專利名稱：一種航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器及控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航模飛機(jī)輔助飛行控制裝置，尤其是涉及一種航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器及控制方法。
背景技術(shù)：
目前飛行類玩具和航空模型，因尺寸小、成本低、對(duì)飛行場(chǎng)地要求低、飛行風(fēng)險(xiǎn)小，目前在國(guó)內(nèi)外日益流行。因航模飛機(jī)的尺寸 變小，則出現(xiàn)氣動(dòng)阻尼減小小、雷諾數(shù)降低，非定?？諝鈩?dòng)力減弱，靜穩(wěn)定性能較低、操控性能較差，增大了入門(mén)飛行難度，嚴(yán)重影響了特技飛行的動(dòng)作質(zhì)量。為了增加小型航模飛機(jī)的穩(wěn)定性，目前技術(shù)上多采用增穩(wěn)陀螺儀以增加航模的穩(wěn)定性，在硬件上大多數(shù)都是采用壓電晶體角速率傳感器，壓電晶體角速率傳感器體積大且質(zhì)量重，影響小型航模飛機(jī)的飛行高度。在控制算法上，現(xiàn)有技術(shù)使用PI控制算法，或者是單獨(dú)的P控制算法均存在不足之處。使用P I控制算法的缺點(diǎn)是隨著控制器工作時(shí)間的增加，角速率傳感器的輸出誤差被一直累積，從而影響操作者對(duì)模型飛機(jī)的實(shí)時(shí)控制，降低的飛行質(zhì)量；使用P控制算法的缺點(diǎn)由于沒(méi)有精確的誤差積分反饋，控制器對(duì)于航模飛機(jī)飛行時(shí)的小角速率誤差無(wú)法及時(shí)識(shí)別，從而使航模飛機(jī)的穩(wěn)定性受到影響，進(jìn)而不能準(zhǔn)確控制航模飛機(jī)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對(duì)壓電晶體角速率傳感器體積大和質(zhì)量重，且軟件的控制算法對(duì)航模飛機(jī)的控制不夠準(zhǔn)確的不足，為此提供了一種航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器及控制方法，包括雙軸角速率傳感器4，用于輸出X軸角速率信號(hào)、Y軸角速率信號(hào)和傳感器溫度信號(hào)，連接單片機(jī)I的第二 I/O接口 ；輸出開(kāi)、關(guān)兩檔信號(hào)的四路功能選擇開(kāi)關(guān)2連接單片機(jī)I的第一 I/0接口 ；兩路感度調(diào)節(jié)電位器3連接單片機(jī)I的第三I/O接口 ；單片機(jī)I將接收到的模擬信號(hào)通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)，并在單片機(jī)I的處理器中按照程序進(jìn)行運(yùn)算，根據(jù)給定的溫度補(bǔ)償規(guī)律對(duì)角速率信號(hào)做溫漂補(bǔ)償計(jì)算，計(jì)算出溫度偏離量，將角速率的溫度偏移量擬合成與時(shí)間有關(guān)的函數(shù)，通過(guò)改進(jìn)的PID算法計(jì)算出控制量，并將控制量輸入單片機(jī)I的PWM模塊，通過(guò)PWM (Pulse Width Modulation——脈沖寬度調(diào)制)模塊轉(zhuǎn)化為PWM信號(hào)輸出，用于驅(qū)動(dòng)航模飛機(jī)舵機(jī)的舵面偏轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生氣動(dòng)操縱力矩控制航模飛機(jī)。本發(fā)明所述的航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器及控制方法，所述四路功能選擇開(kāi)關(guān)2分別為飛行模式選擇、飛機(jī)構(gòu)型選擇、第一舵機(jī)方向選擇、第二舵機(jī)方向選擇；所述兩路感度調(diào)節(jié)電位器3分別為俯仰感度電位器和滾轉(zhuǎn)感度電位器；所述雙軸角速率傳感器4為MEMS角速率傳感器。本發(fā)明的有益效果是
本發(fā)明使用MEMS (Micro-Electro-Mechanical Systems-微機(jī)電系統(tǒng))角速率傳感
器。單片機(jī)處理器根據(jù)給定的溫度補(bǔ)償規(guī)律對(duì)數(shù)字信號(hào)做角速率傳感器的溫漂補(bǔ)償計(jì)算，計(jì)算出溫度偏離量，將角速率的溫度偏移量擬合成與時(shí)間有關(guān)的函數(shù)，通過(guò)改進(jìn)的PID算法計(jì)算出控制量，并將控制量輸入單片機(jī)I的PWM模塊，通過(guò)PWM模塊轉(zhuǎn)化為PWM信號(hào)輸出；將無(wú)副翼直升機(jī)的控制算法引入到固定翼航模飛機(jī)的控制中，使小型航模飛機(jī)完全按照操作者的操作命令穩(wěn)定、流暢地飛行，提高飛機(jī)的操控性和穩(wěn)定性。使小型航模飛機(jī)可以具有大型航模飛機(jī)一樣的穩(wěn)定性、精準(zhǔn)性，降低初學(xué)者的入門(mén)難度，擴(kuò)大航模飛機(jī)的市場(chǎng)。


本發(fā)明將通過(guò)例子并參照附圖的方式說(shuō)明，其中
圖I是本發(fā)明控制器的原理圖； 圖2是本發(fā)明中的單片機(jī)流程圖。
具體實(shí)施例方式本說(shuō)明書(shū)中公開(kāi)的所有特征，或公開(kāi)的所有方法或過(guò)程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。本說(shuō)明書(shū)(包括任何附加權(quán)利要求、摘要和附圖)中公開(kāi)的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個(gè)特征只是一系列等效或類似特征中的一個(gè)例子而已。如圖I所示的SHAPE \* MERGEF0RMAT控制器原理框圖，雙軸角速率傳感器4輸出三路模擬信號(hào)，分別是X軸角速率信號(hào)、Y軸角速率信號(hào)和傳感器溫度信號(hào)，其中X軸角速率信號(hào)、Y軸角速率信號(hào)的范圍是440° /s，分辨率為2. 27mV/° /s，溫度傳感器信號(hào)范圍是-20° C +85° C，分辨率為4mV/° C，這三路信號(hào)輸入到單片機(jī)的第二 I/O接口，第二 I/O接口連接單片機(jī)I的A/D轉(zhuǎn)換器，通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換器將X軸角速率信號(hào)、Y軸角速率信號(hào)和溫度傳感器信號(hào)轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)；四路功能選擇開(kāi)關(guān)3的功能選擇分別是飛行模式選擇(新手模式和特技模式)、飛機(jī)構(gòu)型選擇(混控模式和常規(guī)布局)、第一舵機(jī)方向選擇、第二舵機(jī)方向選擇，每一路給出開(kāi)與關(guān)兩檔信號(hào)，由單片機(jī)I通過(guò)第一 I/O 口直接讀取為I或
0;兩路感度調(diào)節(jié)電位器3分別是俯仰感度電位器、滾轉(zhuǎn)感度電位器，俯仰感度電位器、滾轉(zhuǎn)感度電位器的變化范圍是0 3. 3V，其大小取決于旋鈕位置，兩路感度調(diào)節(jié)電位器3連接單片機(jī)I的第三I/O接口，第三I/O接口連接單片機(jī)I的A/D轉(zhuǎn)換器，通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換器將感度調(diào)節(jié)電位器輸出的模擬信號(hào)轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)；以上各部分的數(shù)字信號(hào)，在單片機(jī)I的處理器中按照程序進(jìn)行運(yùn)算，根據(jù)給定的溫度補(bǔ)償規(guī)律對(duì)數(shù)字信號(hào)做角速率傳感器的溫漂補(bǔ)償計(jì)算，計(jì)算出溫度偏離量，將角速率的溫度偏移量擬合成與時(shí)間有關(guān)的函數(shù)，通過(guò)改進(jìn)的PID算法計(jì)算出控制量，并將控制量輸入單片機(jī)I的PWM模塊，通過(guò)PWM模塊將控制量轉(zhuǎn)化為PWM信號(hào)輸出，PWM信號(hào)周期為71HZ，正脈寬范圍IlOOus 1920us，中立點(diǎn)為1520us。單片機(jī)I輸出的PWM信號(hào)，驅(qū)動(dòng)航模飛機(jī)的舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)并帶動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生氣動(dòng)操縱力矩控制航模飛機(jī)。如圖2所示的單片機(jī)中的軟件流程圖，開(kāi)機(jī)后，系統(tǒng)先做初始化，包括定時(shí)器、模數(shù)轉(zhuǎn)換器、外部中斷等外設(shè)的初始化；通過(guò)外部中斷讀入接收機(jī)信號(hào)；通過(guò)第二 I/O接口讀入兩軸角速率傳感器4信號(hào)，第二 I/O接口連接單片機(jī)I的A/D轉(zhuǎn)換器，通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換器將X軸角速率信號(hào)、Y軸角速率信號(hào)和溫度傳感器信號(hào)轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)；根據(jù)給定的溫度補(bǔ)償規(guī)律對(duì)數(shù)字信號(hào)做角速率傳感器的溫漂補(bǔ)償計(jì)算，計(jì)算出溫度偏離量，將角速率的溫度偏移量擬合成與時(shí)間有關(guān)的函數(shù)，；查詢定時(shí)器，如果定時(shí)器時(shí)間超過(guò)1S，檢測(cè)功能選擇開(kāi)關(guān)和感度電位器的值，并把定時(shí)器歸零，否則直接進(jìn)入下一步；通過(guò)改進(jìn)的PID算法計(jì)算控制量；并將控制量輸入單片機(jī)I的PWM模塊，通過(guò)PWM模塊轉(zhuǎn)化為PWM信號(hào)輸出，驅(qū)動(dòng)舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)；再次循環(huán)到接收機(jī)信號(hào)的讀入，重新開(kāi)始一個(gè)循環(huán)。軟件把無(wú)副翼直升機(jī)的控制算法引入到固定翼航模飛機(jī)的控制中，模擬航模直升機(jī)伺服小翼的作用，增大了滾轉(zhuǎn)和俯仰通道的阻尼。改進(jìn)的PID算法，對(duì)傳統(tǒng)PID算法中的目標(biāo)值和測(cè)量值做分別處理，目標(biāo)值增加了衰減。
本發(fā)明并不局限于前述的具體實(shí)施方式
。本發(fā)明擴(kuò)展到任何在本說(shuō)明書(shū)中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過(guò)程的步驟或任何新的組合。
權(quán)利要求
1.一種航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器，其特征在于包括單片機(jī)(I)、四路功能選擇開(kāi)關(guān)(2)、兩路感度調(diào)節(jié)電位器(3)和雙軸角速率傳感器(4):所述單片機(jī)(1)，讀入四路功能選擇開(kāi)關(guān)(2)、兩路感度調(diào)節(jié)電位器(3)、雙軸角速率傳感器(4)的模擬控制信號(hào)，通過(guò)單片機(jī)(I)的A/D轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)化為數(shù)字信號(hào)；單片機(jī)(I)根據(jù)給定的溫度補(bǔ)償規(guī)律對(duì)角速率信號(hào)做溫漂補(bǔ)償計(jì)算，將角速率的溫度偏移量擬合成與時(shí)間有關(guān)的函數(shù)，通過(guò)改進(jìn)的PID算法計(jì)算出控制量，并將控制量輸入單片機(jī)(I)的PWM模塊，通過(guò)PWM模塊轉(zhuǎn)化為PWM信號(hào)輸出； 所述四路功能選擇開(kāi)關(guān)(2)的信號(hào)輸出端連接單片機(jī)(I)的第一 I/O接口，用于選擇航模飛機(jī)的飛行模式； 所述兩路感度調(diào)節(jié)電位器(3 )的信號(hào)輸出端連接單片機(jī)(I)的第三I/O接口，用于控制航模飛機(jī)飛行的俯仰反饋系數(shù)和滾轉(zhuǎn)反饋系數(shù)； 所述雙軸角速率傳感器(4)的信號(hào)輸出端連接單片機(jī)(I)的第二 I/O接口，在單片機(jī)(O的A/D轉(zhuǎn)換器中轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)。
2.按照權(quán)利要求I所述的航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器，其特征在于所述的雙軸角速率傳感器(4)輸出三路模擬信號(hào)，分別是X軸角速率信號(hào)、Y軸角速率信號(hào)和傳感器的溫度信號(hào)。
3.按照權(quán)利要求I或2所述的航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器，其特征在于所述的雙軸角速率傳感器(4)輸出三路模擬信號(hào)X軸角速率信號(hào)、Y軸角速率信號(hào)的范圍均為440° /s，分辨率為2. 27mV/° /s，傳感器的溫度信號(hào)范圍是-20° C +85° C，分辨率為4mV/° C。
4.按照權(quán)利要求I所述的航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器，其特征在于所述的雙軸角速率傳感器(4)為MEMS雙軸角速率傳感器。
5.按照權(quán)利要求I所述的航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器，其特征在于所述的四路功能選擇器(2)的選擇模式分別為飛行模式選擇、飛機(jī)構(gòu)型選擇、第一舵機(jī)方向選擇、第二舵機(jī)方向選擇；四路功能選擇器(2)的飛行模式分別為新手模式和特技模式；四路功能選擇器(2)的飛機(jī)構(gòu)型選擇分別為混控模式和常規(guī)布局。
6.按照權(quán)利要求I所述的航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器，其特征在于所述的兩路感度調(diào)節(jié)電位器(3)分別是俯仰感度電位器、滾轉(zhuǎn)感度電位器；俯仰感度電位器、滾轉(zhuǎn)感度電位器的變化范圍是O 3. 3V，其大小取決于旋鈕位置。
7.一種實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求I所述的航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器及控制方法，其特征在于包括如下步驟 s1、開(kāi)機(jī)后，系統(tǒng)先做初始化，包括定時(shí)器、模數(shù)轉(zhuǎn)換器、外部中斷等外設(shè)的初始化； s2、通過(guò)外部中斷讀入接收機(jī)信號(hào)； s3、通過(guò)第二I/O接口讀入雙軸角速率傳感器(4)信號(hào)，并連接單片機(jī)(I)的A/D轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)化為數(shù)字信號(hào)； s4、在單片機(jī)(I)的處理器中對(duì)雙軸角速率傳感器(4)的角速率信號(hào)做溫漂補(bǔ)償計(jì)算，將溫度偏移量擬合成與時(shí)間有關(guān)的函數(shù)； s5、查詢定時(shí)器，如果定時(shí)器時(shí)間超過(guò)1S，檢測(cè)功能選擇開(kāi)關(guān)和感度電位器的值，并把定時(shí)器歸零，否則直接進(jìn)入下一步； s6、按照改進(jìn)的PID算法計(jì)算控制量； s7、通過(guò)單片機(jī)(I)PWM模塊將控制量轉(zhuǎn)化PWM信號(hào)輸出，驅(qū)動(dòng)舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)；S8、再次循環(huán)到接收機(jī) 號(hào)的讀入，重新開(kāi)始一個(gè)循環(huán)。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種航模飛機(jī)輔助飛行控制裝置及該裝置控制方法，具體涉及一種航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器及控制方法。目前航模飛機(jī)多采用增穩(wěn)陀螺儀以增加穩(wěn)定性，但市場(chǎng)上現(xiàn)有的增穩(wěn)陀螺儀穩(wěn)定性差、質(zhì)量重、計(jì)算誤差大。本發(fā)明提供一種航模飛機(jī)雙軸增穩(wěn)控制器及控制方法，包括單片機(jī)、四路功能選擇開(kāi)關(guān)、兩路感度調(diào)節(jié)電位器和雙軸角速率傳感器。單片機(jī)根據(jù)溫度補(bǔ)償規(guī)律對(duì)角速率信號(hào)做溫漂補(bǔ)償計(jì)算，將角速率的溫度偏移量擬合成與時(shí)間有關(guān)的函數(shù),通過(guò)改進(jìn)的PID算法計(jì)算控制量，單片機(jī)PWM模塊將控制量轉(zhuǎn)化為PWM信號(hào)輸出驅(qū)動(dòng)舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)。本發(fā)明提高了航模飛機(jī)的穩(wěn)定性。
文檔編號(hào)A63H27/18GK102631787SQ20121008180
公開(kāi)日2012年8月15日 申請(qǐng)日期2012年3月26日 優(yōu)先權(quán)日2012年3月26日
發(fā)明者李忠澤, 段文博 申請(qǐng)人:江陰市捷力電子科技有限公司