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固定翼空中机器人技术报告

“海天Ⅱ号”无人机系统设计

刘文智、李海波、郭峰、王宪彬、许长魁、王奥博、焦艳华、赵登路、张伯瑜、孙银江

（哈尔滨工程大学信息与通信工程学院，黑龙江哈尔滨150001）

PilotlessPlane“SeaskyⅡ”SystemDesign

LiuWen-zhiLiHai-boGuoFengWangXian-binXuChang-kuiWangAo-boJiaoYan-huaZhaoDeng-luZhangBo-yuSunYin-jiang

（CollegeofInformationandCommunicationEngineering,HarbinEngineeringUniversity,Harbin,Heilongjiang150001，China）

摘要：

为实现对地面目标的航拍记录与识别，哈尔滨工程大学空中机器人队设计了“海天Ⅱ号”无人机。

该无人机的设计涉及机械、电子、计算机、自动化、空气动力学等多个学科。

在系统分析了无人机应用需求和功能特性后，自行研制了自动驾驶仪。

图像识别摄像机采用垂直安装方式，实时获取地面图像后利用无线信道传输并在地面站进行后续处理。

通过对比几种图像目标识别算法，地面站使用Blob分析进行目标识别，根据识别结果计算的新航点通过无线上行信道传送至自动驾驶仪改变无人机航向以对目标进行进一步分析。

基于上述方法设计的无人机系统已经得以实现，其可记录航拍图像并实时分析。

实验表明，该系统飞行稳定可靠，识别目标抗干扰能力强，具有广泛的民用和军用前景。

关键词：

无人机；图像识别；自动驾驶；地面站；通信系统

Abstract:

Inordertorealizerecordingandrecognizingobjectsonthegroundwhennavigating,pilotlessplane“SeaskyⅡ”isdesignedbyHrbeuaero-robotteam.Severalsubjectssuchasmechanics,electronics,computerscience,automatics,aerodynamicswereconcernedwhentheplanewasdesigned.

Afteranalyzingtheapplicationrequirementsandfunctionalcharacteristicsofthepilotlessplane,theautomaticpilotisdeveloped.Theimagerecognitioncameraissetvertically,andafterthecurrenttimeimagesfromgroundareobtained,theywillbetransmittedtothegroundstationthroughwirelesschannelandthenprocessed.Comparedseveralimageobjectrecognitionarithmetics,Blobanalysisisadoptedtorecognizetheobjects.Thenewaerialbeaconcalculatedaccordingtotherecognizingresultwillbetransmittedtotheautomaticpilotthroughwirelessup-channeltochangethecourseheadingofthepilotlessplaneandtheobjectwillbefurtheranalyzed.

Thepilotlessplanesystembasedonup-mentionedmethodhasbeenalreadyrealized,anditcanalsorecordnavigationshotimagesandmakecurrent-timeanalysis.Theexperimentsindicatesthat,thesystemissteadyandreliablewhileflying,withstrongabilityofanti-jamming,andhasabroadprospectincivilandmilitaryappliancearea.

Keywords:

pilotlessplane;imagerecognition;automaticpilot;groundstation

1.无人机概述及系统总体

1.1无人机概述

无人驾驶航模飞机又称空中机器人，是一种动力驱动，可遥控或自动控制、无人驾驶的航空飞行器，英文缩写为UAV（UnmannedAerialVehicle）,简称无人机。

无人机具有体积小、重量轻、成本低、适于操控等特点。

尽管无人机是一种航空模型，但其科技含量相当高。

无人机具有的典型特点是：

●集机、电、动力和控制于一体

●具有多种空中运动状态

●飞行模型非线性

●飞行状态是典型的多变量控制系统

●外界环境条件恶劣，不稳定因素多

空中机器人涉及到空气动力学、飞行力学、传感器及检测技术、惯性导航、自动控制、计算机、信号处理、通信、计算机软件等众多学科的知识。

因此无人机是一个极具挑战性的多学科的前沿研究课题。

无人机的应用领域十分广泛。

在军事方面，它是重要的战术武器，可用于巡视侦查、攻击目标、信息对抗、通信中继、反潜等多种场合。

例如在两军对阵的巷战或丛林、山地作战时，步兵可释放微型无人机，机载摄像装置可摄取敌方的图像传输到指挥部，以便对目标实施打击；当然，无人机也可装载炸药，对目标实施自爆性攻击。

与飞机、卫星等飞行器相比，无机人以其低成本和有效的军事作战功能，可使军队战斗力倍增，因此引起了各国军队的高度重视。

在民用方面，可用于灾情探测（森林防火、洪涝灾害）、地质勘探，航空自摄、气象探测、大气污染探测等场合[1]。

我国在无人机的研制方面尚处于落后地位，因

此，举行空中机器人大赛具有推动我国无人机技术水平的提升的现实意义。

正是基于这种考虑，我校组队参赛，经过努力攻关，现已设计出参赛作品“海天Ⅱ号”。

1.2“海天Ⅱ号”无人机的技术指标

大赛规则要求无人机能够进行自主飞行，可选任务为自主起飞，自主着陆以及特定目标的识别、定位等。

根据竞赛规则，我们对无人机的总体技术指标提出以下基本要求：

飞行速度：

80km/h巡航。

机长：

1230mm

翼展：

2020mm

飞行高度：

1500m以下

飞机重量（含燃油）：

9kg

载荷：

2.5kg

续航时间：

30min

发动机：

小松260发动机

1.3“海天Ⅱ号”无人机系统总体设计

“海天Ⅱ号”无人机主要由机体、自动驾驶系统、GPS系统、机载通信系统、图像传输系统、机载电子系统、电源系统、地面站等八部分组成，系统总框图如图1所示。

2.“海天Ⅱ号”无人机载机设计

2.1整机重量的选择

在参考国内外大量无人机的基础上，确定以“改І型航模靶机”为参考机型。

“改І型航模靶机”最大飞行重量7.5kg左右，如将气动设备换成比例设备，整机重量将可以降到5kg，可提供约2.5kg的飞行载荷，基本上满足大赛的要求。

考虑到现有材料及制作工艺，选取飞行重量/载重=3为宜，因其数值越小，则航模的结构水平越高。

所以可以确定飞机整机重量在9kg左右。

2.2机翼设计与计算

2.2.1机翼面积，雷诺系数

根据翼载荷公式

（2-1）

其中，V飞行速度（米/秒），ρ空气密度（千克/米3），G模型重量（千克），S机翼面积（m2），Cy升力系数。

由式（2-1）得机翼面积S=G/W，取整机重量G=9kg、翼载荷W=8.5kg/m2，得机翼面积S=1.059m2，近似取S=1m2。

由雷诺数公式

Re=69000×V×b（2-2）

其中，V飞行速度（米/秒），b平均空气动力弦。

参考BZK-202无人机翼型，平均空气动力弦b=263mm，飞行速度V=80km/h，得雷诺数：

Re=69000×22.2×0.263=402863.4（2-3）

本机翼弦选择400mm，展弦比取6.5，则雷诺数为

Re=69000×22.2×0.4=612720（2-4）

2.2.2选取翼型

本机机翼的整体结构采用梯形结构，这是由于：

方形机翼在翼尖部分翼载荷很小，机翼面积有很大浪费；而三角形机翼容易产生翼尖失速，飞行安定性不好；椭圆形机翼同时失速翼载荷将分布在整个翼面积，非常理想，但是加工制作比较困难，所以将椭圆形机翼进行简化，做成梯形机翼，既保证机翼翼尖部分不容易失速，又保证翼载荷尽量分布在整个翼面积上。

由G=9kg，空气密度ρ=0.125千克·秒2/米4，平飞速度V=80km/h，机翼面积S=1m3。

根据升力公式

（2-5）

在平飞时，可以看成y=G，故升力系数为

（2-6）

代入已知条件可求解得升力系数Cy=0.3。

考虑到无人机应当争取更长的续航时间，就应该选阻力系数小的翼型，翼翼型选用9%的S型翼型，适合此次大赛要求。

本机翼型和BZK-202无人机基本相同，但本机雷诺数要比BZK-202无人机大得多，故本机具有比BZK-202无人机更好的空气动力性能。

2.2.3机翼结构

无人机要求能够自主飞行，首先要考虑其安全性，在设计飞机结构时,重点要考虑机翼结构强度。

根据负荷系数公式：

（2-7）

其中，n-负荷系数，y-升力，G-模型重量。

各种飞行动作的负荷系数，以俯冲最大，而从实际经验来看，飞机事故也大多数都发生在俯冲时，所以以飞行中飞机所能承受最大负荷为依据来设计机翼结构，就能保证飞机在各种飞行姿态下都能安全飞行。

机翼的安全性可以用机翼的破坏负荷与最大实际负荷的比值来判定，其比值称为安全系数。

（2-8）

可见，安全系数必须大于1，安全系数越大，飞机安全性就越好，飞机质量也就越重。

安全系数通常情况下取值在1.5~2之间。

设计模型重量9千克，负荷系数取7，安全系数1.5，则作用在机翼中点的最大升力为

（2-9）

“海天Ⅱ号”无人机机翼的整体结构为梯形结构，从安全角度考虑，在主粱敷一层0.5mm碳纤维层，增加结构强度。

2.3动力装置选取

根据模型飞机爬升所需要功率公式

（2-10）

取爬升角θ=30°，K=4.56，G=9kg，Cy=0.3，Cx=0.07848，ρ=0.125千克·秒2/米4，S=1018750mm2代入公式（2-10），得飞机爬升所需要的功率N升=1.675马力。

设螺旋桨效率η螺=0.7，N升=2.39马力。

选用O.S.max-160FXRING电热式发动机，在9000转分时能提供3.7马力，能够胜任30°角爬升所需的功率要求。

2.4螺旋桨的设计

螺旋桨在转动的过程中，使空气加速向后喷，根据牛顿定律，空气也有力作用在螺旋桨上，这个力就是螺旋桨所产生的推力或拉力。

图2气流通过螺旋桨之后变化

图2表示了气流通过螺旋桨前后的变化情况。

设飞机的飞行速度为V，则气流在螺旋桨前的相对速

度也为V；若气流在通过螺旋桨之后的相对速度为

图3螺旋桨角度合成图

图中，V0——桨前很远处的轴向速度

V2——桨后很远处的轴向速度V2=V0+U2

V+u，即设空气所增加的速度为u。

考虑到受影响的

气流范围前宽后窄，则流过螺旋桨旋转面时空气的速度为V+u/2，由此计算出每秒钟通过桨盘面积的空气的流量Q

（2-11）

其中，D为螺旋桨直径。

由动量定理可知，螺旋桨每秒钟使空气的动量的改变量，就是螺旋桨所产生了拉力或推力值。

由此就可求出拉力

（2-12）

其中，M=ρQ、ρ为空气密度，ρ取0.125，则螺旋桨的拉力

（2-13）

其中，V为飞机飞行速度；u为空气通过螺旋桨后增加的速度。

只要用风速空气计测出空气通过螺旋桨后增加的速度，就能计算出螺旋桨提供的拉力。

螺旋桨角度合成如图3所示。

V1——螺旋桨平面内的轴向速度V1=（V0+V2）/2V1=V0+U1

v2——螺旋桨所激起的轴向速的v2=V2-V0

v1——螺旋桨平面的激起的速度v1=v2/2

u1——螺旋桨环向激起速度u1=u2/2

U——螺旋桨旋转转速,环向速度U=Ωr=2πnsr

Ω——螺旋桨旋转角速度Ω=2πns=266

ns——螺旋桨转速

r——螺旋桨半径

W——合速度，由V0和U合成

W1——合速度，由W和ω1合成

ω1——激起合速度，由v1和u1组成

ω2——螺旋桨后很远处环形空间内激起的速度ω2=2ω1

u2——螺旋桨后很远处气流中环向的激起速度

β——气流角W和U的夹角

β1——实际气流角W1和U的夹角

φ——桨叶角，截面弦线与矢量U之间的夹角

表1：

螺旋桨各个半径处桨叶角

半径

0.9r

0.8r

0.7r

0.6r

0.5r

0.4r

0.3r

0.2r

0.1r

U-u

tanβ1

β1

0.50

215.45

214.95

0.13

7.67

10.67

0.45

193.91

0.15

8.51

11.51

0.40

172.36

0.17

9.56

12.56

0.35

150.82

0.19

10.89

13.89

0.30

129.27

0.22

12.66

15.66

0.25

107.73

0.27

15.08

18.08

0.20

86.18

0.34

18.61

21.61

0.15

64.64

0.45

24.18

27.18

0.10

43.09

0.67

33.96

36.96

0.05

21.55

1.35

53.41

56.41

3．“海天Ⅱ号”无人机自动驾驶系统

3.1动驾驶系统功能概述

自动驾驶仪是无人机自主飞行的关键设备，我参赛队自行研制了自驾仪。

自驾仪集成了飞行稳定控制、导航和任务控制等诸多功能，是一套高性能、低成本和微型化的无人机飞行控制系统。

它具有多种PID组合飞行稳定控制方案；有UAV（UnmannedAerialVehicles,autonomous）、RPV_RC（RemotelyPilotedVehicleRC）、PIC（Pilot-In-Control）

和RPV_RF四种飞行控制模式；可设置24个任务航路点，航段速度、航段高度、航点半径和航点任务

α——桨叶迎角α=φ-β1

K——桨叶数

Μ——合速W1的垂线与总阻力dR方向之间的夹角

由发动机功率为2.7195千瓦（9000转/分），要求拉力P=8千克，首先求V1。

由螺旋桨设计得动量关系为

（2-14）

其中，

，而B由以下公式计算得出

（2-15）

式中，P=8千克，ρ=0.125，F=πR2=πD2/4=0.164（螺旋桨直径取18英寸），V0=80千米/小时。

代入式2-30，得B=1.58，进而求得V2=35.698m/s，V1=28.96m/s。

所求螺旋桨各部分桨叶角度数如表1所示。

其中，桨叶迎角取3°。

可单独设置；可储存6条8个航路点的自定义制式航线，4小时的循环航线飞行时间；可精确设置的6种变参飞行状态（起飞、爬升、低速、巡航、高速和着陆）。

因此，自驾仪能满足系统要求。

自驾仪的控制器输出为：

UOT=P/10×（偏差）+1/I×（偏差和）+D/10×（偏差变量）（3-1）

其中，P-比例系数（驾驶仪的AE、SE、PE、RE、TRE、HE、Rgyro和Pgyro参数）；I为积分系数（驾驶仪的Time参数）；D为微分系数（驾驶仪的Adt、Sdt、TREdt、Hdt参数）。

系统在设计过程中采用如下方案：

航向通道+副翼通道（倾斜角控制转弯）

升降舵通道（速度控制）+油门通道（高度控制+速度消耦）

3.2自动驾驶仪系统结构

空中自驾控制方案是在地面控制飞行的基础上做出的，系统最大的特点是自动驾驶在空中完成，同时，增加了自动返航系统与自动插入航点，地面站显示飞行轨迹与其他飞行参数。

其过程是将

GPS数据与单板电脑处理的图像数据打包下传到地面控制站，在GCS上显示航迹。

识别时也将需要插入的航点（目标区航点）发送到空中接收器上，然后通过空中控制机载系统处理控制飞机的飞行，以达到使飞机在目标正上方飞行的目的。

飞机上还载有自动返航系统，保证飞机能够紧急条件下自动返航。

以自驾仪为核心的系统组成如图3所示。

3.3系统调试

3.3.1飞行基准的建立

图4飞行基准曲线图

飞行基准的建立，是在希望的巡航速度下，调整遥控发射机微调，使飞机能够维持水平直线飞行，通过驾驶仪记录数据获取飞机在巡航速度下保持平飞的相关参数。

实验中得到调试结果如图3-2所示。

注：

x轴：

时间（s）；y轴：

速度（km/h）、高度（m）、状态、升降舵、油门舵、副翼舵、方向舵。

由图2可知：

平飞速度:

80km/h

平飞油门位置:

-30

副翼舵面中立位置:

方向舵舵面中立位置:

升降舵舵面中立位置:

3.3.2陀螺增稳飞行调整

这个飞行试验将确定飞机在巡航速度下，俯仰、偏航和滚转陀螺的增稳比例系数，这是三个独立的试验，是在UAV控制模式下进行的。

实验情况：

以7月19日为例

Rgyro

副翼（Aileron）

现象

无波动现象

剧烈的波动现象

轻微的短周期波动

实验结果：

首次因为Pgryo=5时，飞机没有出现摆动现象，这表明陀螺的比例系数比较小，增大陀螺的比例系数值Pgryo=20，飞机出现剧烈的摆动，这表明陀螺的比例系数设置过大；回到PIC模式，降落后减小比例系数再试，取Pgryo=16，观察飞机能够产生轻微的摆动，将此值比例系数减小20%设置，即为陀螺的稳定参数。

[2]

3.3.3飞行状态的参数调整

完成上述调整工作后，驾驶仪就确定了在巡航速度下的整套稳定飞行参数，这些参数目前是建立在Dash状态下的。

但是，如果飞机需要使用巡航速度以外的其它速度进行飞行时，这套参数在低速状态下，就显得过于迟钝；而在高速状态下，则又显得过于灵敏。

为解决这个问题，就需要使用驾驶仪的状态分界表设置，实现不同速度下的变参数控制。

首先根据飞机速度包线和任务需要划分三个正常使用的速度段，然后将已确定的巡航速度参数完全复制到Cruz状态栏中，这时Cruz状态下的所有参数是合适的。

4.陀螺增稳飞行调整地面控制站

4.1地面站的功能与系统组成

地面控制站是用来接收无人机发送回地面的数据和对飞机进行遥控操作的系统。

它完成对射频的接收、存储、目标识别、录像回放、录像编辑等功能。

地面控制站可以对整个机载设备进行放飞前检测和后期的故障分析等，包括地面收/发机、收/发天线、计算机、地面电源系统、图像识别软件等组成。

地面站包括数据接收机、数据发射机、计算机、界面显示系统、实时图像处理系统、目标图像识别系统，地面站系统组成如图6所示。

图6地面站系统组成框图

4.2地面站通信系统

4.2.1上行数据信道

上行数据信道是由地面站计算机串口至微波传输模块的音频通道以及通信链路所组成,传输速率为19.2K,可根据需要及实际情况随时更改。

上行数据每帧由不大于8个字节所组成,每两帧之间发送时间不得小于一秒,主要用于地面站与自动驾驶仪之间的上传通信。

4.2.2下行图像与数据信道

下行信道实现对机载摄像机拍摄的实时图像的下传和自动驾驶仪遥测数据的下传，图像下传信道通过微波传输模块的视频通道，其带宽为6M，可以满足图像的实时下传的要求。

而自驾仪的数据信息是通过微波传输模块的音频通道下传的，其传输速率为19.2K，根据需要可以调整。

下行数据每帧由54个字节组成。

4.2系统操控界面设计

地面控制站软件系统是专为带有AP50系统的无人飞机而设计的人机界面，它由MircrosoftvisualC++6.0编译器编制而成，操作者可以非常容易的监测和控制无人机的飞行，界面如图7所示。

图7海天Ⅱ号无人机界面

地图窗口实现对已设置的固定航点和任务航点的显示，实时显示飞机在地图中的位置及飞行轨迹。

地面站软件是基于自动驾驶仪的，所以其所有的数据都是由自动驾驶仪GCS端口经过无线数据信道传回至地面，经串口进入计算机，再由软件译码后将飞机当前的实时数据显示于界面。

从实时数据显示区可以清楚地看到飞机当前的状况，如果飞机在超视距处飞行，人眼无法看清飞机的姿态，可通过观察实时数据了解飞机的飞行状况，对可能发生的故障进行人工处理。

实时数据包括：

当前飞机所在的航点、飞机正飞往的目标航点、距目标航点的距离、距起飞点的距离、飞机相对于正北方向的航向角、当前飞机的空速、GPS地速、气压高度、控制飞机各个舵的相对位置、GPS定位质量及飞行状态和飞行模式。

在滚动数据实时显示区滚动显示近十秒内的飞机经度、纬度、高度和速度，滚动显示的好处是

可以将当前的数据和原来的数据进行对比，观察其变化的趋势和变化范围，可以更及时地发现飞机有可能发生的意外情况并及时进行处理。

4．4飞行任务操控

飞行任务操控区实现对飞机航点坐标的实时设定、目标航点的实时改变，及航段速度和高度的设定，具体操作分为四部分：

●航点坐标设置：

在航点操作区的下拉框中首先选择要设置航点的序号和经纬度，再在数值编辑框中输入具体设置的经纬度坐标值，点击“输入确认”钮，此时会显示当前的选择值；同时在右侧的航点列表栏对应的位置显示输入的数值，但是此时并没有完成对所选航点及数值的发送，确认后点击“发送”，这时便将已设置好的对应航点经纬度值发送至自动驾驶仪了，发送成功会在数据显示区的应答信息处显示发送的数据。

●航段高度设置：

在航点编辑框中输入要设置航段的序号，再在高度编辑框中输入设置的高度值，确认后点击“发送高度”完成发送，发送成功会在数据显示区的应答信息处显示发送的数据。

●航段速度设置：

在航点编辑框中输入要设置航段的序号，再在速度编辑框中输入设置的速度值，确认后点击“发送速度”，发送成功会在数据显示区的应答信息处显示发送的数据。

●目标航点设置:

在目标航点编辑框中输入要设置的目标航点序号,也就是飞机飞完当前航点后将要飞往的下个航点,确认后点击“目标航点”,完成对目标航点的设置,发送成功会在数据显示区的应答信息处显示发送的数据。

需要说明的是,如果不重新设置航点的坐标值,飞机将按照起飞前装入的航点坐标值按0-24的顺序飞行；如果在最终航路点没有设置着陆指令，飞机将在飞完最后一个航点后自动飞回起飞点,并在起飞点上空做盘旋,直到人工将其

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