无人靶机飞行控制系统.doc

中图分类号：V249 论文编号：1028703 11-0087学科分类号：081105 硕士学位论文无人靶机飞行控制系统硬件设计与实现研究生姓名学科、专业导航、制导与控制研究方向飞行控制技术指导教师南京航空航天大学研究生院 自动化学院二一八年一月Nanjing University of Aeronautics and AstronauticsThe Graduate SchoolCollege of Automation EngineeringHardware Design and Implement of the Flight Control System for Target Drone A Thesis inNavigation, Guidance and ControlbyYang HuiAdvised byAssociate Professor Li ChuntaoSubmitted in Partial Fulfillmentof the Requirementsfor the Degree ofMaster of EngineeringJan,2018承诺书本人郑重声明：所呈交的硕士学位论文，是本人在导师指导下，独立进行研究工作及所取得的研究成果。除了文中特别注明加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得南京航空航天大学或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。本人授权南京航空航天大学可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。（保密的学位论文在解密后适用本承诺书）作者签名： 日 期： 南京航空航天大学硕士学位论文摘 要针对无人靶机对飞行控制系统任务控制、接口、性能、体积和重量等的要求，本文开展了以DSP处理器为核心的无人靶机飞行控制系统的研究，完成了系统的硬件设计、测试及底层驱动软件设计、测试，为无人靶机飞行控制率设计开发奠定了坚实基础。本文研究了无人靶机飞行控制系统的特殊性和国内外研究现状，根据无人靶机对飞行控制系统的需求，完成了以DSP处理器为核心的飞行控制系统的硬件方案设计。在设计方案中采用模块化设计思想，按照系统功能组成将飞行控制系统划分为控制单元、传感器、执行机构、测控模块、系统电源。其次，基于DSP微处理器的最小系统，实现了由时钟电路、复位电路、调试接口电路、存储器扩展电路构成CPU模块的硬件设计，解决了系统可靠性以及存储器资源不足的问题。根据系统集成多种传感器、执行机构、测控模块和任务功能单元的特点，开展并完成了多路模拟量输入（ADC）接口、多种电气规格的串行通信接口和多路PWM接口电路的设计与实现。再次，根据系统各模块的供电需求，完成了二次电源与配电的详细设计。为了提高系统的可靠性特别是电磁兼容性，采用信号流向设计、模拟与数字单点共地、光电隔离、电源分割等技术，完成了多层板布线设计与制作，降低了电磁干扰，提高了系统工作的稳定性和可靠性。本文最后开发了飞行控制系统驱动软件。对系统硬件的功能和性能进行单元测试和系统集成测试，在硬件设计和底层开发软件基础上，验证了飞行控制系统硬件设计正确性。关键词：无人靶机，DSP，飞行控制系统ABSTRACTWith the strict requirements on flight control system performance, its size and weight of target drone, this paper designs the flight control system based on DSP processor for target drone, which lays a solid foundation for performance test and the software development of target drone.After describing the research status of flight control system for target drone in the world, the whole hardware scheme based on DSP processor is given in order to meet the target drone flight control system functions. And flight control system is divided into the control module, Sensor, actuator, measurement and system power supply.Secondly, the control module based on the minimal system of DSP microprocessor is developed, which consists of clock part, restet part, debugging part and memeory part. Then, the interface circuits related AD interface, serial communication interface and PWM interface is given according to the properties of sensors, actuators, wireless communication.Thirdly, detailed design of secondary power supply and power distribution was accomplished, which is based on the electricity demand of each module in the system. In order to improve the reliability of system, especially for electromagnetic compatibility, some technologies, such as signal-flow design, analogue and digital single-point grounding, optoelectronic isolation, power-layer and grounding-layer segment, is used in the hareware circuits, which effectively reduced the electromagnetic interference and improved the system operating stability and reliability.After completement of device driver software development, on the basis of hardware design and the underlying development software, the unit test and system integrated test were carried out for the hardware system. Verify the correctness of the flight control system hardware designed for target drone.Key Words: Target Drone, DSP, flight control system目 录摘 要iABSTRACTii目 录iii图表清单v注释表vi第一章 绪论11.1 引言11.2 飞行控制系统研究现状11.2.1 国外研究现状21.2.2 国内研究现状31.3 研究内容和章节安排5第二章 系统设计方案62.1 引言62.2 系统方案设计62.2.1 控制单元72.2.2 传感器构成82.2.2.1 压力传感器82.2.2.2 IMU传感器92.2.2.3 GPS模块102.2.2.4 垂直陀螺102.2.3 执行机构102.2.4 测控模块112.3 本章小结11第三章 飞行控制系统硬件设计123.1 引言123.2 CPU硬件电路设计133.2.1 时钟电路设计133.2.2 外部看门狗电路设计143.2.3 调试接口设计153.2.4 存储器扩展电路设计153.3 接口电路设计163.3.1 压力传感器接口163.3.2 IMU传感器接口173.3.3 GPS接口183.3.4测控模块接口193.4 执行机构电路设计193.4.1 PWM输出接口设计193.4.2 PWM捕获接口设计203.5 离散量电路设计203.6 UART串行接口设计213.7 系统电源设计213.7.1 供电需求分析223.7.2 电源设计方案223.7.4 电源电路设计233.8 PCB设计243.9 本章小结26第四章 驱动软件设计274.1 引言274.2实时嵌入式操作系统选型及移植274.2.1 DSP/BIOS在TMS320F28335上的移植274.2.3.1 DSP/BIOS配置文件的建立与设置274.2.3.2加载DSP/BIOS程序的编写304.3 模拟量驱动设计314.3.1 DSP的SPI及初始化314.3.2 A/D接口驱动设计324.4 串口驱动设计334.4.1集成串口驱动334.4.2外部扩展串口334.5 PWM驱动设计344.6 离散量驱动设计344.7 本章小结34第五章 系统硬件测试和验证365.1 引言365.2 测试方案365.3 电源模块测试365.4 CPU最小系统365.5 接口测试375.5.1 模拟量通道测试375.5.2 串行通信接口测试375.5.3 PWM接口测试385.5.4 离散量接口测试385.6 集成测试和验证385.7 本章小结39第六章 总结与展望406.1 本文主要研究工作406.2 后续工作展望40参考文献42致 谢45在学期间发表的学术论文4645图表清单图1.1 Piccolo Plus飞控系统结构图3图1.2 MicroPilot MP2028g飞控系统结构图3图1.3飞控系统的硬件结构图4图2.1 无人机飞行控制系统结构框图6图2.2无人靶机飞行控制总体方案7图2.4 传感器的组成8图2.5 MPXV5004G实物和内部结构图9图2.6 MPXAZ6115A实物和内部原理图9图2.7 ADIS16407结构原理10图2.8 N920测控模块11图3.1 飞行控制系统结构框图13图3.2 时钟信号产生电路原理图14图3.3 上电复位电路原理图14图3.4 MAX1232结构原理14图3.5 JTAG调试接口15图3.6外扩存储器的总线接口图15图3.7 压力传感器电路图16图3.9 AD7689与DSP连接的电路图17图3.10 基准电压电路17图3.16 ADIS16407接口电路及电平转换电路18图3.17 GPS接口电路图18图3.19 N920接口电路图19图3.11 PWM输出电路图20图3.12 PWM捕获电路图20图3.13 火工品控制电路21图3.15 串口扩展电路原理图21图3.20 系统电源分配示意图23图3.21 18V36V转5V电路图24图3.24 5V转3.3V电路图24图3.25 5V转1.8V电路图24图3.28 PCB布线结果图25图3.29 PCB板实物图26图4.4 QSPI主机模式初始化流程图32图4.5 A/D转换的流程图33图5.9 集成测试环境构成38表3.1 输入输出功能12表3.3 系统主要器件电源需求22表5.1模拟电压采样36表5.3 PWM捕获测试结果37表5.4 离散量测试结果37表5.5 接口参数测试表39注释表缩写英文全称中文名称ADCAnalog-to-Digital Converter模数转换器CPUCentral Processing Unit中央处理器DACDigital-to-Analog Converter数模转换器DI/ODigital Input/Output数字量输入输出DSPDigital Signal Processing数字信号处理器FlashFlash Memory闪存存储器FPUFloating Point Unit 浮点运算单元GPSGlobal Position System全球定位系统AHRSAttitude and Heading Reference System航姿参考系统JTAGJoint Test Action Group边界扫描测试接口LDOLow Drop Out (voltage regulators)低压差输出MEMSMicro Electromechanical System微电子机械系统MIOSModular Input/Output Subsystem标准输入输出子系统SPISerial Peripheral Interface队列式串行外设接口PCBPrinted Circuit Board印刷电路板PWMPulse Width Modulation脉宽调制RAMRandom Access Memory随机访问存储器RCPURISC MCU Central Processing Unit精简指令处理器内核ROMRead Only Memory只读存储器SCIScalable Coherent Interface可扩展一致性接口SPISerial Peripheral Interface串行外设接口SRAMStatic Random Access Memory静态随机访问存储器UARTUniversal Asynchronous Receiver and Transmitter通用异步收发器UAVUnmanned Aerial Vehicle无人机第一章 绪论1.1 引言无人机(UAV，Unmanned Aerial Vehicle)即无人驾驶飞机，一种能够通过无线电控制和按照预定航路自主飞行的飞行器。其自身配备了自动驾驶系统、自主导航系统、自主回收装置、遥控与遥测系统等，不同用途的无人机根据其需求还配备不同的任务执行系统，如农业无人机要配备自动播撤器，灭火无人机需要配备红外灭火器，军用无人机可以配备电子侦察系统、电子干扰系统或者武器系统等等，能够实现的功能非常多。早在1913年人们就已经证实了自动驾驶仪可以自动操纵飞行器。1917年英国人研制成功了世界上第一架无人驾驶飞机，一台由无线电设备遥控的小型单翼飞机，但是当时因为有许多技术条件还不够成熟导致试验最终失败。在军事应用领域，直到20世纪30年代初，第一架无线电遥控的无人靶机研制成功。无人靶机是用于鉴定地空导弹、空空导弹、航空机炮或高射炮效能及供歼击机部队打靶训练使用的无人驾驶飞机，是无人机家族中的重要成员。无人靶机具有可重复使用、搭载能力强和低成本等优势，是防空武器系统研制、试验、鉴定以及训练中不可缺少的重要保障性器材，为防空武器系统的传感器、武器试验和训练提供逼真的空中靶标，可以全面地对舰载防空武器的制导系统和作战效能进行试验和评估。飞行控制系统是无人靶机的关键技术之一，是无人靶机完成发射起飞、空中飞行、执行任务、回收等整个飞行过程的核心控制系统，不仅完成无人靶机的内外回路航迹控制，还完成无人靶机的导航、制导、飞行任务管理、任务载货管理与控制，强调系统稳定性、控制与导航精度等性能指标和任务管理能力，特别是自主导航能力，对无人靶机实现全权限控制与管理，因此对无人靶机的功能和性能起关键、决定性作用。1.2 飞行控制系统研究现状无人靶机的飞行控制系统一般由低功耗的嵌入式处理器、低成本的传感器、执行机构以及无线通讯设备共同组成。由于传感器体积和功耗限制，精度相对较低，如何利用这些低精度的传感器来实现高精度的飞控系统成为设计的难点。近些年，以美国为代表的西方国家，投入大量的经费开展对飞控系统及其关键部件的研究，使其精度和可靠性得到很大的提高，很多研究成果已转化成产品，并投入市场。在国内对无人机也成为一个研究热点，但真正有自主产权飞控系统产品的单位并不多7。1914年，美国人斯派雷首次研制成功一种电动陀螺稳定装置，它是无人机自驾仪的雏形。20世纪30年代，三轴稳定的自驾仪被应用到飞机上以减轻驾驶员长时间飞行的疲劳。上世纪50年代，人们通过将角速率信号引入到自驾仪中的方法制成了阻尼器自增稳系统，从而改进了飞行的稳定性，标志着自动驾驶仪发展成飞行自动控制系统。50年代后期，又出现了能随飞行器特性的变化而改变自身的结构和参数的自适应自驶仪。60年代末，数字式自驾仪首次在阿波罗飞船中得到应用。自驾仪的种类较多，可按应用对象、调节规律和能源形式等分类。现代自驾仪正趋向着数字化和智能化的方向发展。现在自动驾驶仪已广泛应用于飞机，并且通常都是数字式自动驾驶仪。机载飞控能够确定最佳航行线路，对油门和各控制翼面发出指令，并能够控制爬升和下降等动作，各种先进的显示器代替了种类繁多的仪表盘，能直观地显示出飞机航向、沿途检查站等信息。伴随着电子技术和计算机技术的飞速发展。无人机控制系统在性能、功能、结构和工艺上都有着飞速的提高和发展。在早期用于控制系统的电子部件主要是完成放大校正和综合功能，那时的电子部件相对比较简单，大都是模拟器件。20世纪70年代之后，随着晶体管技术的飞速发展，自动驾驶仪中电子器件的功能也趋向功能的复杂化和高集成度。1.2.1 国外研究现状（1）Piccolo Plus飞控系统美国Cloud Cap Technology Inc公司生产的一款适用于小型无人机的Piccolo Plus飞控系统，以Piccolo Plus为代表的飞控系统的结构图如图1.1所示。Piccolo Plus的核心处理器为MPC555，集成了惯性传感器、大气数据传感器和GPS模块等。惯性传感器由三个Tokin CG-16D速度陀螺和三个ADXL202E加速度计构成，大气数据传感器由一个MPXV5004G 4kPa动态压力传感器和一个MPX4115A大气压力传感器，GPS模块采用Motorola M12 GPS来提供基本的地速和位置信息。此外，其机载设备采用MHX910/2400测控模块，构成一个精密复杂的无线数据链路。Piccolo Plus目前广泛用于各公司、大学和科研单位制造的小型无人飞行器中8。（2）MicroPilot MP2028gMP2028g无人机飞控系统，重量仅为28g（包含GPS模块），尺寸为4cm×10cm×1.5cm，其结构如图1.2所示。MP2028g飞控系统集成了三轴加速度计、三轴低漂移陀螺、空速传感器、气压高度传感器、GPS导航模块、厘米级超声波高度计、三轴电子罗盘，以及8通道舵机控制板，具有A/D采样模块，视频混叠板，扩展舵机控制板等选件，可扩展性强，功能丰富，编程能力强大，数据采集丰富，任务载荷控制能力强，调整简单快捷。MP2028g已成功应用于Snake eye、Helispy、西班牙靶机以及NASA各部门的无人飞行器上，是一款成熟的无人机飞控系统6。图1.1 Piccolo Plus飞控系统结构图图1.2 MicroPilot MP2028g飞控系统结构图1.2.2 国内研究现状（1）iFLY40飞控系统iFLY40小型飞控系统重57g，尺寸为3.5cm×3.5cm×12cm（含飞行控制、导航和手自驾切换模块），由北京航空航天大学智能技术与装备实验室研制。iFLY40飞控系统包括导航(NAV)、飞控(FCS)、舵机扩展板（ExServ）、用户模式扩展板（Ex10）等模块，模块间通过CAN总线进行通讯。iFLY40的导航（NAV）、飞控（FCS）、手驾/自驾切换模块分别使用了独立的CPU。iFLY40传感器系统集成了三轴MEMS陀螺、三轴MEMS加速度计、气压高度计、气压空速计、数字磁罗盘、12通道快速搜星的GPS模块，可提供舵面舵机4路，油门舵机1路，任务舵机5路，舵机输出分辨率为10位的PWM信号，更新频率为25Hz。（2）YS09飞控系统YS09飞控系统重量不超过70g，尺寸为114mm×73mm，由北京零度智控智能科技有限公司研制。YS09飞控系统选用ATMEL公司的ARM9处理器AT91RM9200，主频200MHz。传感器单元由压力传感器单元、IMU和GPS组成，其中压力传感器采用集成数字式MS5534A气压传感器（精度0.1mba），并扩展了无线电高度计测高，可获得相对高度、气压高度与空速；IMU单元集成3轴加速度计及3轴陀螺的整体器件ADIS16355；GPS模块采用UBLOX的LEA4代或5代产品，支持4Hz更新率，可扩展DGPS、北斗和GLONASS组合导航。执行机构模块由9通道PWM信号构成。遥控模块使用跳频遥控信道传输遥控指令，跳频902MHz930MHz。（3）基于CAN总线的ARM7系列飞控系统图1.3飞控系统的硬件结构图南京航空航天大学飞行控制研究所设计了基于CAN总线的ARM7系列飞控系统。该飞控系统分为五个模块，分别为主控制模块、传感器模块、无线测控模块、舵机控制器模块和扩展功能接口模块，各模块之间是通过CAN总线连接10。该飞行控制系统硬件结构如图1.3所示。核心处理器选择ARM7系列的LPC2294，采用主从负担式的双CPU构架。系统集成了大气数据传感器、GPS模块等传感器模块。大气数据传感器由一个MPXV5004G 4kPa动态压力传感器和一个MPX4115A大气压力传感器构成，提供了空速和气压高度。GPS模块和无线测控模块均采用集成模块，利用其模块内置的串口和主控制模块通信。GPS模块采用ublox RCB-4H来提供基本的地速和位置信息。无线测控模块采用Xtend集成模块，其功能是自主飞行遥控、发送有效载荷数据等。舵机控制模块单独设计，主控制模块可以通过CAN总线对舵机进行控制。该小型飞控系统性能稳定，为验证飞行控制软件和航路规划方案提供很好的硬件平台。由于受国外技术的封锁，目前无人机飞控系统的关键部件（MEMS陀螺仪）的精度还有待提高飞控系统的体积、功耗、集成度等问题带来电磁干扰问题，也是无人机飞控系统设计成败的关键。为了从本质上提高系统的精度和可靠性，必须走自主创新之路，自行研制无人机的飞控系统具有重要的研究意义。1.3 研究内容和章节安排本文以无人靶机应用为背景，研究以DSP为核心处理器的控制平台，设计并实现了无人靶机飞行控制系统的硬件系统，通过驱动软件、飞行控制率设计和飞行试验，验证飞控系统的硬件设计性能与功能。本文设计的飞行控制系统，满足了高集成度、多任务载荷、兼顾可扩展性、小型化和高性价比等系统技术要求。本文的主要内容和章节安排如下：第一章 绪论。根据无人机对飞行控制系统的特殊要求，介绍国内外研究的典型飞行控制系统，提出了飞控系统研究的意义，最后给出了本文的研究内容和章节安排。第二章 系统设计方案。本章针对无人靶机对其飞行控制系统的性能功能要求，给出了飞行控制系统的构成方案，完成了以DSP处理器为核心的飞行控制系统的硬件方案设计。第三章 飞行控制系统硬件设计。根据处理器和各功能模块的接口特性，采用模块化设计思想，将飞控系统分为：CPU模块、传感器、测控模块、功能接口模块和系统电源等。给出了CPU模块、功能接口模块和系统电源详细设计结果。最后，对系统的电磁兼容和抗干扰进行分析与设计，提高了系统工作的稳定性和可靠性。第四章 驱动软件设计。包括硬件板级初始化和接口驱动，对板级进行初始化，建立系统硬件运行环境。第五章 系统硬件测试与验证。对系统硬件的基本功能和性能进行了单元测试和系统集成测试。第六章 总结与展望。对整个课题工作内容进行总结，并针对不足之处，对后续工作的开展提出一些建议和思路。第二章 系统设计方案2.1 引言在无人机系统中，飞行控制系统是整个无人机的神经中枢，以控制单元为核心，辅助相应的传感器、执行机构和测控终端，实现无人机自主导航、飞行控制、任务管理等功能 101112。飞行控制系统的结构框图如图2.1所示。控制单元完成传感器信息的采集、控制律解算、输出控制指令等功能；传感器采集飞机俯仰、滚转姿态、磁航向信号、三轴加速度信号、相对高度、速度、飞机当前的位置等信息提供给控制单元；执行机构按照控制单元的指令驱动伺服舵机工作，实现对无人机的控制131415。本章根据无人靶机对飞行控制系统的性能和任务载荷控制等要求，给出了飞行控制系统的总体方案。图2.1 无人机飞行控制系统结构框图2.2 系统方案设计飞控系统方案如图2.2所示，该系统由控制单元、传感器模块、执行机构、测控模块、任务设备和其他机载系统等构成。控制单元是以CPU模块为核心，采集空速计、气压高度计、角速率传感器、磁航向传感器、垂直陀螺传感器以及GPS模块等传感器的信息，通过控制律解算后，输出PWM舵机控制信号，控制舵机实现对无人机的控制。此外，控制单元通过无线链路与地面站通讯，具有飞控数据的下传和遥控指令的接收功能，与地面操控系统实时通信，各模块与控制单元构成无人智能控制系统，实现对无人机的飞行控制与任务管理功能。图2.2无人靶机飞行控制总体方案2.2.1 控制单元控制单元以TMS320F28335芯片为核心，进行飞行控制计算机硬件设计，实现传感器数据采集、控制律计算、控制信号输出等功能，主要涉及控制单元的电源、复位、存储、接口电路以及发动机转速测量、发动机控制、任务载荷控制和检测电路。1）采用DSP构架的内核（RCPU）TMS320F28335最大工作频率为150MHz，具有64位浮点运算单元、异常处理模式和增强型中断控制器，具有减少中断等待时间、简化中断结构和低优先级请求自动屏蔽等优点。2）集成总线系统接口模块可通过片选信号直接连接SRAM、Flash、EPROM以及大量的外围设备，并通过读写选通和字节选通逻辑控制对设备的访问操作，支持一个机器时钟周期内完成读写。3）集成了丰富的外设具备丰富的UART、SPI、I2C接口以及12路PWM输出接口，根据CPU的接口特点，充分使用片内模块，进行功能接口模块设计，包括电平匹配、滤波、光耦隔离、功率驱动等处理，实现CPU模块与传感器、舵机、测控模块以及任务设备之间的通讯功能。2.2.2 传感器构成传感器由压力传感器、角速率传感器、磁航向传感器、垂直陀螺和GPS模块构成，如图2.4所示，输出无人机的高度、速度、姿态、航向、位置等信息。图2.4 传感器的组成2.2.2.1 压力传感器本文选择了采用半导体材料双口MPXV5004G 4kPa动态压力传感器和大气压力传感器作为空气数据采集单元的传感器20，为无人机的飞控系统提供气压高度和真空速信息。（1）空速传感器MPXV5004G空速计是由飞思卡尔公司生产，为双口硅压力传感器，用于测量动压。它是一种高集成度的MEMS器件，输出模拟信号，电压为1V4.9V，空速测量范围为0m/s80m/s。MPXV5004G可用于测量无人机所在气流中所受的动压，其实物和内部构成如图2.5所示，其中两个气压测量端口，P1端口测量飞行中无人机所受空气总压，P2端口测量无人机所受大气静压21。在飞行控制系统中安装MPXV5004G的时候，一定要保证端口压强满足：P1>P2。MPXV500G提供高精确模拟输出信号与压力成比例，输出关系表达式为：(2.1)图2.5 MPXV5004G实物和内部结构图公式（2.1）中，为传感器输出信号，为传感器电源电压，为动压（差压），单位为kPa，0.045为测量误差。（2）气压高度传感器图2.6 MPXAZ6115A实物和内部原理图MPXAZ6115A也是由飞思卡尔公司生产的单片集成硅压力传感器，重量1.5g，具有测量准确度高，预热时间短，响应速度快，长期稳定，可靠性高和过载能力强等优点2324。高度测量范围为-1100m13000m，输出信号为0.2V4.8V电压信号，误差小于20m，可以满足样例无人机的高度测量需要。MPXAZ6115A实物图和内部原理如2.6所示。MPXAZ6115A利用温度补偿器消除温度变化时对压力产生的影响，传感器的输出电压与被测绝对压力成正比。输出电压表达式为：(2.2)在公式（2.2）中，为传感器的电压输出，P为感受的大气压力，单位为kPa，为传感器的电源电压，电压范围：4.75V5.25V，典型值选择5.0V。2.2.2.2 IMU传感器角速率和磁航向传感器是无人靶机控制系统中必不可少的传感器，它可以感应并输出无人机飞行的角速率和航向等信息。ADI公司的ADIS16407传感器集成了三轴角速率陀螺仪、三个正交加速度计和磁航向传感器，内部集成了16位A/D转换器，可以对集成的传感器的信息进行滤波和计算处理。ADIS16407传感器提供了SPI输出数据接口，工作电压介于4.75V5.25V，电流120mA，重量为80g，ADIS16407内部结构如图2.7所示。角速率分辨率最小为：0.0125°/sec；最大量程为：300°/sec；加速度分辨率：3.33mg；量程为：g；磁场强度分辨率：5mgauss；量程为：gauss。图2.7 ADIS16407结构原理2.2.2.3 GPS模块GPS模块选用u-blox系列的LEA-6H模块。位置精度可达15m，可以提供位置(经度，纬度，高度)、速度、轨迹角、GPS时间等信息。GPS模块重量为20g，尺寸为17mm×22.4mm×2.4mm，采用2.73.6V供电，通过串口、USB和I2C接口实现通信。2.2.2.4 垂直陀螺垂直陀螺仪是无人靶机飞行控制分系统的主要部件，由于无人靶机发动机的震动比较大，考虑靶机成本，选用TC-3E机械垂直陀螺，用于测量无人机的俯仰角、倾侧角，其总体性能满足该无人靶机性能需求，其测量范围：°，360°范围不限动；精度：°；供电电源：直流V，供电信号电位计输出俯仰倾侧姿态角电压量，DSP通过模拟量和数字量转换获取飞机姿态。2.2.3 执行机构样例无人机的舵机有：油门舵机、方向舵、升降舵和副翼舵机等。选择德国VOLZ公司提供的伺服舵机DA13-05-06，工作电压4.8V6.0V，堵转电流可达1500mA，最大扭矩为60Ncm，分辨率0.6。控制信号为TTL电平PWM脉冲信号，周期7ms20ms，有效脉宽0.9ms2.1ms。脉冲宽度分辨率为0.6，在0.9ms、1.5ms和2.1ms时，对应的舵机偏转在最左、中、右三个极限位置。舵机转动的角度量程为130°，转动角度范围为°，舵机的转动角度和PWM有效脉冲宽度呈线性变化。2.2.4 测控模块测控模块采用N920测控模块，其实物如图2.8所示，N920实现无人机机载控制系统和地面站的无线通讯功能。该模块对外提供TTL串口的数据接口，串口波特率为9600bps时最远室外传输距离达100km，当波特率为115200bps时，最远传输距离为32km（高增益天线）或11km（双极天线）。测控模块对电源要求较高，在5V时发射瞬间的电流可达730mA。图2.8 N920测控模块2.3 本章小结本章针对无人靶机对其飞行控制系统的性能、功能等的要求，给出了飞行控制系统的构成方案，系统以控制单元为核心，辅助传感器、执行机构和测控模块等功能单元，共同构成了无人靶机飞控系统。通过本章的工作，实现了系统的方案设计，为无人靶机飞行控制系统的硬件设计以及驱动软件的详细设计提供指导和依据。第三章 飞行控制系统硬件设计3.1 引言无人靶机飞行控制系统的硬件设计是本文核心内容，集成气压高度计、空速计、MEMS陀螺仪、MEMS磁航向计、垂直陀螺仪、GPS模块和测控模块，拥有PWM舵机控制信号输出、检测接口和载荷控制接口，发动机转速测量脉冲捕获接口；可实现对无人靶机的无线遥控、遥测和飞行控制功能。其具体的输入输出功能分配如表3.1所示。表3.1 输入输出功能输入/输出功能通道数输入气压高度计空速计电池监控PWM检测捕获接口8发动机转速测量脉冲捕获1电池检测火工品检测输入/输出GPS模块 (3.3V LVTTL)测控模块接口 (UART)RS-2322RS-232/4222输出PWM输出接口8火工品控制输出接口8垂直陀螺控制信号1调试口JTAG由表3.1结合图2.2，得到飞行控制系统结构组成如图3.1所示。本章重点完成了CPU外围电路、传感器输入输出功能模块、控制电路、检测电路以及调试电路的详细设计。图3.1 飞行控制系统结构框图3.2 CPU硬件电路设计3.2.1 时钟电路设计TMS320F28335外部时钟输入选择30MHz晶体实现，满足不同时钟信号电压要求，晶体的外围电路如图3.2所示，设计了30pf的匹配电容。图3.2 时钟信号产生电路原理图3.2.2 外部看门狗电路设计看门狗电路采用MAX1232芯片实现，其电路原理图如图3.3所示。MAX1232芯片/ST管脚与DSP连接，实现不停的喂狗，/RST与DSP复位管脚连接，监控系统程序是否出现跑飞现象，系统不能按时喂狗，则复位系统程序。图3.3 上电复位电路原理图MAX1232结构原理如图3.4所示，TD管脚通过设计电压不同，