CN102307634B - 模型飞行器控制和接收设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种在外壳(1)中的模型飞行器控制和接收设备，所述设备包括电子陀螺多轴可编程飞行姿态控制器，具体地说，直升机飞行姿态控制器，所述飞行姿态控制器具有用于多个控制信道的控制输入端和用于陀螺仪信号的输入端，其中所述飞行姿态控制器为置于所述飞行姿态控制器的外壳之内或之外的接收器模块提供至少一个输入端。本发明还涉及一种使用上述模型飞行器控制和接收设备来控制和稳定模型直升机的方法，其中控制包括自学习功能和/或所述控制包括将尾部控制器耦合到倾斜盘控制器和/或所述控制包括停止辅助功能。

Description

模型飞行器控制和接收设备

技术领域

本发明涉及一种根据权利要求1的模型飞行器控制和接收设备。

背景技术

用于稳定直升机飞行模型的电子姿态控制器是本领域中公知的。用于旋翼的直升机姿态控制器优选地包括至少纵轴(沿飞行方向的轴线，即“滚摆”)和横轴(水平的并横穿飞行方向的轴线，即“俯仰(pitch)”)的姿态控制的控制部件。借助纵轴和横轴的控制，控制并由此稳定直升机旋翼的位置。如公知的，通过控制直升机倾斜盘(swashplate)的伺服系统驱动器来控制姿态。在现有技术中，诸如Bell-Hiller控制系统(即桨杆(paddle bar))之类的传统方法或其他类似装置已被用于稳定和控制直升机的主旋翼。有利地，近来的发展已使得现在可以借助电子控制的倾斜盘在旋翼头部区域中完全免除机械稳定方法(Bell/Hiller控制，所谓的桨杆)。

本质上公知的直升机姿态控制器包括用于来自无线电发射器(RC无线电遥控)的控制命令的其他控制输入端，可以在姿态控制器内处理所述命令以控制飞行器模型的飞行。这些控制输入端是先前公知的直升机飞行姿态控件，所述控件连接到无线电接收器的单独多信道控制输出端(每个控制信道提供单独的布线和自己的插头)。每个信道被指派直升机的一种控制功能，例如，信道1：俯仰，信道2：滚摆，信道3：循环(cyclic)，信道4：发动机速度，信道5：尾部旋翼控制，信道6：参数库切换。将信道分配给不同控制功能通常将随RC遥控制定者或直升机模型而不同。

传统远程接收器通常包括一个或多个接收天线以接收由远程控件广播的控制信道。所述远程控件通常包括两个控制杆，以便为杆的每个移动方向分配一个控制信道。在两个杆可能具有X和Y方向移动的情况下，这产生四个控制信道。通常在接收模块(高频部分)附近形成常规无线电接收器，所述接收模块除了其他功能以外，还具有将信道分配给至少多个内孔连接器(对应于控制信道数)的功能。电路的此部分在下文中被称为接收设备。

上述现有技术直升机姿态控制器系统的缺陷在于，尤其是对于小型直升机模型，容纳传感器和无线电接收器(包括大量从接收器到直升机姿态控制器外壳的连接线缆)的不同外壳非常困难。

发明内容

本发明的问题是减小空间并由此减少布置已知直升机飞行姿态控制系统的工作，同时连同改进的控制一起拓宽扩展的功能。

根据本发明，通过根据权利要求1的模型飞行器控制和接收设备解决了此问题。

本发明涉及一种在外壳中的模型飞行器控制和接收设备，所述设备包括电子陀螺多轴可编程飞行姿态控制器，具体地说，直升机飞行姿态控制器，所述飞行姿态控制器具有用于多个控制信道的控制输入端和用于陀螺仪信号的输入端，并且还包括由来自一个或多个接收器模块(例如，卫星接收器)的控制信道提供输入的接收设备。因此，所述飞行姿态控制器为接收器模块提供至少一个输入。一个或多个接收器模块可以置于所述飞行姿态控制器的外壳之内或之外。一个或多个接收器模块的输入端或连接到所述输入端的接收设备处理所述信道以便连同用户所需的可能附加信道一起控制直升机。入站信道信号的至少一部分(飞行姿态控制器(例如微控制器)在该处分析和处理信号)位于所述外壳之内。

根据本发明的一个优选实施例，所述模型飞行器控制和接收设备除了飞行姿态控件以外还包括在同一外壳内的至少一个接收模块，由此所述接收模块接收控制所必需的单独信道以及其他可能的附加信道，具体取决于用户(例如，通过无线电信号的无线连接)。优选地，所述接收模块的布置方式使得所述模块能够接收控制信号并将所述信号以编码后的形式提供给所述姿态控制器。在集成式接收模块的情况下，优选地，天线被分配给所述模型飞行器控制和接收设备的外壳。

所述模型飞行器控制和接收设备还包括至少一个飞行姿态控制器和优选地至少一个微处理器以处理输入数据。此外，所述设备包括一个或多个输出端，所述一个或多个输出端用于驱动控制直升机的一个或多个机械控制部件(例如，驱动直升机倾斜盘的RC伺服系统)。

优选地，所述接收设备的输入端包括具有减少数量的单独导线的电线连接，由此在一个或多个信号线上合并多个控制信道。

更优选地，所述模型飞行器控制和接收设备包括单个组合式信道插头，所述插头可用于将所述设备直接连接到用于远程控制的无线电信号的接收设备。优选地，所述组合式信道插头被分配给所述模型飞行器控制和接收设备的数据接口。在使用所述组合式信道插头或所述数据接口时，可以没有用于单独导线的多个输入端，所述多个输入端在没有此特征的情况下将是必需的。有利地，所述单个组合式信道插头将若干控制信道合并为一个或多个公用控制导线，例如，具有三个通路(vein)的导线，其中优选地一个导线传输串行数据信号。

上述“单线”数据接口优选地是高速数字链路。可以配置与所述链路相连的接收模块(例如，具有接收设备或模块的完整接收器或卫星接收器)，使得所述接收模块以数字分组序列的形式将信息(例如，信道数据)发送到所述模型飞行器控制和接收设备或其中的接收设备或接收模块。相应地，所述模型飞行器控制和接收设备优选地被配置为接收形式为数字分组序列的信息。

根据第一优选实施例，所述接收模块位于所述模型飞行器控制和接收设备的外壳以外的单独外壳中，其中所述接收模块通过上述数据信道(卫星接收器)提供减少数量的信道线路。

根据本发明的其他优选实施例，所述接收模块集成在所述模型飞行器控制和接收设备的外壳内。但是在此情况中，所述模型飞行器控制和接收设备可以提供一个或多个未使用的输入端以便与其他接收模块连接，尽管这并不是操作所十分必需的。

优选地，所述接收模块是根据频率展开法(例如，FHSS或DSSS，参见Norm EN 300328)工作的2.4GHz接收器。更优选地，所述接收模块根据冗余接收原理工作。

所述模型飞行器控制和接收设备和/或其外壳优选地包括用于一个或多个卫星接收器的内孔插口或连接器以及用作RC伺服系统的控制输出端的至少四个内孔插口。

所述模型飞行器控制和接收设备和/或其外壳还优选地包括用于可安装在直升机上的传感器单元的至少一个内孔插口和/或连接器和/或输入端。所述传感器单元包括一个或多个陀螺仪，优选地，所述陀螺仪是两轴或三轴角速率陀螺仪。所述传感器可以全部或部分地由具有不同定向的单独传感轴的单独角速率传感器形成。

根据本发明的其他优选实施例，一个或多个传感器(优选地，角速率传感器)集成在所述模型飞行器控制和接收设备的外壳内。

所述外壳还包括用于编程接口(例如，USB接口或串行接口)的内孔插口或连接器，和/或具有用于对所述设备的参数编程的输入接口的显示器。

所述模型飞行器控制和接收设备还可以包括“经典”信道连接以便与常规RC接收器连接。常规RC接收器包括若干信道输出端并以每个信道一条电缆的方式与所述模型飞行器控制和接收设备连接。优选地，所述模型飞行器控制和接收设备不再包括此类“经典”信道连接。这首次提供了可以将所述模型飞行器控制和接收设备安装在非常小型和轻便的直升机飞行器模型内的重要优点。尤其可以连同完全集成的接收器一起实现此优点。

除此之外，根据本发明的模型飞行器控制和接收设备执行一种用于控制和稳定模型直升机的方法。所述方法包括提供编程有控制算法的控制器。所述控制算法将控制输出提供给一个或多个控制机构。

因此，本发明还涉及一种根据权利要求11的方法，其中执行直升机的控制和稳定。

根据第一备选实施例，所述方法还包括提供与所述控制方法结合的学习功能(自动学习功能)。优选地，将(飞行员的)一个或多个操作者输入信号和一个或多个传感器输入信号提供给所述控制算法和所述学习功能两者。所述学习功能根据所述输入信号和来自所述控制算法的信息计算参数和/或配平值(trim value)。自动确定的参数和/或配平值被与所述控制算法共享。所述控制算法从所述输入信号和所述配平值计算输出控制信号。所述控制算法将所述输出控制信号发送给一个或多个用于控制直升机的机构以及发送给自动调谐工具。因此，如果用户希望，所述姿态控制器在飞行器的飞行期间确定并优化配平值和/或姿态控制必需的其他参数的调整。

所述用于控制直升机模型的方法包括用于倾斜盘的控制器和用于垂直轴(垂直轴为沿偏航方向)的控制器。为此，所述方法包括用于倾斜盘的控制算法和用于直升机尾部的控制算法。根据一个备选实施例，所述方法包括将所述尾部控制器耦合到所述倾斜盘控制器。为此，优选地，将一个或多个操作者输入信号和一个或多个传感器输出信号提供给所述倾斜盘控制器和所述尾部控制器两者。提供给所述倾斜盘控制器的信息被与所述尾部控制器共享。所述尾部控制器同样使用共享给所述倾斜盘控制器的信息。

在直升机模型中，模型在垂直轴方向上的姿态通常受尾部旋翼的影响或由尾部旋翼确定。由于在直升机模型中调整尾部旋翼的位置尤其困难，所以通常针对根据积分控制原理的尾部陀螺仪系统(航向保持)使用高质量控制器，所述高质量控制器优选地集成在直升机姿态控制器内。在根据积分控制原理的陀螺仪系统内，如所公知的，处理旋翼的控制信号，以便陀螺仪在多数情况下将旋翼保持在该控制信号设定的位置(消除风标效应)。优选地，与常规尾部控制器相比，使用附加功能扩展尾部控制器，由于与非积分式尾部陀螺仪系统相比的直升机姿态控制的附加可用信号而可提供所述附加功能。此附加功能进一步改进了尾部陀螺仪控制的质量。根据此处所述的优选实施例，所述设备包括用于垂直轴的航向保持控制器，所述控制器包括到纵轴和横轴控制器的信号连接和/或到控制输入端的信号连接，使得所述航向保持控制器能够更早地做出反应，提供适当的控制介入以抵消垂直轴方向上的移动，例如，由控制信号和/或结合纵轴和横轴和/或循环控制信号的控制介入引起的转矩波动。根据一个优选实施例，所述尾部控制器还包括测量取决于速度的敏感度(陀螺仪敏感度)的减小。这具有在飞行速度较高时可以防止尾部开始振动的优点。

根据所述方法的一个备选实施例，所述姿态控制器包括停止支持功能，更确切地说，包括为遥控的直升机的受控部分提供停止支持的方法。所述用于停止支持的方法包括提供编程的控制器，所述控制器用于将输出信号提供给一个或多个用于控制直升机的所述部分的机构(例如，RC伺服系统)。所述控制器包括停止支持算法和学习功能，所述停止支持算法被编程为计算停止支持比率或停止比率以便在停止事件期间导出输出信号时使用。所述控制器还被提供一个或多个操作者输入信号和一个或多个传感器输入信号。在接收到指示停止事件(其中指示一个或多个机构停止将输入提供给直升机的所述部分)的操作者输入信号时，启动学习功能以存储与一个或多个操作者输入信号、一个或多个传感器输入信号以及到一个或多个机构的输出信号对应的信息。使用编程的控制器，所述停止支持控制器计算一系列曲线，所述曲线根据存储的信息定义停止事件并将停止事件表征为过调、欠调(undershoot)或可接受的停止事件。所述停止支持控制器分析所述停止事件并判定所述停止事件是欠调还是可接受的停止。停止支持减小以响应停止事件被表征为欠调，或者停止支持增大以响应停止事件被表征为过调。

在本专利申请中描述的若干实施例的一个优点在于，所述直升机姿态控制器需要的空间较小，尤其是在所述姿态控制器的外壳必须安装在小型直升机模型中的情况下。进一步的优点在于，所述姿态控制器与常规姿态控制器相比具有扩展范围的功能，这可以通过改进的控制实现。这些优点是使用直接连接到输入信号的接收器的姿态控制器并且将多个单个信道合并为一个或多个公用控制线(例如，通过使用包含三个导线(其将包含信道信息的串行数字信号传输到所述姿态控制器)的线缆)的结果。

本发明并不限于使用特殊种类的遥控模型，而是优选地将本发明用于遥控的直升机模型。根据一个优选实施例，所述姿态控制器的外壳包含接收模块和用于多个轴的基于陀螺仪的可编程姿态控制器。根据进一步的优选实施例，所述接收模块可以位于所述姿态控制器的外壳以外。通常，所述姿态控制器包括至少五个输入信道：滚摆(roll)、俯仰、集中俯仰、尾部旋翼控制以及用于节流门(throttle)的信道。由于具有所述姿态控制器的单元可用于取代常规无线电接收器，所以卫星接收器的其他信道可通过所述单元转移到所述单元的输出端。在此应指出的是，术语“卫星接收器”指位于实际主接收器之外的接收器。因此，该术语并不涉及例如由用于电信的卫星所使用的信号。

有利地，根据本发明的姿态控制器允许通过包含在所述姿态控制器中的软件自由地将开始部分中所述的信道分配给不同功能。因此，用户可自由地分配信道。

根据从属权利要求和以下参考附图的描述可得到其他优选实施例。

附图说明

在附图中：

图1是具有接收设备的耦合到一个或多个接收模块的直升机飞行姿态控制器的透视图；

图2A是示出现有技术的接收器和飞行控制单元配置的方块图；

图2B是示出根据本发明的接收器或接收模块和飞行姿态控制器的方块图；

图2C是示出经由高速数字链路发送数据的示意性方式的方块图；

图3A是示出现有技术的飞行姿态控制器的方块图；

图3B是示出根据本发明的飞行姿态控制器的方块图；

图4A是示出根据现有技术的用于控制倾斜盘和尾部旋翼的算法的方块图；

图4B是示出根据本发明的用于控制倾斜盘和尾部旋翼的算法的方块图；

图5是示出包括用于控制“前馈”值和自学习功能的示意性算法的示意性自适应控制回路的方块图；

图6是示出包括用于控制和稳定遥控直升机的方向改变速率的示意性算法的自适应控制回路且进一步示出示意性自动学习功能的方块图；

图7A是示出其中直升机驾驶员过调指定停止点的示意性过零速率的图；

图7B是示出其中直升机驾驶员停止过早的示意性过零速率的图；

图7C是示出其中直升机驾驶员在适当时间停止的示意性过零速率的图。

具体实施方式

如图1所示，接收模块的输入端优选地由具有减少数量的单独导线的电线连接形成，由此在一个或多个信号线上合并多个控制信道。图1示出了与具有两个接收天线30、32的2.4GHz DSSS卫星接收器20相连的微型直升机姿态控制器10的外壳10。尽管以控制器与接收器之间的物理通信链路示出，但是在一个备选实施例中，所述通信链路可以是无线连接。外壳10还可以包括陀螺仪传感器元件40。所述直升机姿态控制器外壳包括彼此垂直布置的两个或三个陀螺仪系统(角速率传感器)。卫星接收器20可以与外壳的插口50相连。另一卫星接收器22可以被连接到外壳的另一插口52。从接收器20到直升机姿态控制器外壳10的信号线具有三线设计。外壳10具有用于电源的插口70和至少4个RC伺服系统。此类伺服系统驱动机构在用于控制遥控车辆的特征中是公知的。插口80可以例如用于连接便携编程设备，可以使用所述编程设备对直升机姿态控制器进行编程。插口90可以例如是配置为容纳USB电缆的USB端口，可以经由所述USB电缆连接个人计算机以便使用编程软件进行编程和上载新的固件或模型参数。此外，所述直升机姿态控制器可以包括库切换(bank switching)，通过所述库切换可以轮询所存储的多组不同参数。

图2A示出了此类已知姿态控制器的示意性方块图。此类已知常规接收器210通过4条独立的导线212、214、216和218连接到飞行控制单元220。每条独立的导线212、214、216、218是将一则单独的控制信息(信道)从接收器210传输到飞行控制单元220的专用导线。飞行控制单元220然后将控制信号传输到各个伺服系统232、234和236。每个伺服系统分别经由导线222、224和226链接到飞行控制单元。

图2B示出了本发明的控制器的示意性方块图。如图2B所示，接收器250通过单个高速数字链路252与飞行控制单元260通信。飞行控制单元260然后分别通过专用导线262、264和266将控制信号传输到各个伺服系统272、274和276。如图2C中所示，高速数字链路252的结构为将所有信号作为一系列数字分组280、282、284从接收器发送到飞行控制单元。原则上，分组结构可以是任何结构。通常，数据分组包括信道选择器和之后的从接收器250发送到飞行控制单元260的信道数据。使用单个高速数字链路252允许更快地传输数据，以及提供数据传输的额外安全性。使用现有技术中的配置，线路212、214、216或218中的任何线路都可能中断或停止。在此情况下将失去对遥控模型的控制。在直升机模型的情况下，这可能导致坠毁。所述连接的构造结合了增强的鲁棒性(robustness)和可靠性而没有增加外壳的成本或重量。通过将接收同一传输信号的两个冗余接收器连接到飞行姿态控制器，可以提供甚至更多的功能安全性。在此类实施例中，如果所述接收器之一或所述接收器与控制器之间的通信链路之一发生故障或被终止，则第二接收器可以保持接收输入并将数据发送到控制器，由此可能避免飞行器坠毁。如所示出的，伺服系统272、274和276用作简单的开/关开关(在RC伺服系统处进行常用脉冲宽度调制)。伺服系统272、274和276被机械连接到直升机模型的倾斜盘，以便可以移动所述倾斜盘。

根据本发明的第一示意性实施例，接收部件被布置在飞行姿态控制器的外壳以外的单独外壳中。所述飞行姿态控制器的外壳使用减少数量的缆线连接到所述卫星接收器。在本发明的第二示意性实施例中，所述接收部件可以与姿态控制器一起集成在外壳内。将接收器20集成到外壳10内允许更快的处理时间并减少了遥控直升机上占用的空间。这对于将姿态控制器安装在小型直升机模型中而言尤为重要。

在本发明的一个优选实施例中，所述接收部件20可以是2.4GHz接收器，所述接收器根据频率扩展法工作(例如，FHSS或DSSS，如Norm ETSI(ETSI＝欧洲电信标准协会)EN 300328，协调欧洲市场标准(电信系列)所列举的)，例如，根据冗余接收原理工作，由此所述接收器使用所谓的“分散”天线或多个天线。适合的接收部件例如是公知的可从市场上购买的Spectrum接收器(由Horizon Hobby公司(Chanpaign，IL，USA)制造)、Jeti model公司(捷克共和国，

)的Duplex接收器，或例如可以从robbe Modellsport Beteiligungs GmbH公司(德国)购买的Futaba S-Bus接收器。

控制器外壳10优选地包括用于一个或两个或更多卫星接收器的至少一个插口或一个接口，以及包括用于RC伺服系统的至少四个插口。这四个插口对应于用于倾斜盘控制的三个输出和用于尾部控制的附加输出。此外，所述外壳包括用于特别地双轴或三轴角速率传感器的陀螺仪单元的插口或接口，由此还可以从具有不同定向的单轴传感器形成所述传感器，和/或将所述角速率传感器集成在直升机姿态控制器的外壳内。此陀螺仪插口可以与其他插口分离，也可以与其他插口集成在一起，这具体取决于控制器10的设计。此外，所述外壳优选地包括用于编程接口(例如，USB接口或串行接口)的插口或端口和/或具有用于对装置参数编程的输入接口的显示器(未在图中示出)。

根据本发明的进一步优选实施例，所述直升机姿态控制器包括通常为算法的自学习功能，所述算法表达为被编程到微处理器或控制器或硬件或它们的某种组合内的一组指令，所述算法独立地确定或进一步优化姿态控制所必需的配平值的调整和/或飞行期间姿态控制所必需的其他参数组。如图3A(反映现有技术)所示，控制算法接收来自接收器和传感器310的输入。此输入可被传回遥控直升机的操作者。操作者然后可以使用未示出的控制器根据来自接收器和传感器310的输入以及他或她的个人经验和知识来提供手动调谐输入。此手动调谐输入320由控制算法300(其还将来自接收器和传感器310的输入考虑在内)处理。

所述控制算法然后将输出命令330提供给伺服系统以控制直升机的可控特征。

在本发明中，如图3B所示，控制算法350被与自动调谐工具360配对。自动调谐工具360向算法提供了更快地确定并调整控制回路的参数的能力。在本发明的一个实施例中，来自接收器和传感器370的输入被发送到控制算法350和自动调谐工具360两者。自动调谐工具360接收从接收器获得的操作者输入和来自传感器的任何测量值，并计算任何自动调谐380参数。此自动调谐参数380然后被发送到控制算法，并且所述控制算法将各种控制信号输出到伺服系统390。控制算法的此输出还可以被发送到自动调谐工具360，以便向自动调谐工具360提供尽可能多的输入。

自动调谐工具360可以监视若干内部和外部信号并从受监视信号的历史得出调谐更改。因此，在运行过程中优化了完整系统的反应。自动调谐工具360可以评估和调谐任何控制变量，但是优选地仅评估和调谐前馈(正向耦合)、比例增益和积分增益和零位偏移(也称为配平值)、预补偿应力(包括转矩和动态效应)以及自适应控制算法的自适应时间。自动调谐工具360可以根据需要监视其他值。自动调谐工具360可以持续调谐遥控直升机，或者用户可关闭自动调谐工具以防止过度调谐直升机。

图4A和4B进一步示出了遥控直升机的控制和稳定如何不同于现有技术。在典型控制方案中，来自接收器和传感器402的输入被发送到包含倾斜盘控制算法400的微处理器。编程的倾斜盘控制算法然后处理这些输入以及任何手动调谐输入，并将输出发送到倾斜盘伺服系统404。类似地，来自接收器和尾部传感器412的输入被输入到以有尾部算法410编程的处理器，并且在与手动调谐输入组合后，尾部算法410将输出发送到尾部伺服系统414。典型的现有技术倾斜盘算法400的操作独立于尾部算法410。

但是，根据本发明的一个实施例，将消除上述分离。在此实施例中，如图4B所示，倾斜盘算法450和尾部算法460彼此持续通信。如方块图中所示，本发明允许倾斜盘算法450与尾部算法460通信，由此共享来自接收器和传感器452以及尾部传感器462的输入的数据。倾斜盘算法和尾部算法因此交换信息，所述信息优选地至少包括直升机的速度(空速)、所需转矩、转矩变化、偏航速率以及尾部推力。通过交换这些值，两个算法可以协力工作以更好地稳定直升机以及提供对直升机移动的更好的总体控制。例如，根据一个实例，倾斜盘算法450现在不仅可以接收来自接收器和传感器的原始输入，而且还接收从尾部传感器462接收的输入以及尾部算法460发送到尾部伺服系统464的任何输出动作。类似地，尾部算法现在可以接收来自所有接收器和传感器的所有输入，以及倾斜盘算法450可能输出到倾斜盘伺服系统454的任何动作。此特征使得直升机能够更快地处理信息以便针对直升机产生更大的稳定性。此外，其允许更好的控制和对控制的更好的响应性。

根据另一个实施例，所述直升机姿态控制器还包括对垂直轴(偏航方向上的垂直轴)的额外控制。在直升机模型中，垂直轴方向上的定向受尾部旋翼的控制或影响。由于直升机定向控制很困难，所以通常在陀螺仪或陀螺系统中使用高质量控制器，所述控制器根据公知的积分原理(航向保持、航向锁定)工作，所述控制器处理尾部的控制信号，以便陀螺仪将尾部保持在由控制信号确定的位置。这防止或减轻了所谓的“风标效应”，如果直升机尾部受侧向风作用，则根据经验将发生“风标效应”。根据一个实施例，尾部控制器被扩展了功能，与常规尾部控制器相比，所述功能可有机会与尾部关联的控件或控制器交换信息(参见图4B)。根据此示意性实施例，为了允许附加的功能，倾斜盘算法直接与尾部算法通信。所述通信在没有集成在飞行姿态控件内的尾部陀螺仪的系统中是可能的，因为可额外提供飞行姿态控制器内的信号。所述通信借助额外功能而提高了尾部控制系统的质量。为此，根据一个优选实施例，所述直升机飞行姿态控制器包括用于垂直轴的航向保持控制器，所述航向保持控制器具有到用于纵轴和横轴的控制器的信号连接和/或到控制输入端的信号连接，使得所述航向保持控制器能够根据控制输入更早地产生输出信号，所述输出信号操作为抗沿垂直轴的移动，由此例如特别地补偿的来自转矩变化的控制介入、纵轴或横轴方向上的控制信号和/或控制介入，和/或循环控制介入。

如上所述，本发明可以包含自适应控制回路，所述自适应控制回路能够调整倾斜盘伺服系统和尾部伺服系统以协助稳定遥控的直升机。图5示出了自学习软件的一个示意性实施例。在图5中，方块500示出了示意性编程算法以调整前馈(预控制)。所述算法始于具有自适应控制回路510的步骤510。自适应控制回路510首先访问情况检测器步骤520中的状态。所述算法被编程为确定遥控直升机系统的状态，查看诸如以下的因素：是否存在足够的操纵杆输入、是否存在足够的操纵杆移动(操纵杆输入)、是否存在足够的操纵杆移动速度(操纵杆变化速率)、是否没有动作限制器、自学习模式是开启还是关闭，或任何其他有影响的值。一旦所述算法确定了状态，所述算法就继续到步骤530以判定情况是否为“纯净”。当来自用户的输入没有变化时，所述系统被视为“纯净”。因此，如果用户未修改其输入，则情况被判定为是“纯净的”并且所述算法继续到步骤540。如果情况不“纯净”(由于用户已经修改了他或她的输入)，则循环将返回自适应控制回路510并且程序将重新启动分析。一旦所述算法移动到步骤530，程序就将在步骤540检查积分器。如果在步骤550，正在被分析的值的积分器接近零，则程序将再次重新启动返回自适应控制回路。可由用户执行值是否在范围零内的判定并将其预编程到软件中作为默认值。可以由直升机制造商设置这些默认值。但是，如果判定积分器不接近零(步骤550)，则所述算法前进到步骤560并判定积分器值是正还是负。如果积分器值为正，则程序将移动到步骤570并且增大前馈。如果积分器值为负，则程序将移动到步骤580并且减小前馈。然后在步骤590将此新的前馈存储在自适应控制回路中。通过在步骤590存储值，自适应控制回路能够将未来的传感器读数和用户输入与所存储的前馈相比较并由此更快速准确地对遥控直升机做出调整。

图6是示出自适应控制回路的方块图，所述自适应控制回路示出了示意性算法600，算法600用于协助停止控制遥控直升机的一部分的一个或多个驱动器。当用户满意对遥控直升机系统的某一方面做出的用户输入时，用户通常将释放对应于此类输入的控制杆以将其保持在原有位置。在此情况下，杆处于没有控制输入的状况，因为用户未对所述杆进行操纵。此杆位置定义了由示意性算法600(其提供停止支持比率)协助的停止事件。此外，算法600协助停止到系统的输入中的任何更改。借助停止支持，可以预先确定一组相关控制器的前馈指令曲线(从控制输入结合控制回路的输出得出)。所述曲线的形状为在系统的相关部分被指令停止提供输入时消除过调或欠调。可以根据诸如旋翼系统的阻尼因子、桨叶的翼型之类的环境影响调整信号的强度。调整此强度是算法600的目的。当用户使用控制杆将命令提供给直升机时，算法600处于不活动状态。通过在用户释放遥控杆时(表明希望受杆控制的关联驱动器应停止将输入提供给系统)激活学习模式而在步骤630启动算法600。启动算法导致将步骤620中的所有数据传输到多信道循环信号记录器。存储连接到控制器的所有传感器收集的传感器数据、用户输入的杆移动以及最终输出到各种伺服系统以便操纵遥控直升机的输出信号。所述算法使用此信息判定值是高还是低(过调/欠调)，以及生成控制曲线以在下一次控制器面对来自用户和传感器的类似输入信息时处理类似停止，从而允许程序更快地将更准确的输出提供给伺服系统以便以期望的速率提供停止。

如图6所示，示意性算法要求在步骤630评估系统状态。所述算法检查指示控制杆是否被释放、实际速率是否接近零以及学习模式是否被激活的数据。当满足先决条件时，所述算法前进到步骤640并执行曲线分析。为了执行曲线分析，程序从传感器提供的输入来计算最大速率变化、速率的过零以及最小速率变化，如以下进一步说明的。所述算法然后移到步骤650，在步骤650，将所计算的最大速率变化、速率的过零以及最小速率变化与直升机的要求相比较。当所述算法比较这些值时，所述算法在步骤660判定所计算的值是否匹配低停止支持的要求。如果是，则所述算法跳至步骤690并增大停止支持比率。如果所计算的值不匹配低停止支持的要求，程序继续到步骤670并判定所计算的值是否匹配高停止支持的要求。如果所计算的值匹配高停止支持的要求，则所述算法在步骤680减小停止支持比率。如果所计算的值不满足高停止支持或低停止支持的要求，则不更改停止支持比率。停止支持比率的要求可以由遥控直升机的制造商预先编程，或者可以由用户将所述要求编程到自适应控制回路中。

图7A-7C示出了可以由上述算法在步骤640产生的一组示意性曲线。所述曲线分析步骤从最近停止尝试的踪迹计算两个值：1)杆释放后速率信号的首次过零；以及2)杆释放后速率信号的首次方向改变。

在图7A和7B中，杆释放后速率信号的首次过零被标为710。类似地，杆释放后速率信号的首次方向改变被标为720。

图7A示出了针对显示具有高于界限的值(过调)的停止的曲线分析的代表图形。如果未给出停止支持，则驱动器的尝试停止曲线可以与此图形类似，其示出了驱动速率减慢，但是未能在零速率处停止。驱动过调了停止位置并需要控制回路以相反的方向进行纠正。依靠控制回路纠正过调花费的时间远多于使用诸如600中所示的算法。如果发生这种情况，如所述算法在步骤640和650中所确定的，则在步骤690增大停止支持比率，以便在下一次响应于发信号通知停止事件的用户输入而加速停止。

相反，图7B示出了其中提供过多的停止支持并且过早停止(欠调)的情况。在此情况下，速率变化方向在过零之前发生，这意味着控制回路必须提供额外的纠正信号以获得期望结果。如同直升机过调停止位置那样，通过仅使用控制回路来纠正欠调要远慢于使用诸如600中所示的算法纠正欠调。这种情况要求在步骤680减小停止支持比率。

最后，图7C示出了适当的停止，其中在上述算法的协助下，速率变化方向和过零都恰好在同一时间发生。

参考图4至6，除了上述实例以外，还可以通过自学习算法计算或优化更多的值，此类值可以例如是自适应尾部算法的增益的空速、被计算为到尾部致动器的输出的转矩变化(也称为动态转矩补偿)、倾斜盘算法的坐标系统的偏航速率计算和转动(也称为旋转(pirouette)优化)，以及尾部推力值计算并将其输出到倾斜盘以补偿对循环轴造成的任何影响。

尽管本发明的上述实例涉及遥控直升机和/或模型，但是本发明并不限于此类模型。

Claims (12)

1.一种在外壳（1）中的模型飞行器控制和接收设备，所述设备包括电子陀螺多轴可编程飞行姿态控制器，所述飞行姿态控制器具有用于多个控制信道的控制输入端和用于陀螺仪信号的输入端，其特征在于，所述飞行姿态控制器为置于所述飞行姿态控制器的外壳之内或之外的接收器模块提供至少一个输入端。

2.根据权利要求1的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，通过具有减少数量的单一通路的电线连接形成所述接收器模块的输入端，由此在一个或多个信号线上合并多个控制信道。

3.根据权利要求1或2的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，所述接收器模块位于与所述飞行姿态控制器分离的外壳内，并且所述模块在输出端处-即在卫星接收器处-提供减少数量的信道线路。

4.根据权利要求1或2的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，所述至少一个接收器模块与所述飞行姿态控制器集成在同一外壳内。

5.根据权利要求1或2的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，所述至少一个接收器模块是2.4GHz接收器，其中所述至少一个接收器模块根据频率展开法操作。

6.根据权利要求5的模型飞行器控制和接收设备，所述至少一个接收器模块使用冗余接收原理操作。

7.根据权利要求1或2的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，所述外壳包括用于一个或两个或若干卫星接收器的至少一个连接器或端口并且还包括用于RC-伺服系统的至少四个端口。

8.根据权利要求1或2的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，所述外壳包括用于陀螺仪单元的连接器或端口，其中所述陀螺仪单元包括双轴或三轴角速率传感器，和/或所述速率传感器被集成在所述飞行姿态控制器的外壳内。

9.根据权利要求1或2的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，所述外壳包括用于编程接口的连接器或端口，和/或具有用于对所述设备的参数编程的输入接口的显示器。

10.根据权利要求1或2的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，所述飞行姿态控制器的软件包括自学习功能，所述自学习功能确定或进一步优化飞行姿态控制所必需的配平值和/或飞行姿态控制的其他调整参数，由此在所述模型飞行器的飞行期间自主执行所述优化或确定。

11.根据权利要求1或2的模型飞行器控制和接收设备，其特征在于，所述飞行姿态控制器包括用于所述模型飞行器的垂直轴的航向保持控件，所述航向保持控件包括到用于纵轴和横轴的控件的信号连接和/或到控制输入端的信号连接，使得所述航向保持控件能够通过适当的控制器介入对转矩变化更早地做出反应，所述转矩变化是控制信号的介入和/或所述控制器连同与所述纵轴和横轴有关的控制信号和/或循环控制信号的介入的结果。

12.一种通过使用根据权利要求1至11中的至少一个权利要求的模型飞行器控制和接收设备来执行模型直升机的控制和稳定的方法，其特征在于，控制包括自学习功能和/或所述控制包括将尾部控制器耦合到倾斜盘控制器和/或所述控制包括停止支持功能。

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