專利名稱：無人機(jī)的自動駕駛儀的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及無人機(jī)領(lǐng)域，特別地，涉及一種無人機(jī)的自動駕駛儀。
背景技術(shù)：
小型無人機(jī)以其體積小，在執(zhí)行任務(wù)時隱蔽性好，機(jī)動靈活，便于部署，成本低廉， 便于攜帶等特點，在低空軍事偵察、火力支援、目標(biāo)搜索、中繼通訊、航空攝影、氣象災(zāi)害監(jiān)測以及道路交通監(jiān)控等各領(lǐng)域都有著廣泛的應(yīng)用前景。隨著應(yīng)用領(lǐng)域向無人機(jī)小型化上的拓展，對小型無人機(jī)精確制導(dǎo)和控制也提出了更高的要求，為小型無人機(jī)設(shè)計一種體積小、 低成本、低功耗、高精度、高集成度和高可靠性的自動駕駛儀是小型無人機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之就目前國內(nèi)的研究現(xiàn)狀來看，大多數(shù)自動駕駛儀采用的是機(jī)械陀螺加GPS接收機(jī)組成的INS/GPS飛行控制與導(dǎo)航系統(tǒng)，此類系統(tǒng)功耗大、體積和重量大，均不適合小型無人機(jī)使用。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明目的在于提供一種無人機(jī)的自動駕駛儀，以解決現(xiàn)有的駕駛儀系統(tǒng)功耗大、體積和重量過大的技術(shù)問題。為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種無人機(jī)的自動駕駛儀，包括駕駛儀殼體、設(shè)置在駕駛儀殼體內(nèi)飛機(jī)控制器和傳感器系統(tǒng)，在駕駛儀殼體上設(shè)置有電源接口，傳感器系統(tǒng)與飛機(jī)控制器電連接；飛機(jī)控制器內(nèi)設(shè)置有雙DSP控制芯片和數(shù)據(jù)接口，雙DSP控制芯片內(nèi)集成有飛機(jī)控制軟件；傳感器系統(tǒng)包括三軸慣性傳感器、GPS接收機(jī)、電子羅盤、大氣動壓傳感器、大氣靜壓傳感器。進(jìn)一步地，數(shù)據(jù)接口包括電動機(jī)接口、左尾舵機(jī)接口、右尾舵機(jī)接口、左副翼舵機(jī)接口、右副翼舵機(jī)接口、回收傘舵機(jī)接口和相應(yīng)接口電路；數(shù)據(jù)接口采用PWM方式控制電動機(jī)和相對應(yīng)的舵機(jī)。進(jìn)一步地，大氣動壓傳感器上設(shè)置有兩個動壓通氣孔，兩個動壓通氣孔通過管道延伸到駕駛儀殼體外；大氣靜壓傳感器上設(shè)置有一個靜壓通氣孔，靜壓通氣孔通過管道延伸到駕駛儀殼體外；飛機(jī)控制器通過模擬量方式控制大氣動壓傳感器和大氣靜壓傳感器。進(jìn)一步地，大氣動壓傳感器為雙向壓差傳感器，大氣動壓傳感器中設(shè)置有檢測膜片，兩個動壓通氣孔將壓力施加在檢測膜片的兩邊，通過檢測膜片的變形確定小型無人機(jī)的空速。進(jìn)一步地，自動駕駛儀還包括姿態(tài)傳感器、航向傳感器和高度傳感器，姿態(tài)傳感器的輸出精度小于2.5°，航向傳感器的輸出精度小于1.5°，高度傳感器的輸出精度小于 40m ο進(jìn)一步地，駕駛儀殼體內(nèi)還設(shè)置有轉(zhuǎn)接盒，轉(zhuǎn)接盒電連接在飛機(jī)控制器和傳感器系統(tǒng)上，電源接口與轉(zhuǎn)接盒電連接。
進(jìn)一步地，轉(zhuǎn)接盒上電連接有一個轉(zhuǎn)接板，電源接口通過轉(zhuǎn)接板電連接在轉(zhuǎn)接盒上。本發(fā)明具有以下有益效果本發(fā)明的自動駕駛儀將飛機(jī)控制器和多個傳感器集成在駕駛儀的殼體內(nèi)，使得駕駛儀的體積大大減小，功耗降低；另一方面，該飛機(jī)控制器采用雙DSP控制芯片，使得駕駛儀的控制精度和可靠性大大提高。除了上面所描述的目的、特征和優(yōu)點之外，本發(fā)明還有其它的目的、特征和優(yōu)點。 下面將參照圖，對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說明。


構(gòu)成本申請的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中圖1是本發(fā)明優(yōu)選實施例的自動駕駛儀外觀結(jié)構(gòu)示意圖；以及圖2是本發(fā)明優(yōu)選實施例的自動駕駛儀內(nèi)部系統(tǒng)組成示意圖。
具體實施例方式以下結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明，但是本發(fā)明可以由權(quán)利要求限定和覆蓋的多種不同方式實施。參見圖1和圖2，一種無人機(jī)的自動駕駛儀，包括駕駛儀殼體1、設(shè)置在駕駛儀殼體 1內(nèi)的飛機(jī)控制器2、傳感器系統(tǒng)3和轉(zhuǎn)接盒6。在駕駛儀殼體1上設(shè)置有電纜通孔7和電源接口 5。飛機(jī)控制器2和傳感器系統(tǒng)3的輸入和輸出數(shù)據(jù)信號均通過數(shù)據(jù)接口 4與自動駕駛儀上的電纜通孔7連接，電源接口 5為自動駕駛儀與電源的連接通道，通過電源接口 5 給飛機(jī)控制器2、傳感器系統(tǒng)3以及自動駕駛儀外部的飛機(jī)舵機(jī)供電。飛機(jī)控制器2內(nèi)設(shè)置有雙DSP控制芯片和相應(yīng)接口電路，雙DSP控制芯片內(nèi)集成有飛機(jī)控制軟件。飛機(jī)控制軟件包括姿態(tài)控制程序、通訊程序、故障診斷程序和航跡控制程序。工作過程中，飛機(jī)控制器2根據(jù)控制律反饋、飛行監(jiān)控等要求，測量出飛機(jī)姿態(tài)、三軸角速率、飛行航向、飛行高度、飛行速度、飛機(jī)位置、電動機(jī)轉(zhuǎn)速、電流和輸出功率等信號，并給無人機(jī)的各執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)出執(zhí)行指令。傳感器系統(tǒng)3包括三軸慣性傳感器31、GPS接收機(jī)32、電子羅盤33、大氣動壓傳感器34、大氣靜壓傳感器35和相應(yīng)接口電路。優(yōu)選地，三軸慣性傳感器31采用SPI方式與飛機(jī)控制器2電連接，GPS接收機(jī)32采用232線方式與飛機(jī)控制器2電連接，電子羅盤33 采用串口方式與飛機(jī)控制器2電連接，大氣動壓傳感器34和大氣靜壓傳感器35采用模擬量方式與飛機(jī)控制器2電連接。優(yōu)選地，三軸慣性傳感器31采用三軸角速率陀螺，經(jīng)解算完成姿態(tài)角輸出。三軸慣性傳感器31的工作原理是在上電初始階段，飛機(jī)處于水平狀態(tài)， 確定出基準(zhǔn)航向，在此基礎(chǔ)上自動駕駛儀采樣三軸角速率陀螺和線加速度計的輸出信號， 經(jīng)過溫度補(bǔ)償、零位補(bǔ)償、誤差濾波處理得到接近真實的角速率數(shù)據(jù)，根據(jù)角速度與三軸角度之間的投影、積分關(guān)系連續(xù)解算出飛機(jī)的實時姿態(tài)角，并反饋給飛機(jī)控制器2，再通過飛機(jī)控制器2來控制或調(diào)整飛機(jī)的實時姿態(tài)角。優(yōu)選地，GPS接收機(jī)32為20通道GPS接收機(jī)，GPS接收機(jī)32提供無人機(jī)的位置信息，其定位精度小于等于10m，數(shù)據(jù)更新率大于1次 /秒，熱啟動時間ls，冷啟動時間42s。GPS接收機(jī)32與數(shù)據(jù)輸入設(shè)備、任務(wù)管理設(shè)備以及機(jī)載控制設(shè)備無線通訊等點連接。GPS接收機(jī)32接收到操控指令后，立即反饋給飛機(jī)控制器2，通過飛機(jī)控制器2來及時地調(diào)整飛機(jī)的位置航線。電子羅盤33以數(shù)字方式輸出航向信號，其通過磁傳感器感應(yīng)地球磁場的磁分量，從而得出方位角度，并反饋給飛機(jī)控制器2， 再通過飛機(jī)控制器2來控制或調(diào)整飛機(jī)的方位角度。此外，方位角度可以與姿態(tài)傳感器測量的姿態(tài)角形成姿態(tài)冗余，提高系統(tǒng)可靠性，在飛機(jī)上電時作為解算姿態(tài)的初始基準(zhǔn)和飛行中姿態(tài)校準(zhǔn)的依據(jù)。優(yōu)選地，大氣動壓傳感器34上設(shè)置有兩個動壓通氣孔341、342，兩個動壓通氣孔 341、342通過管道延伸到駕駛儀殼體1外。大氣動壓傳感器34為雙向壓差傳感器，大氣動壓傳感器34中設(shè)置有檢測膜片，兩個動壓通氣孔341、342將壓力施加在檢測膜片的兩邊，通過檢測膜片的變形確定無人機(jī)的空速。大氣靜壓傳感器35上設(shè)置有一個靜壓通氣孔351， 靜壓通氣孔351通過管道延伸到駕駛儀殼體1外。優(yōu)選地，大氣動壓傳感器34采用MEMS 技術(shù)，其工作原理是通過駕駛儀殼體1外部的兩個動壓通氣孔341、342將壓力施加在檢測膜片的兩邊，通過檢測膜片的變形和專用ASIC感應(yīng)電路的測量形成相對壓力差值的模擬量電壓輸出信號。大氣動壓傳感器34上端的通氣孔341作為負(fù)壓測量孔，通過橡膠皮管與安裝在機(jī)翼外部的空速銅管相連，接通飛機(jī)外部的氣流，用于測量當(dāng)前飛機(jī)外部的氣壓；大氣動壓傳感器34下端的通氣孔342作為基準(zhǔn)正壓測量孔，裸露在機(jī)身中，用以測量飛機(jī)當(dāng)前的氣壓基準(zhǔn)值；得到機(jī)身外部與內(nèi)部的壓力差后，通過換算就可以得到出飛機(jī)當(dāng)前飛行的空速信息。大氣靜壓傳感器35直接測量大氣絕對壓力，對應(yīng)當(dāng)前飛機(jī)飛行的高度，其內(nèi)部有一個真空基準(zhǔn)，測量后輸出的電壓與絕對壓力基準(zhǔn)電壓值成正比，用以換算出系統(tǒng)當(dāng)前相對海平面的高度。大氣靜壓傳感器35內(nèi)部采用5V電源供電，雙列直插式封裝，內(nèi)置的專用集成電路(ASIC)，可進(jìn)行誤差校準(zhǔn)和溫度補(bǔ)償，提供有關(guān)傳感器偏置量、靈敏度、溫度系數(shù)和非線性的數(shù)字校正。飛機(jī)控制器2上設(shè)有數(shù)據(jù)接口 4，數(shù)據(jù)接口 4包括電動機(jī)接口 41、左尾舵機(jī)接口 42、右尾舵機(jī)接口 43、左副翼舵機(jī)接口 44、右副翼舵機(jī)接口 45、回收傘舵機(jī)接口 46。外部設(shè)備的電纜線通過駕駛儀殼體1上的電纜通孔7后與數(shù)據(jù)接口 4對應(yīng)連接。優(yōu)選地，數(shù)據(jù)接口 4采用PWM方式控制電動機(jī)和相對應(yīng)的舵機(jī)。轉(zhuǎn)接盒6電連接在飛機(jī)控制器2和傳感器系統(tǒng)3上。轉(zhuǎn)接盒6上設(shè)有一個轉(zhuǎn)接板 (附圖中未示出)，電源接口 5通過該轉(zhuǎn)接板與轉(zhuǎn)接盒6電連接。電源接口 5連接在供電裝置上，以便于對飛機(jī)控制器2和傳感器系統(tǒng)3供電。優(yōu)選地，自動駕駛儀還包括姿態(tài)傳感器、航向傳感器和高度傳感器，姿態(tài)傳感器的輸出精度小于2.5°，航向傳感器的輸出精度小于1.5°，高度傳感器的輸出精度小于40m。以上所述僅為本發(fā)明的優(yōu)選實施例而已，并不用于限制本發(fā)明，對于本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說，本發(fā)明可以有各種更改和變化。凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種無人機(jī)的自動駕駛儀，包括駕駛儀殼體(1)、設(shè)置在所述駕駛儀殼體(1)內(nèi)飛機(jī)控制器( 和傳感器系統(tǒng)(3)，在所述駕駛儀殼體(1)上設(shè)置有電源接口(5)，其特征在于，所述傳感器系統(tǒng)C3)與所述飛機(jī)控制器O)電連接；所述飛機(jī)控制器( 內(nèi)設(shè)置有雙DSP控制芯片和數(shù)據(jù)接口 G)，所述傳感器系統(tǒng)(3)包括三軸慣性傳感器(31)、GPS接收機(jī)(32)、電子羅盤(33)、大氣動壓傳感器(34)、大氣靜壓傳感器(35)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述數(shù)據(jù)接口(4)包括電動機(jī)接口(41)、左尾舵機(jī)接口(42)、右尾舵機(jī)接口(43)、左副翼舵機(jī)接口(44)、右副翼舵機(jī)接口(45)、回收傘舵機(jī)接口 06)和相應(yīng)接口電路；所述數(shù)據(jù)接口(4)采用PWM方式控制電動機(jī)和相對應(yīng)的舵機(jī)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述大氣動壓傳感器(34)上設(shè)置有兩個動壓通氣孔，所述兩個動壓通氣孔通過管道延伸到所述駕駛儀殼體(1)外；所述大氣靜壓傳感器(3 上設(shè)置有一個靜壓通氣孔，所述靜壓通氣孔通過管道延伸到所述駕駛儀殼體(1)外；所述飛機(jī)控制器( 通過模擬量方式控制所述大氣動壓傳感器(34)和所述大氣靜壓傳感器(35)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述大氣動壓傳感器(34)為雙向壓差傳感器，所述大氣動壓傳感器(34)中設(shè)置有檢測膜片，所述兩個動壓通氣孔將壓力施加在所述檢測膜片的兩邊，通過所述檢測膜片的變形確定所述小型無人機(jī)的空速。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述自動駕駛儀還包括姿態(tài)傳感器、航向傳感器和高度傳感器，所述姿態(tài)傳感器的輸出精度小于2. 5°，所述航向傳感器的輸出精度小于1.5°，所述高度傳感器的輸出精度小于 40m。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述駕駛儀殼體(1)內(nèi)還設(shè)置有轉(zhuǎn)接盒(6)，所述轉(zhuǎn)接盒(6)電連接在所述飛機(jī)控制器 (2)和所述傳感器系統(tǒng)C3)上，所述電源接口( 與所述轉(zhuǎn)接盒(6)電連接。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述轉(zhuǎn)接盒(6)上電連接有一個轉(zhuǎn)接板，所述電源接口( 通過所述轉(zhuǎn)接板電連接在所述轉(zhuǎn)接盒(6)上。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種無人機(jī)的自動駕駛儀，包括駕駛儀殼體(1)、設(shè)置在駕駛儀殼體(1)內(nèi)飛機(jī)控制器(2)和傳感器系統(tǒng)(3)，在駕駛儀殼體(1)上設(shè)置有電源接口(5)，傳感器系統(tǒng)(3)與飛機(jī)控制器(2)電連接；飛機(jī)控制器(2)內(nèi)設(shè)置有雙DSP控制芯片和數(shù)據(jù)接口(4)；傳感器系統(tǒng)(3)包括三軸慣性傳感器(31)、GPS接收機(jī)(32)、電子羅盤(33)、大氣動壓傳感器(34)、大氣靜壓傳感器(35)。本發(fā)明的自動駕駛儀將飛機(jī)控制器和多個傳感器集成在駕駛儀的殼體內(nèi)，使得駕駛儀的體積大大減小，功耗降低；另一方面，該飛機(jī)控制器采用雙DSP控制芯片，使得駕駛儀的控制精度和可靠性大大提高。
文檔編號B64C13/18GK102431643SQ201110391049
公開日2012年5月2日 申請日期2011年11月30日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月30日
發(fā)明者吳佳楠, 谷新宇 申請人:中國南方航空工業(yè)(集團(tuán))有限公司