CN104635743A - 一种高速无人机超低空全程自主飞行控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高速无人机超低空飞行控制系统，其特征在于：包括姿态信息传感模块、高度信息传感模块、航向信息传感模块和定位信息传感模块，采集模块的采集信号端分别连接姿态信息传感模块、高度信息传感模块、航向信息传感模块和定位信息传感模块的输出端，采集模块的信号输出端连接主控模块和通信模块的输入端，主控模块的输出端连接输出模块，主控模块的通信端口连接通信模块，主控模块的供电端连接电源管理模块，主控模块的动力控制端连接发动控制模块，主控模块的开关信号端连接开关控制模块连接，输出模块的控制端连接执行模块的输入端，输出模块的输出端连接通信模块。

Description

一种高速无人机超低空全程自主飞行控制系统

技术领域

本发明涉及无人机超低空飞行控制技术领域，尤其涉及一种高速无人机超低空全程自主飞行控制系统。 

背景技术

目前，高速无人机由于高度控制精度低而均不能进行超低空飞行。无人机在飞行高度上的划分没有国家具体标准，一般情况下，以海平面为基准线，在300m高空以上属于常规高度飞行；在50m—20m范围属于低空飞行；在20m以下属于超低空飞行。现有的无人机在超低空飞行状态下，不能精确控制飞行高度，不能平稳地在20m以下进入超低空飞行状态，而且自主化程度较低，内外场准备时间长；操纵复杂，对飞行操纵人员要求较高，故障率高，严重影响和制约了无人机的推广应用。 

发明内容

本发明的目的是提供一种高速无人机超低空全程自主飞行控制系统，能够控制无人机在高速超低空状态下，自主启动、自主爬升、自主进入预设定航线飞行，并在完成飞行后自主回收，达到全程自主飞行。 

本发明采用的技术方案为： 

一种高速无人机超低空飞行控制系统，包括姿态信息传感模块、高度信息传感模块、航向信息传感模块和定位信息传感模块，采集模 块的采集信号端分别连接姿态信息传感模块、高度信息传感模块、航向信息传感模块和定位信息传感模块的输出端，采集模块的信号输出端连接主控模块和通信模块的输入端，主控模块的输出端连接输出模块，主控模块的通信端口连接通信模块，主控模块的供电端连接电源管理模块，主控模块的动力控制端连接发动控制模块，主控模块的开关信号端连接开关控制模块连接，输出模块的控制端连接执行模块的输入端，输出模块的输出端连接通信模块。 

所述的姿态信息传感模块包括检测无人机俯仰/倾侧姿态角的垂直陀螺仪和检测无人机俯仰/倾侧姿态角速率的角速率陀螺仪。 

所述的高度信息传感模块包括采集绝对高度的无线电高度计和采集气压高度的半导体硅压阻式气压高度传感器。 

所述的航向信息传感模块包括三轴磁航向传感器。 

所述的定位信息传感模块包括传输无人机经纬度的GPS接收机。 

所述的执行模块包括控制纵向姿态的升降舵机和控制横向姿态的副翼舵机。 

所述的发动控制模块包括发动机，温度传感器和发动机转速传感器输入端连接发动机，温度传感器和发动机转速传感器输出端连接发动机主控模块的信号输入端，发动机主控模块的输出端连接主控模块。 

本发明利用多个高精度传感器采集信息，将信息发送给飞行控制器，经由飞行控制器程序计算，设定全程自主飞行模式，再由执行机 构完成全程自主飞行动作，能够在无人遥控的状态下，精确的计算航线，完成高速超低空飞行，减少人员操作，提高智能控制。 

附图说明

图1为本发明的电路原理框图； 

图2为本发明的三维程控飞行示意图； 

图3为本发明的三维程控方框原理图； 

图4为本发明的纵向通道控制原理图； 

图5为本发明的横向通道控制原理图； 

图6为本发明的高度通道控制原理图； 

图7为本发明的航向通道控制原理图； 

图8为本发明的航迹通道控制原理图； 

图9为本发明的流程图。 

具体实施方式

如图1、2所示，本发明包括姿态信息传感模块、高度信息传感模块、航向信息传感模块和定位信息传感模块，采集模块的采集信号端分别连接姿态信息传感模块、高度信息传感模块、航向信息传感模块和定位信息传感模块的输出端，采集模块的信号输出端连接主控模块和通信模块的输入端，主控模块的输出端连接输出模块，主控模块的通信端口连接通信模块，主控模块的供电端连接电源管理模块，主控模块的动力控制端连接发动控制模块，主控模块的开关信号端连接开关控制模块连接，输出模块的控制端连接执行模块的输入端，输出模块的输出端连接通信模块。执行模块包括控制纵向姿态的升降舵机 和控制横向姿态的副翼舵机，姿态信息传感模块包括检测无人机俯仰/倾侧姿态角的垂直陀螺仪和检测无人机俯仰/倾侧姿态角速率的角速率陀螺仪，高度信息传感模块包括采集绝对高度的无线电高度计和采集气压高度的半导体硅压阻式气压高度传感器，航向信息传感模块包括三轴磁航向传感器，定位信息传感模块包括传输无人机经纬度的GPS接收机，发动控制模块包括发动机，温度传感器和发动机转速传感器输入端连接发动机，温度传感器和发动机转速传感器输出端连接发动机主控模块的信号输入端，发动机主控模块的输出端连接主控模块。 

超低空飞行方案 

超低空飞行控制方案在原HS-120高速无人机平面二维程控自主飞行的基础上，加入高度、发动机油门控制，并在超低空飞行阶段高度数据由无线电高度表作基准校正改进而成。 

①高度组合控制改造方案 

根据合同要求，全航程段采用程控飞行控制方式，为了保证超低空飞行高度的准确性，拟采用气压式高度传感器和无线电高度表结合控制方式。 

采用气压高度传感器在定高控制方面具有非常高的可靠性和稳定性，能保证飞机无论在中空、低空、超低空上都有较好的定高精度。通过B-75低速无人机的超低空飞行试验，在飞行高度为20米时，利用气压高度传感器输出的高度信号作为飞行控制器的定高飞行控制参量，定高高度（飞机的实际飞行高度与期望飞行高度的差值）精度 误差在1米以内。充分说明了气压高度传感器能为飞控器定高飞行控制提供精确的高度误差量。 

无线电高度表在测量飞机的实际高度上有非常高的精度，低空测量误差在0.6米范围内。因此，我们将两种传感器结合使用，利用无线电高度表测量的高度值标定无人机的实际飞行高度，用气压高度传感器测量的高度值作为无人机的高度控制信号，这样既能满足了测量真实高度的要求，又可以达到定高控制精度的要求。 

为了使无人机能够满足掠海20米高度超低空飞行的需求，靶用型无人机采用无线电高度表和气压高度传感器综合控制，可实现对高度的精确控制。 

在超低空飞行时最重要的控制参量是定高控制信号，一方面要保证飞机相对于海面的绝对高度的精确性，另一方面要保证在超低空飞行时特定高度上的稳定。采用气压式高度传感器对高度稳定的控制，在飞机飞行高度上，利用无线电高度表测量的高度值作为飞行高度参考量，保证飞机在所要求的高度上稳定飞行。 

当飞机进入超低空飞行阶段，首先调整发动机油门至低速状态，根据下一目标点的要求，控制飞机分阶段、梯度式降高，逐渐降至目标点高度要求。控制飞机进入航线，开始进行超低空飞行。在供靶段加大油门，使速度达到用户要求，此阶段高度的控制采用无线电高度表基准校正方式，保证飞机飞行高度的准确性，采用气压高度表相对高度变化数据控制飞机定高飞行，保证飞机高度的稳定性。飞过供靶段后，飞机首先减小油门，将速度降至巡航状态。根据下一目标点坐 标及高度要求，朝下一目标点飞行。高度提升至300m后，仅采用气压高度传感器控制。 

②三维程控飞行方案 

在HS-120高速无人机的程控飞行控制方案中，只加入了对无人机经纬度的平面控制，形成二维平面航迹控制，无法满足用户对航线、高度、速度的特殊要求。为了保证航迹控制精度和减轻操纵人员负担，应在程控飞行程序中加入高度和发动机油门控制，即将原来的二维程控控制方式改为“三维程控+油门开环控制方式”。 

三维程控方式要求飞行控制系统对飞机的飞行空间坐标和发动机油门进行控制。三维程控飞行示意图如图2所示。 

飞行前需进行程控航路设定，设定飞机的航路坐标点（即图中的1-6点的经纬度坐标）；设定航路点的高度值（即图中的H1值和H2值）；设定航路点的任务属性。 

整个程控段根据航路点的任务属性，飞控分系统自动完成程控平飞段、程控下降段、任务供靶段和程控爬升段的飞行。 

航路点的设定由地面站完成，由操作人员在界面上直接用鼠标设计航路。 

飞机飞行高度的控制由气压式高度传感器和无线电高度传感器提供的参数共同完成。 

靶用型无人机飞行控制系统程控飞行时加入纵向剖面的高度控制、油门开环控制、航向控制、GPS测量得到的航迹侧偏距控制，可满足低空掠海的要求，从而形成三维航路的程控飞行。三维程控方框 原理图如图3所示。 

飞机运动的数学模型 

无人机的运动十分复杂，把它视为刚体，其运动包含了平动和转动。因其在三维空间运动，所以有六个自由度，即质心的三个移动自由度和绕质心的三个转动自由度。在推导无人机的数学模型时，一般作如下假设： 

1）认为飞行器不仅是刚体，而且质量是常数； 

2）假设地面为惯性参考系，即假设地坐标为惯性坐标； 

3）忽略地面曲率，视地面为平面； 

4）假设重力加速度不随飞行高度而变化； 

5）假设机体坐标系的X-O-Z平面为飞行器的对称平面，且飞行器不仅几何外形对称，而且内部质量分布亦对称，惯性积。 

飞行中的飞机是一个极其复杂的动力学系统，要准确地推导其运动方程是十分困难的。利用空气动力学理论，并根据小扰动假设，经过一系列的推导，我们可以得出飞机对机体坐标横侧运动方程为： 

（2）其中，Δδx为副翼偏转角，是被控对象的输入量，β、、、γ、β、ψ为输出量，ψ为偏航角，是系统中需要控制的量，对于无人机，Δδy=0，因此横侧系统是一个十分复杂的高阶系统。 

无人机相对于机体坐标系的纵向运动方程为： 

（3）其中，Δδz为升降舵的偏角，是被控对象的输入量，ΔVxt、ΔVyt、Wz、Δθ为输出量，Δθ为俯仰偏角，是系统中需要控制的量。在实际控制中，我们是通过高度和速度等物理量来反映Δθ 变化的。因此，纵向系统也是一个十分复杂的高阶系统。 

总之，无人机运动的数学模型是十分复杂的，上面推导的线形方程都是在小扰动的假设下，按照Talor展开得到的。有关变量的系数项有的是随飞机运动的位置变化而改变的。因此飞机的运动方程实际上是一个时变高阶系统，其控制决不能采取一般的线性控制理论方法，而应采取一些鲁棒性较强，且随系统参数变化而变化的调节器作为无人机运动时的控制决策机构。 

控制律 

飞行控制规律是指飞行控制计算机根据其输入信息确定其输出控制的规则。 

1）纵向控制通道 

纵向通道控制结构图如图4所示： 

控制律为： 

2）横向控制通道 

横向通道控制结构图如图5所示：控制律为： 

3）高度控制通道 

高度通道控制结构图如图6所示：控制律为： 

ΔH＝H-H_g

高度测量采用气压高度传感器，其相对误差小，绝对误差大，无 法满足靶用型无人机超低空掠海飞行的要求。 

4）航向控制通道 

航向通道控制结构图如图7所示： 

控制律为： 

5)航迹控制律 

航迹通道控制结构图如图8所示： 

控制律为： 

6）系统控制律 

δ＝k·U 

δ为舵面位移量，k为比例系数，U为飞控器输出电压。 

根据此飞机外形结构特性，舵面偏转量有副翼偏转量δ_θ和升降舵偏转量δ_γ构成两个相互独立的控制通道，δ_γ正比于横向通道电压U_γ，U_γ是飞控输出的带极性电压，取决于γ、Δψ、Δd及相应的控制参数；δ_θ正比于纵向通道电压U_θ，U_θ是飞控输出的带极性电压，取决于θ、H及相应的控制参数。 

最后进行飞行控制系统的闭环控制律计算机数字仿真，以验证各设计参数、模态切换规律在各种气流扰动、不平衡力矩、建模误差、模型的不确定性等情况下的正确性、合理性。 

控制算法 

从以上飞机运动的数学模型可知，飞机在小扰动假设下，飞机的横向运动和纵向运动可以看成两个相互独立的互不影响的运动。其运 动方程可看成时变参数的多变量一阶线性微分方程。因此系统的状态方程经过标准化具有如下形式： 

X(t)=A(t)·X(t)+B(t)U(t)+ε(t) 

Y(t)=C(t)·X(t) 

其中：A(t)，B(t)，C(t)是时变矩阵，X(t)为系统的状态变量，U(t)为输入变量，Y(t)为输出，ε(t)为扰动。 

将式（10）和（11）离散化可得到如下差分方程： 

A(Z-1，k)Y(k)=B(Z-1，k)U(k-d)+ε(t) 

其中， $A(z-1,k)=H\underset{j=1}{\overset{n_b}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\α}}_j\left(k\right){\•Z}^{-j},B(Z-1,k)=\underset{j=0}{\overset{n_b}{\mathrm{\Σ}}}{b}_j\left(k\right)Z^{-j-d}.$

ε(t)为白噪声系数，d为时滞常数，一般d=1。 

如果A(t)、B(t)、C(t)已知，就可以求出aj(k)j=1…n，bj(k)，j=0…nb，反之已知aj(k)，bj(k)也可求出A(t)、B(t)、C(t)。因此，如果能通过辨识方法求出 

aj(k)j=1…n，bj(k)，j=0…nb，则相应的系统原始数学模型（10）和（11）就可求得。 

1）自适应参数的辨识 

假定系统的数学模型可由（12）式表示，则参数自适应递推算法为： 

$\left\{\begin{array}{c}{L}_k=P_{K-1}{M}^T\left(k\right){[M\left(k\right)P_{k-1}\·M^T\left(k\right)+\mathrm{\λ}]}^{-1}\\ \widehat{\mathrm{\θ}}\left(k\right)=\widehat{\mathrm{\θ}}(k-1)+L_k[y\left(k\right)-M\left(k\right)\widehat{\mathrm{\θ}}(k-1)\\ P_k=\frac{1}{\mathrm{\λ}}[I-L_{k}M\left(k\right)]\·P_{k-1}\end{array}\right.$

其中： 

$\widehat{\mathrm{\θ}}\left(k\right)=[a_1\left(k\right)......a_{n}k{b}_0\left(k\right)......b_n\left(k\right)$

λ为遗忘因子，一般取λ=0.9～1之间。 

2）自适应变通结构控制规律 

变通结构系统与传统的自动控制系统的不同点在于其系统的结构可以在瞬变过程中，根据时变得偏差及其后阶导数值，以跃变方式，有目的地变化，系统结构改变的时刻，不是取决于固定的程序，而是根据偏差值及其各阶导数按照某种控制算法得出的。 

变通结构控制，其基本原理是：当系统状态穿越状态空间的不连续区域时，反馈控制的结构就发生变化，从而使系统性能达到某种希望的指标。 

假设系统的数学模型为（10）式和（11）式，则变通结构控制规律的关键是寻找滑动平面： 

$\mathrm{\σ}\left(x\right)=\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\γ}}_i{X}_i$

并使系统的控制规律具有如下形式： 

$K_j=\left\{\begin{array}{c}{a}_j\mathrm{\&sigma;}\left(x\right)>0\\ {\mathrm{\&beta;}}_j\mathrm{\&sigma;}\left(x\right)<0\end{array}\right.$

其中： $\mathrm{\&delta;}=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}^t\mathrm{\&sigma;}\left(x\right)>0\\ {\mathrm{\&delta;}}^t\mathrm{\&sigma;}\left(x\right)<0\end{array}\right.$ 且满足 $\mathrm{\&sigma;}\&CenterDot;\frac{\mathrm{d\&sigma;}}{\mathrm{dt}}<0\&CenterDot;$

由 

$\&CenterDot;\frac{\mathrm{d\&sigma;}}{\mathrm{dt}}=\underset{j=1}{\overset{n}{\mathrm{\&Sigma;}}}{\mathrm{\&gamma;}}_i\frac{d{x}_i}{\mathrm{dt}}=[{\mathrm{\&gamma;}}_1...{\mathrm{\&gamma;}}_n]\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=[{\mathrm{\&gamma;}}_1...{\mathrm{\&gamma;}}_n][\mathrm{Ax}+B\left(\underset{j=1}{\overset{n}{\mathrm{\&Sigma;}}}{K}_j\left|X_j\right|\right)-\mathrm{\&delta;}]$

于是 

$\mathrm{\&sigma;}\&CenterDot;\frac{\mathrm{d\&sigma;}}{\mathrm{dt}}=[{\mathrm{\&gamma;}}_1{...\mathrm{\&gamma;}}_n]\&CenterDot;X\left[{\mathrm{\&gamma;}}_1{...\mathrm{\&gamma;}}_n\right]\&CenterDot;[\mathrm{Ax}+B\left(\underset{j=1}{\overset{n}{\mathrm{\&Sigma;}}}{K}_j\left|X_j\right|\right)-\mathrm{\&delta;}]\&le;0$

由此式即可综合出γi、Kj、δ 

3）算法的实现 

就克服随机扰动对输出的影响而言，广义最小方差控制的效果最好，输出稳态方差最小。 

以上运动方程推导出的自适应控制算法的具体步骤如下： 

a.读取新的系统输出数据Y(k)，输入U(k). 

b.组成观察数据向量M(k-d) 

c.用递推最小二乘法（10）、（11）、（12）式估计参数向量

d.根据求矩阵A、B 

e.根据A、B按照（11）式求出综合的γi、Kj、δ 

f.按（13）式计算出控制值并输出 

g.采样数据增加一，那将按K→K+1规律循环。 

如果C≠1，仍然可以采用最小二乘法来估计因为加权最小方差控制是收敛的，可以使最小二乘法估计仍然是无偏的。 

根据上边步骤，由计算机编制的求根程序以及递推选代计算程序如图9所示。 

本方案在把自适应控制方法和自适应变通结构控制规律应用于超低空靶用型无人机的航向和高度方面的控制以后，将大大改善并提高无人机的飞行性能使无人机在动态气压、高度、阵风等环境变化扰动的不良条件下以及在不同的气候、不同的负荷、不同的航速等情况下都能自适应而稳定可靠地飞行。 

1)陀螺仪反馈内回路 

以垂直陀螺仪构成的反馈回路，构成飞行姿态稳定与控制的内回路。是飞行控制系统的核心控制回路，无人机的左右转弯、爬升、俯冲飞行是由内回路给定相应参考姿态角来实现的。 

以角速率陀螺仪构成的反馈回路送至横向和纵向通道上，增加了两个通道的阻尼，改善了飞行品质。 

2)飞行航向控制外回路 

以航向传感器信号作为反馈信号，送到无人机的横向控制通道上，构成飞行航向控制的外回路。 

3)飞行高度控制外回路 

以气压式高度传感器的输出信号作为反馈信号，送到无人机的纵向控制通道上，构成飞行高度控制的外回路。 

4)GPS控制回路 

以GPS接收机接收到的无人机位置和飞行速度信息，通过信息综合后，反馈到横向控制通道上，进一步提高飞行航迹的控制精度。 

五种控制模态 

飞控系统采用了五种控制模态，即：三轴稳定控制模态、高度保持模态、航向保持模态、自动导航模态、自动归航模态。模态之间的切换时机主要是由地面遥控人员通过指令来实现的，而在飞行控制系统中则是通过调整控制参数、切换给定参考变量来实现。 

1）三轴稳定模态：即为垂直陀螺仪控制模态，飞机无论处于什么指令下，飞控器接通垂直陀螺仪。 

2）高度保持模态：即接通高度传感器（必要时接入无线电高度表），当飞机收到“爬升”或“俯冲”指令时，切断高度传感器。 

3）航向保持模态：即飞控器接通“垂直陀螺仪＋高度传感器＋航向传感器”的控制模态。当飞机收到“远航”或是“返航”指令后，即接通航向传感器，当飞机收到“横平”指令时，切断航向传感器。 

4）自动导航模态：即飞控器接通“垂直陀螺＋高度传感器（必要时接入无线电高度表）＋航向传感器＋GPS”控制模态。当飞机收到“程控”指令时，飞机按预定存在飞控器内存中的航线自动引导飞机飞行在预设的航线上。GPS的加入将进一步提高飞机航迹控制精度（主要是修正航线的平移），来修正飞机的航迹偏差，用“横平”指令解除“程控”。 

5）自动归航模态：即如果机上接收机连续30秒（可根据需要进行调整）未收到地面遥控发射机发出的联络信号，则认为飞机遥控失灵，此时，飞控器转入自动归航模态，飞控器从内存中调出起飞点的坐标，不断进行比较，引导飞机朝起飞点上空飞行，到达起飞点后自动开伞回收。也可以发出“归航”指令，飞机进入归航模态。 

当飞机进入超低空供靶段飞行时，取消接收机连续30秒未收到地面遥控发射机发出的联络信号认为遥控失灵的自动归航的应急保护功能。 

飞行控制器以四片微处理器为核心，各处理器并行工作，完成飞行控制与管理、导航计算、遥控指令的执行、遥测数据采集与下传、任务设备管理等功能。 

该飞行控制器系统结构紧凑，将气压高度传感器、GPS接收机与飞控器一体化设计，其模块结构可靠性高、可维护性好、抗冲击及抗电磁干扰能力强，并具有很好的可扩展性。 

1）构成 

飞控计算机系统是飞控系统的核心部分。采用STD标准总线高性能嵌入式计算机系统为核心构成飞行控制计算机系统。其中由主控板、采集板、通信板、输出板组成。 

①主控板 

a.一个89C52单片机。 

b.中断控制器。 

c.三路定时／计数器。 

d.两路RS-232C串行数据通讯接口。 

e.定时监控器。 

f.带电池的实时时钟。 

g.28K NOVRAM：用于数据存储。NOVRAM可在断电后保存装定的航迹与任务数据。 

h.128K EPROM：用于存储程序代码。 

i.16路单端输入。 

j.输入信号范围：多种可选设置。设定为±5V。 

k.12位分辨率。 

l.75s转换时间。 

m.输入离散状态信号。 

n.无线电测控系统失控信号。 

o.电源系统供电状态信号。 

②采集板 

a.一个89C51单片机，一个2051单片机。 

b.陀螺仪、角速率陀螺模拟信号采集 

c.无线电高度表、高度传感器、航向传感器数字信号采集。 

d.GPS接收机信号采集。 

e.安控系统信号采集。 

f.发动机信号采集。 

③通信板 

通过数传机载电台用于遥控遥测信息的通信。 

④输出板 

a.输出开关控制信号。 

b.发动机启动控制信号。 

c.发动机停车控制信号。 

d.回收控制信号。 

e.开伞、抛伞控制信号。 

f.气囊控制信号。 

g.任务设备控制信号。 

传感器 

1）垂直陀螺仪 

用于测量无人机的俯仰角、倾侧角，提供给飞行控制器使用。其 总体性能能够满足该无人机的要求。 

功能：测量无人机的俯仰／倾侧姿态角； 

信号输出：俯仰／倾侧姿态角，电位计输出方式； 

横向水平修正控制（纵向水平修正回路始终接通）； 

2）角速率陀螺 

用于测量无人机的俯仰、倾侧的角速率，提供给飞行控制器使用。该部件目前国内有合适性价比的产品可供选择，其总体性能能够满足该无人机的要求。 

功能：测量无人机的俯仰／倾侧姿态角速率； 

信号输出：模拟输出方式。 

3）磁航向传感器 

本航向传感器是我所自主研制，是在广泛调研、分析了国内国际无人机（无人机）对航向性能指标要求和元器件市场及技术、性能、价格等因素的基础上，确定其技术指标及技术方案的。该航向传感器的研制较好地满足了无人机对航向传感器智能化、数字化和小型化的要求。在充分讨论的基础上，本着从整体上提升系统的性能，拓展系统功能，提高系统的集成度，降低重量和减小体积，提高系统的可靠性和可维护性的思想着手研制。 

该传感器采用新型的磁阻式磁敏感组件，精度好，灵敏度高，且体积小、重量轻、可靠性高。该传感器部已在我所多种型号的无人机上得到飞行验证。 

输入电压（V）：    12±0.5V 

输入电流（mA）：   <100mA 

测量范围（°）：   0～360° 

精度：             2° 

4）气压高度传感器 

该传感器与静压管组合用于测量并解算出无人机飞行的气压高度。该传感器部件为自行研制，实现了数字化、小型化。 

输入电压（V）：    DC5～12V 

输入电流（mA）：   <20mA 

测量范围（米）：   -700～10000米 

灵敏度：           1米 

5）GPS导航接收机 

接收GPS卫星导航信息，以确定无人机的导航参数，即地理位置坐标（经／纬度）和飞行速度向量。 

功能：接收GPS卫星导航信息，以确定无人机的导航参数。 

性能：5通道接收。 

信号输出：三维地理位置坐标（WGS-84坐标系）经度、纬度、高度；三维飞行速度向量东向速度、北向速度、垂向速度；UTC标准时间；定位状态信息。RS-232C串行数据输出。 

数据更新率： 1Hz 

精度：       18米 

6）无线电高度表 

无线电高度表是用来测量无人机到地面垂直距离的机载无线电 设备，是实现无人机超低空掠海定高飞行功能的重要仪器。 

无线电高度表采用调频连续波恒定差拍体制，具有很高的灵敏度、很高的精度和抗干扰能力。 

根据无人机超低空定高掠海飞行精度的要求,查找有关资料,选用WG-11B型无线电高度表,采用调频连续波恒定差拍技术,自动闭环跟踪测量电路,全固化射频模块,智能化数字接口,具有故障自检功能。 

测高范围:0～300m 

工作频率:4100～4300MHz 

测高精度:0～20m<±0.3m 

20～300<±3%H 

输出接口:RS422总线接口。 

Claims (7)

1.一种高速无人机超低空飞行控制系统，其特征在于：包括姿态信息传感模块、高度信息传感模块、航向信息传感模块和定位信息传感模块，采集模块的采集信号端分别连接姿态信息传感模块、高度信息传感模块、航向信息传感模块和定位信息传感模块的输出端，采集模块的信号输出端连接主控模块和通信模块的输入端，主控模块的输出端连接输出模块，主控模块的通信端口连接通信模块，主控模块的供电端连接电源管理模块，主控模块的动力控制端连接发动控制模块，主控模块的开关信号端连接开关控制模块连接，输出模块的控制端连接执行模块的输入端，输出模块的输出端连接通信模块。

2.根据权利要求1所述的高速无人机超低空飞行控制系统，其特征在于：所述的姿态信息传感模块包括检测无人机俯仰/倾侧姿态角的垂直陀螺仪和检测无人机俯仰/倾侧姿态角速率的角速率陀螺仪。

3.根据权利要求2所述的高速无人机超低空飞行控制系统，其特征在于：所述的高度信息传感模块包括采集绝对高度的无线电高度计和采集气压高度的半导体硅压阻式气压高度传感器。

4.根据权利要求3所述的高速无人机超低空飞行控制系统，其特征在于：所述的航向信息传感模块包括三轴磁航向传感器。

5.根据权利要求4所述的高速无人机超低空飞行控制系统，其特征在于：所述的定位信息传感模块包括传输无人机经纬度的GPS接收机。

6.根据权利要求5所述的高速无人机超低空飞行控制系统，其特征在于：所述的执行模块包括控制纵向姿态的升降舵机和控制横向姿态的副翼舵机。

7.根据权利要求6所述的高速无人机超低空飞行控制系统，其特征在于：所述的发动控制模块包括发动机，温度传感器和发动机转速传感器输入端连接发动机，温度传感器和发动机转速传感器输出端连接发动机主控模块的信号输入端，发动机主控模块的输出端连接主控模块。