本發(fā)明涉及植保無人機(jī)領(lǐng)域，具體涉及一種植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)與作業(yè)面夾角自動調(diào)節(jié)裝置及其使用方法。

背景技術(shù)：

植保無人機(jī)是近年來興起的農(nóng)用植保飛行器，針對大面積的農(nóng)作物打藥困難的問題而研發(fā)的。植保無人機(jī)由于其高效作業(yè)和精準(zhǔn)噴灑能力受到了越來越普遍的應(yīng)用，無人機(jī)由飛行平臺、gps飛控、噴灑機(jī)構(gòu)三部分組成，通過地面遙控或gps飛控，來實(shí)現(xiàn)噴灑作業(yè)，可以噴灑藥劑、種子、粉劑等。

通過調(diào)查現(xiàn)有的各種型號植保無人機(jī)，現(xiàn)有無人機(jī)的噴頭與雷達(dá)定高系統(tǒng)都存在較大的缺陷，在平地作業(yè)時，主要缺陷如下：（1）無人機(jī)的噴頭被固定死，其姿態(tài)會與機(jī)體的姿態(tài)同步，造成在噴灑過程中噴頭不是隨時指向地平面，作業(yè)的靶向性差，影響作業(yè)效果，如機(jī)身傾角較大，還可引起藥液向機(jī)身上方漂移，導(dǎo)致藥液利用率降低。（2）針對配置有雷達(dá)定高系統(tǒng)的植保無人機(jī)，雷達(dá)與機(jī)體剛性固定在一起，二者姿態(tài)同步，使得雷達(dá)發(fā)送的大部分超聲波指向飛機(jī)前進(jìn)的前方，不能被作業(yè)面垂直反射，從而導(dǎo)致定高不準(zhǔn)確。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對上述無人機(jī)的缺陷，本發(fā)明的目的是提供一種植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)自動調(diào)節(jié)裝置，能夠自動有效地根據(jù)飛機(jī)當(dāng)前姿態(tài)進(jìn)行噴頭、雷達(dá)與作業(yè)面夾角的調(diào)節(jié)，從而達(dá)到最佳的作業(yè)效果；同時本系統(tǒng)還能控制前后噴頭同時工作與獨(dú)立工作，從而實(shí)現(xiàn)植保無人機(jī)的高效作業(yè)模式。

本發(fā)明的植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)自動調(diào)節(jié)裝置，由電源管理模塊、輸入模塊、運(yùn)算控制處理單元、執(zhí)行單元組成；

所述電源管理模塊輸入端為12.6v~50.4v供電輸入，輸出端為5v、6v、12v的供電輸出；

所述運(yùn)算控制處理單元為主控芯片u1，所述芯片u1的型號為stc89c52，用于對數(shù)據(jù)進(jìn)行運(yùn)算和通信，與電源管理模塊的輸出端連接；

所述輸入模塊包括姿態(tài)傳感器和按鍵，所述姿態(tài)傳感器和按鍵與運(yùn)算控制處理單元輸入端連接，所述姿態(tài)傳感器用于測出飛機(jī)當(dāng)前的姿態(tài)角度并傳輸給運(yùn)算控制處理單元，所述按鍵用于將姿態(tài)傳感器所測出的角度值設(shè)定為當(dāng)前的坡度角和選擇無人機(jī)的作業(yè)模式；

所述執(zhí)行單元包括電流緩存芯片u2、繼電器j、舵機(jī)驅(qū)動芯片u3、發(fā)光二極管、數(shù)碼管、舵機(jī)與電磁閥，所述芯片u2、繼電器j、舵機(jī)驅(qū)動芯片u3分別與運(yùn)算控制處理單元的輸出端連接，芯片u2的輸出端與數(shù)碼管的輸入端連接，所述繼電器j的輸出端與電磁閥的輸入端控制連接，繼電器j的輸入端與電源管理模塊連接，所述芯片u3的輸出端與舵機(jī)控制連接，芯片u3的輸入端與電源管理模塊的輸出端連接，所述發(fā)光二極管和數(shù)碼管的輸入端均與主控芯片u1的輸出端連接。

本發(fā)明的一種植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)自動調(diào)節(jié)裝置的使用方法，由電源管理模塊供電給輸入模塊、運(yùn)算控制處理單元、執(zhí)行單元，通過輸入模塊將實(shí)時數(shù)據(jù)傳送至運(yùn)算控制處理單元，運(yùn)算控制處理單元根據(jù)數(shù)據(jù)做出相應(yīng)的指示至執(zhí)行單元，執(zhí)行單元做出相應(yīng)的動作從而控制無人機(jī)的工作狀態(tài)和工作模式。

優(yōu)選的，所述電流緩存芯片u2的型號為74hc245，舵機(jī)驅(qū)動芯片u3的型號為pca9685。

優(yōu)選的，所述輸入模塊的按鍵包括按鍵k1、k2和k3，所述按鍵k1用于將傳感器所測出的角度值設(shè)定為當(dāng)前的坡度角，按鍵k2、k3用于選擇無人機(jī)的作業(yè)模式。

優(yōu)選的，所述姿態(tài)傳感器的型號為mpu6050，對無人機(jī)的姿態(tài)原始數(shù)據(jù)進(jìn)行讀取。

優(yōu)選的，所述執(zhí)行單元的數(shù)碼管設(shè)有4個，由相應(yīng)的三極管和芯片u2共同驅(qū)動，所述發(fā)光二極管設(shè)有4個，由相應(yīng)的三極管根據(jù)芯片u1的控制邏輯進(jìn)行驅(qū)動，所述舵機(jī)設(shè)有5個，其中4個為噴頭舵機(jī)，1個為雷達(dá)舵機(jī)，由芯片u1通信傳給舵機(jī)驅(qū)動芯片u3，由芯片u3驅(qū)動相應(yīng)的掛載舵機(jī)，實(shí)現(xiàn)噴頭與雷達(dá)隨飛機(jī)姿態(tài)自動修正。

優(yōu)選的，所述無人機(jī)的作業(yè)模式包括高效模式和省藥模式，所述高效模式為前后噴頭全開，從而提高噴灑效率；省藥模式為飛機(jī)前進(jìn)時，前面噴頭自動打開，后面噴頭自動關(guān)閉；后退時，后面噴頭自動打開，前面噴頭自動關(guān)閉。

本發(fā)明的一種植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)自動調(diào)節(jié)裝置的使用方法，由電源管理模塊供電給輸入模塊、運(yùn)算控制處理單元、執(zhí)行單元，通過輸入模塊將實(shí)時數(shù)據(jù)傳送至運(yùn)算控制處理單元，運(yùn)算控制處理單元根據(jù)數(shù)據(jù)做出相應(yīng)的指示至執(zhí)行單元，執(zhí)行單元做出相應(yīng)的動作從而控制無人機(jī)的工作狀態(tài)和工作模式。

本發(fā)明的植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)自動調(diào)節(jié)裝置，噴頭噴灑農(nóng)藥時主要通過姿態(tài)傳感器k將飛機(jī)當(dāng)前姿態(tài)原始數(shù)據(jù)讀回，然后傳給主控芯片u1，芯片u1通過姿態(tài)解算及濾波處理后得到飛機(jī)當(dāng)前的姿態(tài)角，芯片u1通過模擬i2c通信協(xié)議與舵機(jī)驅(qū)動芯片u3進(jìn)行通信，將飛機(jī)當(dāng)前姿態(tài)修正角度的占空比傳給芯片u3，芯片u3發(fā)出驅(qū)動信號驅(qū)動掛載噴頭的舵機(jī)使得噴頭始終與作業(yè)面垂直，不與飛機(jī)的姿態(tài)同步，從而使噴灑效果最佳，在飛機(jī)飛行的過程中，掛載在舵機(jī)上的雷達(dá)始終與作業(yè)面保持垂直，從而保證飛行過程中飛機(jī)的高度更加恒定，使得飛行更加安全。

本發(fā)明的作業(yè)模式選擇主要通過姿態(tài)傳感器k傳回的姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行飛機(jī)前進(jìn)與后退判斷，并通過控制繼電器j線圈的得失電來控制電磁閥的開關(guān)，從而實(shí)現(xiàn)前后噴頭獨(dú)立工作，滿足噴頭全開的高效模式與一開一關(guān)的省藥模式。一個電磁閥主要控制前面噴頭的開關(guān)，另一個電磁閥主要控制后面的噴頭的開關(guān)，當(dāng)飛機(jī)前進(jìn)時，控制前面的電磁閥工作，控制后面電磁閥不工作，從而使得前面的噴頭工作，而后面的噴頭不工作，同理可得飛機(jī)后退時噴頭的工作模式。

本發(fā)明的姿態(tài)角度顯示與坡度設(shè)置主要由主控將飛機(jī)的姿態(tài)角度通過解碼運(yùn)算后用8段數(shù)碼管顯示出來，為用戶提供當(dāng)前飛機(jī)的準(zhǔn)確姿態(tài)角度，以決定坡度的設(shè)定值，從而減少對作業(yè)坡度的預(yù)估所帶來的麻煩與誤差，通過按鍵k1將測出的坡度角設(shè)置成當(dāng)前的作業(yè)面坡度，從而實(shí)現(xiàn)應(yīng)對各種復(fù)雜地形的能力。

本發(fā)明的飛機(jī)姿態(tài)指示主要由主控芯片u1算出的飛機(jī)的姿態(tài)角控制四個發(fā)光二極管的亮滅，從而與用戶進(jìn)行信息交流，起飛前當(dāng)飛機(jī)當(dāng)前的姿態(tài)角度在設(shè)定的安全角度內(nèi)，安全角度為-3—+3°，前后指示燈均亮起，表示飛機(jī)姿態(tài)正常，可以起飛。當(dāng)只有一個面的指示燈亮起時，表示飛機(jī)姿態(tài)遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離安全起飛角度，不能起飛，此時應(yīng)將飛機(jī)挪至水平位置，當(dāng)前后姿態(tài)指示燈均亮起后，方可起飛，從而保證飛機(jī)安全起飛不側(cè)翻。

本發(fā)明的植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)自動調(diào)節(jié)裝置，各種型號的植保無人機(jī)通過加裝本套系統(tǒng)，可以有效地提高作業(yè)效率、增強(qiáng)作業(yè)飛行安全系數(shù)和節(jié)約用藥以及有效應(yīng)對各種復(fù)雜作業(yè)地形，在無人機(jī)于農(nóng)業(yè)應(yīng)用領(lǐng)域具有廣泛的前景與應(yīng)用價值。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明的電路原理圖；

圖3為本發(fā)明的工作流程圖；

圖4為本發(fā)明的工作模式示意圖。

具體實(shí)施方式

實(shí)施例1

如圖1所示，一種植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)自動調(diào)節(jié)裝置，由電源管理模塊、輸入模塊、運(yùn)算控制處理單元、執(zhí)行單元組成；

所述電源管理模塊輸入端為12.6v~50.4v供電輸入，輸出端為5v、6v、12v的供電輸出；

所述運(yùn)算控制處理單元為集成芯片stc89c52，用于對數(shù)據(jù)進(jìn)行運(yùn)算和通信，與電源管理模塊的輸出端連接；

所述輸入模塊包括姿態(tài)傳感器和按鍵，所述姿態(tài)傳感器和按鍵與運(yùn)算控制處理單元輸入端連接，所述姿態(tài)傳感器用于測出飛機(jī)當(dāng)前的姿態(tài)角度并傳輸給運(yùn)算控制處理單元，所述按鍵用于將姿態(tài)傳感器所測出的角度值設(shè)定為當(dāng)前的坡度角和選擇無人機(jī)的作業(yè)模式；

所述執(zhí)行單元包括芯片74hc245、繼電器、芯片pca9685、發(fā)光二極管、數(shù)碼管、舵機(jī)與電磁閥，所述芯片74hc245、繼電器、芯片pca9685分別與運(yùn)算控制處理單元的輸出端連接，芯片74hc245的輸出端與數(shù)碼管的輸入端連接，所述繼電器的輸出端與電磁閥的控制連接，繼電器的輸入端與電源管理模塊連接，所述芯片pac9685輸出端與舵機(jī)控制連接，芯片pca9685的輸入端與電源管理模塊的輸出端連接，所述發(fā)光二極管和數(shù)碼管的輸入端均與主控芯片u1的輸出端連接。

如圖2所示，所述執(zhí)行單元的數(shù)碼管設(shè)有4個，分別為數(shù)碼管ds0、ds1、ds2、ds3，分別由三極管q3、q4、q5、q6和芯片74hc245驅(qū)動，所述芯片74hc245的引腳1連接在三極管q3的基極，所述三極管q3的發(fā)射機(jī)連接電源管理模塊輸出端5v電源，集電極連接數(shù)碼管ds0的輸入端，所述芯片74hc245的引腳2連接在三極管q4的基極，所述三極管q4的發(fā)射機(jī)連接電源管理模塊輸出端5v電源，集電極連接數(shù)碼管ds1的輸入端，所述芯片74hc245的引腳3連接在三極管q5的基極，所述三極管q5的發(fā)射機(jī)連接電源管理模塊輸出端5v電源，集電極連接數(shù)碼管ds2的輸入端，所述芯片74hc245的引腳4連接在三極管q6的基極，所述三極管q6的發(fā)射機(jī)連接電源管理模塊輸出端5v電源，集電極連接數(shù)碼管ds3的輸入端。

所述執(zhí)行單元的發(fā)光二極管設(shè)有4個，由相應(yīng)的三極管q1和q2根據(jù)芯片74hc245的控制邏輯進(jìn)行驅(qū)動，所述芯片74hc245的引腳5連接在三級管q1的基極，所述三級管q1的發(fā)射極連接電源管理模塊輸出端5v的電源，集電極通過電阻連接發(fā)光二極管d1和d2的正極，發(fā)光二極管d1和d2的負(fù)極接地，所述芯片74hc245的引腳6連接在三級管q2的基極，所述三級管q2的發(fā)射極連接電源管理模塊輸出端5v的電源，集電極通過電阻連接發(fā)光二極管d3和d4的正極，發(fā)光二極管d3和d4的負(fù)極接地.

所述舵機(jī)設(shè)有5個，其中4個為噴頭舵機(jī)，1個為雷達(dá)舵機(jī)，由芯片74hc245通信傳給舵機(jī)驅(qū)動芯片pac9685，所述驅(qū)動芯片pac9685的輸入端scl連接在芯片74hc245的引腳17，驅(qū)動芯片pac9685的輸入端sda連接在芯片74hc245的引腳18，驅(qū)動芯片pac9685的輸出端q1、q2、q3、q4、q5分別連接在舵機(jī)u6、u7、u8、u9、u10的控制輸入端。

具體實(shí)施時，將本發(fā)明的植保無人機(jī)噴頭、雷達(dá)自動調(diào)節(jié)裝置安裝在植保無人機(jī)上，具體工作時，如圖2、圖3所示，給系統(tǒng)供電，將飛機(jī)移至平地，發(fā)光二極管d1~d4在姿態(tài)傳感器k的控制邏輯下由三極管q1、q2驅(qū)動全亮再起飛，當(dāng)飛機(jī)起飛后，掛載噴頭與雷達(dá)的舵機(jī)u6~u10將由姿態(tài)傳感器k測出飛機(jī)當(dāng)前的姿態(tài)角度并傳給主控芯片u1，主控芯片u1計算出姿態(tài)修正角度，通過iic通信傳給舵機(jī)驅(qū)動芯片u3，由該芯片u3驅(qū)動相應(yīng)的掛載舵機(jī)u6~u10，實(shí)現(xiàn)噴頭與雷達(dá)隨飛機(jī)姿態(tài)自動修正。同時，主控芯片u1將數(shù)據(jù)通過解碼運(yùn)算后傳給電流緩存芯片u2，在主控芯片u1的控制下，三極管q3~q6與電流緩存芯片u2共同驅(qū)動相應(yīng)的數(shù)碼管ds0~ds3顯示出飛機(jī)當(dāng)前的姿態(tài)角；通過按鍵k1將姿態(tài)傳感器所測出的角度值設(shè)定為當(dāng)前的坡度角，通過按鍵k2、k3選擇無人機(jī)的作業(yè)模式，當(dāng)按下k2鍵飛機(jī)工作在省藥模式時，姿態(tài)傳感器u3將飛機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)傳給主控芯片u1，主控芯片u1根據(jù)飛機(jī)的姿態(tài)發(fā)出控制命令給繼電器u4，繼電器u4再驅(qū)動相應(yīng)的電磁閥s1~s2工作，同時芯片u3驅(qū)動相應(yīng)的掛載舵機(jī)u4~u7工作。

實(shí)施例2

自動調(diào)節(jié)裝置的結(jié)構(gòu)與實(shí)施例1相同，如圖4所示，1、2、3、4為無人機(jī)的噴頭，當(dāng)飛機(jī)工作在省藥模式時，飛機(jī)前進(jìn)時驅(qū)動電磁閥s1打開，s2關(guān)閉時，三極管q1控制發(fā)光二極管d1和d2亮，同時芯片u3驅(qū)動相應(yīng)的掛載舵機(jī)u4、u5即噴頭1、2工作，飛機(jī)后退時驅(qū)動電磁閥s2打開，s1關(guān)閉時，三極管q2控制發(fā)光二極管d3和d4亮，同時芯片u3驅(qū)動相應(yīng)的掛載舵機(jī)u6、u7即噴頭3、4工作，當(dāng)按下k3鍵飛機(jī)工作在高效模式時，繼電器u4驅(qū)動電磁閥s1、s2打開，三極管q1和q2控制發(fā)光二極管d1、d2、d3和d4同時亮，芯片u3驅(qū)動相應(yīng)的掛載舵機(jī)u4~u7即噴頭1-4工作。