專利名稱：一種基于can總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于自動控制領(lǐng)域，特別是涉及一種基于CAN總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
無人機(jī)在防災(zāi)救險、科學(xué)考察等領(lǐng)域有著廣闊的應(yīng)用，而飛行控制系統(tǒng)是無人機(jī)的重要組成部分，在無人機(jī)智能化和實用化中起著重要的作用?，F(xiàn)有的無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)存在抗干擾能力差、可擴(kuò)展能力的問題，這已成為制約無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)發(fā)展的瓶
頸。

發(fā)明內(nèi)容
針對傳統(tǒng)的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)存在的不足，提供一種抗干擾能力強(qiáng)、可擴(kuò)展能力好的基于CAN總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，該無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)可用于固定翼無人機(jī)和無人直升機(jī)的飛行控制。本發(fā)明采用的技術(shù)方案為一種基于CAN總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，包括CAN總線及掛在CAN總線上的控制子系統(tǒng)，所述控制子系統(tǒng)包括主控芯片、轉(zhuǎn)換控制芯片、參數(shù)記錄儀、第一RS232芯片、數(shù)據(jù)通信模塊、第二 RS232芯片和傳感器單元；所述傳感器單元包括用于采集無人機(jī)的姿態(tài)信息的姿態(tài)傳感器，用于采集無人機(jī)的磁航向信息的磁傳感器，用于采集無人機(jī)的高度信息的氣壓高度計，用于采集無人機(jī)發(fā)動機(jī)的缸溫和排氣溫度信息的溫度傳感器，用于采集無人機(jī)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速信息的轉(zhuǎn)速傳感器，以及用于采集無人機(jī)的位置和速度信息的GPS接收模塊，其中，GPS接收模塊、姿態(tài)傳感器、磁傳感器和氣壓高度計的數(shù)據(jù)輸出端分別與主控芯片的GPS米集信息輸入端口、姿態(tài)信息輸入端口、磁航向信息輸入端口和高度信息輸入端口電連接；所述控制子系統(tǒng)的主控芯片和轉(zhuǎn)換控制芯片通過CAN總線通信連接；所述轉(zhuǎn)換控制芯片包括模數(shù)轉(zhuǎn)換單元、脈沖計數(shù)單元和控制單元，所述轉(zhuǎn)速傳感器的轉(zhuǎn)速信息輸出端經(jīng)脈沖計數(shù)單元與CAN總線連接，以將經(jīng)脈沖計數(shù)單元轉(zhuǎn)換得到的已轉(zhuǎn)換轉(zhuǎn)速信息通過CAN總線傳輸給主控芯片；所述溫度傳感器的溫度信息輸出端經(jīng)模數(shù)轉(zhuǎn)換單元與CAN總線通信連接，以將經(jīng)模數(shù)轉(zhuǎn)換單元轉(zhuǎn)換得到的已轉(zhuǎn)換溫度信息通過CAN總線傳輸給主控芯片;所述主控芯片用于根據(jù)傳感器單元采集的信息對無人機(jī)飛行控制進(jìn)行運算，并通過CAN總線向轉(zhuǎn)換控制芯片的控制單元輸出控制策略信息，使轉(zhuǎn)換控制芯片的控制單元根據(jù)控制策略信息輸出用于控制舵機(jī)轉(zhuǎn)動的舵機(jī)控制信號；所述參數(shù)記錄儀與主控芯片通過第一 RS232芯片通信連接，使主控芯片將接收到的無人機(jī)的姿態(tài)信息、無人機(jī)的高度信息和無人機(jī)的磁航向信息發(fā)送至參數(shù)記錄儀進(jìn)行記錄存儲；所述數(shù)據(jù)通信模塊用于接收遙控器或地面站發(fā)出的控制信號，所述數(shù)據(jù)通信模塊與主控芯片通過第二 RS232芯片通信連接，以將控制信號傳輸至主控芯片。其中，所述數(shù)據(jù)通信模塊還用于通過第二 RS232芯片接收主控芯片提供的無人機(jī)的姿態(tài)信息，并將所述姿態(tài)信息發(fā)送給地面站。本發(fā)明的有益效果為與現(xiàn)有的相關(guān)設(shè)備相比，本發(fā)明提供的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，具有抗干擾能力強(qiáng)，具可擴(kuò)展能力好的特點；同時，本發(fā)明的無人機(jī)飛控系統(tǒng)具有良好的通用性，具可用于固定翼無人機(jī)，又可應(yīng)用于無人直升機(jī)。


圖I為本發(fā)明的基于CAN總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)組成示意圖。符號標(biāo)記說明I-主控芯片；2-轉(zhuǎn)換控制芯片； 3-CAN總線；4-姿態(tài)傳感器；5-磁傳感器；6-氣壓高度計；7-溫度傳感器；8-轉(zhuǎn)速傳感器；9-參數(shù)記錄儀；10-第一 RS232芯片；11-數(shù)據(jù)通信模塊；12-第二 RS232芯片；13-GPS 接收模塊。
具體實施例方式以下將結(jié)合附圖對本發(fā)明進(jìn)行說明本發(fā)明的基于CAN總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)包括CAN總線3及掛在CAN總線3上的一套控制子系統(tǒng)，所述控制子系統(tǒng)包括主控芯片I、轉(zhuǎn)換控制芯片2、姿態(tài)傳感器4、磁傳感器5、氣壓高度計6、溫度傳感器7、轉(zhuǎn)速傳感器8、參數(shù)記錄儀9、第一 RS232芯片10、數(shù)據(jù)通信模塊11、第二 RS232芯片12、GPS接收模塊13。其中，GPS接收模塊13的數(shù)據(jù)輸出端與主控芯片I的GPS采集信息輸入端口電連接，姿態(tài)傳感器4的數(shù)據(jù)輸出端與主控芯片I的姿態(tài)信息輸入端口電連接，磁傳感器5的數(shù)據(jù)輸出端與主控芯片I的磁航向信息輸入端口電連接，氣壓高度計6的數(shù)據(jù)輸出端與主控芯片I的高度信息輸入端口電連接，主控芯片I與轉(zhuǎn)換控制芯片2通過CAN總線3通信連接，主控芯片I與數(shù)據(jù)通信模塊11通過第二RS232芯片12通信連接，主控芯片I與參數(shù)記錄儀通過第一 RS232芯片10通信連接；轉(zhuǎn)換控制芯片2包括模數(shù)轉(zhuǎn)換單元、脈沖計數(shù)單元和控制單元，轉(zhuǎn)速傳感器8的轉(zhuǎn)速信息輸出端經(jīng)脈沖計數(shù)單元與CAN總線3連接；溫度傳感器7的溫度信息輸出端經(jīng)模數(shù)轉(zhuǎn)換單元與CAN總線4通信連接。主控芯片I用于根據(jù)各傳感器輸入信息對無人機(jī)飛行控制進(jìn)行運算；轉(zhuǎn)換控制芯片2的模數(shù)轉(zhuǎn)換單元用于對溫度傳感器7輸入的溫度信息進(jìn)行模數(shù)轉(zhuǎn)換，并將已轉(zhuǎn)換溫度信息通過CAN總線3傳輸給主控芯片1，轉(zhuǎn)換控制芯片2的脈沖計數(shù)單元用于對轉(zhuǎn)速傳感器8輸入的脈沖形式的轉(zhuǎn)速信息進(jìn)行轉(zhuǎn)換(計算轉(zhuǎn)速傳感器8輸出的脈沖的數(shù)量)，并將已轉(zhuǎn)換轉(zhuǎn)速信息通過CAN總線3傳輸給主控芯片I。轉(zhuǎn)換控制芯片2的控制單元用于根據(jù)主控芯片I反饋的控制策略信息輸出舵機(jī)控制信號。姿態(tài)傳感器4用于采集無人機(jī)的姿態(tài)信息；磁傳感器5用于采集無人機(jī)的磁航向信息；氣壓高度計6用于采集無人機(jī)的高度信息；溫度傳感器7用于采集無人機(jī)發(fā)動機(jī)的缸溫和排氣溫度信息；轉(zhuǎn)速傳感器8用于采集無人機(jī)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速信息；參數(shù)記錄儀9用于記錄、存儲無人機(jī)的姿態(tài)、速度和高度信息；第一RS232芯片10用于實現(xiàn)參數(shù)記錄儀與主控芯片I的通信；數(shù)據(jù)通信模塊11用于接收遙控器或地面站發(fā)出的控制信號；第二 RS232芯片12用于實現(xiàn)數(shù)據(jù)通信模塊與主控芯片的通信；GPS接收模塊13用于采集無人機(jī)的位置信息和速度信息。與其他相關(guān)設(shè)備相比，本實用新型提供的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，具有抗干擾能力強(qiáng)，具可擴(kuò)展能力好的特點。同時，該無人機(jī)飛控系統(tǒng)具有良好的通用性，具可用于固定翼無人機(jī)，又可應(yīng)用于無人直升機(jī)。一種基于CAN總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的作業(yè)流程如下步驟①系統(tǒng)上電后，主控芯片I、轉(zhuǎn)換控制芯片2、CAN總線3、姿態(tài)傳感器4、磁傳感器5、氣壓高度計6、溫度傳感器7、轉(zhuǎn)速傳感器8、參數(shù)記錄儀9、第一 RS232芯片10、數(shù)據(jù)通信模塊11、第二 RS232芯片12、GPS接收模塊13同時開啟；
步驟②姿態(tài)傳感器4、磁傳感器5、氣壓高度計6、溫度傳感器7、轉(zhuǎn)速傳感器8開始采集數(shù)據(jù)；步驟③轉(zhuǎn)速傳感器8將采集到的無人機(jī)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速信息輸入至轉(zhuǎn)換控制芯片2的脈沖計數(shù)單元，溫度傳感器7將采集到的無人機(jī)發(fā)動機(jī)的缸溫和排氣溫度信息輸入到轉(zhuǎn)換控制芯片2的模數(shù)轉(zhuǎn)換單元中，，脈沖計數(shù)單元和模數(shù)轉(zhuǎn)換單元分別將已轉(zhuǎn)換轉(zhuǎn)速信息和已轉(zhuǎn)換溫度信息通過CAN總線3傳輸?shù)街骺匦酒琁 ;步驟④主控芯片I通過第二 RS232芯片12接收數(shù)據(jù)通信模塊11的信號，并將接收到的姿態(tài)傳感器4采集的無人機(jī)的姿態(tài)信息、磁傳感器5采集的無人機(jī)的磁航向信息、氣壓高度計6采集的無人機(jī)的高度信息通過第一 RS232芯片10傳輸至參數(shù)記錄儀9進(jìn)行保存；步驟⑤主控芯片I根據(jù)以上各傳感器采集到的信息制定控制策略信息，并將該控制策略信息通過CAN總線3傳輸給轉(zhuǎn)換控制芯片2的控制單元，通過轉(zhuǎn)換控制芯片2的控制單元發(fā)送用于控制舵機(jī)轉(zhuǎn)動的例如是脈沖形式(PWM波)的舵機(jī)控制信號。以上所述僅為本發(fā)明較佳的實施方式，并非用來限定本發(fā)明的實施范圍，但凡在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)所做的等效變化及修飾，皆應(yīng)認(rèn)為落入了本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種基于CAN總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，其特征在于包括CAN總線及掛在CAN總線上的控制子系統(tǒng)，所述控制子系統(tǒng)包括主控芯片、轉(zhuǎn)換控制芯片、參數(shù)記錄儀、第一RS232芯片、數(shù)據(jù)通信模塊、第二 RS232芯片和傳感器單元；所述傳感器單元包括用于采集無人機(jī)的姿態(tài)信息的姿態(tài)傳感器，用于采集無人機(jī)的磁航向信息的磁傳感器，用于采集無人機(jī)的高度信息的氣壓高度計，用于采集無人機(jī)發(fā)動機(jī)的缸溫和排氣溫度信息的溫度傳感器，用于采集無人機(jī)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速信息的轉(zhuǎn)速傳感器，以及用于采集無人機(jī)的位置和速度信息的GPS接收模塊，其中，GPS接收模塊、姿態(tài)傳感器、磁傳感器和氣壓高度計的數(shù)據(jù)輸出端分別與主控芯片的GPS采集信息輸入端口、姿態(tài)信息輸入端口、磁航向信息輸入端口和高度信息輸入端口電連接； 所述控制子系統(tǒng)的主控芯片和轉(zhuǎn)換控制芯片通過CAN總線通信連接；所述轉(zhuǎn)換控制芯片包括模數(shù)轉(zhuǎn)換單元、脈沖計數(shù)單元和控制單元，所述轉(zhuǎn)速傳感器的轉(zhuǎn)速信息輸出端經(jīng)脈沖計數(shù)單元與CAN總線連接，以將經(jīng)脈沖計數(shù)單元轉(zhuǎn)換得到的已轉(zhuǎn)換轉(zhuǎn)速信息通過CAN總線傳輸給主控芯片；所述溫度傳感器的溫度信息輸出端經(jīng)模數(shù)轉(zhuǎn)換單元與CAN總線通信連接，以將經(jīng)模數(shù)轉(zhuǎn)換單元轉(zhuǎn)換得到的已轉(zhuǎn)換溫度信息通過CAN總線傳輸給主控芯片； 所述主控芯片用于根據(jù)傳感器單元采集的信息對無人機(jī)飛行控制進(jìn)行運算，并通過CAN總線向轉(zhuǎn)換控制芯片的控制單元輸出控制策略信息，使轉(zhuǎn)換控制芯片的控制單元根據(jù)控制策略信息輸出用于控制舵機(jī)轉(zhuǎn)動的舵機(jī)控制信號； 所述參數(shù)記錄儀與主控芯片通過第一 RS232芯片通信連接，使主控芯片將接收到的無人機(jī)的姿態(tài)信息、無人機(jī)的高度信息和無人機(jī)的磁航向信息發(fā)送至參數(shù)記錄儀進(jìn)行記錄存儲； 所述數(shù)據(jù)通信模塊用于接收遙控器或地面站發(fā)出的控制信號，所述數(shù)據(jù)通信模塊與主控芯片通過第二 RS232芯片通信連接，以將控制信號傳輸至主控芯片。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，其特征在于所述數(shù)據(jù)通信模塊還用于通過第二 RS232芯片接收主控芯片提供的無人機(jī)的姿態(tài)信息，并將所述姿態(tài)信息發(fā)送給地面站。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于CAN總線的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)，包括主控芯片、轉(zhuǎn)換控制芯片和傳感器單元；傳感器單元包括分別用于采集姿態(tài)、磁航向、高度、缸溫和排氣溫度、轉(zhuǎn)速、位置和速度信息的姿態(tài)傳感器、磁傳感器、氣壓高度計、溫度傳感器、轉(zhuǎn)速傳感器和GPS接收模塊；轉(zhuǎn)換控制芯片對輸入的無人機(jī)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速信息，以及無人機(jī)發(fā)動機(jī)的缸溫和排氣溫度進(jìn)行轉(zhuǎn)換后，將已轉(zhuǎn)換信息通過CAN總線傳輸給主控芯片；主控芯片根據(jù)傳感器單元采集的信息對無人機(jī)飛行控制進(jìn)行運算，轉(zhuǎn)換控制芯片根據(jù)主控芯片輸出的控制策略信息輸出舵機(jī)控制信號。本發(fā)明提供的無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)具有抗干擾能力強(qiáng)、可擴(kuò)展能力好的特點，還具有良好的通用性。
文檔編號G05D1/10GK102902278SQ20121044109
公開日2013年1月30日 申請日期2012年11月7日 優(yōu)先權(quán)日2012年11月7日
發(fā)明者劉瑩, 趙小川, 胡雄文, 錢毅, 陳賢相, 左明, 周宏志, 徐英新, 張月, 崔倩楠, 李陳, 查長流, 張敏, 田錚, 瞿蓉, 施建昌, 趙欣欣, 劉珊, 劉新廣, 郝麗麗, 于晶 申請人:中國兵器工業(yè)計算機(jī)應(yīng)用技術(shù)研究所