CN102431643A - 无人机的自动驾驶仪 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种无人机的自动驾驶仪，包括：驾驶仪壳体(1)、设置在驾驶仪壳体(1)内飞机控制器(2)和传感器系统(3)，在驾驶仪壳体(1)上设置有电源接口(5)，传感器系统(3)与飞机控制器(2)电连接；飞机控制器(2)内设置有双DSP控制芯片和数据接口(4)；传感器系统(3)包括三轴惯性传感器(31)、GPS接收机(32)、电子罗盘(33)、大气动压传感器(34)、大气静压传感器(35)。本发明的自动驾驶仪将飞机控制器和多个传感器集成在驾驶仪的壳体内，使得驾驶仪的体积大大减小，功耗降低；另一方面，该飞机控制器采用双DSP控制芯片，使得驾驶仪的控制精度和可靠性大大提高。
Description
技术领域
本发明涉及无人机领域，特别地，涉及一种无人机的自动驾驶仪。
背景技术
小型无人机以其体积小，在执行任务时隐蔽性好，机动灵活，便于部署，成本低廉，便于携带等特点，在低空军事侦察、火力支援、目标搜索、中继通讯、航空摄影、气象灾害监测以及道路交通监控等各领域都有着广泛的应用前景。随着应用领域向无人机小型化上的拓展，对小型无人机精确制导和控制也提出了更高的要求，为小型无人机设计一种体积小、低成本、低功耗、高精度、高集成度和高可靠性的自动驾驶仪是小型无人机发展的关键技术之
就目前国内的研究现状来看，大多数自动驾驶仪采用的是机械陀螺加GPS接收机组成的INS/GPS飞行控制与导航系统，此类系统功耗大、体积和重量大，均不适合小型无人机使用。
发明内容
本发明目的在于提供一种无人机的自动驾驶仪，以解决现有的驾驶仪系统功耗大、体积和重量过大的技术问题。
为实现上述目的，本发明提供了一种无人机的自动驾驶仪，包括：驾驶仪壳体、设置在驾驶仪壳体内飞机控制器和传感器系统，在驾驶仪壳体上设置有电源接口，传感器系统与飞机控制器电连接；飞机控制器内设置有双DSP控制芯片和数据接口，双DSP控制芯片内集成有飞机控制软件；传感器系统包括三轴惯性传感器、GPS接收机、电子罗盘、大气动压传感器、大气静压传感器。
进一步地，数据接口包括电动机接口、左尾舵机接口、右尾舵机接口、左副翼舵机接口、右副翼舵机接口、回收伞舵机接口和相应接口电路；数据接口采用PWM方式控制电动机和相对应的舵机。
进一步地，大气动压传感器上设置有两个动压通气孔，两个动压通气孔通过管道延伸到驾驶仪壳体外；大气静压传感器上设置有一个静压通气孔，静压通气孔通过管道延伸到驾驶仪壳体外；飞机控制器通过模拟量方式控制大气动压传感器和大气静压传感器。
进一步地，大气动压传感器为双向压差传感器，大气动压传感器中设置有检测膜片，两个动压通气孔将压力施加在检测膜片的两边，通过检测膜片的变形确定小型无人机的空速。
进一步地，自动驾驶仪还包括姿态传感器、航向传感器和高度传感器，姿态传感器的输出精度小于2.5°，航向传感器的输出精度小于1.5°，高度传感器的输出精度小于40m。
进一步地，驾驶仪壳体内还设置有转接盒，转接盒电连接在飞机控制器和传感器系统上，电源接口与转接盒电连接。
进一步地，转接盒上电连接有一个转接板，电源接口通过转接板电连接在转接盒上。
本发明具有以下有益效果：本发明的自动驾驶仪将飞机控制器和多个传感器集成在驾驶仪的壳体内，使得驾驶仪的体积大大减小，功耗降低；另一方面，该飞机控制器采用双DSP控制芯片，使得驾驶仪的控制精度和可靠性大大提高。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的自动驾驶仪外观结构示意图；以及
图2是本发明优选实施例的自动驾驶仪内部系统组成示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
参见图1和图2，一种无人机的自动驾驶仪，包括驾驶仪壳体1、设置在驾驶仪壳体1内的飞机控制器2、传感器系统3和转接盒6。在驾驶仪壳体1上设置有电缆通孔7和电源接口5。飞机控制器2和传感器系统3的输入和输出数据信号均通过数据接口4与自动驾驶仪上的电缆通孔7连接，电源接口5为自动驾驶仪与电源的连接通道，通过电源接口5给飞机控制器2、传感器系统3以及自动驾驶仪外部的飞机舵机供电。
飞机控制器2内设置有双DSP控制芯片和相应接口电路，双DSP控制芯片内集成有飞机控制软件。飞机控制软件包括姿态控制程序、通讯程序、故障诊断程序和航迹控制程序。工作过程中，飞机控制器2根据控制律反馈、飞行监控等要求，测量出飞机姿态、三轴角速率、飞行航向、飞行高度、飞行速度、飞机位置、电动机转速、电流和输出功率等信号，并给无人机的各执行机构发出执行指令。
传感器系统3包括三轴惯性传感器31、GPS接收机32、电子罗盘33、大气动压传感器34、大气静压传感器35和相应接口电路。优选地，三轴惯性传感器31采用SPI方式与飞机控制器2电连接，GPS接收机32采用232线方式与飞机控制器2电连接，电子罗盘33采用串口方式与飞机控制器2电连接，大气动压传感器34和大气静压传感器35采用模拟量方式与飞机控制器2电连接。优选地，三轴惯性传感器31采用三轴角速率陀螺，经解算完成姿态角输出。三轴惯性传感器31的工作原理是：在上电初始阶段，飞机处于水平状态，确定出基准航向，在此基础上自动驾驶仪采样三轴角速率陀螺和线加速度计的输出信号，经过温度补偿、零位补偿、误差滤波处理得到接近真实的角速率数据，根据角速度与三轴角度之间的投影、积分关系连续解算出飞机的实时姿态角，并反馈给飞机控制器2，再通过飞机控制器2来控制或调整飞机的实时姿态角。优选地，GPS接收机32为20通道GPS接收机，GPS接收机32提供无人机的位置信息，其定位精度小于等于10m，数据更新率大于1次/秒，热启动时间1s，冷启动时间42s。GPS接收机32与数据输入设备、任务管理设备以及机载控制设备无线通讯等点连接。GPS接收机32接收到操控指令后，立即反馈给飞机控制器2，通过飞机控制器2来及时地调整飞机的位置航线。电子罗盘33以数字方式输出航向信号，其通过磁传感器感应地球磁场的磁分量，从而得出方位角度，并反馈给飞机控制器2，再通过飞机控制器2来控制或调整飞机的方位角度。此外，方位角度可以与姿态传感器测量的姿态角形成姿态冗余，提高系统可靠性，在飞机上电时作为解算姿态的初始基准和飞行中姿态校准的依据。
优选地，大气动压传感器34上设置有两个动压通气孔341、342，两个动压通气孔341、342通过管道延伸到驾驶仪壳体1外。大气动压传感器34为双向压差传感器，大气动压传感器34中设置有检测膜片，两个动压通气孔341、342将压力施加在检测膜片的两边，通过检测膜片的变形确定无人机的空速。大气静压传感器35上设置有一个静压通气孔351，静压通气孔351通过管道延伸到驾驶仪壳体1外。优选地，大气动压传感器34采用MEMS技术，其工作原理是：通过驾驶仪壳体1外部的两个动压通气孔341、342将压力施加在检测膜片的两边，通过检测膜片的变形和专用ASIC感应电路的测量形成相对压力差值的模拟量电压输出信号。大气动压传感器34上端的通气孔341作为负压测量孔，通过橡胶皮管与安装在机翼外部的空速铜管相连，接通飞机外部的气流，用于测量当前飞机外部的气压；大气动压传感器34下端的通气孔342作为基准正压测量孔，裸露在机身中，用以测量飞机当前的气压基准值；得到机身外部与内部的压力差后，通过换算就可以得到出飞机当前飞行的空速信息。大气静压传感器35直接测量大气绝对压力，对应当前飞机飞行的高度，其内部有一个真空基准，测量后输出的电压与绝对压力基准电压值成正比，用以换算出系统当前相对海平面的高度。大气静压传感器35内部采用5V电源供电，双列直插式封装，内置的专用集成电路(ASIC)，可进行误差校准和温度补偿，提供有关传感器偏置量、灵敏度、温度系数和非线性的数字校正。
飞机控制器2上设有数据接口4，数据接口4包括电动机接口41、左尾舵机接口42、右尾舵机接口43、左副翼舵机接口44、右副翼舵机接口45、回收伞舵机接口46。外部设备的电缆线通过驾驶仪壳体1上的电缆通孔7后与数据接口4对应连接。优选地，数据接口4采用PWM方式控制电动机和相对应的舵机。
转接盒6电连接在飞机控制器2和传感器系统3上。转接盒6上设有一个转接板(附图中未示出)，电源接口5通过该转接板与转接盒6电连接。电源接口5连接在供电装置上，以便于对飞机控制器2和传感器系统3供电。
优选地，自动驾驶仪还包括姿态传感器、航向传感器和高度传感器，姿态传感器的输出精度小于2.5°，航向传感器的输出精度小于1.5°，高度传感器的输出精度小于40m。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种无人机的自动驾驶仪，包括：驾驶仪壳体(1)、设置在所述驾驶仪壳体(1)内飞机控制器(2)和传感器系统(3)，在所述驾驶仪壳体(1)上设置有电源接口(5)，其特征在于，所述传感器系统(3)与所述飞机控制器(2)电连接；
所述飞机控制器(2)内设置有双DSP控制芯片和数据接口(4)，所述传感器系统(3)包括三轴惯性传感器(31)、GPS接收机(32)、电子罗盘(33)、大气动压传感器(34)、大气静压传感器(35)。
2.根据权利要求1所述的自动驾驶仪，其特征在于，
所述数据接口(4)包括电动机接口(41)、左尾舵机接口(42)、右尾舵机接口(43)、左副翼舵机接口(44)、右副翼舵机接口(45)、回收伞舵机接口(46)和相应接口电路；
所述数据接口(4)采用PWM方式控制电动机和相对应的舵机。
3.根据权利要求2所述的自动驾驶仪，其特征在于，
所述大气动压传感器(34)上设置有两个动压通气孔，所述两个动压通气孔通过管道延伸到所述驾驶仪壳体(1)外；
所述大气静压传感器(35)上设置有一个静压通气孔，所述静压通气孔通过管道延伸到所述驾驶仪壳体(1)外；
所述飞机控制器(2)通过模拟量方式控制所述大气动压传感器(34)和所述大气静压传感器(35)。
4.根据权利要求3所述的自动驾驶仪，其特征在于，
所述大气动压传感器(34)为双向压差传感器，所述大气动压传感器(34)中设置有检测膜片，所述两个动压通气孔将压力施加在所述检测膜片的两边，通过所述检测膜片的变形确定所述小型无人机的空速。
5.根据权利要求4所述的自动驾驶仪，其特征在于，
所述自动驾驶仪还包括姿态传感器、航向传感器和高度传感器，所述姿态传感器的输出精度小于2.5°，所述航向传感器的输出精度小于1.5°，所述高度传感器的输出精度小于40m。
6.根据权利要求1所述的自动驾驶仪，其特征在于，
所述驾驶仪壳体(1)内还设置有转接盒(6)，所述转接盒(6)电连接在所述飞机控制器(2)和所述传感器系统(3)上，所述电源接口(5)与所述转接盒(6)电连接。
7.根据权利要求6所述的自动驾驶仪，其特征在于，
所述转接盒(6)上电连接有一个转接板，所述电源接口(5)通过所述转接板电连接在所述转接盒(6)上。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C02 | Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001) | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20120502 |