CN102426457A - 一种微型扑翼飞行器飞控导航系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种微型扑翼飞行器飞控导航系统，传感器单元输出信号通过AD转换后由数据通讯接口送入飞控导航计算机；GPS接收机将信号通过数据通讯接口送入飞控导航计算机进行配置；飞控导航计算机的所有程序和数据都在SRAM存储器中运行；飞控导航计算机通过数据通讯接口向舵机和电子调速器输出控制指令，通过数据通讯接口与数据链路相连，进行遥测数据和遥控命令通讯。本发明实现了微型扑翼飞行器的自主飞行，满足微型扑翼飞行器对于空间、重量、电磁兼容性等方面的严格要求。

Description

一种微型扑翼飞行器飞控导航系统

技术领域

本发明涉及飞行器控制领域，尤其是一种飞行器飞控导航系统。

背景技术

微型扑翼飞行器是一种模仿鸟类或昆虫飞行的新概念飞行器，它采用一对或几对扑动翼同时产生升力和推力进行飞行，具有体积小、重量轻、隐蔽性好、使用灵活、效率高等优势，如果搭载相关的数据传输和飞行控制系统，就能形成微型扑翼无人飞行器平台，具有广阔的军用和民用前景。目前国际和国内都在开展微型扑翼无人机这方面的研究，其中比较有影响力的有美国Aero Vironment公司的“Microbat”、荷兰Delft大学的“Delfly”等；2011年年初Aero Vironment公司又展示了最新的“NanoHummingbird”微型扑翼飞行器，该飞行器能像蜂鸟一样飞行，具有图像侦查能力和较强的机动能力。这些微型扑翼飞行器虽然已经具备一定的实用价值，但是它们都没有搭载自主飞行设备，必须通过地面遥控进行飞控控制，距离真正实用的无人机系统还有一定差距。

飞控导航系统难以用于微型扑翼飞行器有以下几点原因：第一，微型扑翼飞行器的飞行控制固有的复杂性。一方面，扑翼飞行过程伴有大幅度俯仰和浮沉的周期性波动，同时微型扑翼飞行器质量轻、惯量小，外界扰动影响显著，这些都会使飞控导航系统传感器单元的测量值发生随机波动，导致传统方法进行的姿态解算发散；另一方面，由于微型扑翼飞行器质量轻、惯量小，控制响应敏感，容错性低，而其所受外界扰动又需要控制输出进行抵消，这就要求飞控导航系统的控制输出既要具有较高的响应速度以维持姿态，又需要避免过大的输出量值甚至是反向输出，也就是既快且准。第二，作为微型飞行器的机载设备，微型扑翼飞行器飞控导航系统必须具有足够小的体积和重量，对器件选型、电路设计、电磁兼容性设计等方面都提出了苛刻的要求。

发明内容

发明内容

为了克服现有飞控导航系统应用于微型扑翼飞行器会出现的姿态解算发散、控制输出的响应速度和控制精度不足、体积和重量无法满足安装要求的不足，本发明提供一种适合微型飞行器特别是微型扑翼飞行器使用的飞控导航系统，并使之具备体积小、重量轻、姿态解算鲁棒性强、控制输出响应速度快，控制精度高的特点。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括飞控导航计算机、传感器单元、存储单元、GPS接收机、GPS天线和数据通讯接口，全部集成于1块Pcb板。

所述飞控导航计算机采用Power PC处理器。该型处理器集成丰富的外围接口，能减小飞控导航系统的重量和尺寸；具备浮点运算能力，计算精度高，能提高姿态解算水平和控制输出精度。

所述传感器单元包括三轴加速度计、三轴陀螺仪、三轴磁强计、静压传感器和动压传感器，其中加速度计、陀螺仪、磁强计采用MEMS传感器，具有尺寸小、重量轻的特点；输出的各传感器信号通过AD转换后由数据通讯接口的SPI接口送入飞控导航计算机。

所述GPS接收机通过GPS天线接收GPS信号，再将GPS信号通过数据通讯接口的UART接口送入飞控导航计算机进行配置。

所述存储单元包括SRAM存储器和FLASH存储器，通过数据通讯接口的高速总线与飞控导航计算机相连，飞控导航计算机的所有程序和数据都在SRAM存储器中运行，能够保证运算速度和访问速度。

所述飞控导航计算机通过数据通讯接口的PWM输出接口向舵机和电子调速器等执行机构输出控制指令，从而完成控制的执行。

所述飞控导航计算机通过数据通讯接口中专用的UART接口与数据链路相连，通过该接口进行遥测数据和遥控命令通讯。

所述数据通讯接口还包括1个串口，用户通过该串口与所述飞控导航计算机信息交换，可交换的信息包括航路、控制参数和飞行数据。

所述传感器单元使用独立的高精度参考电源供电，传感器单元的模拟电路与飞控计算机的数字电路之间有物理隔离，防止信号串扰，可以获得高精度、低噪音的测量信号。

上述硬件的Pcb设计方面考虑电磁兼容问题，在传统多层板的基础上再次增加地层和电源层，将总线和时钟线布于隔离层内部，缩短总线和时钟线的长度，提高电磁兼容性。

飞控导航计算机的内部功能模块包括通讯控制模块，遥控处理模块，航路生成模块，位置、速度、姿态控制模块，惯性导航和姿态解算模块，手动模式模块，传感器采集处理模块和数据记录、遥测模块。

所述传感器处理模块对SPI接口送入的各传感器信号进行滤波，去掉无用的噪声后，送入所述惯性导航和姿态解算模块，该模块采用全状态完全非线性kalman滤波算法进行姿态解算，获得飞行器空间位置、空速、地速和3个姿态角，送入位置、速度、姿态控制模块。

所述通讯控制模块通过数据通讯接口的专用UART接口从数据链路获取地面指令，送入所述遥控处理模块。遥控处理模块接收并解析地面指令，将解析后的指令根据命令类型发送到所述航路生成模块，当飞行模式为自动模式时，还将指令发送至所述位置、速度、姿态控制模块；当飞行模式为手动模式时，还将指令发送至所述手动模式模块。

所述航路生成模块在接收到航路信息后实时生成飞机应该飞往的位置、速度，该信息发送到所述位置、速度、姿态控制模块。

所述位置、速度、姿态控制模块分为位置控制器、空速控制器、姿态控制器和伺服解耦/混合控制器。位置控制器依据航路生成模块的信息，产生姿态控制和空速控制指令，使飞行器的实际的航迹符合预定航路。空速控制器接受到位置控制器的指令后，向姿态控制器接发出指令，姿态控制器将该指令与惯性导航与姿态解算模块的信息比较，形成最终的控制指令并将其发送至所述伺服解耦/混合控制器。所述伺服解耦/混合控制器将接收到的控制指令分配到对应的执行机构。

所述位置、速度、姿态控制模块的纵向控制采用总能量控制算法，其基本原理是通过发送给电子调速器的控制指令控制扑翼飞行器的扑动频率改变产生的升力和推力的大小，从而控制总能量的变化率，通过发送给升降舵舵机的控制指令控制升降舵偏角改变飞行器俯仰姿态，控制总能量在动能和势能之间的分配率。此种控制算法将高度和飞行速度进行统一控制，增强了鲁棒性，实现了模糊控制。

所述数据记录模块将飞控导航系统的各种参数(包括传感器单元的数据、空间位置、空速、地速、姿态)进行搜集整理，然后存储到所述存储单元的FLASH存储器。

所述数据记录模块还将上述参数通过通讯控制器发送给数据链链路，让数据链路实时传送到地面站，从而让地面人员可以监控飞行器飞行状态。

所述手动模式模块在飞控系统选择为手动模式的状态下接受遥控处理模块发来的地面控制指令，解算后发给所述伺服解耦/混合控制器。

本发明的有益效果是：

第一，实现了微型扑翼飞行器的飞行控制，实现了自主飞行。在采用基于MEMS技术的传感器和数字电路与模拟电路空间隔离等防干扰手段保证测量值准确。在传统滤波方法的基础上使用全状态完全非线性Kalman滤波算法进行姿态解算，提高了姿态解算的鲁棒性。在控制算法方面采用了基于总能量的纵向控制率设计，实现了模糊控制，能够有效对抗飞行过程中的外部扰动，保持飞行稳定，控制有效。

第二，满足微型扑翼飞行器对于空间、重量、电磁兼容性等方面的严格要求。器件选择方面，采用集成外围接口的Power PC处理器，避免电路Pcb设计中对外围接口及其连线专门布置，传感器单元尽量选择基于MEMS技术的原件，有助于减小Pcb板的尺寸和重量。电磁兼容性方面，在传统的多层板基础上再增加地层和电源层，将总线和时钟线布于隔离层内部，缩短总线和时钟线的长度，提高电磁兼容性，使飞控导航系统能在微型扑翼飞行器内部有限空间的复杂电磁环境下正常工作，同时不干扰数据链路、微型图像传感器等其他机载设备的正常工作。

附图说明

附图1为本发明的硬件构成图。

附图2为飞控导航计算机原理框图。

具体实施方式

下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细说明。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括飞控导航计算机、传感器单元、存储单元、GPS接收机和GPS天线、数据通讯接口，全部集成于1块Pcb板。

所述飞控导航计算机采用MOTOROLA公司的MPC565 Power PC处理器。该型处理器集成丰富的外围接口，能减小飞控导航系统的重量和尺寸；具备浮点运算能力，计算精度高，能提高姿态解算水平和控制输出精度。

所述传感器单元包括三轴加速度计、三轴陀螺仪、三轴磁强计、静压传感器和动压传感器。其中加速度计、陀螺仪、磁强计采用MEMS传感器，ADI带温度补偿传感器的陀螺，量程范围为±150°/s，重量仅2.1g；ADI加速度计，量程范围为±5g，重量仅1.1g，具有尺寸小、重量轻的特点。全部传感器能够进行自适应校准，缩短了使用准备时间，提高了使用性能。各传感器信号通过AD转换后由数据通讯接口的SPI接口送入飞控导航计算机。

所述GPS接收机通过所述GPS天线接收GPS信号，再将GPS信号通过数据通讯接口的UART接口送入飞控导航计算机进行配置。

所述存储单元包括SRAM存储器和FLASH存储器，通过数据通讯接口的高速总线与所述飞控导航计算机相连，飞控导航计算机的所有程序和数据都在SRAM存储器中运行，能够保证运算速度和访问速度。

所述飞控导航计算机通过数据通讯接口的PWM输出接口向舵机、电子调速器等执行机构输出控制指令，从而完成控制的执行。

所述飞控导航计算机通过数据通讯接口中专用的UART接口与数据链路相连，通过该接口进行遥测数据和遥控命令通讯。

所述数据通讯接口还包括1个串口，用户通过该串口与所述飞控导航计算机信息交换，可交换的信息包括航路、控制参数和飞行数据。

所述传感器单元使用独立的高精度参考电源供电，传感器单元的模拟电路与飞控计算机的数字电路之间有物理隔离，防止信号串扰，可以获得高精度、低噪音的测量信号。

上述硬件的Pcb设计方面考虑电磁兼容问题，在传统多层板的基础上再次增加地层和电源层，将总线和时钟线布于隔离层内部，缩短总线和时钟线的长度，提高电磁兼容性。

飞控导航计算机的内部功能模块包括通讯控制模块，遥控处理模块，航路生成模块，位置、速度、姿态控制模块，惯性导航和姿态解算模块，手动模式模块，传感器采集处理模块和数据记录、遥测模块。

所述传感器处理模块对SPI接口送入的各传感器信号进行滤波，去掉无用的噪声后，送入所述惯性导航和姿态解算模块，该模块采用全状态完全非线性kalman滤波算法进行姿态解算，获得飞行器空间位置、空速、地速和3个姿态角，送入位置、速度、姿态控制模块。

所述通讯控制模块通过数据通讯接口的专用UART接口从数据链路获取地面指令，送入所述遥控处理模块。遥控处理模块负责通信管理与命令解析，是整个系统的对外接口。遥控处理模块接收并解析地面指令，将解析后的指令根据命令类型发送到所述航路生成模块，当飞行模式为自动模式时，还将指令发送至所述位置、速度、姿态控制模块；当飞行模式为手动模式时，还将指令发送至所述手动模式模块。

所述航路生成模块在接收到航路信息后实时生成飞机应该飞往的位置、速度，该信息发送到所述位置、速度、姿态控制模块。

所述位置、速度、姿态控制模块将航路生成模块和遥控处理模块给出的目标位置信息与气压高度表、GPS接收机或惯导计算模块获得的实际位置信息进行比较，产生位置控制指令和速度指令。位置、速度、姿态控制模块分为位置控制器、空速控制器、姿态控制器和伺服解耦/混合控制器。位置控制器依据航路生成模块的信息，产生姿态控制和空速控制指令，使飞行器的实际的航迹符合预定航路。空速控制器接受到位置控制器的指令后，向姿态控制器接发出指令，姿态控制器将该指令与惯性导航与姿态解算模块的信息比较，形成最终的控制指令并将其发送至所述伺服解耦/混合控制器。所述伺服解耦/混合控制器将接收到的控制指令分配到对应的执行机构。

所述位置、速度、姿态控制模块的纵向控制采用总能量控制算法，其基本原理是通过发送给电子调速器的控制指令控制扑翼飞行器的扑动频率改变产生的升力和推力的大小，从而控制总能量的变化率，通过发送给升降舵舵机的控制指令控制升降舵偏角改变飞行器俯仰姿态，控制总能量在动能和势能之间的分配率。为了控制飞机的高度和速度，纵向控制回路生成速度变化速率、垂直速率及垂直加速度指令，这些指令最终影响动力控制回路和升降舵回路。

所述位置、速度、姿态控制模块的副翼控制回路分为外环和内环。外环利用倾斜角偏差计算滚转速率指令。内环根据滚转速率指令及其测量值计算副翼指令，包含滚转速率预测、滚转速率偏差的时间积分两项，最终指令通过两项求和并进行副翼限位确定。

所述位置、速度、姿态控制模块的升降舵控制回路用来控制垂直加速度，也分为外环和内环。外环采用高度和空速回路以确定垂直加速度指令。内环包括根据加速度指令的预测项、加速度偏差的积分项和增加短周期阻尼的俯仰阻尼项，最终控制指令是三项求和的结果。

所述位置、速度、姿态控制模块的动力控制回路的控制律由两部分组成，即动力预测量和偏差积分的反馈量。动力预测值是根据速率指令求得，反馈项则是基于需求功率和实际功率之差。值得注意的是积分饱和限需要减去预测动力控制量，以便积分项克服动力控制量的预测偏差。

所述数据记录模块将飞控导航系统的各种参数(包括传感器单元的数据、空间位置、空速、地速、姿态)进行搜集整理，然后存储到所述存储单元的FLASH存储器。

所述数据记录模块还将上述参数通过通讯控制器发送给数据链链路，让数据链路实时传送到地面站，从而让地面人员可以监控飞行器飞行状态。

所述手动模式模块在飞控系统选择为手动模式的状态下接受遥控处理模块发来的地面控制指令，解算后发给所述伺服解耦/混合控制器。

Claims (9)

1.一种微型扑翼飞行器飞控导航系统，包括飞控导航计算机、传感器单元、存储单元、GPS接收机、GPS天线和数据通讯接口，其特征在于：所述传感器单元包括三轴加速度计、三轴陀螺仪、三轴磁强计、静压传感器和动压传感器，输出的各传感器信号通过AD转换后由数据通讯接口送入飞控导航计算机；所述GPS接收机通过GPS天线接收GPS信号，再将GPS信号通过数据通讯接口送入飞控导航计算机进行配置；所述存储单元包括SRAM存储器和FLASH存储器，通过数据通讯接口与飞控导航计算机相连，飞控导航计算机的所有程序和数据都在SRAM存储器中运行；所述飞控导航计算机通过数据通讯接口向舵机和电子调速器输出控制指令，通过数据通讯接口与数据链路相连，进行遥测数据和遥控命令通讯。

2.根据权利要求1所述的微型扑翼飞行器飞控导航系统，其特征在于：所述的飞控导航计算机、传感器单元、存储单元、GPS接收机、GPS天线和数据通讯接口全部集成于1块Pcb板。

3.根据权利要求2所述的微型扑翼飞行器飞控导航系统，其特征在于：所述的Pcb板在传统多层板的基础上增加地层和电源层，将总线和时钟线布于隔离层内部。

4.根据权利要求1所述的微型扑翼飞行器飞控导航系统，其特征在于：所述的加速度计、陀螺仪、磁强计采用MEMS传感器。

5.根据权利要求1所述的微型扑翼飞行器飞控导航系统，其特征在于：所述的数据通讯接口还包括1个串口，用户通过该串口与所述飞控导航计算机交换信息，交换信息包括航路、控制参数和飞行数据。

6.根据权利要求1所述的微型扑翼飞行器飞控导航系统，其特征在于：所述的传感器单元使用独立电源供电，传感器单元的模拟电路与飞控计算机的数字电路之间有物理隔离。

7.根据权利要求1所述的微型扑翼飞行器飞控导航系统，其特征在于：所述的飞控导航计算机包括通讯控制模块，遥控处理模块，航路生成模块，位置、速度、姿态控制模块，惯性导航和姿态解算模块，手动模式模块，传感器采集处理模块和数据记录、遥测模块，所述传感器处理模块对数据通讯接口送入的各传感器信号进行滤波后送入惯性导航和姿态解算模块，采用全状态完全非线性kalman滤波算法进行姿态解算，获得飞行器空间位置、空速、地速和3个姿态角，送入位置、速度、姿态控制模块；遥控处理模块接收并解析地面指令，将解析后的指令根据命令类型发送到所述航路生成模块；航路生成模块在接收到航路信息后实时生成飞机应该飞往的位置、速度，发送到位置、速度、姿态控制模块；所述位置、速度、姿态控制模块分为位置控制器、空速控制器、姿态控制器和伺服解耦/混合控制器，位置控制器依据航路生成模块的信息，产生姿态控制和空速控制指令，使飞行器的实际的航迹符合预定航路，空速控制器接受到位置控制器的指令后，向姿态控制器接发出指令，姿态控制器将该指令与惯性导航与姿态解算模块的信息比较，形成最终的控制指令并将其发送至所述伺服解耦/混合控制器，伺服解耦/混合控制器将接收到的控制指令分配到对应的执行机构；所述数据记录模块将飞控导航系统的参数进行搜集整理，然后存储到FLASH存储器，同时通过通讯控制器发送给数据链路，实时传送到地面站；所述手动模式模块在飞控系统选择为手动模式的状态下接受遥控处理模块发来的地面控制指令，解算后发给所述伺服解耦/混合控制器。

8.根据权利要求7所述的微型扑翼飞行器飞控导航系统，其特征在于：所述的遥控处理模块当飞行模式为自动模式时，还将指令发送至位置、速度、姿态控制模块；当飞行模式为手动模式时，还将指令发送至手动模式模块。

9.根据权利要求7所述的微型扑翼飞行器飞控导航系统，其特征在于：所述的位置、速度、姿态控制模块的纵向控制采用总能量控制算法。

Images