基于单片机的遥控直升飞机系统设计论文(编辑修改稿)

基于单片机的遥控直升飞机系统设计论文(编辑修改稿)内容摘要：

端。 微处理器： 51 单片机中有 1 个 8 位的 CPU，与通用的 CPU 基本相同，同样包括了运算器和控制器两大部分，只是增 加了面向控制的处理功能不仅可以处理字节数据，还可以进行位变量的处理。 数据存储器：片内为 128B，片外最多可扩张到 64KB。 数据存储器来存储单片机运行期间的工作变量、运算的中间结果、数据暂存和缓冲、标志位等。 片内的 128B 的 RAM，以高速 RAM 的形式集成在单片机内，可以加快单片机的运行的速度，而且这种结构的 RAM 还可以降低功耗。 程序存储器：用来存储程序， 8031 无此部件； 8051 为 4KBROM； 8751 则为东北石油大学本科生毕业设计（论文） 8 4KBEPROM。 如果片内只读存储器的容量不够，则需用扩展片外只读存储器，片外最多可扩展至 64KB。 中断系统：具有 5 个中断源， 2 级中断优先权。 定时器 /计数器：片内有 2 个 16 位的定时器 /计数器，具有 4 种工作方式。 在单片机的应用中，往往需要精确的定时，或对外部事件进行计数，因而需要在单片机内部设置定时器 /计数器部件。 串行口： 1 个全双工的串行口，具有 4 种工作方式。 可用来进行串行通信，扩展并行 I/O 口，甚至与多个单片机相连构成多机系统，从而使单片机的功能更强且应用更广。 STC89C51 的基本操作 如图 22 所示， 在 C2 和 C3 之间接一只石英振荡晶体构成了单片机的时钟电路，电路中的电容 C2 和 C3 典型值通常选择 为 33pF。 电容的大小会影响振荡频率器的高低、振荡器的稳定性和起振的快速性。 晶振的振荡频率的范围通常是 12MHZ之间。 晶振的频率越高，则系统的时钟频率也就越高，单片机的运行速度也就越快。 晶振和电容应尽可能安装得与单片机芯片靠的近些，以减少寄生电容，更好的保证振荡器的稳定性、可靠的工作。 为了提高温度稳定性，应采用温度稳定性好的电容。 STC89C51 复位引脚 RST/Vpd 通过片内一个施密特触发器 （ 抑制噪声作用 ）与片内复位电路相连，施密特触发器的输出在每一个机器周期由复位电路采样一次。 当振荡电路工 作，并且在 RST 引脚上加一个至少保持 2 个机器周期的高电平时，就能使 STC89C51 完成一次复位。 复位不影响 RAM 的内容。 复位后， PC 指向 0000H 单元，使单片机从起始地址 0000H 单元开始重新执行程序。 所以，当单片机运行出错或进入死循环时，可按复位键重新启动。 MCS51的复位是由外部的复位电路来实现的。 复位引脚 RST通过一个施密特触发器与复位电路相连，施密特触发器用来抑制噪声，在每一个机器周期的 S5P2，施密特触发器的输出电平由复位电路采样一次，然后才能得到内部复位操作所需的信号。 单片机通常采用上电自 动复位和按钮复位两种复位方式。 上电自动复位是通过外部复位电路的电容充电来实现的。 当电源接通时只要 Vcc的上升时间不超过 1ms，就可以实现上电自动复位。 按键手动复位又分为按键电平复位和按键脉冲复位两种方式。 其中电平复位是通过 RST端经电阻和电源 Vcc接通而实现的；当时钟频率选用 6MHZ时， C1取 22uF， Rs取 ， Rk1欧姆。 脉冲复位则是利用 RC微分电路产生的脉冲来实现的。 复位电路参数的选择应能保证复位高电平持续时间大于 2个机器周期。 关于复位还有一个就是 “ 看门狗 ” 技术，它就是使用一个计数器不断的进行 计数，监视程序循环运行。 若发现时间超过已知的循环设定时间，则认为系统陷入了死循环，这是计数器溢出，然后强迫系统进行复位，在复位如东北石油大学本科生毕业设计（论文） 9 后 0000H处安排一段出错处理程序，使系统运行进入正轨。 在单片机系统运行时，有可能发生电源掉电的意外情况，一些重要的数据可能丢失。 这时要求系统应首先检测到电源的变化，然后通过切换电路把备用电池接入系统，以保护 RAM中的数据不丢失。 目前看门狗电路已经集成到一些处理器监控芯片中，集成化程度较高，功能齐全，具有广阔的应用前景。 在单片机系统中使用微处理器监控芯片，可以大大提高单片机应用系统 的抗干扰能力和可靠性。 图 22 STC89C51基本操作电路 本章 小结 本章通过对单片机的简介 ，使我们对 其 有了更深的认识， 本设计是以单片机STC89C51 为核心的控制系统，本节着重对 微处理器、数据存储器、串行口、中断系统、定时器 和基本操作等 做了较为详细的介绍，为后续编辑程序、电路连接等工作奠定 了理论基础。 Vcc RST/Vpb p EA/Vpp ALE/PROG PSEN XTAL2 XTAL1 Vss 40 39 38 37 36 35 34 33 32 31 30 29 28 27 26 25 24 23 22 21 1 2 3 4 5 6 7 8 64 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 Vcc Vcc GND + C SWPB S3 Rs R1 10K GND GND C2 33PF C3 33PF Y1 东北石油大学本科生毕业设计（论文） 10 第 3章 遥控直升飞机 组件 与 安装 直升机的基本理论 旋翼头是直升机中最神奇，也是最关键的部件。 直升机的绝大多数性质，比如稳定性、灵活性，包括所谓操纵感觉，都是由旋翼头决定的。 遥控直升机的旋翼头采用贝尔 希拉操纵方式，也就是一对主旋翼，产生升力，同时靠一对小翼控制升力的方向，从而达到控制直升机的目的。 陀螺效应 所谓陀螺效应，就是旋转着的物体具有像陀螺一样的效应。 陀螺有两个特点：进动性和定轴性。 当高速旋转的陀螺遇到外力时，它的轴的方向是不会随着外力的方向 发生改变的，而是轴围绕着 一个定点进动。 陀螺在地上旋转时轴会不断地扭动，这就是进动 (不考虑章动 )。 图 31 是陀螺效应的示意图： 图 31 陀螺效应示意图 在上图中，圆盘是陀螺。 L 是圆盘的角动量，其大小是 RMv 或者 Iω。 由于在力学中，有 M=dL/dt，所以 M 和 dL方 向相同。 这直接导致了高速转动的陀螺在受到 F 后，整个陀螺以 X 轴为转轴转动而不是以 Y 轴为转轴。 这就是神奇的陀螺效应。 这种效应一直伴随着直升机的飞行。 例如：要使直升机仰俯，就必须要使直升机左右的升力不平衡而不是使其前后不平衡。 基于这种原理我们下面就来解释遥控直升机的所谓贝尔 希拉操纵方式。 dL R F X Y M L L 东北石油大学本科生毕业设计（论文） 11 贝尔 希拉操纵方式的初步分析 在遥控直升机中，主旋翼就是一个大陀螺，它本身具有陀螺效应。 当我们改变主旋翼倾角时，直升机的运动状态就会发生改变。 但同时，如果用舵机直接改变主旋翼的倾角来控制飞机，问题是很多的。 首先， 主旋翼倾角的改变需要较大的力矩。 如果用十字盘直接控制的话，强大的、交变的力矩将会直接作用到舵机上。 这样舵机将会受到很大负荷，操纵精度会严重下降。 第二，当直升机受到轻微扰动后，由于陀螺的进动性，直升机将不会恢复原来状态，而是绕着垂线方向进动。 由于重力不通过旋翼头中心，所以造成力矩的产生，从而导致主旋翼发生进动。 这个问题是严重的，会直接导致遥控直升机悬停及飞行时无法稳定。 基于以上问题，贝尔 希拉操纵方式产生了。 操纵过程是这样的： （ 1）初始状态： 图 32 初始平衡状态 希拉小翼由于空气和离心力作用，和主旋翼平面平行。 此时两片主旋翼升力相等，飞行状态不发生变化。 （ 2）操纵时： 主旋翼平面 希腊小翼平面 十字盘 东北石油大学本科生毕业设计（论文） 12 图 33 0度、 180度状态 图 34 90度、 270度状态 上图为同一个视角，主旋翼转动到不同角度时的状态。 在图 33 中，操纵者将十字盘倾斜。 希拉小翼就与空气呈 10176。 倾角。 由于空气的作用，希拉小翼在图 33位置受力。 由于陀螺效应，希拉小翼不会在图 33 位置立即上抬 ，而是在转过 90176。 后在上图 34 位置上抬。 于是希拉小翼旋转平面与主旋翼平面呈 10176。 夹角并稳定于此。 在图 34 中，我们清晰地看见，由于希拉小翼通过连杆控制着主旋翼的倾角，所以希拉小翼旋转平面的改变导致了主旋翼与空气产生夹角。 从而使主旋翼在图34 位置受力。 由于陀螺效应，主旋翼不会在图 34 位置立即上抬，而是在转过 90176。 后在图 33 位置上抬。 从而使得主旋翼平面趋于平行于希拉小翼。 至此，遥控直升机主旋翼平面的倾转过程已经分析完毕。 我们看到，遥控直升机的倾转总是希拉小翼旋转平面先倾转，主旋翼平面跟上趋于平行的 过程。 有主旋翼平面 希腊小翼平面 十字盘 80 100 主旋翼平面 希腊小翼平面 十字盘 东北石油大学本科生毕业设计（论文） 13 意思的是，在这一过程中主旋翼操纵的负荷被希拉小翼完全承担。 舵机只需承担操纵希拉小翼的负荷。 这就有效地化解了一般操纵方式舵机负荷过重的问题。 下面再来初步分析希拉小翼对遥控直升飞机稳定性带来的好处。 为此，我们来看贝尔 希拉操纵系统的干扰 稳定过程： （ 1）初始状态 图 35 初始平衡状态 希拉小翼由于空气和离心力作用，和主旋翼平面平行。 此时两片主旋翼升力相等，飞行状态不发生变化 （ 2）外界气流对飞机进行干扰。 当遇到气流时，由于主旋翼的旋转 ，会导致左、右主旋翼相对于空气的速度不同，从而产生力矩，使飞机偏离平衡位置。 如图 36 所示： 图 36 气流干扰下的主旋翼失衡状态 主旋翼平面 水平方向 十字盘 机身方向 风向 β 100 垂直方向 主旋翼平面 希腊小翼平面 十字盘 东北石油大学本科生毕业设计（论文） 14 在上图中，飞机机身及主旋翼平面由于干扰而失去平衡位置。 但由于希拉小翼采用对称翼型，不会受到外界干扰。 由于陀螺效应的定轴性，希拉小翼平面保持不变。 所以此时主旋翼平面由于与希拉小翼平面有夹角而产生恢复力矩，抵抗外界干扰。 这就是贝尔 希拉控制方式的自稳定过程。 也正是这个过程，使得遥控直升飞机避免了被干扰后就陷于进动的问题。 同时 ，当直升飞机高速前进时，由于左、右主旋翼相对空气的速度不同，会导致力矩的产生，使飞机抬头的现象也被这种贝尔 希拉控制方式有效抑制，从而有效地提高了遥控直升飞机的可操纵性。 值得注意的是，贝尔 希拉自稳定过程不能抑制过强的干扰。 原因是希拉小翼旋转平面保持原来运动状态的同时，由于机身的倾斜，小翼与空气平面会产生夹角，从而破坏小翼原来的运动状态。 如图 37 所示： 图 37 希拉小翼平面与空气平面之间的 β角 由于 β 角的存在，希拉小翼旋转平面会向主旋翼旋转平面方 向旋转，最后趋于平行。 所以贝尔 希拉的自稳定过程是有限的。 还需要其他手段（比如使希拉小翼不太灵敏）来增加稳定性。 直升 飞机各组件 名称 与作用 模型飞机一般与载人的飞机一样，主要由机翼、尾翼、机身、起落架和发动机 等几 部分组成。 （ 1） 机翼 ： 是模型飞机在飞行时产生升力的装置，并能保持模型飞机飞行时的横侧安定。 （ 2） 尾翼 ： 包括水平尾翼和垂直尾翼两部分。 水平尾翼可保持模型飞机飞行时的俯仰安定，垂直尾翼保持模型飞机飞行时的方向安定。 水平尾翼上的升降舵能控制模型飞机的升降， 垂直尾翼上的方向舵可控制模型飞机的飞 行方向。 希拉小翼旋转平面 十字盘 机 身方向 风向 β 垂直方向 东北石油大学本科生毕业设计（论文） 15 （ 3） 机身 ： 将模型的各部分联结成一个整体的主干部分叫机身。 同时机身内可以装载必要的控制机件，设备和燃料等。 （ 4） 起落架 ： 供模型飞机起飞、着陆和停放的装置。 前部一个起落架 ，后面两面三个起落架叫前三点式；前部两面三个起落架，后面一个起落架叫后三点式。 （ 5） 发动机固定座：安装发动机的固定基座，可分成与机架一体及分离型两种。 （ 6） 尾管：支承尾部传动的部分。 （ 7） 起落架：用于起降的装置。 （ 8） 尾部支撑杆：用于防止尾管发生共振现象；是用来增加机架和尾管强度的部件。 （ 9） 尾。