CN204440169U - 微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统，该系统包含机载部分和地面站控制部分；地面站控制部分包含地面站、地面无线数传和遥控器；机载部分包含飞行控制模块、传感器模块、机载无线数传、遥控接收机和执行机构；飞行控制模块分别和传感器模块、机载无线数传、遥控接收机、执行机构电气相连，用于根据接收的遥控信号或地面控制信号控制执行机构工作；遥控接收机用于在无线遥控模式时接收遥控器的遥控信号并将其传递给飞行控制模块；机载无线数传和地面无线数传基于无线通信。本实用新型解决了微小型无人直升机开环不可控的问题，并且使其能够进行多模态自主飞行，拓展了其应用范围，具有一定的经济效益。

Description

微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统

技术领域

本实用新型涉及微小型无人直升机的自主飞行控制技术领域，尤其涉及一种微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统。

背景技术

微小型无人直升机，一般是载重在10kg以下直升机，其具有机动灵活、安全可靠等特点。相比于其它无人机，小型无人直升机具有造价低，体积小，重量轻，飞行相对灵活，具有垂直起降、空中悬停、协调转弯、向前和向后飞行等多种飞行模态。而且它对起飞场地和使用环境的要求低，更易于适应复杂多变的环境，在军事和民用领域均具有广阔的应用前景，如侦察监视、搜索救援、目标跟踪、电力检修、航拍成像等。

然而，微小型无人直升机是一个非常复杂的高阶控制对象，它具有高度非线性和复杂的动力学特性，纵横向轴间耦合强，开环不稳定，这些都给微小型无人直升机的控制带来了不小的难度。直升机动特性的不稳定，导致其对控制系统的依赖程度比其它飞行器大得多，因此，计算机飞行控制系统已经成为微小型无人直升机自主飞行不可或缺的重要组成部分

目前，微小型无人直升机基本都是通过专业的操纵人员通过无线遥控以及机载电子控制系统来控制，从而完成飞行任务。这对操纵人员的技术要求较高，而且只能在有限的距离内飞行，大大限制了微小型无人直升机的应用范围。

因此，解决上述问题就显得很重要。

实用新型内容

本实用新型所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及的问题，提供一种微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统。

本实用新型为解决上述技术问题采用以下技术方案：

微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统，包含机载部分和地面站控制部分；

所述的地面站控制部分包含地面监控站、地面无线数传和遥控器，所述地面监控站和地面无线数传电气相连；

所述机载部分包含飞行控制模块、传感器模块、机载无线数传、遥控接收机和执行机构；

所述传感器模块包括气压传感器、超声波测高传感器、速度传感器、航姿传感器和GPS；

所述飞行控制模块分别和气压传感器、超声波测高传感器、速度传感器、航姿传感器、GPS、机载无线数传、遥控接收机、执行机构电气相连，用于接收的遥控信号或地面控制信号，并经过计算后输出控制信号控制执行机构工作；

所述遥控接收机用于在无线遥控模式时接收遥控器的遥控信号并将其传递给飞行控制模块；

所述机载无线数传和地面无线数传基于无线通信。

作为本实用新型微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统进一步的优化方案，所述飞行控制模块采用DSP模块。

作为本实用新型微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统进一步的优化方案，所述DSP模块采用DSP芯片TMS320F28335。

作为本实用新型微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统进一步的优化方案，所述执行机构包含一个电机和四个舵机，所述电机用于控制旋翼转速，所述四个舵机分别用于控制总距、尾桨桨距、横向周期变距、纵向周期变距。

本实用新型采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.采用DSP28335芯片作为飞控计算机，所有的控制过程均通过这个控制芯片完成，其运行速度快且能运算浮点数，提高了系统的工作效率和准确性，而且该电路体积小、重量轻，便于安装，成本低廉，实用性强；

2.能够进行多模态自主飞行模式，实现自稳、定高悬停、姿态保持等飞行模态，不需要人为干预；

3.可采用遥控控制、自动控制结合的控制方式，使得在自动控制出现故障时，采用手动控制，避免了直升机的不可控状态。

附图说明

图1为本实用新型的结构示意图；

图2为本实用新型的控制结构示意图；

图3为本实用新型飞行控制的流程示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的技术方案做进一步的详细说明：

如图1所示，本实用新型公开了一种微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统，包含机载部分和地面站控制部分；

所述的地面站控制部分包含地面站、地面无线数传和无线遥控器，所述地面站和地面无线数传电气相连；

所述机载部分包含飞行控制模块、传感器模块、机载无线数传、遥控接收机和执行机构；

所述传感器模块包括气压传感器、超声波测高传感器、速度传感器、航姿传感器和GPS；

所述飞行控制模块分别和气压传感器、超声波测高传感器、速度传感器、航姿传感器、GPS、机载无线数传、遥控接收机、执行机构电气相连，用于根据接收的遥控信号或地面控制信号控制执行机构工作；

所述遥控接收机用于在无线遥控模式时接收遥控器的遥控信号并将其传递给飞行控制模块；

所述机载无线数传和地面无线数传基于无线通信。

所述无人直升机飞行控制系统包括无线遥控飞行模式与多模态自主飞行模式：

无线遥控飞行模式时，遥控接收机接收遥控器信号传输至DSP模块，DSP模块对接收的信号处理后分别输出控制信号控制执行机构工作；

多模态自制飞行模式时，所述传感器模块实时采集直升机的姿态数据、高度数据、速度数据，并将采集到的数据发送至DSP模块；所述PC控制台通过无线传输模块将数据传输至DSP模块；所述DSP模块实时接收传感器数据及PC控制平台数据，并对接收的信号处理后分别输出控制信号至执行机构，控制执行机构工作。

所述执行机构包括4个舵机和一个电机，四个舵机分别用于控制总距、尾桨桨距、横向周期变距、纵向周期变距，电机用于控制旋翼转速；所述舵机与旋翼电机均采用标准50Hz的PWM控制。

所述直升机包括四个通道：俯仰通道、横滚通道、偏航通道、高度通道，对应的舵面分别是纵向周期变距、横向周期变距、尾桨桨距、总距。直升机采用CCPM电子控制式螺距混控系统，控制信号接往控制十字盘做六自由度运动的升降舵、副翼舵和螺距这三个舵机、控制尾桨的航向舵机以及控制旋翼转速的电动马达。

以下将无人直升机简称为无人机，将飞行控制简称为飞控，地面站控制部分简称为地面站：

在无人机系统中，飞行控制系统是其核心部分，也可以称作“神经中枢”，它以飞控计算机为控制核心，辅助相应传感器单元、执行机构、伺服操纵模块、无线传输模块、测控终端等，实现对无人机的自主导航、飞行控制、任务管理等功能。

无人机飞控系统分为内回路和外回路两个部分，其中内回路为飞控回路，也可以称之为姿态环；外回路是导航制导回路，实现对经纬、高度的精确跟踪，从而实现无人机的航点飞行。本实用新型的控制系统主要就是提供完成无线遥控及自主飞行任务的软、硬件平台。飞控板接收各类传感器采集的信息，与外环和内环提供的“指令信号”相比较，分别作为制导算法和控制律算法的输入，完成制导和控制律的解算，制导算法的解算结果作为控制单元的指令，执行机构则按照控制单元解算得出的指令驱动旋翼电机和舵机工作，实现对微小型无人直升机的控制。

该微小型无人直升机飞行控制系统，主要针对单旋翼带尾桨直升机，包括机载设备和地面监控站两部分。下面详细介绍其具体工作过程及原理。

1.飞控系统的硬件实现和工作原理

整个飞控系统分为机载部分和地面站控制部分。地面控制站和机载部分的通信有两种方式，2.4GHz的FUTABA遥控器无线通信和900MHz无线传输模块通信。FUTABA遥控器是一款无线遥控器，与该品牌接收机配套使用。操纵人员可以通过拨动遥控器上的拨杆，产生具有不同脉宽的各通道遥控PWM信号。飞行控制板的核心为DSP，主要负责读取气压传感器、超声波高度计、航姿传感器和GPS模块的数据，读取遥控器操纵指令，生成舵机操纵指令，与地面站进行无线数据传输，数据解算，飞行控制律解算，输出控制信号等工作。

本实用新型的机载部分包括DSP模块、旋翼电机、十字盘舵机、具有MEMS陀螺仪和三轴加速度计的航姿传感器及其接口电路、GPS及其接口电路、高度测量传感器及其接口电路、复位电路、小电压差线性稳压器、JTAG接口、无线传输模块及其接口电路、电源，所述DSP模块包括单极性PWM输出驱动电路、PWM捕获驱动电路；其中旋翼电机和舵机与DSP的单极性PWM输出驱动电路连接，航姿传感器通过电平转换电路与DSP的UART串口连接，GPS、高度传感器也与DSP的UART串口连接，速度传感器、气压传感器与DSP的普通IO口连接，无线传输模块通过TTL电平接口与DSP的串口相连接，地面控制站部分的无线传输模块与机载部分的无线传输模块相互传输数据，遥控器的接收机与DSP的eCAP捕获模块相连。

①飞控计算机功能描述

本文提出了以DSP为飞控计算机设计方案，可以实现任务的合理分配。

主控芯片采用TI公司的DSP芯片TMS320F28335；TMS320F28335控制效果好，运算能力强，是该系列DSP中性能优越的代表，故仅用一块足够实现导航和飞控的功能。以下对飞控计算机详细描述：

飞行控制计算机中，DSP是主控芯片，所有的信号读入，解算，飞行控制律的解算，控制信号输出均有其完成。DSP完成的内容有：传感器信号处理、遥控信息接收、导航计算、控制律解算、舵机驱动、地面站通信等。

DSP是控制核心，所有完成的工作构成了带反馈的闭环控制。它处理传感器信息，为飞控系统提供反馈输入；接收遥控或自主控制指令，根据具体指令采用不同的控制方式；输出控制信号控制舵机，从而控制飞机飞行。在此基础上可扩展其导航功能，根据地面站规划的路径完成航迹规划和航程推算的功能，根据导航信息完成自主飞行。从而为无人机量身设计集高速度、高精度和小型化于一体的新型飞行控制计算机。

②飞控计算机硬件设计

飞控板使用高效能锂电池独立供电，需使用降压芯片，提供5V、3.3V、1.2V和1.8V这四种直流电源以满足主控芯片的需求；可以选择DC/DC，也可以选择LDO；降压DC/DC变换的要求是，满足系统对电源数量及伏值的要求；使转换效率足够高；满足信号匹配的要求；使器件功耗最低。选用高转换效率的小型12D5-DC/DC模块LM2596-5.0这一开关型DC/DC转换器实现三节锂电池12V→5V的高降压，外输入的+12V来自电池并作为5V电源基准的输入电压，5V作为数字电路的VCC。DC/DC转换器的优点是效率高、可以输出大电流、静态电流小。选用LM1117这一LDO稳压器实现5V→3.3V，3.3V→1.2V，3.3V→1.8V的低压降，可达到很高的效率，且成本低，噪音低，静态电流小，电路结构简单。

TMS320F28335是TI公司新推出的浮点型DSP处理器，它在已有的DSP平台上增加了浮点运算内核，即保持了原有DSP芯片的优点，又能够执行复杂的浮点运算，可以节省代码执行时间和存储空间，精度高，成本低，功耗小，外设集成度高，数据及程序存储量大。利用TMS320F28335开发，所需的外围芯片相对较少，系统结构简单优化，成本较低，可靠性高。

为了使程序能掉电运行，程序必须写入FLASH中，就TMS320F28335而言，其内部有256K×16位的片内FLASH存储器，分为8个32K×16位的扇区，能满足代码存储需要的容量，可以不扩展片外FLASH，仅利用片上资源即可；中断代码存储在片内FLASH中，在RAM里运行，以提高执行效率；使用时，将目标代码从PC机上通过下载电缆和JTAG口写入DSP中，方便快捷。

本方案中需要使用到的模块有增强型脉冲宽度调制器外设模块(ePWM)、增强捕捉模块(eCAP)和SCI模块，其中，增强型脉冲宽度调制器外设模块(ePWM)用于产生固定周期的波形，供给模型直升机的舵机使用；增强捕捉模块(eCAP)可以完成多个时间的捕捉任务；SCI模块用于与传感器进行数据传输。

本实用新型构造的飞控系统的主要创新点之一，集成度比较高。DSP TMS320F28335芯片具有丰富的片上资源和外部设备，不需要外接其他设备，就可以满足微小型无人直升机的飞控系统的需求。

③传感器模块、伺服操纵模块、地面控制站单元和无线传输模块的设计

本实用新型中使用到的传感器系统包括：

(1)飞行姿态测量系统：选用VM-i航姿测量系统，它是VMSENS公司提供的基于MEMS技术的低成本的，高性能三维运动姿态测量系统(AHRS)。MEMS是指一种集微控制器和信号处理电路的微机电系统，广泛应用于航姿传感系统等精密设备。VM-i包含三轴陀螺仪、三轴加速度计(即IMU)、三轴电子罗盘等辅助运动传感器，通过内嵌的低功耗处理器输出校准过的角速度，加速度，磁数据等，通过基于四元数的Motion Sensor Fusion算法进行数据融合，实时输出以四元数、欧拉角等表示的零漂移三维运动姿态数据。

它优势在于：无需滤波，模块内部已经做好了；无需传感器信息融合和信号调理；集成度很高。

AHRS的采样频率取最大频率100Hz，输入电压为5V，直接由飞控板提供，RS232串口电平，需做电平转换。安装时为AHRS设计专门的减振机构，最大限度地削弱振动对它测量精度的影响。

(2)全球卫星定位导航系统：选用型号为LOCOSYS MC15130915，OEM板采用串行通信NMEA协议，采用GPRMC最小定位信息来获得所需的时间、位置等信息，内容主要有经度、纬度、高度、速度、时间、日期等。GPS的天线安装在直升机的尾梁后部，尽可能地离开主旋翼的覆盖范围。由于直升机的空速难以测量，本系统利用GPS测得的地速信号进行控制。

(3)高度测量传感器：这里采用超声波测距+气压高度的双冗余度高度测量方式，超声波选用DYP-ME007TX，采样频率2Hz，测距模块可以在2cm到3m范围内精确测量出航模距地面的实际距离。编程时需做均值滤波；气压高度选用高精度的MS5611，能精确到1mm的气压高度，编程时需先读取初始化参数。直升机飞行高度较低时，可选用超声波测高；当其飞行距离较高超出视距时，选用气压高度精确定位。

伺服操纵控制系统模块共有4个控制舵机，分别用于控制十字盘和尾翼的桨距。改变PWM波发生模块的相应PWM波的占空比，从而实现舵机转角控制，信号周期为20ms。

地面监控系统控制站单元是包括一台遥控器、一台运行着地面监控程序的PC，是人与直升机交互的平台。它负责监测飞行状态，包括姿态角、航向、飞行速度、直升机坐标以及飞行策略执行状况；它还能发送控制指令和规划目标点给直升机，可根据任务需要设定飞行航迹。地面站监控软件采用Visual Studio2010开发环境通过MFC进行开发设计。

无线传输模块包括两部分，即无线数传和遥控器传输模块。机载系统与地面站通过XBee无线通信模块进行数据交换；机载系统借助2.4GHz Futaba链路接收遥控器信息。

2.飞控结构

本实用新型的微小型无人机飞控控制结构如图2所示，微小型无人机飞控系统分为内回路和外回路两个部分，其中内回路为飞控回路，包括角速率环和姿态环；外回路是导航制导回路，实现对经纬、高度的精确跟踪，从而实现无人机的轨迹控制。飞控板接收各类传感器采集的信息以及地面控制信号，与外环和内环提供的“指令信号”形成反馈，分别作为制导算法和控制律算法的输入，完成制导和控制律的解算，制导算法的解算结果作为控制单元的指令，执行机构则按照控制单元解算得出的指令驱动旋翼电机和舵机工作，实现对无人机的控制,步骤如下：

步骤1)，采集无人直升机的角速度数据、姿态数据、高度数据、速度数据和位置信息；

步骤2)，将接收到的地面站的控制指令转换为无人直升机的动作指令；

步骤3)，根据动作指令以及无人直升机的角速度数据、姿态数据、高度数据、速度数据、位置信息计算出无人直升机执行机构的控制量；

步骤4)，根据步骤3)中计算出的控制量控制无人直升机的执行机构动作，并反馈无人直升机的角速度数据、姿态数据、高度数据、速度数据和位置信息，与动作指令形成闭环控制。

在简单的开环软件基础上，完成带反馈的闭环控制方案，其控制律采用如下公式表示：其中，Δδ为执行机构的控制量，Δe为误差数据，为误差数据变化率，k_p为误差数据的系数，k_i为误差数据积分的系数，k_d为误差数据变化率的系数。

将不同的参数带入上述公式，即可实现各种控制律算法，具体实施例如下：

(1)角速率保持回路设计

角速率保持回路，俗称阻尼环，用来改善直升机的稳定性。直升机三机体轴角速率保持的控制律都由姿态角速率反馈组成，分别增加阻尼力矩与稳定(恢复)力矩。

以俯仰通道的设计为例，控制律为：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\θ}}=k_{\mathrm{p\θ}}\mathrm{\Δ}{e}_{\mathrm{\θ}}+k_{\mathrm{i\θ}}\∫\mathrm{\Δ}{e}_{\mathrm{\θ}}+k_{\mathrm{d\θ}}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{e}}_{\mathrm{\θ}}---\left(1\right)$

其中，Δe_θ和分别是俯仰角速率误差和俯仰角速率的变化率，k_pθ，k_iθ和k_dθ分别是角速率误差项，角速率误差积分项和角速率变化率项的系数，构成了一种PID控制律。Δδ_e叠加在俯仰舵机的输出上，转化为作用在舵机上的控制效果。当飞机低头时，对应的控制律能使俯仰舵机产生一个抬头力矩，让飞机抬头，以抵消低头的趋势，使飞机保持稳定，反之亦然。

按照这个思路，可设计出横滚通道和偏航通道的控制器，皆为类似(1)式的PID控制策略。实验证明，这种控制方案简单易行，效果显著，使得飞机具备了一定的抗气流干扰的能力。

(2)姿态保持回路设计

直升机三机体轴姿态保持系统的控制律都由姿态角位移反馈组成，对纵/横向姿态控制和航向控制来说，姿态保持系统处于最内环，是直升机操纵最核心的部分，在整个飞行过程中都需要它来完成。

姿态保持回路的姿态角基准值是指飞机在悬停模态下的配平值，是通过实验获得的，通常不一定为零；姿态的实际测量值是通过机载传感器测得的。实际值和基准值之差即为误差，这就是“误差反馈控制”的来源；对于姿态保持回路来说，能得到姿态角速度和姿态角位移两个误差。

以俯仰通道的设计为例，控制律为：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\θ}}=k_{\mathrm{p\θ}}\mathrm{\Δ}{e}_{\mathrm{\θ}}+k_{\mathrm{i\θ}}\∫\mathrm{\Δ}{e}_{\mathrm{\θ}}+k_{\mathrm{d\θ}}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{e}}_{\mathrm{\θ}}---\left(2\right)$

其中，Δe_θ和分别是俯仰角和俯仰角的变化率，k_pθ，k_iθ和k_dθ分别是姿态角位移，姿态角位移积分项和姿态角速率项的系数，构成了一种PID控制律。Δδ_e转换为期望的俯仰角速率，作为角速率环的期望输入信号，控制飞机运动，以保持期望的俯仰角。当飞机低头时，对应的控制律能使俯仰舵机产生一个抬头力矩，让飞机抬头，使飞机保持期望的姿态俯仰角，反之亦然。

按照这个思路，可设计出横滚通道和偏航通道的控制器，皆为类似(2)式的PID控制策略。实验证明，这种控制方案简单易行，效果显著，使得飞机具备了一定的姿态保持能力。

(3)高度控制回路设计

改变高度有两种方法，即改变旋翼转速和改变集体螺距，前者需操纵马达电机，后者需同时操纵3个舵机。由于现在直升机都采用保持旋翼转速恒定而改变桨距角的方法来控制拉力的大小，故高度保持模态即需控制旋翼转速为常值。

高度控制实际上就是通过高度传感器反馈的真实高度与设定高度相比较，根据偏差值来调整总距的大小。悬停模态需要定高，这时给定一个固定的高度值作为设定值，此时即构成高度保持模态。在实际飞行时，常常记下由手动控制切到自动控制时的高度值作为高度保持的基准值，起飞和着陆过程的高度可以是类斜坡的指令信号。

在悬停模态下，高度保持的控制律为：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_c=k_{\mathrm{ph}}\mathrm{\Δ}{e}_h+k_{\mathrm{i\θ}}\∫\mathrm{\Δ}{e}_h+k_{\mathrm{dh}}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{e}}_h---\left(3\right)$

其中，Δe_h和是高度误差和高度变化率的误差，k_ph，k_iθ和k_dh分别是高度误差，高度误差积分项和高度误差变化率项的系数，构成了PID控制律。控制律的输出Δδ_c叠加在总距舵机上，这样，当飞机掉高度时，总距会产生一个正的增量，增升；当飞机高度超过预设值时，总距会自动减小升力，产生一种负反馈的自动控制效果。

(4)速度控制设计

前飞速度和侧飞速度控制回路建立在纵横向姿态控制的基础上，利用传感器反馈的加速度信号和速度信号进行闭环控制。加速度信号可以来自线加速度计，而速度信号可以由差分GPS的地速进行解算得到。俯仰通道和滚转通道分别通过PID控制将速度偏差反馈给姿态回路。由速度保持回路可构成自动悬停模态。

以俯仰通道为例，控制律为：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\θ}}_c=k_{\mathrm{pu}}\mathrm{\Δ}{e}_u+k_{\mathrm{iu}}\∫\mathrm{\Δ}{e}_u+k_{\mathrm{du}}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{e}}_u---\left(4\right)$

其中，Δe_u和分别为俯仰通道前向飞行速度和加速度，k_pu，k_iu和k_du分别为控制器参数，Δθ_c是叠加在姿态角指令上的外环指令，这样就构成了控制外环，即外环的输出是内环的输入：当飞机前飞速度不为零时，会产生一个附加的俯仰角指令动作，而按照此附加指令下动作的飞机能产生与前飞速度反向的加速度，迫使其前向速度为零，达到速度保持的目的，即保持悬停下速度为零。

对于横滚通道来说，采用类似(4)式的控制律，只是输入换成了侧向飞行的速度和加速度，输出是一个附加的滚转角指令。

(5)位置控制设计

位置控制包括定点悬停和轨迹控制。定点悬停模态是利用GPS的位置反馈信息构成的水平位置闭环控制。轨迹控制主要靠GPS反馈的位置信息不断地修正实际航向和偏航距来保证无人直升机按照设定航线飞行。俯仰通道和滚转通道分别通过PID控制将位置偏差反馈给速度回路。由位置保持回路可构成定点悬停模态。

定点悬停模态的控制律设计同前，如x轴方向：

$\mathrm{\Δ}{u}_c=k_{\mathrm{px}}\mathrm{\Δ}{e}_x+k_{\mathrm{ix}}\∫\mathrm{\Δ}{e}_x+k_{\mathrm{dx}}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{e}}_x---\left(5\right)$

位置误差产生的是速度附加指令，是速度环的外环，公式的物理意义类比于前。这样，就形成了一个从位置环到速度环再到姿态环的串级多回路控制系统，再加上高度保持模态，就能从整体上完成定点悬停的功能。y轴方向的控制律参考公式(5)，即将侧向位置偏移反馈到横侧向线速度上去。

以上各回路由内而外都是采用经典的PID控制算法，需选取合理的控制参数，使各个通道跟踪控制器的指令信号，改善其稳定性能。参数的选取过程是，不断调参试飞，最终得到最佳参数值。

3.系统的软件算法流程和工作原理

在本实用新型中，为了提高软件运行的效率，根据飞行控制的功能要求和系统硬件结构特点采用模块化编程，把应用程序划分为若干个相对独立的程序模块，分别完成相应的功能。软件开发常采用最基本的、无操作系统的直接程序设计方式，其优点是生成的代码短小精简，运行速度快，本方案容错性强、可靠性高且维护简单。所有的处理都采用中断处理的形式，以此来保证程序执行的实时性和提高工作效率。

飞控系统的软件主要包括读取传感器数据、读取遥控信号、传感器信息解算、飞行控制律解算、输出控制信号和地面站通信这六大功能模块。这些所有的内容都在DSP28335芯片中运行，本实用新型均采用中断的形式实现。

传感器数据采集模块：包括AHRS、GPS、无线电高度测距、气压高度传感器这几方面。AHRS选用的是VM-i传感器，是通过UART串口和DSP28335相接的，因此编写串口通信的程序，以接收和存储角速度、加速度、欧拉角等姿态值。VM-i被设置成每10ms发送一帧数据，DSP28335需要对该数据解帧，校验和检验正确后才存储，否则抛弃；GPS也是通过UART串口和DSP28335相接的，按照同样的思路编写串口通信的程序。GPS每次发送来的数据量较大，因此DSP28335需要提取出所需的经纬度、地速等有用的数据，存储在内存中。高度传感器为超声波测高传感器，超声波传感器DYP-ME007TX数据是通过串口传输，在DSP28335芯片中，用串口UART中断接收实现；如前所述，为了得到相对准确的高度信息，还包括气压高度传感器模块的驱动，采用DSP28335的普通IO口模拟I2C协议，按照MS5611的数据手册时序图驱动该模块工作，将读取到的温度值补偿到气压值上，再转换成高度数值；与地面站无线通信模块：DSP28335外接XBEE无线通信模块，能向地面站传输姿态数据，并接收地面发送来的数据帧和指令帧。这些有效的数据和指令通常要编码传输给DSP28335，供飞控系统处理。

DSP28335的一个工作始终作为一拍，在定时器的一拍控制流程中，定时中断中先解算、更新传感器数据，再根据存储的航线状态和数据以及无线电测控终端发过来的上行遥控指令与数据，经判断、运算和处理之后，再通过飞行控制律解算，输出控制信号给伺服执行机构即舵机系统，控制操纵直升机的舵面，以控制直升机的飞行；具体来说，每一拍控制流程在一个定时器中断中实现，流程如图3所示。

考虑到所用的模型直升机的带宽，设置DSP定时器周期为15ms，在每拍中依次完成姿态采集和地面站数据/指令接收、发送直升机飞行数据给地面站、控制律解算、控制量输出这些任务，以下详细描述：

控制律解算模块：根据捕获到的FUTABA遥控器的“模态切换”通道的拨杆位置，确定当前采取的控制模式：若为无线控制模式，则接收遥控器的指令信号，通过飞行控制律结算后控制飞机实现相应的飞行动作；若为自主飞行模式，则根据地面站的指令信号，依次调用控制律解算模块的姿态保持、高度保持、速度保持这几个程序段，利用离散PID计算出控制输出的增量，自主完成相应的飞行动作。

控制量输出模块：若为手动控制模式，则在DSP的eCAP中断中将遥控器接收机捕获值转换为相应的直升机机姿态指令，经飞行控制律解算后，输出ePWM控制信号；若为自主飞行模式，则是根据地面站动作指令，直接通过飞行控制律完成结算，输出ePWM控制信号。

与地面站之间通信：主要包括两部分功能，一是接收地面站发送的指令信号；二是发送直升机的姿态、位置等飞行数据给地面站，实时显示给地面监控人员。

在将PID控制器数字化时，采用的是位置式PID数字化算法，此算法中，控制器中只需保存被控量前后三次测量的偏差值，即可解出控制量。

以上，是飞控系统的软件具体实现。

最终，本实用新型把以上各部分综合实现，经过试飞调试，获得了最佳的PID控制参数。并且本实用新型成果达到了预期的目的：能使微小型无人直升机能够实现自稳、自动悬停以及姿态保持等模式，最终具备了自主飞行能力，解决了微小型无人直升机难以控制的问题。同时，本实用新型的软硬件设计可以运用于多种小型无人直升机上，具备一定的实用性和通用性。

Claims (4)

1.微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统，其特征在于，包含机载部分和地面站控制部分；

所述的地面站控制部分包含地面监控站、地面无线数传和遥控器，所述地面监控站和地面无线数传电气相连；

所述机载部分包含飞行控制模块、传感器模块、机载无线数传、遥控接收机和执行机构；

所述传感器模块包括气压传感器、超声波测高传感器、速度传感器、航姿传感器和GPS；

所述飞行控制模块分别和气压传感器、超声波测高传感器、速度传感器、航姿传感器、GPS、机载无线数传、遥控接收机、执行机构电气相连，用于接收遥控信号或地面控制信号，并经过计算后输出控制信号控制执行机构工作；

所述遥控接收机用于在无线遥控模式时接收遥控器的遥控信号并将其传递给飞行控制模块；

所述机载无线数传和地面无线数传基于无线通信。

2.根据权利要求1所述的微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统，其特征在于，所述飞行控制模块采用DSP模块。

3.根据权利要求2所述的微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统，其特征在于，所述DSP模块采用DSP芯片TMS320F28335。

4.根据权利要求1所述的微小型无人直升机多模态自主飞行的控制系统，其特征在于，所述执行机构包含一个电机和四个舵机，所述电机用于控制旋翼转速，所述四个舵机分别用于控制总距、尾桨桨距、横向周期变距、纵向周期变距。