本發(fā)明涉及電子控制技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

迫降指飛機(jī)因意外情況不能繼續(xù)飛行而在機(jī)場或機(jī)場以外的地面或水面上進(jìn)行的有意識緊急降落。因迫降對落點(diǎn)環(huán)境及飛行器的性能要求很高，所以也存在著較大風(fēng)險(xiǎn)，常有可能造成機(jī)毀人亡。導(dǎo)致迫降的意外情況有飛機(jī)的機(jī)械、液壓或電氣設(shè)備失靈，火災(zāi)，在空中與別的飛機(jī)或物體相撞，機(jī)上人員傷、病有生命危險(xiǎn)，飛機(jī)迷航或燃料用盡，天氣條件突然變壞，劫機(jī)或非法越境，不服從空中交通管制等。因此設(shè)計(jì)一款性能優(yōu)越的沿索道飛行器控制裝置系統(tǒng)可以對真實(shí)的飛機(jī)迫降提出有針對性的意見，從而極大的減小迫降發(fā)生概率，同時(shí)提高迫降的成功率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題制作的沿索道飛行器控制系統(tǒng)，可以模擬實(shí)現(xiàn)針對飛機(jī)迫降的各類情況，之后采集飛機(jī)的各類數(shù)據(jù)，對真實(shí)的飛機(jī)迫降提出有針對性的意見。

本發(fā)明提供了一種沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)包括：飛行數(shù)據(jù)采集模塊、PID控制模塊，并通過鋰電池及電調(diào)為系統(tǒng)供電。

所述飛行數(shù)據(jù)采集模塊包括：U-blox GPS，用于獲取當(dāng)前GPS數(shù)據(jù)，通過串口發(fā)送給主控芯片；L3G4200D陀螺儀，用于采集xyz三個(gè)方向的角加速度，通過I2C總線發(fā)送給主控芯片；ADXL345加速度計(jì)，用于采集xyz三個(gè)方向的角加速度，通過I2C總線發(fā)送給主控芯片；HMC5883L地磁計(jì)，用于采集xyz三個(gè)方向的地磁信號，通過I2C總線發(fā)送給主控芯片；BMP085氣壓計(jì)，用于采集當(dāng)前所處高度的氣壓，通過I2C總線發(fā)送給主控芯片，同時(shí)換算成高度值；主控芯片將上述接收到的三軸加速度、三軸地磁信號、三軸角加速度、氣壓和GPS數(shù)據(jù)打包后，通過無線串口發(fā)送到遠(yuǎn)程pc端的PID控制模塊進(jìn)行后續(xù)處理。

所述PID控制模塊包括：PID速度控制器及PID角度控制器。

所述PID速度控制器：首先將速度設(shè)定為一個(gè)起始值r(t)，然后測得當(dāng)前速度值y(t)與設(shè)定速度r(t)的誤差值e(t),再通過計(jì)算得到下次周期輸出到電機(jī)的速度，公式：

$u\left(t\right)=K_p\[e\left(t\right)+\frac{1}{T_i}{\∫}_0^{t}e\left(\mathrm{\τ}\right)a\mathrm{\τ}+T_d\frac{de\left(t\right)}{dt}\]$

其中：e(t)——誤差值，y(t)——反饋值，u(t)——輸出值,Kp——比例系數(shù)，Ti——積分時(shí)間常數(shù)，Td——微分時(shí)間常數(shù)，T——調(diào)節(jié)周期。

經(jīng)過一個(gè)比例環(huán)節(jié)、積分環(huán)節(jié)、微分環(huán)節(jié)后，獲得當(dāng)前速度控制量，既PWM信號的輸出量，然后讀取光電編碼器傳回的當(dāng)前速度值，與設(shè)定速度比較后，再經(jīng)過比例環(huán)節(jié)、積分環(huán)節(jié)、微分環(huán)節(jié)，獲得下一輪的速度控制量，如此反復(fù)，以實(shí)現(xiàn)速度的動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)。

所述PID角度控制器：利用三軸加速度、三軸地磁信號、三軸角加速度測得的地磁信號、角加速度數(shù)據(jù)，通過卡爾曼濾波算法,建立飛行姿態(tài)模型。

狀態(tài)方程為：X_k+1＝Ax_k+Bu_k+w_k；

輸出方程：y_k＝Cx_k+z_k；

姿態(tài)模型：a_k+1＝a_k+(u_k-b_k)dt。

其中A，B，C均為矩陣，k是時(shí)間系數(shù)，x稱為系統(tǒng)狀態(tài)，u是系統(tǒng)的已知輸入，y是所測量的輸出，w和z表示噪聲；其中，變量w稱為進(jìn)程噪聲，z稱為測量噪聲，它們都是向量，因此包含多個(gè)元素；x中包含系統(tǒng)當(dāng)前狀態(tài)的所有資訊，但不能被直接測量；因此，要測量向量y，y是受到噪聲z干擾的系統(tǒng)狀態(tài)x的函數(shù)。a是飛行姿態(tài)角，即俯仰角或橫滾角，b是陀螺儀的誤差，u_k是陀螺儀輸出的角速度數(shù)據(jù)，dt是采樣時(shí)間間隔。

具體的實(shí)現(xiàn)步驟為：(1)讀取當(dāng)前L3G4200D陀螺儀數(shù)據(jù)u；(2)由L3G4200D陀螺儀數(shù)據(jù)更新系統(tǒng)的狀態(tài)預(yù)測X_est＝AX_sta+Bu；(3)讀取由ADXL345加速度傳感器計(jì)算的轉(zhuǎn)角數(shù)據(jù)y；(4)計(jì)算測量過程的革新Inn＝y(tǒng)-Cx_est其中C＝(10)；(5)計(jì)算協(xié)方差s＝CPC+S_z；(6)計(jì)算卡爾曼增益K＝APC′s^-1；(7)更新系統(tǒng)的狀態(tài)估值x_sta＝xest+K*Inn；(8)計(jì)算預(yù)測誤差的協(xié)方差P＝APA-K*CPA+S_w,其中,Sw為進(jìn)程噪聲協(xié)方差矩陣,即Sw＝E([a b]*[a b])；(9)等待采樣間隔衍，返回步驟(1)。

從而計(jì)算出飛行裝置的飛行姿態(tài)，即姿態(tài)角，與初始設(shè)定的姿態(tài)角進(jìn)行對比，經(jīng)過比例環(huán)節(jié)、積分環(huán)節(jié)、微分環(huán)節(jié)后獲得下一次云臺的三個(gè)PWM信號，從而控制云臺三個(gè)方向的轉(zhuǎn)動(dòng)。

優(yōu)選的，所述沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)進(jìn)一步包括圖像采集模塊；所述圖像采集模塊使用5.8G的圖傳系統(tǒng)進(jìn)行遠(yuǎn)距離傳輸；圖像采集使用可以導(dǎo)出A/V視頻信號的相機(jī)，相機(jī)與視頻傳輸發(fā)射機(jī)搭載在飛行器上，兩者通過連接線相連，視頻傳輸發(fā)射機(jī)和接收機(jī)之間采用微波通信，頻率為5685hz，發(fā)射機(jī)將采集到視頻信號發(fā)回，接收機(jī)對此信息進(jìn)行接收，然后通過視頻采集卡和PC端的usb口進(jìn)行相連；通過調(diào)用opencv的庫文件對視頻信息進(jìn)行解析，則此時(shí)PC端會(huì)出現(xiàn)相機(jī)實(shí)時(shí)拍攝到的圖像畫面；在視頻顯示模塊主要實(shí)現(xiàn)的功能包括視頻接收、視頻解析和視頻播放三部分；在PC端使用Unity3D建模：先根據(jù)地形的實(shí)際數(shù)據(jù)，使用Maya構(gòu)建出地形的三維模型；將模型導(dǎo)入U(xiǎn)nity3D，構(gòu)建出飛行場景；在腳本中設(shè)計(jì)出數(shù)據(jù)接串口，接收飛機(jī)飛行時(shí)發(fā)出的GPS和海拔數(shù)據(jù)的定位信息；根據(jù)地理坐標(biāo)轉(zhuǎn)換的算法，將飛機(jī)的地理數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成飛行場景中的坐標(biāo)；用腳本驅(qū)動(dòng)虛擬場景的飛機(jī)模型，使飛機(jī)按照計(jì)算出來的坐標(biāo)進(jìn)行移動(dòng)，這樣飛機(jī)模型在虛擬場景中的移動(dòng)就模擬了現(xiàn)實(shí)世界中飛機(jī)的移動(dòng)；通過虛擬場景的不同視角，觀察現(xiàn)實(shí)世界中飛機(jī)是如何移動(dòng)的；從而進(jìn)行迫降模擬研究。

優(yōu)選的，沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)進(jìn)一步包括：云臺舵機(jī)、加速涵道及減速涵道；所述云臺舵機(jī)用于調(diào)整相機(jī)位置，使其一直正對地面；所述加速涵道用于飛機(jī)加速上升時(shí)提供動(dòng)力；所述減速涵道用于飛機(jī)減速下降時(shí)提供動(dòng)力。

本發(fā)明的有益效果是：設(shè)計(jì)制作一種沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)，可以模擬實(shí)現(xiàn)針對飛機(jī)迫降的各類情況，之后采集飛機(jī)的各類數(shù)據(jù)，對真實(shí)的飛機(jī)迫降提出有針對性的意見，接口靈活方便，易于控制；具有良好的可維護(hù)性和擴(kuò)展性，較好的經(jīng)濟(jì)性，制造方便，成本低。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實(shí)施例沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2是本發(fā)明實(shí)施例沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)算法原理圖。

圖3是本發(fā)明實(shí)施例沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)地理位置數(shù)據(jù)采集流程圖。

圖4是本發(fā)明實(shí)施例沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)采集流程圖

圖5是本發(fā)明實(shí)施例沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)速度數(shù)據(jù)采集流程圖。

圖6是本發(fā)明實(shí)施例沿索道飛行器裝置控制系統(tǒng)PID控制圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明解決的技術(shù)問題、采用的技術(shù)方案和達(dá)到的技術(shù)效果更加清楚，下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明?？梢岳斫獾氖牵颂幩枋龅木唧w實(shí)施例僅僅用于解釋本發(fā)明，而非對本發(fā)明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本發(fā)明相關(guān)的部分而非全部內(nèi)容。

如圖1所示，一種沿索道飛行器控制裝置由機(jī)械結(jié)構(gòu)與電氣系統(tǒng)兩部分組成。機(jī)械系統(tǒng)主要由鋰電池，電調(diào)，GPS，飛行數(shù)據(jù)采集模塊，云臺舵機(jī)，加減速涵道，無線串口，圖傳接收器，視頻采集卡，相機(jī)組成。

電氣系統(tǒng)由飛行數(shù)據(jù)采集、PID控制、圖像采集三部分組成。

飛行數(shù)據(jù)采集：

U-blox GPS獲取當(dāng)前地理位置信息，并將數(shù)據(jù)通過串口發(fā)送給主控芯片。

L3G4200D陀螺儀采集xyz三個(gè)方向的角加速度，通過I2C總線發(fā)送給主控芯片。

ADXL345采集xyz三個(gè)方向的加速度，通過I2C總線發(fā)送給主控芯片。

HMC5883L采集xyz三個(gè)方向的地磁信號，通過I2C總線發(fā)送給主控芯片。

BMP085采集當(dāng)前所處高度的氣壓計(jì)，通過I2C總線發(fā)送給主控芯片，同時(shí)換算成高度值。

主控芯片將上述接收到的三軸加速度、三軸地磁、三軸角加速度、氣壓和GPS數(shù)據(jù)打包后通過無線串口發(fā)送到遠(yuǎn)程pc端進(jìn)行后續(xù)處理。

PID控制：如圖2所示，使用PID算法來控制速度，使其能夠較快且平穩(wěn)的到達(dá)設(shè)定速度，并維持此速度，使我們的模擬飛機(jī)能夠以1：15的比例來模擬真實(shí)的飛機(jī)降落過程。

首先將速度設(shè)定為一個(gè)起始值，速度經(jīng)過一個(gè)比例環(huán)節(jié)、積分環(huán)節(jié)、微分環(huán)節(jié)后，獲得當(dāng)前速度控制量(既PWM信號的輸出量)，然后讀取光電編碼器傳回的當(dāng)前速度值，與設(shè)定速度比較后，再經(jīng)過比例環(huán)節(jié)、積分環(huán)節(jié)、微分環(huán)節(jié)，獲得下一輪的速度控制量，如此反復(fù)，以實(shí)現(xiàn)速度的動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)。如圖6。

圖像采集：使用5.8G的圖傳系統(tǒng)遠(yuǎn)距離傳輸。圖像采集使用可以導(dǎo)出A/V視頻信號的相機(jī)，相機(jī)與視頻傳輸發(fā)射機(jī)搭載在飛行器上，兩者通過連接線相連，視頻傳輸發(fā)射機(jī)和接收機(jī)之間采用微波通信，頻率為5685hz，發(fā)射機(jī)將采集到視頻信號發(fā)回，接收機(jī)對此信息進(jìn)行接收，然后通過視頻采集卡和PC端的usb口進(jìn)行相連，通過調(diào)用opencv的庫文件對視頻信息進(jìn)行解析，則此時(shí)PC端會(huì)出現(xiàn)相機(jī)實(shí)時(shí)拍攝到的圖像畫面。在視頻顯示模塊主要實(shí)現(xiàn)的功能包括視頻接收、視頻解析和視頻播放三部分。在計(jì)算機(jī)上使用Unity3D建模。先根據(jù)地形的實(shí)際數(shù)據(jù)，使用Maya構(gòu)建出地形的三維模型。將模型導(dǎo)入U(xiǎn)nity3D，構(gòu)建出飛行場景。在腳本中設(shè)計(jì)出數(shù)據(jù)接串口，接收飛機(jī)飛行時(shí)發(fā)出的GPS和海拔數(shù)據(jù)等定位信息，根據(jù)地理坐標(biāo)轉(zhuǎn)換的算法，將飛機(jī)的地理數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成飛行場景中的坐標(biāo)。用腳本驅(qū)動(dòng)虛擬場景的飛機(jī)模型，使飛機(jī)按照計(jì)算出來的坐標(biāo)進(jìn)行移動(dòng)，這樣飛機(jī)模型在虛擬場景中的移動(dòng)就模擬了現(xiàn)實(shí)世界中飛機(jī)的移動(dòng)。通過虛擬場景的不同視角，可以更方便的觀察到現(xiàn)實(shí)世界中飛機(jī)是如何移動(dòng)的。從而進(jìn)行迫降模擬研究。

如圖3至圖6所示，當(dāng)系統(tǒng)啟動(dòng)后首先GPS啟動(dòng)，開始接收數(shù)據(jù)并發(fā)送至主控板。

陀螺儀，加速度計(jì)，地磁計(jì)，氣壓計(jì)通過I2C總線收到數(shù)據(jù)后發(fā)送到主控板。

主控板將收到的兩種數(shù)據(jù)打包后通過無線數(shù)傳發(fā)送到遠(yuǎn)程主機(jī)。

圖傳設(shè)備將采集到的圖像數(shù)據(jù)通過圖像傳輸設(shè)備發(fā)送到遠(yuǎn)程主機(jī)。

遠(yuǎn)程主機(jī)對收到的數(shù)傳數(shù)據(jù)和圖像數(shù)據(jù)進(jìn)行解析并通過上位機(jī)進(jìn)行顯示。

當(dāng)按下主控板上的復(fù)位鍵時(shí)整體系統(tǒng)重啟，重新開始第一步驟。

最后應(yīng)說明的是：以上各實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制；盡管參照前述各實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其對前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分或者全部技術(shù)特征進(jìn)行等同替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的范圍。