同,、長度為512 B的緩沖區(qū)，打包完畢的數(shù)據(jù)先存入其中一個緩沖區(qū)內(nèi),。當(dāng)緩沖區(qū)存滿后,，將緩沖區(qū)滿標(biāo)志置位，并向飛行參數(shù)記錄任務(wù)發(fā)送消息,；飛行參數(shù)記錄任務(wù)接收到緩沖區(qū)滿的消息后,，會將對應(yīng)的緩沖區(qū)中的數(shù)據(jù)寫入Flash，并將緩沖區(qū)滿的標(biāo)志清空,。
4.6 中斷程序設(shè)計
　　AD采樣中斷完成對高度,、速度、航向,、姿態(tài),、舵機位置的數(shù)據(jù)采集，比較器中斷完成對油門控制信號的數(shù)據(jù)采集,，UART中斷完成對GPS定位信號的數(shù)據(jù)采集,。
　　由于采用了雙緩沖區(qū)設(shè)置，在中斷進行采集數(shù)據(jù)的情況下,，不會影響飛行參數(shù)記錄任務(wù)將打包后的數(shù)據(jù)寫入Flash,。
　　目前該小型無人機飛行控制系統(tǒng)已經(jīng)安裝到試驗的小型無人機上進行多次試飛，經(jīng)過檢測,，該系統(tǒng)運行穩(wěn)定,、可靠。通過試驗取得小型高穩(wěn)定性無人機的飛行參數(shù),，并通過PID控制律設(shè)計無人機姿態(tài)控制回路的方法,，節(jié)省了人力、物力,，為后續(xù)進行較大型無人機飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計提供了經(jīng)驗,。

參考文獻
[1] AP50控制系統(tǒng)技術(shù)手冊[EB/OL].Rev 030505，2003.
[2] 嵌入式軟件網(wǎng)．USOS II嵌入式操作系統(tǒng)使用手冊[EB/OL].http：//www.mcu-soft.com, 2006.
[3] 鄭玉全.微型搶占式實時操作系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn).單片機與嵌入式系統(tǒng)，2004(1)：27-31.
[4] SILICON LABORATORIES．C8051F120混合信號ISP?FLASH.微控制器數(shù)據(jù)手冊[EB/OL],，Rev.1.1,，2003，12.
[5] 鄭玉全,，陳杰,，沈為群，等.基于RTOS的渦噴發(fā)動機數(shù)字控制系統(tǒng)[J].電子技術(shù)應(yīng)用,，2005,，31(06)：34-37.
[6] 李瑋．無人機飛行PID控制及智能PID控制技術(shù)研究．南京理工大學(xué)碩士畢業(yè)論文，2004(3)：29-52.
[7] 陳杰,，蔣玉峰.基于RTOS的飛行數(shù)據(jù)采集記錄統(tǒng).電子技術(shù)應(yīng)用,，2007，33(10)：21-25.