《電子技術(shù)應(yīng)用》
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基于ARM的無人機(jī)真空速測量系統(tǒng)設(shè)計(jì)
來源：電子技術(shù)應(yīng)用2012年第10期
李 超，嚴(yán)家明，劉松林
西北工業(yè)大學(xué) 電子信息學(xué)院，陜西 西安710129
摘要： 設(shè)計(jì)了以ARM微處理器為核心的中央控制處理單元，用于無人機(jī)真空速測量系統(tǒng)中。通過公式分解，并采用線性低次插值算法，有效解決了真空速解算公式復(fù)雜的缺點(diǎn)；同時(shí)利用ARM的UART串口總線，實(shí)現(xiàn)了傳感器輸出特性曲線、真空速的上位機(jī)實(shí)時(shí)顯示，使系統(tǒng)相對(duì)誤差控制在2.5%以內(nèi)。測試結(jié)果證明了該系統(tǒng)具有良好的實(shí)效性和穩(wěn)定性、精度高，優(yōu)于傳統(tǒng)的測量裝置。
中圖分類號(hào)： TP368
文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A
文章編號(hào)： 0258-7998(2012)10-0023-03
Design of airspeed measuring system for the unmanned aerial vehicle based on ARM
Li Chao，Yan Jiaming，Liu Songlin
School of Electronics and Information, Northwestern Polytechnical University, Xi′an 710129，China
Abstract： A central control process unit with ARM as its core is designed in order to implement the airspeed measuring system for the ummanned aerial vchicle. By the formula decomposition, and linear low-interpolation algorithm, an effective solution is made to the shortcomings of the airspeed solution formula for calculating complex. At the same time, taking advantage of the ARM UART serial bus, the sensor output characteristic curve and real airspeed real time showed in host computer are achieved, so that the relative error of measuring system less is within 2.5%. The test results prove that the system has good effctiveness,stability and high accuracy,better than the traditional system.
Key words : ARM；indicated airspeed；real airspeed；pressure sensor；linear interpolation

    空速測量是無人機(jī)乃至有人機(jī)基本的測量參數(shù)之一，飛機(jī)空速分為真空速與指示空速，多年來無人機(jī)都是使用簡易的速度測量系統(tǒng)。本文通過對(duì)空速測量原理的深入研究，以嵌入式技術(shù)為核心，并采用擴(kuò)散硅壓傳感器來獲取大氣壓力，設(shè)計(jì)了一種測量真空速的軟硬件結(jié)合的無人機(jī)真空速測量系統(tǒng)。

    由于真空速與氣壓的關(guān)系過于復(fù)雜，本系統(tǒng)采用數(shù)據(jù)建模的方式來實(shí)現(xiàn)空速測量。數(shù)據(jù)建模有兩種方法：(1)擬合法：從整體上考慮近似函數(shù)同所給數(shù)據(jù)點(diǎn)誤差的大小；(2)插值法：差值函數(shù)嚴(yán)格地通過每一個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)。采用擬合方法時(shí)，由于計(jì)算精度達(dá)不到0.1%的系統(tǒng)要求，因此本設(shè)計(jì)采用插值法。但是隨著差值節(jié)點(diǎn)的增加，插值多項(xiàng)式的次數(shù)也相應(yīng)增加，而高次的多項(xiàng)式容易帶來劇烈的震蕩和數(shù)據(jù)不穩(wěn)定，同時(shí)考慮到高次函數(shù)會(huì)占用大量的系統(tǒng)資源，降低運(yùn)算速度，設(shè)計(jì)時(shí)插值函數(shù)的最高次定為一次。在本系統(tǒng)中，對(duì)真空速解算采用分段低次插值法。



    絕壓傳感器和差壓傳感器感受到的靜壓和動(dòng)壓，并分別將其轉(zhuǎn)換為相應(yīng)的電壓信號(hào)。經(jīng)過信號(hào)調(diào)理電路，對(duì)壓力傳感器的輸出信號(hào)進(jìn)行濾波和放大，然后通過ARM上集成的A/D轉(zhuǎn)換器對(duì)信號(hào)采樣并將模擬量轉(zhuǎn)換為數(shù)字量，對(duì)離散信號(hào)采用相關(guān)算法計(jì)算空速值，最后將運(yùn)算結(jié)果通過RS232 通信模塊傳送給上位機(jī)。ARM選用STM32F103ZET6芯片，該芯片使用高性能的32 bit Cortex-M3系列的RISC內(nèi)核，工作頻率為72 MHz，內(nèi)置512 KB的閃存和64 KB的SRAM。器件包含4個(gè)通用16 bit定時(shí)器，3個(gè)12 bit的ADC，還包含標(biāo)準(zhǔn)和先進(jìn)的通信接口（SPI、USB、USART等）。
3.1 壓力數(shù)據(jù)采集
    本系統(tǒng)采用MPX10DP型硅壓阻式差壓傳感器測量飛行速度產(chǎn)生的動(dòng)壓Pd，采用ASDXO15A24R型絕壓傳感器來測量大氣靜壓PH[6]。
3.2 信號(hào)調(diào)理單元電路
    針對(duì)本系統(tǒng)的動(dòng)壓范圍，為了使傳感器在不同情況下輸出電壓滿足ARM內(nèi)置ADC的輸入電壓范圍，信號(hào)調(diào)理電路增加了一級(jí)調(diào)零電路，將放大倍數(shù)分別分配給AD620和后級(jí)減法電路。由AD620和減法電路組成的放大調(diào)零電路如圖2所示。R200為放大倍數(shù)調(diào)節(jié)電阻，R201為調(diào)零電阻。

3.3 信號(hào)采集及數(shù)據(jù)處理
    在本系統(tǒng)中，壓力和溫度數(shù)據(jù)通過ADC采樣。為確保采樣轉(zhuǎn)換的準(zhǔn)確性，使用定時(shí)器來控制，通過改變重裝載值就可以實(shí)現(xiàn)不同的采樣頻率。選擇定時(shí)器1的觸發(fā)輸出事件啟動(dòng)ADC轉(zhuǎn)換，ADC選擇連續(xù)轉(zhuǎn)換模式，在定時(shí)器預(yù)置的時(shí)間里完成52次采樣，舍棄最大值和最小值，通過求和平均計(jì)算出當(dāng)前的ADC轉(zhuǎn)換值。另外，考慮到經(jīng)ADC轉(zhuǎn)換后的數(shù)字量所存在的噪聲干擾，采用軟件方法進(jìn)行濾波處理。本系統(tǒng)在算術(shù)平均值的基礎(chǔ)上采用了加權(quán)平均值濾波算法，以確保測量結(jié)果的準(zhǔn)確性[7]。
    運(yùn)用ARM實(shí)現(xiàn)信號(hào)采集及濾波處理流程如圖3所示。

3.4 上位機(jī)軟件設(shè)計(jì)
    本設(shè)計(jì)中，上位機(jī)軟件在NI公司的虛擬儀器軟件開發(fā)平臺(tái)LabVIEW上開發(fā)。軟件設(shè)計(jì)采用了自頂向下的設(shè)計(jì)思想，上位機(jī)與下位機(jī)通過雙方發(fā)送中斷程序完成交互和握手，通信的內(nèi)容包括上位機(jī)的控制指令與ARM運(yùn)算處理后的測試數(shù)據(jù)。
    上位機(jī)程序主要包括控制指令和數(shù)據(jù)顯示兩個(gè)模塊?？刂浦噶畎▽?duì)串口的配置等；數(shù)據(jù)顯示模塊將ARM運(yùn)算處理后的空速數(shù)據(jù)顯示在上位機(jī)指定區(qū)域內(nèi)。上位機(jī)軟件界面運(yùn)行效果如圖4所示。 

 

 

3.5 下位機(jī)軟件設(shè)計(jì)
    本設(shè)計(jì)下位機(jī)在Keil μVision4軟件開發(fā)環(huán)境中編譯并調(diào)試，采用C語言編寫。下位機(jī)根據(jù)接收到的上位機(jī)控制命令來執(zhí)行相應(yīng)操作，并且將測試結(jié)果傳送回上位機(jī)顯示。下位機(jī)程序流程圖如圖5所示。
    測試開始后，初始化ARM各硬件模塊，等待接收上位機(jī)控制指令，當(dāng)接收到上位機(jī)控制指令后，開始執(zhí)行后續(xù)操作，其中主要操作包括：(1)當(dāng)絕壓傳感器和差壓傳感器將靜壓PH與動(dòng)壓Pd轉(zhuǎn)換為電流信號(hào)后，通過ARM內(nèi)置ADC轉(zhuǎn)換，以保證待測信號(hào)經(jīng)過外圍調(diào)零放大電路后，信號(hào)電壓不會(huì)超過ADC的工作電壓范圍。(2)設(shè)置ADC模擬看門狗的高閾值和低閾值并使能中斷程序，通過ADC模擬看門狗中斷程序調(diào)節(jié)電壓放大倍數(shù)。(3)將采樣數(shù)據(jù)進(jìn)行相應(yīng)的運(yùn)算處理即可分別得到指示空速和真空速結(jié)果。(4)將結(jié)果通過RS-232串行接口發(fā)送給上位機(jī)[8]。
4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果
    本系統(tǒng)在指示空速為100 km/h～400 km/h，高度為0 m、1 000 m、3 000 m和5 000 m范圍內(nèi)，實(shí)時(shí)計(jì)算出當(dāng)前高度與壓力下的真空速，其實(shí)驗(yàn)結(jié)果如表1所示。由表1可以看出，真空速的測試相對(duì)誤差控制在2.5以內(nèi)，滿足系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求。
    本文設(shè)計(jì)了一種基于ARM的無人機(jī)空速測量系統(tǒng)，通過ARM上集成的模擬數(shù)字轉(zhuǎn)換電路對(duì)絕壓傳感器和差壓傳感器輸出的信號(hào)進(jìn)行采樣。針對(duì)真空速測量公式的復(fù)雜性，通過公式分解，采用低次線性插值算法，實(shí)現(xiàn)了真空速實(shí)時(shí)測量，并通過LabVIEW軟件實(shí)現(xiàn)了上位機(jī)顯示。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，該系統(tǒng)測量有效解決了傳感器的溫漂問題，提高了測量精度、穩(wěn)定性以及實(shí)時(shí)性。本系統(tǒng)優(yōu)于傳統(tǒng)的測量裝置，適用于工程應(yīng)用。
參考文獻(xiàn)
[1] 朱定國.航空測試系統(tǒng)[M].北京：國防工業(yè)出版社，1990：296-307.
[2] 袁智榮，姜曉愛.小型無人機(jī)真空速測量系統(tǒng)的設(shè)計(jì)[J].傳感器技術(shù)，2003，22（4）：26-28.
[3] 歐陽潔，聶玉峰，車剛明.數(shù)值分析[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2007.
[4] 蔣健飛，胡良劍，唐儉.數(shù)值分析及其MATLAB實(shí)驗(yàn)[M].北京：科學(xué)出版社，2004：73.
[5] GAVRLETS V，SHTERENBERG A，MARTINOS I，et al. Avionics system for aggressive maneuvers[J].IEEE Aess Systems Magzine，2001，9(2)：14-17.
[6] 趙家貴，付小美，董平.新編傳感器電路設(shè)計(jì)手冊(cè)[M].北京：中國計(jì)量出版社，2002：26-28.
[7] 孫傳友，孫曉斌，漢澤西，等.測控系統(tǒng)原理與設(shè)計(jì)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2002.
[8] 揭峰.基于單片機(jī)的無人機(jī)指示空速測量系統(tǒng)設(shè)計(jì)[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2010.

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