CN106275464B - 一种空速自动保护系统 - Google Patents
一种空速自动保护系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106275464B CN106275464B CN201610740705.6A CN201610740705A CN106275464B CN 106275464 B CN106275464 B CN 106275464B CN 201610740705 A CN201610740705 A CN 201610740705A CN 106275464 B CN106275464 B CN 106275464B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air speed
- throttle
- signal
- value
- protective system
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 title claims abstract description 27
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims abstract description 10
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 3
- 238000012935 Averaging Methods 0.000 claims description 2
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000009530 blood pressure measurement Methods 0.000 claims description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 description 2
- 230000000875 corresponding effect Effects 0.000 description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 230000008676 import Effects 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 230000016776 visual perception Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Flow Control (AREA)
Abstract
本发明涉及一种空速自动保护系统，包括：空速管、PVC软管、差压传感器、微控制器、油门信号输入通道接插件、油门信号输出通道接插件、工作模式选择信号通道接插件、状态显示LED灯。在飞行过程中，根据工作模式选择信号进入三种不同的工作模式：(1)禁止模式，此时系统不进行任何保护控制，直接输出对应的油门输入信号；(2)空速校准模式，此时系统通过差压传感器测量当前飞行的指示空速，并存储该值，作为空速保护的最低门限值；(3)空速保护模式，此时系统在每个计算周期测量当前飞行的指示空速，当检测到的指示空速低于校准值时，自动提供油门补偿，提升飞行速度，避免固定翼无人机或固定翼遥控模型飞机出现失速坠机的情况。
Description
技术领域
本发明涉及一种空速自动保护系统，可用于任何固定翼无人机和固定翼遥控模型飞机中。
背景技术
空速是飞机向前运动时，气流在飞机纵轴方向的相对运动速度，是固定翼飞行器升力和姿态转动力矩的来源，因此是飞行器安全飞行的必备参数。空速可分为指示空速和真实空速，指示空速由空速管末端差压传感器测量，根据差压传感器的信号，直接利用标准海平面大气密度参数，换算成相对海平面上的空速值；真实空速是在差压传感器信号的基础上，通过静压传感器的信号和温度传感器的信号计算出前飞行环境的大气密度参数，再计算出气流的真实气流速度，因此在不同的飞行高度上指示空速和真实空速存在差异性。随着飞行高度的增加，空气变得稀薄，产生与低海拔时相同的指示空速或气流动压需要更大气流速度。
用户在操控固定翼遥控模型飞机时，由于视觉感官判断出错或操控不熟练，使得油门控制量过低，容易导致飞机的速度过低而进入失速状态发生坠机事故。在固定翼无人机自主飞行中，由飞控系统控制飞机的飞行速度，但在调试飞控系统时可能出现用户初期设置的油门参数错误，或日常飞行时飞控系统自身的空速检测模块发生故障的情况，造成飞控系统输出的油门控制量过低使飞机的空速过低而发生失速坠机事故。因此有必要设计一个使用简便，体积小，质量轻并且模块化的自动空速保护系统，为上述两种使用场合提供空速保护，减少因失速造成的坠机事故。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术高成本，使用复杂的缺点，提供一种低成本，使用简便、体积小、功能可靠的固定翼无人机和固定翼遥控模型飞机的空速自动保护系统。
本发明的技术解决方案为：一种空速自动保护系统设计，其特征在于包括以下方面：
一种空速自动保护系统，包括：空速管、差压传感器、微控制器、油门信号输入端口、油门信号输出端口、工作模式选择端口、状态指示灯；空速管与差压传感器相连接，将飞行器外部气流导入机舱内的差压传感器中；微控制器采集差压传感器输出的气流动压信号并计算出指示空速值，以此作为判断空速保护的依据，并根据工作模式选择端口的PWM信号三种脉宽区间来确定进入三种不同的工作模式：禁止模式、空速校准模式和空速保护模式；三种模式均可在飞行过程中根据用户需要实时切换；在禁止模式时，处于直连油门信号的状态，微控制器将捕获到的油门输入PWM信号通过油门信号输出端口直接输出，不对油门信号进行任何调制或控制；在空速校准模式时，微控制器通过差压传感器测量并存储当前飞行的指示空速值，并以该值作为触发空速保护程序最低门限值，在下次上电后直接读取该值；校准完成后在没有退出该模式时，不参与油门信号的控制，油门输出控制量等于油门信号的输入量；在空速保护模式时，若微控制器检测到的指示空速值高于校准值时，则油门信号输出端直接输出油门信号的输入量，若检测到指示空速值低于校准值时，则根据误差大小计算保护空速所需要的油门控制量，并输出该控制量，直至飞机的指示空速值提升至校准值以上。
所述空速自动保护系统串联在飞行器的油门通道上，将原来直接传送给油门驱动设备的PWM信号经过所述空速自动保护系统后再传送给油门驱动设备。
通过遥控器接收机或无人机机载电子设备输出三种脉宽区间的PWM信号给工作模式选择端口。
所述差压传感器为低成本、MEMS工艺的差压测量传感器，满足飞行器电子设备低功耗、小体积、轻质量的限制。
所述获取最低安全飞行的指示空速值的方法是在飞行过程中进行校准，不需经过预先复杂的计算，并且用户根据需要进行多次校准，调整安全飞行指示空速值的最低门限值。
在空速校准模式时，所述微控制器采用多次采样并求均值的方式来获取用户设定的最低安全飞行指示空速值。
所述自动保护系统上电时，微控制器检测油门信号输入端口和工作模式选择端口的信号，当工作模式选择端口的油门PWM信号不在正常值区间或工作模式未选择禁止模式时，此时系统不能正常初始化并通过指示灯快闪提示用户检查系统，起到保护作用。
所述自动保护系统上电时，微控制器检测油门信号输入端口的PWM信号，当油门信号处于中位时进入油门行程校准程序，校准并存储油门输入信号的行程大小，提高对不同飞机的油门行程设置的兼容性，并以校准的油门输入行程作为油门输出PWM信号的限幅区间。
所述微控制器在三个工作模式下，每个运行周期都实时监测工作模式选择端口的PWM信号和油门输入端口的PWM信号有效性，当工作模式选择端口的PWM信号异常或丢失，则自动进入禁止模式；当油门信号输入端口的PWM信号异常或丢失超过设定的时间，如3秒钟，则通过油门信号输出端口输出最低油门信号，关闭飞机的动力设备，以保证在突发情况下保护人员的安全。
本发明的原理是：固定翼飞行器的升力和姿态变换力矩来源于作用其表面的空气动压力，空气动压力的大小和空气的密度与流速成正相关。因此通过差压传感器与空速管的连接，测量气流的动压力，微控制器根据测量值换算成对应的指示空速值并与校准值对比确定是否提供油门控制量的补偿，使当前空速足够产生校准值以上对应的空气动压，从而保证足够的气动压力作用于飞行器表面，避免发生失速的情况。指示空速的校准值是在飞行器飞行过程中，逐渐降低飞行器的速度，使飞行器接近失速状态时切换系统的工作模式进入校准模式，此时系统记录并存储当前的指示空速。在系统进入空速保护模式时，当检测到的指示空速低于校准值时，自动提供油门补偿提升飞行速度，达到避免飞行器进入失速状态的目的。
本发明与现有技术相比的优点在于：只需差压传感器连接空速管作为系统的测量元件，通过简易的信号连接方式可将本发明以模块化的形式集成在固定翼无人机或固定翼遥控模型飞机的机载电子系统中，免去繁琐的连线，复杂的调试参数等使用方式。同时，本发明提供了一种在飞行过程中校准、存储最低指示空速并以该值作为飞行指示空速最低门限值，免去了复杂的计算，并可方便地进行多次校准来获取最佳校准值。本发明以小巧的模块化设计，简便、通用的连接的方式连接在固定翼无人机和固定翼遥控模型飞机原有机载电子设备中，提供的三种工作模式可由用户或上层控制系统可以根据具体情况需要来决定具体的工作模式，提高了系统整体使用的灵活性和安全性。
附图说明
图1为本发明的自动空速保护系统的硬件解决方案图。
具体实施方式
如图1所示，本发明包括空速管4、差压传感器5、微控制器7、油门信号输入端口2、油门信号输出端口3、工作模式选择端口1、状态指示灯8。
空速管4与动压传感器5通过PVC软管6相连，将飞行器的外部气流导入机舱内差压传感器中，检测空气动压。
将所述空速保护系统串联在飞行器的油门信号通道上，固定翼遥控模型飞机的接收机或无人机的飞控系统输出两路周期为20ms的PWM信号给空速保护系统，其中一路为工作模式选择信号，另一路为油门输入信号。空速保护系统则输出一路周期为20ms的PWM信号给飞行器动力装置的驱动设备。
微控制器在每个运行周期采集差压传感器输出的气流动压值Pd，将动压值Pd与标准大气下海平面空气密度ρ0＝1.225kg/m3代入公式:算出指示空速V，作为系统的测量值。
微控制器在每个运行周期捕获工作模式选择端口和油门输入端口的PWM信号，计算模式选择信号的脉宽WH，当0.9ms≤WH＜1.4ms时，系统进入禁止模式，红色LED灯常亮，每个运行周期都直接输出从油门输入端口捕获的PWM信号。当1.4ms≤WH＜1.6ms时，系统进入空速校准模式。当1.6ms≤WH≤2.2ms时，系统进入空速保护模式。
当进入空速校准模式时，黄色LED灯常亮，首先读取当前的油门输入控制量，即捕获到的油门输入PWM信号的脉宽值Tcal，作为空速保护时的前馈控制量。在每个运行周期采集一次差压传感器输出的动压值，总共采集150个数据，剔除150个数据的最大值和最小值后，求取剩下148个数据的平均值获得Paver，代入(1)式算出校准的指示空速值Vcal。校准完成后存储Tcal和Vcal在微控制器的闪存中，在下次上电时直接从中读取出来。在整个校准模式中，油门的输出量Tout等于油门的输入量Tin。
当进入空速保护模式时，绿色LED灯常亮，在每个运行周期采集动压值并计算出当前飞行的指示空速值Vcur。若Vcur≥Vcal，则油门输出量Tout等于油门输入量Tin；若Vcur＜Vcal，即当前的指示空速低于校准值，则计算指示空速的误差值Verr，将Verr代入下式计算油门输出控制量：
其中Tout(k)表示第k次运行周期的油门输出量，Tcal为校准时存储的前馈控制量，Verr(k)第k次运行周期的空速误差值，Kp、Ki、Kd分别为PID控制器中的比例控制参数、积分控制参数、微分控制参数。将上式计算出Tout(k)的与当前运行周期的油门输入Tin比较，若Tin≥Tout(k)，说明用户已经手动提速，则系统输出用户输入的控制量Tin；若Tin＜Tout(k)，说明用户输入的控制量不足以保护空速，输出计算得到的保护空速的控制量Tout(k)。
上电初始化时，检测当前捕获到的模式选择PWM信号和油门输入PWM信号，若模式选择PWM信号的脉宽WH不在0.9-1.4ms区间，即上电时未选择禁止模式，或者是油门输入PWM信号的脉宽不在有效值区间(0.9-2.2ms之间)，则系统初始化无法通过，并控制红色LED灯闪烁，提示用户检查系统与其他机载电子设备的工况。只有两个条件同时满足时，系统初始化通过，并控制绿色LED灯闪烁5次，进入20ms主循环。
上电时检测的油门输入PWM信号脉宽在中位1.45-1.55ms区间时，进入油门行程校准程序，黄色LED灯闪烁一次；用户将油门杆推到最大值位置，此时系统存储该用户的油门输入PWM信号脉宽的最大值Tmax，并控制黄色LED灯闪烁2次表示确认；用户将油门杆推到最小值位置，此时系统存储用户的油门输入PWM信号脉宽的最小值Tmin，黄色LED灯闪烁3次表示确认，并退出油门行程校准程序，完成初始化。Tmax和Tmin的值均应在0.9-2.2ms区间内，若用户未校准油门行程或校准失败，则系统使用默认的油门行程值，取Tmax＝1.9ms，Tmin＝1.1ms。
系统在每个运行周期检测捕获到的模式选择PWM信号和油门输入PWM信号，若模式选择PWM信号的脉宽值为0或不在0.9-2.2ms区间，则系统进入禁止模式工作；若油门输入PWM信号为0或不在0.9-2.2ms区间，此时系统开始维持输出上一运行周期输出的控制量，3S钟后油门信号仍未恢复正常值区间，则输出最小油门控制量Tmin，关闭动力设备。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
提供以上实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和修改，均应涵盖在本发明的范围之内。
Claims (9)
1.一种空速自动保护系统，其特征在于：包括空速管、差压传感器、微控制器、油门信号输入端口、油门信号输出端口、工作模式选择端口和状态指示灯；空速管与差压传感器相连接，将飞行器外部气流导入机舱内的差压传感器中；微控制器采集差压传感器输出的气流动压信号并计算出安全飞行指示空速值，以此作为判断空速保护的依据，并根据工作模式选择端口的PWM信号三种脉宽区间来确定进入三种不同的工作模式：禁止模式、空速校准模式和空速保护模式；三种模式均可在飞行过程中根据用户需要实时切换；在禁止模式时，处于直连油门信号的状态，微控制器将捕获到的油门输入PWM信号通过油门信号输出端口直接输出，不对油门信号进行任何调制或控制；在空速校准模式时，微控制器通过差压传感器测量并存储当前最低安全飞行指示空速值，并以所述当前最低安全飞行指示空速值作为触发空速保护程序最低门限值，在下次上电后直接读取所述最低门限值；校准完成后在没有退出该模式时，不参与油门信号的控制，油门输出控制量等于油门信号的输入量；在空速保护模式时，若微控制器检测到的安全飞行指示空速值高于校准值时，则油门信号输出端直接输出油门信号的输入量，若检测到安全飞行指示空速值低于校准值时，则根据误差大小计算保护空速所需要的油门控制量，并输出该控制量，直至飞机的安全飞行指示空速值提升至校准值以上。
2.根据权利要求1所述一种空速自动保护系统，其特征在于：所述空速自动保护系统串联在飞行器的油门通道上，将原来直接传送给油门驱动设备的PWM信号经过所述空速自动保护系统后再传送给油门驱动设备。
3.根据权利要求1所述一种空速自动保护系统，其特征在于：通过遥控器接收机或无人机机载电子设备输出三种脉宽区间的PWM信号给工作模式选择端口。
4.根据权利要求1所述一种空速自动保护系统，其特征在于：所述差压传感器为低成本、MEMS工艺的差压测量传感器，满足飞行器电子设备低功耗、小体积、轻质量的限制。
5.根据权利要求1所述一种空速自动保护系统，其特征在于：所述测量当前最低安全飞行指示空速值的方法是在飞行过程中进行校准，不需经过预先复杂的计算，并且用户根据需要进行多次校准，调整安全飞行指示空速值的最低门限值。
6.根据权利要求1所述一种空速自动保护系统，其特征在于：在空速校准模式时，所述微控制器采用多次采样并求均值的方式来获取用户设定的最低安全飞行指示空速值。
7.根据权利要求1所述一种空速自动保护系统，其特征在于：所述空速自动保护系统上电时，微控制器检测油门信号输入端口和工作模式选择端口的信号，当工作模式选择端口的油门PWM信号不在正常值区间或工作模式未选择禁止模式时，此时空速自动保护系统不能正常初始化并通过指示灯快闪提示用户检查系统，起到保护作用。
8.根据权利要求1所述一种空速自动保护系统，其特征在于：所述空速自动保护系统上电时，微控制器检测油门信号输入端口的PWM信号，当油门信号处于中位时进入油门行程校准程序，校准并存储油门输入信号的行程大小，提高对不同飞机的油门行程设置的兼容性，并以校准的油门输入行程作为油门输出PWM信号的限幅区间。
9.根据权利要求1所述一种空速自动保护系统，其特征在于：所述微控制器在三个工作模式下，每个运行周期都实时监测工作模式选择端口的PWM信号和油门输入端口的PWM信号有效性，当工作模式选择端口的PWM信号异常或丢失，则自动进入禁止模式；当油门信号输入端口的PWM信号异常或丢失超过设定的时间，则通过油门信号输出端口输出最低油门信号，关闭飞机的动力设备，以保证在突发情况下保护人员的安全。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610740705.6A CN106275464B (zh) | 2016-08-26 | 2016-08-26 | 一种空速自动保护系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610740705.6A CN106275464B (zh) | 2016-08-26 | 2016-08-26 | 一种空速自动保护系统 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN106275464A CN106275464A (zh) | 2017-01-04 |
| CN106275464B true CN106275464B (zh) | 2018-08-10 |
Family
ID=57677798
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201610740705.6A Active CN106275464B (zh) | 2016-08-26 | 2016-08-26 | 一种空速自动保护系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN106275464B (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111735489A (zh) * | 2020-06-13 | 2020-10-02 | 深圳市海洋王照明工程有限公司 | 探测器的温湿度校准方法、装置、计算机设备及存储介质 |
| CN112623272B (zh) * | 2020-12-29 | 2022-10-11 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种大飞机空速异常辅助功能的试验方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3014323A1 (de) * | 1980-04-15 | 1982-01-21 | Gerd Dipl.-Ing. 8121 Wessobrunn Berchtold | Optimaler flugrechner |
| US4885935A (en) * | 1988-06-27 | 1989-12-12 | Ford Motor Company | Engine testing system |
| CN103994748A (zh) * | 2014-05-27 | 2014-08-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种采用飞行和风洞试验数据估计无人机配平迎角的方法 |
| CN105353761A (zh) * | 2015-12-02 | 2016-02-24 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种飞机的速度控制方法及装置 |
-
2016
- 2016-08-26 CN CN201610740705.6A patent/CN106275464B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3014323A1 (de) * | 1980-04-15 | 1982-01-21 | Gerd Dipl.-Ing. 8121 Wessobrunn Berchtold | Optimaler flugrechner |
| US4885935A (en) * | 1988-06-27 | 1989-12-12 | Ford Motor Company | Engine testing system |
| CN103994748A (zh) * | 2014-05-27 | 2014-08-20 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种采用飞行和风洞试验数据估计无人机配平迎角的方法 |
| CN105353761A (zh) * | 2015-12-02 | 2016-02-24 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种飞机的速度控制方法及装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN106275464A (zh) | 2017-01-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9145212B1 (en) | Parachute control system and method for an aircraft | |
| CN104166355B (zh) | 电动无人机及其智能电量保护方法 | |
| CN105947226B (zh) | 一种旋翼式无人机智能失控保护系统及其保护方法 | |
| CN102053619B (zh) | 微小型无人直升机自动驾驶和手动遥控飞行切换方法 | |
| CN103744430B (zh) | 一种小型无人直升机飞行控制方法 | |
| CN106774409B (zh) | 一种无人机的半自主仿地飞行系统及其控制方法 | |
| CN105118220B (zh) | 一种无人飞行器温度预警系统及方法 | |
| CN110884663B (zh) | 用于飞行器的冰检测系统和相关方法 | |
| CN107145158B (zh) | 旋翼无人机、其异常降落处理装置及处理方法 | |
| AU2012210185B2 (en) | Dynamic limitation of monoblock flight control surfaces inclinations during stall susceptibility conditions | |
| CN107291095A (zh) | 无人机起飞控制方法、装置、系统以及无人机 | |
| WO2016008125A1 (zh) | 电动无人机及其智能电量保护方法 | |
| CN106275464B (zh) | 一种空速自动保护系统 | |
| KR20140123835A (ko) | 무인 항공기 제어 장치 및 그 방법 | |
| CN106444800A (zh) | 多旋翼无人机飞行用外置式安全控制装置、方法及系统 | |
| US20190054386A1 (en) | Model Airplane | |
| WO2020000790A1 (zh) | 立井检测方法及系统 | |
| CN103903380B (zh) | 一种用于飞机货舱特殊环境的复合火灾探测器 | |
| CN104138664B (zh) | 模型飞机 | |
| JP2017523089A (ja) | 飛行中の航空機周辺の圧力場を制御するシステムおよび方法 | |
| CN114924581A (zh) | 一种单余度无人机俯仰角失效的判定方法 | |
| CN205121781U (zh) | 一种无人飞行器温度预警系统及其无人飞行器和飞控台 | |
| CN102933460A (zh) | 用于在水上降落期间控制飞机部件的方法和系统 | |
| WO2020062166A1 (zh) | 无人机的控制方法和无人机 | |
| EP1747993B1 (en) | Method and device for determining an aeroplane's entry into a dive and anti-dive devices for aeroplanes using the same |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |