專利名稱：小型無人直升飛機(jī)控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及無人飛行器控制領(lǐng)域，尤其涉及一種無人旋轉(zhuǎn)翼飛行器自主飛行 的控制系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
過去十年來，無人直升機(jī)在監(jiān)控應(yīng)用領(lǐng)域扮演著十分重要的作用。 一些航空 器雖然穩(wěn)定的，可都是基于不靈巧的固定翼平臺(tái)，在地面上空收集圖像，把這些 數(shù)據(jù)傳回分析。近年來，對敵方環(huán)境的偵查變得很迫切，對于具有足夠自動(dòng)功能 安全遙控的小型靈活的旋轉(zhuǎn)翼飛機(jī)也十分需要。所以，無人直升機(jī)能夠用在軍事 和民用領(lǐng)域。其優(yōu)點(diǎn)是第一，在惡劣、狹窄和復(fù)雜的地形上能安全實(shí)施機(jī)動(dòng)飛 行，比固定翼飛機(jī)在正偵査、營救等艱難任務(wù)環(huán)境中，更具有應(yīng)用優(yōu)勢；第二， 自主直升機(jī)對于各種交叉學(xué)科研究(如人工智能、圖像處理、無線轉(zhuǎn)換、高級(jí)控 制理論和制造、多傳感器融合等)，是一個(gè)優(yōu)良的平臺(tái)。簡言之，無人直升機(jī)具 有廣闊的應(yīng)用潛能。
目前，在國際自動(dòng)控制界，有許多研究者把焦點(diǎn)集中在模型直升機(jī)的自動(dòng)飛 行上。不同國家的研究人員對它的濃厚興趣，吸引并挑戰(zhàn)著我們。若干著名有才 華的研究機(jī)構(gòu)如MIT、喬治亞技術(shù)學(xué)院Georgia Institute of Technology、卡 內(nèi)基梅隆大學(xué)CMU、浙江大學(xué)等都將此列為重要研究領(lǐng)域。同時(shí)，還有許多機(jī)構(gòu) 和大學(xué)熱烈參加一年一度的國際航空機(jī)器人大賽IARC。
研制無人直升機(jī)有兩種途徑， 一是采用慣性測量單元IMU (Inertia Measurement Unit),或者慣性導(dǎo)航系統(tǒng)INS (Inertia Navigation System), 以及圖像處理技術(shù)；另一種是采用全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)GPS (Global Positioning System)和I願(yuàn)來進(jìn)行局部位置識(shí)別。本實(shí)用新型采用后一種方案。
實(shí)用新型內(nèi)容
本實(shí)用新型的目的是提供一種小型無人直升飛機(jī)控制系統(tǒng)，它可以在高機(jī)動(dòng) 或者GPS信號(hào)短時(shí)間中斷的情況下，仍準(zhǔn)確地以高更新率輸出各種導(dǎo)航參數(shù)，保 證了飛機(jī)飛行的可靠性。
3為了達(dá)到上述目的，本實(shí)用新型采用的技術(shù)方案是-
一種小型無人直升飛機(jī)控制系統(tǒng)，硬件系統(tǒng)結(jié)構(gòu)包括飛行控制計(jì)算機(jī)、IMU慣性測量單元、磁航向計(jì)、GPS接收器、高度計(jì)、手動(dòng)控制信號(hào)收發(fā)單元、地面
信號(hào)收發(fā)單元、地面站收發(fā)單元、地面站計(jì)算機(jī)及遙控器，其特征在于飛行控
制計(jì)算機(jī)上設(shè)置有姿態(tài)測算裝置、線性加速度測算裝置、航速測算校正裝置、飛行位置測算校正裝置、姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位置控制裝置以及舵
機(jī)控制裝置；
姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位置控制裝置分別與姿態(tài)測算裝置、航速測算校正裝置、飛行位置測算校正裝置相連；舵機(jī)控制裝置與姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位置控制裝置相連；
三軸加速度計(jì)分別與姿態(tài)測算裝置、線性加速度測算裝置連接；三軸角速度計(jì)、磁航向計(jì)與姿態(tài)測算裝置相連；空速計(jì)與航速測算校正裝置相連；經(jīng)緯度計(jì)、高度計(jì)與飛行位置測算校正裝置相連；
飛行控制計(jì)算機(jī)的輸入端口連接有IMU慣性測量單元、磁航向計(jì)、GPS接收器、高度計(jì)。
根據(jù)以上結(jié)構(gòu)的本實(shí)用新型，其特征在于此控制系統(tǒng)還可以連接手動(dòng)控制信號(hào)收發(fā)單元及地面信號(hào)收發(fā)單元。
本實(shí)用新型的有益效果是
1、 本實(shí)用新型采用DSP+ARM雙MCU多任務(wù)結(jié)構(gòu)，保證了運(yùn)算與控制的精確性和實(shí)時(shí)性，系統(tǒng)可以自動(dòng)修正飛機(jī)懸停和飛行時(shí)產(chǎn)生的誤差。
2、 控制系統(tǒng)內(nèi)置一個(gè)16通道的GPS接收機(jī)，提供優(yōu)越的定位精度，可以全自主高精度地懸停。
3、 在自動(dòng)懸停狀態(tài)下，飛機(jī)的飛行高度和位置可以被鎖定，遙控器上的桿量對應(yīng)飛機(jī)的飛行速度，用戶可以進(jìn)行傻瓜式的控制飛行(用戶每次只需要控制一個(gè)桿量)。
4、 內(nèi)置高可靠性MEMS三軸陀螺、加速度計(jì)，在鎖定高度飛行的時(shí)候，可以控制飛機(jī)進(jìn)行協(xié)調(diào)式轉(zhuǎn)彎。
45、 系統(tǒng)可以在接收機(jī)丟失信號(hào)(進(jìn)入Fail Safe模式)的時(shí)候，使飛機(jī)進(jìn) 入自動(dòng)懸停狀態(tài)。
6、 本實(shí)用新型與基于CCD傳感器飛行增穩(wěn)系統(tǒng)的主要區(qū)別為系統(tǒng)不受高 度、地表紋理的限制，幾乎可以飛到遙控距離內(nèi)的任何高度，飛行更加流暢平滑， 不需要在眾多控制模式之間頻繁地切換，對飛行速度的控制可以精確到O.lm/s 以內(nèi)。
7、 采用專用CPLD對舵機(jī)PWM進(jìn)行編解碼的獨(dú)立運(yùn)算，保證了精確性和可靠 性，并且可以兼容大多數(shù)品牌遙控器。


圖1是本實(shí)用新型飛行控制計(jì)算機(jī)原理框圖。 圖2是本實(shí)用新型控制系統(tǒng)硬件連接圖。 圖3是本實(shí)用新型控制流程示意圖。
具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖和實(shí)施例對本實(shí)用新型做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
如附圖1所示為本實(shí)用新型飛行控制計(jì)算機(jī)原理框圖。在飛行控制計(jì)算機(jī)上 設(shè)置有測算裝置和控制裝置兩部分，傳感器連接在飛行控制計(jì)算機(jī)上。傳感器部 分包括三軸加速度計(jì)、三軸角速度計(jì)、磁航向計(jì)、空速計(jì)、經(jīng)諱度計(jì)、高度計(jì)； 測算裝置部分包括姿態(tài)測算裝置、線性加速度測算裝置、航速測算校正裝置、飛 行位置測算校正裝置；控制裝置部分包括姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位 置控制裝置以及舵機(jī)控制裝置。
上述裝置連接關(guān)系為姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位置控制裝置分 別與姿態(tài)測算裝置、航速測算校正裝置、飛行位置測算校正裝置相連；舵機(jī)控制 裝置與姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位置控制裝置相連；三軸加速度計(jì)分 別與姿態(tài)測算裝置、線性加速度測算裝置連接；三軸角速度計(jì)、磁航向計(jì)與姿態(tài) 測算裝置相連；空速計(jì)與航速測算校正裝置相連；經(jīng)緯度計(jì)、高度計(jì)與飛行位置 測算校正裝置相連。
附圖2是本實(shí)用新型控制系統(tǒng)硬件連接圖。飛行控制計(jì)算機(jī)連接有IMU慣性測量單元、磁航向計(jì)、GPS接收器、高度計(jì)，各裝置工作原理為
1、 飛行控制計(jì)算機(jī)對IMU慣性測量單元測得的三維加速度數(shù)據(jù)M1、三軸角 速度數(shù)據(jù)M2、以及磁航向計(jì)測得的航向數(shù)據(jù)M3進(jìn)行處理分析，進(jìn)行飛行姿態(tài)計(jì)
算A1，產(chǎn)生姿態(tài)數(shù)據(jù)D1;進(jìn)行姿態(tài)控制處理A2;計(jì)算出姿態(tài)控制參數(shù)C1;
2、 飛行控制計(jì)算機(jī)對三維加速度數(shù)據(jù)M1、姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行線性加速度計(jì)算A3 后，產(chǎn)生線性加速度數(shù)據(jù)D2;
3、 飛行控制計(jì)算機(jī)對線性加速度數(shù)據(jù)D2進(jìn)行積分運(yùn)算，并引用從GPS接收 器測得的速度數(shù)據(jù)M4，進(jìn)行校正A4，產(chǎn)生航速數(shù)據(jù)D3;進(jìn)行航速控制處理A5; 計(jì)算出航速控制參數(shù)C2;
4、 飛行控制計(jì)算機(jī)引用GPS接收器測得的經(jīng)緯度、高度數(shù)據(jù)M5、引用高度 計(jì)的飛行高度數(shù)據(jù)M6，以及航速數(shù)據(jù)D3，進(jìn)行飛行位置計(jì)算和校正A6:經(jīng)過位 置控制處理A7，計(jì)算出位置控制參數(shù)C3;
5、 飛行控制計(jì)算機(jī)輸出端口，與舵機(jī)控制裝置相連，見圖l;
6、 飛行控制計(jì)算機(jī)引用姿態(tài)控制參數(shù)C1、航速控制參數(shù)C2、位置控制參數(shù) C3，進(jìn)行舵機(jī)控制計(jì)算A8，產(chǎn)生舵機(jī)控制輸出C4，交由舵機(jī)控制裝置42，控制 舵機(jī)，參見圖1、圖2。
為了在實(shí)際飛行中，達(dá)到更好的飛行效果，本技術(shù)方案還可添加手動(dòng)控制接 收裝置即手動(dòng)控制信號(hào)收發(fā)單元，和機(jī)載無線收發(fā)裝置即地面信號(hào)收發(fā)單元，分 別與飛行控制計(jì)算機(jī)連接，如圖2所示。手動(dòng)控制信號(hào)收發(fā)單元接收從遙控器發(fā) 來的控制信號(hào)，傳遞給飛行控制計(jì)算機(jī)；地面站收發(fā)單元一方面接收飛行器下傳 的各種飛行數(shù)據(jù)和參數(shù)，以及探測信息；另一方面可將地面站工作人員的控制指 令，通過地面信號(hào)收發(fā)單元上傳給飛行控制計(jì)算機(jī)。
附圖3為本實(shí)用新型控制流程示意圖。通過對飛行控制計(jì)算機(jī)寫入導(dǎo)航控制 程序，控制直升飛機(jī)運(yùn)動(dòng)，該控制流程包括下述步驟
1、 機(jī)載三維加速度參數(shù)Saccl、三軸角速度參數(shù)Sangspd、航向參數(shù)Shedg， 經(jīng)過飛行姿態(tài)計(jì)算Al，測算出飛行器的姿態(tài)數(shù)據(jù)Dattd;
2、 機(jī)載三維加速度參數(shù)Saccl、姿態(tài)數(shù)據(jù)Dattd，經(jīng)過線性加速計(jì)算A3，測算出飛行器的加速度度數(shù)據(jù)Daccl;
3、 用機(jī)載速度計(jì)參數(shù)Sspd，引用線性加速度數(shù)據(jù)Daccl經(jīng)過航速測算與校正A4，獲得航速數(shù)據(jù)Dspd;
4、 用機(jī)載定位儀的經(jīng)緯度、高度參數(shù)Sgps、機(jī)載高度計(jì)的飛行高度參數(shù)Sheigt，引用航速數(shù)據(jù)Dspd，經(jīng)過飛行位置計(jì)算A6，測算位置數(shù)據(jù)Dpost;
5、 姿態(tài)數(shù)據(jù)Dattd，經(jīng)過姿態(tài)控制處理A2，獲得姿態(tài)控制變量Cattd;
6、 用航速數(shù)據(jù)Dspd，經(jīng)過航速控制處理A5，獲得航速控制變量Cspd;
7、 用飛行位置數(shù)據(jù)Dpst，經(jīng)過飛行位置控制處理A7，獲得飛行位置控制變
量Cpst;
8、 姿態(tài)控制變量Cattd、航速控制變量Cspd、位置控制變量Cpst作為輸入，經(jīng)過舵機(jī)控制處理A8，獲取舵機(jī)控制輸出Cservo，以控制伺服機(jī)構(gòu)及舵機(jī)的相應(yīng)動(dòng)作，實(shí)現(xiàn)實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)翼飛行器的自主飛行。
地面站計(jì)算機(jī)將地面站收發(fā)單元采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析處理，得出的各種導(dǎo)航參數(shù)控制飛機(jī)的飛行。無人直升機(jī)導(dǎo)航控制一般有INS與GPS兩種方式，但兩種方式都有一定的弊端-
INS產(chǎn)生載體坐標(biāo)系的角速度和加速度，提供短期的高精度數(shù)據(jù)，但量測含有噪聲。在計(jì)算位置時(shí)，需要對含有噪聲的數(shù)據(jù)作積分運(yùn)算。如果不加以校正，其系統(tǒng)誤差，尤其是偏移誤差，會(huì)無限制變大。可是，又不要求外部量測信號(hào)來校正。GPS以有限的誤差，描述在地心坐標(biāo)中所處的述位置，其不足是輸出速率慢，以及由于氣候、位置等原因造成的間歇性信號(hào)丟失。所以GPS自身難以保證用作導(dǎo)航的信息提供質(zhì)量。
本實(shí)用新型采用表示卡爾曼濾波算法，即KF，將這兩種傳感器結(jié)合起來，能各取所長，補(bǔ)其所短。具體做法一、INS數(shù)據(jù)計(jì)算載體位置，暫時(shí)替代因滯后或變差的GPS信號(hào)；二、用GPS與INS數(shù)據(jù)之間的差別，估算INS數(shù)據(jù)的誤差大小；三、根據(jù)所算的誤差，校正INS數(shù)據(jù)及其積分。因此，可以有效保證本實(shí)用新型運(yùn)算與控制的精確性和實(shí)時(shí)性，準(zhǔn)確的完成偵察、監(jiān)測等任務(wù)。
權(quán)利要求1、一種小型無人直升飛機(jī)控制系統(tǒng)，硬件系統(tǒng)結(jié)構(gòu)包括飛行控制計(jì)算機(jī)、IMU慣性測量單元、磁航向計(jì)、GPS接收器、高度計(jì)、手動(dòng)控制信號(hào)收發(fā)單元、地面信號(hào)收發(fā)單元、地面站收發(fā)單元、地面站計(jì)算機(jī)及遙控器，其特征在于飛行控制計(jì)算機(jī)上設(shè)置有姿態(tài)測算裝置、線性加速度測算裝置、航速測算校正裝置、飛行位置測算校正裝置、姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位置控制裝置以及舵機(jī)控制裝置；姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位置控制裝置分別與姿態(tài)測算裝置、航速測算校正裝置、飛行位置測算校正裝置相連；舵機(jī)控制裝置與姿態(tài)控制裝置、航速控制裝置、飛行位置控制裝置相連；三軸加速度計(jì)分別與姿態(tài)測算裝置、線性加速度測算裝置連接；三軸角速度計(jì)、磁航向計(jì)與姿態(tài)測算裝置相連；空速計(jì)與航速測算校正裝置相連；經(jīng)緯度計(jì)、高度計(jì)與飛行位置測算校正裝置相連；飛行控制計(jì)算機(jī)的輸入端口連接有IMU慣性測量單元、磁航向計(jì)、GPS接收器、高度計(jì)。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無人直升飛機(jī)控制系統(tǒng)，其特征在于此控 制系統(tǒng)還可以連接手動(dòng)控制信號(hào)收發(fā)單元及地面信號(hào)收發(fā)單元。
專利摘要本實(shí)用新型公開了一種小型無人直升飛機(jī)控制系統(tǒng)，在飛行控制計(jì)算機(jī)上設(shè)置有測算裝置和控制裝置兩部分，傳感器連接在飛行控制計(jì)算機(jī)上。手動(dòng)控制信號(hào)收發(fā)單元接收從遙控器發(fā)來的控制信號(hào)，傳遞給飛行控制計(jì)算機(jī)；地面站收發(fā)單元一方面接收飛行器下傳的各種飛行數(shù)據(jù)和參數(shù)，以及探測信息；另一方面可將地面站工作人員的控制指令，通過地面信號(hào)收發(fā)單元上傳給飛行控制計(jì)算機(jī)。本實(shí)用新型可以在高機(jī)動(dòng)或者GPS信號(hào)短時(shí)間中斷的情況下，仍準(zhǔn)確地以高更新率輸出各種導(dǎo)航參數(shù)，保證了飛機(jī)飛行的可靠性，準(zhǔn)確的完成偵察、監(jiān)測等任務(wù)。
文檔編號(hào)G05D1/00GK201262709SQ20082005197
公開日2009年6月24日 申請日期2008年8月11日 優(yōu)先權(quán)日2008年8月11日
發(fā)明者滔 汪 申請人:深圳市大疆創(chuàng)新科技有限公司