CN102033546A - 低空飞艇飞行控制系统及其飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

一种飞行器控制技术领域的低空飞艇飞行控制系统及其飞行控制方法，该系统包括：前端数据采集与处理子系统、导航与飞行控制及状态监控子系统、后端驱动执行模块子系统和飞行应用子系统，前端数据采集与处理子系统与传感设备相连接并传输采集的飞行环境与飞艇状态信息，导航与飞行控制及状态监控子系统与飞艇导航传感器及后端驱动执行模块子系统相连接并传输导航与飞行控制信息，后端驱动执行模块子系统与飞艇执行控制器相连接并传输尾翼舵机脉宽调制信号、推进转速控制电压以及阀门鼓风机开关信息，飞行应用子系统与地面站相连接并通过数传电台传输飞行控制指令与遥测参数信息。本发明适用各类民用及军用系统。

Description

低空飞艇飞行控制系统及其飞行控制方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器控制技术领域的系统及方法，具体为一种1km高度的低空飞艇飞行控制系统及其飞行控制方法。

背景技术

低空飞艇具有驻空时间长、稳定性好、容易操控，装备载荷大等优点，一直受到军民两用市场的亲赖，目前主要用于监控、航拍、广告及卫星中继等领域，如1996年亚特兰大奥运会用Skyship600飞艇进行监视，2003年中国测绘科学研究院研制的UAVRS II型低空无人飞艇进行遥感监测，2009年空中飞艇航拍世博园区全景。然而，在实际应用中大多数飞艇都需要有人驾驶或地面操纵者对其进行遥控操作，这使得飞艇的飞行时间和飞行环境受到极大限制，而且提高了操作成本，同时在有人驾驶的飞艇中对人员的安全性也提出了要求，而在很多应用中，例如我国中西部地区地原辽阔，人口稀少，采用无人飞艇代替卫星等工具进行长期不间断的气象观测，长江流域洪水、地震及泥石流灾害监控等，具有重要的价值，此时有人飞艇与遥控飞艇在使用上都受到了限制。因此，如何开发一种能自主控制的无人飞艇成为当前的一个研究热点，飞艇飞行控制系统是无人飞艇的指挥中心，完成高性能的自主导航、自主飞行控制、任务管理等功能，其以飞行控制计算机为核心并与各种传感器及执行机构共同构成闭环控制系统。如何设计一套功能全、性能高、功耗低且针对性强的无人飞艇飞行控制计算机系统，一直是飞行控制工程设计人员的难题。

针对这一问题，北京航空航天大学依托北京博创兴盛机器人公司研制出一种iFLY40型自动驾驶仪，其采用了双ARM7TDMI内核CPU，将任务导航与飞行控制解算分别开来并采用GPS(Global Position System)和IMU(Inertial Measurement Unit)导航数据组合导航系统，但其不足之处在于该系统主要针对无人机系统，诸如此类的飞行控制计算机系统还有南京航空航天大学黄一敏研究员研制的基于PC104模块的小型化飞行控制计算机，而这类计算机鲜有考虑无人飞艇的特殊性，如飞控计算机并没有设计包含鼓风机和阀门的环境控制系统接口，实际应用中如果遇到紧急情况时无法通过充放气调节气囊的压差来控制飞艇的高度，存在致命的隐患。另外，飞艇的推进系统通常不止一个，一般含2个侧推进(矢量控制)，有时还包括尾推进，而尾翼有4个操纵面，包括2个升降舵面和2个方向舵面，这些特点使得通常的无人机飞行控制计算机很难实现无人飞艇的有效控制。此外，市场上还有一些低端飞艇遥控系统，如北京智翔公司的Smart pilot自动驾驶仪，苏州方舟飞艇公司采用其仅做一般演示飞行，主要采用遥控方式，原因是飞艇的气囊压力、重心等受环境影响大，而Smart pilot自动驾驶仪没有考虑飞艇的环境因素影响，导致设计的PID参数很难对飞艇位置、姿态进行精确控制。

经过对现有技术的检索发现，飞行控制系统有南京理工大学的范珉一等的“小型无人飞艇飞行控制系统设计”(2007)，西南交通大学王进等的“ST-3型飞艇定向飞行控制及监控系统设计”(2009)及中国科学院光电研究院陈慧等的“无人飞艇飞行控制系统软件设计”(2008)，飞行控制硬件系统有南京航空航天大学郝允冉等的“基于586-Engine的高性能飞行控制器设计与实现”(2007)及清华大学周兆英等设计的“一种具有双处理器的飞行器自动驾驶仪”(ZL20042007039.8)，这些文献设计的飞行控制系统，多数是把无人飞艇作为无人机看待(或本身就是无人机)，而很少研究无人飞艇控制对环境的敏感性，以及应急控制考虑不周全，能源利用率低等弊端。针对无人飞艇对飞行控制系统的这些特殊要求。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种低空飞艇飞行控制系统及其飞行控制方法，本发明低空飞艇小型化、模块化、栈接式飞行控制计算机系统，改进现有将无人飞艇似为无人机进行飞行控制的不足，针对无人飞艇对环境、控制、能源动力的特殊要求，设计开发一套功能更完备、系统更可靠性的飞行控制计算机系统及飞行控制方法。

本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明涉及一种低空飞艇飞行控制系统，包括：前端数据采集与处理子系统、导航与飞行控制及状态监控子系统、后端驱动执行模块子系统和飞行应用子系统，其中：前端数据采集与处理子系统与传感设备相连接并传输采集的飞行环境与飞艇状态信息，导航与飞行控制及状态监控子系统与飞艇导航传感器及后端驱动执行模块子系统相连接并传输导航与飞行控制信息，后端驱动执行模块子系统与飞艇执行控制器相连接并传输尾翼舵机脉宽调制信号、推进转速控制电压以及阀门鼓风机开关信息，飞行应用子系统与地面站相连接并通过数传电台，即实现飞艇飞行控制系统到地面指挥控制的无线数据链接的通讯传输模块传输飞行控制指令与遥测参数信息。

所述的前端数据采集与处理子系统包括：信号调理模块、A/D模块、数字DIO模块和串口通讯模块，其中：信号调理模块与飞艇传感器相连接并传输传感器输入电压与电流信息，A/D模块与信号调理模块相连接并传输信号采样信息，数字DIO模块设置于飞艇的开关设备并传输数字开关量及应急切换信息，串口通讯模块与飞艇导航传感器及飞艇动力系统相连接并传输导航及遥控、遥测信息。

所述的导航与飞行控制及状态监控子系统包括：含有CPU模块、存贮器及接口总线的控制主板、串口扩展模块、导航与飞行控制模块、应急控制模块和电源模块，其中：CPU模块通过控制主板提供的存贮器以及总线接口传输导航与飞行控制解算数据与结果信息至后端驱动执行模块子系统，串口扩展模块与飞艇导航传感器及飞艇动力系统相连接并传输导航、飞行控制、能源监视信息给飞艇执行控制器，导航与飞行控制模块与飞艇导航传感器及后端驱动模块等相连接并通过串口扩展板及D/A、DIO口及控制主板，传输导航、飞行控制预处理及解算信息，送给含有尾翼舵机以及推进的执行机构和含有无线数据传输独立模块且通过串口扩展模块与控制主板总线连接的数传电台，应急控制模块和电源模块与含有顶阀、尾推进和尾翼的应急控制机构、控制驱动模块相连接并传输应急模式下控制信息。

所述的后端驱动执行模块子系统包括：D/A模块、数字DIO模块、舵机驱动模块和电源模块，其中：D/A模块与尾推进、侧推进控制器相连接并传输电机转速控制信号信息，数字DIO模块与继电控制器相连接并传输阀门、鼓风机开关信息，舵机驱动模块与步进电机相连接并传输矢量推进、尾翼舵机PWM信号信息，电源模块分别与CPU模块、前端数据采集与处理系统、应急控制模块、后端驱动模块及串口扩展模块相连接并提供二次转换电源。

本发明涉及上述系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步、执行包括硬件初始化和数据初始化的系统初始化：通过调用Sys_init()函数完成时钟、定时器及串口等片内外设硬件的初始化；通过赋初值完成定标、参数设置的初始化任务；并根据初始化后的反馈信息，判定控制系统是否正常；

第二步、按任务花费时间和系统飞行控制实时要求划分时间片：按时间片进行任务调度管理，即设定每个飞行控制任务的允许时间片；

第三步、传感器数据采集与处理：按轮询和20ms定时中断方式分别接收并缓存以下信息：GPS采集数据、IMU导航数据、气压高度计以及风速风向仪串口数据、温湿度传感器和气压传感器数据以及遥控数据；

第四步、在两个时间片内进行信息处理中断处理：GPS采集数据、IMU导航数据的Kalman滤波处理并对气压高度计、风速风向仪的数据滤波处理；再将处理后的数据分别输出至导航与飞行控制及状态监控子系统和通讯传输模块；

第五步、导航与飞行控制及状态监控子系统经过飞行控制解算得到导航与飞行控制信息并输出至后端驱动执行模块子系统；

第六步、在四个时间片内，后端驱动执行模块子系统输出控制信号，通过舵机驱动模块和伺服电机驱动模块执行尾翼和推进螺旋桨控制；同时后端驱动执行模块子系统根据飞艇囊压情况进行飞艇阀门排气和鼓风机进气开关量控制；

第七步、在五个时间片内进行遥测数据下传中断：将状态监控指示数据以及能源监控数据通过通讯传输模块发送到地面站。

所述的飞行控制解算包括以下步骤：首先由地面站给出飞行控制指令，根据轨迹规划要求，给出期望的飞行轨迹，送入导航与飞行控制及状态监控子系统，飞控计算机给出期望的纵向、横侧向速度、角速度并送给飞行控制律解算模块并输出相应控制量给推进和尾翼操纵机构，使飞艇产生动力学响应，最后根据GPS采集数据、IMU导航数据传送的当前飞艇运动状态数据，与期望的状态进行比对求差，形成闭环反馈控制。

本发明可应用于空中交通巡逻、地震灾区监控、空中预警等各类民用及军用系统中。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

(1)飞行控制系统与气囊的差压自动调节相互耦合，由于高空中风速较大，仅靠升降舵来控制飞艇的俯仰姿态是远远不够的，这时通过前后副气囊的充放气并配合升降舵来调节飞艇的低头/抬头使得飞艇的俯仰姿态得到明显的改变，尤其是在降落的过程中可以大大缩短飞艇进近的时间，同时也避免了由于风速过大引起的飞艇失控跑丢的巨大损失，国内苏州方舟飞艇公司就曾经发生过由于风速过大使得飞艇失控而跑丢的事实。

(2)采用非发动机控制的伺服推进控制系统设计是本发明的又一大亮点，该系统通过软件可以灵活调整主推进电机的控制电压实现转速控制以及侧推进矢量转角、转速控制，与传统的靠燃油驱动的推进系统相比，既保证了动力系统可持续性(不依赖燃油，利用氢氧燃料电池供电)，又方便精确控制推进力，也减轻了吊舱的重量并达到了环保的目的。

(3)在飞行试验中发现，将舵机驱动器分离开来单独设计，使得舵面的偏转准确及时，延迟能控制在10ms以内，同时使得应急模块舵机通道的设计更加方便，而现有的技术容易发生指令执行延迟时间过长，也大大降低了系统的可扩展性。

附图说明

图1为飞行控制系统总体结构图。

图2为飞控计算机硬件总体结构图。

图3为飞控计算机工作流程图。

图4低空飞艇飞行控制方法图。

图5低空飞艇飞行控制律解算流图。

图6为飞艇受力分析图。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

如图1所示，本实施例包括：低空飞艇飞行控制计算机系统，包括：前端数据采集与处理子系统、导航与飞行控制及状态监控子系统、后端驱动执行模块子系统和飞行应用子系统，其中：前端数据采集与处理子系统与气囊差压、推进转速等传感器相连接并传输飞艇相关传感器检测信息，导航与飞行控制及状态监控子系统与GPS采集数据、IMU导航数据、能源监控、数传电台及驱动执行模块通过数据总线相连接并传输导航数据、飞行控制解算及飞艇设备运行状态信息，后端驱动执行模块子系统与执行机构相连接并传输来自飞行控制器输出的控制信息(舵偏角、推进转速及离散量的开关等)，飞行应用子系统与地面站相连接并传输遥控、遥测信息。

所述的前端数据采集与处理子系统包括：信号调理模块、A/D模块、数字DIO模块和串口通讯模块，其中：信号调理模块与飞艇传感器(温湿度传感器、气囊差压传感器等)相连接并传输传感器输入电压与电流信息，A/D模块与信号调理模块相连接并传输信号采样信息(温湿度、气囊差压数字信号)给计算机内存，数字DIO模块与开关设备(阀门、鼓风机、应急切换)相连接并传输数字开关量及应急切换信息，串口通讯模块与IMU导航数据、GPS采集数据、气压高度计、数传电台及飞艇动力系统等相连接并传输导航及遥控、遥测信息。

所述的导航与飞行控制及状态监控子系统包括：CPU模块、串口扩展模块、导航与飞行控制模块、应急控制模块和电源模块，其中：CPU模块与存贮器、总线接口相连接并传输导航与飞行控制解算数据与结果信息，串口扩展模块与IMU导航数据、GPS采集数据、气压高度计、数传电台及飞艇动力系统相连接并传输导航、飞行控制、能源监视等信息给飞艇执行控制器，导航、飞行控制模块与GPS采集数据、IMU导航数据、高度计及后端驱动模块等相连接并通过串口扩展板及D/A、DIO口及控制主板，传输导航、飞行控制预处理及解算信息，送给执行单元和数传电台，应急控制模块和电源模块与含有顶阀、尾推进和尾翼的应急控制机构、控制驱动模块相连接并传输应急模式下控制信息。

所述的后端驱动执行模块子系统包括：D/A模块、数字DIO模块、舵机驱动模块和电源模块，其中：D/A模块与尾推进、侧推进控制器相连接并传输电机转速控制信号信息，数字DIO模块与继电控制器相连接并传输阀门、鼓风机开关信息，舵机驱动模块与步进电机相连接并传输矢量推进、尾翼舵机PWM信号信息，电源模块分别与CPU模块、前端数据采集与处理系统、应急控制模块、后端驱动模块及串口扩展模块相连接并提供二次转换电源。

由于该系统比原来无人机模式飞行控制系统增加了针对飞艇气囊压力调节及多个推进综合控制，使飞艇更适应环境(温度和差压)变化，控制效果更佳，图7显示了安装此飞行控制系统的某飞艇，飞行高度与囊压差随时间变化情况，从图7可知飞艇囊压随飞行高度变化而变化，如果不施加控制，长期将可能会使气囊压变形甚至爆破，而使用了本飞行控制囊压控制系统，使得副气囊差压一直调控在280～550Pa左右区间，保证气囊安全工作，同时利用压力调节系统，可以通过改变飞艇重心位置，实现俯仰控制，此方法对于一些升降舵舵效较弱的情形特别有效，如图8，可以利用囊压控制辅助飞艇起飞、降落，提高俯仰控制效率。

如图2所示，本实施例为飞行控制计算机的硬件及接口结构，除了586Engine处理器模块(含CPU的主板)、电源模块外，还包括：10路串口模块、信号调理模块、8路A/D模块、5路D/A模块、5路DO模块、4路舵机驱动模块八部分。

所述的处理器模块主要是指586-Engine处理器模块。所述的586-Engine是TERN公司的基于AMD Elan SC520处理器的，可用C/C++编程的微控制模块，它包括主频为133MHz的32位CPU、512K的SRAM和FLASH存储器、114字节内部RAM、2路串行通信口和看门狗等。共有19个模拟输入端子，支持11个ADC串行输入和8个并行ADC，以及2个串行输出DAC和4个输出并行12位DAC。

所述的电源模块包括处理器模块的电源，进行电平转换的基准电源以及给芯片供电的电源。其中，处理器模块的电源需要5V，4.5W的功率；进行电平转换的基准电源分为两种，一种是进行电平平移的基准电压为-15V，一种是进行光耦电平转换的5V电压；芯片供电的电源为-15V，15V以及5V的电压。

所述的10路串口模块主要包括586-Engine自带的2路串口和Ur8串口扩展卡上的8路串口。其资源分配如下：IMU导航数据、气压高度计、GPS采集数据、遥控遥测、能源管理、风速风向仪、内部通讯、地面检测及备用接口，如图2所示。

所述的信号调理模块主要包括AD模拟量和DA模拟量信号调理。所述的AD模拟量信号调理主要是指由于飞控计算机容易受到电台、GPS等高频信号的影响，同时由于外部传感器反馈的电压与AD芯片的电压范围不匹配，因此在AD转换前进行的滤波和电平转换。所述的DA量信号调理主要是指由于AD芯片模拟量的输出范围与艇载执行机构所需的模拟量范围不匹配，因此应对信号进行放大和电平平移。

所述的8路AD模块主要是指经过AD信号调理电路的预处理过程后，采用586-Engine上自带的AD转换芯片AD7852进行模拟数据的采集过程，采集信号包括：囊体与吊舱内温度，温湿度，气囊差压，尾侧推转速。所述的4路DA模块主要是指采用586-Engine上自带的DA转换芯片DA7625进行数模转换的过程，DA信号包括尾侧推转速控制信号，矢量推进控制信号等。

所述的5路DO模块主要是指处理器通过I/O口输出开关量控制信号，如气囊阀门、鼓风机的控制，经过光电耦合进行光电隔离，从而控制这些量是开通还是断开。所述的4路舵机驱动模块主要是指采用C8051F310为核心的舵机控制板，其PWM信号由C8051F310的PCA产生。

所述的应急控制模块主要是指当飞行控制计算机死机时，采用遥控器直接操控飞艇，实现降落过程，应急控制器可以直接遥控尾推进，上/下方向舵，上/下方向舵、左右升降舵，应急氦气阀门等并通过预先设置的逻辑切换，实现自主与遥控切换，提高飞艇的操纵可靠性。

如图3所示，本实施例为某飞艇飞行控制与监控流程。(1)系统上电后，系统初始化，包括：系统时钟，I/O端口，定时器，串口通讯，总线，采样等初始化。(2)然后进行参数设置与定标，如高度计等参数设置等。(3)然后进入程序循环，如图3：首先进行传感器数据的采集，包括IMU导航数据惯导单元、高度计、GPS采集数据、风速风向仪及模拟量采集，同时接收地面主遥控数据。这些数据主要通过轮寻方式进行采集处理。(4)在25ms时间片，进行能源数据接收定时中断，40ms时间片，进行数据信息融合处理，包括：IMU导航数据/GPS组合导航，高度计、风速风向仪及囊压的信息定时中断处理。100ms时间片遥测下传飞艇运动及设备状态数据。(5)最后进入控制时间片，包括：开关量控制(50ms定时中断)，姿态控制解算(80ms定时中断)，高度控制解算(200ms定时中断)，气囊压力控制解算(或环境控制，250ms定时中断)，位置控制解算(500ms定时中断)并送给相应执行单元，如80ms时给推进电机及舵机控制信号。(6)1s时完成一个循环周期并返回(3)，直至飞行结束。

如图4～5所示，本实施例为某飞艇飞行控制方法。根据飞艇飞行速度低，纵横向耦合弱特点，对飞行控制进行了纵、横向解耦。图4给出了飞艇飞行控制总体策略，即飞艇起飞、着陆，可划为纵向运动，而进入空中巡航飞行时，可划为速度稳定加侧向控制或纵向控制，然后根据侧向控制或纵向控制导航要求，进行控制器设计。图5给出了飞行控制的过程与信息流。过程描述为：(1)地面站给出控制指令，飞行控制计算机接收到指令输入，进行轨迹规划，获取期望的飞行位置和姿态；(2)根据期望的位置和姿态，与当前GPS测量的位置、速度参数比较，进行飞行控制运动解算并根据纵横向运动解耦策略，给出飞艇期望的纵横向飞行速度和角速度；(3)根据期望的纵横向期望速度、角速度，及当前IMU导航数据反馈回来的速度、角速度，进行纵横向控制律设计，给出相应推力、俯仰控制和偏航控制；(4)飞艇受到控制力和力矩后，进行飞行动力学运动并输出下一时刻姿态和位置参数；(5)返回(2)。

如图6所示，本实施例为研究的某飞艇飞行动力学受力分析。飞艇作为一种轻于空气的飞行器，不仅受到普通航空相似的气动力Fa和重力mg，以及推力Tt(尾推进力)，Ts(侧推进力)，尾翼控制力Fc，还受到浮力Fb作用。根据刚体的六自由度运动的一般方程，可推导出在机体坐标系中，以飞艇体积中心为原点的六自由度动力学模型：

$M\stackrel{.}{V}=-\mathrm{\ω}*\mathrm{MV}+\mathrm{\Σ}{F}_{x,y,z},---\left(A1\right)$

$J\stackrel{.}{\mathrm{\ω}}=-\mathrm{\ω}*\mathrm{J\ω}-V*\mathrm{MV}+\mathrm{\Σ}{M}_{x,y,z},$

其中速度和角速度为

J为质量和惯量矩阵，V*MV为飞艇附加质量，∑F_x，y，z，∑M_x，y，z分别为上述外部合力和其产生的绕体心的合力矩。

模拟飞行

所述的模拟飞行包括无人飞艇动力学建模、配平解算和模拟飞行轨迹跟踪三部分。其中，所述的无人飞艇动力学建模主要是指建立飞艇六自由度空间运动模型(A1)。所述的配平解算为某飞行高度和速度下，对(A1)的方程求解。所述的模拟飞行轨迹跟踪，是根据期望的轨迹，运用图5所示的方法，进行纵横向飞行控制律设计与解算，获取相应的飞行控制，使飞艇输出的轨迹与期望的轨迹保持一致。图9为飞艇模拟飞行上升圆的轨迹，图10为飞行过程中期望的俯仰角(点线)和实际模拟飞行俯仰角(实线)，从结果可以看出，基本一致。

Claims (6)

1.一种低空飞艇飞行控制系统，其特征在于，包括：前端数据采集与处理子系统、导航与飞行控制及状态监控子系统、后端驱动执行模块子系统和飞行应用子系统，其中：前端数据采集与处理子系统与传感设备相连接并传输采集的飞行环境与飞艇状态信息，导航与飞行控制及状态监控子系统与飞艇导航传感器及后端驱动执行模块子系统相连接并传输导航与飞行控制信息，后端驱动执行模块子系统与飞艇执行控制器相连接并传输尾翼舵机脉宽调制信号、推进转速控制电压以及阀门鼓风机开关信息，飞行应用子系统与地面站相连接并通过数传电台，即实现飞艇飞行控制系统到地面指挥控制的无线数据链接的通讯传输模块传输飞行控制指令与遥测参数信息。

2.根据权利要求1所述的低空飞艇飞行控制系统，其特征是，所述的前端数据采集与处理子系统包括：信号调理模块、A/D模块、数字DIO模块和串口通讯模块，其中：信号调理模块与飞艇传感器相连接并传输传感器输入电压与电流信息，A/D模块与信号调理模块相连接并传输信号采样信息，数字DIO模块设置于飞艇的开关设备并传输数字开关量及应急切换信息，串口通讯模块与飞艇导航传感器及飞艇动力系统相连接并传输导航及遥控、遥测信息。

3.根据权利要求1所述的低空飞艇飞行控制系统，其特征是，所述的导航与飞行控制及状态监控子系统包括：含有CPU模块、存贮器及接口总线的控制主板、串口扩展模块、导航与飞行控制模块、应急控制模块和电源模块，其中：CPU模块通过控制主板提供的存贮器以及总线接口传输导航与飞行控制解算数据与结果信息至后端驱动执行模块子系统，串口扩展模块与飞艇导航传感器及飞艇动力系统相连接并传输导航、飞行控制、能源监视信息给飞艇执行控制器，导航与飞行控制模块与飞艇导航传感器及后端驱动模块等相连接并通过串口扩展板及D/A、DIO口及控制主板，传输导航、飞行控制预处理及解算信息，送给含有尾翼舵机以及推进的执行机构和含有无线数据传输独立模块且通过串口扩展模块与控制主板总线连接的数传电台，应急控制模块和电源模块与含有顶阀、尾推进和尾翼的应急控制机构、控制驱动模块相连接并传输应急模式下控制信息。

4.根据权利要求1或3所述的低空飞艇飞行控制系统，其特征是，所述的后端驱动执行模块子系统包括：D/A模块、数字DIO模块、舵机驱动模块和电源模块，其中：D/A模块与尾推进、侧推进控制器相连接并传输电机转速控制信号信息，数字DIO模块与继电控制器相连接并传输阀门、鼓风机开关信息，舵机驱动模块与步进电机相连接并传输矢量推进、尾翼舵机PWM信号信息，电源模块分别与CPU模块、前端数据采集与处理系统、应急控制模块、后端驱动模块及串口扩展模块相连接并提供二次转换电源。

5.一种根据权利要求1所述的系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步、执行包括硬件初始化和数据初始化的系统初始化：通过调用Sys_init()函数完成时钟、定时器及串口等片内外设硬件的初始化；通过赋初值完成定标、参数设置的初始化任务；并根据初始化后的反馈信息，判定控制系统是否正常；

第二步、按任务花费时间和系统飞行控制实时要求划分时间片：并按时间片进行任务调度管理，即设定每个飞行控制任务的允许时间片；

第三步、传感器数据采集与处理：按轮询和20ms定时中断方式分别接收并缓存以下信息：GPS采集数据、IMU导航数据、气压高度计以及风速风向仪串口数据、温湿度传感器和气压传感器数据以及遥控数据；

第四步、在两个时间片内进行信息处理中断处理：GPS采集数据、IMU导航数据的Kalman滤波处理并对气压高度计、风速风向仪的数据滤波处理；再将处理后的数据分别输出至导航与飞行控制及状态监控子系统和通讯传输模块；

第五步、导航与飞行控制及状态监控子系统经过飞行控制解算得到导航与飞行控制信息并输出至后端驱动执行模块子系统；

第六步、在四个时间片内，后端驱动执行模块子系统输出控制信号，通过舵机驱动模块和伺服电机驱动模块执行尾翼和推进螺旋桨控制；同时后端驱动执行模块子系统飞艇囊压情况进行飞艇阀门排气和鼓风机进气开关量控制；

第七步、在五个时间片内进行遥测数据下传中断：将状态监控指示数据以及能源监控数据通过通讯传输模块发送到地面站。

6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征是，所述的飞行控制解算包括以下步骤：首先由地面站给出飞行控制指令，根据轨迹规划要求，给出期望的飞行轨迹，送入导航与飞行控制及状态监控子系统，飞控计算机给出期望的纵向、横侧向速度、角速度并送给飞行控制律解算模块并输出相应控制量给推进和尾翼操纵机构，使飞艇产生动力学响应，最后根据GPS采集数据、IMU导航数据传送的当前飞艇运动状态数据，与期望的状态进行比对求差，形成闭环反馈控制。

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