《電子技術(shù)應(yīng)用》
您所在的位置:首頁(yè) > 嵌入式技術(shù) > 業(yè)界動(dòng)態(tài) > 基于RTOS的小型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)

基于RTOS的小型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)

2009-06-19
作者:陳 杰,,陳 超,,周建軍,,莫?dú)J

  摘 要: 一種基于RTOS的小型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn),。該系統(tǒng)基于C8051F120單片機(jī)和USOS II嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng),,通過(guò)使用實(shí)際飛行獲取的飛行參數(shù),,采用PID控制律實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)控制;通過(guò)使用GPS提供的方位信息,,實(shí)現(xiàn)了無(wú)人機(jī)的軌跡控制,。同時(shí),該控制系統(tǒng)還提供了飛行參數(shù)的存儲(chǔ),。
  關(guān)鍵詞: C8051F120,;實(shí)時(shí)操作系統(tǒng);無(wú)人機(jī),;PID

?

  隨著無(wú)人機(jī)的逐漸小型,、微型化,無(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)逐漸向微型化,、低功耗,、低成本的方向發(fā)展。飛行控制系統(tǒng)作為無(wú)人機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)部件,,國(guó)外已有廠商針對(duì)小型無(wú)人機(jī)開(kāi)發(fā)出了微型飛控系統(tǒng),,如美國(guó)Vesta Technology公司的AP30,、AP40、AP50[1]系列,、Cloud Cap Technology公司的PICCOLO系列以及MICROPILOT公司研制的MP 1000等,。它們體積小、重量輕,,但價(jià)格都比較高,,或者根本就限制對(duì)華銷(xiāo)售。國(guó)內(nèi)科研單位主要研制的是針對(duì)中,、大型無(wú)人機(jī)的飛控系統(tǒng),。這類(lèi)飛行控制系統(tǒng)的體積、重量,、功耗都很大,,而且成本高,不能滿足微,、小型無(wú)人機(jī)的需要,。針對(duì)以上情況,本文研究設(shè)計(jì)了針對(duì)微,、小型無(wú)人機(jī)的小體積,、低功耗、低成本的小型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng),。
1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)
1.1 飛行控制系統(tǒng)系統(tǒng)需求

  針對(duì)小型無(wú)人機(jī)飛控系統(tǒng)的特點(diǎn),,提出了系統(tǒng)的軟硬件需求。
  (1)硬件需求
  小型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的硬件需要滿足處理速度快,、多路模擬,、數(shù)字信號(hào)采集/輸出能力及數(shù)據(jù)存儲(chǔ)能力強(qiáng)。其具體需求如下:
 ?、倬哂休^高的處理速度,,能夠勝任控制系統(tǒng)的眾多事務(wù)處理。
 ?、诰哂卸嗦纺M信號(hào)的較高精度的采集能力,。飛機(jī)姿態(tài)參數(shù)的采集使用空速傳感器、高度傳感器,、角速度傳感器等,,上述傳感器輸出的都是模擬信號(hào),需經(jīng)量化后送往處理器處理,。
 ?、劬邆鋵?duì)8路遙控PCM指令信號(hào)的采集能力。本系統(tǒng)有自主飛行和遙控兩種控制模式,,在起飛和著陸階段均采用遙控模式,。在遙控模式下,,由操縱員操作遙控器發(fā)送指令控制舵機(jī)、油門(mén)等執(zhí)行機(jī)構(gòu),。遙控器發(fā)送的指令形式為PCM,,一般有8個(gè)通道。
 ?、芴峁┒嗦稰WM信號(hào)輸出接口,。升降舵、方向舵,、副翼,、油門(mén)都擬采用PWM控制方式。
 ?、菘纱鎯?chǔ)約10min的飛行記錄信息,。
  ⑥至少兩路UART接口,。飛控系統(tǒng)擬采用GPS導(dǎo)航,,GPS模塊通信接口為UART;采用GPRS模塊實(shí)現(xiàn)地面站與飛控系統(tǒng)的通信,,GPRS模塊通信接口也為UART,。
  ⑦提供航路點(diǎn)等參數(shù)的設(shè)置,、飛行記錄等信息輸出的接口,。通過(guò)PC、PDA可方便地訪問(wèn)這些參數(shù),。
 ?、酁橐院蠊δ軘U(kuò)展預(yù)留接口。
  (2)軟件需求
  無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的軟件設(shè)計(jì)較為復(fù)雜,。飛行動(dòng)態(tài)連續(xù)控制中,應(yīng)確保處理運(yùn)算,、控制等所有任務(wù)無(wú)相互干擾,,同步、實(shí)時(shí)進(jìn)行,;需要完成姿態(tài)控制,、軌跡控制、數(shù)據(jù)采集記錄,、舵機(jī)油泵的控制等任務(wù),。
1.2 飛行控制系統(tǒng)硬件總體設(shè)計(jì)
  硬件系統(tǒng)的總體框圖如圖1所示,整個(gè)系統(tǒng)由接收機(jī)信號(hào)采集通道,、接口電路,、傳感器信號(hào)轉(zhuǎn)換電路,、PWM輸出通道組成。GPS導(dǎo)航模塊,、GPRS無(wú)線通信模塊均通過(guò)UART接口與系統(tǒng)相連,。系統(tǒng)與PC、PDA的通信接口也采用UART口,,由于只在地面時(shí)才使用PC,、PDA進(jìn)行參數(shù)設(shè)置、讀出飛行記錄信息等,,故與GPRS模塊復(fù)用同一路UART,。

?


1.3 飛行控制系統(tǒng)軟件總體設(shè)計(jì)
  為確保程序運(yùn)行可靠及編程簡(jiǎn)便,系統(tǒng)采用了嵌入式操作系統(tǒng)USOS II[2],。USOS II是針對(duì)中低檔單片機(jī)而設(shè)計(jì)的嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)內(nèi)核,。同時(shí)支持按時(shí)間片輪轉(zhuǎn)、按優(yōu)先級(jí)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(shí),、延時(shí)服務(wù),,支持消息、信號(hào)(signal)通信機(jī)制,,支持臨界代碼段保護(hù),,提供二進(jìn)制、計(jì)數(shù)型信號(hào)量(semaphore)同步對(duì)象等,,支持Bottom-half中斷管理機(jī)制[3],。通過(guò)對(duì)飛行控制任務(wù)的分析,將整個(gè)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(mén)控制和升降舵控制兩個(gè)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(gè)相互交聯(lián)的子任務(wù),,同時(shí)這兩個(gè)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(guò)程中對(duì)高度的損失能夠及時(shí)補(bǔ)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(jì)
2.1 處理器的選型
  在選擇處理器時(shí),,需考慮可靠性、處理速度,、系統(tǒng)集成度,、開(kāi)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(jí)芯片,。在使用中,一般要進(jìn)行數(shù)據(jù)存儲(chǔ)器和程序存儲(chǔ)器的擴(kuò)展,,另外其I/O口不兼容5V電平邏輯,,不便于芯片擴(kuò)展,開(kāi)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(hào)系統(tǒng)級(jí)C8051F120[4]單片機(jī)。針對(duì)本應(yīng)用,,它有以下優(yōu)點(diǎn):
  (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(chǔ)器,。
  (3)2路UART口,,滿足本系統(tǒng)對(duì)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(duì)升降舵,、方向舵、副翼,、發(fā)動(dòng)機(jī)等執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制,。
  (6)片內(nèi)集成比較器,可完成遙控指令測(cè)量,。
2.2 接收機(jī)信號(hào)采集電路
  遙控接收機(jī)的輸出信號(hào)為PCM脈寬信號(hào),。接收機(jī)輸入控制系統(tǒng)的通道為8個(gè),分別控制油門(mén),、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(lái)測(cè)量信號(hào)脈寬,。由于輸入通道共有8個(gè),而C8051F120僅有2個(gè)比較器,,因此需要通過(guò)多路開(kāi)關(guān)實(shí)現(xiàn)分時(shí)采集,。為了防止接收機(jī)與系統(tǒng)之間的干擾,兩板之間采用光耦實(shí)現(xiàn)電氣隔離,。電路原理如圖3所示,。8路PCM碼信號(hào)經(jīng)雙路四選一模擬開(kāi)關(guān)CD4052選擇后再經(jīng)光耦輸入單片機(jī)比較器的引腳;通道選擇信號(hào)由單片機(jī)普通I/O經(jīng)光耦后接到CD4052的選擇引腳,。


2.3 控制信號(hào)輸出電路
  方向舵,、升降舵、副翼,、發(fā)動(dòng)機(jī)[5]等都通過(guò)PWM信號(hào)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(kuò)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(jī)構(gòu),。
2.4 擴(kuò)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(dòng)單片機(jī)自身Flash則有可能會(huì)帶來(lái)不可預(yù)知的后果,因此擴(kuò)展了一片Sumsung公司的NAND結(jié)構(gòu)Flash存儲(chǔ)器K9F2808,。該存儲(chǔ)器按頁(yè)進(jìn)行讀寫(xiě),,按塊擦除,通過(guò)I/O口分時(shí)復(fù)用作為命令/地址/數(shù)據(jù),。為防止啟動(dòng)或復(fù)位時(shí)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(shí)與地之間連接濾波電容,。其余控制引腳直接與單片機(jī)的普通IO口相連,。
3 飛行控制律設(shè)計(jì)
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(lái)控制和穩(wěn)定飛機(jī)的姿態(tài);外回路主要功能是控制飛機(jī)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(jì)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(jì)方法上,,考慮到控制對(duì)象為高穩(wěn)定性小型無(wú)人機(jī),,因此采用較為靈活簡(jiǎn)單的PID[6]控制方式。從成本考慮,,無(wú)人機(jī)的建模采用實(shí)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(fèi)用,。
3.2 姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)
??? 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(guò)積分得到角度反饋組成姿態(tài)角穩(wěn)定回路。


??? 將通過(guò)遙控飛行所得出的飛機(jī)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(xiàng)參數(shù),,利用Matlab仿真軟件進(jìn)行模擬控制律仿真,可分別得到各個(gè)姿態(tài)回路的PID控制參數(shù),。由于對(duì)控制對(duì)象的靈敏性要求并不高,,而對(duì)可靠性要求較高,因此調(diào)整參數(shù)時(shí),,控制系統(tǒng)的三大特性排序?yàn)椋悍€(wěn)定性>準(zhǔn)確性>快速性,;表現(xiàn)在實(shí)際飛行中,飛行器在進(jìn)行姿態(tài)變換時(shí),,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(jì)
  縱向控制時(shí),,油門(mén),、升降舵分別為兩個(gè)相互關(guān)聯(lián)的回路,體現(xiàn)在編程上,,兩個(gè)回路由兩個(gè)任務(wù)控制,,采用共用變量在兩個(gè)任務(wù)間傳遞數(shù)據(jù)。
  設(shè)計(jì)中,,采用高度偏差控制油門(mén),,采用空速偏差控制升降舵位置。同時(shí),,為防止飛機(jī)失速進(jìn)入俯沖,,對(duì)迎角進(jìn)行限幅處理。
3.3.1 高度控制原理
  常規(guī)控制原理認(rèn)為油門(mén)位置的變化導(dǎo)致推力的變化,,從而使飛機(jī)的飛行速度變化,。
  但是在實(shí)際飛行中發(fā)現(xiàn),推力的改變只是在開(kāi)始過(guò)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(shí),,飛機(jī)的航跡角將改變,,使飛機(jī)爬升或下滑,而飛機(jī)的迎角和速度最終不會(huì)改變,。因此,單純改變油門(mén)位置時(shí),,飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)有一個(gè)變化過(guò)程,。過(guò)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(jī)的高度發(fā)生了變化,。
  整個(gè)控制過(guò)程表現(xiàn)為:如果高度大于設(shè)定值→油門(mén)減小→速度減小→俯仰角減小→飛機(jī)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(mén)增大→速度增大→俯仰角增大→飛機(jī)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(mén)的位置,,從油門(mén)的位移到建立一定拉力(推力)的過(guò)程是非周期過(guò)程,時(shí)間常數(shù)較大,。飛機(jī)質(zhì)量越大,,則發(fā)動(dòng)機(jī)剩余功率越小,這個(gè)動(dòng)態(tài)過(guò)程也就越長(zhǎng),。
3.3.2 速度控制原理
  常規(guī)控制原理認(rèn)為升降舵位置的變化導(dǎo)致迎角的變化,,從而使飛機(jī)的飛行高度產(chǎn)生變化。
  在實(shí)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(duì)應(yīng)著一個(gè)迎角。在油門(mén)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(jī)的俯仰角,使飛機(jī)做曲線運(yùn)動(dòng),,而且飛行速度也會(huì)發(fā)生顯著變化,。
  控制過(guò)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(jī)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(jī)爬升→速度減小,。
  采用速度偏差控制升降舵的優(yōu)點(diǎn)是:速度偏差的大小通過(guò)升降舵的作用直接決定迎角的大小,飛機(jī)迎角變化范圍大,,速度控制過(guò)程快,,作用效果明顯,很容易實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定,。
3.4 橫側(cè)向控制律的分析與設(shè)計(jì)
  橫側(cè)向控制時(shí),,副翼,、方向舵分別為兩個(gè)相互關(guān)聯(lián)的回路,體現(xiàn)在編程上,,兩個(gè)回路由兩個(gè)任務(wù)控制,,并采用共用變量在兩個(gè)任務(wù)之間傳遞數(shù)據(jù)。同時(shí),,在側(cè)向轉(zhuǎn)彎時(shí),,副翼、方向舵回路也和升降舵聯(lián)動(dòng),,用升降舵的偏轉(zhuǎn)補(bǔ)償轉(zhuǎn)彎過(guò)程中損失的高度,。
  系統(tǒng)采用轉(zhuǎn)彎速率控制方式進(jìn)行轉(zhuǎn)彎??刂苹芈吠ㄟ^(guò)航向偏差測(cè)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(duì)應(yīng)著一個(gè)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(jī)還會(huì)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(gè)與之對(duì)應(yīng)的轉(zhuǎn)彎速率(轉(zhuǎn)彎角速度),。飛機(jī)的空速矢量以這個(gè)轉(zhuǎn)彎速率轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí),,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(gè)串級(jí)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(shí)采用副翼控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的滾轉(zhuǎn),。
3.4.2 副翼控制原理
  在無(wú)側(cè)滑的條件下,,副翼的偏轉(zhuǎn)位置對(duì)應(yīng)著一個(gè)穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)角速度。
  單純偏轉(zhuǎn)副翼,,飛機(jī)在滾轉(zhuǎn)的同時(shí)還會(huì)向滾轉(zhuǎn)的方向側(cè)滑,,并使機(jī)頭向滾轉(zhuǎn)的方向偏轉(zhuǎn)。
  無(wú)側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)沒(méi)有安定力矩,,只有操縱力矩和機(jī)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(jī)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(jì)
4.1 主程序設(shè)計(jì)

  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(jí)大于任務(wù)優(yōu)先級(jí),。而任務(wù)優(yōu)先級(jí)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(jì)
  縱向控制任務(wù)完成無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中縱向的姿態(tài)控制,,保證了無(wú)人機(jī)處于可控的飛行速度及飛行高度狀態(tài)之中,,不會(huì)發(fā)生失速現(xiàn)象。
4.3 橫向控制任務(wù)設(shè)計(jì)
  橫向控制任務(wù)完成無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的橫向姿態(tài)控制,,控制無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)彎的速率,,保證無(wú)人機(jī)在轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的安全性,不會(huì)陷入“荷蘭滾”狀態(tài)中,。
4.4 飛行軌跡控制設(shè)計(jì)
  飛行軌跡控制任務(wù)完成對(duì)飛機(jī)的飛行軌跡的控制,。該任務(wù)通過(guò)將GPS提供的方位參數(shù)、高度計(jì)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(duì),,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(wú)人機(jī)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(jì)
  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(lèi)似于PC機(jī)Dos系統(tǒng)對(duì)文件的管理模式,。本設(shè)計(jì)中,將存儲(chǔ)用戶預(yù)先設(shè)定各個(gè)飛行點(diǎn)參數(shù)的Flash部分設(shè)定為C盤(pán),,而存儲(chǔ)飛行數(shù)據(jù)的Flash存儲(chǔ)設(shè)定為D盤(pán),。在Flash的初始化成功后,即將以Flash為存儲(chǔ)媒介的C,、D盤(pán)添加入文件系統(tǒng)中,,并創(chuàng)建各個(gè)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(jìn)行計(jì)算,、打包。為提高寫(xiě)Nand Flash的效率,,在內(nèi)存中開(kāi)辟了兩個(gè)與Flash頁(yè)面大小相同,、長(zhǎng)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(gè)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(huì)將對(duì)應(yīng)的緩沖區(qū)中的數(shù)據(jù)寫(xiě)入Flash,并將緩沖區(qū)滿的標(biāo)志清空,。
4.6 中斷程序設(shè)計(jì)
  AD采樣中斷完成對(duì)高度,、速度、航向,、姿態(tài),、舵機(jī)位置的數(shù)據(jù)采集,比較器中斷完成對(duì)油門(mén)控制信號(hào)的數(shù)據(jù)采集,,UART中斷完成對(duì)GPS定位信號(hào)的數(shù)據(jù)采集,。
  由于采用了雙緩沖區(qū)設(shè)置,在中斷進(jìn)行采集數(shù)據(jù)的情況下,,不會(huì)影響飛行參數(shù)記錄任務(wù)將打包后的數(shù)據(jù)寫(xiě)入Flash,。
  目前該小型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)已經(jīng)安裝到試驗(yàn)的小型無(wú)人機(jī)上進(jìn)行多次試飛,經(jīng)過(guò)檢測(cè),,該系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定,、可靠。通過(guò)試驗(yàn)取得小型高穩(wěn)定性無(wú)人機(jī)的飛行參數(shù),,并通過(guò)PID控制律設(shè)計(jì)無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制回路的方法,,節(jié)省了人力、物力,,為后續(xù)進(jìn)行較大型無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了經(jīng)驗(yàn),。


參考文獻(xiàn)
[1] AP50控制系統(tǒng)技術(shù)手冊(cè)[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(cè)[EB/OL].http://www.mcu-soft.com, 2006.
[3] 鄭玉全.微型搶占式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn).單片機(jī)與嵌入式系統(tǒng),,2004(1):27-31.
[4] SILICON LABORATORIES.C8051F120混合信號(hào)ISP?FLASH.微控制器數(shù)據(jù)手冊(cè)[EB/OL],,Rev.1.1,2003,,12.
[5] 鄭玉全,,陳杰,沈?yàn)槿海?基于RTOS的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)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(wú)人機(jī)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.

本站內(nèi)容除特別聲明的原創(chuàng)文章之外,,轉(zhuǎn)載內(nèi)容只為傳遞更多信息,,并不代表本網(wǎng)站贊同其觀點(diǎn)。轉(zhuǎn)載的所有的文章,、圖片,、音/視頻文件等資料的版權(quán)歸版權(quán)所有權(quán)人所有。本站采用的非本站原創(chuàng)文章及圖片等內(nèi)容無(wú)法一一聯(lián)系確認(rèn)版權(quán)者,。如涉及作品內(nèi)容,、版權(quán)和其它問(wèn)題,請(qǐng)及時(shí)通過(guò)電子郵件或電話通知我們,,以便迅速采取適當(dāng)措施,避免給雙方造成不必要的經(jīng)濟(jì)損失,。聯(lián)系電話:010-82306118,;郵箱:[email protected]