一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)及其控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)，包括機(jī)載單元、地面控制站單元，所述的機(jī)載單元包括飛行控制計(jì)算機(jī)、傳感器模塊、伺服操縱模塊、無線傳輸模塊、遙控接收機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)，所述的地面控制單元包括具有無線傳輸功能的測控終端；所述測控終端包括PC控制臺及遙控器，本系統(tǒng)包括自動控制和手動控制兩種模式；該系統(tǒng)具有體積小重量輕的特點(diǎn)。本發(fā)明還公開了一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的控制方法，通過閉環(huán)控制算法計(jì)算控制輸出量來控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作；該方法降低了模型直升機(jī)操縱的復(fù)雜度，使直升機(jī)具備了最基礎(chǔ)的自動飛行能力。本發(fā)明具有很好的社會經(jīng)濟(jì)效益。
【專利說明】一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)及其控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001 ] 本發(fā)明公開了 一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)及其控制方法，屬于遙控模型(無人)直升機(jī)的自主控制【技術(shù)領(lǐng)域】。
【背景技術(shù)】
[0002]當(dāng)前市場上的遙控模型直升機(jī)工作在信號直通的方式，即操縱手通過控制手持遙控器發(fā)出信號，安裝于直升機(jī)上的接收機(jī)收到信號后直接驅(qū)動舵機(jī)和電機(jī)，通過改變脈寬來改變主旋翼轉(zhuǎn)速和十字盤位置，進(jìn)而控制直升機(jī)按遙控器動作。部分直升機(jī)還配有機(jī)載陀螺儀，能增加一定的阻尼，便于控制。
[0003]這種手控的工作方式簡單方便，但帶來一個問題:遙控模型直升機(jī)控制難度大，且無法實(shí)現(xiàn)自主飛行。直升機(jī)與固定翼飛機(jī)相比，氣動特性更加復(fù)雜，動特性都是不穩(wěn)定的，并且各個通道間存在很強(qiáng)的軸間耦合，且現(xiàn)有技術(shù)中直升機(jī)控制系統(tǒng)體積及重量大，不便于安裝，且成本較高。
[0004]目前，模型直升機(jī)的飛行控制系統(tǒng)為開環(huán)系統(tǒng)，所以人工駕駛的難度很大，一般都由專業(yè)的航模駕駛?cè)藛T操縱。當(dāng)遙控模型直升機(jī)遭遇較大氣流擾動時，控制難度會加大，甚至處于非可控狀態(tài)，這樣，遙控直升機(jī)的任務(wù)可執(zhí)行性就大打折扣了。
[0005]因此，解決上述問題是迫切需要的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是:提供一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)，解決了直升機(jī)控制系統(tǒng)體積重量大不方便安裝及成本高的問題。
[0007]為解決上述技術(shù)問題，采用的技術(shù)方案是:
[0008]一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)，包括機(jī)載單元、地面控制站單元，所述的機(jī)載單元包括飛行控制計(jì)算機(jī)、傳感器模塊、伺服操縱模塊、無線傳輸模塊、遙控接收機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)，所述的地面控制單元包括具有無線傳輸功能的測控終端；所述測控終端包括PC控制臺及遙控器，所述飛行控制計(jì)算機(jī)包括DSP模塊、FPGA模塊；所述無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的控制模式包括手動控制模式與自動控制模式:
[0009]手動控制模式時，遙控接收機(jī)接收遙控器信號傳輸至DSP模塊，DSP模塊對接收的信號處理后分別輸出至伺服操縱模塊，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作；
[0010]自動控制模式時，所述傳感器模塊實(shí)時采集直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，并將采集到的數(shù)據(jù)發(fā)送至FPGA模塊；所述PC控制臺通過無線傳輸模塊將數(shù)據(jù)傳輸至FPGA模塊；所述FPGA模塊實(shí)時接收傳感器數(shù)據(jù)及PC控制臺數(shù)據(jù)，將數(shù)據(jù)處理后定時發(fā)送至DSP模塊，所述DSP模塊對接收的信號處理后分別輸出至執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作。
[0011]所述FPGA模塊包括UART串口 ；所述傳感器模塊包括氣壓傳感器、高度傳感器、速度傳感器、航姿傳感器、GPS ;所述氣壓傳感器、高度傳感器、速度傳感器的輸出分別與FPGA模塊的IO 口連接，所述GPS的輸出與FPGA模塊的UART串口連接，所述航姿傳感器的輸出信號經(jīng)電平轉(zhuǎn)換電路轉(zhuǎn)換后輸入至FPGA模塊。
[0012]本發(fā)明還提供了一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的控制方法，解決了現(xiàn)有技術(shù)中開環(huán)系統(tǒng)帶來控制難度大的問題。
[0013]為解決上述技術(shù)問題，采用的技術(shù)方案是:
[0014]一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的控制方法，所述DSP模塊包括傳感器數(shù)據(jù)解算模塊、舵機(jī)控制模塊、控制律解算模塊，所述控制律解算模塊的姿態(tài)保持控制律、高度保持控制律、速度保持控制律，所述方法包括如下步驟:
[0015](I)控制直升機(jī)上升，并實(shí)時反饋上升過程中直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，當(dāng)直升機(jī)上升到預(yù)先設(shè)定的高度時，停止上升，此時直升機(jī)處于懸停狀態(tài)，記錄該狀態(tài)下直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)；
[0016](2)傳感器模塊實(shí)時采集直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，并將采集到的數(shù)據(jù)發(fā)送至FPGA模塊；所述PC控制臺通過無線傳輸模塊將數(shù)據(jù)傳輸至FPGA模塊；所述FPGA模塊實(shí)時接收傳感器數(shù)據(jù)及PC控制臺數(shù)據(jù)，將數(shù)據(jù)處理成“幀”的格式定時發(fā)送至傳感器數(shù)據(jù)解算模塊，所述傳感器數(shù)據(jù)解算模塊將接收到的數(shù)據(jù)幀解算出姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，將解算出的數(shù)據(jù)與懸停狀態(tài)下同類數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，得到誤差數(shù)據(jù)，并根據(jù)控制律計(jì)算出執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，所述控制律采用如下公式表示:
[0017]Δ δ =kpA e+kdA e’，其中，Δ δ為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，Δθ為誤差數(shù)據(jù)，Δ e’為誤差數(shù)據(jù)變化率，kp為誤差數(shù)據(jù)的系數(shù)，kd為誤差數(shù)據(jù)變化率的系數(shù)。
[0018]所述控制律包括姿態(tài)控制律、高度控制律、速度控制律、位置控制律。
[0019]與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果為:
[0020](I)采用FPGA加DSP的飛行控制計(jì)算機(jī)硬件電路，所有的控制過程均通過這兩個控制芯片完成，使得該電路體積小、重量輕，便于安裝，成本低廉，有實(shí)用性。
[0021](2)該控制方法采用閉環(huán)ro控制，實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)的自動懸停模態(tài)，并且在這種模態(tài)下，實(shí)時采集處理傳感器信息，調(diào)節(jié)直升機(jī)的狀態(tài)，降低了模型直升機(jī)操縱的復(fù)雜度，使直升機(jī)具備了最基礎(chǔ)的自動飛行能力。
[0022](3)可米用手動控制、自動控制及手動自動結(jié)合的控制方式，使得在自動控制出現(xiàn)故障時，采用手動控制，避免了直升機(jī)的不可控狀態(tài)。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0023]圖1為本發(fā)明直升機(jī)導(dǎo)航制導(dǎo)與控制結(jié)構(gòu)框圖。
[0024]圖2為本發(fā)明飛行控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)框圖。
[0025]圖3為本發(fā)明DSP —拍控制流程框圖。
[0026]圖4為本發(fā)明無人直升機(jī)控制系統(tǒng)框圖。
【具體實(shí)施方式】
[0027]下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)說明:
[0028]如圖1所示，一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)，包括機(jī)載單元、地面控制站單元，所述的機(jī)載單元包括飛行控制計(jì)算機(jī)、傳感器模塊、伺服操縱模塊、無線傳輸模塊、遙控接收機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)；所述的地面控制單元包括具有無線傳輸功能的PC控制臺及遙控器；所述飛行控制計(jì)算機(jī)包括DSP模塊、FPGA模塊；所述無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)包括手動控制模式與自動控制模式:
[0029]手動控制模式時，遙控接收機(jī)接收遙控器信號傳輸至DSP模塊，DSP模塊對接收的信號處理后分別輸出至伺服操縱模塊，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作；
[0030]自動控制模式時，所述傳感器模塊實(shí)時采集直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，并將采集到的數(shù)據(jù)發(fā)送至FPGA模塊；所述PC控制臺通過無線傳輸模塊將數(shù)據(jù)傳輸至FPGA模塊；所述FPGA模塊實(shí)時接收傳感器數(shù)據(jù)及PC控制臺數(shù)據(jù)，將數(shù)據(jù)處理后定時發(fā)送至DSP模塊，所述DSP模塊對接收的信號處理后分別輸出至執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作。
[0031]所述執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括4個舵機(jī)和一個旋翼電機(jī)，四個舵機(jī)分別用于控制總距、尾槳槳距、橫向周期變距、縱向周期變距，旋翼電機(jī)用于控制旋翼轉(zhuǎn)速；所述舵機(jī)與旋翼電機(jī)均采用標(biāo)準(zhǔn)航模50Hz的PWM控制。所述直升機(jī)包括四個通道:俯仰通道、橫滾通道、偏航通道、高度通道，對應(yīng)的舵面分別是縱向周期變距、橫向周期變距、尾槳槳距、總距。模型直升機(jī)采用ECCPM電子控制式螺距混控系統(tǒng)，F(xiàn)UTABA接收機(jī)輸出信號接往控制十字盤做六自由度運(yùn)動的升降舵、副翼舵和螺距這三個舵機(jī)、控制尾槳的航向舵機(jī)以及控制旋翼轉(zhuǎn)速的電動馬達(dá)。
[0032]以下將無人直升機(jī)簡稱為無人機(jī)，將飛行控制簡稱為飛控，地面控制站簡稱為地
面站:
[0033]在無人機(jī)系統(tǒng)中，飛行控制系統(tǒng)是其核心部分，也可以稱作“神經(jīng)中樞”，它以飛控計(jì)算機(jī)為控制核心，輔助相應(yīng)傳感器單元、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、伺服操縱模塊、無線傳輸模塊、測控終端等，實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)的自主導(dǎo)航、飛行控制、任務(wù)管理等功能。
[0034]無人機(jī)飛控系統(tǒng)分為內(nèi)回路和外回路兩個部分，其中內(nèi)回路為飛控回路，也可以稱之為姿態(tài)環(huán)；外回路是導(dǎo)航制導(dǎo)回路，實(shí)現(xiàn)對經(jīng)緯、高度的精確跟蹤，從而實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的自主尋跡。本發(fā)明的控制系統(tǒng)主要就是提供完成自動及手動飛行任務(wù)的軟、硬件平臺。飛控板接收各類傳感器采集的信息，與外環(huán)和內(nèi)環(huán)提供的“指令信號”相比較，分別作為制導(dǎo)算法和控制律算法的輸入，完成制導(dǎo)和控制律的解算，制導(dǎo)算法的解算結(jié)果作為控制單元的指令，執(zhí)行機(jī)構(gòu)則按照控制單元解算得出的指令驅(qū)動旋翼電機(jī)和舵機(jī)工作，實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)的控制。
[0035]本實(shí)施例以微小型無人遙控模型直升機(jī)為例，高度傳感器選擇超聲波高度計(jì)，詳細(xì)介紹其具體工作過程及原理。
[0036]①飛控系統(tǒng)的硬件實(shí)現(xiàn)和結(jié)構(gòu)原理
[0037]如圖2所不,整個系統(tǒng)分為機(jī)載飛控板部分和地面站部分。地面站和飛控板的通信有兩種方式，即2.4GHz的FUTABA遙控器無線通信和900MHz無線傳輸模塊通信。FUTABA遙控器是日本雙葉電子工業(yè)株式會社生產(chǎn)的一款航模通用的遙控器，與該品牌接收機(jī)配套使用。航模操縱者可以通過撥動遙控器上的一些撥桿，各撥桿所處的不同位置對應(yīng)于不同的行程，能產(chǎn)生具有不同脈寬的各通道遙控PWM信號。飛行控制板的核心為DSP+FPGA雙核架構(gòu)。FPGA主要負(fù)責(zé)讀取氣壓傳感器、超聲波高度計(jì)、航姿傳感器和GPS模塊的數(shù)據(jù)，同時負(fù)責(zé)與地面站進(jìn)行無線數(shù)據(jù)傳輸。DSP負(fù)責(zé)傳感器數(shù)據(jù)解算、控制律算法等計(jì)算工作，同時讀取遙控器操縱指令，生成舵機(jī)操縱指令。
[0038]本發(fā)明的機(jī)載部分包括FPGA模塊、DSP模塊、旋翼電機(jī)、十字盤舵機(jī)、具有MEMS陀螺儀和三軸加速度計(jì)的航姿傳感器及其接口電路、GPS及其接口電路、高度測量傳感器及其接口電路、復(fù)位電路、小電壓差線性穩(wěn)壓器、JTAG接口、無線傳輸模塊及其接口電路、電源，所述DSP模塊包括單極性PWM輸出驅(qū)動電路、PWM捕獲驅(qū)動電路；其中旋翼電機(jī)和舵機(jī)與DSP的單極性PWM輸出驅(qū)動電路連接，航姿傳感器通過電平轉(zhuǎn)換電路與FPGA連接，GPS與FPGA的UART串口連接，高度傳感器、速度傳感器、氣壓傳感器與FPGA的普通IO 口連接，無線傳輸模塊通過TTL電平接口與FPGA的串口相連接，地面控制站部分的無線傳輸模塊與機(jī)載部分的無線傳輸模塊相互傳輸數(shù)據(jù)，遙控器的接收機(jī)與DSP的PWM捕獲驅(qū)動電路連接。
[0039]1、飛控計(jì)算機(jī)功能描述
[0040]本文提出了以DSP和FPGA為控制核心的雙核架構(gòu)飛控計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)方案，可以實(shí)現(xiàn)任務(wù)的合理分配。
[0041]飛控計(jì)算機(jī)架構(gòu)如圖2所示，主控芯片采用TI公司的DSP芯片TMS320F28335和Altera公司的FPGA芯片EP2C8Q208C8N ；TMS320F28335控制效果好，運(yùn)算能力強(qiáng)，是該系列DSP中性能優(yōu)越的代表，故僅用一塊足夠?qū)崿F(xiàn)導(dǎo)航和飛控的功能；配置成最小系統(tǒng)的FPGA可靈活增添硬件功能模塊，無需串口擴(kuò)展芯片，資源豐富，性價(jià)比高，能協(xié)助DSP完成傳感器信息采集的任務(wù)。以下對飛控計(jì)算機(jī)詳細(xì)描述:
[0042]飛行控制計(jì)算機(jī)中，DSP是主控芯片，集飛控、導(dǎo)航功能于一身；FPGA是為主控板提供傳感器信息的輔助芯片。本發(fā)明采用FPGA+DSP的雙核架構(gòu)，兩者之間靠SCI串口通信。串口通信速率雖不及并口 RAM快，但考慮到本方案的飛控系統(tǒng)中，以kbp/s數(shù)量級的速率傳輸數(shù)據(jù)，能完成系統(tǒng)對實(shí)時性的基本要求。
[0043]DSP完成的內(nèi)容有:傳感器信號處理、遙控信息接收、舵機(jī)驅(qū)動、與FPGA通信、控制律解算、導(dǎo)航算法(航線規(guī)劃)和故障檢測等。FPGA完成的內(nèi)容有:傳感器信號采集、與地面站通信、與DSP通信等，這種方案充分將資源利用最大化。
[0044]DSP是控制核心，所有完成的工作構(gòu)成了帶反饋的閉環(huán)控制。它處理傳感器信息，為飛控系統(tǒng)提供反饋輸入；接收手動或自動控制指令，根據(jù)具體指令采用不同的控制方式；驅(qū)動舵機(jī)動作。在此基礎(chǔ)上可擴(kuò)展其導(dǎo)航功能，根據(jù)地面站規(guī)劃的路徑完成航跡規(guī)劃和航程推算的功能，根據(jù)導(dǎo)航信息完成自主飛行。雙核處理器以強(qiáng)大的指令系統(tǒng)及接口功能顯示出功能完善、速度快、開發(fā)方便等優(yōu)勢，能夠有效解決高速與微型的矛盾，從而為無人機(jī)量身設(shè)計(jì)集高速度、高精度和小型化于一體的新型飛行控制計(jì)算機(jī)。
[0045]FPGA在地面站和主控DSP之間起到了如下兩個作用，一是信息中轉(zhuǎn)橋梁，舵面信息經(jīng)FPGA從DSP下行到地面，地面站指令從地面站經(jīng)FPGA上行到DSP。高速SCI通信(115200bps最大波特率)可以確保通信簡單可靠；二是傳感器信息發(fā)送源，將傳感器數(shù)據(jù)組幀發(fā)送給地面站和DSP，三者采用相同的數(shù)據(jù)通信協(xié)議，打包、校驗(yàn)、解幀，DSP和地面站負(fù)責(zé)數(shù)據(jù)處理。
[0046]2、飛控計(jì)算機(jī)硬件設(shè)計(jì)
[0047]飛控板使用高效能鋰電池獨(dú)立供電，需使用降壓芯片，提供5V、3.3V、1.2V和1.8V這四種直流電源以滿足主控芯片的需求；可以選擇DC/DC，也可以選擇LDO ;降壓DC/DC變換的要求是，滿足系統(tǒng)對電源數(shù)量及伏值的要求；使轉(zhuǎn)換效率足夠高；滿足信號匹配的要求；使器件功耗最低。選用高轉(zhuǎn)換效率的小型12D5-DC/DC模塊LM2596-5.0這一開關(guān)型DC/DC轉(zhuǎn)換器實(shí)現(xiàn)三節(jié)鋰電池12V — 5V的高降壓，外輸入的+12V來自電池并作為5V電源基準(zhǔn)的輸入電壓，5V作為數(shù)字電路的VCC。DC/DC轉(zhuǎn)換器的優(yōu)點(diǎn)是效率高、可以輸出大電流、靜態(tài)電流小。選用LMl 117這一 LDO穩(wěn)壓器實(shí)現(xiàn)5V — 3.3V，3.3V— 1.2V，3.3V— 1.8V的低壓降，可達(dá)到很高的效率，且成本低，噪音低，靜態(tài)電流小，電路結(jié)構(gòu)簡單。
[0048]TMS320F28335是TI公司新推出的浮點(diǎn)型DSP處理器，它在已有的DSP平臺上增加了浮點(diǎn)運(yùn)算內(nèi)核，即保持了原有DSP芯片的優(yōu)點(diǎn)，又能夠執(zhí)行復(fù)雜的浮點(diǎn)運(yùn)算，可以節(jié)省代碼執(zhí)行時間和存儲空間，精度高，成本低，功耗小，外設(shè)集成度高，數(shù)據(jù)及程序存儲量大。利用TMS320F28335開發(fā)，所需的外圍芯片相對較少，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單優(yōu)化，成本較低，可靠性聞。
[0049]為了使程序能掉電運(yùn)行，程序必須寫入FLASH中，就TMS320F28335而言，其內(nèi)部有256KX 16位的片內(nèi)FLASH存儲器，分為8個32KX 16位的扇區(qū)，能滿足代碼存儲需要的容量，可以不擴(kuò)展片外FLASH，僅利用片上資源即可沖斷代碼存儲在片內(nèi)FLASH中，在RAM里運(yùn)行，以提高執(zhí)行效率；使用時，將目標(biāo)代碼從PC機(jī)上通過下載電纜和JTAG 口寫入DSP中，方便快捷。
[0050]本方案中需要使用到的模塊有(I)增強(qiáng)型脈沖寬度調(diào)制器外設(shè)模塊(ePWM)，用于產(chǎn)生固定周期的波形，供給模型直升機(jī)的舵機(jī)使用；(2)增強(qiáng)捕捉模塊(eCAP)，可以完成多個時間的捕捉任務(wù)；(3) SCI模塊，供與FPGA數(shù)據(jù)通信使用。
[0051]本發(fā)明構(gòu)造的飛控系統(tǒng)的主要創(chuàng)新點(diǎn)之一，即在FPGA上構(gòu)建了一個可靈活自行配置的最小系統(tǒng)，包含有一切所需的硬件資源；硬件平臺選用Quartus II 11.0及其SOPCBuilder，芯片選用EP2C8Q208C8N，其邏輯資源使用率約為60%，使用充分，適合本系統(tǒng)需求。利用片上可編程(SOPC)嵌入式系統(tǒng)，可靈活配置所需的硬件資源，實(shí)現(xiàn)硬件設(shè)計(jì)的軟件化，能縮小PCB面積(無需串口擴(kuò)展)，提高可靠性。
[0052]片上可編程系統(tǒng)的RAM空間有限，故需外擴(kuò)RAM，這里選用64M的HY57V641620。為固化程序，選擇EPCS16，利用JTAG 口和并行電纜調(diào)試、下載程序。
[0053]對硬件資源的配置如下:
[0054]時鐘設(shè)置為IOOMHz (指令執(zhí)行周期僅為10ns)，在SOPC Builder中配置的最小系統(tǒng)包括NIOS II Processor CPU (客戶可配置的通用32位軟核處理器)，SDRAM控制器，EPCS串行Flash控制器，JTAG UART,若干路供傳感器和通信用的UART，一個主定時器，專供超聲波測距傳感器使用的兩個定時器(一個做定時器用，另一個做計(jì)數(shù)器用)，兩個供超聲波測距傳感器使用的ΡΙ0，兩個供氣壓高度傳感器使用的ΡΙ0，并添加鎖相環(huán)PLL用于倍頻(飛控板選用低頻有源晶振防止高頻干擾)和給SDRAM的時鐘信號提供相移。
[0055]3、傳感器模塊、伺服操縱模塊、地面控制站單元和無線傳輸模塊的設(shè)計(jì)
[0056]本發(fā)明中使用到的傳感器系統(tǒng)包括:
[0057](I)飛行姿態(tài)測量系統(tǒng):選用VM-1航姿測量系統(tǒng)，它是VMSENS公司提供的基于MEMS技術(shù)的低成本的，高性能三維運(yùn)動姿態(tài)測量系統(tǒng)(AHRS)。MEMS是指一種集微控制器和信號處理電路的微機(jī)電系統(tǒng)，廣泛應(yīng)用于航姿傳感系統(tǒng)等精密設(shè)備。VM-1包含三軸陀螺儀、三軸加速度計(jì)(即MU)、三軸電子羅盤等輔助運(yùn)動傳感器，通過內(nèi)嵌的低功耗處理器輸出校準(zhǔn)過的角速度，加速度，磁數(shù)據(jù)等，通過基于四元數(shù)的Motion Sensor Fusion算法進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，實(shí)時輸出以四元數(shù)、歐拉角等表示的零漂移三維運(yùn)動姿態(tài)數(shù)據(jù)。
[0058]它優(yōu)勢在于:無需濾波，模塊內(nèi)部已經(jīng)做好了 ；無需傳感器信息融合和信號調(diào)理；集成度很高。
[0059]AHRS的采樣頻率取最大頻率IOOHz，輸入電壓為5V，直接由飛控板提供，RS232串口電平，需做電平轉(zhuǎn)換。安裝時為AHRS設(shè)計(jì)專門的減振機(jī)構(gòu)，最大限度地削弱振動對它測量精度的影響。
[0060](2)全球衛(wèi)星定位導(dǎo)航系統(tǒng):選用型號為L0C0SYS MC15130915，OEM板采用串行通信NMEA協(xié)議，采用GPRMC最小定位信息來獲得所需的時間、位置等信息，內(nèi)容主要有經(jīng)度、緯度、高度、速度、時間、日期等。GPS的天線安裝在直升機(jī)的尾梁后部，盡可能地離開主旋翼的覆蓋范圍。由于直升機(jī)的空速難以測量，本系統(tǒng)利用GPS測得的地速信號進(jìn)行控制。
[0061](3)高度測量傳感器:這里采用超聲波測距+氣壓高度的雙冗余度高度測量方式，超聲波選用HY-SRF05，采樣頻率2Hz，測距模塊可以在2cm到3m范圍內(nèi)精確測量出航模距地面的實(shí)際距離。編程時需做均值濾波；氣壓高度選用高精度的MS5611，能精確到Imm的氣壓高度，編程時需先讀取初始化參數(shù)。直升機(jī)飛行高度較低時，可選用超聲波測高；當(dāng)其飛行距離較高超出視距時，選用氣壓高度精確定位。
[0062]伺服操縱控制系統(tǒng)模塊共有4個控制舵機(jī)，分別用于控制十字盤和尾翼的槳距。改變PWM波發(fā)生模塊的相應(yīng)PWM波的占空比，從而實(shí)現(xiàn)舵機(jī)轉(zhuǎn)角控制，信號周期為20ms。
[0063]地面監(jiān)控系統(tǒng)控制站單元是包括一臺遙控器、一臺運(yùn)行著地面監(jiān)控程序的PC，是人與直升機(jī)交互的平臺。它負(fù)責(zé)監(jiān)測飛行狀態(tài)，包括姿態(tài)角、航向、飛行速度、直升機(jī)坐標(biāo)以及飛行策略執(zhí)行狀況；它還能發(fā)送控制指令和規(guī)劃目標(biāo)點(diǎn)給直升機(jī)，可根據(jù)任務(wù)需要設(shè)定飛行航跡。地面站監(jiān)控軟件基于VC++6.0平臺借助MFC進(jìn)行開發(fā)。
[0064]無線傳輸模塊包括兩部分，即數(shù)傳電臺和遙控器傳輸模塊。機(jī)載系統(tǒng)與地面站通過XBee無線通信模塊進(jìn)行數(shù)據(jù)交換；機(jī)載系統(tǒng)借助2.4GHz Futaba鏈路接收遙控器信息。
[0065]②系統(tǒng)的軟件算法流程和工作原理
[0066]根據(jù)飛行控制的功能要求和系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)特點(diǎn)采用模塊化編程，把應(yīng)用程序劃分為若干個相對獨(dú)立的程序模塊，分別完成相應(yīng)的功能。軟件開發(fā)常采用最基本的、無操作系統(tǒng)的直接程序設(shè)計(jì)方式，其優(yōu)點(diǎn)是生成的代碼短小精簡，運(yùn)行速度快，本方案容錯性強(qiáng)、可靠性高且維護(hù)簡單。此外軟件開發(fā)也可基于嵌入式實(shí)時操作系統(tǒng)。
[0067]1、FPGA和DSP之間通信的機(jī)制設(shè)計(jì)，DSP和FPGA之間是通過串口通信的，為了保
證通信效率，兼顧各傳感器的工作頻率，采用的方案是:
[0068]FPGA—直在采集各傳感器的數(shù)據(jù)，將航姿傳感器的數(shù)據(jù)打包組成一幀“姿態(tài)數(shù)據(jù)”，將導(dǎo)航傳感器和高度傳感器以及接收的地面站數(shù)據(jù)組成一幀“導(dǎo)航+地面站數(shù)據(jù)”，兩種數(shù)據(jù)幀通過不同的幀頭與校驗(yàn)和加以區(qū)分；
[0069]DSP每20ms向FPGA發(fā)送“姿態(tài)傳感器數(shù)據(jù)查詢幀”，F(xiàn)PGA收到該指令后立即發(fā)送姿態(tài)數(shù)據(jù)幀給DSP ;每IOOms向FPGA發(fā)送“導(dǎo)航傳感器+地面站/指令數(shù)據(jù)幀查詢幀”，F(xiàn)PGA收到該指令后立即發(fā)送導(dǎo)航+地面站數(shù)據(jù)幀給DSP。導(dǎo)航傳感器采集的頻率沒有姿態(tài)傳感器快，同時在整個飛控系統(tǒng)中也無需頻繁更新，所以這里采集更新的時間間隔比姿態(tài)傳感器長。
[0070]DSP和FPGA間的串口通信基于中斷接收方式，它們與主循環(huán)流程并列運(yùn)行，由此實(shí)現(xiàn)實(shí)時多任務(wù)機(jī)制。無論接收還是發(fā)送數(shù)據(jù)都可以工作在先入先出方式(FIFO)，深度為4，提高了系統(tǒng)的效率并降低軟件消耗。以下的分模塊設(shè)計(jì)建立在DSP和FPGA之間良好的通信機(jī)制基礎(chǔ)上。
[0071]2、分模塊化編程
[0072]DSP:按模塊劃分，分為傳感器姿態(tài)解算模塊、FUTABA遙控器信號接收模塊、舵機(jī)控制模塊、與FPGA通信模塊、控制律解算模塊等，其中，F(xiàn)UTABA遙控器信號接收模塊一直以外設(shè)中斷的方式工作，用于捕獲FUTABA遙控器撥桿的輸入值，作為手動控制模式下的輸入和自動懸停模式下的基準(zhǔn)輸入；其余模塊都在DSP定時器中斷中介紹。
[0073]DSP的一個工作始終作為一拍，在定時器的一拍控制流程中，DSP定時中斷中先解算更新到的傳感器數(shù)據(jù)，再根據(jù)存儲的航線狀態(tài)和數(shù)據(jù)以及無線電測控終端發(fā)過來的上行遙控指令與數(shù)據(jù)，經(jīng)判斷、運(yùn)算和處理之后，輸出指令給伺服執(zhí)行機(jī)構(gòu)即舵機(jī)系統(tǒng)，控制操縱直升機(jī)的舵面，以控制直升機(jī)的飛行；具體來說，每一拍控制流程在一個定時器中斷中實(shí)現(xiàn)，流程如圖3所示。
[0074]考慮到所用的模型直升機(jī)的帶寬，設(shè)置DSP定時器周期為20ms，在每拍中依次完成姿態(tài)采集和地面站數(shù)據(jù)/指令接收、控制律解算、控制量輸出這些任務(wù)，以下詳細(xì)描述:
[0075]姿態(tài)采集和地面站數(shù)據(jù)/指令接收模塊:如以上通信機(jī)制所述，DSP能及時接收到更新好的姿態(tài)數(shù)據(jù)和導(dǎo)航數(shù)據(jù)，包括從地面站接收的指令和參數(shù)。為了防止出現(xiàn)數(shù)據(jù)傳輸?shù)钠?，DSP針對接收到的每幀數(shù)據(jù)進(jìn)行校驗(yàn)(校驗(yàn)和)。為了防止傳感器數(shù)據(jù)出現(xiàn)較大偏差，對VM-1姿態(tài)傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行均值濾波，對高度傳感器進(jìn)行α-β低通濾波，以去除噪聲干擾；同時，DSP還接收地面站的指令或PID調(diào)節(jié)的參數(shù)，傳給相應(yīng)的控制律模塊。
[0076]控制律解算模塊:根據(jù)捕獲到的FUTABA遙控器的“模態(tài)切換”通道的撥桿位置，確定當(dāng)前采取的控制模式:若 為手動控制模式，則不調(diào)用控制律解算模塊，但是會記錄當(dāng)前的無線電高度和航向角，作為切換到自動懸停模式瞬間的基準(zhǔn)值?’若為自動懸停模式，則依次調(diào)用控制律解算模塊的姿態(tài)保持、高度保持、速度保持這幾個程序段，利用離散PID計(jì)算出控制輸出的增量。
[0077]控制量輸出模塊:若為手動控制模式，則在DSP的eCAP中斷中將遙控器接收機(jī)捕獲值直接傳遞給舵機(jī)，改變ePWM模塊的輸出值，控制舵機(jī)偏轉(zhuǎn)；若為自動懸停模式，則將控制律解算模塊輸出的增量經(jīng)比例系數(shù)疊加到撥桿輸入上，形成手控+程控的復(fù)合型輸出。
[0078]在將PID控制器數(shù)字化時，采用的是增量式PID數(shù)字化算法，此算法中，微控制器中只需保存被控量前后三次測量的偏差值，即可解出控制量。此處在控制律算法中介紹。
[0079]FPGA:按模塊劃分，分為傳感器數(shù)據(jù)采集模塊(AHRS、GPS、超聲波測距)、與地面站無線通信模塊、與DSP通信模塊等。與DSP通信模塊的編寫參考CPU間通信機(jī)制:當(dāng)接收到DSP發(fā)出的“姿態(tài)傳感器數(shù)據(jù)查詢幀”和“導(dǎo)航傳感器+地面站指令/數(shù)據(jù)查詢幀”后，及時將對應(yīng)的數(shù)據(jù)傳輸給DSP。
[0080]相比于DSP，F(xiàn)PGA部分的程序?qū)崿F(xiàn)的功能較簡單。在FPGA內(nèi)部也設(shè)置了一個定時器，定時周期為250ms，其一拍控制流程里，F(xiàn)PGA定時中斷中采集整合各傳感器的信息，組成數(shù)據(jù)幀經(jīng)串口發(fā)送給地面站監(jiān)控顯示。
[0081]FPGA采用上傳數(shù)據(jù)中斷接收、下傳數(shù)據(jù)定時發(fā)送的方式與地面站通信，是主控板與地面站之間的數(shù)據(jù)中繼。上傳接收地面飛行指令，下發(fā)飛行狀態(tài)供地面站監(jiān)控。
[0082]傳感器數(shù)據(jù)采集模塊:包括AHRS、GPS、無線電高度測距、氣壓高度傳感器這幾方面。AHRS選用的是VM-1傳感器，是通過UART串口和FPGA相接的，因此編寫串口通信的程序，以接收和存儲角速度、加速度、歐拉角等姿態(tài)值。VM-1被設(shè)置成每IOms發(fā)送一幀數(shù)據(jù)，F(xiàn)PGA需要對該幀數(shù)據(jù)解幀，校驗(yàn)和檢驗(yàn)正確后才存儲，否則拋棄。
[0083]GPS也是通過UART串口和FPGA相接的，按照同樣的思路編寫串口通信的程序。GPS每次發(fā)送來的數(shù)據(jù)量較大，因此FPGA需要提取出所需的經(jīng)緯度、地速等有用的數(shù)據(jù)，存儲在內(nèi)存中。
[0084]高度傳感器為無線電高度測距，是通過普通IO 口和FPGA相接的，F(xiàn)PGA首先發(fā)送一個觸發(fā)脈沖，待測距模塊反饋響應(yīng)脈沖后，再根據(jù)脈沖寬度計(jì)算出和障礙物之間的距離；為了確保數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，每收到8次數(shù)據(jù)后進(jìn)行均值濾波。
[0085]如前所述，為了得到相對準(zhǔn)確的高度信息，還包括氣壓高度傳感器模塊的驅(qū)動，采用FPGA的普通IO 口模擬I2C協(xié)議，按照MS5611的數(shù)據(jù)手冊時序圖驅(qū)動該模塊工作，將讀取到的溫度值補(bǔ)償?shù)綒鈮褐瞪?，再轉(zhuǎn)換成高度數(shù)值。
[0086]與地面站無線通信模塊:FPGA外接XBEE無線通信模塊，能向地面站傳輸姿態(tài)數(shù)據(jù)，并接收地面發(fā)送來的數(shù)據(jù)幀和指令幀。這些有效的數(shù)據(jù)和指令通常要編碼傳輸給DSP，供飛控系統(tǒng)處理。
[0087]3、閉環(huán)控制算法
[0088]在簡單的開環(huán)軟件基礎(chǔ)上，完成帶反饋的閉環(huán)控制方案，控制律程序在DSP上實(shí)現(xiàn)，控制結(jié)構(gòu)圖如圖4所示，其控制律采用如下公式表示:
[0089]Δ δ =kpA e+kdA e’，其中，Δ δ為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，Δθ為誤差數(shù)據(jù)，Δ e’為誤差數(shù)據(jù)變化率，kp為誤差數(shù)據(jù)的系數(shù)，kd為誤差數(shù)據(jù)變化率的系數(shù)，將不同的參數(shù)帶入上述公式，即可實(shí)現(xiàn)各種控制律算法，具體實(shí)施例如下:
[0090](I)姿態(tài)保持回路設(shè)計(jì)
[0091]直升機(jī)三機(jī)體軸姿態(tài)保持系統(tǒng)的控制律都由姿態(tài)角速率及角位移反饋組成，分別增加阻尼力矩與穩(wěn)定(恢復(fù))力矩，用這種電子反饋方式改善直升機(jī)的穩(wěn)定性。
[0092]對縱/橫向姿態(tài)控制和航向控制來說，姿態(tài)保持系統(tǒng)相當(dāng)于經(jīng)典ro控制。姿態(tài)保持系統(tǒng)處于最內(nèi)環(huán)，在整個飛行過程中都需接通。
[0093]姿態(tài)保持回路的姿態(tài)角基準(zhǔn)值是指飛機(jī)在懸停模態(tài)下的配平值，是通過實(shí)驗(yàn)獲得的，通常不一定為零；姿態(tài)的實(shí)際測量值是通過機(jī)載傳感器測得的。實(shí)際值和基準(zhǔn)值之差即為誤差，這就是“誤差反饋控制”的來源；對于姿態(tài)保持回路來說，能得到姿態(tài)角速度和姿態(tài)角位移兩個誤差。
[0094]以俯仰通道的設(shè)計(jì)為例，控制律為:
[0095]=kPo + K^ee (1)
[0096]其中，Ae0和分別是俯仰角誤差和俯仰角速度的誤差，即為姿態(tài)角位
移和姿態(tài)角速率前的系數(shù)，構(gòu)成了一種ro控制律。λ 疊加在俯仰舵機(jī)的輸出上，轉(zhuǎn)化為作用在舵機(jī)上的控制效果。當(dāng)飛機(jī)低頭時，對應(yīng)的控制律能使俯仰舵機(jī)產(chǎn)生一個抬頭力矩，
讓飛機(jī)抬頭，以抵消低頭的趨勢，使飛機(jī)保持平衡，反之亦然。和&兩個參數(shù)的獲取是
采取“先按照模型設(shè)計(jì)、再實(shí)驗(yàn)調(diào)整”的方案調(diào)試出來的，目的是讓直升機(jī)的響應(yīng)速度快、超
調(diào)量小。
[0097]按照這個思路，可設(shè)計(jì)出橫滾通道和偏航通道的控制器，皆為類似(I)式的ro控制策略。實(shí)驗(yàn)證明，這種控制方案簡單易行，效果顯著，使得飛機(jī)具備了一定的抗氣流干擾的能力。
[0098]( 2 )高度控制回路設(shè)計(jì)
[0099]改變高度有兩種方法，即改變旋翼轉(zhuǎn)速和改變集體螺距，前者需操縱馬達(dá)電機(jī)，后者需同時操縱3個舵機(jī)。由于現(xiàn)在直升機(jī)都采用保持旋翼轉(zhuǎn)速恒定而改變槳距角的方法來控制拉力的大小，故高度保持模態(tài)即需控制旋翼轉(zhuǎn)速為常值。
[0100]高度控制實(shí)際上就是通過高度傳感器反饋的真實(shí)高度與設(shè)定高度相比較，根據(jù)偏差值來調(diào)整總距的大小。高度控制實(shí)際上也是一個經(jīng)典ro控制:在引入高度反饋的同時要引入升降速率反饋以增加系統(tǒng)阻尼。
[0101]懸停模態(tài)需要定高，這時給定一個固定的高度值作為設(shè)定值，此時即構(gòu)成高度保持模態(tài)。在實(shí)際飛行時，常常記下由手動控制切到自動控制時的高度值作為高度保持的基準(zhǔn)值，起飛和著陸過程的高度可以是類斜坡的指令信號。
[0102]在懸停模態(tài)下，高度保持的控制律為:
[0103]Δ 式=kph Aeh + k,h Ael- (2)
[0104]其中，是高度誤差和高度變化率的誤差，和&,是控制參數(shù)，構(gòu)成了 PD
控制律?？刂坡傻妮敵靓?δ。疊加在總距舵機(jī)上，這樣，當(dāng)飛機(jī)掉高度時，總距會產(chǎn)生一個正的增量，增升；當(dāng)飛機(jī)高度超過預(yù)設(shè)值時，總距會自動減小升力，產(chǎn)生一種負(fù)反饋的自動控制效果。兩個控制參數(shù)也采用“先按照模型設(shè)計(jì)、再實(shí)驗(yàn)調(diào)整”的方案調(diào)試出來。
[0105](3)速度控制設(shè)計(jì)
[0106]前飛速度和側(cè)飛速度控制回路建立在縱橫向姿態(tài)控制的基礎(chǔ)上，利用傳感器反饋的加速度信號和速度信號進(jìn)行閉環(huán)控制。加速度信號可以來自線加速度計(jì)，而速度信號可以由差分GPS的地速進(jìn)行解算得到。俯仰通道和滾轉(zhuǎn)通道分別通過ro控制將速度偏差反饋給姿態(tài)回路。由速度保持回路可構(gòu)成自動懸停模態(tài)。
[0107]以俯仰通道為例，控制律為:
[0108]Αθ^ = kP Aeu + kdM' ⑶
[0109]其中，Aeu和Aei分別為俯仰通道前向飛行速度和加速度，\和&分別為控制器
參數(shù)，△ Θ。是疊加在姿態(tài)角指令上的外環(huán)指令，這樣就構(gòu)成了控制外環(huán)，即外環(huán)的輸出是內(nèi)環(huán)的輸入:當(dāng)飛機(jī)前飛速度不為零時，會產(chǎn)生一個附加的俯仰角指令動作，而按照此附加指令下動作的飛機(jī)能產(chǎn)生與前飛速度反向的加速度，迫使其前向速度為零，達(dá)到速度保持的目的，即保持懸停下速度為零。
[0110]對于橫滾通道來說，采用類似(3)式的控制律，只是輸入換成了側(cè)向飛行的速度和加速度，輸出是一個附加的滾轉(zhuǎn)角指令。這些控制參數(shù)需要經(jīng)過理論和試驗(yàn)來確定。
[0111](4)位置控制設(shè)計(jì)
[0112]位置控制包括定點(diǎn)懸停和軌跡控制。定點(diǎn)懸停模態(tài)是利用GPS的位置反饋信息構(gòu)成的水平位置閉環(huán)控制。軌跡控制主要靠GPS反饋的位置信息不斷地修正實(shí)際航向和偏航距來保證無人直升機(jī)按照設(shè)定航線飛行。俯仰通道和滾轉(zhuǎn)通道分別通過PID控制將位置偏差反饋給速度回路。由位置保持回路可構(gòu)成定點(diǎn)懸停模態(tài)。[0113]定點(diǎn)懸停模態(tài)的控制律設(shè)計(jì)同前，如X軸方向:
[0114]AK =kPAe,+kd,Aer (4)
[0115]位置誤差產(chǎn)生的是速度附加指令，是速度環(huán)的外環(huán)，公式的物理意義類比于前。這樣，就形成了一個從位置環(huán)到速度環(huán)再到姿態(tài)環(huán)的串級多回路控制系統(tǒng)，再加上高度保持模態(tài)，就能從整體上完成定點(diǎn)懸停的功能。y軸方向的控制律參考公式(4)，即將側(cè)向位置偏移反饋到橫側(cè)向線速度上去。
[0116]以上各回路由內(nèi)而外都是采用經(jīng)典的PID控制算法，需選取合理的控制參數(shù)，使各個通道跟蹤控制器的指令信號，改善其穩(wěn)定性能。參數(shù)的選取過程是，先根據(jù)機(jī)理建模和辨識建模的結(jié)果辨識出各通道傳遞函數(shù)，針對單通道用根軌跡的方法逐層設(shè)計(jì)控制律；將設(shè)計(jì)的參數(shù)移植到實(shí)際飛控板的控制算法中去，不斷調(diào)參試飛，最終得到最佳參數(shù)值。
[0117]經(jīng)理論建模和實(shí)際試飛調(diào)參，本發(fā)明成果達(dá)到了預(yù)期的目的:能使微小型無人直升機(jī)在氣流干擾情形下保持自動懸停模態(tài)，有較強(qiáng)的自恢復(fù)能力，最終具備了一定了自動飛行能力，減輕了操縱手的負(fù)擔(dān)，解決了未安裝飛控系統(tǒng)的微小型無人直升機(jī)控制難度大的問題。同時，本發(fā)明的軟硬件設(shè)計(jì)可以運(yùn)用于多款模型直升機(jī)上去，具備一定的實(shí)用性和通用性。
【權(quán)利要求】
1.一種無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)，包括機(jī)載單元、地面控制站單元，所述的機(jī)載單元包括飛行控制計(jì)算機(jī)、傳感器模塊、伺服操縱模塊、無線傳輸模塊、遙控接收機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)，所述的地面控制單元包括具有無線傳輸功能的測控終端；所述測控終端包括PC控制臺及遙控器，其特征在于:所述飛行控制計(jì)算機(jī)包括DSP模塊、FPGA模塊；所述無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的控制模式包括手動控制模式與自動控制模式: 手動控制模式時，遙控接收機(jī)接收遙控器信號傳輸至DSP模塊，DSP模塊對接收的信號處理后分別輸出至伺服操縱模塊，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作； 自動控制模式時，所述傳感器模塊實(shí)時采集直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，并將采集到的數(shù)據(jù)發(fā)送至FPGA模塊；所述PC控制臺通過無線傳輸模塊將數(shù)據(jù)傳輸至FPGA模塊；所述FPGA模塊實(shí)時接收傳感器數(shù)據(jù)及PC控制臺數(shù)據(jù)，將數(shù)據(jù)處理后定時發(fā)送至DSP模塊，所述DSP模塊對接收的信號處理后分別輸出至執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)，其特征在于:所述FPGA模塊包括UART串口 ；所述傳感器模塊包括氣壓傳感器、高度傳感器、速度傳感器、航姿傳感器、GPS ；所述氣壓傳感器、高度傳感器、速度傳感器的輸出分別與FPGA模塊的IO 口連接，所述GPS的輸出與FPGA模塊的UART串口連接，所述航姿傳感器的輸出信號經(jīng)電平轉(zhuǎn)換電路轉(zhuǎn)換后輸入至FPGA模塊。
3.基于權(quán)利要求1或2所述無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的控制方法，所述DSP模塊包括傳感器數(shù)據(jù)解算模塊、舵機(jī)控制模塊、控制律解算模塊，所述控制律解算模塊的姿態(tài)保持控制律、高度保持控制律、速度保持控制律，其特征在于:所述方法包括如下步驟: (1)控制直升機(jī)上升，并實(shí)時反饋上升過程中直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，當(dāng)直升機(jī)上升到預(yù)先設(shè)定的高度時，停止上升，此時直升機(jī)處于懸停狀態(tài)，記錄該狀態(tài)下直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)； (2)傳感器模塊實(shí)時采集直升機(jī)的姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，并將采集到的數(shù)據(jù)發(fā)送至FPGA模塊；所述PC控制臺通過無線傳輸模塊將數(shù)據(jù)傳輸至FPGA模塊；所述FPGA模塊實(shí)時接收傳感器數(shù)據(jù)及PC控制臺數(shù)據(jù)，將數(shù)據(jù)處理成“幀”的格式定時發(fā)送至傳感器數(shù)據(jù)解算模塊，所述傳感器數(shù)據(jù)解算模塊將接收到的數(shù)據(jù)幀解算出姿態(tài)數(shù)據(jù)、高度數(shù)據(jù)、速度數(shù)據(jù)，將解算出的數(shù)據(jù)與懸停狀態(tài)下同類數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，得到誤差數(shù)據(jù)，并根據(jù)控制律計(jì)算出執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，所述控制律采用如下公式表示: Δ δ =kpAe+kdAe’，其中，Δ δ為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，Δθ為誤差數(shù)據(jù)，Δ e’為誤差數(shù)據(jù)變化率，kp為誤差數(shù)據(jù)的系數(shù)，kd為誤差數(shù)據(jù)變化率的系數(shù)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的控制方法，其特征在于:所述控制律包括姿態(tài)控制律、高度控制律、速度控制律、位置控制律。
【文檔編號】A63H30/04GK103611324SQ201310563895
【公開日】2014年3月5日 申請日期:2013年11月14日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月14日
【發(fā)明者】魯盈悅, 江駒, 王新華, 甄子洋, 王碩 申請人:南京航空航天大學(xué)