本實用新型屬于無人機的飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種適用小型無人機的飛控設(shè)備。

背景技術(shù)：

無人機雖然機械構(gòu)造與飛行原理比較簡單，但對傳感器性能與控制理論上的要求非常高，MEMS傳感器技術(shù)及嵌入式微處理器的高速發(fā)展使得無人機的研究得到了突破，尤其是多旋翼無人機已逐步取代直升機式無人機，旋翼無人機成為研究的主流。目前已有的自主控制水平能夠?qū)崿F(xiàn)相對確定環(huán)境下的自主或半自主控制，在未知環(huán)境下，要實現(xiàn)快速的自適應(yīng)變化，真正意義上的無人機自主飛行控制，目前技術(shù)還不成熟。

無人機姿態(tài)測量部分大都采用單軸陀螺儀、三軸加速度計和地磁計等，市場中也有可以直接輸出角度的航姿參考系統(tǒng)，體積大、價格昂貴。除此之外，無人機具有低空、慢速、目標小的特點，利用無人機非法拍攝、投遞毒品等屢見不鮮，導(dǎo)致管控難、偵測難、處置難，還存在申報飛行計劃不暢，空中監(jiān)管難等問題，針對無人機的管控是一個世界性難題。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為解決上述技術(shù)問題，本實用新型提出一種適用小型無人機的飛控設(shè)備。為了對披露的實施例的一些方面有一個基本的理解，下面給出了簡單的概括。該概括部分不是泛泛評述，也不是要確定關(guān)鍵/重要組成元素或描繪這些實施例的保護范圍。其唯一目的是用簡單的形式呈現(xiàn)一些概念，以此作為后面的詳細說明的序言。

本實用新型采用如下技術(shù)方案：

在一些可選的實施例中，提供一種適用小型無人機的飛控設(shè)備，包括：處理數(shù)據(jù)的實時處理模塊、用于無人機自主飛行控制的飛行控制模塊、姿態(tài)推算模塊、與地面協(xié)同空管系統(tǒng)進行通訊的復(fù)合通信接口、電子身份認證模塊、智能導(dǎo)航模塊、執(zhí)行機構(gòu)及動力系統(tǒng)接口；所述復(fù)合通信接口與所述實時處理模塊連接，所述實時處理模塊通過所述復(fù)合通信接口接收地面協(xié)同空管系統(tǒng)的指令并通過第一接口傳送至所述飛行控制模塊；所述電子身份認證模塊與所述實時處理模塊連接，所述電子身份認證模塊將自身存儲的身份信息通過所述復(fù)合通信接口按一定的周期不斷地發(fā)送至地面協(xié)同空管系統(tǒng)；所述智能導(dǎo)航模塊與所述實時處理模塊連接，根據(jù)無人機所處的外界環(huán)境選擇導(dǎo)航方式；所述姿態(tài)推算模塊用于測量無人機的橫滾角、俯仰角和航向角并估算出姿態(tài)角，包括：9軸傳感器、氣壓計、GPS接口、擴展卡爾曼濾波器及輸出接口，所述姿態(tài)推算模塊與所述飛行控制模塊連接，將估算出的姿態(tài)角發(fā)送至所述飛行控制模塊，所述9軸傳感器、氣壓計和GPS接口連接至所述擴展卡爾曼濾波器的輸入端，所述輸出接口連接至所述擴展卡爾曼濾波器的輸出端，所述姿態(tài)推算模塊通過所述GPS接口外接GPS接收機。

在一些可選的實施例中，所述擴展卡爾曼濾波器通過所述輸出接口將自身估算出的姿態(tài)角發(fā)送至所述飛行控制模塊，所述輸出接口為UART串口或CAN總線接口。

在一些可選的實施例中，所述通信接口包括：公網(wǎng)通信單元、北斗衛(wèi)星通信單元及無線局域網(wǎng)通信單元，所述公網(wǎng)通信單元通過2.5G、3G或4G網(wǎng)絡(luò)與地面協(xié)同空管系統(tǒng)進行通訊，所述北斗衛(wèi)星通信單元通過北斗衛(wèi)星發(fā)送報文的方式與地面協(xié)同空管系統(tǒng)進行通訊，所述無線局域網(wǎng)通信單元與手機進行通信。

在一些可選的實施例中，所述第一接口為UART接口、SPI接口或IIC總線，所述實時處理模塊與所述飛行控制模塊通過所述第一接口連接。

在一些可選的實施例中，所述身份信息包括：身份代碼、信用狀況、無人機所在位置的經(jīng)緯度及無人機所在位置的高度。

在一些可選的實施例中，所述9軸傳感器包括：三軸陀螺儀、三軸加速度計、三軸磁強計及濾波電路。

在一些可選的實施例中，所述9軸傳感器為BNO055傳感器。

在一些可選的實施例中，所述的一種適用小型無人機的飛控設(shè)備，還包括：存儲器，所述存儲器與所述飛行控制模塊連接，用于記錄無人機的飛行狀態(tài)及飛行故障信息，所述存儲器為移動硬盤、SD卡、U盤或云存儲系統(tǒng)。

本實用新型所帶來的有益效果：集成自主導(dǎo)航控制、遠程空管通信、姿態(tài)推算、電子身份認證功能，實現(xiàn)無人機的全自主飛行和航空管制功能，有利于促進無人機小型化；包含的電子身份認證模塊結(jié)合地面協(xié)同空管平臺，可以徹底解決無人機“黑飛”普遍，申報飛行計劃不暢，空中監(jiān)管難的問題，方便管控，促進無人機行業(yè)有序且健康的發(fā)展。

附圖說明

圖1是本實用新型一種適用小型無人機的飛控設(shè)備的示意圖；

圖2是本實用新型姿態(tài)推算模塊的示意圖。

具體實施方式

以下描述和附圖充分地示出本發(fā)明的具體實施方案，以使本領(lǐng)域的技術(shù)人員能夠?qū)嵺`它們。其他實施方案可以包括結(jié)構(gòu)的、邏輯的、電氣的、過程的以及其他的改變。實施例僅代表可能的變化。除非明確要求，否則單獨的部件和功能是可選的，并且操作的順序可以變化。一些實施方案的部分和特征可以被包括在或替換其他實施方案的部分和特征。

如圖1和2所示，在一些說明性的實施例中，提供一種適用小型無人機的飛控設(shè)備，包括：實時處理模塊1、飛行控制模塊2、姿態(tài)推算模塊3、復(fù)合通信接口4、存儲器5、電子身份認證模塊6、智能導(dǎo)航模塊7、執(zhí)行機構(gòu)8及動力系統(tǒng)接口9。存儲器5與飛行控制模塊2連接，用于記錄無人機的飛行狀態(tài)及飛行故障信息，存儲器5為移動硬盤、SD卡、U盤或云存儲系統(tǒng)。飛行控制模塊2采用自適用控制方法，即根據(jù)負載和結(jié)構(gòu)自主調(diào)整飛行器控制參數(shù)。

智能導(dǎo)航模塊7與實時處理模塊1連接，包含GPS導(dǎo)航、視覺導(dǎo)航、激光導(dǎo)航，根據(jù)無人機所處的外界環(huán)境選擇導(dǎo)航方式，執(zhí)行機構(gòu)8及動力系統(tǒng)接口9與飛行控制模塊2連接，對無人機進行控制。

實時處理模塊1用于處理數(shù)據(jù)，內(nèi)置Cortex-A9內(nèi)核處理器，采用Cortex-A9內(nèi)核處理器，Cortex-A9處理器支持Linux操作系統(tǒng)及Android操作系統(tǒng)，設(shè)置有TF/SD卡接口和數(shù)字攝像頭接口，支持4G、WiFi和LAN上網(wǎng)。飛行控制模塊2通過第一接口與實時處理模塊1連接，第一接口為UART接口、SPI接口或IIC總線。飛行控制模塊2包含一個Cortex-M4處理器，用于無人機自主飛行控制，實時處理模塊1將接收到的地面協(xié)同空管系統(tǒng)指令通過第一接口傳送至飛行控制模塊2，指示無人機做下一步動作。

復(fù)合通信接口4用于與地面協(xié)同空管系統(tǒng)進行通訊，包括：公網(wǎng)通信單元41、北斗衛(wèi)星通信單元42及無線局域網(wǎng)通信單元43，即采用公網(wǎng)通信方式與北斗衛(wèi)星復(fù)合通信方式結(jié)合的方式進行通訊，并且無線局域網(wǎng)通信單元43可以通過WIFI與地面協(xié)同空管系統(tǒng)的手機進行通信。公網(wǎng)通信單元41通過2.5G、3G或4G網(wǎng)絡(luò)與地面協(xié)同空管系統(tǒng)進行通訊，北斗衛(wèi)星通信單元42通過北斗衛(wèi)星發(fā)送報文的方式與地面協(xié)同空管系統(tǒng)進行通訊。復(fù)合通信接口4與實時處理模塊1連接，在公網(wǎng)信號差的地方采用北斗衛(wèi)星報文發(fā)送功能，通過這兩種復(fù)合通信接口將無人機的飛行狀態(tài)和身份信息發(fā)送到地面協(xié)同空管系統(tǒng)，并且，實時處理模塊1通過復(fù)合通信接口4接收地面協(xié)同空管系統(tǒng)的指令。

電子身份認證模塊6與實時處理模塊1連接，將自身存儲的身份信息通過復(fù)合通信接口4按一定的周期不斷地發(fā)送至地面協(xié)同空管系統(tǒng)，地面協(xié)同空管系統(tǒng)自動識別無人機的身份信息，地面協(xié)同空管系統(tǒng)接收到身份信息后根據(jù)預(yù)先申報的內(nèi)容向無人機發(fā)送下一步的動作指令。其中，周期依據(jù)實際情況進行設(shè)定，身份信息包括：身份代碼、信用狀況、無人機所在位置的經(jīng)緯度及無人機所在位置的高度。身份代碼是無人機對應(yīng)的唯一標識碼，該標識碼用于作為無人機管控系統(tǒng)中的管理代號，是無人機協(xié)同管控的重要依據(jù)，電子身份認證模塊6通過相關(guān)的協(xié)議實現(xiàn)身份信息的讀取。

姿態(tài)推算模塊3與飛行控制模塊2連接，用于測量無人機的橫滾角、俯仰角和航向角并估算出姿態(tài)角，包括：9軸傳感器31、氣壓計32、GPS接口33、擴展卡爾曼濾波器34、輸出接口35及電源36。9軸傳感器31包括：三軸陀螺儀、三軸加速度計、三軸磁強計及濾波電路，氣壓計32用來測算無人機的飛行高度，GPS接口33外接GPS接收機，通過GPS接收機獲得無人機的經(jīng)緯度，使用GPS信息進行無人機的速度和位置控制。9軸傳感器31采集的數(shù)據(jù)經(jīng)過擴展卡爾曼濾波器34實時估算出無人機的姿態(tài)角，姿態(tài)角得角度信息直接可供消費級無人機使用。姿態(tài)推算模塊3與飛行控制模塊2連接，將估算出的姿態(tài)角發(fā)送至飛行控制模塊2，9軸傳感器31、氣壓計32和GPS接口33連接至擴展卡爾曼濾波器34的輸入端，輸出接口35連接至擴展卡爾曼濾波器34的輸出端。擴展卡爾曼濾波器34通過輸出接口35將自身估算出的姿態(tài)角發(fā)送至飛行控制模塊2，輸出接口35為UART串口或CAN總線接口。

地面協(xié)同空管系統(tǒng)用于實現(xiàn)無人機的飛行任務(wù)、空域、飛行時間、飛行地點的申報，當(dāng)發(fā)現(xiàn)無人機超出飛行范圍時，通過地面協(xié)同空管系統(tǒng)發(fā)送返航指令給空中無人機飛行到安全區(qū)域或者返航。地面協(xié)同空管系統(tǒng)實現(xiàn)飛行申報的身份驗證、飛行計劃的審核批準功能，由操作員輸入飛行計劃，主要包括飛行任務(wù)、空域申報、飛行時間段、飛行器型號，地面協(xié)同空管系統(tǒng)進行審批并在實際的飛行過程中對無人機進行實時監(jiān)控。

其中，實時處理模塊1、飛行控制模塊2、姿態(tài)推算模塊3及電子身份認證模塊6通過系統(tǒng)級封裝(SIP，System In a Package)方式集成在一個封裝內(nèi)，從而實現(xiàn)完整的無人機飛控功能，芯片內(nèi)部集成9軸傳感器31用于姿態(tài)測量，姿態(tài)推算模塊3根據(jù)9軸傳感器31輸出的角速度、加速度和地磁信號，采用擴展卡爾曼濾波器34推算無人機的姿態(tài)角。即將實時處理器、內(nèi)存、存儲器、傳感器都集成到了單一封裝內(nèi)，體積小、系統(tǒng)簡潔，將飛行控控制、導(dǎo)航、電子身份認證通過SIP工藝整合到單一封裝內(nèi)，大幅減少PCB電路板的使用量，縮小系統(tǒng)體積，提高電磁抗干擾性。集成簡單，降低無人機開發(fā)門檻。并且，芯片預(yù)留模數(shù)轉(zhuǎn)換接口，方便用戶根據(jù)實際需要外部擴展高精度傳感器。

9軸傳感器31為BNO055傳感器，價格低廉，并且可以集成到芯片內(nèi)，使用擴展卡爾曼濾波算法估算姿態(tài)角，其輸出角度信息供飛控計算使用。

本領(lǐng)域技術(shù)人員還應(yīng)當(dāng)理解，結(jié)合本文的實施例描述的各種說明性的邏輯框、模塊、電路和算法步驟均可以實現(xiàn)成電子硬件、計算機軟件或其組合。為了清楚地說明硬件和軟件之間的可交換性，上面對各種說明性的部件、框、模塊、電路和步驟均圍繞其功能進行了一般地描述。至于這種功能是實現(xiàn)成硬件還是實現(xiàn)成軟件，取決于特定的應(yīng)用和對整個系統(tǒng)所施加的設(shè)計約束條件。熟練的技術(shù)人員可以針對每個特定應(yīng)用，以變通的方式實現(xiàn)所描述的功能，但是，這種實現(xiàn)決策不應(yīng)解釋為背離本公開的保護范圍。