CN103744429A - 一种小型无人直升机飞行控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种小型无人直升机飞行控制系统，包括飞行执行单元、状态传感器单元、降落伞单元、飞行控制单元、地面控制终端及遥控器单元。本发明能够提高小型无人直升机的自适应避障飞行能力，使其能在超视距范围内根据预置指令工作，并在突遇发动机空中熄火时能够利用降落伞缓慢降落，保护无人直升机不被损坏，同时在降落时能自动避开水面降落。

Description

一种小型无人直升机飞行控制系统

技术领域

本发明属于飞行器的控制技术，特别是一种小型无人直升机飞行控制系统。

背景技术

随着自适应控制技术的发展，无人直升机自适应飞行已经在世界各地展开了广泛的研究，无人直升机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。在军事方面，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。

无人直升机飞控系统是一个典型的非线性、强耦合、多变量、多驱动系统，各变量对无人直升机的飞行姿态、飞行方向、飞行高度、飞行速度均有影响，无人直升机飞控系统的稳定边界随着飞行条件变化而发生很大改变。无人直升机要实现自适应避障飞行，需要采样飞行状态信息，无人直升机采样的变量有：激光测距传感器、CCD摄像图像处理单元、超声波传感器、方位/俯仰/横滚角速率传感器，俯仰/横滚角度传感器、电子罗盘、GPS、高度计、油量传感器、发动机缸温传感器、测速传感器。由于上述传感器的非线性效应（飞行加速度、阵风干扰、温度变化、大气压变化等都会使传感器的输出产生非线性），无人直升机飞控软件要处理传感器的非线性，得到正确的飞行参数值，完成自适应避障飞行。

目前，大型无人直升机采用光纤陀螺组成捷联惯导系统，采用微波雷达探测障碍物已有成熟的方案，但实现成本高，重量重，在小型无人直升机（载荷在40—50Kg，飞行时间在4-5小时）上应用前景不大。目前，小型无人直升机得到了越来越广泛的应用，各种自主飞行控制系统也多有出现，但实现自适应避障飞行和自主避水降落的飞控系统还没有出现。

发明内容

本发明的目的在于提供一种小型无人直升机飞行控制系统，能够提高小型无人直升机的自适应避障飞行能力，使其能在超视距范围内根据预置指令工作，并在突遇发动机空中熄火时能够利用降落伞缓慢降落，保护无人直升机不被损坏，同时在降落时能自动避开水面降落。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种小型无人直升机飞行控制系统，包括飞行执行单元、状态传感器单元、降落伞单元、飞行控制单元、地面控制终端及遥控器单元，飞行执行单元包括升降舵机、左副翼舵机、右副翼舵机、尾舵机、油门舵机、右油箱、发动机、舵机电池；状态传感器单元包括激光测距传感器、CCD摄像头、图像处理单元、超声波测距传感器、方位角速率传感器、俯仰角速率传感器、横滚角速率传感器、俯仰/横滚角度传感器、电子罗盘、GPS、高度计、测速传感器、油量传感器、缸温传感器；降落伞单元由降落伞盒组成；飞行控制单元包括飞控板、飞控板蓝牙模块、信号板、数传电台、遥控接收机和控制电池；托架、数传电台安装在无人直升机主干骨架的前部，飞控盒、右油箱、发动机安装在主干骨架的中部，超声波测距传感器安装在主干骨架的中后部，其探头朝下，电子罗盘、GPS安装在主干骨架的后部，降落伞盒安装在无人直升机芯轴的一端正上方，无人直升机芯轴的另一端与主干骨架连接；激光测距传感器、CCD摄像头安装在托架上；方位角速率传感器、俯仰角速率传感器、横滚角速率传感器、飞控板蓝牙模块分别焊接在飞控板上，高度计焊接在信号板上；图像处理单元、遥控接收机、飞控板、信号板、俯仰/横滚角度传感器、控制电池、舵机电池安装在飞控盒内；油量传感器安装在右油箱的侧面；缸温传感器安装在发动机外壳上；测速传感器探头安装在发动机轴上，测速传感器安装在发动机外壳上；与直升机机头方向相同的方向为左，左副翼舵机、右副翼舵机安装在无人直升机主轴的前后两侧，升降舵机安装在无人直升机主轴的左或右侧，尾舵机安装在无人直升机尾部，油门舵机安装在发动机旁；无人直升机主轴与机翼相连，无人直升机芯轴通过轴承与无人直升机主轴连接。

本发明与现有技术相比，其显著优点：（1）飞控功能齐全、保护措施完善，本发明集自动飞行、姿态控制、自动避障、降落避水面、油量计算、地面控制终端电子地图界面上作业、降落伞保护、缸温保护等功能。（2）本发明的“捷联惯导”组合采用价格低廉的GPS、磁阻式电子罗盘、气压式高度计、MEMS方位/俯仰/横滚角速率传感器及MEMS俯仰/横滚角度传感器组成，利用软件修正的方法消除角速率积分的误差，使角速率积分值等于真实飞行角度值，使其达到无人直升机自适应飞控的要求。（3）本发明飞行避降采用激光传感器+CCD摄像处理，可靠性高。（4）本发明采用方位/俯仰/横滚三轴角速率传感器形成负反馈稳定回路，实时（20ms间隔）控制升降/左/右副翼/尾舵机，使无人直升机机身保持平衡，不抖动，不晃动。（5）本发明降落伞保护措施使用户对使用无人直升机自适应超视距飞行更加自信。（6）实用性强，本发明可在-25℃～+55℃环境温度下，在海拔3500米内，随无人直升机机型的不同，可携带载荷（摄像机、微波中继站等）40～50公斤，长时间（4～5小时）正常工作。（7）操作简单，本发明操作时只需在地面控制终端显示屏电子地图界面上用鼠标点击飞行路径即可自动生成飞行指令。

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

附图说明

图1是本发明小型无人直升机飞行控制系统的安装示意图。

图2是激光测距传感器和CCD摄像头托架结构示意图。

图3是飞行避障程序流程图。

图4是降落避水面程序流程图。

图5是飞行姿态自适应控制程序流程图。

图6是无人直升机芯轴结构示意图。

图7是降落伞盒结构示意图。

图8是降落伞展开示意图。

图9是油量传感器安装示意图。

图10是飞控板电原理结构图。

图11是飞控板程序流程图。

图12是信号板电原理结构图。

图13是信号板程序流程图。

图14是地面控制终端操作程序流程图。

具体实施方式

结合图1，本发明的小型无人直升机飞行控制系统，包括飞行执行单元、状态传感器单元、降落伞单元、飞行控制单元、地面控制单元，飞行执行单元包括升降舵机17-1、左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3、尾舵机17-4、油门舵机17-5、右油箱25、发动机26、舵机电池18-2；状态传感器单元包括激光测距传感器1、CCD摄像头2、图像处理单元2-1、超声波测距传感器3、方位角速率传感器5-1、俯仰角速率传感器5-2、横滚角速率传感器5-3、俯仰/横滚角度传感器6、电子罗盘7、GPS8、高度计9、测速传感器14、油量传感器15、缸温传感器16；降落伞单元由降落伞盒4组成；飞行控制单元包括飞控板10、飞控板蓝牙模块10-1、信号板11、数传电台12、遥控接收机13和控制电池18-1；托架21、数传电台12安装在无人直升机主干骨架22的前部，飞控盒24、右油箱25、发动机26安装在主干骨架22的中部，超声波测距传感器3安装在主干骨架22的中后部，其探头朝下，电子罗盘7、GPS8安装在主干骨架22的后部，降落伞盒4安装在无人直升机芯轴23的一端正上方，无人直升机芯轴23的另一端与主干骨架22连接；激光测距传感器1、CCD摄像头2安装在托架21上；方位角速率传感器5-1、俯仰角速率传感器5-2、横滚角速率传感器5-3、飞控板蓝牙模块10-1分别焊接在飞控板10上，高度计9焊接在信号板11上；图像处理单元2-1、遥控接收机13、飞控板10、信号板11、俯仰/横滚角度传感器6、控制电池18-1、舵机电池18-2安装在飞控盒24内；油量传感器15安装在右油箱25的侧面；缸温传感器16安装在发动机26外壳上；测速传感器探头14-1安装在发动机轴27上，测速传感器14安装在发动机26外壳上；与直升机机头方向相同的方向为左，左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3安装在无人直升机主轴23-2的前后两侧，升降舵机17-1安装在无人直升机主轴23-2的左或右侧，尾舵机17-4安装在无人直升机尾部，油门舵机17-5安装在发动机26旁；无人直升机主轴23-2与机翼23-3相连，无人直升机芯轴23通过轴承23-1与无人直升机主轴23-2连接，如图6所示。地面控制单元由地面控制终端19和遥控器20组成。本发明的小型无人直升机飞行控制系统实现飞行控制过程，具体如下：无人直升机操作员闭合地面控制终端19电源开关后，利用鼠标在地面控制终端19的电子地图显示界面上设置无人直升机的飞行轨迹航点参数（如经度、纬度、飞行高度、是否悬停/悬停时间、是否盘旋/盘旋时间、是否返航或降落），共支持100个航点（可以根据需要选取）；通过地面数传电台19-1将所有飞行轨迹航点参数传输至无人直升机上数传电台12；数传电台12与信号板11相连，信号板11将地面控制终端19发送来的飞行轨迹航点参数存贮在飞行参数单元内；信号板11定时将各航点经度、纬度解算成以地理正北为0°，北——东——南——西——北为0°～360°的飞行航向角H_A，并存贮在飞行参数单元内，信号板11定时采样GPS8、高度计9，得到无人直升机经度、纬度即得到无人直升机的航点序号，根据GPS8、高度计9的值得到无人直升机的高度与航点高度的差值△H；飞控板10定时从信号板11得到飞行轨迹航点参数（如航向角H_A、高度差值△H、是否悬停/悬停时间、是否盘旋/盘旋时间、是否返航、是否降落）；飞控板10定时（如20-30ms）采样方位角速率传感器5-1、俯仰角速率传感器5-2、横滚角速率传感器5-3值并对采样值积分累加得到飞行方位角S_A、飞行俯仰角S_E、飞行横滚角S_R、将飞行方位角S_A与飞行航向角HA比较得到无人直升机是否偏航，将飞行俯仰角S_E、飞行横滚角S_R与飞行状态比较得到无人直升机是否纵倾、侧倾，根据△H确定无人直升机对否爬升/或下降，飞控板10控制左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3、升降舵机17-1、尾舵机17-4动作，使无人直升机按航点轨迹飞行，同时判断方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3是否有输出，控制升降/左/右副翼/尾舵机17-1、17-2、17-3、17-4向方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3反向的方向转动一个小角度，使无人直升机机身保持平衡不晃动、不抖动；飞控板10定时（如2-5秒）采样俯仰/横滚角度传感器6，在判断无人直升机机身平衡时，利用俯仰/横滚角度传感器6、电子罗盘7的值对方位速率传感器5-1、俯仰速率传感器5-2、横滚速率传感器5-3的积分值S_A、S_E、S_R进行“清零”（即使S_A=电子罗盘输出值，S_E/S_R=俯仰/横滚角度传感器输出值），使三

速率传

的积分值真实反映无人直升机的飞行方位角、飞行俯仰角、飞行横滚角，无人直升机在前进飞行时，飞控板10定时采样激光测距传感器1、CCD摄像头2，判断飞行前方是否有障碍物，若飞行前方有障碍物则执行避障飞行；无人直升机在下降飞行时，飞控板10定时采样激光测距传感器1、超声波测距传感器3，判断无人直升机下方是否为水面，若无人直升机下方是水面则执行避水面降落飞行；飞控板10定时采样测速传感器14，判断发动机26是否滑车不转，一旦检测确认发动机26停转，则中断请求信号板11得到无人直升机的高度值，若无人直升机在设定值（如300米）以下，控制飞控板蓝牙模块10-1发出开伞指令，降落伞盒4内伞蓝牙模块4-2收到开伞指令，控制电磁锁4-11打开降落伞盒盖板4-9使引导伞4-7与主伞4-8弹出降落伞盒外，迫使无人直升机缓缓下降，保证无人直升机落地时安全；信号板11定时采样油量传感器，判断油量是否支持无人直升机返航，若油量到达临界值则中断请求飞控板10使无人直升机返航飞行；信号板11定时采样缸温传感器16，判断发动机缸温是否正常，若确认缸温超过临界值，则中断请求飞控板10使无人直升机降落；飞控板10定时将无人直升机姿态参数（如飞行方位角、飞行俯仰角、飞行横滚角、发动机转速、是否避障飞行、是否避水降落、是否开伞）通过232串口传输至信号板11；信号板11定时将飞控板10传输至无人直升机的姿态参数及无人直升机高度、经度、纬度、油量、缸温参数通过数传电台12、地面数传电台19-1传输至地面控制终端19，并在地面控制终端19的电子地图显示界面上显示上述参数；无人直升机操作员通过地面控制终端19在数传电台12、地面数传电台19-1的有效通信距离内，可以对无人直升机的飞行轨迹航点参数进行修改，使无人直升机按新飞行轨迹飞行；操作员在遥控接收机13的有效作用范围内，可以对无人直升机的飞行状态自动/遥控进行切换。

结合图2，本发明小型无人直升机飞行控制系统中，与直升机机头方向相同的方向为左，托架21左侧面安装一个托架齿轮21-1，托架21右侧面安装一个圆板21-2，托架齿轮21-1的中心嵌入第一轴承21-31，圆板21-2的中心嵌入第二轴承21-32，第一、二轴21-41、21-42插入各自的第一、二轴承21-31、21-32中，两个轴21-41、21-42分别固定在主干骨架22的前部，托架舵机21-5固定在主干骨架22的前部，托架舵机21-5轴上安装一个齿数与托架齿轮21-1齿数相同的舵机齿轮21-6，托架齿轮21-1和舵机齿轮21-6互相啮合，托架舵机21-5受飞控板10控制，托架21在0°位置与机头方向一致，机身正上方为+90°，机身正下方为-90°。

结合图7和图8，本发明小型无人直升机飞行控制系统的降落伞盒4固定在无人直升机芯轴23的正上方，伞电池4-1、伞蓝牙模块4-2安装在降落伞盒4的底部，在伞电池4-1上方安装一块弹簧垫板4-3，伞弹簧4-4固定在弹簧垫板4-3上方，伞弹簧上方固定一块伞垫板4-5，伞电源开关4-6固定在降落伞盒4的外壁下方，引导伞4-7与主伞4-8用尼龙绳相连，主伞4-8用尼龙绳与降落伞盒4内壁相连，引导伞4-7、主伞4-8折叠后放在伞垫板4-5的上方，降落伞盒盖板4-9用盒盖弹簧4-10与降落伞盒4上壁边沿相连，电磁锁4-11固定在降落伞盒盖板4-9内壁，电磁锁4-11受伞蓝牙模块4-2控制，电磁锁锁扣4-12固定在降落伞盒4的上壁边沿，电磁锁4-11的锁舌4-13插入电磁锁锁扣4-12内，电磁锁4-11吸合时，锁舌4-13从锁扣4-12中拔出。

结合图9，本发明小型无人直升机飞行控制系统的油量传感器15固定在右油箱25外侧，而且右油箱25底侧部用一软管与油量传感器15连通，油量传感器15与飞控板10相连。

结合图10，本发明小型无人直升机飞行控制系统的飞控板10包括第一ARM单片机、脉冲整形电路、模拟信号放大电路、手摇/自动切换电路、串口通信模块、舵机驱动电路和电源管理模块。飞控板蓝牙模块10-1、激光测距传感器1、CCD摄像处理单元2-1、电子罗盘7、信号板11分别通过串口通信模块与第一ARM单片机相应的串口连接；超声波测距传感器3、俯仰/横滚角度传感器6、方位角速率传感器5-1、俯仰角速率传感器5-2、横滚角速率传感器5-3为模拟口分别通过模拟信号放大电路与第一ARM单片机相应的A/D接口连接；遥控接收机13分别与脉冲整形电路、手摇/自动切换电路连接，测速传感器14通过该脉冲整形电路与第一ARM单片机的脉冲捕获接口连接；第一ARM单片机的PWM口与手摇/自动切换电路连接；升降舵机17-1、左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3、尾舵机17-4、油门舵机17-5、托架舵机21-5分别与舵机驱动电路连接，该舵机驱动电路与手摇/自动切换电路连接；控制电池18-1、舵机电池18-2与电源管理模块连接，该电源管理模块给飞行执行单元、状态传感器单元供电。

结合图12，本发明小型无人直升机飞行控制系统的信号板11包括第二ARM单片机、串口通信模块、模拟信号放大电路。GPS8、油量传感器15、数传电台12、飞控板10分别通过串口通信模块与第二ARM单片机相应的串口连接，缸温传感器16通过模拟信号放大电路与第二ARM单片机A/D口连接，高度计9与第二ARM单片机I2C口连接。

本发明小型无人直升机飞行控制系统的飞行执行单元控制爬升、下降、定速飞行、悬停、盘旋动作，即爬升/下降动作：飞控板10通过第一ARM单片机CPU的PWM口输出左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3、尾舵机17-4、升降舵机17-1角度定值脉宽调制波形值，该波形值经过驱动电路放大后分别作用于左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3、尾舵机17-4、升降舵机17-1。控制左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3产生向上或向下的平衡推力；控制尾舵机17-4使无人直升机不摆动；控制升降舵机17-1使无人直升机机头朝上30°或朝下30°，产生上升推力或下降推力，使得无人直升机爬升或下降飞行。

定速飞行动作：飞控板10同上输出角度定值作用于左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3使之产生向前或向后的平衡推力；作用于尾舵机17-4，控制无人直升机不摆动；作用于升降舵机17-1使无人直升机机头朝下10°或朝上10°，产生向前或向后的推力；作用于油门舵机17-5使发动机转速控制在8000转/分，使得无人直升机定速向前或向后飞行。

悬停动作：飞控板10同上输出角度定值作用于左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3、升降舵机17-1使之产生平衡力控制无人直升机保持机身不晃动；作用于尾舵机17-4控制无人直升机保护机头不摆动，使得无人直升机在空中悬停不动。

盘悬动作：飞控板10同上输出角度定值作用于左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3使之产生右倾10°（顺时针盘旋）或左倾10°（逆时针盘旋）向前或向后的平衡推力；作用于升降舵机17-1使无人直升机机头朝下10°，产生向前的推力，作用于尾舵机17-4使机头右偏或左偏（无人直升机盘旋直径取决于机头右偏或左偏的角度）；作用于油门舵机17-5使发动机转速控制在8000转/分，使得无人直升机在空中顺时针或逆时针转动顺时针：东——南——西——北。

结合图3，本发明小型无人直升机飞行控制系统的状态传感器单元实现自适应避障的过程为：激光测距传感器1和CCD摄像头2分别安装在托架21的左、右面上。在飞行过程中托架21处于0°位置（与机头方向相同）：

①飞控板定时采样激光测距传感器1及CCD摄像处理单元2-1的信号，一旦发现飞行前方如70米内有障碍物，中断请求信号板11CPU，通知飞行前方有障碍物，控制无人直升机悬停；

②控制托架21转至+85°位置（在机身上方），探测机身上方（如70米内）是否有障碍物，若无障碍物，控制无人直升机上升中断请求信号板11CPU得到飞行高度（约50米）后悬停，再控制托架21转至0°位置，探测机头前方有无障碍物，若无障碍物，中断请求信号板11通知飞行前方无障碍物，无人直升机继续向前飞行，若有障碍物则重复②过程；

③若探测机身上方有障碍物，则控制托架21转至0°位置，控制无人直升机悬停右转（采样电子罗盘7得到转向角度）90°，探测机头前方是否有障碍物，若无障碍物，控制无人直升机前行安全距离（如100米）后悬停左转90°，重复①过程；

④在③过程中，若探测机头前方有障碍物，则控制无人直升机悬停左转180°，探测机头前方是否有障碍物，若无障碍物，控制无人直升机前行安全距离（如100米）后悬停右转90°，重复①过程；

⑤在④过程中，若探测机头前方有障碍物，则控制无人直升机悬停右转90°，然后向后飞行安全距离（如50米）后悬停，重复②过程。

本发明小型无人直升机飞行控制系统的状态传感器单元实现降落避水面的原理为：激光光束射入水面会折射入水里，其回波很弱或反射回波的距离大于其实际距离从水底反射而超声波射入水面后大部分能量反射回来，其反射回的距离基本等于真实距离，利用这两个测距传感器对水面的反射波特性，就能判断被测面是否水面，降落避水面采用激光测距传感器值与超声波测距传感器值相比对的方法，无人机下方是水面的判断依据：L_超-L_激>K_降,L_激=激光测距输出值，L_超=超声波测距输出值，K_降=1米（在实验过程中选定）。

结合图4，本发明降落避水面过程为：无人直升机在下降过程中，激光测距传感器1探头处于-85°位置（探头向下），飞控板10定时采样超声波测距传感器3和激光测距传感器1的信号，若采不到超声测距传感器3的值，则无人直升机一直下降，一旦采样得到超声波测距传感器3的回波信号L_超，马上与激光测距传感器1的回波的信号L_激进行对比，若L_超-L_激＜K_降（K_降=1米），控制无人直升机降落，在L_超<10cm时，关闭发动机，无人直升机降落；若L_超-L_激>K_降，控制无人直升机悬停，使托架21转至+85°位置，探测机身上方有无障碍物，若无障碍物控制无人直升机上开到安全距离（如30米）后悬停，使托架21转至0°位置，探测机身前方有无障碍物，若无障碍物则控制无人直升机定速向前飞行安全距离（如100米的距离，飞行速度是定值，飞行时间决定飞行距离）后悬停使支架21转至-85°位置，控制无人直升机下降重复上述过程。

本发明小型无人直升机飞行控制系统的状态传感器单元实现姿态调整的原理为：电子罗盘7+方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3+俯仰/横滚角度传感器6+飞控板10上的CPU+升降舵机17-1/左副翼舵机17-2/右副翼舵机17-3/尾舵机17-4组成无人直升机姿态调整控制回路。本发明采用重量轻、价格低廉的磁阻式电子罗盘、MEMS角速率传感器、MEMS角度传感器，而不采用重量重、价格高的光纤陀螺。但磁阻式电子罗盘在无人直升机转向飞行或飞行速度快时，不能实时输出指北值，在慢稳速直线飞行时，其值是可信的；MEMS角度传感器受重力影响在有加速度情况下机身抖动、风力干扰、转弯、变速飞行时，其角度值不准，在慢稳速飞行时其值是可信的；MEMS角速率传感器由于受温度影响存在零位漂移，其长时间积分累加得到的角度值不准，但MEMS角速率传感器在有加速度或有干扰时，其积分累加值短时间内是可信的，若不断用真实值对MEMS角速率传感器积分累加值“清零”（使积分累加值=真实值），则在不同工作温度下、在有加速度或有干扰情况下飞行时MEMS角速率传感器积分累加值是可信的。

结合图5，本发明状态传感器单元实现姿态调整的过程为：飞控板10加电后，①设置周期为20-50ms（可以根据实际情况进行选取和调整）的积分定时器及3-6秒定时器，定时20-50ms采样方位/俯仰/横滚角速率传感器值，并积分20-50ms累加得到方位/俯仰/横滚飞行角度值，若监测到方位/俯仰/横滚角速率值在一段时间（如2-5秒）内变化＜1.5°时，可认为此时无人直升机处于稳态，而且电子罗盘值7、MEMS俯仰/横滚角度传感器6值是真实的，使方位飞行角度值S_A=电子罗盘7的值P_A，俯仰/横滚飞行角度值S_E/S_R=MEMS俯仰/横滚角度传感器6的值P_E/P_R，实现积分累加值“清零”，如此不断“清零”从而得到无人直升机的真实方位角度S_A、俯仰角度S_E、横滚角度S_R；

②定时（如3-6秒）中断请求信号板11得到飞行状态（如前进、后退、悬停、盘旋）、飞行航向角H_A（以大地正飞为0°，东南西北顺时针角度增大）及飞行高度差△H（无人直升机与航点轨迹的高度差）；

③定时（20-50ms）将方位积分值S_A与飞行航向角H_A进行比较，若△S=|S_A-H_A|>1°则控制尾舵机17-4使机头反向偏转△S角度，使得无人直升机始终沿飞行轨迹H_A飞行；若△S<1,则检测方位角速率传感器5-1有无输出，若方位角速率传感器5-1有输出，则控制尾舵机17-4与方位角速率传感器5-1值反向一个小角度，如此不断采样方位角速率传感器5-1值控制尾舵机17-4，使方位飞行角度与轨迹航向角度相等，达到飞行时航向平衡，同时消除机头晃动，实现“锁尾”；

④定时20-50ms根据飞行状态判断S_R值（如前进、后退、悬停S_R=0、顺时针盘旋S_R=10°、逆时针S_R=-10°），若S_R与飞行状态值不符，则控制左/右副翼舵机，使S_R与飞行状态值相符，若S_R与飞行状态相符，则检测横滚角速率传感器5-3值有无输出，若有输出，则控制左/右副翼舵机使机身与横滚角速率传感器15-3反向一个小角度；

⑤定时（如3-6秒）判断△H是否小于安全距离值，如30米，若△H>30米，则控制升降舵17-1使机头抬高30°或降低30°，使无人直升机按△H反方向爬升或下降至航向轨迹高度（△H=±30米）若△H<30米，定时（20-50ms）根据飞行状态判断S_E值（如前进、盘旋S_E=-10°、后退S_E=10°、悬停S_E=0°），若S_E与飞行状态不符，则控制升降舵机17-1使S_E值与飞行状态相符，若S_E相符，则检测俯仰传感器5-2值是否有输出，若有输出，则控制升降舵机使机头与俯仰角速率传感器5-2值反向一个小角度，如此不断采样俯仰/横滚角速率传感器值5-2、5-3使无人直升机飞行高度与飞行轨迹相符，同时控制升降/左、右副翼舵机17-1、17-2、17-3，使俯仰/横滚飞行角度与飞行状态的俯仰/横滚角度相等，同时使无人直升机飞行时机身平衡，消除机身抖动。

结合图9，本发明小型无人直升机飞行控制系统的状态传感器单元实现动力监测的过程为：油量传感器15+缸温传感器16组成无人直升机动力监测回路，信号板11加电后，定时（如3-6秒）采样油量传感器值15及缸温传感器16值并计算返程油量值，公式为：

（式中V_油=目前油量值，V_油初=飞行前油量值，V_油0=降落时最小油量值）。若地面控制终端19初始设置要求无人直升机在执行一系列事件后自主返航降落，信号板11CPU定时（如3-6秒）采样油量传感器15值通过上述公式计算得到当前油量若已处于临界油量

则立即中断通知飞控板10CPU，飞控板10CPU中止正在进行的飞行操作控制尾舵机17-4使无人直升机返航；若初始设置没有要求无人直升机自主返航，则信号板11CPU定时（如3-6秒）采样油量传感器15值，若检测V_油≤V_油0时，则立即中断通知飞控板10CPU，飞控板10CPU中止正在进行的飞行操作控制升降舵机17-1使无人直升机降落；信号板11CPU若采样缸温传感器16值V_缸>缸温极限值V_缸max，则立即中断通知飞控板10CPU，飞控板10CPU控制升降舵机17-1使无人直升机降落，以保护发动机不致于过热损坏。

结合图10和图12，本发明小型无人直升机飞行控制系统的状态传感器单元实现飞行高度控制的过程为：信号板11CPU定时（如3-6秒）采样GP8S及高度计值，将GPS8和高度计9值进行加权（H=0.4H_G+0.6H_高式中H=无人直升机高度，H_G=GPS输出的高度值，H_高=高度计输出的高度值）处理后得到飞行高度值H，将飞行高度值与预置轨迹高度值H₀相比，得到飞行高度差值△H（△H=H-H₀），信号板11CPU等待飞控板10CPU中断请求时将飞行高度差值△H传送给飞控板10CPU，飞控板10CPU控制升降舵机17-1，使无人直升机在预置的高度范围内飞行。

结合图10和图11，本发明小型无人直升机飞行控制系统的飞控板10控制飞行的过程为：

①定时（如20-50ms）采样方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3值并积分累加得到飞行角度S_A、S_E、S_R，并定时（如2-5秒）用稳态的电子罗盘7值、俯仰/横滚角度6值对方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3积分累加值S_A、S_E、S_R进行“清零”；

②定时（如3-6秒）中断请求信号板11CPU得到无人直升机航向角H_A、高度差△H，得到飞行状态（如前进、后退、悬停、盘旋、升降、返航）控制尾舵机17-4、左/右副翼舵机17-2、17-3、升降舵机17-1使飞行角度值S_A、S_E、S_R与航向角H_A，飞行状态俯仰、横滚角度值相等，控制升降舵机17-1使飞行高度与飞行轨迹高度相等（△H<30米）；

③定时（如20-50ms）利用方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3值形成负反馈回路/控制升降/左、右副翼/尾舵机17-1、17-2、17-3、17-4，使无人直升机姿态保护平衡且机身不晃动不抖动；

④定时（如2-5秒）采样激光测距传感器1及CCD摄像图像处理单元2-1值，判断飞行前方是否有障碍物，若有障碍物则避障飞行；

⑤下降时定时（如1-3秒）采样超声波传感器3值、激光测距传感器1值根据两个测距值的差值判断降落点是否为水面，若是水面则另选降落点，避水面降落；

⑥定时（如2-5秒）采样测速传感器14，一旦发现发动机转速低于其下限值（如6000转/分）时，确认发动机熄灭，并中断请求信号板10CPU获取无人直升机高度，当无人直升机高度在100米～300米之间发出开伞指令开伞指令通过飞控板蓝牙模块10-1通知降落伞盒蓝牙模块4-2打开降落伞使无人直升机缓慢下降；

⑦定时（如2-5秒）采样测速传感器14，调节油门舵机17-5使发动机在自适应飞行过程中转速控制在8000转/分钟左右；

⑧飞控板10与信号板11之间采用中断请求方式联系，数据通过串口方式传输，飞控板10定时（如3-6秒）中断请求从信号板11获得预置的飞行参数（如航向值、高度差值、飞行/悬停、盘旋、返航、降落），同时飞控板10输出方位/俯仰/横滚飞行角度值S_A、S_E、S_R及飞行避降情况给信号板11；

⑨在遥控模式下，通过遥接收机13，按地面遥控器20指令控制升降舵机17-1、左副翼舵机17-2、右副翼舵机17-3、尾舵机17-4、油门舵机17-5工作。

结合图12和图13，本发明小型无人直升机飞行控制系统的信号板11产生飞行轨迹的过程为：

①信号板11与数传电台12采用串口通信方式，无人直升机在起飞前，通过数传电台12接收地面控制终端19的飞行参数指令（如航点的经/纬度、飞行高度、是否悬停/悬停时间、是否盘旋/盘旋时间、是否返航、降落点经/纬度），并将飞行参数指令存贮在信号板11CPU内，（CPU可存贮100个航点的飞行参数），CPU根据飞行轨迹各航点的经/纬度值计算得到无人直升机的飞行航向值H_A；

②无人直升机在自适应或遥控状态飞行过程中，在数传电台12作用范围内，信号板11CPU接收地面控制终端19的新飞行参数指令并修改已预存的飞行参数；

③信号板11CPU定时（如3-6秒）将无人直升机状态信息（如经/纬度、航向、高度、是否悬停、是否盘旋、是否降落、油量、发动机缸温、俯仰/横滚飞行角、飞行前方是否有障碍、发动机转速）通过数传电台12传送给地面控制终端19；

④信号板11CPU定时（如3-6秒）采样油量传感器值15并根据预置的飞行指令，计算油量（公式为：

是否支持返航，若油量告警立即以中断方式通知飞控板10CPU，飞控板10CPU控制升降舵机17-1或尾舵机17-4使无人直升机降落或返航；

⑤信号板11CPU定时（如3-6秒）采样缸温传感器16，若缸温传感器16值超限告警，立即以中断方式通知飞控板10CPU，飞控板10CPU控制升降舵机17-1，使无人直升机下降；

⑥信号板11CPU定时（如3-6秒）采样GPS8经度/纬度/高度值，采样高度计9值，将GPS8高度值40%+高度计9值60%得到无人直升机飞行高度值与存贮在信号板11CPU内的预设飞行轨迹高度值进行计算，得到无人直升机高度差值△H，在收到飞控板10中断请求时，将航向角H_A、高度差值△H、是否悬停、是否盘旋、是否返航、是否降落信息发送给飞控板10CPU；

⑦信号板11CPU定时（如3-6秒）中断请求飞控板10CPU，得到方位/俯仰/横滚飞行角度S_A、S_E、S_R发动机转速V_转及是否遇障信息。

结合图14，本发明小型无人直升机飞行控制系统的地面控制终端19与遥控器20组成地面控制单元，其工作过程为：地面控制终端19内置地面数传电台19-1，终端软件（终端软件在PC Windows平台上，基于Visual C++6.0环境下开发）嵌入电子地图软件，地面控制终端19的终端显示器显示电子地图界面：

①操作者在电子地图界面上用鼠标点击无人直升机的飞行轨迹，终端软件自动生成轨迹航点的经/纬度（控制软件支持100个航点坐标，可以根据需要确定），在各航点处设置飞行参数（如飞行高度、是否悬停/悬停时间、是否盘旋/盘旋时间、是否返航、是否降落），并将这些飞行参数通过地面数传电台19-1发送至无人直升机上数传电台12，数传电台12传输给信号板11CPU；

②在自适应或遥控状态飞行过程中，在地面数传电台19-1作用范围内，地面控制终端19可以修改飞行轨迹并将新轨迹参数通过地面数传电台19-1发送至信号板11CPU，同时通过地面数传电台19-1接收并显示信号板11CPU传送的无人直升机飞行状态信息（如经/纬度、高度、是否悬停、是否盘旋、是否降落、油量、是否遇障、飞行方位/俯仰/横滚角度、发动机转速、缸温）；

③遥控器采用目前常用的航模遥控器，当地面控制终端19设置成遥控飞行状态时，无人直升机的飞行由操作者操作遥控器控制，但地面控制终端19仍定时显示无人直升机的飞行状态信息，飞控板10CPU仍定时（如2-5秒）采样测速传感器14，一旦发现发动机26转速低于其下限值时，表明发动机26空中熄火，飞控板10CPU发出开伞指令，降落伞仍然会自动打开，帮助操作者使无人直升机缓慢降落，使损失最小。

实施例

参见图1，本发明小型无人直升机飞行控制系统能够实现避障飞行；降落避水面；飞行姿态自适应控制；动力监测；发动机熄火自动开伞；飞控板控制飞行；信号板产生飞行轨迹；地面控制单元的终端显示屏电子地图界面上设置、显示飞行参数等功能。具体内容如下。

1、避障飞行

本发明CCD摄像头2及图像处理单元2-1采用成熟技术。本发明的激光测距传感器1选用：测量精度1cm，测量距离70米，工作温度-25℃～+55℃，动态（运动速度<10米/秒）连续测量响应时间<1.2秒，串口码率19200b/秒，供电DC9-30v，重量130克。参照图2将激光测距传感器1及CCD摄像头2固定在可±90°转动的托架21上，托架21与机头方向一致时为0°，机身上方为+90°，机身下方为-90°，与直升机机头方向相同的方向为右，在托架21右侧面安装一个托架齿轮21-1，左侧面对应位置安装一个圆板21-2，将2个轴承21-31、20-32分别嵌入托架齿轮21-1，圆板21-2中心内，在无人直升机主干骨架22前部固定2个轴21-41、21-42且使2个轴21-41、21-42分别插入轴承21-31、21-32内；托架舵机21-5固定在主干骨架22上，托架舵机21-5轴上安装舵机齿轮21-6，舵机齿轮21-6与托架齿轮21-1齿数相同且互相啮合，托架舵机21-5受飞控板控制。避障飞行时将激光测距传感器1设置成连续测量输出方式，激光探头与机头方向一致，飞控板10CPU定时（2秒）从串口读取激光测距传感器1的值及CCD摄像处理单元2-1的值，若测到机头前方30～70米有障碍物，控制无人直升机悬停，执行飞行避障程序，其飞行避障程序流程见图3，飞行避障策略是：先上→后右→再左→最后退，按此避障策略，执行飞行避障程序，就能控制无人直升机绕开障碍物，实现避障飞行。

2、降落避水面

本发明的超声波测距传感器3选用：测量精度1cm，测量距离15米，工作温度-25℃～+55℃，动态（运动速度<3米/秒）连续测量响应时间<1秒，串口码率19200b/秒，供电DC9-30v,重量160克。超声波测距传感器3安装在无人直升机主干骨架22的中部下方，其探头朝下，超声波测距传感器3选择连续输出方式。无人直升机降落时，飞控板10CPU定时（1秒）从串口读取超声波传感器3的值，若测到机身下方有回波信号值L_超时，再从串口读取激光测距传感器1的值，若无回波值或回波值L_超-L_激＞K_降（L_超=1左右，试验决定）表明无人直升机下方是水面，控制无人直升机悬停，执行降落避水面程序，其降落避水面程序流程见图4，执行降落避水程序就能使无人直升机降落时避开水面降落。

3、飞行姿态自适应控制

本发明采用价格低廉的GPS（型号RISE-GPS-MOH）、气压式高度计（型号MPL3115A2）、磁阻式电子罗盘（型号DCM250）、MEMS俯仰/横滚角度传感器（型号SCA320）、MEMS方位/俯仰/横滚角速率传感器（型号MEV50C）作为飞行姿态敏感元件。见图5，飞行姿态自适应控制程序流程为：飞控板10加电后，CPU设置20ms定时器，在飞行过程中，①定时（20ms）定时采样方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3的值并积分累加得到方位/俯仰/横滚飞行角度值S_A、S_E、S_R，在2秒时间内，若采样的方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3的值变化<1.5°，从串口读电子罗盘7值，使方位飞行角度值=电子罗盘7值，采样俯仰/横滚角度传感器6值，使俯仰/横滚飞行角度值=俯仰/横滚角度传感器6值；②定时20ms将飞行方位角度值S_A与飞行航向角H_A进行比较，控制尾舵机17-4使△S_A=︱S_A-H_A︱<1°控制无人直升机沿飞行轨迹飞行，若△S_A<1°，则检测方位角速率传感器5-1值VGA有无输出，方位角速率传感器5-1值V_GA（V_GA>0,无人直升机按东→南→西→北顺时针旋转，V_GA＜0逆时针旋转），若∣V_GA∣>V_GA0（V_GA0=0.5°/秒），则控制尾舵机17-4向V_GA相反的方向转动一个小角度，使无人直升机按V_GA相反方向旋转，如此不断采样V_GA，控制尾舵机17-4使无人直升机飞行时达到航向平衡，同时消除机头晃动，实现“锁尾”；③定时20ms根据飞行状态，判断S_R（前进、后退、悬停S_R=0°、顺时针盘旋S_R=+10°，逆时针盘旋S_R=-10°），若S_R值与飞行状态横滚值不符，则控制左/右副翼舵机17-2、17-3使S_R=飞行状态横滚值，若△S_R=︱S_R-飞行状态横滚值︱<1°则检测横滚角速率传感器5-3值V_GR有无输出；（V_GR>0，机身向右倾斜，V_GR<0，机身向左倾斜），若︱V_GR︱>V_GR0（V_GR0=0.5°/秒）则控制左/右副翼舵机17-2、17-3按V_GR相反方向转动一个小角度，使无人直升机机身按V_GR相反方向旋转；④定时（3秒）根据△H（飞行高度差值、信号板11输入），控制升降舵机17-1按△H相反方向转动一个角度，使无人直升机机头向上30°（上升）或向下30°（下降），控制无人直升机使△H<30米。若△H<30米（定时20ms）根据飞行状态，判断飞行俯仰角度值S_E（前进、盘旋S_E=-10°、后退S_E=+10°、悬停S_E=0°）若S_E与飞行状态俯仰值不符，则控制升降舵机17-1使△S_E=︱S_E-飞行状态横滚值︱<1°，若△SE<1°,则检测俯仰角速率传感器5-2值VGE，（V_GE＞0，无人直升机机头向上运动，V_GE<0，机头向下运动），若︱V_GE︱>V_GE0（V_GE0=0.5°/秒），则控制升降舵机17-1按V_GE相反方向转一个小角度，使无人直升机机头按V_GE相反方向旋转，如此不断采样V_GE/V_GR控制升降/左/右副翼舵机17-1、17-2、17-3，达到飞行时姿态平衡，消除机身抖动。

4、动力监测

4.1油量监测

本发明选用压力式油量传感器（型号：PTH-708C-0.5Mh₂o），重量120克，油量传感器串口输出,码率19200b/秒。参照图9，将油量传感器15固定在无人直升机右油箱25的侧面，用一软管将右油箱25底部与油箱传感器15底部相连通，油量传感器15实时反映右油箱25的剩油状态，油量传感器15输出与信号板11相连。无人直升机在自适应飞行过程中，信号板11CPU定时3秒读取油量传感器15的值，根据自适应飞行轨迹参数要求解算无人直升机返程油量，返程油量要满足：

（式中V_油=目前油量值，V_油初=飞行前油量值，V_油0=降落时最小油量值），若地面控制终端设置无人直升机需要返航降落，信号板11CPU一旦监测到目前油量已过临界值，立即中断通知飞控板10CPU，不论无人直升机是否完成预定的任务，立即按原程径返航降落。

4.2.缸温监测

本发明发动机缸温传感器16采用热敏电阻，无人直升机在自适应飞行过程中，信号板11CPU定时（3秒）采样缸温传感器16的值，一旦发现采样的值>缸温极限值，立即中断通知飞控板10CPU使无人直升机降落，保护发动机。

5、发动机熄火开伞

本发明选用霍尔开关作为测速传感器14将磁钢片作为测速传感器探头14-1固定在无人直升机发动机轴27上，霍尔开关固定在发动机26外壳上，当磁钢与霍尔开关相近时，霍尔开关为“1”，否则为“0”，将降落伞盒4固定在无人直升机的芯轴23正上方，见图7，若无人直升机无芯轴机构，要对无人直升机主轴结构进行改造，加装芯轴以便安装降落伞盒。参照图6：将伞电池4-1、伞蓝牙模块4-2安装在降落伞盒4的底部；将伞弹簧4-4两端分别固定在弹簧垫板4-3、伞垫板4-5上，将弹簧垫板4-3放在伞电池4-1上方；将引导伞4-7与伞4-8用一根尼龙绳相连，主伞4-8用两个尼龙绳固定在降落伞盒4内壁上，将引导伞4-7、主伞4-8折叠后放在伞垫板4-5上方；将伞电源开关4-6安装在降落伞盒4外壁下方；将降落伞盒盖板4-9用盒盖弹簧4-10与降落伞盒4上壁边沿相连；将电磁锁锁扣4-12固定在降落伞盒上壁边沿，将电磁锁4-11固定在降落伞盒盖板4-9内面，降落伞盒盖板4-9与降落伞盒4合上后，电磁锁4-11的锁舌4-13插入电磁锁锁扣4-12内，电磁锁4-11吸合受伞蓝牙模块4-2控制，电磁锁4-11吸合后，锁舌4-13从锁扣4-12内拔出。无人直升机起飞前闭合伞电源开关4-6，伞蓝牙模块4-2加电，无人直升机在自适应或遥控状态飞行中，飞控板10CPU采用中断方式将测速传感器14，霍尔传感器的“1”进行累加，定时2秒检查测速传感器的“1”累加数，若检测到“1”的累加数<50，表明发动机25空中熄火，立即中断请求信号板11CPU，判断无人直升机高度是否在100米～300米之间，若是立即通过飞控板10上开伞蓝牙模块10-1发出开伞指令，降落伞盒4内伞蓝牙模块4-2接收到开伞命令，立即使电磁锁4-11吸合，锁舌4-13从锁扣4-12内拔出，降落伞盒盖板4-9在盒盖弹簧4-10的弹力下自动打开，引导伞4-7、主伞4-8由于伞弹簧4-4的弹力而自动抛出，在大气压作用下，引导伞4-7带动主伞4-8展开，见图8，在主伞4-8的牵引下，无人直升机缓慢降落，保证了无人直升机落地时安全。

6、飞控板实现

本发明飞控板10CPU采用RAM单片机（型号为：LPC1768，工作主频80M，片内FLASH512K,片内RAM64K，4个串口，8路12位A/D变换，6路PWM输出，32个I/O口），飞控板10上集成有232扩展口、脉冲整形电路、模拟信号放大电路、手摇/自动切换电路、串口通信模块、舵机驱动电路和电源管理模块。参照图10将激光测距传感器1232串口、CCD摄像处理单元2-1（232串口）、超声波测距传感器3（232串口）、俯仰/横滚角度传感器6（模拟口）、电子罗盘7（232串口）、遥控接收机（型号：R6008HS）13（I/O口）、霍尔开关测速传感器14（I/O口）、锂/鎳氢电池（8v-4000mAh/8v-45000mAh）18-1,18-2、升降/左副翼/右副翼/尾/油门/托架舵机（型号S9157）17-1,17-2,17-3,17-4,17-5,21-5（PWM口）、信号板11（232串口）与飞控板10相连，将方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1,5-2,5-3（模拟口）及蓝牙模块10-1焊接在飞控板10上，其中锂电池18-1给飞控板10及传感器供电，鎳氢电池18-2给舵机供电。见图11，飞控板程序流程为：飞控板CPU加电后，设置232串口码率为19200bit/秒，①启动20ms定时器，采样方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1,5-2,5-3并进行累加积分得到方位/俯仰/横滚飞行角度值S_A、S_E、S_R并通过电子罗盘7值、俯仰/横滚角度传感器6值对S_A、S_E、S_R进行清零“校准”，见第3部分；②定时（20ms）将飞行角度值S_A、S_E、S_R与飞行航向角H_A、飞行状态俯仰角度值、飞行状态横滚角度值进行比较，控制升降/左/右副翼/尾舵机17-1、17-2、17-3、17-4使△S_A、△S_E、△S_R<1°;③定时（20ms）判断方位/俯仰/横滚角速率传感器5-1、5-2、5-3值V_GA、B_GE、V_GR是否有输出，若其输出值︱V_GA︱、︱V_GE︱、︱V_GR︱>V_GA0、V_GE0V_GR0（V_GA0、V_GE0V_GR0=0.5°/秒）控制升降/左/右副翼/尾舵机17-1、17-2、17-3、17-4使无人直升机机头或机身反V_GA、V_GE、V_GR转动一个小角度，使无人直升机不晃动，不抖动，见第3部分；④定时（3秒）判断△H是否<30米，若△H>30米则控制升降舵机17-1使无人直升机按△H反方向转动30°使无人直升机爬升或下降。飞控板10CPU按①、②、③、④流程对飞行姿态进行自适应控制；⑤定时（2秒）从串口读取激光测距传感器1及CCD摄像处理单元2-1的值，控制无人直升机避障飞行，见第1部分；⑥采用中断方式累加测速传感器（如霍尔开关）14“1”个数，定时（2秒）检测“1”累加值，判断发动机是否熄火，实现发动机熄火自动开伞，见第5部分；⑦定时（2秒）检测测速传感器14“1”累加值，判断发动机转速是否在7500～8000转/分钟，控制油门舵机17-5使发动机恒速转动；⑧无人直升机降落时定时（如1秒）从串口读取超声波测距传感器3，激光测距传感器1的值，控制无人直升机降落避水面，见第2部分；⑨定时3秒中断请求信号板11CPU得到飞行轨迹参数（是否遥控状态飞行、航向角H_A、高度差△H、是否悬停、是否盘旋、是否返航、是否降落）并将飞行状态参数（方位/俯仰/横滚飞行角度S_A、S_E、S_R、发动机转速V_转、是否避障）传送给信号板11CPU；⑩无人直升机在遥控状态下飞行，飞控板不执行上述①、②、③、④、⑤、⑦、⑧程序，无人直升机飞行由地面操作人员通过遥控接收机13进行控制。

7、信号板实现

本发明信号板11CPU采用RAM单片机（型号：LPC1768，工作主频80M,片内FLASH512K,片内RAM64K,4个串口，8路12位A/D变换，6路PWM输出，100个I/O口），信号板11上集成有串口通信模块、模拟信号放大电路和电源管理模块。参照图12，将GPS8（232串口）、气压式高度计9（I²C总线）、油量传感器15（485串口）、数传电台12（型号MaxStream，232串口）、缸温传感器（热敏电阻）16（模拟口）、锂电池18-1、飞控板10（232串口）与信号板11相连。见图13，信号板程序流程为：信号板11CPU加电后，设置串口码率为19200bit/秒，①通过数传电台12将地面控制终端19发送的无人直升机飞行轨迹参数（是否遥控状态、航点经/纬度、高度、是否悬停/悬停时间、是否盘旋/盘旋时间、是否返航、降落点经/纬度）存贮在信号板11CPU片内RAM中；②将相邻两航点连成直线解算得到该航点的航向角值H_A；③定时（3秒）将无人直升机状态信息（经/纬度、飞行方位/俯仰/横滚角度值S_A、S_E、S_R、是否悬停、是否盘旋、油量V_油、缸温V_缸、飞行前方是否有障碍物、发动机转速V_转）通过数传电台12传送给地面控制终端19；④实时通过数传电台12接收地面控制终端19的飞行轨迹更改命令；⑤定时（3秒）从串口读取油量传感器15的值V_油，解算油量是否支持返程，见第4部分；⑥定时3秒采样缸温传感器16值V_缸，一旦发现V_缸值>缸温极限值，立即中断通知飞控板10CPU使无人直升机降落，检查故障，保护发动机；⑦定时3秒从串口读取GPS7经/纬/高度值，从I²C口读取气压式高度计9值，将GPS8高度值的40%与气压式高度计9高度值的60%相加得到无人直升机飞行高度值H，将H与预置轨迹的航点高度H₀值相比较，得到无人直升机飞行高度差值△H△H=H-H₀；⑧实时响应飞控板10的中断请求，将航向角H_A、高度差值△H、是否悬停、是否盘旋、是否返航、是否降落信息通过串口传送给飞控板10；⑨定时3秒中断请求飞控板10CPU,得到飞行方位/俯仰/横滚角度S_A、S_E、S_R，发动机转速V_转及是否遇障信息。

1.1.8地面控制终端实现

本发明地面控制终端19采用目前通用型笔记本电脑，地面数传电台（型号：MaxStream）19-1及遥控器（型号：10CAP/10CHP/10CP）20，遥控器是目前航模通用的设备，地面数传电台19-1与无人直升机上数传电台12相同组成无线通信通道，遥控器20与无人直升机上遥控接收机13组成遥控器指令通信通道，将笔记本电脑与地面数传电台19-1用串口连接，地面控制终端软件嵌入电子地图软件，终端软件在PC Windows平台上基于VisualC++6.0环境下开发。地面控制终端19操作程序流程见图14，地面控制终端19加电后，显示电子地图界面，①操作者选择自动飞行/遥控器飞行，若选择遥控器飞行，操作遥控器20控制无人直升机；②若选择自动飞行，操作者用鼠标在电子地图界面上点击飞行轨迹航点位置，地面控制终端软件自动生成航点经/纬度坐标，地面控制终端软件支持100个航点，在轨迹的航点上设置轨迹飞行参数（高度、是否悬停/悬停时间、是否盘旋/盘旋速度、是否返航、是否降落），通过地面数传电台19-1及机上数传电台12将上述各航点的经/纬度坐标及轨迹飞行参数传送给信号板11CPU;③无人直升机在飞行过程中（自动飞行或遥控飞行），在数传电台12/19-1有效作用范围内，地面控制终端19每隔3秒收到无人直升机信号板11CPU通过机上数传电台12传送来的无人直升机状态信息（经/纬点、高度、是否悬停、是否盘旋、是否遇障、是否降落、飞行方位/俯仰/横滚角度、发动机转速、缸温、油量）并将这些信息显示在电子地图界面上，其中以一个小飞机图样代表无人直升机，根据接收到的无人直升机经/纬度参数在电子地图相对应的经/纬度位置上显示小飞机图样；④无人直升机在飞行过程中（自动飞行或遥控器飞行），在数传电台12/19-1有效作用范围内，操作者可以在地面控制终端19上切换飞行模式（自动飞行/遥控飞行）；⑤无人直升机在自动飞行过程中，在数传电台12/19-1有效作用范围内，操作者可以在地面控制终端19上修改飞行轨迹参数并通过数传电台12/19-1传给信号板11CPU。

Claims (6)

1.一种小型无人直升机飞行控制系统，其特征在于包括飞行执行单元、状态传感器单元、降落伞单元、飞行控制单元、地面控制终端及遥控器单元，飞行执行单元包括升降舵机（17-1）、左副翼舵机（17-2）、右副翼舵机（17-3）、尾舵机（17-4）、油门舵机（17-5）、右油箱（25）、发动机（26）、舵机电池（18-2）；状态传感器单元包括激光测距传感器（1）、CCD摄像头（2）、图像处理单元（2-1）、超声波测距传感器（3）、方位角速率传感器（5-1）、俯仰角速率传感器（5-2）、横滚角速率传感器（5-3）、俯仰/横滚角度传感器（6）、电子罗盘（7）、GPS（8）、高度计（9）、测速传感器（14）、油量传感器（15）、缸温传感器（16）；降落伞单元由降落伞盒（4）组成；飞行控制单元包括飞控板（10）、飞控板蓝牙模块（10-1）、信号板（11）、数传电台（12）、遥控接收机（13）和控制电池（18-1）；托架（21）、数传电台（12）安装在无人直升机主干骨架（22）的前部，飞控盒（24）、右油箱（25）、发动机（26）安装在主干骨架（22）的中部，超声波测距传感器（3）安装在主干骨架（22）的中后部，其探头朝下，电子罗盘（7）、GPS（8）安装在主干骨架（22）的后部，降落伞盒（4）安装在无人直升机芯轴（23）的一端正上方，无人直升机芯轴（23）的另一端与主干骨架（22）连接；激光测距传感器（1）、CCD摄像头（2）安装在托架（21）上；方位角速率传感器（5-1）、俯仰角速率传感器（5-2）、横滚角速率传感器（5-3）、飞控板蓝牙模块（10-1）分别焊接在飞控板（10）上，高度计（9）焊接在信号板（11）上；图像处理单元（2-1）、遥控接收机（13）、飞控板（10）、信号板（11）、俯仰/横滚角度传感器（6）、控制电池18-1、舵机电池（18-2）安装在飞控盒（24）内；油量传感器（15）安装在右油箱（25）的侧面；缸温传感器（16）安装在发动机（26）外壳上；测速传感器探头（14-1）安装在发动机轴（27）上，测速传感器（14）安装在发动机（26）外壳上；与直升机机头方向相同的方向为左，左副翼舵机（17-2）、右副翼舵机（17-3）安装在无人直升机主轴（23-2）的前后两侧，升降舵机（17-1）安装在无人直升机主轴（23-2）的左或右侧，尾舵机（17-4）安装在无人直升机尾部，油门舵机（17-5）安装在发动机（26）旁；无人直升机主轴（23-2）与机翼（23-3）相连，无人直升机芯轴（23）通过轴承（23-1）与无人直升机主轴（23-2）连接。

2.根据权利要求1所述的小型无人直升机飞行控制系统，其特征在于与直升机机头方向相同的方向为左，托架（21）左侧面安装一个托架齿轮（21-1），托架（21）右侧面安装一个圆板（21-2），托架齿轮（21-1）的中心嵌入第一轴承（21-31），圆板（21-2）的中心嵌入第二轴承（21-32），第一、二轴（21-41、21-42）插入各自的第一、二轴承（21-31、21-32）中，两个轴（21-41、21-42）分别固定在主干骨架（22）的前部，托架舵机（21-5）固定在主干骨架（22）的前部，托架舵机（21-5）轴上安装一个齿数与托架齿轮（21-1）齿数相同的舵机齿轮（21-6），托架齿轮（21-1）和舵机齿轮（21-6）互相啮合，托架舵机（21-5）受飞控板（10）控制，托架（21）在0°位置与机头方向一致，机身正上方为+90°，机身正下方为-90°。

3.根据权利要求1所述的小型无人直升机飞行控制系统，其特征在于降落伞盒（4）固定在无人直升机芯轴（23）的正上方， 伞电池（4-1）、伞蓝牙模块（4-2）安装在降落伞盒（4）的底部，在伞电池（4-1）上方安装一块弹簧垫板（4-3），伞弹簧（4-4）固定在弹簧垫板（4-3）上方，伞弹簧上方固定一块伞垫板（4-5），伞电源开关（4-6）固定在降落伞盒（4）的外壁下方，引导伞（4-7）与主伞（4-8）用尼龙绳相连，主伞（4-8）用尼龙绳与降落伞盒（4）内壁相连，引导伞（4-7）、主伞（4-8）折叠后放在伞垫板（4-5）的上方，降落伞盒盖板（4-9）用盒盖弹簧 （4-10）与降落伞盒（4）上壁边沿相连，电磁锁（4-11）固定在降落伞盒盖板（4-9）内壁，电磁锁（4-11）受伞蓝牙模块（4-2）控制，电磁锁锁扣（4-12）固定在降落伞盒（4）的上壁边沿，电磁锁（4-11）的锁舌（4-13）插入电磁锁锁扣（4-12）内，电磁锁（4-11）吸合时，锁舌（4-13）从锁扣（4-12）中拔出。

4.根据权利要求1所述的小型无人直升机飞行控制系统，其特征在于油量传感器（15）固定在右油箱（25）外侧，而且右油箱（25）底侧部用一软管与油量传感器（15）连通，油量传感器（15）与飞控板（10）相连。

5.根据权利要求1所述的小型无人直升机飞行控制系统，其特征在于飞控板（10）包括第一ARM单片机、脉冲整形电路、模拟信号放大电路、手摇/自动切换电路、串口通信模块、舵机驱动电路和电源管理模块，飞控板蓝牙模块（10-1）、激光测距传感器（1）、CCD摄像处理单元（2-1）、电子罗盘（7）、信号板（11）分别通过串口通信模块与第一ARM单片机相应的串口连接；超声波测距传感器（3）、俯仰/横滚角度传感器（6）、方位角速率传感器（5-1）、俯仰角速率传感器（5-2）、横滚角速率传感器（5-3）为模拟口分别通过模拟信号放大电路与第一ARM单片机相应的A/D接口连接；遥控接收机（13）分别与脉冲整形电路、手摇/自动切换电路连接，测速传感器（14）通过该脉冲整形电路与第一ARM单片机的脉冲捕获接口连接；第一ARM单片机的PWM口与手摇/自动切换电路连接；升降舵机（17-1）、左副翼舵机（17-2）、右副翼舵机（17-3）、尾舵机（17-4）、油门舵机（17-5）、托架舵机（21-5）分别与舵机驱动电路连接，该舵机驱动电路与手摇/自动切换电路连接；控制电池（18-1）、舵机电池（18-2）与电源管理模块连接，该电源管理模块给飞行执行单元、状态传感器单元供电。

6.根据权利要求1所述的小型无人直升机飞行控制系统，其特征在于信号板（11）包括第二ARM单片机、串口通信模块、模拟信号放大电路，GPS（8）、油量传感器（15）、数传电台（12）、飞控板（10）分别通过串口通信模块与第二ARM单片机相应的串口连接，缸温传感器（16）通过模拟信号放大电路与第二ARM单片机A/D口连接，高度计（9）与第二ARM单片机I2C口连接。

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