引 言

靶機是無人機家族中的一個重要分支，主要用于模擬作戰(zhàn)飛機、導彈等威脅目標，為防空武器系統(tǒng)試驗和訓練提供逼真的空中靶標。隨著技術的進步，現代反艦導彈多采取“超低空掠海”飛行的突防方式，與之相應的用于模擬反艦導彈類目標的無人靶機也需要具有超低空掠海飛行能力。20世紀60年代，以美國為代表的西方發(fā)達國家推出了第一代具有超低空掠海定高飛行能力的靶機，之后迅速形成了系列化，并隨著新技術的應用不斷升級換代，某些經典型號至今仍在廣泛使用，如石雞、火蜂、米拉奇等系列靶機，其掠海飛行的相對高度均達到了5 m以下。國內在這一領域則起步較晚。飛行控制系統(tǒng)是無人機的“大腦”，無人機的超低空掠海飛行主要是在飛控系統(tǒng)高度控制器的控制下實現的。因此，本文針對小型靶機飛控系統(tǒng)的研制，基于無線電高度表／加速度計組合控制的基本原理，采用Kalman濾波信號處理方法和基于ARM7微處理器的嵌入式系統(tǒng)，設計了一種簡單實用的高度控制器，能夠對靶機飛行高度進行精確控制，從而實現超低空掠海定高飛行的目的。

1、飛控系統(tǒng)配置與高度控制原理

靶機飛控系統(tǒng)由傳感器、飛控計算機和執(zhí)行機構3個部分組成。傳感器主要包括垂直陀螺、兩軸角速率陀螺、三軸捷聯式磁航向傳感器、無線電高度表、垂向加速度計、空速管、GPS接收機、發(fā)動機溫度和轉速傳感器等；飛控計算機是飛控系統(tǒng)的核心部件，是一臺基于ARM7的嵌入式計算機，接收來自各傳感器的測量信息，并根據控制律進行解算，給出控制信號驅動執(zhí)行機構動作；執(zhí)行機構主要包括升降舵機、副翼舵機、舵回路控制器、發(fā)動機油門電機和ECU控制器。飛控系統(tǒng)組成如圖1所示。

高度控制器主要由內、外兩個反饋控制回路構成。首先是以垂直陀螺和角速率陀螺測量信號作為反饋控制信號構成靶機姿態(tài)控制內回路（角運動控制系統(tǒng)），包括橫向、縱向兩個控制通道，是系統(tǒng)的核心控制回路。由于姿態(tài)控制系統(tǒng)在常值干擾力矩（如垂風）的干擾下存在姿態(tài)角靜差，會導致高度漂移，不能直接應用于高度軌跡的穩(wěn)定與控制，因此在高度控制系統(tǒng)中需要直接測量飛機高度和垂向運動速度等線運動信息，使用高度表和線加速度計等傳感器，在姿態(tài)控制系統(tǒng)基礎上建立高度控制外回路，兩者共同構成完整的高度控制系統(tǒng)（圖1中陰影部分）。在超低空飛行時要使用高精度的高度傳感器，通常采用無線電高度表。在該系統(tǒng)的實際設計中，采取了無線電高度表和線加速度計組合控制，即對無線電高度表和垂向線加速度計測量信息進行特定算法綜合處理后，得到靶機高度和垂向速度的兩路反饋控制信號，送到縱向姿態(tài)控制通道，形成高度控制外回路，與姿態(tài)控制內回路共同完成高度控制功能。

2、高度控制律設計

2．1 基本控制律設計

為了減少設計風險，高度控制律采用經典的比例一微分（PD）控制。

控制量由四部分組成，包括姿態(tài)控制內回路和高度控制外回路的各兩個控制量。姿態(tài)控制內回路：與俯仰角偏差△θ成正比的比例控制器作為主控制對俯仰角進行修正，與俯仰角速率θ成正比的微分控制器主要用于改善姿態(tài)內回路的阻尼特性。

高度控制外回路：與高度差△H成正比的比例控制器作為主控制對高度進行修正，與垂向速度冉成正比的微分控制器則主要用于改善高度外回路的阻尼特性。

2．2 信號處理方法及效果分析

在基本控制律確定后，一個必須解決好的主要問題就是如何獲取高質量的反饋控制信號。俯仰角偏差△θ與俯仰角速率θ，按常規(guī)做法可分別由垂直陀螺和角速率陀螺提供滿足精度要求的信號。這里主要問題在于高度信號H和垂向速度信號H的獲取和處理。無線電高度表信號由于海浪起伏等因素的影響本身含有大量的噪聲，并且如果直接采用高度表信號微分獲取垂向速度信號，會引起系統(tǒng)不穩(wěn)定，不能單獨使用；如果采用加速度計信號積分獲取垂向速度信號和高度信號，又存在誤差累積的問題，也不能單獨使用。然而如果將兩者組合使用，則可以產生很好的優(yōu)勢互補效果。所以，本文采用了一種Kalman互補濾波算法，既可濾除高度信號噪聲，又可獲得高質量的垂向速度信號。其設計思想是通過對垂向加速度信號進行積分得到垂向速度，再對垂向速度積分得到高度，將此高度與高度表的實際測量高度進行比較，得到一個偏差量。把該偏差量作為當前時刻的誤差估計值重新加入到垂直加速度和垂直速度上繼續(xù)進行濾波運算。高度信號與垂向加速度信號互補濾波的原理如圖3所示。

再對該濾波算法的效果進行分析。設拖靶的實際高度為Hr，記a=Hr+Na，其中Na表示加速度的誤差，則有：

從上面可以看出，解算后的速度V由三個部分組成：

真實高度的微分：sHr（s）

這樣得到的垂向速度和高度信號中，加速度誤差和高度誤差的信號能夠被有效地濾波，特別是能夠有效地去除海雜波的影響。

3、控制器軟硬件設計與實現

高度控制器是靶機飛控系統(tǒng)的一部分，它以飛控計算機為核心，并與各路傳感器及執(zhí)行結構共同構成閉環(huán)控制系統(tǒng)。主要由飛控計算機、垂直陀螺、角速率陀螺、無線電高度表、加速度計、舵回路控制器、舵機等設備組成。

（1）飛控計算機

飛控計算機包括主機板、A／D轉換板、串行數據通訊接口板、開關量接口板、D／A轉換板、模擬輸入前置處理板、離散輸入／輸出及光電隔離／驅動板、DC／DC電源變換板等。采用基于ARM的嵌入式系統(tǒng)設計，具有體積小，功耗低，硬件資源豐富，易于開發(fā)，實時性和可靠性好等優(yōu)勢。主機板處理器選用ARM7TDMS-S體系結構的32位LPC2124芯片，其16 KB的內部RAM以及128 KB的內部FLASH存儲器，可很好地滿足嵌入式實時操作系統(tǒng)RTOS（μC／OS-Ⅱ）的運行要求，保證系統(tǒng)每20 ms能進行一次高度控制律解算。

（2）垂直陀螺

選用TC-3E型垂直陀螺儀，在高度控制回路中主要用于測量飛機俯仰角姿態(tài)，工作范圍俯仰角為±30°，輸出模擬電壓信號。

（3）角速率陀螺

選用2軸角速率陀螺，在高度控制回路中主要用于測量飛機俯仰姿態(tài)角速度，俯仰角速度輸出范圍為±60°／s，輸出模擬電壓信號。

（4）無線電高度表

采用調頻／連續(xù)波（FM／CW）體制，工作頻率為4 200～4 400 MHz，測高范圍為0～300 m，高度輸出形式為：RS 232串口輸出，波特率為38 400 b／s，更新率為50 Hz。

（5）加速度計

加速度計安裝在靶機的重心位置，用于測量拖靶的垂直方向加速度，選用ADXL105AQC加速度計芯片，精度為±1～±5 g，單通道模擬輸出，分辨率2 mg。

（6）舵回路控制器

基于PWM直流電機驅動器專用集成電路L292設計。包括位置調節(jié)器、電流調節(jié)器、PWM功放、位置反饋和電流反饋傳感器。位置反饋為主反饋回路，采用WDL－25直滑式精密導電塑料電位器；電流反饋采用標準電阻。

（7）升降舵機

采用齒輪減速永磁直流力矩電機，額定轉矩15 Nm，額定轉速（減速后）4±1 r／min。

（8）軟件設計

基于嵌入式實時多任務操作系統(tǒng)μC／OS－Ⅱ下編寫應用程序，具有可移植、裁剪、多任務和基于優(yōu)先級的搶占式任務調度等特點，實時性好，可靠性高。使用實時操作系統(tǒng)（RTOS）是因為可將應用分解成多任務，簡化了應用軟件的設計，同時RTOS使控制系統(tǒng)的實時性得到保證；良好的多任務設計，又有助于提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性和可靠性。

4、半實物仿真實驗與結果

在自行搭建的無人機半實物仿真平臺上，對所開發(fā)的小型無人靶機高度控制系統(tǒng)進行了仿真驗證。飛機模型采用六自由度非線性全量運動方程，基本仿真步長為5 ms，仿真計算精度為64 b（雙精度浮點）。仿真系統(tǒng)包括在三軸轉臺上的垂直陀螺、角速率陀螺，與動靜壓模擬器連接的空速傳感器，而無線電高度表信號、加速度計信號則通過計算機模擬，再接人高度控制計算機、舵機等構成仿真回路。仿真結果如圖4和圖5所示，本文給出了兩種主要干擾條件下的結果。

仿真結果表明，在4級海情產生高度表噪聲影響和加速度計測量誤差影響的情況下，系統(tǒng)能夠控制靶機平穩(wěn)進入14 m定高飛行狀態(tài)，并按精度要求保持在預定高度飛行。在5 m／s垂風干擾下，靶機能夠很快回到預定的14 m基準高度?？梢娤到y(tǒng)靜動態(tài)響應指標能滿足設計要求。

5、結 語

本文基于無線電高度表／加速度計組合控制模式，采用成熟的比例一微分（PD）控制原理，Kalman互補濾波的信號處理方法，以及基于ARM的硬件實現和μC／OS－Ⅱ嵌入式實時操作系統(tǒng)的軟件開發(fā)，設計了小型靶機超低空掠海飛行高度控制器，其結構簡單緊湊，原理可行。半實物仿真實驗結果表明，系統(tǒng)具有良好的靜、動態(tài)響應特性，完全能夠實現對靶機超低空高精度掠海定高飛行的控制，系統(tǒng)設計和軟硬件實現都是成功的。

責任編輯：gt