CN201262709Y - 小型无人直升飞机控制系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种小型无人直升飞机控制系统，在飞行控制计算机上设置有测算装置和控制装置两部分，传感器连接在飞行控制计算机上。手动控制信号收发单元接收从遥控器发来的控制信号，传递给飞行控制计算机；地面站收发单元一方面接收飞行器下传的各种飞行数据和参数，以及探测信息；另一方面可将地面站工作人员的控制指令，通过地面信号收发单元上传给飞行控制计算机。本实用新型可以在高机动或者GPS信号短时间中断的情况下，仍准确地以高更新率输出各种导航参数，保证了飞机飞行的可靠性，准确的完成侦察、监测等任务。

Description

小型无人直升飞机控制系统

技术领域

本发明涉及无人飞行器控制领域，尤其涉及一种无人旋转翼飞行器自主飞行的控制系统。

背景技术

过去十年来，无人直升机在监控应用领域扮演着十分重要的作用。一些航空器虽然稳定的，可都是基于不灵巧的固定翼平台，在地面上空收集图像，把这些数据传回分析。近年来，对敌方环境的侦查变得很迫切，对于具有足够自动功能安全遥控的小型灵活的旋转翼飞机也十分需要。所以，无人直升机能够用在军事和民用领域。其优点是：第一，在恶劣、狭窄和复杂的地形上能安全实施机动飞行，比固定翼飞机在正侦查、营救等艰难任务环境中，更具有应用优势；第二，自主直升机对于各种交叉学科研究(如人工智能、图像处理、无线转换、高级控制理论和制造、多传感器融合等)，是一个优良的平台。简言之，无人直升机具有广阔的应用潜能。

目前，在国际自动控制界，有许多研究者把焦点集中在模型直升机的自动飞行上。不同国家的研究人员对它的浓厚兴趣，吸引并挑战着我们。若干著名有才华的研究机构如MIT、乔治亚技术学院Georgia Institute of Technology、卡内基梅隆大学CMU、浙江大学等都将此列为重要研究领域。同时，还有许多机构和大学热烈参加一年一度的国际航空机器人大赛IARC。

研制无人直升机有两种途径，一是采用惯性测量单元IMU(InertiaMeasurement Unit)，或者惯性导航系统INS(Inertia Navigation System)，以及图像处理技术；另一种是采用全球卫星定位系统GPS(Global PositioningSystem)和IMU来进行局部位置识别。本实用新型采用后一种方案。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种小型无人直升飞机控制系统，它可以在高机动或者GPS信号短时间中断的情况下，仍准确地以高更新率输出各种导航参数，保证了飞机飞行的可靠性。

为了达到上述目的，本实用新型采用的技术方案是：

一种小型无人直升飞机控制系统，硬件系统结构包括飞行控制计算机、IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计、手动控制信号收发单元、地面信号收发单元、地面站收发单元、地面站计算机及遥控器，其特征在于：飞行控制计算机上设置有姿态测算装置、线性加速度测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置、姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置以及舵机控制装置；

姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置分别与姿态测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置相连；舵机控制装置与姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置相连；

三轴加速度计分别与姿态测算装置、线性加速度测算装置连接；三轴角速度计、磁航向计与姿态测算装置相连；空速计与航速测算校正装置相连；经纬度计、高度计与飞行位置测算校正装置相连；

飞行控制计算机的输入端口连接有IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计。

根据以上结构的本实用新型，其特征在于：此控制系统还可以连接手动控制信号收发单元及地面信号收发单元。

本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型采用DSP+ARM双MCU多任务结构，保证了运算与控制的精确性和实时性，系统可以自动修正飞机悬停和飞行时产生的误差。

2、控制系统内置一个16通道的GPS接收机，提供优越的定位精度，可以全自主高精度地悬停。

3、在自动悬停状态下，飞机的飞行高度和位置可以被锁定，遥控器上的杆量对应飞机的飞行速度，用户可以进行傻瓜式的控制飞行(用户每次只需要控制一个杆量)。

4、内置高可靠性MEMS三轴陀螺、加速度计，在锁定高度飞行的时候，可以控制飞机进行协调式转弯。

5、系统可以在接收机丢失信号(进入Fail Safe模式)的时候，使飞机进入自动悬停状态。

6、本实用新型与基于CCD传感器飞行增稳系统的主要区别为：系统不受高度、地表纹理的限制，几乎可以飞到遥控距离内的任何高度，飞行更加流畅平滑，不需要在众多控制模式之间频繁地切换，对飞行速度的控制可以精确到0.1m/s以内。

7、采用专用CPLD对舵机PWM进行编解码的独立运算，保证了精确性和可靠性，并且可以兼容大多数品牌遥控器。

附图说明

图1是本实用新型飞行控制计算机原理框图。

图2是本实用新型控制系统硬件连接图。

图3是本实用新型控制流程示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型做进一步详细说明。

如附图1所示为本实用新型飞行控制计算机原理框图。在飞行控制计算机上设置有测算装置和控制装置两部分，传感器连接在飞行控制计算机上。传感器部分包括三轴加速度计、三轴角速度计、磁航向计、空速计、经纬度计、高度计；测算装置部分包括姿态测算装置、线性加速度测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置；控制装置部分包括姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置以及舵机控制装置。

上述装置连接关系为：姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置分别与姿态测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置相连；舵机控制装置与姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置相连；三轴加速度计分别与姿态测算装置、线性加速度测算装置连接；三轴角速度计、磁航向计与姿态测算装置相连；空速计与航速测算校正装置相连；经纬度计、高度计与飞行位置测算校正装置相连。

附图2是本实用新型控制系统硬件连接图。飞行控制计算机连接有IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计，各装置工作原理为：

1、飞行控制计算机对IMU惯性测量单元测得的三维加速度数据M1、三轴角速度数据M2、以及磁航向计测得的航向数据M3进行处理分析，进行飞行姿态计算A1，产生姿态数据D1；进行姿态控制处理A2；计算出姿态控制参数C1；

2、飞行控制计算机对三维加速度数据M1、姿态数据进行线性加速度计算A3后，产生线性加速度数据D2；

3、飞行控制计算机对线性加速度数据D2进行积分运算，并引用从GPS接收器测得的速度数据M4，进行校正A4，产生航速数据D3；进行航速控制处理A5；计算出航速控制参数C2；

4、飞行控制计算机引用GPS接收器测得的经纬度、高度数据M5、引用高度计的飞行高度数据M6，以及航速数据D3，进行飞行位置计算和校正A6；经过位置控制处理A7，计算出位置控制参数C3；

5、飞行控制计算机输出端口，与舵机控制装置相连，见图1；

6、飞行控制计算机引用姿态控制参数C1、航速控制参数C2、位置控制参数C3，进行舵机控制计算A8，产生舵机控制输出C4，交由舵机控制装置42，控制舵机，参见图1、图2。

为了在实际飞行中，达到更好的飞行效果，本技术方案还可添加手动控制接收装置即手动控制信号收发单元，和机载无线收发装置即地面信号收发单元，分别与飞行控制计算机连接，如图2所示。手动控制信号收发单元接收从遥控器发来的控制信号，传递给飞行控制计算机；地面站收发单元一方面接收飞行器下传的各种飞行数据和参数，以及探测信息；另一方面可将地面站工作人员的控制指令，通过地面信号收发单元上传给飞行控制计算机。

附图3为本实用新型控制流程示意图。通过对飞行控制计算机写入导航控制程序，控制直升飞机运动，该控制流程包括下述步骤：

1、机载三维加速度参数Saccl、三轴角速度参数Sangspd、航向参数Shedg，经过飞行姿态计算A1，测算出飞行器的姿态数据Dattd；

2、机载三维加速度参数Saccl、姿态数据Dattd，经过线性加速计算A3，测算出飞行器的加速度度数据Daccl；

3、用机载速度计参数Sspd，引用线性加速度数据Daccl经过航速测算与校正A4，获得航速数据Dspd；

4、用机载定位仪的经纬度、高度参数Sgps、机载高度计的飞行高度参数Sheigt，引用航速数据Dspd，经过飞行位置计算A6，测算位置数据Dpost；

5、姿态数据Dattd，经过姿态控制处理A2，获得姿态控制变量Cattd；

6、用航速数据Dspd，经过航速控制处理A5，获得航速控制变量Cspd；

7、用飞行位置数据Dpst，经过飞行位置控制处理A7，获得飞行位置控制变量Cpst；

8、姿态控制变量Cattd、航速控制变量Cspd、位置控制变量Cpst作为输入，经过舵机控制处理A8，获取舵机控制输出Cservo，以控制伺服机构及舵机的相应动作，实现实现旋转翼飞行器的自主飞行。

地面站计算机将地面站收发单元采集到的数据进行分析处理，得出的各种导航参数控制飞机的飞行。无人直升机导航控制一般有INS与GPS两种方式，但两种方式都有一定的弊端：

INS产生载体坐标系的角速度和加速度，提供短期的高精度数据，但量测含有噪声。在计算位置时，需要对含有噪声的数据作积分运算。如果不加以校正，其系统误差，尤其是偏移误差，会无限制变大。可是，又不要求外部量测信号来校正。GPS以有限的误差，描述在地心坐标中所处的述位置，其不足是输出速率慢，以及由于气候、位置等原因造成的间歇性信号丢失。所以GPS自身难以保证用作导航的信息提供质量。

本实用新型采用表示卡尔曼滤波算法，即KF，将这两种传感器结合起来，能各取所长，补其所短。具体做法：一、INS数据计算载体位置，暂时替代因滞后或变差的GPS信号；二、用GPS与INS数据之间的差别，估算INS数据的误差大小；三、根据所算的误差，校正INS数据及其积分。因此，可以有效保证本实用新型运算与控制的精确性和实时性，准确的完成侦察、监测等任务。

Claims (2)

1、一种小型无人直升飞机控制系统，硬件系统结构包括飞行控制计算机、IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计、手动控制信号收发单元、地面信号收发单元、地面站收发单元、地面站计算机及遥控器，其特征在于：飞行控制计算机上设置有姿态测算装置、线性加速度测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置、姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置以及舵机控制装置；

姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置分别与姿态测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置相连；舵机控制装置与姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置相连；

三轴加速度计分别与姿态测算装置、线性加速度测算装置连接；三轴角速度计、磁航向计与姿态测算装置相连；空速计与航速测算校正装置相连；经纬度计、高度计与飞行位置测算校正装置相连；

飞行控制计算机的输入端口连接有IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计。

2、根据权利要求1所述的小型无人直升飞机控制系统，其特征在于：此控制系统还可以连接手动控制信号收发单元及地面信号收发单元。

Images