本實(shí)用新型涉及無人機(jī)控制導(dǎo)航系統(tǒng)領(lǐng)域，特別是一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

現(xiàn)在，現(xiàn)代計(jì)算機(jī)、微處理器、微組合導(dǎo)航系統(tǒng)(GPS/INS)，信號(hào)處理和無線通信等相關(guān)領(lǐng)域內(nèi)科學(xué)技術(shù)突飛猛進(jìn)的發(fā)展，但是有很多的無人機(jī)由于安全保護(hù)措施不夠完善，飛行控制功能不夠穩(wěn)，讓很多的無人機(jī)遭到破壞。甚至?xí)r有事故發(fā)生。為了減少這樣的事情發(fā)生，因此設(shè)計(jì)了本裝置。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型的目的是為了解決上述問題，設(shè)計(jì)了一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)。

實(shí)現(xiàn)上述目的本實(shí)用新型的技術(shù)方案為，一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)，包括導(dǎo)航系統(tǒng)，所述導(dǎo)航系統(tǒng)包括地面測(cè)控部分和機(jī)載導(dǎo)航部分，所述地面測(cè)控部分和機(jī)載導(dǎo)航部分之間通過無線連接，所述機(jī)載導(dǎo)航部分包括飛行控制計(jì)算機(jī)和微組合導(dǎo)航系統(tǒng)，所述微組合導(dǎo)航系統(tǒng)包括慣性導(dǎo)航和衛(wèi)星定位系統(tǒng)，所述導(dǎo)航系統(tǒng)可用于手動(dòng)、半自主和全自主的飛行控制，所述導(dǎo)航系統(tǒng)包括控制通道，所述控制通道包括縱向通道、航向通道、滾轉(zhuǎn)通道和速度通道，所述縱向通道和航向通道均包括有內(nèi)環(huán)和外環(huán)，所述縱向通道、航向通道、滾轉(zhuǎn)通道和速度通道內(nèi)均設(shè)有控制參數(shù)，所述控制參數(shù)包括飛段參數(shù)、巡航段參數(shù)和高速段參數(shù)。

所述控制參數(shù)包括飛段參數(shù)、巡航段參數(shù)和高速段參數(shù)。

所述飛段參數(shù)的速度不大于15m/s。

所述巡航段參數(shù)的速度大于15m/s且不大于25m/s。

所述高速段參數(shù)的速度大于25m/s。

所述外環(huán)包括側(cè)偏距制導(dǎo)和瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)。

所述速度通道通過三段式油門變化控制。

所述三段式油門包括俯沖油門、巡航油門和爬升油門。

所述內(nèi)環(huán)和外環(huán)均采用PID控制器。

利用本實(shí)用新型的技術(shù)方案制作的一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)，一種方便控制且飛行穩(wěn)定、安全的無人機(jī)飛行控制及導(dǎo)航系統(tǒng)。

附圖說明

圖1是本實(shí)用新型所述一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本實(shí)用新型所述一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)的機(jī)載導(dǎo)航部分；

圖3是本實(shí)用新型所述一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)的速度通道的主視圖；

圖4是本實(shí)用新型所述一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)的縱向通道的主視圖；

圖5是本實(shí)用新型所述一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)的航向通道的主視圖；

圖6是本實(shí)用新型所述一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)的外環(huán)的主視圖；

圖7是本實(shí)用新型所述一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)的三段式油門的主視圖；

圖8是本實(shí)用新型所述縱向通道的流程圖；

圖9是本實(shí)用新型所述航向通道中的側(cè)偏距制導(dǎo)的流程圖；

圖10是本實(shí)用新型所述航向通道中的瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)的流程圖；

圖11是本實(shí)用新型所述滾轉(zhuǎn)通道的流程圖；

圖12是本實(shí)用新型所述速度通道的流程圖；

圖中，1、導(dǎo)航系統(tǒng)；2、地面測(cè)控部分；3、機(jī)載導(dǎo)航部分；4、飛行 控制計(jì)算機(jī)；5、慣性導(dǎo)航；6、衛(wèi)星定位系統(tǒng)7、控制通道；8、縱向通道；9、航向通道；10、滾轉(zhuǎn)通道；11、速度通道；12、內(nèi)環(huán)；13、外環(huán)；18、側(cè)偏距制導(dǎo)；19、瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)；20、三段式油門；21、俯沖油門；22、巡航油門；23、爬升油門。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型進(jìn)行具體描述，如圖1-12所示，一種高性能無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)，包括導(dǎo)航系統(tǒng)(1)，所述導(dǎo)航系統(tǒng)(1)包括地面測(cè)控部分(2)和機(jī)載導(dǎo)航部分(3)，所述地面測(cè)控部分(2)和機(jī)載導(dǎo)航部分(3)之間通過無線連接，所述機(jī)載導(dǎo)航部分(3)包括飛行控制計(jì)算機(jī)(4)和微組合導(dǎo)航系統(tǒng)(1)，所述微組合導(dǎo)航系統(tǒng)(1)包括慣性導(dǎo)航(5)和衛(wèi)星定位系統(tǒng)(6)，所述導(dǎo)航系統(tǒng)(1)可用于手動(dòng)、半自主和全自主的飛行控制，所述導(dǎo)航系統(tǒng)(1)包括控制通道(7)，所述控制通道(7)包括縱向通道(8)、航向通道(9)、滾轉(zhuǎn)通道(10)和速度通道(11)，所述縱向通道(8)和航向通道(9)均包括有內(nèi)環(huán)(12)和外環(huán)(13)，所述縱向通道(8)、航向通道(9)、滾轉(zhuǎn)通道(10)和速度通道(11)內(nèi)均設(shè)有控制參數(shù)，所述控制參數(shù)包括飛段參數(shù)、巡航段參數(shù)和高速段參數(shù)；所述飛段參數(shù)(15)的速度不大于15m/s；所述巡航段參數(shù)(16)的速度大于15m/s且不大于25m/s；所述高速段參數(shù)(17)的速度大于25m/s；所述外環(huán)(13)包括側(cè)偏距制導(dǎo)(18)和瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)(19)；所述速度通道(11)通過三段式油門(20)變化控制；所述三段式油門(20)包括俯沖油門(21)、巡航油門(22)和爬升油門(23)；所述內(nèi)環(huán)(12)和外環(huán)(13)均采用PID控制器。

本實(shí)施方案的特點(diǎn)為，無人機(jī)控制及導(dǎo)航系統(tǒng)有兩個(gè)的部分：地面測(cè)控部分和機(jī)載導(dǎo)航部分。機(jī)載導(dǎo)航部分向地面測(cè)控部分發(fā)送無人機(jī)的實(shí)時(shí)信息。地面測(cè)控部分通過接收無人機(jī)信號(hào)，進(jìn)而確定無人機(jī)的軌跡、姿態(tài)信息及報(bào)警信息，地面操作人員根據(jù)地面測(cè)控部分顯示 的信息，進(jìn)而對(duì)無人機(jī)進(jìn)行進(jìn)一步控制。機(jī)載導(dǎo)航部分又分為飛行控制計(jì)算機(jī)和微組合導(dǎo)航系統(tǒng)(GPS/INS)。微組合導(dǎo)航系統(tǒng)(GPS/INS)是慣性導(dǎo)航(INS)和衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS)的組合，可以為飛行控制計(jì)算機(jī)提供精度很高的運(yùn)動(dòng)參數(shù)、姿態(tài)參數(shù)和定位數(shù)據(jù)。飛行控制計(jì)算機(jī)接收到用戶指令后，根據(jù)無人機(jī)目前的姿態(tài)參數(shù)和定位數(shù)據(jù)與用戶設(shè)定的目標(biāo)飛行位置對(duì)比，計(jì)算出飛機(jī)合理的目標(biāo)姿態(tài)并通過比例、積分、微分算法(PID調(diào)節(jié))控制舵機(jī)輸出。其適用于各種常規(guī)布局飛機(jī)，可以實(shí)現(xiàn)多種形式的按預(yù)定航線自主巡航功能及應(yīng)急保護(hù)功能。

在本實(shí)施方案中，THX-01支持手動(dòng)、半自主、全自主等3種飛行控制模式，其中半自主和全自主都屬于自主模式，之后手動(dòng)是通過遙控手柄直接對(duì)飛機(jī)各舵面進(jìn)行遙控，與純手動(dòng)飛行一樣，半自動(dòng)是通過測(cè)控軟件進(jìn)行飛行姿態(tài)遙控、油門桿量遙控、任務(wù)遙控等，支持手柄或鍵盤輸入。全自動(dòng)是由按預(yù)定航線飛行并執(zhí)行規(guī)劃的航線任務(wù)。THX-01的控制通道可分為縱向、航向、滾轉(zhuǎn)、速度?？v向通道的內(nèi)環(huán)完成俯仰姿態(tài)角控制，在此基礎(chǔ)上通過外環(huán)完成高度控制。為了保證飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)不掉高度，加上升降舵的前饋控制，航向的外環(huán)控制又可劃分為側(cè)偏距制導(dǎo)和瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)。側(cè)偏距制導(dǎo)時(shí)優(yōu)先保證無人駕駛飛機(jī)的航線跟蹤精度，飛行軌跡比較平直，但機(jī)頭不一定朝向目標(biāo)點(diǎn)；瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)時(shí)，優(yōu)先保證無人駕駛飛機(jī)的機(jī)頭朝向目標(biāo)點(diǎn)，此時(shí)的飛行軌跡一般是有較大弧度的曲線(尤其是有側(cè)風(fēng)時(shí))。側(cè)偏距制導(dǎo)和瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)兩種方式可以通過測(cè)控軟件選擇，滾轉(zhuǎn)控制默認(rèn)是瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)滾轉(zhuǎn)通道完成橫滾姿態(tài)控制，目標(biāo)橫滾角始終為0。速度通道完成地速控制，通過三段式油門變化來調(diào)節(jié)地速。三段式油門包括：俯沖油門(較小)、巡航油門和爬升油門(較大)。

在本實(shí)施方案中，所述縱向通道的內(nèi)環(huán)完成俯仰姿態(tài)角控制，在此基礎(chǔ)上通過外環(huán)完成高度控制。為了保證飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)不掉高度，加上升降舵的前饋控制，所述縱向通道如圖8所示。

在本實(shí)施方案中,所述航向通道的外環(huán)控制又可劃分為側(cè)偏距制 導(dǎo)和瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)。側(cè)偏距制導(dǎo)時(shí)優(yōu)先保證無人駕駛飛機(jī)的航線跟蹤精度，飛行軌跡比較平直，但機(jī)頭不一定朝向目標(biāo)點(diǎn)；瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)時(shí)，優(yōu)先保證無人駕駛飛機(jī)的機(jī)頭朝向目標(biāo)點(diǎn)，此時(shí)的飛行軌跡一般是有較大弧度的曲線(尤其是有側(cè)風(fēng)時(shí))。側(cè)偏距制導(dǎo)和瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)兩種方式可以通過測(cè)控軟件選擇，默認(rèn)是瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)。所述航向通道中側(cè)偏距制導(dǎo)如圖9所示，所述航向通道中瞄準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)制導(dǎo)如圖10所示。

在本實(shí)施方案中,所述滾轉(zhuǎn)通道完成橫滾姿態(tài)控制，目標(biāo)橫滾角始終為0，所述滾動(dòng)通道如圖11所示。

在本實(shí)施方案中，所述速度通道完成地速控制，通過三段式油門變化來調(diào)節(jié)地速。三段式油門包括：俯沖油門(較小)、巡航油門和爬升油門(較大)，所述速度通道如圖12所示。

上述技術(shù)方案僅體現(xiàn)了本實(shí)用新型技術(shù)方案的優(yōu)選技術(shù)方案，本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員對(duì)其中某些部分所可能做出的一些變動(dòng)均體現(xiàn)了本實(shí)用新型的原理，屬于本實(shí)用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。