一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置及方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置及方法，該裝置包括噴頭、噴頭支架、微控制器、慣性測量單元、噴頭支架旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置，噴頭和慣性測量單元均固定在噴頭支架上，微控制器與慣性測量單元電連接，微控制器還與用于驅(qū)動(dòng)噴頭支架旋轉(zhuǎn)的噴頭支架旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置連接。所述噴頭支架旋轉(zhuǎn)裝置包括結(jié)構(gòu)支架、橫滾軸舵機(jī)、俯仰軸舵機(jī)。所述方法是：獲取當(dāng)前噴頭的瞬時(shí)加速度、角速度，經(jīng)過濾波與姿態(tài)解算后得到噴頭當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，然后根據(jù)其姿態(tài)調(diào)整噴頭指向。本發(fā)明可以實(shí)現(xiàn)根據(jù)運(yùn)行姿態(tài)完成噴頭方向的調(diào)整，最大限度減少多旋翼飛行器飛行姿態(tài)對噴頭指向的影響，使噴頭指向穩(wěn)定。
【專利說明】一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置及方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及農(nóng)業(yè)無人機(jī)研究領(lǐng)域，特別涉及一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置及方法。
【背景技術(shù)】
[0002]多旋翼輕小型無人飛行器具有體積小巧、姿態(tài)響應(yīng)迅速的特點(diǎn)，便于在地形復(fù)雜的果園中快速部署使用。在實(shí)際農(nóng)業(yè)應(yīng)用領(lǐng)域，由無人機(jī)搭載噴霧裝置對農(nóng)作物進(jìn)行定點(diǎn)、定量施藥能夠極大的提高農(nóng)藥利用率。
[0003]目前，較可靠的多旋翼機(jī)載噴霧裝置由藥箱、輸液管、直流電機(jī)、電磁流量泵、離心齒盤和單向閥等結(jié)構(gòu)組成，該裝置用電磁流量泵吸取藥液至直流電機(jī)驅(qū)動(dòng)的離心齒盤。液滴被高速旋轉(zhuǎn)的離心齒盤霧化噴出。這類裝置具有如下的缺點(diǎn):由于多旋翼飛行器飛行過程中需要不斷改變姿態(tài)以抵消氣流對航向與位置準(zhǔn)確性的影響，而噴頭直接固定在施藥機(jī)機(jī)架上，因此無法靈活控制噴頭指向。即，固定噴頭的噴霧裝置在多旋翼飛行器中容易受飛行姿態(tài)影響，導(dǎo)致噴頭指向不穩(wěn)定。因此需要尋找一種能夠?qū)崟r(shí)根據(jù)飛行器飛行姿態(tài)自動(dòng)穩(wěn)定噴頭指向的增穩(wěn)噴霧方法與裝置。
[0004]慣性傳感器是檢測和測量加速度、傾斜、沖擊、振動(dòng)、旋轉(zhuǎn)和多自由度運(yùn)動(dòng)的傳感器。慣性傳感器是解決導(dǎo)航、定向和運(yùn)動(dòng)載體控制的重要部件，其在航天飛機(jī)、汽車、機(jī)器人等領(lǐng)域都有廣闊的應(yīng)用前景。微控制器讀取慣性傳感器測量出的加速度、角速度等參量，經(jīng)過姿態(tài)解算可獲得載體當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)與姿態(tài)參數(shù)。
[0005]因此，如何在慣性傳感器基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)出一種成本較低，可靠性較高的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置及方法具有極高的理論和實(shí)際意義。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的主要目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的缺點(diǎn)與不足，提供一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，該裝置利用慣性傳感器、舵機(jī)、噴頭支架、微控制器組成控制系統(tǒng)對噴頭進(jìn)行控制，具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低廉、重量輕的特點(diǎn)。
[0007]本發(fā)明的另一個(gè)目的在于提供一種基于上述裝置的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)方法。
[0008]本發(fā)明的目的通過以下的技術(shù)方案實(shí)現(xiàn):一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，包括噴頭、噴頭支架、微控制器、慣性測量單元、噴頭支架旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置，噴頭和慣性測量單元均固定在噴頭支架上，微控制器與慣性測量單元電連接，微控制器還與用于驅(qū)動(dòng)噴頭支架旋轉(zhuǎn)的噴頭支架旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置連接。
[0009]優(yōu)選的，所述噴頭支架旋轉(zhuǎn)裝置包括結(jié)構(gòu)支架、橫滾軸舵機(jī)、俯仰軸舵機(jī)，橫滾軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸與結(jié)構(gòu)支架連接，結(jié)構(gòu)支架與噴頭支架連接，橫滾軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)時(shí)帶動(dòng)噴頭支架發(fā)生繞橫軸方向的旋轉(zhuǎn)；俯仰軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸與噴頭支架連接，俯仰軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)時(shí)帶動(dòng)噴頭支架發(fā)生繞縱軸方向的旋轉(zhuǎn)。[0010]更進(jìn)一步的，所述橫滾軸舵機(jī)、俯仰軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸分別平行于多旋翼施藥機(jī)的橫滾軸與俯仰軸。從而便于后續(xù)信號的計(jì)算和方向角度的調(diào)整。
[0011]具體的，所述慣性測量單元為捷聯(lián)慣性測量單元，包括三軸陀螺儀、三軸加速度計(jì)，均分別與微控制器相連。
[0012]更進(jìn)一步的，所述慣性測量單元中還包括三軸地磁傳感器，該傳感器也與微控制器相連。從而可以進(jìn)一步提高測量準(zhǔn)確度。
[0013]具體的，所述噴頭增穩(wěn)裝置還包括供電單元，該單元包括TPS5430、大功率整流橋與LMl 117-3.3V芯片，其中TPS5430工作在反向Buck-Boost狀態(tài)，輸入電壓在24V以上，輸出電流大于3A，穩(wěn)壓5V，用于直接驅(qū)動(dòng)橫滾軸舵機(jī)和俯仰軸舵機(jī)；LM1117-3.3V芯片用于為微控制器供電。
[0014]具體的，所述微控制器單元采用STM32F4xxx系列單片機(jī)。
[0015]一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)方法，該方法是:獲取當(dāng)前噴頭的瞬時(shí)加速度、角速度，經(jīng)過濾波與姿態(tài)解算后得到噴頭當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，然后根據(jù)其姿態(tài)調(diào)整噴頭指向。從而可以實(shí)現(xiàn)根據(jù)運(yùn)行姿態(tài)完成噴頭方向的調(diào)整，最大限度減少多旋翼飛行器飛行姿態(tài)對噴頭指向的影響，使噴頭指向穩(wěn)定。
[0016]具體的，包括以下步驟:
[0017](I)多旋翼飛行器起飛前，調(diào)整噴頭朝向；校準(zhǔn)慣性測量單元，消除初始零偏，并記錄下噴頭相對于地面坐標(biāo)系的原始指向向量；
[0018](2)多旋翼飛行器起飛后，定時(shí)讀取慣性測量單元輸出的瞬時(shí)加速度與角速度值；
[0019](3)對瞬時(shí)加速度與角速度值進(jìn)行數(shù)字濾波，計(jì)算出噴頭相對地面坐標(biāo)系的當(dāng)前指向向量；
[0020]( 4 )對步驟(I)所得的原始指向向量和步驟(3 )所得的當(dāng)前指向向量進(jìn)行比較，計(jì)算出需對噴頭進(jìn)行調(diào)整的參數(shù)向量；
[0021](5)根據(jù)步驟(4)所得的參數(shù)向量，調(diào)整噴頭的指向；
[0022](6)循環(huán)執(zhí)行(2)至(5),使參數(shù)向量趨近零向量。
[0023]優(yōu)選的，所述步驟(I)中，多旋翼飛行器起飛前，調(diào)整噴頭豎直向下。
[0024]優(yōu)選的，所述步驟(3)中，采用卡爾曼法對瞬時(shí)加速度與角速度值進(jìn)行數(shù)字濾波。
[0025]優(yōu)選的，在所述步驟(5 )、( 6 )中，采用自適應(yīng)PID法或是模糊控制法進(jìn)行參數(shù)的調(diào)整。從而使控制更加精確和穩(wěn)定。
[0026]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有如下優(yōu)點(diǎn)和有益效果:
[0027]1、針對目前多旋翼無人施藥機(jī)在飛行過程中噴頭指向不穩(wěn)定的問題，本發(fā)明裝置通過增加慣性測量單元和微控制器，從而可以實(shí)時(shí)地根據(jù)當(dāng)前無人施藥機(jī)的飛行姿態(tài)對噴頭指向進(jìn)行調(diào)整，無需對現(xiàn)有多旋翼施藥機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行大規(guī)模改動(dòng)即可運(yùn)用本裝置，具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低廉、重量輕的特點(diǎn)，適合作為小型無人飛行器機(jī)載設(shè)備。
[0028]2、本發(fā)明方法通過從捷聯(lián)慣性測量單元讀取瞬時(shí)加速度、角速度，經(jīng)過濾波與姿態(tài)解算后得到噴頭的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，調(diào)整噴頭指向，最大限度減少飛行姿態(tài)對噴頭指向的影響，無需使用復(fù)雜減震機(jī)構(gòu)、體積小巧、具有較高的響應(yīng)靈敏度，適合在小型飛行器中運(yùn)用。且可提高現(xiàn)有多旋翼無人施藥機(jī)噴頭指向的穩(wěn)定性，從而提高農(nóng)藥的利用率。【專利附圖】

【附圖說明】
[0029]圖1是本發(fā)明裝置的總體示意圖；
[0030]圖2是本發(fā)明裝置的電路連接關(guān)系示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0031]下面結(jié)合實(shí)施例及附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述，但本發(fā)明的實(shí)施方式不限于此。
[0032]實(shí)施例1
[0033]現(xiàn)有技術(shù)中，多旋翼機(jī)載噴霧裝置由藥箱、輸液管、直流電機(jī)、電磁流量泵、離心齒盤和單向閥等結(jié)構(gòu)組成，在使用時(shí)，用電磁流量泵吸取藥液至直流電機(jī)驅(qū)動(dòng)的離心齒盤。液滴被高速旋轉(zhuǎn)的離心齒盤霧化，然后經(jīng)導(dǎo)流管后通過噴頭噴出。噴頭的位置與多旋翼無人施藥機(jī)是固定的，不會(huì)隨著飛行姿態(tài)的變化而發(fā)生角度的變化，因此導(dǎo)致噴藥時(shí)不穩(wěn)定，影響農(nóng)藥利用率。
[0034]本實(shí)施例所述用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，如圖1和2所示，包括噴頭
1、噴頭支架2、微控制器、慣性測量單元3、噴頭支架旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置，噴頭I和慣性測量單元3均固定在噴頭支架2上，微控制器與慣性測量單元3電連接，微控制器還與用于驅(qū)動(dòng)噴頭支架2旋轉(zhuǎn)的噴頭支架旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置連接。噴頭I通過導(dǎo)流管7與外部噴霧裝置相連。
[0035]如圖1所示，所述噴頭支架旋轉(zhuǎn)裝置包括結(jié)構(gòu)支架6、橫滾軸舵機(jī)5、俯仰軸舵機(jī)4，橫滾軸舵機(jī)5的轉(zhuǎn)軸51與結(jié)構(gòu)支架6連接，結(jié)構(gòu)支架6與噴頭支架2連接，橫滾軸舵機(jī)5的轉(zhuǎn)軸51旋轉(zhuǎn)時(shí)帶動(dòng)噴頭支架2發(fā)生繞橫軸方向的旋轉(zhuǎn)；俯仰軸舵機(jī)4的轉(zhuǎn)軸41與噴頭支架2連接，俯仰軸舵機(jī)4的轉(zhuǎn)軸41旋轉(zhuǎn)時(shí)帶動(dòng)噴頭支架2發(fā)生繞縱軸方向的旋轉(zhuǎn)。
`[0036]在實(shí)際應(yīng)用中，橫滾軸舵機(jī)5、俯仰軸舵機(jī)4的轉(zhuǎn)軸(51、41)可分別平行于多旋翼施藥機(jī)的橫滾軸與俯仰軸。從而便于后續(xù)信號的計(jì)算和方向角度的調(diào)整。
[0037]慣性測量單元3為捷聯(lián)慣性測量單元，可采用MPU9150 (集成三軸加速度計(jì)、三軸陀螺儀、三軸地磁傳感器)或MPU6050 (集成三軸加速度計(jì)、三軸陀螺儀)。
[0038]如圖2所示，噴頭增穩(wěn)裝置還包括供電單元，該供電單元分別與微控制器、橫滾軸舵機(jī)5、俯仰軸舵機(jī)4和慣性測量單元3相連，該單元包括TPS5430、大功率整流橋與LMl117-3.3V芯片，其中TPS5430工作在反向Buck-Boost狀態(tài)，輸入電壓在24V以上，輸出電流大于3A，穩(wěn)壓5V，用于直接驅(qū)動(dòng)橫滾軸舵機(jī)5和俯仰軸舵機(jī)4 ；LM1117-3.3V芯片用于為微控制器供電。
[0039]所述微控制器單元采用STM32F4xxx系列單片機(jī)。
[0040]一種基于上述裝置的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)方法，該方法是:獲取當(dāng)前噴頭的瞬時(shí)加速度、角速度，經(jīng)過濾波與姿態(tài)解算后得到噴頭當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，然后根據(jù)其姿態(tài)調(diào)整噴頭指向。
[0041]具體包括以下步驟:
[0042](I)多旋翼飛行器起飛前，用戶可在地面上通過遙控器控制橫滾軸舵機(jī)、俯仰軸舵機(jī)調(diào)整噴頭朝向(多為豎直向下)；通過微控制器校準(zhǔn)慣性測量單元，消除初始零偏，并記錄
下噴頭相對于地面坐標(biāo)系的原始指向向量/? ;[0043](2)多旋翼飛行器起飛后，微控制器定時(shí)讀取慣性測量單元輸出的瞬時(shí)加速度(at)與角速度值(ot)；
[0044](3)微控制器對瞬時(shí)加速度at與角速度值Ot進(jìn)行數(shù)字濾波(卡爾曼法或其它方法)，計(jì)算出噴頭相對地面坐標(biāo)系的當(dāng)前指向向I D
[0045](4 )對步驟(I)所得的原始指向向量和步驟(3 )所得的當(dāng)前指向向量進(jìn)行比較，計(jì)算出需對噴頭進(jìn)行調(diào)整的參數(shù)向量丨\15 ；
[0046](5)根據(jù)步驟(4)所得的參數(shù)向量ΛΖ3，微控制器控制橫滾軸舵機(jī)與俯仰軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，從而帶動(dòng)噴頭支架繞去橫軸和縱軸進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，從而調(diào)整噴頭的指向；
[0047](6)循環(huán)執(zhí)行(2)至(5),使參數(shù)向量八萬趨近零向量。
[0048]在所述步驟(5)、(6)中，采用自適應(yīng)PID法或是模糊控制法進(jìn)行參數(shù)的調(diào)整。從而使控制更加精確和穩(wěn)定。
[0049]上述實(shí)施例為本發(fā)明較佳的實(shí)施方式，但本發(fā)明的實(shí)施方式并不受上述實(shí)施例的限制，其他的任何未背離本發(fā)明的精神實(shí)質(zhì)與原理下所作的改變、修飾、替代、組合、簡化，均應(yīng)為等效的置換方式，都包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，其特征在于，包括噴頭、噴頭支架、微控制器、慣性測量單元、噴頭支架旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置，噴頭和慣性測量單元均固定在噴頭支架上，微控制器與慣性測量單元電連接，微控制器還與用于驅(qū)動(dòng)噴頭支架旋轉(zhuǎn)的噴頭支架旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)裝置連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，其特征在于，所述噴頭支架旋轉(zhuǎn)裝置包括結(jié)構(gòu)支架、橫滾軸舵機(jī)、俯仰軸舵機(jī)，橫滾軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸與結(jié)構(gòu)支架連接，結(jié)構(gòu)支架與噴頭支架連接，橫滾軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)時(shí)帶動(dòng)噴頭支架發(fā)生繞橫軸方向的旋轉(zhuǎn)；俯仰軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸與噴頭支架連接，俯仰軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)時(shí)帶動(dòng)噴頭支架發(fā)生繞縱軸方向的旋轉(zhuǎn)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，其特征在于，所述橫滾軸舵機(jī)、俯仰軸舵機(jī)的轉(zhuǎn)軸分別平行于多旋翼施藥機(jī)的橫滾軸與俯仰軸。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，其特征在于，所述慣性測量單元為捷聯(lián)慣性測量單元，包括三軸陀螺儀、三軸加速度計(jì)，均分別與微控制器相連。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，其特征在于，所述慣性測量單元中還包括三軸地磁傳感器，該傳感器也與微控制器相連。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)裝置，其特征在于，所述噴頭增穩(wěn)裝置還包括供電單元，該單元包括TPS5430、大功率整流橋與LMl117-3.3V芯片，其中TPS5430工作在反向Buck-Boost狀態(tài)，輸入電壓在24V以上，輸出電流大于3A，穩(wěn)壓5V，用于直接驅(qū)動(dòng)橫滾軸舵機(jī)和俯仰軸舵機(jī)；LM1117-3.3V芯片用于為微控制器供電； 所述微控制器單元采用STM32F4XXX系列單片機(jī)。
7.一種用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)方法，其特征在于，該方法是:獲取當(dāng)前噴頭的瞬時(shí)加速度、角速度，經(jīng)過濾波與姿態(tài)解算后得到噴頭當(dāng)前的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，然后根據(jù)其姿態(tài)調(diào)整噴頭指向。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)方法，其特征在于，包括以下步驟: (1)多旋翼飛行器起飛前，調(diào)整噴頭朝向；校準(zhǔn)慣性測量單元，消除初始零偏，并記錄下噴頭相對于地面坐標(biāo)系的原始指向向量； (2)多旋翼飛行器起飛后，定時(shí)讀取慣性測量單元輸出的瞬時(shí)加速度與角速度值； (3)對瞬時(shí)加速度與角速度值進(jìn)行數(shù)字濾波，計(jì)算出噴頭相對地面坐標(biāo)系的當(dāng)前指向向量; (4 )對步驟(1)所得的原始指向向量和步驟(3 )所得的當(dāng)前指向向量進(jìn)行比較，計(jì)算出需對噴頭進(jìn)行調(diào)整的參數(shù)向量； (5)根據(jù)步驟(4)所得的參數(shù)向量，調(diào)整噴頭的指向； (6)循環(huán)執(zhí)行(2)至(5),使參數(shù)向量趨近零向量。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)方法，其特征在于，所述步驟(1)中，多旋翼飛行器起飛前，調(diào)整噴頭豎直向下； 所述步驟(3)中，采用卡爾曼法對瞬時(shí)加速度與角速度值進(jìn)行數(shù)字濾波。
10.根據(jù)權(quán)利要求8所述的用于多旋翼無人施藥機(jī)的噴頭增穩(wěn)方法，其特征在于，在所述步驟(5 )、( 6 )中，采用自適應(yīng)PID法或是模糊控制法進(jìn)行參數(shù)的調(diào)整。
【文檔編號】B64D1/18GK103587688SQ201310603485
【公開日】2014年2月19日 申請日期:2013年11月25日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月25日
【發(fā)明者】徐興, 徐勝, 劉永鑫, 岳學(xué)軍, 洪添勝, 蔡坤, 胡潔, 周志艷, 李繼宇, 王葉夫, 全東平, 燕英偉 申請人:華南農(nóng)業(yè)大學(xué), 廣東工業(yè)大學(xué)