專利名稱：一種無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種對(duì)無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能的測(cè)試裝置，能夠在地面上完成對(duì)自動(dòng)駕駛儀控制性能的測(cè)試，有效避免了真機(jī)測(cè)試過程中墜機(jī)的風(fēng)險(xiǎn)及損失。
背景技術(shù)：
目前，自動(dòng)駕駛儀作為各種普通航模飛機(jī)甚至是無人飛機(jī)的核心測(cè)控器件，其控制效能與穩(wěn)定性極大地影響著無人飛行器的飛行效果與安全?？疾飚?dāng)前的各種無人機(jī)自動(dòng)駕駛儀測(cè)試平臺(tái)均是面對(duì)產(chǎn)品質(zhì)量與運(yùn)行狀態(tài)測(cè)試的，不具有在線的模擬與分析功能，無法直觀考察自動(dòng)幾十億對(duì)這種機(jī)型與天氣情況的控制效能。自動(dòng)駕駛儀作為典型的多輸出控制器件，在研發(fā)與使用過程中很難對(duì)其進(jìn)行低成本、快速、高效的全系統(tǒng)測(cè)試。尤其是在研發(fā)過程中危險(xiǎn)系數(shù)很高，摔機(jī)時(shí)有發(fā)生。而且在事故發(fā)生以后故障的診斷亦很難進(jìn)行。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是，針對(duì)現(xiàn)有風(fēng)機(jī)的上述不足，提供一種能夠在地面上對(duì)無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試的系統(tǒng)，其可以測(cè)試各種無人機(jī)自動(dòng)駕駛儀的控制可靠性，并能實(shí)時(shí)觀測(cè)到控制指令在飛行中的執(zhí)行情況。為了達(dá)到上述設(shè)計(jì)目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下一種無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，是通過中央主控系統(tǒng)完成飛行模擬軟件、六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、自動(dòng)駕駛儀三個(gè)模塊的數(shù)據(jù)循環(huán)通訊，使得飛行模擬軟件中的飛機(jī)運(yùn)行姿態(tài)與六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的輸出姿態(tài)保持時(shí)間上的一致，達(dá)到對(duì)復(fù)雜的飛行情況在地面上實(shí)時(shí)模擬，同時(shí)自動(dòng)駕駛儀采集六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的輸出姿態(tài)數(shù)據(jù)，并經(jīng)分析計(jì)算得到對(duì)此時(shí)飛行的矯正控制指令，控制指令通過中央主控系統(tǒng)傳遞給飛行模擬軟件，對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行修正，飛行模擬軟件通過中央主控系統(tǒng)再次將經(jīng)過自動(dòng)駕駛儀修正后的位置姿態(tài)數(shù)據(jù)經(jīng)主控程序傳遞給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)產(chǎn)生修正后的飛行姿態(tài)，此時(shí)通過中央主控系統(tǒng)計(jì)算飛行模擬軟件的姿態(tài)數(shù)據(jù)與六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的姿態(tài)輸出數(shù)據(jù)，得到對(duì)自動(dòng)駕駛儀性能評(píng)價(jià)的相應(yīng)時(shí)間、控制準(zhǔn)確性的技術(shù)參數(shù)。本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，主要由中央主控系統(tǒng)、震動(dòng)發(fā)生架、六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、飛行模擬軟件和自動(dòng)駕駛儀組成，所述中央主控系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)接口分別連接六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、飛行模擬軟件和自動(dòng)駕駛儀，通過中央主控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、飛行模擬軟件和自動(dòng)駕駛儀之間數(shù)據(jù)的閉環(huán)循環(huán)傳遞；所述中央主控系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)接口還連接震動(dòng)發(fā)生架。其數(shù)據(jù)傳遞流程為一、所述飛行模擬軟件支持輸出飛行器位置姿態(tài)數(shù)據(jù)的功能，將這些位姿數(shù)據(jù)經(jīng)過中央主控系統(tǒng)輸入給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，利用六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)實(shí)時(shí)產(chǎn)生與數(shù)據(jù)相一致的方位。二、此時(shí)六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)正在模擬真實(shí)飛機(jī)的飛行，自動(dòng)駕駛儀利用自身的傳感器、陀螺儀采集數(shù)據(jù)，并經(jīng)過分析計(jì)算，得到對(duì)此時(shí)飛行的矯正控制指令，以使飛機(jī)按照指定規(guī)劃飛行。三、自動(dòng)駕駛儀經(jīng)分析計(jì)算產(chǎn)生的控制指令通過中央主控系統(tǒng)傳遞給飛行模擬軟件對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行修正；飛行模擬軟件飛行模擬軟件再次將經(jīng)過自動(dòng)駕駛儀修正后的位置姿態(tài)數(shù)據(jù)經(jīng)中央主控系統(tǒng)傳遞給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，此時(shí)六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)產(chǎn)生修正后的飛行姿態(tài)。四、重復(fù)上述步驟，從而形成一個(gè)閉環(huán)循環(huán)傳遞過程。所述飛行模擬軟件中輸入的氣等參數(shù)可以經(jīng)過中央主控系統(tǒng)再次傳入給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的震動(dòng)輸出姿態(tài)通過震動(dòng)發(fā)生架實(shí)現(xiàn)，震動(dòng)發(fā)生架的震動(dòng)參數(shù)來源于中央主控系統(tǒng)接收得飛行模擬軟件的飛機(jī)姿態(tài)輸出數(shù)據(jù)。安裝底座上安裝固定測(cè)試系統(tǒng)中的各個(gè)設(shè)備模塊，放置在平面坐標(biāo)中心的為自動(dòng)駕駛儀，自動(dòng)駕駛儀周圍安放著為其提供姿態(tài)數(shù)據(jù)的三個(gè)陀螺儀，三個(gè)陀螺儀呈χ\γ\ζ三個(gè)不同方向安裝；整個(gè)系統(tǒng)的四個(gè)邊角處安裝四個(gè)震動(dòng)發(fā)生架，用于產(chǎn)生震動(dòng)；因?yàn)轱w機(jī)飛行中，震動(dòng)會(huì)對(duì)自動(dòng)駕駛儀性能產(chǎn)生嚴(yán)重影響，四個(gè)震動(dòng)發(fā)生系統(tǒng)用于模擬真實(shí)飛行情況。三相異步電機(jī)安裝在電機(jī)支架上，同時(shí)三相異步電機(jī)轉(zhuǎn)軸處安裝偏心輪。電機(jī)支架用于連接震動(dòng)發(fā)生裝置與整個(gè)系統(tǒng)安裝底座。采用旋轉(zhuǎn)偏心輪的方式產(chǎn)生振動(dòng)。三相異步電機(jī)的轉(zhuǎn)速采用閉環(huán)控制方式，這樣可以實(shí)現(xiàn)對(duì)轉(zhuǎn)速的實(shí)時(shí)反饋控制，進(jìn)而間接實(shí)現(xiàn)對(duì)震動(dòng)頻率的控制，實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛機(jī)飛行情況的實(shí)時(shí)模擬。所述中央主控系統(tǒng)負(fù)責(zé)各個(gè)部分控制與數(shù)據(jù)采集、顯示、記錄、傳遞等，提供三種模擬測(cè)試方式。實(shí)現(xiàn)對(duì)震動(dòng)控制、轉(zhuǎn)臺(tái)控制、飛行模擬軟件通訊、自動(dòng)駕駛儀通訊、PWM波讀取、數(shù)據(jù)的多種顯示方式與記錄等功能。所述震動(dòng)發(fā)生架可以產(chǎn)生4個(gè)不同頻率的10ΗΖ-100ΗΖ震動(dòng)，且震動(dòng)幅度方向均可調(diào)節(jié)，主要由震源、震動(dòng)架、閉環(huán)控制系統(tǒng)組成。震源震動(dòng)的產(chǎn)生主要依靠電機(jī)帶動(dòng)偏心輪的旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)，通過控制電機(jī)轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)對(duì)震動(dòng)頻率的控制；通過改變偏心程度，實(shí)現(xiàn)對(duì)震動(dòng)振幅的控制，針對(duì)不同的震動(dòng)情況，通過軟件測(cè)試相應(yīng)數(shù)據(jù)及分析圖像。震動(dòng)架用來實(shí)現(xiàn)對(duì)震源的固定，同時(shí)作為轉(zhuǎn)臺(tái)與自動(dòng)駕駛儀的銜接裝置，將整套自動(dòng)駕駛控制系統(tǒng)穩(wěn)定的固定在六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)上，減少六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)姿態(tài)與自動(dòng)駕駛儀捕捉到方位的傳遞誤差。閉環(huán)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)速的準(zhǔn)確控制，測(cè)定及反饋電機(jī)速度的調(diào)節(jié)模塊。所述震動(dòng)發(fā)生架控制模塊使用ARM7作為核心對(duì)震動(dòng)發(fā)生架的四個(gè)振動(dòng)源分別進(jìn)行閉環(huán)控制，通過RS-232與中央主控系統(tǒng)通訊。所述采集模塊使用ATmegaUS作為核心，用來采集iFly40等自動(dòng)駕駛儀產(chǎn)生的三路控制數(shù)據(jù)，通過RS-232傳回中央主控系統(tǒng)。所述六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)可以高精度的模擬三個(gè)軸的姿態(tài)，用于姿態(tài)的產(chǎn)生。所述飛機(jī)模擬軟件用以產(chǎn)生飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)，并將控制數(shù)據(jù)傳回其中，從而控制模擬飛行器，對(duì)飛行控制結(jié)果進(jìn)行評(píng)估。所述遺傳算法模塊根據(jù)中央主控系統(tǒng)記錄的數(shù)據(jù)完成對(duì)自動(dòng)駕駛儀的控制行為擬合，算出傳遞矩陣，并將其應(yīng)用到自動(dòng)駕駛儀控制行為軟件。所述該系統(tǒng)對(duì)自動(dòng)駕駛儀的測(cè)試方案有三種1、自動(dòng)駕駛儀導(dǎo)航飛控算法模擬測(cè)試方案；在獲得飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)后使用純軟件算法計(jì)算出控制指令，然后傳回飛行模擬軟件中對(duì)飛行進(jìn)行控制。此方案適用于自動(dòng)駕駛儀研發(fā)過程中，便于算法的驗(yàn)證和比較，大大降低了研發(fā)的風(fēng)險(xiǎn)，而且可以對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，如對(duì)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)添加噪聲，然后驗(yàn)證濾波算法的使用效果，可以大大提高研發(fā)的效率。2、自動(dòng)駕駛儀脫機(jī)全系統(tǒng)模擬測(cè)試方案；在獲得飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)后將其發(fā)送到六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)控制程序，六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)行完成指定姿態(tài)，這時(shí)其上的自動(dòng)駕駛儀可以通過自身的傳感器獲得姿態(tài)數(shù)據(jù)，進(jìn)行計(jì)算輸出控制指令。而由于自動(dòng)駕駛儀是安裝在六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的震動(dòng)發(fā)生架上，所以這時(shí)可以選擇是否啟動(dòng)震動(dòng)發(fā)生架來模擬直升機(jī)的強(qiáng)震動(dòng)情況。因此此模式下獲得的控制數(shù)據(jù)是最具有真實(shí)性的，其包含了傳感器、震動(dòng)、姿態(tài)解算等所有實(shí)際情況。再將獲得的數(shù)據(jù)經(jīng)PWM波采集模塊或iFly40協(xié)議解析模塊傳回飛行模擬軟件中進(jìn)行飛行控制，檢驗(yàn)其控制情況。此模式不僅適用于研發(fā)過程，而其還可以用于產(chǎn)品的檢驗(yàn)過程中，通過歷史數(shù)據(jù)與當(dāng)前數(shù)據(jù)的對(duì)比完全可以檢驗(yàn)產(chǎn)品的運(yùn)行狀況。3、自動(dòng)駕駛儀控制行為軟件再現(xiàn)模擬測(cè)試方案；此方案創(chuàng)新性的通過記錄下自動(dòng)駕駛儀在自動(dòng)實(shí)況模擬情況下發(fā)出的控制指令，并對(duì)其進(jìn)行遺傳算法擬合，然后使用生產(chǎn)的傳遞矩陣完成對(duì)目標(biāo)飛機(jī)的控制。此時(shí)產(chǎn)生的控制指令包括震動(dòng)、傳感器漂移等因素對(duì)自動(dòng)駕駛儀的影響，而又剔除了轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)動(dòng)反應(yīng)時(shí)間等外在因素對(duì)測(cè)試的影響，因此次方案可以最大程度的減小外在因素對(duì)測(cè)試的影響并提高測(cè)試的精度與準(zhǔn)度。通過這三種方式達(dá)到在研發(fā)與使用過程中不適用真實(shí)飛機(jī)的情況下完成對(duì)自動(dòng)駕駛儀在各種機(jī)型和條件下的快速、有效、高仿真測(cè)試。本發(fā)明所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的有益效果是可以在地面上完成對(duì)自動(dòng)駕駛儀的測(cè)試，而且可以讀出各種有關(guān)自動(dòng)駕駛儀性能的數(shù)據(jù)，例如相應(yīng)時(shí)間，飛行姿態(tài)坐標(biāo)，三軸速度及角速度等；不但便于找出自動(dòng)駕駛儀的故障所在，而且為后期改進(jìn)提供了重要數(shù)據(jù)。


圖1是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的整體控制及數(shù)據(jù)傳遞原理圖；圖2是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的模塊布局圖；圖3是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的中震動(dòng)發(fā)生架的原理圖；圖4是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的原理圖；圖5是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的部分電路圖；圖6是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的流程圖；圖7是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的效果圖；圖8是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的效果圖；圖9是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的PD算法和 iFly40分別產(chǎn)生的控制數(shù)據(jù)圖10是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的PD算法和 iFly40分別產(chǎn)生的控制數(shù)據(jù)圖；圖11是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的遺傳算法運(yùn)行數(shù)據(jù)圖；圖12是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的遺傳算法與iFly40控制數(shù)據(jù)記錄的擬合對(duì)比圖；圖13是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)行控制曲線；圖14是本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)的轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)行控制曲線。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，是通過中央主控系統(tǒng)完成飛行模擬軟件、六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、自動(dòng)駕駛儀三個(gè)模塊的數(shù)據(jù)循環(huán)通訊，使得飛行模擬軟件中的飛機(jī)運(yùn)行姿態(tài)與六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的輸出姿態(tài)保持時(shí)間上的一致，達(dá)到對(duì)復(fù)雜的飛行情況在地面上實(shí)時(shí)模擬，同時(shí)自動(dòng)駕駛儀采集六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的輸出姿態(tài)數(shù)據(jù)，并經(jīng)分析計(jì)算得到對(duì)此時(shí)飛行的矯正控制指令，控制指令通過中央主控系統(tǒng)傳遞給飛行模擬軟件，對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行修正，飛行模擬軟件通過中央主控系統(tǒng)再次將經(jīng)過自動(dòng)駕駛儀修正后的位置姿態(tài)數(shù)據(jù)經(jīng)主控程序傳遞給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)產(chǎn)生修正后的飛行姿態(tài)，此時(shí)通過中央主控系統(tǒng)計(jì)算飛行模擬軟件的姿態(tài)數(shù)據(jù)與六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的姿態(tài)輸出數(shù)據(jù)，得到對(duì)自動(dòng)駕駛儀性能評(píng)價(jià)的相應(yīng)時(shí)間、控制準(zhǔn)確性的技術(shù)參數(shù)。本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，主要由中央主控系統(tǒng)、震動(dòng)發(fā)生架、六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、飛行模擬軟件和自動(dòng)駕駛儀組成，所述中央主控系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)接口分別連接六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、飛行模擬軟件和自動(dòng)駕駛儀，通過中央主控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、飛行模擬軟件和自動(dòng)駕駛儀之間數(shù)據(jù)的閉環(huán)循環(huán)傳遞；所述中央主控系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)接口還連接震動(dòng)發(fā)生架。其數(shù)據(jù)傳遞流程為一、所述飛行模擬軟件支持輸出飛行器位置姿態(tài)數(shù)據(jù)的功能，將這些位姿數(shù)據(jù)經(jīng)過中央主控系統(tǒng)輸入給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，利用六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)實(shí)時(shí)產(chǎn)生與數(shù)據(jù)相一致的方位。二、此時(shí)六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)正在模擬真實(shí)飛機(jī)的飛行，自動(dòng)駕駛儀利用自身的傳感器、 陀螺儀采集數(shù)據(jù)，并經(jīng)過分析計(jì)算，得到對(duì)此時(shí)飛行的矯正控制指令，以使飛機(jī)按照指定規(guī)劃飛行。三、自動(dòng)駕駛儀經(jīng)分析計(jì)算產(chǎn)生的控制指令通過中央主控系統(tǒng)傳遞給飛行模擬軟件對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行修正；飛行模擬軟件飛行模擬軟件再次將經(jīng)過自動(dòng)駕駛儀修正后的位置姿態(tài)數(shù)據(jù)經(jīng)中央主控系統(tǒng)傳遞給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，此時(shí)六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)產(chǎn)生修正后的飛行姿態(tài)。四、重復(fù)上述步驟，從而形成一個(gè)閉環(huán)循環(huán)傳遞過程。為了測(cè)試自動(dòng)駕駛儀應(yīng)對(duì)一些自然天氣變化的控制能力，可以在飛行模擬軟件中輸入天氣等參數(shù)(例如風(fēng)向、風(fēng)力)，這些數(shù)據(jù)可以經(jīng)過中央主控系統(tǒng)再次傳入給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的震動(dòng)輸出姿態(tài)通過震動(dòng)發(fā)生架實(shí)現(xiàn)，震動(dòng)發(fā)生架的震動(dòng)參數(shù)來源于中央主控系統(tǒng)接收得飛行模擬軟件的飛機(jī)姿態(tài)輸出數(shù)據(jù)。如圖1-6所示，安裝底座上安裝固定測(cè)試系統(tǒng)中的各個(gè)設(shè)備模塊，放置在平面坐標(biāo)中心的為自動(dòng)駕駛儀，自動(dòng)駕駛儀周圍安放著為其提供姿態(tài)數(shù)據(jù)的三個(gè)陀螺儀，三個(gè)陀螺儀呈x\Y\z三個(gè)不同方向安裝；整個(gè)系統(tǒng)的四個(gè)邊角處安裝四個(gè)震動(dòng)發(fā)生架，用于產(chǎn)生震動(dòng)；因?yàn)轱w機(jī)飛行中，震動(dòng)會(huì)對(duì)自動(dòng)駕駛儀性能產(chǎn)生嚴(yán)重影響，四個(gè)震動(dòng)發(fā)生系統(tǒng)用于模擬真實(shí)飛行情況。三相異步電機(jī)安裝在電機(jī)支架上，同時(shí)三相異步電機(jī)轉(zhuǎn)軸處安裝偏心輪。 電機(jī)支架用于連接震動(dòng)發(fā)生裝置與整個(gè)系統(tǒng)安裝底座。采用旋轉(zhuǎn)偏心輪的方式產(chǎn)生振動(dòng)。 三相異步電機(jī)的轉(zhuǎn)速采用閉環(huán)控制方式，這樣可以實(shí)現(xiàn)對(duì)轉(zhuǎn)速的實(shí)時(shí)反饋控制，進(jìn)而間接實(shí)現(xiàn)對(duì)震動(dòng)頻率的控制，實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛機(jī)飛行情況的實(shí)時(shí)模擬。所述自動(dòng)駕駛儀的測(cè)試方案有三種1、自動(dòng)駕駛儀導(dǎo)航飛控算法模擬測(cè)試方案；在獲得飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)后使用純軟件算法計(jì)算出控制指令，然后傳回飛行模擬軟件中對(duì)飛行進(jìn)行控制。此方案適用于自動(dòng)駕駛儀研發(fā)過程中，便于算法的驗(yàn)證和比較，大大降低了研發(fā)的風(fēng)險(xiǎn)，而且可以對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，如對(duì)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)添加噪聲，然后驗(yàn)證濾波算法的使用效果，可以大大提高研發(fā)的效率。2、自動(dòng)駕駛儀脫機(jī)全系統(tǒng)模擬測(cè)試方案；在獲得飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)后將其發(fā)送到六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)控制程序，六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)行完成指定姿態(tài)，這時(shí)其上的自動(dòng)駕駛儀可以通過自身的傳感器獲得姿態(tài)數(shù)據(jù)，進(jìn)行計(jì)算輸出控制指令。而由于自動(dòng)駕駛儀是安裝在六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的震動(dòng)發(fā)生架上，所以這時(shí)可以選擇是否啟動(dòng)震動(dòng)發(fā)生架來模擬直升機(jī)的強(qiáng)震動(dòng)情況。因此此模式下獲得的控制數(shù)據(jù)是最具有真實(shí)性的，其包含了傳感器、震動(dòng)、姿態(tài)解算等所有實(shí)際情況。再將獲得的數(shù)據(jù)經(jīng)PWM波采集模塊或iFly40協(xié)議解析模塊傳回飛行模擬軟件中進(jìn)行飛行控制，檢驗(yàn)其控制情況。此模式不僅適用于研發(fā)過程，而其還可以用于產(chǎn)品的檢驗(yàn)過程中，通過歷史數(shù)據(jù)與當(dāng)前數(shù)據(jù)的對(duì)比完全可以檢驗(yàn)產(chǎn)品的運(yùn)行狀況。3、自動(dòng)駕駛儀控制行為軟件再現(xiàn)模擬測(cè)試方案；此方案創(chuàng)新性的通過記錄下自動(dòng)駕駛儀在自動(dòng)實(shí)況模擬情況下發(fā)出的控制指令，并對(duì)其進(jìn)行遺傳算法擬合，然后使用生產(chǎn)的傳遞矩陣完成對(duì)目標(biāo)飛機(jī)的控制。此時(shí)產(chǎn)生的控制指令包括震動(dòng)、傳感器漂移等因素對(duì)自動(dòng)駕駛儀的影響，而又剔除了轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)動(dòng)反應(yīng)時(shí)間等外在因素對(duì)測(cè)試的影響，因此次方案可以最大程度的減小外在因素對(duì)測(cè)試的影響并提高測(cè)試的精度與準(zhǔn)度。通過這三種方式達(dá)到在研發(fā)與使用過程中不適用真實(shí)飛機(jī)的情況下完成對(duì)自動(dòng)駕駛儀在各種機(jī)型和條件下的快速、有效、高仿真測(cè)試。本發(fā)明實(shí)施例所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，其測(cè)試方式為—、各模塊分別運(yùn)行測(cè)試測(cè)試驗(yàn)證各模塊的性能與質(zhì)量，校驗(yàn)其是否滿足整體系統(tǒng)對(duì)各個(gè)部分的要求。二、全系統(tǒng)模擬反向測(cè)試測(cè)試使用已經(jīng)成功實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行飛行控制的iFly40 作為待測(cè)目標(biāo)。使用“自動(dòng)駕駛儀脫機(jī)全系統(tǒng)模擬測(cè)試方案”進(jìn)行模擬實(shí)際使用情況的測(cè)試；標(biāo)準(zhǔn)測(cè)試環(huán)境測(cè)試機(jī)型Cessna172SP
實(shí)驗(yàn)風(fēng)速15km/h初始姿態(tài)平飛目標(biāo)姿態(tài)平飛測(cè)試結(jié)果iFly40對(duì)本模擬測(cè)試系統(tǒng)可以達(dá)到良好的控制效果，存在輕微搖擺。 具體測(cè)試效能見飛行姿態(tài)與控制數(shù)據(jù)如圖7、8所示，在控制過程中姿態(tài)只發(fā)生輕微搖擺，自動(dòng)駕駛儀很好的完成了控制過程，整體測(cè)試平臺(tái)達(dá)到了預(yù)期設(shè)計(jì)效果。測(cè)試數(shù)據(jù)如圖9、10所示，是在一次手動(dòng)控制中軟件PD算法和iFly40分別產(chǎn)生的控制數(shù)據(jù)圖，通過這種方法我們可以方便的比較各種算法與設(shè)備的控制數(shù)據(jù)，并進(jìn)行分析。如圖11所示，為遺傳算法運(yùn)行數(shù)據(jù)圖，從圖中可以看出遺傳算法很好的推算出 PID的算法的系數(shù)值(單次控制量誤差不超過)。如圖12所示，為遺傳算法與iFly40控制數(shù)據(jù)記錄的擬合對(duì)比圖。如圖13、14所示，為轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)行控制曲線，可以看出轉(zhuǎn)臺(tái)的運(yùn)行響應(yīng)基本與目標(biāo)吻
I=I O本具體實(shí)施方式
只是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例，并不能對(duì)本發(fā)明進(jìn)行限定，具體各項(xiàng)權(quán)利由權(quán)利要求書限定。
權(quán)利要求
1.一種無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，采用飛行模擬軟件、六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、自動(dòng)駕駛儀三個(gè)模塊的數(shù)據(jù)循環(huán)通訊；其特征在于通過中央主控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)自動(dòng)駕駛儀采集六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的輸出姿態(tài)數(shù)據(jù)，并經(jīng)待測(cè)自動(dòng)駕駛儀分析計(jì)算得到對(duì)此時(shí)飛行狀態(tài)的矯正控制指令，控制指令通過中央主控系統(tǒng)傳遞給飛行模擬軟件，對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行修正，飛行模擬軟件通過中央主控系統(tǒng)再次將經(jīng)過自動(dòng)駕駛儀修正后的位置姿態(tài)數(shù)據(jù)經(jīng)主控程序傳遞給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)產(chǎn)生修正后的飛行姿態(tài)，通過中央主控系統(tǒng)計(jì)算飛行模擬軟件的姿態(tài)數(shù)據(jù)與六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的姿態(tài)輸出數(shù)據(jù)，得到自動(dòng)駕駛儀性能評(píng)價(jià)的響應(yīng)時(shí)間、 控制準(zhǔn)確性等技術(shù)參數(shù)，進(jìn)而對(duì)自動(dòng)駕駛儀性能做出檢測(cè)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于飛行模擬軟件中的飛機(jī)運(yùn)行姿態(tài)與六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的輸出姿態(tài)保持時(shí)間上的一致。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于所述中央主控系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)接口分別連接六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、飛行模擬軟件和自動(dòng)駕駛儀，通過中央主控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、飛行模擬軟件和自動(dòng)駕駛儀之間數(shù)據(jù)的閉環(huán)循環(huán)傳遞; 所述中央主控系統(tǒng)通過數(shù)據(jù)接口還連接震動(dòng)發(fā)生架。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于安裝底座上安裝固定測(cè)試系統(tǒng)中的各個(gè)設(shè)備模塊，放置在平面坐標(biāo)中心的為自動(dòng)駕駛儀，自動(dòng)駕駛儀周圍安放著為其提供姿態(tài)數(shù)據(jù)的三個(gè)陀螺儀，三個(gè)陀螺儀呈X\Y\Z三個(gè)不同方向安裝；整個(gè)系統(tǒng)的四個(gè)邊角處安裝四個(gè)震動(dòng)發(fā)生架，用于產(chǎn)生震動(dòng)；因?yàn)轱w機(jī)飛行中，震動(dòng)會(huì)對(duì)自動(dòng)駕駛儀性能產(chǎn)生嚴(yán)重影響，四個(gè)震動(dòng)發(fā)生系統(tǒng)用于模擬真實(shí)飛行情況；三相異步電機(jī)安裝在電機(jī)支架上，同時(shí)三相異步電機(jī)轉(zhuǎn)軸處安裝偏心輪；電機(jī)支架用于連接震動(dòng)發(fā)生裝置與整個(gè)系統(tǒng)安裝底座；采用旋轉(zhuǎn)偏心輪的方式產(chǎn)生振動(dòng)；三相異步電機(jī)的轉(zhuǎn)速采用閉環(huán)控制方式，實(shí)現(xiàn)對(duì)轉(zhuǎn)速的實(shí)時(shí)反饋控制，進(jìn)而間接實(shí)現(xiàn)對(duì)震動(dòng)頻率的控制，完成對(duì)飛機(jī)飛行情況的實(shí)時(shí)模擬。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種無人駕駛飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀性能測(cè)試系統(tǒng)，采用飛行模擬軟件、六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)、自動(dòng)駕駛儀三個(gè)模塊的數(shù)據(jù)循環(huán)通訊；通過中央主控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)自動(dòng)駕駛儀采集六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的輸出姿態(tài)數(shù)據(jù)，并經(jīng)分析計(jì)算得到對(duì)此時(shí)飛行的矯正控制指令，控制指令通過中央主控系統(tǒng)傳遞給飛行模擬軟件，對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行修正，飛行模擬軟件通過中央主控系統(tǒng)再次將經(jīng)過自動(dòng)駕駛儀修正后的位置姿態(tài)數(shù)據(jù)經(jīng)主控程序傳遞給六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)，六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)產(chǎn)生修正后的飛行姿態(tài)，通過中央主控系統(tǒng)計(jì)算飛行模擬軟件的姿態(tài)數(shù)據(jù)與六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的姿態(tài)輸出數(shù)據(jù)，得到對(duì)自動(dòng)駕駛儀性能評(píng)價(jià)的響應(yīng)時(shí)間、控制準(zhǔn)確性的技術(shù)參數(shù)。
文檔編號(hào)G05D1/00GK102205877SQ20101013424
公開日2011年10月5日 申請(qǐng)日期2010年3月29日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月29日
發(fā)明者張以成, 金安迪 申請(qǐng)人:金安迪