專利名稱：一種固定翼無人機(jī)的定高飛行控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及無人機(jī)控制領(lǐng)域，具體應(yīng)用在無人機(jī)定高飛行技術(shù)上。
背景技術(shù)：
無人機(jī)技術(shù)已進(jìn)入全面發(fā)展時期，在導(dǎo)航方面已日趨成熟，但是在飛行高度方面， 都只是測量高度，并無成本低且技術(shù)成熟的固定翼無人機(jī)定高飛行方法，而定高飛行對于飛行新手來說十分重要，可以有效避免炸機(jī)等事故的發(fā)生，在攝像頭航拍過程中也能夠大大增強(qiáng)圖像拍攝的穩(wěn)定性。目前的定高方法，有GPS測量高度，無線電高度表測量，還有使用壓力傳感器測量高度。由于GPS接收數(shù)據(jù)的不穩(wěn)定性，受外界干擾較大，例如周圍建筑高度，地形因素等，接收到的衛(wèi)星數(shù)經(jīng)常變化，將會導(dǎo)致高度測量跳變劇烈，需要經(jīng)過大量的數(shù)據(jù)處理才能盡量減小誤差，并且穩(wěn)定性仍不盡人意，且其成本較高，體積較大，并不適合應(yīng)用于小型無人機(jī)定高飛行。專利申請?zhí)枮?00810102821. O名稱為《一種無人機(jī)無線電高度表高度及升降速度自動修正方法》的專利申請中公開了一種使用無線電高度表測量高度并進(jìn)行控制的方法，無線電高度表精度可滿足飛行需求，但使用相對復(fù)雜，需要在無人機(jī)及地面站上均添加天線，并且其成本相對過高，不適于小型無人機(jī)。壓力傳感器克服了 GPS的很多缺點(diǎn)，精度、 成本和體積等方面都有所優(yōu)化，同時還有易于使用的優(yōu)點(diǎn)，但易受天氣變化影響。

實(shí)用新型內(nèi)容為了使無人機(jī)能夠得到更精確的高度信息，提升定高的精度，本實(shí)用新型提供了一種成本低、誤差小、結(jié)構(gòu)穩(wěn)定、受外界環(huán)境干擾小的無人機(jī)定高飛行系統(tǒng)與方法。本實(shí)用新型采用如下技術(shù)方案固定翼無人機(jī)的定高飛行控制系統(tǒng)如圖3所示包含固定翼無人機(jī)、傳感器模塊、 控制電路。固定翼無人機(jī)作為整套系統(tǒng)的物理載體，傳感器模塊實(shí)時測量無人機(jī)當(dāng)前位姿、 高度信息，并發(fā)送給控制電路，再經(jīng)由控制電路中的單片機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)計算，把計算出的結(jié)果發(fā)送給電機(jī)、舵機(jī)進(jìn)行控制。固定翼無人機(jī)如圖I所示，包括電源I、電子調(diào)速器2、電機(jī)3、升降舵5、接收機(jī)6、 遙控器7。電源I與電子調(diào)速器2相接，電子調(diào)速器2引出的電源線、信號線、地線與電機(jī) 3相連，為電機(jī)3供電和提供控制信號。電子調(diào)速器2引出的電源線、地線與單片機(jī)4對應(yīng)相連，向單片機(jī)4供電。單片機(jī)4的脈沖位置調(diào)制輸出口 PPMout與升降舵5連接，單片機(jī) 4的脈沖位置調(diào)制輸入口 PPMin與接收機(jī)6相連，接收機(jī)6接收遙控器7的控制信號，與遙控器7進(jìn)行遠(yuǎn)程通信。傳感器模塊以氣壓高度傳感器8作為測量元件，焊接在單片機(jī)控制板4上。控制電路其采用單片機(jī)4。所述的控制電路分為高度計算模塊，舵機(jī)計算模塊， 限定模塊三部分；高度計算模塊通過測出的標(biāo)準(zhǔn)溫度和壓力參數(shù)計算出相應(yīng)高度數(shù)據(jù)，舵機(jī)計算模塊通過高度數(shù)據(jù)計算出當(dāng)前舵機(jī)控制量并帶入限定模塊，限定模塊對計算出的舵機(jī)控制量進(jìn)行角度限制并對應(yīng)計算出油門量后將控制信號發(fā)送給升降舵5、電機(jī)3。所述的電源I為鋰電池。氣壓高度傳感器8采用壓阻式硅微傳感器，其外部包裹有一層高密度防風(fēng)塑料， 并在傳感器8周邊挖空約直徑為O. 5cm的孔，使傳感器8與周圍空氣流通。所述的高密度防風(fēng)塑料厚度為2cm，經(jīng)試驗(yàn)此防風(fēng)方式可有效減少高空強(qiáng)風(fēng)對傳感器元件的影響。單片機(jī)4中采用stm32fl03型號單片機(jī)。本實(shí)用新型的定高飛行控制工作時，控制方法如下a)開機(jī)自檢及氣壓高度傳感器、PPM端口初始化。b)通過遙控器7發(fā)送給接收機(jī)5的信號，檢測當(dāng)前控制模式，若為定高模式則進(jìn)入步驟C。c)數(shù)據(jù)采集階段氣壓高度傳感器8標(biāo)準(zhǔn)溫度和壓力參數(shù)數(shù)據(jù)，再將傳感器數(shù)據(jù)發(fā)送到單片機(jī)4，通過溫度和壓力數(shù)據(jù)，計算出當(dāng)前壓強(qiáng)大小，再經(jīng)由壓強(qiáng)一高度對應(yīng)關(guān)系轉(zhuǎn)換出當(dāng)前無人機(jī)高度。在海拔2000米以內(nèi)，可以近似地認(rèn)為，無人機(jī)每升高12米，大氣壓強(qiáng)降低I毫米汞柱，即降低133Pa，海平面上標(biāo)準(zhǔn)大氣壓為101.3KPa，計算出當(dāng)前大氣壓強(qiáng)，即可根據(jù)上述關(guān)系式比例得出當(dāng)前高度。d)通過與鎖定高度對比，計算出高度差，并進(jìn)入ro(比例-微分控制)程序計算升降舵變化角度。e)判斷升降角變化是否超出設(shè)定范圍，如果超出，則進(jìn)入步驟f，如果沒有超出， 則進(jìn)入步驟g。設(shè)定的升降角變化范圍為-15°到+25°。f)將步驟5解算出的升降舵變化角度帶入限制程序，加以-15°到+25°的限值。g)油門量與升降舵進(jìn)行成比例聯(lián)動控制，當(dāng)上升時根據(jù)上升角度正比增大油門， 當(dāng)下降時根據(jù)下降角度正比降低油門。h)單片機(jī)4計算出的PPM值(脈沖位置調(diào)制)經(jīng)由串口發(fā)送給升降舵5及油門， 控制無人機(jī)的升降及油門大小。升降舵5的PPM值(脈沖位置調(diào)制)設(shè)定為-100到+100范圍內(nèi)變化，成正比例對應(yīng)升降舵機(jī)所轉(zhuǎn)角度，升降舵機(jī)角度范圍為-30°到+30°，但由于對范圍進(jìn)行了限定， 定高飛行時實(shí)際升降角度范圍為-15°到+25°。油門PPM值(脈沖位置調(diào)制)設(shè)定為O 到+100范圍內(nèi)變化，PPM值為O時電機(jī)停轉(zhuǎn)，升降舵角度為0°時對應(yīng)電機(jī)PPM值為55，升降舵角度為+25°時PPM值為+100。當(dāng)需要進(jìn)行升舵控制時，電機(jī)PPM值計算公式為電機(jī)PPM = 55+(100-55) * (上升角度/25° )，當(dāng)需要進(jìn)行降舵控制時，電機(jī)PPM值計算公式為電機(jī)PPM = 55-(55-5) * 下降角度/15°，由上述公式可知，電機(jī)轉(zhuǎn)速范圍在5-100之間，根據(jù)升降角大小，呈正比例線性變化。本無人機(jī)定高飛行系統(tǒng)的整體有益效果是一、為無人機(jī)的定高飛行提供一種完整的解決方案。二、定高飛行加入了升降舵一油門聯(lián)動方式，去除了油門的手動控制，使無人機(jī)真正做到完全無人操控飛行。三、本裝置使用的壓力傳感器測量精度理論值為20cm，加入升降舵及油門聯(lián)動控制后，應(yīng)用在本小型固定翼無人機(jī)系統(tǒng)，高度誤差為2m,完全能夠滿足無人機(jī)低空定高飛行。四、定高模式只需遙控器7進(jìn)行開關(guān)切換，方便操控。從上述定高飛行方法可以看出，通過此系統(tǒng)，即使是飛行新手進(jìn)行操控，只要切換到定高模式就可大大減少摔機(jī)危險，并且在增強(qiáng)無人機(jī)飛行穩(wěn)定性的同時，對于航拍等拓展功能也有較大的幫助，有助于記錄更為穩(wěn)定、清晰的影像資料，增強(qiáng)無人機(jī)的總體性能。

[0031]圖I是本實(shí)用新型的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。[0032]圖2是本實(shí)用新型的控制流程圖。[0033]圖3是本實(shí)用新型的控制電路結(jié)構(gòu)示意圖。[0034]圖中1、電源，2、電子調(diào)速器，3、電機(jī)，5、升降舵，6、接收機(jī)，7、遙控器，8、氣壓高度傳感器，具體實(shí)施方式
[0035]
以下結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式
對于本實(shí)用新型作進(jìn)一步的說明[0036]飛行系統(tǒng)包含固定翼無人機(jī)、傳感器模塊、控制電路。固定翼無人機(jī)作為整套系統(tǒng)
的物理載體，傳感器模塊實(shí)時測量無人機(jī)當(dāng)前位姿、高度信息，并發(fā)送給控制電路，再經(jīng)由控制電路中的單片機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)計算，把計算出的結(jié)果發(fā)送給電機(jī)、舵機(jī)進(jìn)行控制。固定翼無人機(jī)如圖I所示，包括電源I、電子調(diào)速器2、電機(jī)3、升降舵5、接收機(jī)6、 遙控器7。電源I與電子調(diào)速器2相接，電子調(diào)速器2引出的電源線、信號線、地線與電機(jī) 3相連，為電機(jī)3供電和提供控制信號。電子調(diào)速器2引出的電源線、地線與單片機(jī)4對應(yīng)相連，向單片機(jī)4供電。單片機(jī)4的脈沖位置調(diào)制輸出口 PPMout與升降舵5連接，單片機(jī) 4的脈沖位置調(diào)制輸入口 PPMin與接收機(jī)6相連，接收機(jī)6接收遙控器7的控制信號，與遙控器7進(jìn)行遠(yuǎn)程通信。傳感器模塊以氣壓高度傳感器8作為測量元件，焊接在單片機(jī)控制板4上?？刂齐娐菲洳捎脝纹瑱C(jī)4。所述的控制電路分為高度計算模塊，舵機(jī)計算模塊， 限定模塊三部分；高度計算模塊通過測出的標(biāo)準(zhǔn)溫度和壓力參數(shù)計算出相應(yīng)高度數(shù)據(jù)，舵機(jī)計算模塊通過高度數(shù)據(jù)計算出當(dāng)前舵機(jī)控制量并帶入限定模塊，限定模塊對計算出的舵機(jī)控制量進(jìn)行角度限制并對應(yīng)計算出油門量后將控制信號發(fā)送給升降舵5、電機(jī)3。所述的電源I為鋰電池。氣壓高度傳感器8采用壓阻式硅微傳感器，其外部包裹有一層高密度防風(fēng)塑料， 并在傳感器8周邊挖空約直徑為O. 5cm的孔，使傳感器8與周圍空氣流通。所述的高密度防風(fēng)塑料厚度為2cm，經(jīng)試驗(yàn)此防風(fēng)方式可有效減少高空強(qiáng)風(fēng)對傳感器元件的影響。單片機(jī)4中采用stm32f 103型號單片機(jī)。其中，如圖2所示，本實(shí)用新型的控制電路包括有高度計算模塊、舵機(jī)計算模塊、 限定模塊。(I)高度計算模塊氣壓溫度傳感器8測出標(biāo)準(zhǔn)溫度和壓力參數(shù)，再由標(biāo)準(zhǔn)溫度、壓力轉(zhuǎn)換為壓強(qiáng)，壓強(qiáng)最終與相應(yīng)的壓強(qiáng)一高度關(guān)系對應(yīng)，轉(zhuǎn)換為高度信息。數(shù)據(jù)經(jīng)由I2C 總線傳入單片機(jī)4后進(jìn)行高度運(yùn)算。其中標(biāo)準(zhǔn)溫度和壓力參數(shù)的采集過程運(yùn)用到移動平滑濾波算法，氣壓高度傳感器8內(nèi)置采樣頻率可達(dá)20MHZ，采集數(shù)據(jù)時，由于傳感器8為模擬量測量，數(shù)據(jù)是連續(xù)的，在選取數(shù)據(jù)時設(shè)定采樣頻率為50HZ，即每秒采集50次數(shù)據(jù)發(fā)送給單片機(jī)4，再采用五級參數(shù)進(jìn)行加權(quán)平均計算，五級參數(shù)意為每個數(shù)據(jù)都是五個相鄰采樣點(diǎn)加權(quán)平均后的結(jié)果，相當(dāng)于采樣頻率為10HZ，每秒采集10次數(shù)據(jù)，經(jīng)過此方法處理，可使單片機(jī)4得到的高度數(shù)據(jù)變化更加穩(wěn)定。(2)舵機(jī)計算模塊求得當(dāng)前高度后，與鎖定高度進(jìn)行對比，計算出當(dāng)前高度與鎖定高度差值，并將此差值作為輸入量帶入ro(比例-微分控制)程序，輸出量為升降舵機(jī)角度數(shù)據(jù)。P、D參數(shù)設(shè)定是由當(dāng)前無人機(jī)特性決定，P值(比例控制)大小決定無人機(jī)高度變化響應(yīng)速度，D值(微分控制)大小決定無人機(jī)定高的收斂速度，經(jīng)過實(shí)驗(yàn)測量，軟件設(shè)定P值為0.85，D值為I。同時油門與升降舵進(jìn)行聯(lián)動，當(dāng)上升時根據(jù)上升角度正比增大油門量，當(dāng)下降時根據(jù)下降角度正比降低油門量。其中設(shè)定的目標(biāo)高度可通過飛行現(xiàn)場時，切換成定高模式瞬間無人機(jī)所在高度決定，若想現(xiàn)場設(shè)定目標(biāo)高度，程序中注釋掉高度變量 target_attitude的賦值語句即可。又可經(jīng)由程序預(yù)設(shè)參數(shù)高度決定，若想由預(yù)設(shè)參數(shù)高度決定目標(biāo)高度，則將程序中設(shè)定的高度變量target_attitude設(shè)為想要的值即可。(3)限定模塊基于傳感器數(shù)據(jù)激變情況和無人機(jī)飛行穩(wěn)定性的考慮，我們通過一個限定模塊來限制升降舵及油門的最大值，從而防止飛機(jī)過快升降導(dǎo)致的失速。設(shè)定的升降舵最大角度范圍為-15°到+25°，上升時最大角度比下降時最大角度大10°，當(dāng)升降舵超過范圍上限時，以+25°代替，當(dāng)升降舵超過范圍下限時，以-15°代替，這樣低空飛行情況將減少墜機(jī)風(fēng)險。
權(quán)利要求1.固定翼無人機(jī)的定高飛行控制系統(tǒng)，其特征在于其包括固定翼無人機(jī)、傳感器模塊、控制電路；固定翼無人機(jī)作為整套系統(tǒng)的物理載體，傳感器模塊實(shí)時測量無人機(jī)當(dāng)前位姿、高度信息，并發(fā)送給控制電路，再經(jīng)由控制電路中的單片機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)計算，把計算出的結(jié)果發(fā)送給電機(jī)、舵機(jī)進(jìn)行控制；固定翼無人機(jī)包括電源⑴、電子調(diào)速器⑵、電機(jī)⑶、升降舵(5)、接收機(jī)(6)、遙控器(7);電源⑴與電子調(diào)速器(2)相接，電子調(diào)速器⑵引出的電源線、信號線、地線與電機(jī)⑶相連，為電機(jī)⑶供電和提供控制信號；電子調(diào)速器⑵引出的電源線、地線與單片機(jī)(4)對應(yīng)相連，向單片機(jī)(4)供電；單片機(jī)(4)的脈沖位置調(diào)制輸出口 PPMout與升降舵(5)連接，單片機(jī)(4)的脈沖位置調(diào)制輸入口 PPMin與接收機(jī)(6)相連，接收機(jī)(6)接收遙控器(7)的控制信號，與遙控器(7)進(jìn)行遠(yuǎn)程通信；傳感器模塊以氣壓高度傳感器(8)作為測量元件，焊接在單片機(jī)控制板(4)上；控制電路其采用單片機(jī)(4);所述的控制電路分為高度計算模塊，舵機(jī)計算模塊，限定模塊三部分；高度計算模塊通過測出的標(biāo)準(zhǔn)溫度和壓力參數(shù)計算出相應(yīng)高度數(shù)據(jù)，舵機(jī)計算模塊通過高度數(shù)據(jù)計算出當(dāng)前舵機(jī)控制量并帶入限定模塊，限定模塊對計算出的舵機(jī)控制量進(jìn)行角度限制并對應(yīng)計算出油門量后將控制信號發(fā)送給升降舵(5)、電機(jī)(3)。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的固定翼無人機(jī)的定高飛行控制系統(tǒng)，其特征在于升降舵和油門進(jìn)行聯(lián)動H)控制。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的固定翼無人機(jī)的定高飛行控制系統(tǒng)，其特征在于氣壓高度傳感器(8)采用壓阻式硅微傳感器，其外部包裹有一層高密度防風(fēng)塑料，并在傳感器(8)周邊挖空約直徑為O. 5cm的孔，使傳感器(8)與周圍空氣流通。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的固定翼無人機(jī)的定高飛行控制系統(tǒng)，其特征在于所述的高密度防風(fēng)塑料厚度為2cm。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的固定翼無人機(jī)的定高飛行控制系統(tǒng)，其特征在于單片機(jī)(4) 中采用stm32fl03型號單片機(jī)。
專利摘要固定翼無人機(jī)的定高飛行控制系統(tǒng)，其特征在于其包括固定翼無人機(jī)、傳感器模塊、控制電路；固定翼無人機(jī)作為整套系統(tǒng)的物理載體，傳感器模塊實(shí)時測量無人機(jī)當(dāng)前位姿、高度信息，并發(fā)送給控制電路，再經(jīng)由控制電路中的單片機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)計算，把計算出的結(jié)果發(fā)送給電機(jī)、舵機(jī)進(jìn)行控制。其以氣壓高度傳感器作為高度測量元件，以外接鋰電池對全套系統(tǒng)進(jìn)行供電，傳感器經(jīng)過濾風(fēng)裝置進(jìn)行保護(hù)，以減少在高空中風(fēng)壓對其影響，從而降低誤差。當(dāng)經(jīng)過氣壓高度傳感器測得相關(guān)信息后經(jīng)由I2C總線將數(shù)據(jù)發(fā)送到單片機(jī)系統(tǒng)，得到相應(yīng)的高度信息，最終通過飛機(jī)上的升降舵及油門聯(lián)動PD控制，操控舵機(jī)角度變化和油門大小，并在程序中加入高度過升、過降保護(hù)程序，進(jìn)一步提高安全性，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的自主定高。本系統(tǒng)具有成本低、誤差小、結(jié)構(gòu)穩(wěn)定、受外界環(huán)境干擾小、易于實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)。
文檔編號B64C13/16GK202345910SQ201120406739
公開日2012年7月25日 申請日期2011年10月21日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月21日
發(fā)明者劉湘, 左國玉, 朱曉慶, 李曉偉, 王愷 申請人:北京工業(yè)大學(xué)