專利名稱：民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種仿真試驗(yàn)平臺。特別是涉及一種可以提供一個(gè)高效的研發(fā)輔助平臺，進(jìn)一步提高飛行器設(shè)計(jì)過程中飛行安全性和可靠性的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺。
背景技術(shù)：
無人駕駛飛行器(UAV)，簡稱無人機(jī)，是一種以無線電遙控或自身程序控制為主的無人駕駛飛行器，誕生于20世紀(jì)初期。微小型無人機(jī)(SUAV) —般指翼展在ail左右、起飛重量在15kg以下的無人機(jī)。微小型無人機(jī)用途廣泛，可用于觀測、勘探等民用用途，也可用于軍事訓(xùn)練。由于飛機(jī)體積小、重量輕、靈活機(jī)動、成本低，所以微小型無人機(jī)顯示出極大的優(yōu)越性。微小型無人機(jī)除了無線電遙控飛行外，常常還需要實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航。為了實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航，無人機(jī)必需裝有自動駕駛儀，由于小型無人機(jī)易受外界環(huán)境因素干擾，那么就要求飛行控制系統(tǒng)具有實(shí)時(shí)性、可靠性和嵌入性等特點(diǎn)。這樣對設(shè)計(jì)出的控制算法的仿真也成為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)者需要解決的問題。通常的數(shù)字仿真和半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)不能很好的模擬出飛機(jī)飛行真實(shí)環(huán)境中的不確定因素。
發(fā)明內(nèi)容本實(shí)用新型所要解決的技術(shù)問題是，提供一種可以作為小型無人飛行器系統(tǒng)的試驗(yàn)仿真平臺，對飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中的控制算法進(jìn)行測試與分析，為評價(jià)控制系統(tǒng)控制效果和改進(jìn)控制系統(tǒng)提供一個(gè)很好的參考，也可以用作大批量數(shù)據(jù)采集，數(shù)據(jù)傳輸，數(shù)據(jù)鏈，伺服控制系統(tǒng)控制仿真的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺。本實(shí)用新型所采用的技術(shù)方案是一種民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，包括有設(shè)置在飛行器中的機(jī)載部分和向機(jī)載部分提供電源的動力電源單元，設(shè)置在地面的通過數(shù)據(jù)鏈與機(jī)載部分進(jìn)行通信的地面監(jiān)控系統(tǒng)，所述的機(jī)載部分包括依次相連的傳感器單元、中央處理器單元、模擬開關(guān)和舵機(jī)組單元，所述的中央處理器單元還連接與第一接收天線相連的機(jī)載數(shù)傳電臺，所述的地面監(jiān)控系統(tǒng)包括有依次相連的手動駕駛機(jī)構(gòu)、計(jì)算機(jī)、轉(zhuǎn)換電路和地面數(shù)傳電臺，所述的地面數(shù)傳電臺設(shè)置有與所述的第一接收天線相對應(yīng)的第一發(fā)射天線。所述的機(jī)載部分中的模擬開關(guān)還連接與第二接收天線相連的遙控接收機(jī)，所述的地面監(jiān)控系統(tǒng)中還設(shè)置有手動遙控器，所述的手動遙控器設(shè)置有與所述的第二接收天線相對應(yīng)的第二發(fā)射天線。所述的傳感器單元包括有通過第一電平轉(zhuǎn)換電路與中央處理器單元相連的GPS 接收機(jī)、通過第二電平轉(zhuǎn)換電路與中央處理器單元相連的慣性測量單元以及分別通過信號處理電路與中央處理器單元相連的高度傳感器和空速傳感器。所述的機(jī)載數(shù)傳電臺通過第三電平轉(zhuǎn)換電路與中央處理器單元相連。所述的舵機(jī)組單元包括有升降舵、副翼、油門和方向舵。[0009]所述的遙控接收機(jī)還通過信號處理電路連接中央處理器單元。本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，以實(shí)際物理大氣環(huán)境為背景，提供一個(gè)安全可靠的無人駕駛飛行器的真實(shí)的飛行環(huán)境。系統(tǒng)通過設(shè)定飛行器的俯仰角、橫滾角、高度空速、起始點(diǎn)和目標(biāo)點(diǎn)等信息，通過實(shí)際的無人飛行器在低空環(huán)境下的飛行試驗(yàn)來測試姿態(tài)控制律和導(dǎo)航、制導(dǎo)控制算法的實(shí)際效果。無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺可以提供一個(gè)高效的研發(fā)輔助平臺，能夠?yàn)樵u價(jià)控制系統(tǒng)控制效果和改進(jìn)控制系統(tǒng)提供一個(gè)很好的參考，以便用于對飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中的控制算法進(jìn)行測試與分析，降低研發(fā)成本，進(jìn)而提高控制設(shè)計(jì)的效率，進(jìn)一步提高飛行器設(shè)計(jì)過程中的飛行安全性和可靠性。

圖1是本實(shí)用新型的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖；圖2是本實(shí)用新型機(jī)載部分構(gòu)成結(jié)構(gòu)框圖；圖3是主程序流程圖；圖4是數(shù)據(jù)采集和處理流程圖；圖5是地面數(shù)據(jù)報(bào)告解析流程圖。其中1:動力電源單元2:傳感器單元3:中央處理器單元4:模擬開關(guān)5:舵機(jī)組單元6:機(jī)載數(shù)傳電臺7 遙控接收機(jī)8 第一接收天線9:第二接收天線10:手動駕駛機(jī)構(gòu)11 計(jì)算機(jī)12 轉(zhuǎn)換電路13:地面數(shù)傳電臺14:手動遙控器15 第一發(fā)射天線16 第二發(fā)射天線21:GPS接收機(jī)22:慣性測量單元23 高度傳感器M 空速傳感器31 第一電平轉(zhuǎn)換電路32 第二電平轉(zhuǎn)換電路33:信號處理電路34:第三電平轉(zhuǎn)換電路35:信號處理電路36:復(fù)位、電源37:存儲器38 JTAG 接口51 升降舵52 副翼53:油門54:方向舵
具體實(shí)施方式
下面結(jié)合實(shí)施例和附圖對本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺做出詳細(xì)說明。如圖1所示，本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，包括有設(shè)置在飛行器中的機(jī)載部分A和向機(jī)載部分A提供電源的動力電源單元1，設(shè)置在地面的通過數(shù)據(jù)鏈(數(shù)據(jù)鏈的主要特點(diǎn)是信息按照規(guī)定的格式，實(shí)時(shí)、自動、保密地進(jìn)行傳輸和交換， 從而實(shí)現(xiàn)信息資源的共享，最大限度地提高相互的協(xié)調(diào)能力和整體的傳輸效能。)與機(jī)載部分A進(jìn)行通信的地面監(jiān)控系統(tǒng)B，所述的機(jī)載部分A包括依次相連的傳感器單元2、中央處理器單元3、模擬開關(guān)4和舵機(jī)組單元5，所述的舵機(jī)組單元5包括有升降舵51、副翼52、油門53和方向舵M。舵機(jī)組單元5用于接收來自用中央處理器PWM信號發(fā)生器發(fā)出的控制信號，從而改變飛機(jī)的飛行軌跡和姿態(tài)。所述的中央處理器單元3還連接與第一接收天線 8相連的機(jī)載數(shù)傳電臺6，所述的機(jī)載數(shù)傳電臺6通過第三電平轉(zhuǎn)換電路34與中央處理器單元3相連，用于接收來自地面站的控制指令和遙控信號。所述的機(jī)載數(shù)傳電臺6采用型號為FY606數(shù)傳模塊的芯片。所述的地面監(jiān)控系統(tǒng)B包括有依次相連的手動駕駛機(jī)構(gòu)10、 計(jì)算機(jī)11、轉(zhuǎn)換電路12和地面數(shù)傳電臺13，所述的地面數(shù)傳電臺13設(shè)置有與所述的第一接收天線8相對應(yīng)的第一發(fā)射天線15。本實(shí)用新型中所述的中央處理器單元3采用型號為 TMS320F28335的微處理器。如圖2所示，所述的機(jī)載部分A中的模擬開關(guān)4還連接與第二接收天線9相連的遙控接收機(jī)7，所述的地面監(jiān)控系統(tǒng)B中還設(shè)置有手動遙控器14，所述的手動遙控器14設(shè)置有與所述的第二接收天線9相對應(yīng)的第二發(fā)射天線16，所述的模擬開關(guān)4采用型號為 ⑶4053的芯片。所述的遙控接收機(jī)7還通過信號處理電路35連接中央處理器單元3，所述的信號處理電路35采用型號為LM358的芯片。當(dāng)飛機(jī)自動控制出現(xiàn)錯誤時(shí)，通過地面軟件強(qiáng)制切換到收到遙控，以便飛機(jī)能夠安全著陸。所述的傳感器單元2包括有通過第一電平轉(zhuǎn)換電路31與中央處理器單元3相連的GPS接收機(jī)21、通過第二電平轉(zhuǎn)換電路32與中央處理器單元3相連的慣性測量單元22 以及分別通過信號處理電路33與中央處理器單元3相連的高度傳感器23和空速傳感器 24。本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺的地面監(jiān)控系統(tǒng)B中手動駕駛機(jī)構(gòu)10采用現(xiàn)有的飛機(jī)模擬裝置，與計(jì)算機(jī)11連接，當(dāng)飛機(jī)自動控制出現(xiàn)錯誤時(shí)，例如出現(xiàn)俯仰角過大、橫滾角過大，高空失速等情況時(shí)通過地面軟件強(qiáng)制切換手動駕駛模式，以便于飛機(jī)平穩(wěn)飛行時(shí)再進(jìn)行其它實(shí)驗(yàn)。地面數(shù)傳電臺13與計(jì)算機(jī)11連接，它們之間通過串口轉(zhuǎn)USB的轉(zhuǎn)換電路連接，用于發(fā)送控制指令和來自手動駕駛機(jī)構(gòu)的控制信號。手動遙控器14單獨(dú)放置于地面監(jiān)控系統(tǒng)，當(dāng)?shù)孛鏀?shù)傳電臺13出現(xiàn)故障或者通信連路出現(xiàn)中斷等情況時(shí)用手動遙控器控制無人飛行器物理模型安全著陸。本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺所涉及的部件垂直陀螺儀為CS-VG-03型垂直陀螺儀；空速傳感器型號為Airspeed MicroSensor V3 ；高度傳感器型號為Altimeter MicroSensor V3 ；數(shù)傳電臺型號為FY606 數(shù)傳模塊；GPS為JUPITER12。本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺的機(jī)載部分A 1)物理仿真模型選擇比例尺寸和某型微小型無人機(jī)為1 1的模型?；弥醒胩幚韱卧?選擇TMS320F28335 DSP芯片，該器件的精度高，成本低，功耗小，性能高，外設(shè)集成度高，數(shù)據(jù)以及程序存儲量大。其具有150MHz的高速處理能力，具備 32位浮點(diǎn)處理單元，6個(gè)DMA通道支持ADC、McBSP和EMIF，有多達(dá)18路的PWM輸出，其中有6路為更高精度的PWM輸出(HRPWM)，12位16通道ADC。其浮點(diǎn)運(yùn)算單元使得用戶可快速編寫控制算法而無需在處理小數(shù)操作上耗費(fèi)過多的時(shí)間和精力，從而簡化軟件開發(fā)，縮短開發(fā)周期，降低開發(fā)成本。中央處理單元3用于處理地面站發(fā)送來的控制指令和來自傳感器反饋信息，并按照控制規(guī)律產(chǎn)生PWM波通過控制舵機(jī)組來控制飛機(jī)的飛行軌跡和姿態(tài)。3) GPS接收機(jī)21與中央處理單元3連接，由于選用的GPS采用的是CMOS電平，通過串口擴(kuò)展電路連接到DSP的異步串口 SCIA，為無人飛行器物理模型的飛行提供經(jīng)度，緯度，高度，仰角，速度，航向，時(shí)間等信息。4) IMU模塊22與中央處理單元3連接，由于選用的IMU采用的通訊協(xié)議為RS422， 通過轉(zhuǎn)換電路連接到DSP的異步串口 SCIB，為無人飛行器物理模型的飛行提供三個(gè)軸的加速度，三個(gè)軸的角速率，以及俯仰角，橫滾角等信息。5)高度傳感器23、空速傳感器M和中央處理單元3連接，掛接在DSP的I2C總線上，為無人飛行器物理模型的飛行提供高度和空速信息。6)機(jī)載數(shù)傳電臺6和中央處理單元3連接，用于接收來自地面站的控制指令和遙控信號，以及定時(shí)的向地面監(jiān)控系統(tǒng)發(fā)送無人飛行器物理模型在飛行時(shí)的位置和姿態(tài)信肩、ο7)自動強(qiáng)制切換到信號處理電路35和中央處理單元3連接，當(dāng)機(jī)載數(shù)傳電臺6出現(xiàn)故障或者通信連路出現(xiàn)中斷等情況時(shí)，用于接收來自遙控接收機(jī)7的一路信號，并經(jīng)過信號放大和比較電路產(chǎn)生一個(gè)自動強(qiáng)制轉(zhuǎn)換為手動的外部中斷信號。8)復(fù)位、電源36和中央處理單元3連接，為DSP、傳感器單元、機(jī)載數(shù)傳電臺6以及外圍電路供電。9) JTAG接口 38和中央處理單元3連接，用于地面調(diào)試和燒寫程序時(shí)實(shí)用。10)模擬開關(guān)4和中央處理單元3連接，當(dāng)接收到來自DSP的模擬開關(guān)控制信號時(shí)，切換到相應(yīng)的接通方式。默認(rèn)狀態(tài)下連通的是來自DSP的PWM信號和舵機(jī)組，當(dāng)需要切換到手動遙控時(shí)，模擬開關(guān)接通來自遙控接收機(jī)的信號和舵機(jī)組。11)舵機(jī)組5和中央處理單元3連接，用于接收來自用中央處理單元3PWM信號發(fā)生器發(fā)出的控制信號或地面手動遙控器的遙控信號，從執(zhí)行相應(yīng)的動作以改變飛機(jī)的飛行軌跡和姿態(tài)。本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺的軟件部分1)主程序部分中央處理單元中燒寫的程序包括頭文件，系統(tǒng)初始化函數(shù)，外部接口初始化函數(shù) (事件管理器初始化函數(shù)、SCI串口初始化函數(shù)、I2C總線初始化函數(shù))，飛行控制算法，中斷服務(wù)子程序(事件管理器中斷服務(wù)程序、SCI串口接收和發(fā)送中斷服務(wù)程序、外部中斷服務(wù)程序)，以及PWM波信號發(fā)生函數(shù)等。具體的操作流程圖如附圖3所示。2)數(shù)據(jù)采集和發(fā)送部分中央處理單元采集來自GPS，IMU,高度傳感器和空速傳感器的數(shù)據(jù)，提取無人飛行器物理模型的飛行位置和姿態(tài)信息放入緩存器中供飛行控制系統(tǒng)控制無人飛行器物理模型的位姿時(shí)使用，同時(shí)將這些數(shù)據(jù)打包向地面站定時(shí)發(fā)送。具體的操作流程圖如附圖4所示。[0061]3)地面站部分地面軟件對無人飛行器物理模型下傳的周期性數(shù)據(jù)報(bào)告進(jìn)行解析，數(shù)據(jù)報(bào)告的解析流程如附圖5所示。地面站監(jiān)控軟件的主界面中包括定位，發(fā)送控制參數(shù)，獲取飛行參數(shù)，地圖軌跡跟蹤，控制儀表仿真界面等功能模塊。軟件主界面如圖6所示。地面監(jiān)控軟件將解析完畢姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行顯示，并在虛擬的儀表上顯示，飛行參數(shù)顯示界面如圖7所示。將獲得的無人飛行器物理模型位置信息進(jìn)行顯示并在地圖上顯示飛行軌跡。地圖軌跡跟蹤如圖8所示。為了測試飛行控制系統(tǒng)姿態(tài)控制律的控制效果，地面操作人員在軟件界面上給定一個(gè)姿態(tài)信息，發(fā)送控制指令讓飛機(jī)按照這個(gè)指令進(jìn)行飛行， 在控制界面中將實(shí)際的對應(yīng)參數(shù)的實(shí)際值和給定值進(jìn)行比較，以觀察控制效果。地面監(jiān)控系統(tǒng)會根據(jù)飛行參數(shù)對無人飛行器物理模型的飛行狀態(tài)做出判斷，如對飛行時(shí)存在的俯仰角過大，橫滾角過大，高空失速，低空降落等情況報(bào)警。本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺的工作流程如下一、試驗(yàn)前期準(zhǔn)備階段，在已經(jīng)編寫好的程序代碼中寫入需要試驗(yàn)的飛行控制算法，并按平臺提供的無人飛行器物理模型的實(shí)際性能參數(shù)做相應(yīng)的控制參數(shù)調(diào)整，在地面系統(tǒng)調(diào)試無誤后將程序燒寫到中央處理單元中。二、開啟動力和信號電源，地面監(jiān)控系統(tǒng)開啟，準(zhǔn)備試飛。地面監(jiān)控系統(tǒng)發(fā)送控制指令，設(shè)定無人飛行器物理模型飛行路徑、高度、空速等信息，并在地面監(jiān)控系統(tǒng)軟件界面上形成期望軌跡。三、無人飛行器物理模型飛行試驗(yàn)中，物理模型實(shí)時(shí)的向地面監(jiān)控系統(tǒng)發(fā)送無人飛行器物理模型的姿態(tài)信息，地面監(jiān)控系統(tǒng)對物理模型的飛行軌跡進(jìn)行跟蹤，并對飛行狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控并記錄歷史曲線，如果無人飛行器物理模型在飛行中出現(xiàn)故障，則強(qiáng)制切換到手動駕駛模式，使物理模型平穩(wěn)飛行，等無人飛行器物理模型平穩(wěn)飛行后再設(shè)置飛行參數(shù)進(jìn)行試驗(yàn)。四、用手動駕駛機(jī)構(gòu)使無人飛行器物理模型平穩(wěn)飛行，再輸入某個(gè)控制參數(shù)，控制無人飛行器物理模型按照給定姿態(tài)飛行，在地面接收實(shí)時(shí)飛行的對應(yīng)參數(shù)，并在坐標(biāo)軸上表示。形成實(shí)時(shí)的仿真曲線，并對試驗(yàn)效果進(jìn)行分析。五、重復(fù)步驟四進(jìn)行多個(gè)試驗(yàn)，當(dāng)飛行中由于某個(gè)誤動作造成無人飛行器物理模型出現(xiàn)報(bào)警，則重復(fù)步驟三。如果數(shù)傳電臺出現(xiàn)故障，或者系統(tǒng)的通訊出現(xiàn)中斷，則通過地面的手動遙控器強(qiáng)制切換到手動遙控狀態(tài)，以保證飛機(jī)安全著陸。六、對實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，分析控制系統(tǒng)的控制效果。如果控制效果不理想，則可以根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)修改控制參數(shù)，再重復(fù)步驟一到六，直到達(dá)到理想的控制效果為止。下面是選用一種飛行控制算法在本實(shí)用新型的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺進(jìn)行物理仿真試驗(yàn)的實(shí)例—、將這種飛行控制算法編寫成C語言程序代碼寫入實(shí)驗(yàn)平臺已經(jīng)編寫好的模塊化的程序代碼中，進(jìn)行全局變量連接，并按平臺提供的無人飛行器物理模型的實(shí)際性能參數(shù)做相應(yīng)的控制參數(shù)調(diào)整，在地面系統(tǒng)調(diào)試，待調(diào)試無誤后將程序通過圖2所示的JTAG 38 燒寫到中央處理單元3中TMS320M8335 DSP芯片中。二、開啟機(jī)載動力和信號電源1，地面站開啟，準(zhǔn)備試飛。通過圖1所示的手動駕駛機(jī)構(gòu)10使無人飛行器物理模型起飛并且平穩(wěn)飛行，等物理模型平穩(wěn)飛行后切換到自動飛行模式，地面站通過地面站主界面的目標(biāo)參數(shù)區(qū)輸入控制指令，點(diǎn)擊主界面中的發(fā)送控制參數(shù)按鈕，控制指令通過圖1所示的地面數(shù)傳電臺13發(fā)送給圖2所示的機(jī)載數(shù)傳電臺6設(shè)定中央處理單元3起始點(diǎn)、目標(biāo)點(diǎn)。在這里控制參數(shù)設(shè)定如下起始經(jīng)度117.3369°起始緯度3O.IlO6°目標(biāo)經(jīng)度117. 3308°目標(biāo)緯度39. 1093°在無人飛行器物理模型飛行時(shí)，在某一時(shí)刻地面站接收到的數(shù)據(jù)顯示在飛行參數(shù)區(qū)中。經(jīng)度117.3312°緯度39.1096°速度11.48m/s高度33. 68mX 軸加速度-0. 004gY 軸角速率-0. IOOgZ 軸角速率-1. OOOgX 軸角速率-0. 004gY 軸加速度-0. IOOgZ 軸加速度-1. OOOg俯仰角-0.205°橫滾角5·332 °航向角36.04°日期2011年9月15日時(shí)間16:06衛(wèi)星狀態(tài)正常某一時(shí)刻無人飛行器物理模型的虛擬儀表指示界面顯示，當(dāng)出現(xiàn)俯仰角過大，橫滾角過大，高空失速，低空降落等情況報(bào)警系統(tǒng)報(bào)警，提示信息在顯示界面上的警告/故障信息提示框上顯示。三、當(dāng)無人飛行器物理模型平穩(wěn)飛行時(shí)，把主界面中目標(biāo)信息中的俯仰角給定值設(shè)定為10°，控制參數(shù)通過地面數(shù)傳電臺傳送給無人飛行器物理模型，中央處理單元按照地面控制指令對無人飛行器物理模型的姿態(tài)進(jìn)行控制，并通采集來自圖2所示的GPS模塊 21、IMU(垂直陀螺儀)22、高度傳感器23、空速傳感器M的信息，并將這些數(shù)據(jù)傳給中央處理單元3以便于控制器對無人飛行器物理模型的姿態(tài)進(jìn)行控制，與此同時(shí)，中央處理單元將這些數(shù)據(jù)打包通過機(jī)載數(shù)傳電臺6發(fā)送到地面站。經(jīng)過一段時(shí)間后地面接收到的實(shí)際俯仰角和理論值之間的曲線圖在顯示界面上顯示。如果無人飛行器物理模型在飛行中出現(xiàn)警告或者故障時(shí)，強(qiáng)制切換到手動駕駛模式，使無人飛行器物理模型平穩(wěn)飛行，等物理模型平穩(wěn)飛行后再設(shè)置飛行參數(shù)進(jìn)行試驗(yàn)。四、用手動駕駛搖桿使無人飛行器物理模型平穩(wěn)飛行，再輸入某個(gè)控制參數(shù)。把主界面中目標(biāo)信息中的橫滾角設(shè)定為5°，然后重復(fù)步驟三所示的數(shù)據(jù)采集和傳輸，經(jīng)過一段時(shí)間后地面接收到的實(shí)際橫滾角和理論值之間的曲線圖在顯示界面上顯示。五、重復(fù)步驟三、四進(jìn)行多個(gè)試驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)也可以對空速和高度的控制進(jìn)行仿真，具體的步驟和俯仰角和橫滾角的控制仿真的方法一樣，在這里不再贅述。六、當(dāng)飛行中數(shù)傳電臺出現(xiàn)故障，或者系統(tǒng)的通訊出現(xiàn)中斷，則通過圖1所示的地面站中手動遙控器14強(qiáng)制切換到手動遙控狀態(tài)，以保證無人飛行器物理模型安全著陸。七、對實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，分析控制系統(tǒng)的控制效果。如果控制效果不理想，則可以根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)修改控制參數(shù)，再重復(fù)步驟一到七，直到達(dá)到理想的控制效果為止。
權(quán)利要求1.一種民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，其特征在于，包括有設(shè)置在飛行器中的機(jī)載部分(A)和向機(jī)載部分(A)提供電源的動力電源單元(1)，設(shè)置在地面的通過數(shù)據(jù)鏈與機(jī)載部分(A)進(jìn)行通信的地面監(jiān)控系統(tǒng)(B)，所述的機(jī)載部分(A)包括依次相連的傳感器單元O)、中央處理器單元(3)、模擬開關(guān)(4)和舵機(jī)組單元(5)，所述的中央處理器單元 (3)還連接與第一接收天線(8)相連的機(jī)載數(shù)傳電臺(6)，所述的地面監(jiān)控系統(tǒng)(B)包括有依次相連的手動駕駛機(jī)構(gòu)(10)、計(jì)算機(jī)(11)、轉(zhuǎn)換電路(12)和地面數(shù)傳電臺(13)，所述的地面數(shù)傳電臺(1 設(shè)置有與所述的第一接收天線(8)相對應(yīng)的第一發(fā)射天線(15)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，其特征在于，所述的機(jī)載部分(A)中的模擬開關(guān)(4)還連接與第二接收天線(9)相連的遙控接收機(jī)(7)，所述的地面監(jiān)控系統(tǒng)(B)中還設(shè)置有手動遙控器(14)，所述的手動遙控器(14)設(shè)置有與所述的第二接收天線(9)相對應(yīng)的第二發(fā)射天線(16)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，其特征在于，所述的傳感器單元( 包括有通過第一電平轉(zhuǎn)換電路(31)與中央處理器單元C3)相連的 GPS接收機(jī)(21)、通過第二電平轉(zhuǎn)換電路(32)與中央處理器單元(3)相連的慣性測量單元 (22)以及分別通過信號處理電路(33)與中央處理器單元(3)相連的高度傳感器03)和空速傳感器04)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，其特征在于，所述的機(jī)載數(shù)傳電臺(6)通過第三電平轉(zhuǎn)換電路(34)與中央處理器單元C3)相連。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，其特征在于，所述的舵機(jī)組單元(5)包括有升降舵(51)、副翼(52)、油門(53)和方向舵(54)。
6.根據(jù)權(quán)利要求2所述的民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，其特征在于，所述的遙控接收機(jī)(7)還通過信號處理電路(3 連接中央處理器單元(3)。
專利摘要一種民用固定翼無人飛行器物理仿真試驗(yàn)平臺，有設(shè)置在飛行器中的機(jī)載部分和向機(jī)載部分提供電源的動力電源單元，設(shè)置在地面的通過數(shù)據(jù)鏈與機(jī)載部分進(jìn)行通信的地面監(jiān)控系統(tǒng)，機(jī)載部分有依次相連的傳感器單元、中央處理器單元、模擬開關(guān)和舵機(jī)組單元，中央處理器單元還連接與第一接收天線相連的機(jī)載數(shù)傳電臺，地面監(jiān)控系統(tǒng)有依次相連的手動駕駛機(jī)構(gòu)、計(jì)算機(jī)、轉(zhuǎn)換電路和地面數(shù)傳電臺，地面數(shù)傳電臺設(shè)置有與第一接收天線相對應(yīng)的第一發(fā)射天線。本實(shí)用新型為評價(jià)控制系統(tǒng)控制效果和改進(jìn)控制系統(tǒng)提供一個(gè)參考，以便用于對飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中的控制算法進(jìn)行測試與分析，降低研發(fā)成本，進(jìn)而提高控制設(shè)計(jì)的效率，進(jìn)一步提高飛行器設(shè)計(jì)過程中的飛行安全性和可靠性。
文檔編號G05B17/02GK202230330SQ20112039334
公開日2012年5月23日 申請日期2011年10月14日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月14日
發(fā)明者吉文超, 孫洪強(qiáng), 尹楚雄, 張巨聯(lián), 羅云林, 陳學(xué)虎, 陳寶杰 申請人:中國民航大學(xué)