本發(fā)明屬于一種穩(wěn)像云臺技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種小型無人機(jī)內(nèi)置式穩(wěn)像云臺。

背景技術(shù)：

無人機(jī)在飛行過程中，由于飛機(jī)轉(zhuǎn)向，會導(dǎo)致機(jī)體姿態(tài)的傾斜；由于爬升或下降，會導(dǎo)致機(jī)體抬頭或低頭。飛機(jī)中的這種姿態(tài)變化，是隨機(jī)的，大多伴隨著機(jī)體的抖動，其幅度和頻率也是事先不可預(yù)知的。

隨著無人機(jī)技術(shù)在航測、航拍、巡線監(jiān)控等領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用，對拍攝圖像質(zhì)量的要求越來越高，不僅要求圖像清晰、分辨率高，還要求輸出圖像穩(wěn)定，不能抖動。在無人機(jī)上安裝一種能為攝像頭提供增穩(wěn)技術(shù)的穩(wěn)像云臺是常用的做法。在現(xiàn)有的無人機(jī)載穩(wěn)像云臺中，大多采用外掛式穩(wěn)像云臺，即將穩(wěn)像云臺掛載在機(jī)腹下面。這種穩(wěn)像方案已經(jīng)廣泛應(yīng)用于多旋翼無人機(jī)、無人直升機(jī)等飛行平臺，部分中大型固定翼無人機(jī)也采用這種穩(wěn)像方案。

這種穩(wěn)像方式在大部分無人機(jī)應(yīng)用背景下具有較好的應(yīng)用效果。但對于小型固定翼無人機(jī)，外掛式穩(wěn)像云臺難以使用。一是制約了無人機(jī)的使用方式，受使用場地制約，小型固定翼常使用機(jī)腹滑行的降落方式，這種方式要求機(jī)腹直接觸底，因此無法外掛云臺；二是對飛機(jī)的氣動外形影響較大，外掛云臺必然會增大飛機(jī)的阻力，影響飛行速度和航程。因此，針對小型固定翼無人機(jī)，設(shè)計一種內(nèi)置式穩(wěn)像云臺，即能起和外掛式云臺相同的穩(wěn)像效果，又不改變無人機(jī)已有的使用方式，不降低飛機(jī)原有的技術(shù)性能指標(biāo)，十分必要。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對上述現(xiàn)有技術(shù)的不足提供一種小型無人機(jī)內(nèi)置式穩(wěn)像云臺，其適用于安裝在小型固定翼無人機(jī)上，能在不改變飛機(jī)使用方式和飛行性能的前提下，拍攝輸出穩(wěn)定的且不隨飛機(jī)姿態(tài)抖動的圖像。

為實現(xiàn)上述技術(shù)目的，本發(fā)明采取的技術(shù)方案為：

一種小型無人機(jī)內(nèi)置式穩(wěn)像云臺，其中：包括安裝梁、安裝架、殼體、姿態(tài)測量傳感器、頭罩、攝像頭、方位電機(jī)、機(jī)架、俯仰電機(jī)、回轉(zhuǎn)架和滾轉(zhuǎn)電機(jī)，所述的殼體為帶底的圓錐筒形結(jié)構(gòu)，所述的頭罩采用透光率很高的球冠形光學(xué)玻璃加工而成，所述的頭罩固定安裝在殼體的頂面上，所述的殼體底面上沿圓周方向均勻分布有四根安裝梁，所述的安裝架為十字叉結(jié)構(gòu)且安裝架固定安裝在殼體內(nèi)的底面上，所述的滾轉(zhuǎn)電機(jī)通過螺釘固定安裝在安裝架上，所述的回轉(zhuǎn)架固定安裝在滾轉(zhuǎn)電機(jī)的輸出軸上，所述的俯仰電機(jī)輸出軸固定安裝在回轉(zhuǎn)架的安裝孔里，所述的機(jī)架固定安裝在俯仰電機(jī)上，所述的方位電機(jī)固定安裝在機(jī)架上，所述的攝像頭安裝在方位電機(jī)的輸出軸上且攝像頭位于殼體內(nèi)，所述的姿態(tài)測量傳感器安裝在攝像頭上，所述的安裝架的中心設(shè)有通孔。

為優(yōu)化上述技術(shù)方案，采取的具體措施還包括：

上述的穩(wěn)像云臺還包括控制電纜、機(jī)體安裝槽和控制模塊，機(jī)身上左端沿圓周方向均勻分布有四個機(jī)體安裝槽，所述的安裝梁安裝在機(jī)體安裝槽里，所述的控制電纜左端從安裝架的中心孔里穿出，所述的控制模塊安裝在機(jī)身內(nèi)，所述的控制電纜右端與控制模塊連接。

上述的姿態(tài)測量傳感器選用GY-85九軸自由度IMU傳感器模塊。

上述的方位電機(jī)、俯仰電機(jī)和滾轉(zhuǎn)電機(jī)都能實現(xiàn)360°轉(zhuǎn)動。

上述的控制模塊上安裝有TMS320C5000系列DSP芯片、電源管理芯片和功率放大器。

上述的攝像頭采用光學(xué)變焦攝像頭。

上述的頭罩為球冠形狀，頭罩半徑和回轉(zhuǎn)架在俯仰方向上運動的半徑一致。

所述的機(jī)架將電機(jī)、攝像頭、姿態(tài)測量傳感器連接在一起，并通過安裝架與殼體連接在一起，所述的殼體外形和無人機(jī)的頭部形狀保持一致，頭部安裝有玻璃頭罩。所述的安裝梁將殼體與機(jī)身連接在一起。殼體后蓋設(shè)有通孔，電機(jī)、姿態(tài)測量傳感器和攝像頭的控制線從該通孔導(dǎo)出，連接到安裝在機(jī)身內(nèi)部的控制模塊。

整個穩(wěn)定平臺通過3個伺服電機(jī)將3個框架機(jī)座連接在一起，使得各框架軸之間能自由轉(zhuǎn)動，框架配置由內(nèi)到外依次為方位框架、俯仰框架和滾轉(zhuǎn)框架。

3個伺服電機(jī)用于驅(qū)動各自對應(yīng)的框架轉(zhuǎn)動，各框架軸對應(yīng)的旋變即穩(wěn)定平臺相對載體在方位、俯仰和滾轉(zhuǎn)3個方向上相對于飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)變化參數(shù)，該參數(shù)能及時反饋到控制模塊。

姿態(tài)測量傳感器選用GY-85九軸自由度IMU傳感器模塊，安裝在攝像機(jī)上方，此模塊包含三軸陀螺儀、三軸加速度傳感器和三軸磁場傳感器，其主要作用是用于測量攝像頭相對于飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)運動矩陣或旋轉(zhuǎn)四元數(shù)等參數(shù)。

控制模塊由一塊TMS320C5000系列DSP芯片、電源管理芯片、功率放大器等組成。設(shè)計了一種跟隨式模糊PID控制算法，該算法根據(jù)固定翼無人機(jī)飛行特點設(shè)計，可濾去無人機(jī)飛行過程中的滾轉(zhuǎn)運動；濾去方位和俯仰方向的高頻抖動，保留方位和俯仰方向的跟隨運動，并輸出控制信號驅(qū)動電機(jī)作出相應(yīng)的動作。

玻璃頭罩設(shè)計成球冠形狀，其半徑和俯仰框架在俯仰方向上運動的半徑一致，選用高透光率的光學(xué)玻璃加工而成，球冠面到俯仰中心的距離按照攝像機(jī)在7倍焦距工作時的狀態(tài)進(jìn)行計算配置，可確保攝像機(jī)在1～20光學(xué)變焦時都能輸出清晰的圖像。

本發(fā)明的具體實施方案如下：

(1)根據(jù)圖紙加工好安裝架、安裝梁、殼體、玻璃頭罩等部件，購置好電機(jī)、傳感器、攝像頭、芯片、導(dǎo)線等部件。

(2)將電機(jī)、攝像頭、傳感器、安裝架、安裝梁安裝好，將固定翼無人機(jī)機(jī)體切割下來，在機(jī)身內(nèi)部牢固放置能和安裝梁連接的結(jié)構(gòu)件，通過安裝梁將整個云臺安裝在無人機(jī)頭部。

(3)制作好控制模塊電路板，將控制算法灌裝好，將控制模塊安裝在機(jī)身內(nèi)部；

(4)連接好控制模塊和機(jī)頭云臺的控制線等電氣部分；

(5)上電，調(diào)試，使得控制模塊和云臺結(jié)構(gòu)能協(xié)調(diào)工作；并設(shè)定好電機(jī)的初始位置，裝配完畢。

本發(fā)明的優(yōu)點在于以下幾點：

(1)不額外增加無人機(jī)外掛物，可在不改變原有無人機(jī)外形和氣動布局的前提下，實現(xiàn)穩(wěn)像功能；

(2)內(nèi)置封閉式云臺，使得框架運動不受外界風(fēng)力影響，減少由于風(fēng)力作用而導(dǎo)致云臺的抖動；

(3)結(jié)構(gòu)簡單，通用性好，便于安裝在多種無人機(jī)平臺；

(4)通過配置的小型光學(xué)變焦攝像機(jī)，可以實現(xiàn)變焦焦距拍攝；

(5)質(zhì)量輕，成本低廉、費效比高，便于大量使用。

附圖說明

圖1是本發(fā)明云臺內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明云臺在無人機(jī)上安裝結(jié)構(gòu)示意圖。

其中的附圖標(biāo)記為：安裝梁1、安裝架2、殼體3、姿態(tài)測量傳感器4、頭罩5、攝像頭6、方位電機(jī)7、機(jī)架8、俯仰電機(jī)9、回轉(zhuǎn)架10、滾轉(zhuǎn)電機(jī)11、控制電纜12、機(jī)體安裝槽13、控制模塊14、機(jī)身15、機(jī)翼16。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的具體實施方式作出進(jìn)一步說明：

一種小型無人機(jī)內(nèi)置式穩(wěn)像云臺，其中：包括安裝梁1、安裝架2、殼體3、姿態(tài)測量傳感器4、頭罩5、攝像頭6、方位電機(jī)7、機(jī)架8、俯仰電機(jī)9、回轉(zhuǎn)架10和滾轉(zhuǎn)電機(jī)11，所述的殼體3為帶底的圓錐筒形結(jié)構(gòu)，所述的頭罩5采用透光率很高的球冠形光學(xué)玻璃加工而成，所述的頭罩5固定安裝在殼體3的頂面上，所述的殼體3底面上沿圓周方向均勻分布有四根安裝梁1，所述的安裝架2為十字叉結(jié)構(gòu)且安裝架2固定安裝在殼體3內(nèi)的底面上，所述的滾轉(zhuǎn)電機(jī)11通過螺釘固定安裝在安裝架2上，所述的回轉(zhuǎn)架10固定安裝在滾轉(zhuǎn)電機(jī)11的輸出軸上，所述的俯仰電機(jī)9輸出軸固定安裝在回轉(zhuǎn)架10的安裝孔里，所述的機(jī)架8固定安裝在俯仰電機(jī)9上，所述的方位電機(jī)7固定安裝在機(jī)架8上，所述的攝像頭6安裝在方位電機(jī)7的輸出軸上且攝像頭6位于殼體3內(nèi)，所述的姿態(tài)測量傳感器4安裝在攝像頭6上，所述的安裝架2的中心設(shè)有通孔。

實施例中，還包括控制電纜12、機(jī)體安裝槽13和控制模塊14，機(jī)身15上左端沿圓周方向均勻分布有四個機(jī)體安裝槽13，所述的安裝梁1安裝在機(jī)體安裝槽13里，所述的控制電纜12左端從安裝架2的中心孔里穿出，所述的控制模塊14安裝在機(jī)身15內(nèi)，所述的控制電纜12右端與控制模塊14連接。

實施例中，姿態(tài)測量傳感器4選用GY-85九軸自由度IMU傳感器模塊。

實施例中，方位電機(jī)7、俯仰電機(jī)9和滾轉(zhuǎn)電機(jī)11都能實現(xiàn)360°轉(zhuǎn)動。

本發(fā)明中的姿態(tài)測量傳感器4、攝像機(jī)頭6、方位電機(jī)7、俯仰電機(jī)9和滾轉(zhuǎn)電機(jī)11均有信號控制線，信號控制線匯總成控制電纜12，控制電纜12從安裝架2中心孔穿出，連接到安裝在機(jī)身15內(nèi)部的控制模塊14上。

實施例中，方位電機(jī)7能在方位方向進(jìn)行360°轉(zhuǎn)動，當(dāng)飛機(jī)在轉(zhuǎn)向等動作時，方位方向不可避免會抖動，姿態(tài)測量傳感器4將感知方位方向上的轉(zhuǎn)動及抖動信號，并發(fā)送至安裝在機(jī)身內(nèi)部的控制模塊14，控制模塊14進(jìn)行濾波處理后，輸出給穩(wěn)定的轉(zhuǎn)向信號給方位電機(jī)7，使得攝像頭6平穩(wěn)轉(zhuǎn)向。

實施例中，俯仰電機(jī)9能在俯仰方向進(jìn)行360°轉(zhuǎn)動，同理，能在控制模塊14的控制下動作，能將飛機(jī)飛行過程中在俯仰方向上的抖動過濾掉，使得攝像頭6在俯仰方向上平穩(wěn)動作。

實施例中，滾轉(zhuǎn)電機(jī)11在滾轉(zhuǎn)方向進(jìn)行360°轉(zhuǎn)動。飛機(jī)在轉(zhuǎn)向、爬升等過程中，機(jī)體不可避免發(fā)生傾斜，但攝像頭6無需跟隨飛機(jī)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)運動，因此控制模塊14會滾轉(zhuǎn)電機(jī)11向飛機(jī)傾斜的反方向轉(zhuǎn)動，抵消飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運動，起到穩(wěn)像效果。

實施例中，攝像機(jī)6可接受地面遙控信號，實施1～30倍光學(xué)變焦。

本發(fā)明可安裝在固定翼飛機(jī)的頭部，以替代機(jī)身下懸掛的外置式穩(wěn)像吊艙。

以上僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，本發(fā)明的保護(hù)范圍并不僅局限于上述實施例，凡屬于本發(fā)明思路下的技術(shù)方案均屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理前提下的若干改進(jìn)和潤飾，應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。