基于MPU6050模塊的飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)設(shè)計(jì)

摘要：為了實(shí)現(xiàn)對(duì)固體燃料低空模型火箭飛行姿態(tài)自動(dòng)記錄的需求，提出了一種基于MPU6050模塊的飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，并完成系統(tǒng)的軟硬件設(shè)計(jì)。該系統(tǒng)的硬件部分主要用來采集加速度模擬量并進(jìn)行存儲(chǔ)，軟件部分采用C語言進(jìn)行編程，完成數(shù)據(jù)讀寫和上傳，數(shù)據(jù)處理借助上位機(jī)軟件進(jìn)行，還原實(shí)際飛行姿態(tài)。實(shí)際應(yīng)用表明，該系統(tǒng)具有成本低廉、靈敏度高的特點(diǎn)，達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。

關(guān)鍵詞：傳感器;加速度;自動(dòng)記錄;單片機(jī)

固體燃料低空模型火箭在發(fā)射原理和氣動(dòng)結(jié)構(gòu)上都與實(shí)用探空火箭一致，同時(shí)具備重量輕、安全性高和價(jià)格相對(duì)低廉的特點(diǎn)，因此在本科教學(xué)及學(xué)科競(jìng)賽中被廣泛使用。

目前的固體燃料低空模型火箭(以下簡(jiǎn)稱模型火箭)受到成本和運(yùn)載能力的限制并未加裝任何傳感器，對(duì)于模型火箭發(fā)射后的飛行姿態(tài)大都通過視頻的方式記錄，但是受到模型火箭飛行速度快、拍攝視角固定等問題的限制，傳統(tǒng)的飛行姿態(tài)記錄方式效果并不理想，所得結(jié)果也缺乏進(jìn)一步討論的價(jià)值，缺少量化的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)也制約了模型火箭本身的改進(jìn)和發(fā)展?？梢娫O(shè)計(jì)出一種可量化的飛行姿態(tài)記錄系統(tǒng)非常有必要。

MPU6050模塊有著高速、精確的加速度采集能力，提供SPI和IIC兩種通訊方案，能夠根據(jù)系統(tǒng)程序指令，同時(shí)進(jìn)行線加速度和角加速度的采集工作;M24C08芯片可以存儲(chǔ)1024字節(jié)數(shù)據(jù)，支持IIC通訊協(xié)議，具有體積小、重量輕、數(shù)據(jù)穩(wěn)定性強(qiáng)的特點(diǎn);單片機(jī)以其較高的靈活性和穩(wěn)定性廣泛應(yīng)用在自動(dòng)控制系統(tǒng)中。本系統(tǒng)既是三者的結(jié)合，由傳感器、存儲(chǔ)器和單片機(jī)部分構(gòu)成，對(duì)固體燃料低空模型火箭飛行過程中的加速度進(jìn)行實(shí)時(shí)采集和記錄，箭體返回后，配合上位機(jī)數(shù)據(jù)處理軟件，對(duì)加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，最終還原出模型火箭的真實(shí)飛行姿態(tài)。

1 系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)及功能描述

系統(tǒng)以STC89C52RC單片機(jī)為主控芯片，結(jié)合MPU6050模塊和M24C08芯片，可對(duì)模型火箭飛行中的加速度進(jìn)行實(shí)時(shí)采集并存儲(chǔ)，模型火箭回收后通過串口通訊將數(shù)據(jù)傳遞給上位機(jī)，并在相關(guān)軟件的輔助下進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，最終還原出模型火箭實(shí)際飛行姿態(tài)。MPU6050模塊解決了模型火箭高速飛行過程中加速度數(shù)字化的問題，并且具有采集速度快、精度高和可編程控制的特點(diǎn)，M24C08芯片具有支持IIC協(xié)議、重量輕和數(shù)據(jù)穩(wěn)定性強(qiáng)的特點(diǎn)，雖然存儲(chǔ)容量較小，但鑒于模型火箭滯空時(shí)間短的特點(diǎn)，其數(shù)據(jù)存儲(chǔ)容量能夠滿足需求。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示，本系統(tǒng)選擇STC89C52RC單片機(jī)為IIC通訊的主機(jī)，所有對(duì)話由單片機(jī)發(fā)起，單片機(jī)按照固定時(shí)間間隔詢問MPU6050模塊模型火箭實(shí)時(shí)加速度情況，MPU60 50做出應(yīng)答后單片機(jī)向M24C08芯片發(fā)起對(duì)話，要求M24C08芯片記錄當(dāng)前加速度數(shù)值。以上周期性采樣從模型火箭點(diǎn)火開始到飛行完成降落傘開啟結(jié)束不間斷進(jìn)行，模型火箭回收后，進(jìn)行數(shù)據(jù)上傳和處理工作。

2 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

MPU6050模塊、STC89C52RC單片機(jī)與M24C08芯片之間采用IIC通訊，其電路圖如圖2所示。本系統(tǒng)設(shè)定只有 STC89C52RC單片機(jī)可以發(fā)起對(duì)話，其余原件只能做出應(yīng)答，其中STC 89C52RC單片機(jī)的P1.2管腳與IIC通訊線路的時(shí)鐘線(SCL)連接，P1.3管腳與數(shù)據(jù)線(SDA)連接，程序根據(jù)邏輯需要按照IIC通訊協(xié)議控制時(shí)鐘線和數(shù)據(jù)線的電平變化，以發(fā)起所需對(duì)話。MPU6050模塊和M24C08芯片都支持IIC通訊，分別將其時(shí)鐘管腳和數(shù)據(jù)管腳與通訊線路的相應(yīng)管腳相連接，連接完成后的IIC通訊線路即可實(shí)現(xiàn)主從之間的問答式通訊。

實(shí)際使用中為了提高采集可靠性，在火箭放飛過程中單片機(jī)只固化采集存儲(chǔ)程序，待模型火箭回收后重新給單片機(jī)固化相應(yīng)的數(shù)據(jù)讀取程序，數(shù)據(jù)才能被傳遞給上位機(jī)，但程序反復(fù)固化操作中往往會(huì)出現(xiàn)人員誤操作，引起M24C08芯片中的數(shù)據(jù)損壞，導(dǎo)致整個(gè)放飛失去意義，因此在M24C08的數(shù)據(jù)管腳設(shè)計(jì)了保護(hù)跳線，模型火箭回收后斷開保護(hù)跳線，待確認(rèn)程序固化正確后接通跳線，上傳數(shù)據(jù)。

MPU6050模塊是以MPU6050芯片為核心配合必要的外圍器件形成的加速度測(cè)量模塊。其中MPU6050芯片整合了3軸陀螺儀和3軸線加速度計(jì)，極大的減小了包裝空間，同時(shí)避免了加速度計(jì)和陀螺儀組合時(shí)的軸間差問題，并能夠以400 kHz的速度提供16位精度的加速度數(shù)據(jù)。由于芯片本身對(duì)于外圍器件要求較高，因此本系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)中選用了MPU6050模塊，保證了數(shù)據(jù)的可靠性。在裝配中采取模塊與主板層疊的安裝方式，進(jìn)一步減小了整個(gè)系統(tǒng)的體積，系統(tǒng)實(shí)物圖如圖3所示。

3 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)及數(shù)據(jù)處理

系統(tǒng)程序設(shè)計(jì)包括數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)和數(shù)據(jù)讀取上傳兩部分構(gòu)成，為了提高系統(tǒng)的可靠性，兩部分程序不同時(shí)固化在單片機(jī)中，在模型火箭發(fā)射時(shí)固化數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)程序，模型火箭回收后固化數(shù)據(jù)讀取上傳程序。數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)程序每隔0.1 s采集一組模型火箭加速度值，并存儲(chǔ)到M24C08芯片中，雖然MPU6050可以提供16位精度數(shù)據(jù)，但低八位數(shù)據(jù)抖動(dòng)嚴(yán)重，所以系統(tǒng)只記錄高8位數(shù)據(jù)，這樣M24C08芯片可以記錄170組(每組6個(gè))加速度數(shù)據(jù)，記錄持續(xù)時(shí)間為17s。模型火箭點(diǎn)火延時(shí)2 s，導(dǎo)軌飛行1秒，滯空飛行14 s，數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)程序工作時(shí)間可對(duì)3個(gè)過程實(shí)現(xiàn)完全覆蓋。數(shù)據(jù)讀取上傳程序讀取M24C08中的數(shù)據(jù)并以串口通訊方式傳遞給上位機(jī)。

數(shù)據(jù)處理分為數(shù)據(jù)接收、數(shù)據(jù)預(yù)處理和姿態(tài)還原3個(gè)部分，數(shù)據(jù)接收部分利用串口助手軟件接收下位機(jī)上傳的數(shù)據(jù)，同時(shí)將八進(jìn)制數(shù)轉(zhuǎn)換為十進(jìn)制。數(shù)據(jù)預(yù)處理主要是對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行定性分析：出現(xiàn)角加速度不為零的情況說明模型火箭飛行中出現(xiàn)旋轉(zhuǎn);前2 s(模型火箭靜止?fàn)顟B(tài))出現(xiàn)X/Y軸線加速度不為零說明發(fā)射架水平度不符合要求;第3 s(模型火箭導(dǎo)軌飛行)開始出現(xiàn)X/Y軸線加速度不為零說明導(dǎo)軌裝配出現(xiàn)問題。在數(shù)據(jù)預(yù)處理階段未發(fā)現(xiàn)上述問題則進(jìn)入姿態(tài)還原階段，該階段借助Matlab軟件對(duì)X/Y/Z三軸線加速度進(jìn)行計(jì)算，還原模型火箭飛行姿態(tài)，算法公式如圖4所示。