CN100495275C - 小型无人直升机自主飞行控制系统 - Google Patents

Abstract

一种小型无人直升机自主飞行控制系统，包括机载控制系统，其中机载计算机通过串口获取各传感器信号，且通过机载及地面无线以太网接入点与地面计算机进行数据交换；机载计算机与数字信号处理器进行串行通信，来控制无人直升机的舵机组；遥控信号接收机输出至数字信号处理器，再通过串口与机载计算机相连，将自主控制信号与地面遥控信号累加，得当前舵机控制信号；地面控制系统，其中地面计算机向机载计算机发送飞行控制指令及接收飞行数据并记录；操作地面飞机遥控器、可通过无线射频信号向机载遥控信号接收机发射手动遥控指令。本发明能提高小型无人直升机的自主能力，增强系统的可靠性，扩展无人直升机的应用范围，在超视距范围内完成给定任务。

Description

小型无人直升机自主飞行控制系统

技术领域

本发明涉及一种飞行器的控制技术，特别是一种小型无人直升机的自主飞行控制系统。

技术背景

无人驾驶飞行器(UAV，Unmanned Aerial Vehicle)随着自主控制技术的发展，已经开始在世界各地展开了广泛的研究。无人直升机更具有无人固定翼飞机所不具备的很多优势，具有独特的飞行性能和使用价值。其无人员伤亡、体积小、造价低、战场生存能力强；在军用方面，无人直升机既能执行各种非杀伤性任务，又能执行各种软硬杀伤性任务，包括侦察、监视、目标截获、诱饵、攻击、通信中继等；在民用方面，无人直升机在航拍、大气监测、交通监控、资源勘探、电力巡检、森林防火、农业等方面具有广泛的应用前景。

无人直升机具有无人机与直升机的共同优点，可以完成固定翼飞机所不能完成的任务，但与固定翼飞机相比，要实现自主飞行控制具有较大难度。无人直升机飞行控制系统是一个典型的非线性、强耦合、多变量、欠驱动控制系统。无人直升机控制变量有主桨总距、横向周期变距、纵向周期变距、尾桨总距以及旋翼转速等，各控制变量对无人直升机的飞行姿态、飞行方向、飞行速度均有直接影响，各控制变量之间的相互耦合作用十分明显，例如控制直升机前飞时飞机会失高。无人直升机是一种典型的非定常控制系统，控制系统的稳定边界随飞行条件变化而发生很大改变。从无人机的特性看，其特征参数随飞行条件的变化有很大变化，尤其是在飞行速度与飞行姿态发生改变时。另外，直升机的飞行环境由于受到大气条件影响而会无规律改变。无人直升机作为被控对象是一个具有正极点的系统，是静不稳定的，其在各舵面保持不变时，飞机不能保持稳定，必须依靠控制系统不断调节各舵面的连续操纵使之保持随动稳定。直升机本身的性质还决定了其飞行姿态改变会使直升机的发动机负载功率状况发生很大改变，需要保证发动机在各种负载功率状态下保持输出轴转速恒定，使直升机主旋翼在各种飞行状态下转速恒定。直升机作为被控对象的控制器设计是控制理论难点之一，这也决定了其作为控制理论研究优秀平台的可能。近年来，随着小型无人直升机得到了越来越多的应用，正成为国际上的一个研究热点。

然而，在现有技术中，无人直升机已经实现了预编程稳定飞行，但是与有人驾驶飞机和遥控模型飞机相比，其能够实现的机动能力是非常有限的，尚不具备自主完成任务、特别是军事任务的能力。因此，目前无人直升机的自主能力、系统的可靠性不能满足要求，无人直升机的应用范围有限，使其不能在超视距范围内完成给定任务。

发明内容

本发明的目的在于提供一种无人直升机的自主控制系统及其控制方法，采用本发明能够提高小型无人直升机的自主能力，增强系统的可靠性，扩展无人直升机的应用范围，使其在超视距范围内完成给定任务。

为了达到上述目的，本发明的技术方案包括机载控制系统和地面控制系统两部分，其中：

机载控制系统，由机载供电模块供电，包括存有机载计算机飞行控制程序的机载计算机、机载传感器组、数字信号处理器、机载无线以太网接入点、遥控信号接收机、舵机组，机载计算机通过串行通信接口获取各传感器信号，且通过机载无线以太网接入点与地面无线以太网接入点相连，通过802.11g网络协议与地面控制系统进行数据交换；机载计算机与数字信号处理器进行串行通信，数字信号处理器与转速计连接，接收遥控信号接收机的输出信号，再通过串口与机载计算机相连，将自主控制信号与地面遥控信号累加，得到当前舵机控制信号输出至数字信号处理器来控制舵机组；其中所述数字信号处理器存有数字信号处理器控制程序；

地面控制系统，由地面供电系统供电，包括存有地面计算机飞行控制程序的地面计算机，其中地面计算机连接地面无线以太网接入点，通过地面计算机飞行控制程序向机载计算机发送飞行控制指令以及接收飞行数据并记录；

所述地面控制系统还包括地面飞机遥控器，操作地面飞机遥控器、通过无线射频信号向机载遥控信号接收机发射手动遥控指令。

所述机载计算机飞行控制程序的流程为：程序进行初始化后，创建传感器采集子线程以及控制算法子线程、并开辟一块可扩展的公共存储空间用来存储最新时间内的飞行数据；传感器数据采集子线程为中断触发模式，子线程在进行串口以及相应传感器设置初始化后进入循环等待，利用机载计算机的中断服务程序处理经串口传入的机载传感器组以及数字信号处理器的信号，任意传感器数据采集子线程进入中断服务程序后，其他中断使能寄存器置位，不允许中断进入，采集当前传感器数据，当前线程退出后中断其他中断使能寄存器置零，将最新数据存储至公共存储空间，重新进入循环等待；控制算法子线程：首先进行内存空间以及串口寄存器的初始化，然后进入定时器循环等待，从公共存储空间获取最新的传感器数据，依据多通道解耦PID控制方法对当前传感器数据进行分析、计算，从而得到当前飞机应有的控制状态，通过串口通信向数字信号处理器发送舵机组控制信号，重新进入定时器中断循环，等待下一个周期中断；

所述数字信号处理器控制程序的流程为：主进程进行系统及程序初始化，使能中断请求，等待外部中断，当中断标志寄存器置位时进入相应中断；如果是定时器中断，则进入定时器中断服务程序，定时器中断时间周期为控制周期，当进入此中断服务程序后将屏蔽其他中断请求，直至当前中断服务程序退出；在进行中断服务程序初始化后计算飞机主桨主轴转速，记录控制周期内计数器计数个数除以计数器频率除以记录时间，得到转速及转向信号；根据数字信号处理器中的PWM信号捕获单元的捕获脉宽值与机载计算机控制给定值累加计算获得舵机组控制信号，随后通过串行接口向机载计算机发送地面遥控及转速信号并使能其他中断，重新进入循环等待；如果是串口输入中断则进入串口输入中断服务程序，当串口有新数据输入时进入中断，随即屏蔽其他中断请求；此串口输入为机载计算机通过串口向数字信号处理器发送的舵机组控制信号，数字信号处理器接收到此舵机组控制信号后与地面遥控信号累加得到实际舵机控制信号；

所述地面飞行计算机控制程序的流程为：首先进行网络及控制界面初始化，随即与机载计算机通信判断网络是否连通，若连通则进行控制模式选择，由地面计算机选择飞行控制模式；如果为全遥控飞行控制模式，则通过机载无线以太网接入点以及地面无线以太网接入点向机载计算机传输全遥控模式指令，使机载计算机运行于全遥控模式状态，进行传感器组数据采集工作，由地面计算机通过网络获取无人直升机传感器组姿态及位置数据后显示于地面计算机操作界面上，若无飞行模式变更则继续进入此模式循环；若飞行模式变更为半自主飞行控制模式则向机载计算机传输半自主飞行模式指令，通过机载无线以太网接入点以及地面无线以太网接入点获取无人直升机姿态及位置传感器组数据，并将其显示于地面计算机操作界面上，等待模式更改，继续以当前飞行控制模式工作；飞行控制模式若为全自主控制模式，则地面计算机获取标记于地面计算机控制界面上的飞行目标点，随后向机载计算机传输全自主飞行模式指令及飞行目标点信息并获取无人直升机姿态及位置传感器组数据，显示于地面计算机控制界面上，地面计算机对飞行数据进行分析，如果机载系统发生故障则飞行模式变更为全遥控飞行模式，如果未见故障则等待模式变更，继续以当前飞行控制模式工作。

本发明与现有技术相比，具有如下显而易见的突出特点和显著优点：

在本发明设计的控制系统中，机载计算机对手动地面遥控信号、自主控制生成控制信号进行“无缝”累加，从一种状态转换到另一种状态时平滑过渡，无明显姿态变化，达到了全自主控制模式、半自主控制模式以及手动控制模式的顺势切换，如当无人直升机运行于全自主飞行模式，地面计算机对机载计算机传回的传感器组飞行姿态、位置信号及舵机控制信号进行分析，若判断为系统故障，自主控制系统不能稳定地控制无人直升机，则地面计算机向飞行计算机发出指令，机载计算机向数字信号处理器发送舵机控制信号平滑减弱为零，此后舵机控制信号完全由地面遥控通过数字信号处理器控制无人直升机；能通过地面计算机在地图界面上预先设置或在飞行过程中实时设定航路点，使其按照设定状态自主飞行，完成预定任务；可通过无线以太网接入点在地面获取全状态飞行数据，为控制理论研究提供支持；地面可通过无线遥控信号直接手动控制无人直升机，提高系统可靠性。本发明使无人直升机实现了全自主飞行能力，使得无人直升机能够在超视距范围内完成给定任务，拓展了无人直升机的应用范围。

附图说明

图1是本发明一个实施例的系统结构图。

图2是图1数字信号处理器结构图。

图3是图1机载控制系统控制程序流程图。

图4是图1数字信号处理器控制程序流程图。

图5是地面计算机飞行控制程序流程图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例详细说明本发明：

参见图1，无人直升机自主飞行系统，包括机载控制系统和地面控制系统两部分，其中：

机载控制系统2，由机载计算机8(采用PC-104工业计算机)、机载传感器组、数字信号处理器(DSP)、机载无线以太网接入点(Access Point)AP1、遥控信号接收机、供电模块、舵机组组成，机载计算机通过RS-232串行通信接口获取各传感器信号，且通过机载无线以太网接入点AP1与地面无线以太网接入点AP2相连(机载计算机作为机载部分的核心，起到了数据采集、数据处理、数据存储的作用，通过802.11g网络协议由无线AP与地面控制系统进行数据交换，从而达到与地面通信的目的)；机载计算机通过RS-232协议与数字信号处理器进行串行通信，数字信号处理器与连接于飞机主桨主轴的转速计连接，由数字信号处理器控制直升机的五个舵机，从而对飞机进行控制；遥控信号接收机的输出至数字信号处理器的PWM信号捕获单元，再通过串口与机载计算机相连，将自主控制信号与地面遥控信号累加，得到当前舵机控制信号通过串口发送到数字信号处理器输出至舵机组；

所述机载传感器组包括惯性测量单元4(可测六自由度)、数字罗盘6(采用带倾角补偿的三轴数字罗盘)、高空气压高度计7-1、低空声纳高度计7-2、高精度全球卫星定位系统(GPS)3以及转速计9；其中：全球卫星定位系统3采用Hemisphere公司的OEM15型GPS，其输出为高电平3.3V的CMOS电平，通过MAX3232接口转换为机载计算机可接受的RS-232电平，接入机载计算机的串口1通道；惯性测量单元4采用CrossBow公司的IMU，测量三轴角速率以及三轴线加速度，其输出为RS-232电平，直接接入机载计算机的串口2通道；数字罗盘6采用HoneyWell公司的HMR3000，测量偏航角以及±40度内的俯仰角度和横滚角度，其输出为RS-232电平，接入机载计算机的串口3通道；低空声纳高度计7-2采用一对声纳传感器，其信号经过BrainStem公司的声纳信号处理装置，并以50Hz频率输出高度信号，接入机载计算机串口4通道；高空气压高度计7-1为HoneyWell公司的HPB系列绝对气压计，测量的气压信号经过其自带的处理电路转换为RS-232数字信号，接入机载计算机的串口5通道；转速计9采用Maxon公司的5140编码器，安装到无人直升机的主桨主轴上，其输出为方波信号，连接至数字信号处理器11，转速方波信号驱动数字信号处理器中通用计数器计数，记录在50毫秒内计数器计数个数除以计数器频率除以记录时间，可以得到转速信号。

所述遥控信号接收机12为Futaba公司6通道接收机，接收地面遥控人员遥控信号，输入到数字信号处理器11。

所述机载供电模块为机载计算机标准接口电压转换模块，输入为9-40V，输出为3.3V、5V以及12V，并带有过流保护，电池提供19V电压输入。

所述数字信号处理器11为TI公司的TDS320F2812DSP，其功能为捕获遥控信号接收机信号，并根据图3机载计算机控制输出以及地面遥控控制信号叠加向舵机组发出PWM控制信号；数字信号处理器包括中央处理器U1、PWM信号捕获单元、PWM信号产生单元、转速测量单元、串口驱动单元、闪存FLASH以及动态随机存储器，采用双排四十标准插口，通过航空插头与遥控信号接收机及舵机相连，并采用单排四针标准插口与机载计算机进行串行通信。串口驱动单元、PWM信号捕获单元、转速测量单元与中央处理器U1相连，并带有电平保护电路，保证外界输入信号不高于中央处理器U1所能承受的最高电平3.3V。闪存FLASH通过总线与中央处理器U1相连，用于存储数字信号处理器程序，断电后程序仍可保存于其中；动态随机存储器通过总线与中央处理器U1相连，用于其程序运行的临时存储器，读写速度优于闪存FLASH。

所述舵机组10由五个舵机组成，除尾舵控制舵机为高速Futaba9253数字舵机外，其余四个舵机为Futaba9206数字舵机。

所述机载供电模块包括19V 78WH锂电池以及机载计算机标准接口电压转换模块，输入为9-40V，输出为3.3V、5V以及12V，并带有过流保护。

地面控制系统1，包括地面计算机15(采用便携式计算机，存有地面计算机飞行控制控制程序)、地面无线以太网接入点AP2、地面供电系统16，其中地面计算机15通过RJ-45接口连接地面无线以太网接入点AP2，与机载飞行控制系统进行指令及数据交换，向机载计算机发送飞行控制指令以及接收飞行数据并记录；亦包括地面飞机遥控器，操作地面飞机遥控器、通过无线射频信号向机载遥控信号接收机12发射手动遥控指令。

所述地面计算机15实时显示飞行状态并记录。地面上的无人直升机地面操作员根据当前任务规划及飞行状态决定更改飞行模式，并可控制地面飞行遥控器13通过独立射频无线传输通道发送给机载无线遥控信号接收机12。

参见图2，中央处理器U1为TI公司F2812型150MHz处理器，通过地址总线和数据总线与闪存FLASH以及动态随机存储器相连。闪存FLASH以及动态随机存储器集成在DSP处理器芯片上存储以及同外界交换数据。串口驱动单元、PWM信号捕获单元、转速测量单元带有电平保护电路，当串口输入信号、PWM捕获信号或转速信号电平高于数字信号处理器可承受的3.3V电平时强制将电平转换至3.3V，以保证进入数字信号处理器11的电压不超过其允许电压，它们与PWM信号输出单元及中央处理器制作于同一块印刷电路板上，增强了处理器的功能。PWM信号输出单元通过硬件计时器产生PWM方波信号对舵机组进行控制，此接口连接图1舵机组10，占空比为10％-20％分别对应舵机转动的0-180度。PWM信号捕获单元与中央处理器U1相连，通过记录当前高电平下降沿与上升沿的时间差可以得到当前PWM脉宽值，进而捕获遥控信号接收机12的信号。转速测量单元为转速测量模块，将两路差1/4相位带转速方向信息的方波转速信号输入其中，数字信号处理器11可通过记录50毫秒内转速信号驱动计数器的计数个数初以计数器频率，除以计数器时间得到转速及转向信号，此信号通道连接置于飞机主桨主轴的转速计9测量主桨转速。串口驱动单元与中央处理器U1通信接口相连，可与外界进行RS232/RS422/RS485数据通信，此接口连接于图1机载计算机串行接口通道。

图3给出了本无人直升机控制系统机载计算机飞行控制程序流程图。程序进行初始化后，创建传感器采集子线程以及控制算法子线程、并开辟一块可扩展的公共存储空间用来存储最新时间内的飞行数据。传感器数据采集子线程为中断触发模式，子线程在进行串口以及相应传感器设置初始化后进入循环等待，利用机载计算机8的中断服务程序处理经串口传入的全球卫星定位系统3、惯性测量单元4、数字罗盘6、低空声纳高度计7-1、高空气压高度计7-2、转速计8以及数字信号处理器11的信号，任意传感器数据采集子线程进入中断服务程序后，其他中断使能寄存器置位，不允许中断进入，采集当前传感器数据。当前线程退出后其他中断使能寄存器置零，将最新数据存储至公共存储空间，重新进入循环等待。控制算法子线程首先进行内存空间以及串口寄存器的初始化，然后进入定时器循环等待，定时器时间中断设置为50毫秒，即每50毫秒此线程从公共存储空间获取最新的传感器数据，依据多通道解耦PID控制算法(将无人直升机航向、横滚、俯仰、高度、发动机转速五个通道的控制进行解耦，将它们看作是独立的控制通道，根据PID控制方法分别对五个通道进行控制)对当前传感器数据进行分析、计算，从而得到当前飞机应有的控制状态，通过串口通信向数字信号处理器11发送舵机组10控制信号，重新进入定时器中断循环，等待下一个周期中断。

参见图4，数字信号处理器控制程序流程为：进程进行系统及程序初始化后，使能中断请求，等待外部中断，当中断标志寄存器置位时进入相应中断；程序中两个主要中断分别为定时器中断及串口输入中断；如果是定时器中断，则进入定时器中断服务程序，定时器中断时间周期为控制周期，本实施例设置为50毫秒，当进入此中断服务程序后将屏蔽其他中断请求，直至当前中断服务程序退出；在进行中断服务程序初始化后计算飞机主桨主轴转速，记录在50毫秒内计数器计数个数除以计数器频率除以记录时间，可以得到转速及转向信号。5路舵机控制信号根据PWM信号捕获单元的捕获脉宽值与机载计算机控制给定值累加计算而得，随后通过串行接口向机载计算机发送地面遥控及转速信号并使能其他中断，重新进入循环等待；如果是串口输入中断则进入串口输入中断服务程序，当串口有数据输入时进入中断，随即屏蔽其他中断服务程序；此串口输入为图3所示机载计算机通过串口向数字信号处理器发送的舵机组控制信号，数字信号处理器将接收到的舵机组控制信号与地面遥控信号累加后得到实际舵机控制信号。

参见图5，地面计算机飞行控制程序流程为：程序首先进行网络及控制界面初始化，随即与机载计算机通信判断网络是否连通，若连通则进行控制模式选择，由地面计算机选择飞行控制模式。如果选择了全遥控飞行控制模式，则通过机载无线以太网接入点AP1以及地面无线以太网接入点AP2向机载计算机传输全遥控模式指令，使机载计算机运行于全遥控模式状态，进行传感器组数据采集工作；由地面计算机通过机载无线以太网接入点AP1以及地面无线以太网接入点AP1获取无人直升机传感器组姿态及位置数据后显示于地面计算机操作界面上，若无飞行模式变更则继续进入此模式循环，若飞行模式变更为半自主飞行控制模式则向机载计算机传输半自主飞行模式指令，通过机载无线以太网接入点AP1以及地面无线以太网接入点AP2获取无人直升机姿态及位置传感器组数据，并将其显示于地面计算机操作界面上，等待模式更改，继续以当前飞行控制模式工作；飞行控制模式若改为全自主控制模式，则地面计算机获取标记于地面计算机控制界面上的飞行目标点，随后向机载计算机传输全自主飞行模式指令及飞行目标点信息并获取无人直升机姿态及位置传感器组数据，显示于地面计算机控制界面上，地面计算机对飞行数据进行分析，如果机载系统发生故障则飞行模式变更为全遥控飞行模式，如果未见故障则等待模式变更，继续以当前飞行控制模式工作。

综上，本发明能满足用户对于系统应用的多种要求，其中所述三种控制模式为：

1.全遥控飞行控制模式。遥控信号接收机接收地面遥控器的遥控指令，数字信号处理器PWM信号捕获单元的功能是对各通道信号进行识别，通过数字信号处理器控制五路控制舵机信号，达到控制飞行姿态的目的。此模式应用于自主飞行达不到的高机动飞行状态以及在自主控制模式发生故障(如通信指令受到干扰、GPS定位信号无效、机载计算机故障等)条件下安全回收，信号流只存在于数字信号处理器中，机载计算机仅记录飞行数据，可在机载计算机故障情况下安全运行，提高了控制系统可靠性。

2.半自主飞行控制模式。半自主飞行控制模式即增稳飞行控制模式，是在遥控飞行控制模式的基础上引入无人直升机姿态闭环，数字信号处理器PWM信号产生单元将闭环输入信号与DSP捕获的地面遥控器控制信号累加，得到舵机控制信号控制飞行姿态。此模式提高了无人直升机的稳定性，使遥控地面操作员操纵更简便，应用于遥控直升机地面操作员培训以及非熟练无人直升机地面操作员完成无人直升机飞行任务。

3.全自主飞行控制模式。由地面计算机在屏幕地图上标出航路点，机载飞行计算机根据给定的航路点进行路径以及姿态轨迹规划，利用位置、姿态以及高度传感器(如高空气压高度计、低空声纳高度计)的反馈，完成给定航路点的运行，达到全自主飞行的目的。此模式应用于超视距飞行，即无人机飞行员视距达不到的区域飞行，完成给定任务，此时地面遥控给定信号为零值。

Claims (8)

1.一种小型无人直升机自主飞行控制系统，其特征在于包括：

一机载控制系统，由机载供电模块供电，包括存有机载计算机飞行控制程序的机载计算机、机载传感器组、数字信号处理器、机载无线以太网接入点、遥控信号接收机、舵机组，机载计算机通过串行通信接口获取各传感器信号，且通过机载无线以太网接入点与地面无线以太网接入点相连，通过802.11g网络协议与地面控制系统进行数据交换；机载计算机与数字信号处理器进行串行通信，数字信号处理器与转速计连接，数字信号处理器接收遥控信号接收机的输出信号，数字信号处理器再通过串口与机载计算机相连，机载计算机将自主控制信号与地面遥控信号累加，得到当前舵机控制信号输出至数字信号处理器来控制舵机组；其中所述数字信号处理器存有数字信号处理器控制程序；

一地面控制系统，由地面供电系统供电，包括存有地面计算机飞行控制程序的地面计算机，其中地面计算机连接地面无线以太网接入点，通过地面计算机飞行控制程序向机载计算机发送飞行控制指令以及接收飞行数据并记录。

2.按权利要求1所述小型无人直升机自主飞行控制系统，其特征在于：所述地面控制系统还包括地面飞机遥控器，操作地面飞机遥控器、通过无线射频信号向机载遥控信号接收机发射手动遥控指令。

3.按权利要求1所述小型无人直升机自主飞行控制系统，其特征在于：所述机载传感器组包括惯性测量单元、数字罗盘、高空气压高度计、低空声纳高度计、全球卫星定位系统、转速计。

4.按权利要求3所述小型无人直升机自主飞行控制系统，其特征在于：所述机载传感器组中的转速计安装到无人直升机的主桨主轴上，其输出连接至数字信号处理器。

5.按权利要求3所述小型无人直升机自主飞行控制系统，其特征在于：所述惯性测量单元采用具有六自由度的惯性测量单元，所述数字罗盘采用带倾角补偿的三轴数字罗盘。

6.按权利要求1所述小型无人直升机自主飞行控制系统，其特征在于：所述机载计算机飞行控制程序的流程为：程序进行初始化后，创建传感器数据采集子线程以及控制算法子线程、并开辟一块可扩展的公共存储空间用来存储最新时间内的飞行数据；传感器数据采集子线程为中断触发模式，子线程在进行串口以及相应传感器设置初始化后进入循环等待，利用机载计算机的中断服务程序处理经串口传入的机载传感器组以及数字信号处理器的信号，任意传感器数据采集子线程进入中断服务程序后，其他中断标志位置位，不允许中断进入，采集当前传感器数据，当前线程退出后其他中断使能寄存器置零，将最新数据存储至公共存储空间，重新进入循环等待；控制算法子线程：首先进行内存空间以及串口寄存器的初始化，然后进入定时器循环等待，从公共存储空间获取最新的传感器数据，依据多通道解耦PID控制方法对当前传感器数据进行分析、计算，从而得到当前无人直升机应有的控制状态，通过串口通信向数字信号处理器发送舵机组控制信号，重新进入定时器中断循环，等待下一个周期中断。

7.按权利要求1所述小型无人直升机自主飞行控制系统，其特征在于：所述数字信号处理器控制程序流程为：主进程进行系统及程序初始化，使能中断请求，等待外部中断，当中断标志寄存器置位时进入相应中断；如果是定时器中断，则进入定时器中断服务程序，定时器中断时间周期为控制周期，当进入此中断服务程序后将屏蔽其他中断请求，直至当前中断服务程序退出；在进行中断服务程序初始化后计算飞机主桨主轴转速，记录控制周期内计数器计数个数除以计数器频率除以记录时间，得到转速及转向信号；根据数字信号处理器中的PWM信号捕获单元的捕获脉宽值与机载计算机控制给定值累加计算获得舵机组控制信号，随后通过串行接口向机载计算机发送地面遥控及转速信号并使能其他中断，重新进入循环等待；如果是串口输入中断则进入串口输入中断服务程序，当串口有新数据输入时进入中断，随即屏蔽其他中断服务程序；此串口输入为机载计算机通过串口向数字信号处理器发送的舵机组控制信号，数字信号处理器接收到此舵机组控制信号后与地面遥控信号累加得到实际舵机控制信号。

8.按权利要求1所述小型无人直升机自主飞行控制系统，其特征在于：所述地面计算机飞行控制程序的流程为：首先进行网络及控制界面初始化，随即与机载计算机通信判断网络是否连通，若连通则进行控制模式选择，由地面计算机选择飞行控制模式；如果为全遥控飞行控制模式，则通过机载无线以太网接入点以及地面无线以太网接入点向机载计算机传输全遥控模式指令，使机载计算机运行于全遥控模式状态，进行传感器组数据采集工作，由地面计算机通过网络获取无人直升机传感器组姿态及位置数据后显示于地面计算机操作界面上，若无飞行模式变更则继续进入此模式循环；若飞行模式变更为半自主飞行控制模式则向机载计算机传输半自主飞行模式指令，通过机载无线以太网接入点以及地面无线以太网接入点获取无人直升机姿态及位置传感器组数据，并将其显示于地面计算机操作界面上，等待模式更改，继续以当前飞行控制模式工作；飞行控制模式若为全自主控制模式，则地面计算机获取标记于地面计算机控制界面上的飞行目标点，随后向机载计算机传输全自主飞行模式指令及飞行目标点信息并获取无人直升机姿态及位置传感器组数据，显示于地面计算机控制界面上，地面计算机对飞行数据进行分析，如果机载系统发生故障则飞行模式变更为全遥控飞行模式，如果未见故障则等待模式变更，继续以当前飞行控制模式工作。

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