專利名稱：模型飛行器控制和接收設備的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種根據(jù)權利要求1的模型飛行器控制和接收設備。
背景技術：
用于穩(wěn)定直升機飛行模型的電子姿態(tài)控制器是本領域中公知的。用于旋翼的直升機姿態(tài)控制器優(yōu)選地包括至少縱軸(沿飛行方向的軸線，即“滾擺”)和橫軸(水平的并橫穿飛行方向的軸線，即“俯仰(Pitch)”)的姿態(tài)控制的控制部件。借助縱軸和橫軸的控制， 控制并由此穩(wěn)定直升機旋翼的位置。如公知的，通過控制直升機傾斜盤(swashplate)的伺服系統(tǒng)驅動器來控制姿態(tài)。在現(xiàn)有技術中，諸如Bell-Hiller控制系統(tǒng)(即槳桿(paddle bar))之類的傳統(tǒng)方法或其他類似裝置已被用于穩(wěn)定和控制直升機的主旋翼。有利地，近來的發(fā)展已使得現(xiàn)在可以借助電子控制的傾斜盤在旋翼頭部區(qū)域中完全免除機械穩(wěn)定方法 (Bell/Hiller控制，所謂的槳桿)。本質上公知的直升機姿態(tài)控制器包括用于來自無線電發(fā)射器(RC無線電遙控) 的控制命令的其他控制輸入端，可以在姿態(tài)控制器內(nèi)處理所述命令以控制飛行器模型的飛行。這些控制輸入端是先前公知的直升機飛行姿態(tài)控件，所述控件連接到無線電接收器的單獨多信道控制輸出端(每個控制信道提供單獨的布線和自己的插頭)。每個信道被指派直升機的一種控制功能，例如，信道1 俯仰，信道2 滾擺，信道3 循環(huán)(cyclic)，信道4 發(fā)動機速度，信道5 尾部旋翼控制，信道6 參數(shù)庫切換。將信道分配給不同控制功能通常將隨RC遙控制定者或直升機模型而不同。傳統(tǒng)遠程接收器通常包括一個或多個接收天線以接收由遠程控件廣播的控制信道。所述遠程控件通常包括兩個控制桿，以便為桿的每個移動方向分配一個控制信道。在兩個桿可能具有X和Y方向移動的情況下，這產(chǎn)生四個控制信道。通常在接收模塊(高頻部分)附近形成常規(guī)無線電接收器，所述接收模塊除了其他功能以外，還具有將信道分配給至少多個內(nèi)孔連接器(對應于控制信道數(shù))的功能。電路的此部分在下文中被稱為接收設備。上述現(xiàn)有技術直升機姿態(tài)控制器系統(tǒng)的缺陷在于，尤其是對于小型直升機模型， 容納傳感器和無線電接收器(包括大量從接收器到直升機姿態(tài)控制器外殼的連接線纜)的不同外殼非常困難。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的問題是減小空間并由此減少布置已知直升機飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)的工作， 同時連同改進的控制一起拓寬擴展的功能。根據(jù)本發(fā)明，通過根據(jù)權利要求1的模型飛行器控制和接收設備解決了此問題。本發(fā)明涉及一種在外殼中的模型飛行器控制和接收設備，所述設備包括電子陀螺多軸可編程飛行姿態(tài)控制器，具體地說，直升機飛行姿態(tài)控制器，所述飛行姿態(tài)控制器具有用于多個控制信道的控制輸入端和用于陀螺儀信號的輸入端，并且還包括由來自一個或多個接收器模塊(例如，衛(wèi)星接收器)的控制信道提供輸入的接收設備。因此，所述飛行姿態(tài)控制器為接收器模塊提供至少一個輸入。一個或多個接收器模塊可以置于所述飛行姿態(tài)控制器的外殼之內(nèi)或之外。一個或多個接收器模塊的輸入端或連接到所述輸入端的接收設備處理所述信道以便連同用戶所需的可能附加信道一起控制直升機。入站信道信號的至少一部分(飛行姿態(tài)控制器(例如微控制器)在該處分析和處理信號)位于所述外殼之內(nèi)。根據(jù)本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例，所述模型飛行器控制和接收設備除了飛行姿態(tài)控件以外還包括在同一外殼內(nèi)的至少一個接收模塊，由此所述接收模塊接收控制所必需的單獨信道以及其他可能的附加信道，具體取決于用戶(例如，通過無線電信號的無線連接)。 優(yōu)選地，所述接收模塊的布置方式使得所述模塊能夠接收控制信號并將所述信號以編碼后的形式提供給所述姿態(tài)控制器。在集成式接收模塊的情況下，優(yōu)選地，天線被分配給所述模型飛行器控制和接收設備的外殼。所述模型飛行器控制和接收設備還包括至少一個飛行姿態(tài)控制器和優(yōu)選地至少一個微處理器以處理輸入數(shù)據(jù)。此外，所述設備包括一個或多個輸出端，所述一個或多個輸出端用于驅動控制直升機的一個或多個機械控制部件(例如，驅動直升機傾斜盤的RC伺服系統(tǒng))。優(yōu)選地，所述接收設備的輸入端包括具有減少數(shù)量的單獨導線的電線連接，由此在一個或多個信號線上合并多個控制信道。更優(yōu)選地，所述模型飛行器控制和接收設備包括單個組合式信道插頭，所述插頭可用于將所述設備直接連接到用于遠程控制的無線電信號的接收設備。優(yōu)選地，所述組合式信道插頭被分配給所述模型飛行器控制和接收設備的數(shù)據(jù)接口。在使用所述組合式信道插頭或所述數(shù)據(jù)接口時，可以沒有用于單獨導線的多個輸入端，所述多個輸入端在沒有此特征的情況下將是必需的。有利地，所述單個組合式信道插頭將若干控制信道合并為一個或多個公用控制導線，例如，具有三個通路(vein)的導線，其中優(yōu)選地一個導線傳輸串行數(shù)據(jù)信號。上述“單線”數(shù)據(jù)接口優(yōu)選地是高速數(shù)字鏈路。可以配置與所述鏈路相連的接收模塊(例如，具有接收設備或模塊的完整接收器或衛(wèi)星接收器)，使得所述接收模塊以數(shù)字分組序列的形式將信息(例如，信道數(shù)據(jù))發(fā)送到所述模型飛行器控制和接收設備或其中的接收設備或接收模塊。相應地，所述模型飛行器控制和接收設備優(yōu)選地被配置為接收形式為數(shù)字分組序列的信息。根據(jù)第一優(yōu)選實施例，所述接收模塊位于所述模型飛行器控制和接收設備的外殼以外的單獨外殼中，其中所述接收模塊通過上述數(shù)據(jù)信道(衛(wèi)星接收器)提供減少數(shù)量的信道線路。根據(jù)本發(fā)明的其他優(yōu)選實施例，所述接收模塊集成在所述模型飛行器控制和接收設備的外殼內(nèi)。但是在此情況中，所述模型飛行器控制和接收設備可以提供一個或多個未使用的輸入端以便與其他接收模塊連接，盡管這并不是操作所十分必需的。優(yōu)選地，所述接收模塊是根據(jù)頻率展開法(例如，F(xiàn)HSS或DSSS，參見Norm EN 300328)工作的2. 4GHz接收器。更優(yōu)選地，所述接收模塊根據(jù)冗余接收原理工作。所述模型飛行器控制和接收設備和/或其外殼優(yōu)選地包括用于一個或多個衛(wèi)星接收器的內(nèi)孔插口或連接器以及用作RC伺服系統(tǒng)的控制輸出端的至少四個內(nèi)孔插口。
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所述模型飛行器控制和接收設備和/或其外殼還優(yōu)選地包括用于可安裝在直升機上的傳感器單元的至少一個內(nèi)孔插口和/或連接器和/或輸入端。所述傳感器單元包括一個或多個陀螺儀，優(yōu)選地，所述陀螺儀是兩軸或三軸角速率陀螺儀。所述傳感器可以全部或部分地由具有不同定向的單獨傳感軸的單獨角速率傳感器形成。根據(jù)本發(fā)明的其他優(yōu)選實施例，一個或多個傳感器(優(yōu)選地，角速率傳感器)集成在所述模型飛行器控制和接收設備的外殼內(nèi)。所述外殼還包括用于編程接口(例如，USB接口或串行接口 )的內(nèi)孔插口或連接器，和/或具有用于對所述設備的參數(shù)編程的輸入接口的顯示器。所述模型飛行器控制和接收設備還可以包括“經(jīng)典”信道連接以便與常規(guī)RC接收器連接。常規(guī)RC接收器包括若干信道輸出端并以每個信道一條電纜的方式與所述模型飛行器控制和接收設備連接。優(yōu)選地，所述模型飛行器控制和接收設備不再包括此類“經(jīng)典” 信道連接。這首次提供了可以將所述模型飛行器控制和接收設備安裝在非常小型和輕便的直升機飛行器模型內(nèi)的重要優(yōu)點。尤其可以連同完全集成的接收器一起實現(xiàn)此優(yōu)點。除此之外，根據(jù)本發(fā)明的模型飛行器控制和接收設備執(zhí)行一種用于控制和穩(wěn)定模型直升機的方法。所述方法包括提供編程有控制算法的控制器。所述控制算法將控制輸出提供給一個或多個控制機構。因此，本發(fā)明還涉及一種根據(jù)權利要求11的方法，其中執(zhí)行直升機的控制和穩(wěn)定。根據(jù)第一備選實施例，所述方法還包括提供與所述控制方法結合的學習功能(自動學習功能)。優(yōu)選地，將(飛行員的)一個或多個操作者輸入信號和一個或多個傳感器輸入信號提供給所述控制算法和所述學習功能兩者。所述學習功能根據(jù)所述輸入信號和來自所述控制算法的信息計算參數(shù)和/或配平值(trim value) 0自動確定的參數(shù)和/或配平值被與所述控制算法共享。所述控制算法從所述輸入信號和所述配平值計算輸出控制信號。所述控制算法將所述輸出控制信號發(fā)送給一個或多個用于控制直升機的機構以及發(fā)送給自動調諧工具。因此，如果用戶希望，所述姿態(tài)控制器在飛行器的飛行期間確定并優(yōu)化配平值和/或姿態(tài)控制必需的其他參數(shù)的調整。所述用于控制直升機模型的方法包括用于傾斜盤的控制器和用于垂直軸(垂直軸為沿偏航方向)的控制器。為此，所述方法包括用于傾斜盤的控制算法和用于直升機尾部的控制算法。根據(jù)一個備選實施例，所述方法包括將所述尾部控制器耦合到所述傾斜盤控制器。為此，優(yōu)選地，將一個或多個操作者輸入信號和一個或多個傳感器輸出信號提供給所述傾斜盤控制器和所述尾部控制器兩者。提供給所述傾斜盤控制器的信息被與所述尾部控制器共享。所述尾部控制器同樣使用共享給所述傾斜盤控制器的信息。在直升機模型中，模型在垂直軸方向上的姿態(tài)通常受尾部旋翼的影響或由尾部旋翼確定。由于在直升機模型中調整尾部旋翼的位置尤其困難，所以通常針對根據(jù)積分控制原理的尾部陀螺儀系統(tǒng)(航向保持)使用高質量控制器，所述高質量控制器優(yōu)選地集成在直升機姿態(tài)控制器內(nèi)。在根據(jù)積分控制原理的陀螺儀系統(tǒng)內(nèi)，如所公知的，處理旋翼的控制信號，以便陀螺儀在多數(shù)情況下將旋翼保持在該控制信號設定的位置(消除風標效應)。優(yōu)選地，與常規(guī)尾部控制器相比，使用附加功能擴展尾部控制器，由于與非積分式尾部陀螺儀系統(tǒng)相比的直升機姿態(tài)控制的附加可用信號而可提供所述附加功能。此附加功能進一步改進了尾部陀螺儀控制的質量。根據(jù)此處所述的優(yōu)選實施例，所述設備包括用于垂直軸的航向保持控制器，所述控制器包括到縱軸和橫軸控制器的信號連接和/或到控制輸入端的信號連接，使得所述航向保持控制器能夠更早地做出反應，提供適當?shù)目刂平槿胍缘窒怪陛S方向上的移動，例如，由控制信號和/或結合縱軸和橫軸和/或循環(huán)控制信號的控制介入引起的轉矩波動。根據(jù)一個優(yōu)選實施例，所述尾部控制器還包括測量取決于速度的敏感度 (陀螺儀敏感度)的減小。這具有在飛行速度較高時可以防止尾部開始振動的優(yōu)點。根據(jù)所述方法的一個備選實施例，所述姿態(tài)控制器包括停止支持功能，更確切地說，包括為遙控的直升機的受控部分提供停止支持的方法。所述用于停止支持的方法包括提供編程的控制器，所述控制器用于將輸出信號提供給一個或多個用于控制直升機的所述部分的機構(例如，RC伺服系統(tǒng))。所述控制器包括停止支持算法和學習功能，所述停止支持算法被編程為計算停止支持比率或停止比率以便在停止事件期間導出輸出信號時使用。 所述控制器還被提供一個或多個操作者輸入信號和一個或多個傳感器輸入信號。在接收到指示停止事件(其中指示一個或多個機構停止將輸入提供給直升機的所述部分)的操作者輸入信號時，啟動學習功能以存儲與一個或多個操作者輸入信號、一個或多個傳感器輸入信號以及到一個或多個機構的輸出信號對應的信息。使用編程的控制器，所述停止支持控制器計算一系列曲線，所述曲線根據(jù)存儲的信息定義停止事件并將停止事件表征為過調、 欠調(undershoot)或可接受的停止事件。所述停止支持控制器分析所述停止事件并判定所述停止事件是欠調還是可接受的停止。停止支持減小以響應停止事件被表征為欠調，或者停止支持增大以響應停止事件被表征為過調。在本專利申請中描述的若干實施例的一個優(yōu)點在于，所述直升機姿態(tài)控制器需要的空間較小，尤其是在所述姿態(tài)控制器的外殼必須安裝在小型直升機模型中的情況下。進一步的優(yōu)點在于，所述姿態(tài)控制器與常規(guī)姿態(tài)控制器相比具有擴展范圍的功能，這可以通過改進的控制實現(xiàn)。這些優(yōu)點是使用直接連接到輸入信號的接收器的姿態(tài)控制器并且將多個單個信道合并為一個或多個公用控制線(例如，通過使用包含三個導線(其將包含信道信息的串行數(shù)字信號傳輸?shù)剿鲎藨B(tài)控制器)的線纜)的結果。本發(fā)明并不限于使用特殊種類的遙控模型，而是優(yōu)選地將本發(fā)明用于遙控的直升機模型。根據(jù)一個優(yōu)選實施例，所述姿態(tài)控制器的外殼包含接收模塊和用于多個軸的基于陀螺儀的可編程姿態(tài)控制器。根據(jù)進一步的優(yōu)選實施例，所述接收模塊可以位于所述姿態(tài)控制器的外殼以外。通常，所述姿態(tài)控制器包括至少五個輸入信道滾擺(roll)、俯仰、集中俯仰、尾部旋翼控制以及用于節(jié)流門(throttle)的信道。由于具有所述姿態(tài)控制器的單元可用于取代常規(guī)無線電接收器，所以衛(wèi)星接收器的其他信道可通過所述單元轉移到所述單元的輸出端。在此應指出的是，術語“衛(wèi)星接收器”指位于實際主接收器之外的接收器。 因此，該術語并不涉及例如由用于電信的衛(wèi)星所使用的信號。有利地，根據(jù)本發(fā)明的姿態(tài)控制器允許通過包含在所述姿態(tài)控制器中的軟件自由地將開始部分中所述的信道分配給不同功能。因此，用戶可自由地分配信道。根據(jù)從屬權利要求和以下參考附圖的描述可得到其他優(yōu)選實施例。


在附圖中
圖1是具有接收設備的耦合到一個或多個接收模塊的直升機飛行姿態(tài)控制器的透視圖；圖2A是示出現(xiàn)有技術的接收器和飛行控制單元配置的方塊圖；圖2B是示出根據(jù)本發(fā)明的接收器或接收模塊和飛行姿態(tài)控制器的方塊圖；圖2C是示出經(jīng)由高速數(shù)字鏈路發(fā)送數(shù)據(jù)的示意性方式的方塊圖；圖3A是示出現(xiàn)有技術的飛行姿態(tài)控制器的方塊圖；圖3B是示出根據(jù)本發(fā)明的飛行姿態(tài)控制器的方塊圖；圖4A是示出根據(jù)現(xiàn)有技術的用于控制傾斜盤和尾部旋翼的算法的方塊圖；圖4B是示出根據(jù)本發(fā)明的用于控制傾斜盤和尾部旋翼的算法的方塊圖；圖5是示出包括用于控制“前饋”值和自學習功能的示意性算法的示意性自適應控制回路的方塊圖；圖6是示出包括用于控制和穩(wěn)定遙控直升機的方向改變速率的示意性算法的自適應控制回路且進一步示出示意性自動學習功能的方塊圖；圖7A是示出其中直升機駕駛員過調指定停止點的示意性過零速率的圖；圖7B是示出其中直升機駕駛員停止過早的示意性過零速率的圖；圖7C是示出其中直升機駕駛員在適當時間停止的示意性過零速率的圖。
具體實施例方式如圖1所示，接收模塊的輸入端優(yōu)選地由具有減少數(shù)量的單獨導線的電線連接形成，由此在一個或多個信號線上合并多個控制信道。圖1示出了與具有兩個接收天線30、 32的2. 4GHz DSSS衛(wèi)星接收器20相連的微型直升機姿態(tài)控制器10的外殼10。盡管以控制器與接收器之間的物理通信鏈路示出，但是在一個備選實施例中，所述通信鏈路可以是無線連接。外殼10還可以包括陀螺儀傳感器元件40。所述直升機姿態(tài)控制器外殼包括彼此垂直布置的兩個或三個陀螺儀系統(tǒng)(角速率傳感器)。衛(wèi)星接收器20可以與外殼的插口 50相連。另一衛(wèi)星接收器22可以被連接到外殼的另一插口 52。從接收器20到直升機姿態(tài)控制器外殼10的信號線具有三線設計。外殼10具有用于電源的插口 70和至少4個RC 伺服系統(tǒng)。此類伺服系統(tǒng)驅動機構在用于控制遙控車輛的特征中是公知的。插口 80可以例如用于連接便攜編程設備，可以使用所述編程設備對直升機姿態(tài)控制器進行編程。插口 90可以例如是配置為容納USB電纜的USB端口，可以經(jīng)由所述USB電纜連接個人計算機以便使用編程軟件進行編程和上載新的固件或模型參數(shù)。此外，所述直升機姿態(tài)控制器可以包括庫切換(bank switching)，通過所述庫切換可以輪詢所存儲的多組不同參數(shù)。圖2A示出了此類已知姿態(tài)控制器的示意性方塊圖。此類已知常規(guī)接收器210通過 4條獨立的導線212、214、216和218連接到飛行控制單元220。每條獨立的導線212、214、 216,218是將一則單獨的控制信息(信道)從接收器210傳輸?shù)斤w行控制單元220的專用導線。飛行控制單元220然后將控制信號傳輸?shù)礁鱾€伺服系統(tǒng)232、234和236。每個伺服系統(tǒng)分別經(jīng)由導線222、224和226鏈接到飛行控制單元。圖2B示出了本發(fā)明的控制器的示意性方塊圖。如圖2B所示，接收器250通過單個高速數(shù)字鏈路252與飛行控制單元260通信。飛行控制單元260然后分別通過專用導線 262、264和266將控制信號傳輸?shù)礁鱾€伺服系統(tǒng)272、274和276。如圖2C中所示，高速數(shù)字鏈路252的結構為將所有信號作為一系列數(shù)字分組280、282、284從接收器發(fā)送到飛行控制單元。原則上，分組結構可以是任何結構。通常，數(shù)據(jù)分組包括信道選擇器和之后的從接收器250發(fā)送到飛行控制單元260的信道數(shù)據(jù)。使用單個高速數(shù)字鏈路252允許更快地傳輸數(shù)據(jù)，以及提供數(shù)據(jù)傳輸?shù)念~外安全性。使用現(xiàn)有技術中的配置，線路212、214、216或218 中的任何線路都可能中斷或停止。在此情況下將失去對遙控模型的控制。在直升機模型的情況下，這可能導致墜毀。所述連接的構造結合了增強的魯棒性(robustness)和可靠性而沒有增加外殼的成本或重量。通過將接收同一傳輸信號的兩個冗余接收器連接到飛行姿態(tài)控制器，可以提供甚至更多的功能安全性。在此類實施例中，如果所述接收器之一或所述接收器與控制器之間的通信鏈路之一發(fā)生故障或被終止，則第二接收器可以保持接收輸入并將數(shù)據(jù)發(fā)送到控制器，由此可能避免飛行器墜毀。如所示出的，伺服系統(tǒng)272、274和276用作簡單的開/關開關(在RC伺服系統(tǒng)處進行常用脈沖寬度調制)。伺服系統(tǒng)272、274和 276被機械連接到直升機模型的傾斜盤，以便可以移動所述傾斜盤。根據(jù)本發(fā)明的第一示意性實施例，接收部件被布置在飛行姿態(tài)控制器的外殼以外的單獨外殼中。所述飛行姿態(tài)控制器的外殼使用減少數(shù)量的纜線連接到所述衛(wèi)星接收器。 在本發(fā)明的第二示意性實施例中，所述接收部件可以與姿態(tài)控制器一起集成在外殼內(nèi)。將接收器20集成到外殼10內(nèi)允許更快的處理時間并減少了遙控直升機上占用的空間。這對于將姿態(tài)控制器安裝在小型直升機模型中而言尤為重要。在本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例中，所述接收部件20可以是2. 4GHz接收器，所述接收器根據(jù)頻率擴展法工作(例如，HISS或DSSS，如Norm ETSI (ETSI =歐洲電信標準協(xié)會) EN 300328，協(xié)調歐洲市場標準(電信系列)所列舉的)，例如，根據(jù)冗余接收原理工作，由此所述接收器使用所謂的“分散”天線或多個天線。適合的接收部件例如是公知的可從市場上購買的 Spectrum 接收器(由 Horizon Hobby 公司(Chanpaign，IL, USA)制造)、Jeti model公司(捷克共和國，PfibOr )的Duplex接收器，或例如可以從robbe Modellsport Beteiligungs GmbH公司(德國)購買的Futaba S-Bus接收器?？刂破魍鈿?0優(yōu)選地包括用于一個或兩個或更多衛(wèi)星接收器的至少一個插口或一個接口，以及包括用于RC伺服系統(tǒng)的至少四個插口。這四個插口對應于用于傾斜盤控制的三個輸出和用于尾部控制的附加輸出。此外，所述外殼包括用于特別地雙軸或三軸角速率傳感器的陀螺儀單元的插口或接口，由此還可以從具有不同定向的單軸傳感器形成所述傳感器，和/或將所述角速率傳感器集成在直升機姿態(tài)控制器的外殼內(nèi)。此陀螺儀插口可以與其他插口分離，也可以與其他插口集成在一起，這具體取決于控制器10的設計。此外， 所述外殼優(yōu)選地包括用于編程接口(例如，USB接口或串行接口)的插口或端口和/或具有用于對裝置參數(shù)編程的輸入接口的顯示器(未在圖中示出)。根據(jù)本發(fā)明的進一步優(yōu)選實施例，所述直升機姿態(tài)控制器包括通常為算法的自學習功能，所述算法表達為被編程到微處理器或控制器或硬件或它們的某種組合內(nèi)的一組指令，所述算法獨立地確定或進一步優(yōu)化姿態(tài)控制所必需的配平值的調整和/或飛行期間姿態(tài)控制所必需的其他參數(shù)組。如圖3A(反映現(xiàn)有技術)所示，控制算法接收來自接收器和傳感器310的輸入。此輸入可被傳回遙控直升機的操作者。操作者然后可以使用未示出的控制器根據(jù)來自接收器和傳感器310的輸入以及他或她的個人經(jīng)驗和知識來提供手動調諧輸入。此手動調諧輸入320由控制算法300 (其還將來自接收器和傳感器310的輸入考慮在內(nèi))處理。所述控制算法然后將輸出命令330提供給伺服系統(tǒng)以控制直升機的可控特征。在本發(fā)明中，如圖3B所示，控制算法350被與自動調諧工具360配對。自動調諧工具360向算法提供了更快地確定并調整控制回路的參數(shù)的能力。在本發(fā)明的一個實施例中，來自接收器和傳感器370的輸入被發(fā)送到控制算法350和自動調諧工具360兩者。自動調諧工具360接收從接收器獲得的操作者輸入和來自傳感器的任何測量值，并計算任何自動調諧380參數(shù)。此自動調諧參數(shù)380然后被發(fā)送到控制算法，并且所述控制算法將各種控制信號輸出到伺服系統(tǒng)390?？刂扑惴ǖ拇溯敵鲞€可以被發(fā)送到自動調諧工具360，以便向自動調諧工具360提供盡可能多的輸入。自動調諧工具360可以監(jiān)視若干內(nèi)部和外部信號并從受監(jiān)視信號的歷史得出調諧更改。因此，在運行過程中優(yōu)化了完整系統(tǒng)的反應。自動調諧工具360可以評估和調諧任何控制變量，但是優(yōu)選地僅評估和調諧前饋(正向耦合)、比例增益和積分增益和零位偏移(也稱為配平值)、預補償應力(包括轉矩和動態(tài)效應)以及自適應控制算法的自適應時間。自動調諧工具360可以根據(jù)需要監(jiān)視其他值。自動調諧工具360可以持續(xù)調諧遙控直升機，或者用戶可關閉自動調諧工具以防止過度調諧直升機。圖4A和4B進一步示出了遙控直升機的控制和穩(wěn)定如何不同于現(xiàn)有技術。在典型控制方案中，來自接收器和傳感器402的輸入被發(fā)送到包含傾斜盤控制算法400的微處理器。編程的傾斜盤控制算法然后處理這些輸入以及任何手動調諧輸入，并將輸出發(fā)送到傾斜盤伺服系統(tǒng)404。類似地，來自接收器和尾部傳感器412的輸入被輸入到以有尾部算法 410編程的處理器，并且在與手動調諧輸入組合后，尾部算法410將輸出發(fā)送到尾部伺服系統(tǒng)414。典型的現(xiàn)有技術傾斜盤算法400的操作獨立于尾部算法410。但是，根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，將消除上述分離。在此實施例中，如圖4B所示， 傾斜盤算法450和尾部算法460彼此持續(xù)通信。如方塊圖中所示，本發(fā)明允許傾斜盤算法 450與尾部算法460通信，由此共享來自接收器和傳感器452以及尾部傳感器462的輸入的數(shù)據(jù)。傾斜盤算法和尾部算法因此交換信息，所述信息優(yōu)選地至少包括直升機的速度(空速)、所需轉矩、轉矩變化、偏航速率以及尾部推力。通過交換這些值，兩個算法可以協(xié)力工作以更好地穩(wěn)定直升機以及提供對直升機移動的更好的總體控制。例如，根據(jù)一個實例，傾斜盤算法450現(xiàn)在不僅可以接收來自接收器和傳感器的原始輸入，而且還接收從尾部傳感器462接收的輸入以及尾部算法460發(fā)送到尾部伺服系統(tǒng)464的任何輸出動作。類似地， 尾部算法現(xiàn)在可以接收來自所有接收器和傳感器的所有輸入，以及傾斜盤算法450可能輸出到傾斜盤伺服系統(tǒng)454的任何動作。此特征使得直升機能夠更快地處理信息以便針對直升機產(chǎn)生更大的穩(wěn)定性。此外，其允許更好的控制和對控制的更好的響應性。根據(jù)另一個實施例，所述直升機姿態(tài)控制器還包括對垂直軸(偏航方向上的垂直軸)的額外控制。在直升機模型中，垂直軸方向上的定向受尾部旋翼的控制或影響。由于直升機定向控制很困難，所以通常在陀螺儀或陀螺系統(tǒng)中使用高質量控制器，所述控制器根據(jù)公知的積分原理(航向保持、航向鎖定)工作，所述控制器處理尾部的控制信號，以便陀螺儀將尾部保持在由控制信號確定的位置。這防止或減輕了所謂的“風標效應”，如果直升機尾部受側向風作用，則根據(jù)經(jīng)驗將發(fā)生“風標效應”。根據(jù)一個實施例，尾部控制器被擴展了功能，與常規(guī)尾部控制器相比，所述功能可有機會與尾部關聯(lián)的控件或控制器交換信息(參見圖4B)。根據(jù)此示意性實施例，為了允許附加的功能，傾斜盤算法直接與尾部算法通信。所述通信在沒有集成在飛行姿態(tài)控件內(nèi)的尾部陀螺儀的系統(tǒng)中是可能的，因為可額外提供飛行姿態(tài)控制器內(nèi)的信號。所述通信借助額外功能而提高了尾部控制系統(tǒng)的質量。 為此，根據(jù)一個優(yōu)選實施例，所述直升機飛行姿態(tài)控制器包括用于垂直軸的航向保持控制器，所述航向保持控制器具有到用于縱軸和橫軸的控制器的信號連接和/或到控制輸入端的信號連接，使得所述航向保持控制器能夠根據(jù)控制輸入更早地產(chǎn)生輸出信號，所述輸出信號操作為抗沿垂直軸的移動，由此例如特別地補償?shù)膩碜赞D矩變化的控制介入、縱軸或橫軸方向上的控制信號和/或控制介入，和/或循環(huán)控制介入。如上所述，本發(fā)明可以包含自適應控制回路，所述自適應控制回路能夠調整傾斜盤伺服系統(tǒng)和尾部伺服系統(tǒng)以協(xié)助穩(wěn)定遙控的直升機。圖5示出了自學習軟件的一個示意性實施例。在圖5中，方塊500示出了示意性編程算法以調整前饋(預控制)。所述算法始于具有自適應控制回路510的步驟510。自適應控制回路510首先訪問情況檢測器步驟 520中的狀態(tài)。所述算法被編程為確定遙控直升機系統(tǒng)的狀態(tài)，查看諸如以下的因素是否存在足夠的操縱桿輸入、是否存在足夠的操縱桿移動(操縱桿輸入)、是否存在足夠的操縱桿移動速度(操縱桿變化速率)、是否沒有動作限制器、自學習模式是開啟還是關閉，或任何其他有影響的值。一旦所述算法確定了狀態(tài)，所述算法就繼續(xù)到步驟530以判定情況是否為“純凈”。當來自用戶的輸入沒有變化時，所述系統(tǒng)被視為“純凈”。因此，如果用戶未修改其輸入，則情況被判定為是“純凈的”并且所述算法繼續(xù)到步驟540。如果情況不“純凈”(由于用戶已經(jīng)修改了他或她的輸入)，則循環(huán)將返回自適應控制回路510并且程序將重新啟動分析。一旦所述算法移動到步驟530，程序就將在步驟540檢查積分器。如果在步驟550，正在被分析的值的積分器接近零，則程序將再次重新啟動返回自適應控制回路。可由用戶執(zhí)行值是否在范圍零內(nèi)的判定并將其預編程到軟件中作為默認值?？梢杂芍鄙龣C制造商設置這些默認值。但是，如果判定積分器不接近零(步驟550)，則所述算法前進到步驟 560并判定積分器值是正還是負。如果積分器值為正，則程序將移動到步驟570并且增大前饋。如果積分器值為負，則程序將移動到步驟580并且減小前饋。然后在步驟590將此新的前饋存儲在自適應控制回路中。通過在步驟590存儲值，自適應控制回路能夠將未來的傳感器讀數(shù)和用戶輸入與所存儲的前饋相比較并由此更快速準確地對遙控直升機做出調整。圖6是示出自適應控制回路的方塊圖，所述自適應控制回路示出了示意性算法 600，算法600用于協(xié)助停止控制遙控直升機的一部分的一個或多個驅動器。當用戶滿意對遙控直升機系統(tǒng)的某一方面做出的用戶輸入時，用戶通常將釋放對應于此類輸入的控制桿以將其保持在原有位置。在此情況下，桿處于沒有控制輸入的狀況，因為用戶未對所述桿進行操縱。此桿位置定義了由示意性算法600(其提供停止支持比率)協(xié)助的停止事件。此外，算法600協(xié)助停止到系統(tǒng)的輸入中的任何更改。借助停止支持，可以預先確定一組相關控制器的前饋指令曲線(從控制輸入結合控制回路的輸出得出)。所述曲線的形狀為在系統(tǒng)的相關部分被指令停止提供輸入時消除過調或欠調。可以根據(jù)諸如旋翼系統(tǒng)的阻尼因子、槳葉的翼型之類的環(huán)境影響調整信號的強度。調整此強度是算法600的目的。當用戶使用控制桿將命令提供給直升機時，算法600處于不活動狀態(tài)。通過在用戶釋放遙控桿時 (表明希望受桿控制的關聯(lián)驅動器應停止將輸入提供給系統(tǒng))激活學習模式而在步驟630 啟動算法600。啟動算法導致將步驟620中的所有數(shù)據(jù)傳輸?shù)蕉嘈诺姥h(huán)信號記錄器。存儲連接到控制器的所有傳感器收集的傳感器數(shù)據(jù)、用戶輸入的桿移動以及最終輸出到各種伺服系統(tǒng)以便操縱遙控直升機的輸出信號。所述算法使用此信息判定值是高還是低(過調 /欠調)，以及生成控制曲線以在下一次控制器面對來自用戶和傳感器的類似輸入信息時處理類似停止，從而允許程序更快地將更準確的輸出提供給伺服系統(tǒng)以便以期望的速率提
供停止。如圖6所示，示意性算法要求在步驟630評估系統(tǒng)狀態(tài)。所述算法檢查指示控制桿是否被釋放、實際速率是否接近零以及學習模式是否被激活的數(shù)據(jù)。當滿足先決條件時， 所述算法前進到步驟640并執(zhí)行曲線分析。為了執(zhí)行曲線分析，程序從傳感器提供的輸入來計算最大速率變化、速率的過零以及最小速率變化，如以下進一步說明的。所述算法然后移到步驟650，在步驟650，將所計算的最大速率變化、速率的過零以及最小速率變化與直升機的要求相比較。當所述算法比較這些值時，所述算法在步驟660判定所計算的值是否匹配低停止支持的要求。如果是，則所述算法跳至步驟690并增大停止支持比率。如果所計算的值不匹配低停止支持的要求，程序繼續(xù)到步驟670并判定所計算的值是否匹配高停止支持的要求。如果所計算的值匹配高停止支持的要求，則所述算法在步驟680減小停止支持比率。如果所計算的值不滿足高停止支持或低停止支持的要求，則不更改停止支持比率。停止支持比率的要求可以由遙控直升機的制造商預先編程，或者可以由用戶將所述要求編程到自適應控制回路中。圖7A-7C示出了可以由上述算法在步驟640產(chǎn)生的一組示意性曲線。所述曲線分析步驟從最近停止嘗試的蹤跡計算兩個值1)桿釋放后速率信號的首次過零；以及2)桿釋放后速率信號的首次方向改變。在圖7A和7B中，桿釋放后速率信號的首次過零被標為710。類似地，桿釋放后速率信號的首次方向改變被標為720。圖7A示出了針對顯示具有高于界限的值(過調)的停止的曲線分析的代表圖形。 如果未給出停止支持，則驅動器的嘗試停止曲線可以與此圖形類似，其示出了驅動速率減慢，但是未能在零速率處停止。驅動過調了停止位置并需要控制回路以相反的方向進行糾正。依靠控制回路糾正過調花費的時間遠多于使用諸如600中所示的算法。如果發(fā)生這種情況，如所述算法在步驟640和650中所確定的，則在步驟690增大停止支持比率，以便在下一次響應于發(fā)信號通知停止事件的用戶輸入而加速停止。相反，圖7B示出了其中提供過多的停止支持并且過早停止(欠調)的情況。在此情況下，速率變化方向在過零之前發(fā)生，這意味著控制回路必須提供額外的糾正信號以獲得期望結果。如同直升機過調停止位置那樣，通過僅使用控制回路來糾正欠調要遠慢于使用諸如600中所示的算法糾正欠調。這種情況要求在步驟680減小停止支持比率。最后，圖7C示出了適當?shù)耐Ｖ?，其中在上述算法的協(xié)助下，速率變化方向和過零都恰好在同一時間發(fā)生。參考圖4至6，除了上述實例以外，還可以通過自學習算法計算或優(yōu)化更多的值， 此類值可以例如是自適應尾部算法的增益的空速、被計算為到尾部致動器的輸出的轉矩變化(也稱為動態(tài)轉矩補償)、傾斜盤算法的坐標系統(tǒng)的偏航速率計算和轉動(也稱為旋轉 (pirouette)優(yōu)化)，以及尾部推力值計算并將其輸出到傾斜盤以補償對循環(huán)軸造成的任何影響。
盡管本發(fā)明的上述實例涉及遙控直升機和/或模型，但是本發(fā)明并不限于此類模型。
權利要求
1.一種在外殼(1)中的模型飛行器控制和接收設備，所述設備包括電子陀螺多軸可編程飛行姿態(tài)控制器，所述飛行姿態(tài)控制器具有用于多個控制信道的控制輸入端和用于陀螺儀信號的輸入端，其特征在于，所述飛行姿態(tài)控制器為置于所述飛行姿態(tài)控制器的外殼之內(nèi)或之外的接收器模塊提供至少一個輸入端。
2.根據(jù)權利要求1的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，通過具有減少數(shù)量的單一通路的電線連接形成所述接收器模塊的輸入端，由此在一個或多個信號線上合并多個控制信道。
3.根據(jù)權利要求1或2的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，所述接收器模塊位于與所述飛行控制單元分離的外殼內(nèi)，并且所述模塊在輸出端處_即在衛(wèi)星接收器處_提供減少數(shù)量的信道線路。
4.根據(jù)權利要求1至3中的至少一個權利要求的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，所述至少一個接收器與所述飛行控制單元集成在同一外殼內(nèi)。
5.根據(jù)權利要求1至4中的至少一個權利要求的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，所述至少一個接收器是2. 4GHz接收器，其中所述至少一個接收器根據(jù)頻率展開法， 特別地，使用冗余接收原理操作。
6.根據(jù)權利要求1至5中的至少一個權利要求的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，所述外殼包括用于一個或兩個或若干衛(wèi)星接收器的至少一個連接器或端口并且還包括用于RC-伺服系統(tǒng)的至少四個端口。
7.根據(jù)權利要求1至5中的至少一個權利要求的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，所述外殼包括用于陀螺儀單元的連接器或端口，其中所述陀螺儀單元包括特別地雙軸或三軸角速率傳感器，和/或所述速率傳感器被集成在直升機飛行姿態(tài)控件的外殼內(nèi)。
8.根據(jù)權利要求1至7中的至少一個權利要求的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，所述外殼包括用于編程接口的連接器或端口，和/或具有用于對所述設備的參數(shù)編程的輸入接口的顯示器。
9.根據(jù)權利要求1至8中的至少一個權利要求的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，所述直升機飛行姿態(tài)控件的軟件包括自學習功能，所述自學習功能確定或進一步優(yōu)化飛行姿態(tài)控制所必需的配平值和/或飛行姿態(tài)控制的其他調整參數(shù)，由此在所述飛行器的飛行期間自主執(zhí)行所述優(yōu)化或確定。
10.根據(jù)權利要求1至9中的至少一個權利要求的模型飛行器控制和接收設備，其特征在于，所述直升機飛行姿態(tài)控件包括用于所述模型的垂直軸的航向保持控件，所述航向保持控件包括到用于縱軸和橫軸的控件的信號連接和/或到控制輸入端的信號連接，使得所述航向保持控件能夠通過適當?shù)目刂破鹘槿雽D矩變化更早地做出反應，所述轉矩變化是控制信號的介入和/或所述控制器連同與所述縱軸和橫軸有關的控制信號和/或循環(huán)控制信號的介入的結果。
11.一種優(yōu)選地通過使用根據(jù)權利要求1至10中的至少一個權利要求的模型飛行器控制和接收設備來執(zhí)行模型直升機的控制和穩(wěn)定的方法，其特征在于，控制包括自學習功能和/或所述控制包括將尾部控制器耦合到傾斜盤控制器和/或所述控制包括停止支持功能。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種在外殼(1)中的模型飛行器控制和接收設備，所述設備包括電子陀螺多軸可編程飛行姿態(tài)控制器，具體地說，直升機飛行姿態(tài)控制器，所述飛行姿態(tài)控制器具有用于多個控制信道的控制輸入端和用于陀螺儀信號的輸入端，其中所述飛行姿態(tài)控制器為置于所述飛行姿態(tài)控制器的外殼之內(nèi)或之外的接收器模塊提供至少一個輸入端。本發(fā)明還涉及一種使用上述模型飛行器控制和接收設備來控制和穩(wěn)定模型直升機的方法，其中控制包括自學習功能和/或所述控制包括將尾部控制器耦合到傾斜盤控制器和/或所述控制包括停止輔助功能。
文檔編號A63H30/04GK102307634SQ201080006521
公開日2012年1月4日 申請日期2010年2月2日 優(yōu)先權日2009年2月4日
發(fā)明者烏爾里希·勒爾 申請人:烏爾里?！だ諣? 米卡多直升機模型有限公司