專利名稱：微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法及裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及航空領域，更具體地說，涉及一種微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控 制方法及裝置。
背景技術：
微型無人旋翼飛行器(直升機)一直以來是被人們關注研發(fā)的課題，與固定翼飛 行器比較，其存在其固有的優(yōu)勢，例如起飛降落簡單、前進速度可以調節(jié)得很慢、高度控制 較準確等等。但是，無人直升機的飛行設計比起固定翼無人機的設計要復雜的多，需要考慮 的事項也較多，例如抗橫風能力誤差，機身嚴重抖動誤差，航行漂移誤差等，定點懸停誤差 等。往往這些誤差存在時，如果在開始發(fā)生誤差時能夠提供一個較為準確的數據(即誤差 值)，再依據該數據去克服修補這些誤差，就能使飛機回復到穩(wěn)定狀態(tài)。但是，在現有技術 中，由于控制單元簡單，離散性大，精度不高，通常不能提供較為準確的數據。同時，微型無 人旋翼飛行器的型號眾多，其主控平臺也較多，容易造成開發(fā)的工作差異較大，帶來飛控數 據的不準確。由于數據的不準確，直接導致該無人直升機的操作人員難于操作，其操作稍偏 差較大時，由于數據不準確，偏離預知的方向遠，就可能造成墜機。大大限制了無人機的研 發(fā)與推廣，遠遠不能滿足微型無人旋翼飛行器在軍用、工業(yè)及民用領域的需要。

發(fā)明內容
本發(fā)明要解決的技術問題在于，針對現有技術的上述不能得到準確的誤差數據、 難于操控的缺陷，提供一種可以得到較為準確的誤差數據、容易操作的微型無人旋翼飛行 器的飛行狀態(tài)控制方法及裝置。本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案是構造一種微型無人旋翼飛行器的飛 行狀態(tài)控制方法，其特征在于，包括如下步驟A)取得當前實際飛行狀態(tài)數據；B)數據處理單元比較所述當前實際飛行狀態(tài)數據與當前標準飛行狀態(tài)數據，得到 飛行狀態(tài)誤差信號；C)輸出所述飛行狀態(tài)誤差信號到主控平臺；D)返回步驟A)。在本發(fā)明所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法中，所述實際飛行狀態(tài) 數據包括單獨取得的實際航向數據、實際橫向角數據和實際俯仰角數據。在本發(fā)明所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法中，所述步驟A)進一 步包括Al)取得并行的所述實際橫向角數據并輸送到數據處理單元；A2)取得并行的所述實際俯仰角數據并輸送到數據處理單元；A3)取得串行的所述實際航向數據并輸送到數據處理單元，所述實際航向數據包 括三個角度值。
在本發(fā)明所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法中，所述步驟B)進一 步包括Bi)所述實際俯仰角數據通過卡爾曼濾波算法得到俯仰角誤差信號；B2)所述實際橫向角數據通過卡爾曼濾波算法得到橫向角誤差信號；B3)所述實際航向數據通過卡爾曼濾波算法得到航向誤差信號；B4)形成誤差信號并輸送到主控平臺。在本發(fā)明所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法中，所述步驟D)還進 一步包括如下步驟Dl)更新所述主控平臺標準飛行狀態(tài)數據；D2)返回步驟A)。本發(fā)明還涉及一種微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置，包括數據處理單元用于接收標準飛行狀態(tài)數據以及實際飛行狀態(tài)數據，并將所述標 準飛行狀態(tài)數據和實際狀態(tài)飛行數據進行運算，形成并輸出誤差信號；實際狀態(tài)數據取得單元用于取得該飛行器的實際飛行狀態(tài)數據，并將所述數據 傳送到所述控制及數據處理單元；主控平臺用于接收所述控制及處理單元輸出的誤差信號，并依據所述誤差信號 控制該飛行器的相關部件動作。在本發(fā)明所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置中，所述實際飛行狀態(tài) 取得單元包括航向取得模塊、橫向角度取得模塊和俯仰角取得模塊，所述航向取得模塊、橫 向角度取得模塊和俯仰角取得模塊分別與所述數據處理單元通過不同的輸入端連接。在本發(fā)明所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置中，所述數據處理單元 包括微控制器，所述橫向角度取得模塊和俯仰角取得模塊分別將其檢測到的狀態(tài)形成航 磁、角速度和加速度數據且并行傳送到所述微控制器的不同輸入端；所述航向取得模塊將 其取得的數據通過所述微控制器的I2C接口串行傳送到所述微控制器。在本發(fā)明所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置中，所述數據處理單元 包括三個卡爾曼濾波算法模塊以及輪詢控制模塊，所述輪詢控制模塊分別控制所述卡爾曼 濾波算法模塊的輸出與所述誤差信號輸出連接，所述三個卡爾曼濾波算法模塊的輸入分別 與所述橫向角度取得模塊輸入端、俯仰角取得模塊的輸入端以及I2C接口連接。在本發(fā)明所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置中，所述微控制器還包 括用于與主控平臺通信、接收主控平臺送來的標準狀態(tài)數據的SPI接口。實施本發(fā)明的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法及裝置，具有以下有益效 果由于分別對實際的飛行狀態(tài)數據采用了單獨取得方法，并在數據處理單元對上述取得 的飛行狀態(tài)數據進行卡爾曼濾波運算，從而得到其誤差信號，不需要主控平臺處理上述數 據，因此，上述飛行狀態(tài)數據及誤差信號的取得較為及時、準確，不會與主控平臺的操作相 沖突。所以，其誤差信號較為準確、操作較為容易。


圖1是本發(fā)明微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法及裝置實施例中的方法 流程圖2是所述實施例中裝置的邏輯框圖；圖3是所述實施例中裝置的電路原理圖。
具體實施例方式下面將結合附圖對本發(fā)明實施例作進一步說明。如圖1所示，在本發(fā)明微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法及裝置實施例 中，其飛行狀態(tài)的控制方法包括如下步驟步驟Sll取得并行的實際橫向角數據我們知道，對于無人機而言，其具體的飛行 狀態(tài)，包括高度、速度、方向以及俯仰角等等，都是通過接收遙控控制端發(fā)射的無線信號而 得到的；通常，遙控控制端的操作人員使用搖桿的設備輸入希望該無人機的飛行數據，通過 無線傳輸的方式發(fā)送到無人機上，理想的情況下，無人機的飛行狀態(tài)應該是與上述數據相 符合的。我們將上述接收到的、操作人員希望無人機能夠達到的飛行狀態(tài)數據稱為標準飛 行狀態(tài)數據，依據該數據產生的飛行控制信號為標準飛行控制信號。但是，由于我們的環(huán)境 不可能是理想的，例如，會有側風是飛行器產生橫向的移動，上升的氣流可能是飛行器的高 度及俯仰角產生一定的變化等等，因此，需要得知飛行器當前實際上的飛行狀態(tài)數據，我們 稱為實際飛行狀態(tài)數據，將實際飛行狀態(tài)數據與標準飛行狀態(tài)數據之中的相同的參數之間 相比較，即可以得到二者之間的差別，也就是我們所講的誤差數據，該誤差信號所產生的飛 行控制信號為誤差飛行控制信號。這樣，在實際的環(huán)境中，誤差飛行控制信號就能較為準確 地控制當前的飛行狀態(tài)，使之符合標準飛行狀態(tài)數據所表示的飛行狀態(tài)。當然，不管在本實 施例中還是在其他實施例中，上述的標準飛行狀態(tài)數據及其產生的標準飛行控制信號、誤 差數據及其產生的誤差飛行控制信號都是在不斷變化的，這里所描述的過程只是其時間軸 上的一點或一段的過程，實際上，該過程是不斷重復進行的。在本步驟中，由一個獨立的橫 向角數據取得模塊取得該微型無人旋翼飛行器的實際的橫向角數據，在本實施例中，該橫 向角數據取得模塊專用于取得橫向角數據，其取得的橫向角數據直接傳送給下一步進行數 據處理的數據處理單元。上述橫向角數據包括航磁、角速度和加速度(分別表示為X軸、Y 軸及Z軸)，這些數據是并行傳送到控制及數據處理模塊的。步驟S12取得并行的實際俯仰角數據在本步驟中，由一個獨立的俯仰角數據取 得模塊取得該微型無人旋翼飛行器的實際的俯仰角數據，在本實施例中，該俯仰角數據取 得模塊專用于取得俯仰角數據，其取得的俯仰角數據直接傳送給下一步進行數據處理的數 據處理單元。上述俯仰角數據包括航磁、角速度和加速度(分別表示為X軸、Y軸及Z軸)， 這些數據是并行傳送到控制及數據處理模塊的。步驟S13取得串行的實際航向數據在本步驟中，由一個獨立的航向數據取得模 塊取得該微型無人旋翼飛行器的實際的航向數據，在本實施例中，該航向數據取得模塊專 用于取得航向數據，其取得的航向數據通過串行接口傳送給下一步進行數據處理的數據處 理單元。由于上述航向數據包括航磁、角速度和加速度(分別表示為X軸、Y軸及Z軸)，而 上述航向數據是串行傳送的，因此，在航向數據取得模塊中，是按照一定的順序依次取得上 述航磁、角速度以及加速度的數據，但是其輸出確是一個固定的端口，這樣使得這些數據轉 換為串行的數據，同時，上述并串轉換過程中，使得信號符合I2C接口的規(guī)范，這些數據通過 I2C接口傳送到數據處理模塊。
上述步驟Sll到S13示范了一種取得實際飛行狀態(tài)數據的例子，在其他實施例中， 也可以不按上述順序來取得這些數據，例如取得這些數據的順序也可以是S13、S12和S11， 但是，這是在控制及數據處理單元中的處理順序也要做出相應改動才行，否則，仍會出現等 待時間較長從而帶來數據準確度不高的問題。步驟S14實際橫向角數據做卡爾曼濾波運算得到橫向角誤差信號在本步驟中， 數據處理單元將得到的實際橫向角數據以及標準飛行狀態(tài)數據中的標準橫向角數據進行 卡爾曼濾波運算，得到橫向角誤差信號。步驟S15實際俯仰角數據做卡爾曼濾波運算得到俯仰角誤差信號在本步驟中， 數據處理單元將得到的實際俯仰角數據以及標準飛行狀態(tài)數據中的標準俯仰角數據進行 卡爾曼濾波運算，得到俯仰角誤差信號。步驟S16實際航向數據做卡爾曼濾波運算得到航向誤差信號在本步驟中，數據 處理單元將得到的實際航向數據以及標準飛行狀態(tài)數據中的標準航向數據進行卡爾曼濾 波運算，得到航向誤差信號。在本實施例中，由于輸入的實際航向數據是串行的，因此，需要 在對其運算之前將其轉換為并行的數據。步驟S17得到并輸出誤差信號直到本步驟，上述各數據取得、數據處理等步驟都 是在數據處理單元中實現的，而不是在傳統(tǒng)的主控平臺上述實現的。也就是說，在本發(fā)明 中，將當前的飛行狀態(tài)的數據取得、處理等步驟從主控平臺上剝離，使得進入主控平臺的信 號是已經處理好的誤差信號，從而節(jié)省主控平臺的處理時間，使得控制信號更加貼近當前 飛行器的狀態(tài)。這樣做以增加一個數據處理單元為代價，換取主控平臺的處理時間；同時， 在眾多的飛行器主控平臺的情況下，將數據處理單獨分出來的另外一個好處是淡化了主控 平臺的特點，不管何種主控平臺，都可以外掛上述數據處理單元，使得主控平臺的開發(fā)變?yōu)?只需要專注于控制，降低了主控平臺的開發(fā)難度。實際上，在上述數據處理單元中處理數據 的原理及方法，與傳統(tǒng)的在主控平臺上的數據處理還是存在一定的相似的。在本步驟中，將 上述各個誤差信號組合后得到總的誤差信號并輸出該誤差信號到主控平臺，主控平臺依據 該誤差信號產生控制飛行器舵面或發(fā)動機或其他調節(jié)機構的控制波形，控制該飛行器。值得一提的是，上述步驟S14到步驟S17并非是完全意義上按照上述順序的，實 際上，誤差信號的產生還是有一定時間的，因此，不會等到產生出一個完整的誤差信號在輸 出。在實際應用中，誤差信號一開始產生就開始輸出。所以，在步驟S17主控平臺已經開始 輸出橫向角控制波形時，上述步驟S15或步驟S16可能還在執(zhí)行，總之，上述步驟是不間斷 的，其主控平臺的輸出波形也是不間斷的。步驟S18更新標準飛行狀態(tài)數據在本步驟中，主控平臺在取得上述誤差信號后， 產生控制波形，同時更新標準飛行數據，該標準飛行數據作為當前飛行控制的基準，與下一 次取得的上述實際橫向角、實際俯仰角、實際航向數據比較，再次得出誤差信號，因此，該標 準飛行狀態(tài)數據將輸送到上述數據處理單元，執(zhí)行本步驟之后，返回步驟S11。在前面已經描述過，上述步驟S11-S18是不斷重復的，同時，標準飛行狀態(tài)數據也 是不間斷的，這些標準飛行狀態(tài)數據由遙控端通過無線傳輸到主控平臺，主控平臺再將其 傳送到上述數據處理單元。在本實施例中，不管該標準飛行狀態(tài)數據是否變化，其傳送都會 進行，因此，上述更新也會不斷地進行，這樣，不斷變換的標準飛行狀態(tài)數據加上不斷取得 的、不斷變化的實際飛行狀態(tài)數據，使得操作人員可以連續(xù)地、準確地控制該微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)，從而達到本發(fā)明的目的。本實施例還涉及一種控制飛行狀態(tài)的裝置，如圖2所示，該裝置包括數據處理單 元3、實際狀態(tài)數據取得單元20以及主控平臺10，其中，數據處理單元3用于接收標準飛行 狀態(tài)數據以及實際飛行狀態(tài)數據，并將標準飛行狀態(tài)數據和實際狀態(tài)飛行數據通過運算， 形成并輸出誤差信號；實際狀態(tài)數據取得單元20用于取得該飛行器的實際飛行狀態(tài)數據， 并將這些數據傳送到數據處理單元3 ；主控平臺10用于接收數據處理單元3輸出的誤差信 號，并依據這些誤差信號控制該飛行器的相關部件動作。在本實施例中，主控平臺10由遙 控端(圖中未示出)接收其發(fā)送的標準飛行狀態(tài)數據，并將該數據傳送到上述數據處理單 元3 ；同時，主控平臺10依據其接收到的誤差信號，產生控制波形，控制飛行器的狀態(tài)調整 裝置，例如，舵面、發(fā)動機等動作，以調節(jié)飛行器狀態(tài)。如圖2所示，在本實施例中，上述實際狀態(tài)數據取得單元20包括實際航向取得模 塊1、實際俯仰角取得模塊22以及實際橫向角取得模塊5，其中航向取得模塊1、橫向角度取 得模塊5和俯仰角取得模塊22分別與數據處理單元3通過數據處理單元3的不同的輸入 端連接。由于在本實施例中，數據處理模塊3為一微控制器，因此，橫向角度取得模塊5和 俯仰角取得模塊22與該微控制器的不同的輸入端并行連接，橫向角度取得模塊5和俯仰角 取得模塊22分別將其檢測到的表示其橫向角度及俯仰角度的數據形成航磁、角速度和加 速度數據且并行傳送到該微控制器的不同輸入端；而航向取得模塊1則將其取得的數據形 成符合I2C接口標準的串行信號，通過微控制器的I2C接口串行傳送到微控制器。在本實施例中，數據處理模塊3包括三個卡爾曼濾波算法模塊以及輪詢控制模塊 (圖中均未示出)，輪詢控制模塊分別控制所述卡爾曼濾波算法模塊的輸出與所述誤差信 號輸出連接，三個卡爾曼濾波算法模塊的輸入分別與所述橫向角度取得模塊輸入端、俯仰 角取得模塊的輸入端以及I2C接口連接。當然在其他實施例中也可以通過其他的方式使得 各個卡爾曼濾波算法模塊的輸出端輸出的誤差信號組合為單一的誤差信號輸出。在本實施例中，微控制器(即數據處理模塊3)還有與主控平臺10通信、接收主控 平臺10送來的標準飛行狀態(tài)數據的SPI接口。主控平臺10不斷地將其由無線遙控器接收 到的標準飛行狀態(tài)數據通過上述SPI接口傳送到數據處理模塊3。圖3是本實施例中控制飛行狀態(tài)裝置的電路圖，圖中航向取得模塊1的偏角數據 從ICl的PIN20、PINl (I2C接口)輸入，調試接口 2便于程序編寫；數據處理模塊3為ARM CPU,負責處理表示實際飛行狀態(tài)的9軸數據；SPI通信接口 4，可方便與外系統(tǒng)或主控平臺 通信，接收標準飛行狀態(tài)數據；實際橫向角取得模塊5為一陀螺儀；ARM CPU的啟動方式接 口 6用于選擇其啟動方式；RS-232通信接口 7在一些實施例中用于傳送誤差信號；石英晶 體8用于產生振蕩波形，提供給上述ARM CPU ；USB接口 9，用于在本實施例及一些實施例中 傳輸上述誤差信號；主控平臺10的作用上面已有描述；同時，系統(tǒng)中還包括LDO電壓調節(jié) 器11，RESET復位芯片IC12等等。系統(tǒng)IC3上電后，系統(tǒng)查找配置J2把Rl拉低，IC3系統(tǒng)內部FLASH引導，初始化 配置系統(tǒng)外部端口。IC2上電得到電壓，IC2在靜止或移動狀態(tài)腳1B，IC都有輸出電壓，該 輸出電壓量對應的是一個角度值，通過公式計算可以獲得該值，把電壓值送到系統(tǒng)IC3腳 14，15，20，再A/D轉換，該系統(tǒng)采用了卡爾曼濾波算法處理，輸出無漂移、抖動的航向信息， 來穩(wěn)定控制橫滾，把這些信息通過高USB，或RS232串口通信的標準輸出。IC5上電得到電壓，IC5在靜止或移動狀態(tài)腳Pimo，8，12都有輸出電壓，該輸出電壓量對應的是一個角度 值，通過公式計算可以獲得該值，把電壓值送到系統(tǒng)IC3腳21，22，23，再A/D轉換，該系統(tǒng) 采用了卡爾曼濾波算法處理，輸出無漂移、抖動的航向信息，來穩(wěn)定控制俯仰，把這些信息 通過高USB，或RS232串口通信的標準輸出。ICl上電得到電壓，ICl在靜止或移動狀態(tài)腳 PIN 20，1，I2C都有數據輸出，該系統(tǒng)采用了卡爾曼濾波算法處理，輸出無漂移、抖動的航向 信息，來穩(wěn)定控制航向信息，把這些信息通過高USB，或RS232串口通信的標準輸出。ICl內 部裝有一傳感裝置，裝置內部有一個復用器，該復用器連接在傳感器與放大器之間，放大器 接ADC電路，該復用器能在幾微秒內塊數測到三個傳感器的值，放大器得到XYZ傳感器輸出 電壓，ADC連接可編程邏輯輸出數據。這些I2C串行數據發(fā)送系統(tǒng)IC3 PIN57，58進行下一 不處理?？傊?，該磁航能準確測量地磁磁場方向，通過其轉動來產生一個夾角量來修補航向 數據。由于9軸傳感采用統(tǒng)一算法處理，在輸出端有一高精度的數據。在本實施例中，該裝置的還有一大特點就是金屬外殼材料采用了 4毫米厚鋁合 金材料將整個電路板密封在盒內，螺絲釘全部采用銅螺絲，防止外界強磁場干擾到該裝置， 造成數據的偏差。它具備有兼容各種處理器的通信端口，滿足不同的接口需要。以上所述實施例僅表達了本發(fā)明的幾種實施方式，其描述較為具體和詳細，但并 不能因此而理解為對本發(fā)明專利范圍的限制。應當指出的是，對于本領域的普通技術人員 來說，在不脫離本發(fā)明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進，這些都屬于本發(fā)明的保 護范圍。因此，本發(fā)明專利的保護范圍應以所附權利要求為準。
權利要求
一種微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法，其特征在于，包括如下步驟A)取得當前實際飛行狀態(tài)數據；B)數據處理單元比較所述當前實際飛行狀態(tài)數據與當前標準飛行狀態(tài)數據，得到飛行狀態(tài)誤差信號；C)輸出所述飛行狀態(tài)誤差信號到主控平臺；D)返回步驟A)。
2.根據權利要求1所述的飛行狀態(tài)控制方法，其特征在于，所述實際飛行狀態(tài)數據包 括單獨取得的實際航向數據、實際橫向角數據和實際俯仰角數據。
3.根據權利要求2所述的飛行狀態(tài)控制方法，其特征在于，所述步驟A)進一步包括 Al)取得并行的所述實際橫向角數據并輸送到數據處理單元；A2)取得并行的所述實際俯仰角數據并輸送到數據處理單元； A3)取得串行的所述實際航向數據并輸送到數據處理單元，所述實際航向數據包括三 個角度值。
4.根據權利要求3所述的飛行狀態(tài)控制方法，其特征在于，所述步驟B)進一步包括 BD所述實際俯仰角數據通過卡爾曼濾波算法得到俯仰角誤差信號；B2)所述實際橫向角數據通過卡爾曼濾波算法得到橫向角誤差信號； B3)所述實際航向數據通過卡爾曼濾波算法得到航向誤差信號； B4)形成誤差信號并輸送到主控平臺。
5.根據權利要求1-4任意一項所述的飛行狀態(tài)控制方法，其特征在于，所述步驟D)還 進一步包括如下步驟Dl)更新所述主控平臺的標準飛行狀態(tài)數據； D2)返回步驟A)。
6.一種微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置，其特征在于，包括數據處理單元用于接收標準飛行狀態(tài)數據以及實際飛行狀態(tài)數據，并將所述標準飛 行狀態(tài)數據和實際狀態(tài)飛行數據進行運算，形成并輸出誤差信號；實際狀態(tài)數據取得單元用于取得該飛行器的實際飛行狀態(tài)數據，并將所述數據傳送 到所述控制及數據處理單元；主控平臺用于接收所述控制及處理單元輸出的誤差信號，并依據所述誤差信號控制 該飛行器的相關部件動作。
7.根據權利要求6所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置，其特征在于，所 述實際飛行狀態(tài)取得單元包括航向取得模塊、橫向角度取得模塊和俯仰角取得模塊，所述 航向取得模塊、橫向角度取得模塊和俯仰角取得模塊分別與所述數據處理單元通過不同的 輸入端連接。
8.根據權利要求7所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置，其特征在于，所 述數據處理單元包括微控制器，所述橫向角度取得模塊和俯仰角取得模塊分別將其檢測到 的狀態(tài)形成航磁、角速度和加速度數據且并行傳送到所述微控制器的不同輸入端；所述航 向取得模塊將其取得的數據通過所述微控制器的I2C接口串行傳送到所述微控制器。
9.根據權利要求8所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置，其特征在于，所 述數據處理單元包括三個卡爾曼濾波算法模塊以及輪詢控制模塊，所述輪詢控制模塊分別控制所述卡爾曼濾波算法模塊的輸出與所述誤差信號輸出連接，所述三個卡爾曼濾波算法 模塊的輸入分別與所述橫向角度取得模塊輸入端、俯仰角取得模塊的輸入端以及I2C接口 連接。
10.根據權利要求9所述的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置，其特征在于，所 述微控制器還包括用于與主控平臺通信、接收主控平臺送來的標準狀態(tài)數據的SPI接口。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法，包括如下步驟取得當前實際飛行狀態(tài)數據；數據處理單元比較所述當前實際飛行狀態(tài)數據與當前標準飛行狀態(tài)數據，得到飛行狀態(tài)誤差信號；輸出所述飛行狀態(tài)誤差信號到主控平臺；返回開始步驟。本發(fā)明還涉及一種微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制裝置。實施本發(fā)明的微型無人旋翼飛行器的飛行狀態(tài)控制方法及裝置，具有以下有益效果由于分別對實際的飛行狀態(tài)數據采用了單獨取得方法，并在數據處理單元對上述取得的飛行狀態(tài)數據進行卡爾曼濾波運算，從而得到其誤差信號，不需要主控平臺處理上述數據。因此，上述飛行狀態(tài)數據及誤差信號的取得較為及時、準確，不會與主控平臺的操作相沖突。所以，其誤差信號較為準確、操作較為容易。
文檔編號G05D1/08GK101881971SQ20101021149
公開日2010年11月10日 申請日期2010年6月25日 優(yōu)先權日2010年6月25日
發(fā)明者劉少兵 申請人:深圳市東方華創(chuàng)投資有限公司