CN201429796Y - 无人直升机自动飞行控制系统电路 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种无人直升机自动飞行控制系统电路，飞行控制计算机上包括测算装置部分、传感器部分以及控制装置部分。手动控制信号收发单元接收从遥控器发来的控制信号，传递给飞行控制计算机；地面站收发单元一方面接收飞行器下传的各种飞行数据和参数，以及探测信息；另一方面可将地面站工作人员的控制指令，通过地面信号收发单元上传给飞行控制计算机。本实用新型可以实时接收直升机在飞行时的姿态方位信息，进行相应的控制运算，使得在高机动或者GPS信号短时间中断的情况下，控制器仍能准确地以高更新率输出各种导航参数，保证了飞机飞行的稳定性和可靠性。
Description
技术领域
本实用新型涉及无人飞行器控制领域，尤其涉及一种无人旋转翼直升机自动飞行控制系统电路。
背景技术
过去十年来，无人直升机在许多应用领域扮演着十分重要的作用。如军事，紧急事件响应，监测，航拍和精密农业管理等。和飞行控制相对简单，但是起降需要专用设备的固定翼无人机相比，无人直升机飞行更加灵活，具有可在恶劣环境中及狭窄和复杂的地形上安全实施机动飞行，可原地悬停和超低空贴地飞行等优点，因而比固定翼无人机在侦查、营救等艰难任务环境中，更具有应用优势。其次，由于无人机的结构较为复杂，控制也相对困难，其飞行控制涉及到多个学科和多种应用技术，如人工智能、图像处理、无线转换、高级控制理论、多传感器融合、制造等，对于各种交叉学科研究而言也是一个优良的平台。简而言之，无人直升机在军事和民用上都有广阔的应用潜能。
目前，在国际自动控制界，许多研究者把对无人机的研究焦点集中在模型直升机的自动控制飞行上。若干国际知名的研究机构如MIT、乔治亚技术学院Georgia Institute of Technology、卡内基梅隆大学CMU、浙江大学等都将此列为重要研究领域。同时，一年一度的国际航空机器人大赛IARC也吸引着众多大学和相关研究机构和国际研究人员对它浓厚的兴趣，吸引并挑战着我们。
开发无人直升机的自动飞行控制器有两种途径，一是采用惯性测量单元IMU(Inertia Measurement Unit)，或者惯性导航系统INS(Inertia NavigationSystem)，以及图像处理技术；另一种是采用全球卫星定位系统GPS(GlobalPositioning System)和INS来进行局部位置识别。本实用新型采用后一种方案开发出了一款实用的飞行控制器。
INS与GPS是常用的导航系统，但两种方式都各有优缺点：INS产生飞行器在载体坐标系的角速度和加速度，提供短期的高精度数据，但量测含有噪声。在计算位置时，需要对含有噪声的数据作积分运算。如果不加以校正，其系统误差，尤其是偏移误差，会无限制变大，但又不要求外部量测信号来校正。
GPS以有限的误差，描述飞行器在地心坐标中所处的位置，其不足是输出速率慢，以及由于气候、位置等原因造成的间歇性信号丢失。所以GPS自身难以保证用作导航的信息提供质量。
实用新型内容
本实用新型采用KF将这两种传感器结合起来，能各取所长，补其所短，并在此基础上研发了无人直升机自动飞行控制系统电路，它可以实时接收直升机在飞行时的姿态方位信息，进行相应的控制运算，使得在高机动或者GPS信号短时间中断的情况下，控制器仍能准确地以高更新率输出各种导航参数，保证了飞机飞行的稳定性和可靠性。
为了达到上述目的，本实用新型采用的技术方案是：
一种无人直升机自动飞行控制系统电路，包括飞行控制计算机、IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计、手动控制信号收发单元、地面信号收发单元、地面站收发单元、地面站计算机及遥控器，其特征在于，飞行控制计算机上包括测算装置部分、传感器部分以及控制装置部分；
测算装置分由姿态测算装置、线性加速度测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置顺序连接构成；
传感器部分包括连接至姿态测算装置输入端的三轴加速度计、三轴角速度计以及磁航向计，三轴加速度计同时与线性加速度测算装置输入端连接，空速计连接于航速测算校正装置输入端，经纬度计和高度计同时连接于飞行位置测算校正装置的输入端；
姿态测算装置输出端连接姿态控制装置，航速测算校正装置的输出端连接有航速控制装置，飞行位置测算校正装置输出端连接飞行位置控制装置，飞行位置控制装置与舵机控制装置连接，舵机控制装置将信号传送至舵机。
根据以上结构的本实用新型，其特征在于，所述飞行控制计算机的输入端口连接有IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计，其输入输出端口连接手动控制信号收发单元和地面信号收发单元。
根据以上结构的本实用新型，其特征在于，此控制器还进一步包括遥控器和地面站收发单元，以及和地面站收发单元双向连接的地面站计算机。
本实用新型的有益效果是：
1、本实用新型采用双MCU多任务结构，保证了运算与控制的精确性和实时性，系统可以自动修正飞机悬停和飞行时产生的误差。
2、控制系统内置一个16通道的GPS接收机，提供优越的定位精度，可以全自主高精度地悬停。
3、内置高可靠性MEMS三轴陀螺、加速度计，在锁定高度飞行的时候，可以控制飞机进行协调式转弯。
4、本实用新型与基于CCD传感器飞行增稳系统的主要区别为：系统不受高度、地表纹理的限制，几乎可以飞到遥控距离内的任何高度，飞行更加流畅平滑，不需要在众多控制模式之间频繁地切换，对飞行速度的控制可以精确到0.1m/s以内。
5、采用专用CPLD对舵机PWM进行编解码的独立运算，保证了精确性和可靠性，并且可以兼容大多数品牌遥控器。
附图说明
图1是本实用新型飞行控制计算机原理框图。
图2是本实用新型控制系统硬件连接图。
图3是本实用新型加速度计电路图。
图4是本实用新型气压计电路图。
图5A-5C是本实用新型陀螺1，陀螺2，陀螺3电路图。
图6是本实用新型指南针电路图。
图7是本实用新型GPS电路图。
图8是本实用新型加速度计和气压计数据采集AD单元电路图。
图9是本实用新型陀螺1，陀螺2，陀螺3温度采集AD单元电路图。
图10是本实用新型陀螺输出和陀螺1温度采集单元电路图。、
图11是本实用新型姿态计算ARM单元电路图。
图12是本实用新型控制处理ARM单元电路图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本实用新型做进一步详细说明。
如附图1所示为本实用新型飞行控制计算机原理框图。在飞行控制计算机上设置有测算装置和控制装置两部分，传感器通过数据采集单元将信号传送至飞行控制计算机上。传感器部分包括三轴加速度计、三轴角速度计、磁航向计、空速计、经纬度计、高度计；测算装置部分包括姿态测算装置、线性加速度测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置；控制装置部分包括姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置；以及舵机控制装置。
上述装置连接关系为：姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置分别与姿态测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置相连；舵机控制装置与姿态控制装置、航速控制装置、飞行位置控制装置相连；三轴加速度计分别与姿态测算装置、线性加速度测算装置连接；三轴角速度计、磁航向计与姿态测算装置相连；空速计与航速测算校正装置相连；经纬度计、高度计与飞行位置测算校正装置相连。
附图2是本实用新型控制系统硬件连接图。飞行控制计算机连接有IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计，各装置工作原理为：
1、飞行控制计算机对IMU惯性测量单元测得的三维加速度数据M1、三轴角速度数据M2、以及磁航向计测得的航向数据M3进行处理分析，进行飞行姿态计算A1，产生姿态数据D1；进行姿态控制处理A2；计算出姿态控制参数C1；
2、飞行控制计算机对三维加速度数据M1、姿态数据进行线性加速度计算A3后，产生线性加速度数据D2；
3、飞行控制计算机对线性加速度数据D2进行积分运算，并引用从GPS接收器测得的速度数据M4，进行校正A4，产生航速数据D3；进行航速控制处理A5；计算出航速控制参数C2；
4、飞行控制计算机引用GPS接收器测得的经纬度、高度数据M5、引用高度计的飞行高度数据M6，以及航速数据D3，进行飞行位置计算和校正A6；经过位置控制处理A7，计算出位置控制参数C3；
5、飞行控制计算机输出端口，与舵机控制装置相连，见图1；
6、飞行控制计算机引用姿态控制参数C1、航速控制参数C2、位置控制参数C3，进行舵机控制计算A8，产生舵机控制输出C4，交由舵机控制装置，控制舵机，参见图1、图2。
图3至图12为本实用新型相关主要部件的电路结构图。图3中加速度计和图4中气压计的输出数据由图8中的AD单元进行采集；图5A-5C中陀螺1，陀螺2及陀螺3的温度由图9中的AD单元采集；图5A-5C中陀螺1，陀螺2，陀螺3的输出数据及陀螺1的温度由图10中的AD单元采集，以上数据及图6中指南针数据和图7中GPS数据一起送至图11中姿态计算ARM，经过图11中姿态计算MCU运算后输出数据至图12中控制处理MCU单元，对相关数据进行实时分析运算后进行飞行控制，保障了飞行活动的精确性。
为了在实际飞行中，达到更好的飞行效果，本技术方案还可添加手动控制接收装置，即手动控制信号收发单元，机载无线收发装置，即地面信号收发单元，分别与飞行控制计算机连接，如图2。即手动控制信号收发单元接收从遥控器发来的控制信号，传递给飞行控制计算机；地面站收发单元一方面接收飞行器下传的各种飞行数据和参数，以及探测信息；另一方面可将地面站工作人员的控制指令，通过地面信号收发单元上传给飞行控制计算机。
Claims (3)
1、一种无人直升机自动飞行控制系统电路，包括飞行控制计算机、IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计、手动控制信号收发单元、地面信号收发单元、地面站收发单元、地面站计算机及遥控器，其特征在于：飞行控制计算机上包括测算装置部分、传感器部分以及控制装置部分；
测算装置部分由姿态测算装置、线性加速度测算装置、航速测算校正装置、飞行位置测算校正装置顺序连接构成；
传感器部分包括连接至姿态测算装置输入端的三轴加速度计、三轴角速度计以及磁航向计，三轴加速度计同时与线性加速度测算装置输入端连接，空速计连接于航速测算校正装置输入端，经纬度计和高度计同时连接于飞行位置测算校正装置的输入端；
姿态测算装置输出端连接姿态控制装置，航速测算校正装置的输出端连接有航速控制装置，飞行位置测算校正装置输出端连接飞行位置控制装置，飞行位置控制装置与舵机控制装置连接，舵机控制装置将信号传送至舵机。
2、根据权利要求1所述的无人直升机自动飞行控制系统电路，其特征在于：所述飞行控制计算机的输入端口连接有IMU惯性测量单元、磁航向计、GPS接收器、高度计，其输入输出端口连接手动控制信号收发单元和地面信号收发单元。
3、根据权利要求1所述的无人直升机自动飞行控制系统电路，其特征在于：此控制器还进一步包括遥控器和地面站收发单元，以及和地面站收发单元双向连接的地面站计算机。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CX01 | Expiry of patent term |
Granted publication date: 20100324 |
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| CX01 | Expiry of patent term |