一種小型無人直升機(jī)飛行控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種小型無人直升機(jī)飛行控制方法，包括飛行執(zhí)行單元、狀態(tài)傳感器單元、降落傘單元、飛行控制單元、地面控制終端及遙控器單元，能夠?qū)崿F(xiàn)避障飛行；降落避水面；飛行姿態(tài)自適應(yīng)控制；動(dòng)力監(jiān)測；發(fā)動(dòng)機(jī)熄火自動(dòng)開傘；飛控板控制飛行；信號板產(chǎn)生飛行軌跡等。本發(fā)明能夠提高小型無人直升機(jī)的自適應(yīng)避障飛行能力，使其能在超視距范圍內(nèi)根據(jù)預(yù)置指令工作，并在突遇發(fā)動(dòng)機(jī)空中熄火時(shí)能夠利用降落傘緩慢降落，保護(hù)無人直升機(jī)不被損壞，同時(shí)在降落時(shí)能自動(dòng)避開水面降落。
【專利說明】一種小型無人直升機(jī)飛行控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛行器的控制技術(shù)，特別是一種小型無人直升機(jī)飛行控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著自適應(yīng)控制技術(shù)的發(fā)展，無人直升機(jī)自適應(yīng)飛行已經(jīng)在世界各地展開了廣泛的研究，無人直升機(jī)具有無人固定翼飛機(jī)所不具備的很多優(yōu)勢，具有獨(dú)特的飛行性能和使用價(jià)值。在軍事方面，無人直升機(jī)既能執(zhí)行各種非殺傷性任務(wù)，又能執(zhí)行各種軟硬殺傷性任務(wù)，包括偵察、監(jiān)視、目標(biāo)截獲、誘餌、攻擊、通信中繼等；在民用方面，無人直升機(jī)在航拍、大氣監(jiān)測、交通監(jiān)控、資源勘探、電力巡檢、森林防火、農(nóng)業(yè)等方面具有廣泛的應(yīng)用前景。
[0003]無人直升機(jī)飛控系統(tǒng)是一個(gè)典型的非線性、強(qiáng)耦合、多變量、多驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，各變量對無人直升機(jī)的飛行姿態(tài)、飛行方向、飛行高度、飛行速度均有影響，無人直升機(jī)飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定邊界隨著飛行條件變化而發(fā)生很大改變。無人直升機(jī)要實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)避障飛行，需要采樣飛行狀態(tài)信息，無人直升機(jī)采樣的變量有:激光測距傳感器、CCD攝像圖像處理單元、超聲波傳感器、方位/俯仰/橫滾角速率傳感器，俯仰/橫滾角度傳感器、電子羅盤、GPS、高度計(jì)、油量傳感器、發(fā)動(dòng)機(jī)缸溫傳感器、測速傳感器。由于上述傳感器的非線性效應(yīng)(飛行加速度、陣風(fēng)干擾、溫度變化、大氣壓變化等都會(huì)使傳感器的輸出產(chǎn)生非線性)，無人直升機(jī)飛控軟件要處理傳感器的非線性，得到正確的飛行參數(shù)值，完成自適應(yīng)避障飛行。
[0004]目前，大型無人直升機(jī)采用光纖陀螺組成捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)，采用微波雷達(dá)探測障礙物已有成熟的方案，但實(shí)現(xiàn)成本高，重量重，在小型無人直升機(jī)(載荷在40—50Kg，飛行時(shí)間在4-5小時(shí))上應(yīng)用前景不大。目前，小型無人直升機(jī)得到了越來越廣泛的應(yīng)用，各種自主飛行控制系統(tǒng)也多有出現(xiàn)，但實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)避障飛行和自主避水降落的飛控系統(tǒng)還沒有出現(xiàn)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的目的在于提供一種小型無人直升機(jī)飛行控制方法，能夠提高小型無人直升機(jī)的自適應(yīng)避障飛行能力，使其能在超視距范圍內(nèi)根據(jù)預(yù)置指令工作，并在突遇發(fā)動(dòng)機(jī)空中熄火時(shí)能夠利用降落傘緩慢降落，保護(hù)無人直升機(jī)不被損壞，同時(shí)在降落時(shí)能自動(dòng)避開水面降落。
[0006]實(shí)現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)解決方案為:一種小型無人直升機(jī)飛行控制方法，通過小型無人直升機(jī)飛行控制方法來實(shí)現(xiàn)飛行控制過程，包括飛行執(zhí)行單元、狀態(tài)傳感器單元、降落傘單元、飛行控制單元、地面控制終端及遙控器單元，飛行執(zhí)行單元包括升降舵機(jī)、左副翼舵機(jī)、右副翼舵機(jī)、尾舵機(jī)、油門舵機(jī)、右油箱、發(fā)動(dòng)機(jī)、舵機(jī)電池；狀態(tài)傳感器單元包括激光測距傳感器、CCD攝像頭、圖像處理單元、超聲波測距傳感器、方位角速率傳感器、俯仰角速率傳感器、橫滾角速率傳感器、俯仰/橫滾角度傳感器、電子羅盤、GPS、高度計(jì)、測速傳感器、油量傳感器、缸溫傳感器；降落傘單元由降落傘盒組成；飛行控制單元包括飛控板、飛控板藍(lán)牙模塊、信號板、數(shù)傳電臺、遙控接收機(jī)和控制電池；
[0007]無人直升機(jī)操作員閉合地面控制終端電源開關(guān)后，在地面控制終端的電子地圖顯示界面上設(shè)置無人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)；通過地面數(shù)傳電臺將所有飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)傳輸至無人直升機(jī)上數(shù)傳電臺；數(shù)傳電臺與信號板相連，信號板將地面控制終端發(fā)送來的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)存貯在飛行參數(shù)單元內(nèi)；信號板定時(shí)將各航點(diǎn)經(jīng)度、緯度解算成以地理正北為0°，北一東一南一西一北為0°?360°的飛行航向角Ha，并存貯在飛行參數(shù)單元內(nèi)，信號板定時(shí)采樣GPS、高度計(jì)，得到無人直升機(jī)經(jīng)度、緯度即得到無人直升機(jī)的航點(diǎn)序號，根據(jù)GPS、高度計(jì)的值得到無人直升機(jī)的高度與航點(diǎn)高度的差值Λ H ;飛控板定時(shí)從信號板得到飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)；飛控板定時(shí)采樣方位角速率傳感器、俯仰角速率傳感器、橫滾角速率傳感器值并對采樣值積分累加得到飛行方位角Sa、飛行俯仰角Se、飛行橫滾角SK、將飛行方位角Sa與飛行航向角HA比較得到無人直升機(jī)是否偏航，將飛行俯仰角SE、飛行橫滾角Sk與飛行狀態(tài)比較得到無人直升機(jī)是否縱傾、側(cè)傾，根據(jù)Λ H確定無人直升機(jī)對否爬升/或下降，飛控板控制左副翼舵機(jī)、右副翼舵機(jī)、升降舵機(jī)、尾舵機(jī)動(dòng)作，使無人直升機(jī)按航點(diǎn)軌跡飛行，同時(shí)判斷方位/俯仰/橫滾角速率傳感器是否有輸出，控制升降/左/右副翼/尾舵機(jī)向方位/俯仰/橫滾角速率傳感器反向的方向轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)小角度，使無人直升機(jī)機(jī)身保持平衡不晃動(dòng)、不抖動(dòng)；飛控板定時(shí)采樣俯仰/橫滾角度傳感器，在判斷無人直升機(jī)機(jī)身平衡時(shí)，利用俯仰/橫滾角度傳感器、電子羅盤的值對方位速率傳感器、俯仰速率傳感器、橫滾速率傳感器的積分值SA、SE、Sk進(jìn)行“清零”，使Sa=電子羅盤輸出值，SE/SE=俯仰/橫滾角度傳感器輸出值；使上述三個(gè)角速率傳感器的積分值真實(shí)反映無人直升機(jī)的飛行方位角、飛行俯仰角、飛行橫滾角，無人直升機(jī)在前進(jìn)飛行時(shí)，飛控板定時(shí)采樣激光測距傳感器、CCD攝像頭，判斷飛行前方是否有障礙物，若飛行前方有障礙物則執(zhí)行避障飛行；無人直升機(jī)在下降飛行時(shí)，飛控板定時(shí)采樣激光測距傳感器、超聲波測距傳感器，判斷無人直升機(jī)下方是否為水面，若無人直升機(jī)下方是水面則執(zhí)行避水面降落飛行；飛控板定時(shí)采樣測速傳感器，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)是否滑車不轉(zhuǎn)，一旦檢測確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)停轉(zhuǎn)，則中斷請求信號板得到無人直升機(jī)的高度值，若無人直升機(jī)在設(shè)定值以下，控制飛控板藍(lán)牙模塊發(fā)出開傘指令，降落傘盒內(nèi)傘藍(lán)牙模塊收到開傘指令，控制電磁鎖打開降落傘盒蓋板使引導(dǎo)傘與主傘彈出降落傘盒外，迫使無人直升機(jī)緩緩下降，保證無人直升機(jī)落地時(shí)安全；信號板定時(shí)采樣油量傳感器，判斷油量是否支持無人直升機(jī)返航，若油量到達(dá)臨界值則中斷請求飛控板使無人直升機(jī)返航飛行；信號板定時(shí)采樣缸溫傳感器，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)缸溫是否正常，若確認(rèn)缸溫超過臨界值，則中斷請求飛控板使無人直升機(jī)降落；飛控板定時(shí)將無人直升機(jī)姿態(tài)參數(shù)通過232串口傳輸至信號板；信號板定時(shí)將飛控板傳輸至無人直升機(jī)的姿態(tài)參數(shù)及無人直升機(jī)高度、經(jīng)度、緯度、油量、缸溫參數(shù)通過數(shù)傳電臺、地面數(shù)傳電臺傳輸至地面控制終端，并在地面控制終端的電子地圖顯示界面上顯示上述參數(shù)；無人直升機(jī)操作員通過地面控制終端在數(shù)傳電臺、地面數(shù)傳電臺的有效通信距離內(nèi)，對無人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行修改，使無人直升機(jī)按新飛行軌跡飛行；操作員在遙控接收機(jī)的有效作用范圍內(nèi)，對無人直升機(jī)的飛行狀態(tài)自動(dòng)/遙控進(jìn)行切換。
[0008]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，其顯著優(yōu)點(diǎn):(1)飛控功能齊全、保護(hù)措施完善，本發(fā)明集自動(dòng)飛行、姿態(tài)控制、自動(dòng)避障、降落避水面、油量計(jì)算、地面控制終端電子地圖界面上作業(yè)、降落傘保護(hù)、缸溫保護(hù)等功能。(2)本發(fā)明的“捷聯(lián)慣導(dǎo)”組合采用價(jià)格低廉的GPS、磁阻式電子羅盤、氣壓式高度計(jì)、MEMS方位/俯仰/橫滾角速率傳感器及MEMS俯仰/橫滾角度傳感器組成，利用軟件修正的方法消除角速率積分的誤差，使角速率積分值等于真實(shí)飛行角度值，使其達(dá)到無人直升機(jī)自適應(yīng)飛控的要求。(3)本發(fā)明飛行避降采用激光傳感器+CCD攝像處理，可靠性高。(4)本發(fā)明采用方位/俯仰/橫滾三軸角速率傳感器形成負(fù)反饋穩(wěn)定回路，實(shí)時(shí)(20ms間隔)控制升降/左/右副翼/尾舵機(jī)，使無人直升機(jī)機(jī)身保持平衡，不抖動(dòng)，不晃動(dòng)。(5 )本發(fā)明降落傘保護(hù)措施使用戶對使用無人直升機(jī)自適應(yīng)超視距飛行更加自信。(6)實(shí)用性強(qiáng)，本發(fā)明可在-25°C?+55°C環(huán)境溫度下，在海拔3500米內(nèi)，隨無人直升機(jī)機(jī)型的不同，可攜帶載荷(攝像機(jī)、微波中繼站等)40?50公斤，長時(shí)間(4?5小時(shí))正常工作。(7)操作簡單，本發(fā)明操作時(shí)只需在地面控制終端顯示屏電子地圖界面上用鼠標(biāo)點(diǎn)擊飛行路徑即可自動(dòng)生成飛行指令。
[0009]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0010]圖1是本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的安裝示意圖。
[0011]圖2是激光測距傳感器和CXD攝像頭托架結(jié)構(gòu)示意圖。
[0012]圖3是飛行避障程序流程圖。
[0013]圖4是降落避水面程序流程圖。
[0014]圖5是飛行姿態(tài)自適應(yīng)控制程序流程圖。
[0015]圖6是無人直升機(jī)芯軸結(jié)構(gòu)示意圖。
[0016]圖7是降落傘盒結(jié)構(gòu)示意圖。
[0017]圖8是降落傘展開示意圖。
[0018]圖9是油量傳感器安裝示意圖。
[0019]圖10是飛控板電原理結(jié)構(gòu)圖。
[0020]圖11是飛控板程序流程圖。
[0021]圖12是信號板電原理結(jié)構(gòu)圖。
[0022]圖13是信號板程序流程圖。
[0023]圖14是地面控制終端操作程序流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0024]結(jié)合圖1，本發(fā)明的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，是通過小型無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)的，該小型無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)包括飛行執(zhí)行單元、狀態(tài)傳感器單元、降落傘單元、飛行控制單元、地面控制單元，飛行執(zhí)行單元包括升降舵機(jī)17-1、左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3、尾舵機(jī)17-4、油門舵機(jī)17_5、右油箱25、發(fā)動(dòng)機(jī)26、舵機(jī)電池18_2 ；狀態(tài)傳感器單元包括激光測距傳感器1、CXD攝像頭2、圖像處理單元2-1、超聲波測距傳感器3、方位角速率傳感器5-1、俯仰角速率傳感器5-2、橫滾角速率傳感器5-3、俯仰/橫滾角度傳感器6、電子羅盤7、GPS8、高度計(jì)9、測速傳感器14、油量傳感器15、缸溫傳感器16 ;降落傘單元由降落傘盒4組成；飛行控制單元包括飛控板10、飛控板藍(lán)牙模塊10-1、信號板11、數(shù)傳電臺12、遙控接收機(jī)13和控制電池18-1 ;托架21、數(shù)傳電臺12安裝在無人直升機(jī)主干骨架22的前部，飛控盒24、右油箱25、發(fā)動(dòng)機(jī)26安裝在主干骨架22的中部，超聲波測距傳感器3安裝在主干骨架22的中后部，其探頭朝下，電子羅盤7、GPS8安裝在主干骨架22的后部，降落傘盒4安裝在無人直升機(jī)芯軸23的一端正上方，無人直升機(jī)芯軸23的另一端與主干骨架22連接；激光測距傳感器1、CXD攝像頭2安裝在托架21上；方位角速率傳感器5-1、俯仰角速率傳感器5-2、橫滾角速率傳感器5-3、飛控板藍(lán)牙模塊10-1分別焊接在飛控板10上，高度計(jì)9焊接在信號板11上；圖像處理單元2-1、遙控接收機(jī)13、飛控板10、信號板11、俯仰/橫滾角度傳感器6、控制電池18-1、舵機(jī)電池18-2安裝在飛控盒24內(nèi)；油量傳感器15安裝在右油箱25的側(cè)面；缸溫傳感器16安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)26外殼上；測速傳感器探頭14-1安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)軸27上，測速傳感器14安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)26外殼上；與直升機(jī)機(jī)頭方向相同的方向?yàn)樽?，左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3安裝在無人直升機(jī)主軸23-2的前后兩側(cè)，升降舵機(jī)17-1安裝在無人直升機(jī)主軸23-2的左或右側(cè)，尾舵機(jī)17-4安裝在無人直升機(jī)尾部，油門舵機(jī)17-5安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)26旁；無人直升機(jī)主軸23-2與機(jī)翼23_3相連，無人直升機(jī)芯軸23通過軸承23-1與無人直升機(jī)主軸23-2連接，如圖6所示。地面控制單元由地面控制終端19和遙控器20組成。
[0025]本發(fā)明的小型無人直升機(jī)飛行控制方法實(shí)現(xiàn)飛行控制過程如下:無人直升機(jī)操作員閉合地面控制終端19電源開關(guān)后，利用鼠標(biāo)在地面控制終端19的電子地圖顯示界面上設(shè)置無人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)(如經(jīng)度、緯度、飛行高度、是否懸停/懸停時(shí)間、是否盤旋/盤旋時(shí)間、是否返航或降落)，共支持100個(gè)航點(diǎn)(可以根據(jù)需要選取)；通過地面數(shù)傳電臺19-1將所有飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)傳輸至無人直升機(jī)上數(shù)傳電臺12 ;數(shù)傳電臺12與信號板11相連，信號板11將地面控制終端19發(fā)送來的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)存貯在飛行參數(shù)單元內(nèi)；信號板11定時(shí)將各航點(diǎn)經(jīng)度、緯度解算成以地理正北為0°，北——東——南——西一北為0°?360°的飛行航向角Ha，并存貯在飛行參數(shù)單元內(nèi)，信號板11定時(shí)采樣GPS8、高度計(jì)9，得到無人直升機(jī)經(jīng)度、緯度即得到無人直升機(jī)的航點(diǎn)序號，根據(jù)GPS8、高度計(jì)9的值得到無人直升機(jī)的高度與航點(diǎn)高度的差值Λ H ;飛控板10定時(shí)從信號板11得到飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)(如航向角Ha、高度差值Λ H、是否懸停/懸停時(shí)間、是否盤旋/盤旋時(shí)間、是否返航、是否降落);飛控板10定時(shí)(如20-30ms)采樣方位角速率傳感器5_1、俯仰角速率傳感器5-2、橫滾角速率傳感器5-3值并對采樣值積分累加得到飛行方位角Sa、飛行俯仰角Se、飛行橫滾角SK、將飛行方位角Sa與飛行航向角HA比較得到無人直升機(jī)是否偏航，將飛行俯仰角Se、飛行橫滾角Sk與飛行狀態(tài)比較得到無人直升機(jī)是否縱傾、側(cè)傾，根據(jù)Λ H確定無人直升機(jī)對否爬升/或下降，飛控板10控制左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3、升降舵機(jī)17-1、尾舵機(jī)17-4動(dòng)作，使無人直升機(jī)按航點(diǎn)軌跡飛行，同時(shí)判斷方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5-2、5-3是否有輸出，控制升降/左/右副翼/尾舵機(jī)17-1、17-2、17-3、17-4向方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5-2、5-3反向的方向轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)小角度，使無人直升機(jī)機(jī)身保持平衡不晃動(dòng)、不抖動(dòng)；飛控板10定時(shí)(如2-5秒)采樣俯仰/橫滾角度傳感器6，在判斷無人直升機(jī)機(jī)身平衡時(shí)，利用俯仰/橫滾角度傳感器6、電子羅盤7的值對方位速率傳感器5-1、俯仰速率傳感器5-2、橫滾速率傳感器5-3的積分值SA、SE、Se進(jìn)行“清零”(SP使Sa=電子羅盤輸出值，SE/SE=俯仰/橫滾角度傳感器輸出值)，使上述三個(gè)角速率傳感器的積分值真實(shí)反映無人直升機(jī)的飛行方位角、飛行俯仰角、飛行橫滾角，無人直升機(jī)在前進(jìn)飛行時(shí)，飛控板10定時(shí)采樣激光測距傳感器1、CCD攝像頭2，判斷飛行前方是否有障礙物，若飛行前方有障礙物則執(zhí)行避障飛行；無人直升機(jī)在下降飛行時(shí)，飛控板10定時(shí)采樣激光測距傳感器1、超聲波測距傳感器3，判斷無人直升機(jī)下方是否為水面，若無人直升機(jī)下方是水面則執(zhí)行避水面降落飛行；飛控板10定時(shí)采樣測速傳感器14，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)26是否滑車不轉(zhuǎn)，一旦檢測確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)26停轉(zhuǎn)，則中斷請求信號板11得到無人直升機(jī)的高度值，若無人直升機(jī)在設(shè)定值(如300米)以下，控制飛控板藍(lán)牙模塊10-1發(fā)出開傘指令，降落傘盒4內(nèi)傘藍(lán)牙模塊4-2收到開傘指令，控制電磁鎖4-11打開降落傘盒蓋板4-9使引導(dǎo)傘4_7與主傘4-8彈出降落傘盒外，迫使無人直升機(jī)緩緩下降，保證無人直升機(jī)落地時(shí)安全；信號板11定時(shí)采樣油量傳感器，判斷油量是否支持無人直升機(jī)返航，若油量到達(dá)臨界值則中斷請求飛控板10使無人直升機(jī)返航飛行；信號板11定時(shí)采樣缸溫傳感器16，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)缸溫是否正常，若確認(rèn)缸溫超過臨界值，則中斷請求飛控板10使無人直升機(jī)降落；飛控板10定時(shí)將無人直升機(jī)姿態(tài)參數(shù)(如飛行方位角、飛行俯仰角、飛行橫滾角、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、是否避障飛行、是否避水降落、是否開傘)通過232串口傳輸至信號板11 ;信號板11定時(shí)將飛控板10傳輸至無人直升機(jī)的姿態(tài)參數(shù)及無人直升機(jī)高度、經(jīng)度、緯度、油量、缸溫參數(shù)通過數(shù)傳電臺12、地面數(shù)傳電臺19-1傳輸至地面控制終端19，并在地面控制終端19的電子地圖顯示界面上顯示上述參數(shù)；無人直升機(jī)操作員通過地面控制終端19在數(shù)傳電臺12、地面數(shù)傳電臺19-1的有效通信距離內(nèi)，可以對無人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行修改，使無人直升機(jī)按新飛行軌跡飛行；操作員在遙控接收機(jī)13的有效作用范圍內(nèi)，可以對無人直升機(jī)的飛行狀態(tài)自動(dòng)/遙控進(jìn)行切換。
[0026]結(jié)合圖2，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法中，與直升機(jī)機(jī)頭方向相同的方向?yàn)樽螅屑?1左側(cè)面安裝一個(gè)托架齒輪21-1，托架21右側(cè)面安裝一個(gè)圓板21-2，托架齒輪21-1的中心嵌入第一軸承21-31，圓板21-2的中心嵌入第二軸承21-32，第一、二軸21-41、21-42插入各自的第一、二軸承21-31、21-32中，兩個(gè)軸21-41、21-42分別固定在主干骨架22的前部，托架舵機(jī)21-5固定在主干骨架22的前部，托架舵機(jī)21-5軸上安裝一個(gè)齒數(shù)與托架齒輪21-1齒數(shù)相同的舵機(jī)齒輪21-6，托架齒輪21-1和舵機(jī)齒輪21-6互相嚙合，托架舵機(jī)21-5受飛控板10控制，托架21在0°位置與機(jī)頭方向一致，機(jī)身正上方為+90°，機(jī)身正下方為-90°。
[0027]結(jié)合圖7和圖8，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的降落傘盒4固定在無人直升機(jī)芯軸23的正上方，傘電池4-1、傘藍(lán)牙模塊4-2安裝在降落傘盒4的底部，在傘電池4-1上方安裝一塊彈簧墊板4-3，傘彈簧4-4固定在彈簧墊板4-3上方，傘彈簧上方固定一塊傘墊板4-5,傘電源開關(guān)4-6固定在降落傘盒4的外壁下方,引導(dǎo)傘4-7與主傘4_8用尼龍繩相連，主傘4-8用尼龍繩與降落傘盒4內(nèi)壁相連，引導(dǎo)傘4-7、主傘4-8折疊后放在傘墊板4-5的上方，降落傘盒蓋板4-9用盒蓋彈簧4-10與降落傘盒4上壁邊沿相連，電磁鎖4-11固定在降落傘盒蓋板4-9內(nèi)壁，電磁鎖4-11受傘藍(lán)牙模塊4-2控制，電磁鎖鎖扣4_12固定在降落傘盒4的上壁邊沿，電磁鎖4-11的鎖舌4-13插入電磁鎖鎖扣4-12內(nèi)，電磁鎖
4-11吸合時(shí)，鎖舌4-13從鎖扣4-12中拔出。
[0028]結(jié)合圖9，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的油量傳感器15固定在右油箱25外側(cè)，而且右油箱25底側(cè)部用一軟管與油量傳感器15連通,油量傳感器15與飛控板10相連。
[0029]結(jié)合圖10，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的飛控板10包括第一 ARM單片機(jī)、脈沖整形電路、模擬信號放大電路、手搖/自動(dòng)切換電路、串口通信模塊、舵機(jī)驅(qū)動(dòng)電路和電源管理模塊。飛控板藍(lán)牙模塊10-1、激光測距傳感器1、CXD攝像處理單元2-1、電子羅盤7、信號板11分別通過串口通信模塊與第一 ARM單片機(jī)相應(yīng)的串口連接；超聲波測距傳感器3、俯仰/橫滾角度傳感器6、方位角速率傳感器5-1、俯仰角速率傳感器5-2、橫滾角速率傳感器5-3為模擬口分別通過模擬信號放大電路與第一 ARM單片機(jī)相應(yīng)的A/D接口連接；遙控接收機(jī)13分別與脈沖整形電路、手搖/自動(dòng)切換電路連接，測速傳感器14通過該脈沖整形電路與第一 ARM單片機(jī)的脈沖捕獲接口連接；第一 ARM單片機(jī)的PWM 口與手搖/自動(dòng)切換電路連接；升降舵機(jī)17-1、左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3、尾舵機(jī)17_4、油門舵機(jī)17-5、托架舵機(jī)21-5分別與舵機(jī)驅(qū)動(dòng)電路連接，該舵機(jī)驅(qū)動(dòng)電路與手搖/自動(dòng)切換電路連接；控制電池18-1、舵機(jī)電池18-2與電源管理模塊連接，該電源管理模塊給飛行執(zhí)行單元、狀態(tài)傳感器單元供電。
[0030]結(jié)合圖12，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的信號板11包括第二 ARM單片機(jī)、串口通信模塊、模擬信號放大電路。GPS8、油量傳感器15、數(shù)傳電臺12、飛控板10分別通過串口通信模塊與第二 ARM單片機(jī)相應(yīng)的串口連接，缸溫傳感器16通過模擬信號放大電路與第二 ARM單片機(jī)A/D 口連接，高度計(jì)9與第二 ARM單片機(jī)I2C 口連接。
[0031]本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的飛行執(zhí)行單元控制爬升、下降、定速飛行、懸停、盤旋動(dòng)作，即爬升/下降動(dòng)作:飛控板10通過第一 ARM單片機(jī)CPU的PWM 口輸出左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3、尾舵機(jī)17-4、升降舵機(jī)17_1角度定值脈寬調(diào)制波形值，該波形值經(jīng)過驅(qū)動(dòng)電路放大后分別作用于左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3、尾舵機(jī)17-4、升降舵機(jī)17-1?？刂谱蟾币矶鏅C(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3產(chǎn)生向上或向下的平衡推力；控制尾舵機(jī)17-4使無人直升機(jī)不擺動(dòng)；控制升降舵機(jī)17-1使無人直升機(jī)機(jī)頭朝上30°或朝下30 °，產(chǎn)生上升推力或下降推力，使得無人直升機(jī)爬升或下降飛行。
[0032]定速飛行動(dòng)作:飛控板10同上輸出角度定值作用于左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3使之產(chǎn)生向前或向后的平衡推力；作用于尾舵機(jī)17-4，控制無人直升機(jī)不擺動(dòng)；作用于升降舵機(jī)17-1使無人直升機(jī)機(jī)頭朝下10°或朝上10°，產(chǎn)生向前或向后的推力；作用于油門舵機(jī)17-5使發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制在8000轉(zhuǎn)/分，使得無人直升機(jī)定速向前或向后飛行。
[0033]懸停動(dòng)作:飛控板10同上輸出角度定值作用于左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3、升降舵機(jī)17-1使之產(chǎn)生平衡力控制無人直升機(jī)保持機(jī)身不晃動(dòng)；作用于尾舵機(jī)17-4控制無人直升機(jī)保護(hù)機(jī)頭不擺動(dòng)，使得無人直升機(jī)在空中懸停不動(dòng)。
[0034]盤懸動(dòng)作:飛控板10同上輸出角度定值作用于左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3使之產(chǎn)生右傾10° (順時(shí)針盤旋)或左傾10° (逆時(shí)針盤旋)向前或向后的平衡推力；作用于升降舵機(jī)17-1使無人直升機(jī)機(jī)頭朝下10°，產(chǎn)生向前的推力，作用于尾舵機(jī)17-4使機(jī)頭右偏或左偏(無人直升機(jī)盤旋直徑取決于機(jī)頭右偏或左偏的角度);作用于油門舵機(jī)17-5使發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制在8000轉(zhuǎn)/分，使得無人直升機(jī)在空中順時(shí)針或逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)順時(shí)針:東——南-西-北。
[0035]結(jié)合圖3，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)避障的過程為:激光測距傳感器I和CXD攝像頭2分別安裝在托架21的左、右面上。在飛行過程中托架21處于0°位置(與機(jī)頭方向相同):
[0036]①飛控板定時(shí)采樣激光測距傳感器I及CXD攝像處理單元2-1的信號，一旦發(fā)現(xiàn)飛行前方如70米內(nèi)有障礙物，中斷請求信號板11CPU，通知飛行前方有障礙物，控制無人直升機(jī)懸停；
[0037]②控制托架21轉(zhuǎn)至+85°位置(在機(jī)身上方)，探測機(jī)身上方(如70米內(nèi))是否有障礙物，若無障礙物，控制無人直升機(jī)上升中斷請求信號板IlCPU得到飛行高度(約50米)后懸停，再控制托架21轉(zhuǎn)至0°位置，探測機(jī)頭前方有無障礙物，若無障礙物，中斷請求信號板11通知飛行前方無障礙物，無人直升機(jī)繼續(xù)向前飛行，若有障礙物則重復(fù)②過程；
[0038]③若探測機(jī)身上方有障礙物，則控制托架21轉(zhuǎn)至0°位置，控制無人直升機(jī)懸停右轉(zhuǎn)(采樣電子羅盤7得到轉(zhuǎn)向角度)90°，探測機(jī)頭前方是否有障礙物，若無障礙物，控制無人直升機(jī)前行安全距離(如100米)后懸停左轉(zhuǎn)90°，重復(fù)①過程；
[0039]④在③過程中，若探測機(jī)頭前方有障礙物，則控制無人直升機(jī)懸停左轉(zhuǎn)180°，探測機(jī)頭前方是否有障礙物，若無障礙物，控制無人直升機(jī)前行安全距離(如100米)后懸停右轉(zhuǎn)90°，重復(fù)①過程；
[0040]⑤在④過程中，若探測機(jī)頭前方有障礙物，則控制無人直升機(jī)懸停右轉(zhuǎn)90°，然后向后飛行安全距離(如50米)后懸停，重復(fù)②過程。
[0041]本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)降落避水面的原理為:激光光束射入水面會(huì)折射入水里，其回波很弱或反射回波的距離大于其實(shí)際距離從水底反射而超聲波射入水面后大部分能量反射回來，其反射回的距離基本等于真實(shí)距離，利用這兩個(gè)測距傳感器對水面的反射波特性，就能判斷被測面是否水面，降落避水面采用激光測距傳感器值與超聲波測距傳感器值相比對的方法，無人機(jī)下方是水面的判斷依據(jù):LS1-Lia>KK，La=激光測距輸出值，Le=超聲波測距輸出值，Kpf=I米(在實(shí)驗(yàn)過程中選定)。
[0042]結(jié)合圖4，本發(fā)明降落避水面過程為:無人直升機(jī)在下降過程中，激光測距傳感器I探頭處于-85°位置(探頭向下)，飛控板10定時(shí)采樣超聲波測距傳感器3和激光測距傳感器I的信號，若采不到超聲測距傳感器3的值，則無人直升機(jī)一直下降，一旦采樣得到超聲波測距傳感器3的回波信號Le，馬上與激光測距傳感器I的回波的信號Lm進(jìn)行對比，若1^-1^<1^(1^=1米)，控制無人直升機(jī)降落，在Le〈IOcm時(shí)，關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，無人直升機(jī)降落；若，控制無人直升機(jī)懸停，使托架21轉(zhuǎn)至+85°位置，探測機(jī)身上方有無障礙物，若無障礙物控制無人直升機(jī)上開到安全距離(如30米)后懸停，使托架21轉(zhuǎn)至0°位置，探測機(jī)身前方有無障礙物，若無障礙物則控制無人直升機(jī)定速向前飛行安全距離(如100米的距離，飛行速度是定值，飛行時(shí)間決定飛行距離)后懸停使支架21轉(zhuǎn)至-85°位置，控制無人直升機(jī)下降重復(fù)上述過程。
[0043]本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)姿態(tài)調(diào)整的原理為:電子羅盤7+方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5-2、5-3+俯仰/橫滾角度傳感器6+飛控板10上的CPU+升降舵機(jī)17-1/左 副翼舵機(jī)17-2/右副翼舵機(jī)17-3/尾舵機(jī)17_4組成無人直升機(jī)姿態(tài)調(diào)整控制回路。本發(fā)明采用重量輕、價(jià)格低廉的磁阻式電子羅盤、MEMS角速率傳感器、MEMS角度傳感器，而不采用重量重、價(jià)格高的光纖陀螺。但磁阻式電子羅盤在無人直升機(jī)轉(zhuǎn)向飛行或飛行速度快時(shí)，不能實(shí)時(shí)輸出指北值，在慢穩(wěn)速直線飛行時(shí)，其值是可信的；MEMS角度傳感器受重力影響在有加速度情況下機(jī)身抖動(dòng)、風(fēng)力干擾、轉(zhuǎn)彎、變速飛行時(shí)，其角度值不準(zhǔn)，在慢穩(wěn)速飛行時(shí)其值是可信的；MEMS角速率傳感器由于受溫度影響存在零位漂移，其長時(shí)間積分累加得到的角度值不準(zhǔn)，但MEMS角速率傳感器在有加速度或有干擾時(shí)，其積分累加值短時(shí)間內(nèi)是可信的，若不斷用真實(shí)值對MEMS角速率傳感器積分累加值“清零”(使積分累加值=真實(shí)值)，則在不同工作溫度下、在有加速度或有干擾情況下飛行時(shí)MEMS角速率傳感器積分累加值是可信的。[0044]結(jié)合圖5，本發(fā)明狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)姿態(tài)調(diào)整的過程為:飛控板10加電后，①設(shè)置周期為20-50ms (可以根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)行選取和調(diào)整)的積分定時(shí)器及3-6秒定時(shí)器，定時(shí)20-50ms采樣方位/俯仰/橫滾角速率傳感器值，并積分20-50ms累加得到方位/俯仰/橫滾飛行角度值，若監(jiān)測到方位/俯仰/橫滾角速率值在一段時(shí)間(如2-5秒)內(nèi)變化< 1.5°時(shí)，可認(rèn)為此時(shí)無人直升機(jī)處于穩(wěn)態(tài)，而且電子羅盤值7、MEMS俯仰/橫滾角度傳感器6值是真實(shí)的，使方位飛行角度值Sa=電子羅盤7的值PA，俯仰/橫滾飛行角度值Se/Se=MEMS俯仰/橫滾角度傳感器6的值PE/PK，實(shí)現(xiàn)積分累加值“清零”，如此不斷“清零”從而得到無人直升機(jī)的真實(shí)方位角度Sa、俯仰角度Se、橫滾角度Sk ；
[0045]②定時(shí)(如3-6秒)中斷請求信號板11得到飛行狀態(tài)(如前進(jìn)、后退、懸停、盤旋)、飛行航向角Ha (以大地正飛為0°，東南西北順時(shí)針角度增大)及飛行高度差Λ H (無人直升機(jī)與航點(diǎn)軌跡的高度差)；
[0046]③定時(shí)(20-50ms)將方位積分值Sa與飛行航向角Ha進(jìn)行比較，若Λ S= | Sa-Ha | >1°則控制尾舵機(jī)17-4使機(jī)頭反向偏轉(zhuǎn)Λ S角度，使得無人直升機(jī)始終沿飛行軌跡Ha飛行；若Δ S〈l，則檢測方位角速率傳感器5-1有無輸出，若方位角速率傳感器5-1有輸出，則控制尾舵機(jī)17-4與方位角速率傳感器5-1值反向一個(gè)小角度，如此不斷采樣方位角速率傳感器
5-1值控制尾舵機(jī)17-4，使方位飛行角度與軌跡航向角度相等，達(dá)到飛行時(shí)航向平衡，同時(shí)消除機(jī)頭晃動(dòng)，實(shí)現(xiàn)“鎖尾”；
[0047]④定時(shí)20_50ms根據(jù)飛行狀態(tài)判斷Sk值(如前進(jìn)、后退、懸停Sk=O、順時(shí)針盤旋SK=10°、逆時(shí)針31；=-10° )，Ssk與飛行狀態(tài)值不符，則控制左/右副翼舵機(jī)，使sK與飛行狀態(tài)值相符，若Sk與飛行狀態(tài)相符,貝U檢測橫滾角速率傳感器5-3值有無輸出，若有輸出，則控制左/右副翼舵機(jī)使機(jī)身與橫滾角速率傳感器15-3反向一個(gè)小角度；
[0048]⑤定時(shí)(如3-6秒)判斷Λ H是否小于安全距離值，如30米，若Λ Η>30米，則控制升降舵17-1使機(jī)頭抬高30°或降低30°，使無人直升機(jī)按Λ H反方向爬升或下降至航向軌跡高度(Λ Η=±30米)若Λ Η〈30米，定時(shí)(20_50ms)根據(jù)飛行狀態(tài)判斷Se值(如前進(jìn)、盤mSE=-10°、后退SE=10°、懸停SE=0° )，若Se與飛行狀態(tài)不符，則控制升降舵機(jī)17-1使Se值與飛行狀態(tài)相符，若Se相符，則檢測俯仰傳感器5-2值是否有輸出，若有輸出，則控制升降舵機(jī)使機(jī)頭與俯仰角速率傳感器5-2值反向一個(gè)小角度，如此不斷采樣俯仰/橫滾角速率傳感器值5-2、5-3使無人直升機(jī)飛行高度與飛行軌跡相符，同時(shí)控制升降/左、右副翼舵機(jī)17-1、17-2、17-3，使俯仰/橫滾飛行角度與飛行狀態(tài)的俯仰/橫滾角度相等，同時(shí)使無人直升機(jī)飛行時(shí)機(jī)身平衡，消除機(jī)身抖動(dòng)。
[0049]結(jié)合圖9，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)動(dòng)力監(jiān)測的過程為:油量傳感器15+缸溫傳感器16組成無人直升機(jī)動(dòng)力監(jiān)測回路，信號板11加電后，定時(shí)(如3-6秒)采樣油量傳感器值15及缸溫傳感器16值并計(jì)算返程油量值，公式為:
V-1} > (式中乂油=目前油量值，V_j=飛行前油量值,V_=降落時(shí)最小油量值)。若地
面控制終端19初始設(shè)置要求無人直升機(jī)在執(zhí)行一系列事件后自主返航降落，信號板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)采樣油量傳感器15值通過上述公式計(jì)算得到當(dāng)前油量若已處于臨界油量
& =5升，則立即中斷通知飛控板10CPU，飛控板10CPU中止正在進(jìn)行的飛行操作
控制尾舵機(jī)17-4使無人直升機(jī)返航；若初始設(shè)置沒有要求無人直升機(jī)自主返航，則信號板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)采樣油量傳感器15值，若檢測V_時(shí)，則立即中斷通知飛控板10CPU，飛控板IOCPU中止正在進(jìn)行的飛行操作控制升降舵機(jī)17-1使無人直升機(jī)降落；信號板IlCPU若采樣缸溫傳感器16值Vfc >缸溫極限值Vfcmax,則立即中斷通知飛控板10CPU，飛控板10CPU控制升降舵機(jī)17-1使無人直升機(jī)降落，以保護(hù)發(fā)動(dòng)機(jī)不致于過熱損壞。
[0050]結(jié)合圖10和圖12，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)飛行高度控制的過程為:信號板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)采樣GP8S及高度計(jì)值，將GPS8和高度計(jì)9值進(jìn)行加權(quán)(H=0.4Hg+0.6HS式中H=無人直升機(jī)高度，Hg=GPS輸出的高度值，Hs =高度計(jì)輸出的高度值)處理后得到飛行高度值H，將飛行高度值與預(yù)置軌跡高度值H0相比，得到飛行高度差值Λ H (Δ H=H-Htl),信號板IlCPU等待飛控板10CPU中斷請求時(shí)將飛行高度差值Λ H傳送給飛控板10CPU，飛控板10CPU控制升降舵機(jī)17_1，使無人直升機(jī)在預(yù)置的高度范圍內(nèi)飛行。
[0051]結(jié)合圖10和圖11，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的飛控板10控制飛行的過程為:
[0052]①定時(shí)(如20-50ms)采樣方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5_2、5_3值并積分累加得到飛行角度SA、SE、Se,并定時(shí)(如2-5秒)用穩(wěn)態(tài)的電子羅盤7值、俯仰/橫滾角度6值對方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5-2、5-3積分累加值SA、SE、Se進(jìn)行“清零”；
[0053]②定時(shí)(如3-6秒)中斷請求信號板IlCPU得到無人直升機(jī)航向角Ha、高度差Λ H，得到飛行狀態(tài)(如前進(jìn)、后退、懸停、盤旋、升降、返航)控制尾舵機(jī)17-4、左/右副翼舵機(jī)
17-2、17-3、升降舵機(jī)17-1使飛行角度值SA、SE、Se與航向角HA，飛行狀態(tài)俯仰、橫滾角度值相等，控制升降舵機(jī)17-1使飛行高度與飛行軌跡高度相等(Λ H<30米)；
[0054]③定時(shí)(如20-50ms)利用方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5_2、5_3值形成負(fù)反饋回路/控制升降/左、右副翼/尾舵機(jī)17-1、17-2、17-3、17-4，使無人直升機(jī)姿態(tài)保護(hù)平衡且機(jī)身不晃動(dòng)不抖動(dòng)；
[0055]④定時(shí)(如2-5秒)采樣激光測距傳感器I及CXD攝像圖像處理單元2_1值，判斷飛行前方是否有障礙物，若有障礙物則避障飛行；
[0056]⑤下降時(shí)定時(shí)(如1-3秒)采樣超聲波傳感器3值、激光測距傳感器I值根據(jù)兩個(gè)測距值的差值判斷降落點(diǎn)是否為水面，若是水面則另選降落點(diǎn)，避水面降落；
[0057]⑥定時(shí)(如2-5秒)采樣測速傳感器14，一旦發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速低于其下限值(如6000轉(zhuǎn)/分)時(shí)，確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)熄滅，并中斷請求信號板10CPU獲取無人直升機(jī)高度，當(dāng)無人直升機(jī)高度在100米?300米之間發(fā)出開傘指令開傘指令通過飛控板藍(lán)牙模塊10-1通知降落傘盒藍(lán)牙模塊4-2打開降落傘使無人直升機(jī)緩慢下降；
[0058]⑦定時(shí)(如2-5秒)采樣測速傳感器14，調(diào)節(jié)油門舵機(jī)17-5使發(fā)動(dòng)機(jī)在自適應(yīng)飛行過程中轉(zhuǎn)速控制在8000轉(zhuǎn)/分鐘左右；
[0059]⑧飛控板10與信號板11之間采用中斷請求方式聯(lián)系，數(shù)據(jù)通過串口方式傳輸，飛控板10定時(shí)(如3-6秒)中斷請求從信號板11獲得預(yù)置的飛行參數(shù)(如航向值、高度差值、飛行/懸停、盤旋、返航、降落)，同時(shí)飛控板10輸出方位/俯仰/橫滾飛行角度值SA、SE、SK及飛行避降情況給信號板11 ;
[0060]⑨在遙控模式下，通過遙接收機(jī)13，按地面遙控器20指令控制升降舵機(jī)17-1、左副翼舵機(jī)17-2、右副翼舵機(jī)17-3、尾舵機(jī)17-4、油門舵機(jī)17_5工作。[0061]結(jié)合圖12和圖13，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的信號板11產(chǎn)生飛行軌跡的過程為:
[0062]①信號板11與數(shù)傳電臺12采用串口通信方式，無人直升機(jī)在起飛前，通過數(shù)傳電臺12接收地面控制終端19的飛行參數(shù)指令(如航點(diǎn)的經(jīng)/緯度、飛行高度、是否懸停/懸停時(shí)間、是否盤旋/盤旋時(shí)間、是否返航、降落點(diǎn)經(jīng)/緯度)，并將飛行參數(shù)指令存貯在信號板IlCPU內(nèi)，(CPU可存貯100個(gè)航點(diǎn)的飛行參數(shù))，CPU根據(jù)飛行軌跡各航點(diǎn)的經(jīng)/緯度值計(jì)算得到無人直升機(jī)的飛行航向值Ha ；
[0063]②無人直升機(jī)在自適應(yīng)或遙控狀態(tài)飛行過程中，在數(shù)傳電臺12作用范圍內(nèi)，信號板IlCPU接收地面控制終端19的新飛行參數(shù)指令并修改已預(yù)存的飛行參數(shù)；
[0064]③信號板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)將無人直升機(jī)狀態(tài)信息(如經(jīng)/緯度、航向、高度、是否懸停、是否盤旋、是否降落、油量、發(fā)動(dòng)機(jī)缸溫、俯仰/橫滾飛行角、飛行前方是否有障礙、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速)通過數(shù)傳電臺12傳送給地面控制終端19 ；
[0065]④信號板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)采樣油量傳感器值15并根據(jù)預(yù)置的飛行指令，計(jì)算油量(公式為:是否支持返航，若油量告警立即以中斷方式通知飛控板
10CPU，飛控板10CPU控制升降舵機(jī)17-1或尾舵機(jī)17-4使無人直升機(jī)降落或返航；
[0066]⑤信號板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)米樣缸溫傳感器16,若缸溫傳感器16值超限告警，立即以中斷方式通知飛控板10CPU，飛控板10CPU控制升降舵機(jī)17-1，使無人直升機(jī)下降；
[0067]⑥信號板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)采樣GPS8經(jīng)度/緯度/高度值，采樣高度計(jì)9值，將GPS8高度值40%+高度計(jì)9值60%得到無人直升機(jī)飛行高度值與存貯在信號板IlCPU內(nèi)的預(yù)設(shè)飛行軌跡高度值進(jìn)行計(jì)算，得到無人直升機(jī)高度差值Λ H，在收到飛控板10中斷請求時(shí)，將航向角Ha、高度差值Λ H、是否懸停、是否盤旋、是否返航、是否降落信息發(fā)送給飛控板 10CPU ；
[0068]⑦信號板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)中斷請求飛控板10CPU，得到方位/俯仰/橫滾飛行角度SA、SE、Se發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速Vif及是否遇障信息。
[0069]結(jié)合圖14，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法的地面控制終端19與遙控器20組成地面控制單元，其工作過程為:地面控制終端19內(nèi)置地面數(shù)傳電臺19-1，終端軟件(終端軟件在PC Windows平臺上,基于Visual C++6.0環(huán)境下開發(fā))嵌入電子地圖軟件,地面控制終端19的終端顯示器顯示電子地圖界面:
[0070]①操作者在電子地圖界面上用鼠標(biāo)點(diǎn)擊無人直升機(jī)的飛行軌跡，終端軟件自動(dòng)生成軌跡航點(diǎn)的經(jīng)/緯度(控制軟件支持100個(gè)航點(diǎn)坐標(biāo)，可以根據(jù)需要確定)，在各航點(diǎn)處設(shè)置飛行參數(shù)(如飛行高度、是否懸停/懸停時(shí)間、是否盤旋/盤旋時(shí)間、是否返航、是否降落)，并將這些飛行參數(shù)通過地面數(shù)傳電臺19-1發(fā)送至無人直升機(jī)上數(shù)傳電臺12，數(shù)傳電臺12傳輸給信號板IlCPU ；
[0071]②在自適應(yīng)或遙控狀態(tài)飛行過程中，在地面數(shù)傳電臺19-1作用范圍內(nèi)，地面控制終端19可以修改飛行軌跡并將新軌跡參數(shù)通過地面數(shù)傳電臺19-1發(fā)送至信號板11CPU，同時(shí)通過地面數(shù)傳電臺19-1接收并顯示信號板IICPU傳送的無人直升機(jī)飛行狀態(tài)信息(如經(jīng)/緯度、高度、是否懸停、是否盤旋、是否降落、油量、是否遇障、飛行方位/俯仰/橫滾角度、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、缸溫);
[0072]③遙控器采用目前常用的航模遙控器，當(dāng)?shù)孛婵刂平K端19設(shè)置成遙控飛行狀態(tài)時(shí)，無人直升機(jī)的飛行由操作者操作遙控器控制，但地面控制終端19仍定時(shí)顯示無人直升機(jī)的飛行狀態(tài)信息，飛控板10CPU仍定時(shí)(如2-5秒)采樣測速傳感器14，一旦發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)26轉(zhuǎn)速低于其下限值時(shí)，表明發(fā)動(dòng)機(jī)26空中熄火，飛控板10CPU發(fā)出開傘指令，降落傘仍然會(huì)自動(dòng)打開，幫助操作者使無人直升機(jī)緩慢降落，使損失最小。
[0073]實(shí)施例
[0074]參見圖1，本發(fā)明小型無人直升機(jī)飛行控制方法能夠?qū)崿F(xiàn)避障飛行；降落避水面；飛行姿態(tài)自適應(yīng)控制；動(dòng)力監(jiān)測；發(fā)動(dòng)機(jī)熄火自動(dòng)開傘；飛控板控制飛行；信號板產(chǎn)生飛行軌跡；地面控制單元的終端顯示屏電子地圖界面上設(shè)置、顯示飛行參數(shù)等功能。具體內(nèi)容如下。
[0075]1、避障飛行
[0076]本發(fā)明CXD攝像頭2及圖像處理單元2-1采用成熟技術(shù)。本發(fā)明的激光測距傳感器I選用:測量精度1cm，測量距離70米，工作溫度_25°C~+55 °C，動(dòng)態(tài)(運(yùn)動(dòng)速度〈10米/秒)連續(xù)測量響應(yīng)時(shí)間〈1.2秒，串口碼率19200b/秒，供電DC9-30v，重量130克。參照圖2將激光測距傳感器I及CXD攝像頭2固定在可±90°轉(zhuǎn)動(dòng)的托架21上，托架21與機(jī)頭方向一致時(shí)為0° ,機(jī)身上方為+90° ,機(jī)身下方為-90° ,與直升機(jī)機(jī)頭方向相同的方向?yàn)橛?，在托?1右側(cè)面安裝一個(gè)托架齒輪21-1，左側(cè)面對應(yīng)位置安裝一個(gè)圓板21-2，將2個(gè)軸承21-31、20-32分別嵌入托架齒輪21-1，圓板21-2中心內(nèi)，在無人直升機(jī)主干骨架22前部固定2個(gè)軸21-41,21-42且使2個(gè)軸21-41,21-42分別插入軸承21-31,21-32內(nèi)；托架舵機(jī)21-5固定在主干骨架22上，托架舵機(jī)21-5軸上安裝舵機(jī)齒輪21_6，舵機(jī)齒輪21_6與托架齒輪21-1齒數(shù)相同且互相嚙合，托架舵機(jī)21-5受飛控板控制。避障飛行時(shí)將激光測距傳感器I設(shè)置成連續(xù)測量輸出方式，激光探頭與機(jī)頭方向一致，飛控板10CPU定時(shí)(2秒)從串口讀取激光測距傳感器I的值及CCD攝像處理單元2-1的值，若測到機(jī)頭前方30~70米有障礙物，控制無人直升機(jī)懸停，執(zhí)行飛行避障程序，其飛行避障程序流程見圖3，飛行避障策略是:先上一后右一再左一最后退，按此避障策略，執(zhí)行飛行避障程序，就能控制無人直升機(jī)繞開障礙物，實(shí)現(xiàn)避障飛行。
[0077]2、降落避水面
[0078]本發(fā)明的超聲波測距傳感器3選用:測量精度1cm，測量距離15米，工作溫度_25°C~+55°C，動(dòng)態(tài)(運(yùn)動(dòng)速度〈3米/秒)連續(xù)測量響應(yīng)時(shí)間〈I秒，串口碼率19200b/秒，供電DC9-30v，重量160克。超聲波測距傳感器3安裝在無人直升機(jī)主干骨架22的中部下方，其探頭朝下，超聲波測距傳感器3選擇連續(xù)輸出方式。無人直升機(jī)降落時(shí)，飛控板10CPU定時(shí)(I秒)從串口讀取超聲波傳感器3的值，若測到機(jī)身下方有回波信號值Le時(shí)，再從串口讀取激光測距傳感器I的值，若無回波值或回波值1^-1^> KpfCLe=I左右，試驗(yàn)決定)表明無人直升機(jī)下方是水面，控制無人直升機(jī)懸停，執(zhí)行降落避水面程序，其降落避水面程序流程見圖4，執(zhí)行降落避水程序就能使無人直升機(jī)降落時(shí)避開水面降落。
[0079]3、飛行姿態(tài)自適應(yīng)控制
[0080]本發(fā)明采用價(jià)格低廉的GPS (型號RISE-GPS-MOH)、氣壓式高度計(jì)(型號MPL3115A2)、磁阻式電子羅盤(型號DCM250)、MEMS俯仰/橫滾角度傳感器(型號SCA320)、MEMS方位/俯仰/橫滾角速率傳感器(型號MEV50C)作為飛行姿態(tài)敏感元件。見圖5，飛行姿態(tài)自適應(yīng)控制程序流程為:飛控板10加電后，CPU設(shè)置20ms定時(shí)器，在飛行過程中，①定時(shí)(20ms)定時(shí)采樣方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5-2、5-3的值并積分累加得到方位/俯仰/橫滾飛行角度值SA、Se> Se,在2秒時(shí)間內(nèi)，若米樣的方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5-2、5-3的值變化〈1.5°，從串口讀電子羅盤7值，使方位飛行角度值=電子羅盤7值，采樣俯仰/橫滾角度傳感器6值，使俯仰/橫滾飛行角度值=俯仰/橫滾角度傳感器6值；②定時(shí)20ms將飛行方位角度值Sa與飛行航向角Ha進(jìn)行比較，控制尾舵機(jī)17_4使ASa= I Sa-Ha I <1°控制無人直升機(jī)沿飛行軌跡飛行，若Λ SA〈1°，則檢測方位角速率傳感器5-1值VeA有無輸出，方位角速率傳感器5-1值νω(νω>0，無人直升機(jī)按東一南一西一北順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，VeA < O逆時(shí)針旋轉(zhuǎn))，若I Vga I >VGA0 (Vgao=0.5。/秒)，則控制尾舵機(jī)17-4向VeA相反的方向轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)小角度,使無人直升機(jī)按VeA相反方向旋轉(zhuǎn),如此不斷米樣VeA,控制尾舵機(jī)17-4使無人直升機(jī)飛行時(shí)達(dá)到航向平衡，同時(shí)消除機(jī)頭晃動(dòng)，實(shí)現(xiàn)“鎖尾”;③定時(shí)20ms根據(jù)飛行狀態(tài)，判斷Sk (前進(jìn)、后退、懸停SK=0°、順時(shí)針盤旋SK=+10°，逆時(shí)針盤旋Se=-1O0 )，若Sk值與飛行狀態(tài)橫滾值不符，則控制左/右副翼舵機(jī)17-2、17-3使Sk=飛行狀態(tài)橫滾值，若Λ Sk= I Sk-飛行狀態(tài)橫滾值I〈1°則檢測橫滾角速率傳感器5-3值VeK有無輸出；(VeK>0，機(jī)身向右傾 斜，VeK〈0，機(jī)身向左傾斜)，若I Vge I >VGE0 (Vgeo=0.5° /秒)則控制左/右副翼舵機(jī)17-2、17-3按VeK相反方向轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)小角度，使無人直升機(jī)機(jī)身按VeK相反方向旋轉(zhuǎn)；④定時(shí)(3秒)根據(jù)Λ H (飛行高度差值、信號板11輸入)，控制升降舵機(jī)17-1按Λ H相反方向轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)角度，使無人直升機(jī)機(jī)頭向上30° (上升)或向下30° (下降)，控制無人直升機(jī)使Λ Η〈30米。若Δ Η〈30米(定時(shí)20ms)根據(jù)飛行狀態(tài)，判斷飛行俯仰角度值Se (前進(jìn)、盤旋Se=-10°、后退Se=+10°、懸停Se=0° )若Se與飛行狀態(tài)俯仰值不符，則控制升降舵機(jī)17-1使Λ Se= I Se-飛行狀態(tài)橫滾值I〈1°，若ASE〈1°，則檢測俯仰角速率傳感器5-2值￥<^，(VeE> 0，無人直升機(jī)機(jī)頭向上運(yùn)動(dòng)，VeE〈0，機(jī)頭向下運(yùn)動(dòng))，若I VeE I >VGE0(VGE0=0.5° /秒)，則控制升降舵機(jī)17-1按VeE相反方向轉(zhuǎn)一個(gè)小角度，使無人直升機(jī)機(jī)頭按VeE相反方向旋轉(zhuǎn)，如此不斷采樣VeE/VeK控制升降/左/右副翼舵機(jī)17-1、17-2、17-3，達(dá)到飛行時(shí)姿態(tài)平衡，消除機(jī)身抖動(dòng)。
[0081]4、動(dòng)力監(jiān)測
[0082]4.1油量監(jiān)測
[0083]本發(fā)明選用壓力式油量傳感器(型號:PTH-708C-0.5Mh2o)，重量120克，油量傳感器串口輸出，碼率19200b/秒。參照圖9，將油量傳感器15固定在無人直升機(jī)右油箱25的側(cè)面，用一軟管將右油箱25底部與油箱傳感器15底部相連通，油量傳感器15實(shí)時(shí)反映右油箱25的剩油狀態(tài)，油量傳感器15輸出與信號板11相連。無人直升機(jī)在自適應(yīng)飛行過程中，信號板IlCPU定時(shí)3秒讀取油量傳感器15的值，根據(jù)自適應(yīng)飛行軌跡參數(shù)要求解算無
人直升機(jī)返程油量，返程油量要滿足>巧由初丨巧由O，(式中Vm=目前油量值，V_ =
飛行前油量值，V^0=降落時(shí)最小油量值)，若地面控制終端設(shè)置無人直升機(jī)需要返航降落，信號板IlCPU—旦監(jiān)測到目前油量已過臨界值，立即中斷通知飛控板10CPU，不論無人直升機(jī)是否完成預(yù)定的任務(wù)，立即按原程徑返航降落。[0084]4.2.缸溫監(jiān)測
[0085]本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)缸溫傳感器16采用熱敏電阻，無人直升機(jī)在自適應(yīng)飛行過程中，信號板IlCPU定時(shí)(3秒)米樣缸溫傳感器16的值,一旦發(fā)現(xiàn)米樣的值 > 缸溫極限值，立即中斷通知飛控板10CPU使無人直升機(jī)降落，保護(hù)發(fā)動(dòng)機(jī)。
[0086]5、發(fā)動(dòng)機(jī)熄火開傘
[0087]本發(fā)明選用霍爾開關(guān)作為測速傳感器14將磁鋼片作為測速傳感器探頭14-1固定在無人直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)軸27上，霍爾開關(guān)固定在發(fā)動(dòng)機(jī)26外殼上，當(dāng)磁鋼與霍爾開關(guān)相近時(shí)，霍爾開關(guān)為“ I ”，否則為“0”，將降落傘盒4固定在無人直升機(jī)的芯軸23正上方，見圖7,若無人直升機(jī)無芯軸機(jī)構(gòu),要對無人直升機(jī)主軸結(jié)構(gòu)進(jìn)行改造,加裝芯軸以便安裝降落傘盒。參照圖6:將傘電池4-1、傘藍(lán)牙模塊4-2安裝在降落傘盒4的底部；將傘彈簧4-4兩端分別固定在彈簧墊板4-3、傘墊板4-5上，將彈簧墊板4-3放在傘電池4-1上方；將引導(dǎo)傘4-7與傘4-8用一根尼龍繩相連,主傘4-8用兩個(gè)尼龍繩固定在降落傘盒4內(nèi)壁上，將引導(dǎo)傘4-7、主傘4-8折疊后放在傘墊板4-5上方；將傘電源開關(guān)4-6安裝在降落傘盒4外壁下方；將降落傘盒蓋板4-9用盒蓋彈簧4-10與降落傘盒4上壁邊沿相連；將電磁鎖鎖扣4-12固定在降落傘盒上壁邊沿，將電磁鎖4-11固定在降落傘盒蓋板4-9內(nèi)面，降落傘盒蓋板4-9與降落傘盒4合上后，電磁鎖4-11的鎖舌4-13插入電磁鎖鎖扣4_12內(nèi)，電磁鎖4-11吸合受傘藍(lán)牙模塊4-2控制，電磁鎖4-11吸合后，鎖舌4-13從鎖扣4_12內(nèi)拔出。無人直升機(jī)起飛前閉合傘電源開關(guān)4-6，傘藍(lán)牙模塊4-2加電，無人直升機(jī)在自適應(yīng)或遙控狀態(tài)飛行中，飛控板10CPU采用中斷方式將測速傳感器14，霍爾傳感器的“I”進(jìn)行累加，定時(shí)2秒檢查測速傳感器的“I”累加數(shù)，若檢測到“I”的累加數(shù)〈50，表明發(fā)動(dòng)機(jī)25空中熄火，立即中斷請求信號板11CPU，判斷無人直升機(jī)高度是否在100米?300米之間，若是立即通過飛控板10上開傘藍(lán)牙模塊10-1發(fā)出開傘指令，降落傘盒4內(nèi)傘藍(lán)牙模塊4-2接收到開傘命令，立即使電磁鎖4-11吸合，鎖舌4-13從鎖扣4-12內(nèi)拔出，降落傘盒蓋板4_9在盒蓋彈簧4-10的彈力下自動(dòng)打開，引導(dǎo)傘4-7、主傘4-8由于傘彈簧4-4的彈力而自動(dòng)拋出，在大氣壓作用下，引導(dǎo)傘4-7帶動(dòng)主傘4-8展開，見圖8，在主傘4-8的牽引下，無人直升機(jī)緩慢降落，保證了無人直升機(jī)落地時(shí)安全。
[0088]6、飛控板實(shí)現(xiàn)
[0089]本發(fā)明飛控板10CPU采用RAM單片機(jī)(型號為:LPC1768，工作主頻80M，片內(nèi)FLASH512K,片內(nèi)RAM64K，4個(gè)串口，8路12位A/D變換，6路PWM輸出，32個(gè)I/O 口)，飛控板10上集成有232擴(kuò)展口、脈沖整形電路、模擬信號放大電路、手搖/自動(dòng)切換電路、串口通信模塊、舵機(jī)驅(qū)動(dòng)電路和電源管理模塊。參照圖10將激光測距傳感器1232串口、CCD攝像處理單元2-1 (232串口)、超聲波測距傳感器3 (232串口)、俯仰/橫滾角度傳感器6 (模擬口)、電子羅盤7 (232串口)、遙控接收機(jī)(型號:R6008HS)13 (I/O 口)、霍爾開關(guān)測速傳感器14 (I/O 口)、鋰 / 鎳氫電池(8v-4000mAh/8v-45000mAh)18-l，18-2、升降 / 左副翼 / 右副翼/ 尾 / 油門 / 托架舵機(jī)(型號 S9157)17-l，17-2，17-3, 17-4, 17-5,21-5 (PWM 口)、信號板 11(232串口)與飛控板10相連，將方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1，5-2，5-3 (模擬口)及藍(lán)牙模塊10-1焊接在飛控板10上，其中鋰電池18-1給飛控板10及傳感器供電，鎳氫電池
18-2給舵機(jī)供電。見圖11，飛控板程序流程為:飛控板CPU加電后，設(shè)置232串口碼率為19200bit/秒，①啟動(dòng)20ms定時(shí)器，采樣方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5_1，5-2, 5-3并進(jìn)行累加積分得到方位/俯仰/橫滾飛行角度值SA、SE、Se并通過電子羅盤7值、俯仰/橫滾角度傳感器6值對SA、SE、Se進(jìn)行清零“校準(zhǔn)”，見第3部分；②定時(shí)(20ms)將飛行角度值SA、SE、SK與飛行航向角Ha、飛行狀態(tài)俯仰角度值、飛行狀態(tài)橫滾角度值進(jìn)行比較，控制升降/左 / 右副翼 / 尾舵機(jī) 17-1、17-2、17-3、17-4 使Λ SA、Λ SE、Λ SK〈1° ;③定時(shí)(20ms)判斷方位/俯仰/橫滾角速率傳感器5-1、5-2、5-3值是否有輸出，若其輸出值I VeAI > I Vge K I Vge I >VGA0,VGE0VGE0 (VGAO,VGEOVGEO=0.5° / 秒)控制升降 / 左 / 右副翼 / 尾舵機(jī)17-1、17-2、17-3、17-4使無人直升機(jī)機(jī)頭或機(jī)身反VeA、VGE, Vge轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)小角度，使無人直升機(jī)不晃動(dòng)，不抖動(dòng)，見第3部分；④定時(shí)(3秒)判斷Λ H是否〈30米，若Λ Η>30米則控制升降舵機(jī)17-1使無人直升機(jī)按Λ H反方向轉(zhuǎn)動(dòng)30°使無人直升機(jī)爬升或下降。飛控板10CPU按①、②、③、④流程對飛行姿態(tài)進(jìn)行自適應(yīng)控制；⑤定時(shí)(2秒)從串口讀取激光測距傳感器I及CCD攝像處理單元2-1的值，控制無人直升機(jī)避障飛行，見第I部分；?采用中斷方式累加測速傳感器(如霍爾開關(guān))14 “I”個(gè)數(shù)，定時(shí)(2秒)檢測“I”累加值，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)是否熄火，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)熄火自動(dòng)開傘，見第5部分；⑦定時(shí)(2秒)檢測測速傳感器14 “I”累加值，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速是否在7500?8000轉(zhuǎn)/分鐘，控制油門舵機(jī)17-5使發(fā)動(dòng)機(jī)恒速轉(zhuǎn)動(dòng)；⑧無人直升機(jī)降落時(shí)定時(shí)(如I秒)從串口讀取超聲波測距傳感器3，激光測距傳感器I的值，控制無人直升機(jī)降落避水面，見第2部分；⑨定時(shí)3秒中斷請求信號板IlCPU得到飛行軌跡參數(shù)(是否遙控狀態(tài)飛行、航向角Ha、高度差Λ H、是否懸停、是否盤旋、是否返航、是否降落)并將飛行狀態(tài)參數(shù)(方位/俯仰/橫滾飛行角度SA、SE、Sk、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速Vif、是否避障)傳送給信號板IlCPU ;⑩無人直升機(jī)在遙控狀態(tài)下飛行，飛控板不執(zhí)行上述①、②、③、④、⑤、⑦、⑧程序，無人直升機(jī)飛行由地面操作人員通過遙控接收機(jī)13進(jìn)行控制。
[0090]7、信號板實(shí)現(xiàn)
[0091]本發(fā)明信號板IlCPU采用RAM單片機(jī)(型號:LPC1768，工作主頻80M，片內(nèi)FLASH512K,片內(nèi)RAM64K, 4個(gè)串口，8路12位A/D變換，6路PWM輸出，100個(gè)I/O 口)，信號板11上集成有串口通信模塊、模擬信號放大電路和電源管理模塊。參照圖12，將GPS8(232串口)、氣壓式高度計(jì)9 (I2C總線)、油量傳感器15 (485串口)、數(shù)傳電臺12 (型號MaxStream，232串口)、缸溫傳感器(熱敏電阻)16 (模擬口)、鋰電池18-1、飛控板10 (232串口)與信號板11相連。見圖13，信號板程序流程為:信號板IlCPU加電后，設(shè)置串口碼率為19200bit/秒，①通過數(shù)傳電臺12將地面控制終端19發(fā)送的無人直升機(jī)飛行軌跡參數(shù)(是否遙控狀態(tài)、航點(diǎn)經(jīng)/緯度、高度、是否懸停/懸停時(shí)間、是否盤旋/盤旋時(shí)間、是否返航、降落點(diǎn)經(jīng)/緯度)存貯在信號板IlCPU片內(nèi)RAM中；②將相鄰兩航點(diǎn)連成直線解算得到該航點(diǎn)的航向角值Ha ;③定時(shí)(3秒)將無人直升機(jī)狀態(tài)信息(經(jīng)/緯度、飛行方位/俯仰/橫滾角度值SA、SE、SK、是否懸停、是否盤旋、油量Vtt、缸溫V.飛行前方是否有障礙物、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速Vif)通過數(shù)傳電臺12傳送給地面控制終端19 ;④實(shí)時(shí)通過數(shù)傳電臺12接收地面控制終端19的飛行軌跡更改命令；⑤定時(shí)(3秒)從串口讀取油量傳感器15的值，解算油量是否支持返程，見第4部分；⑥定時(shí)3秒采樣缸溫傳感器16值—旦發(fā)現(xiàn)Vfc值 > 缸溫極限值，立即中斷通知飛控板10CPU使無人直升機(jī)降落，檢查故障，保護(hù)發(fā)動(dòng)機(jī)；⑦定時(shí)3秒從串口讀取GPS7經(jīng)/緯/高度值，從I2C 口讀取氣壓式高度計(jì)9值，將GPS8高度值的40%與氣壓式高度計(jì)9高度值的60%相加得到無人直升機(jī)飛行高度值H，將H與預(yù)置軌跡的航點(diǎn)高度Htl值相比較，得到無人直升機(jī)飛行高度差值Λ H Δ H=H-H0 ;⑧實(shí)時(shí)響應(yīng)飛控板10的中斷請求，將航向角Ha、高度差值Λ H、是否懸停、是否盤旋、是否返航、是否降落信息通過串口傳送給飛控板10 ；⑨定時(shí)3秒中斷請求飛控板10CPU，得到飛行方位/俯仰/橫滾角度SA、SE、Se,發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速V胃及是否遇障彳目息。
[0092]1.1.8地面控制終端實(shí)現(xiàn)
[0093]本發(fā)明地面控制終端19采用目前通用型筆記本電腦，地面數(shù)傳電臺(型號:MaxStream) 19-1及遙控器(型號:IOCAP/1OCHP/10CP) 20，遙控器是目前航模通用的設(shè)備，地面數(shù)傳電臺19-1與無人直升機(jī)上數(shù)傳電臺12相同組成無線通信通道，遙控器20與無人直升機(jī)上遙控接收機(jī)13組成遙控器指令通信通道，將筆記本電腦與地面數(shù)傳電臺19-1用串口連接，地面控制終端軟件嵌入電子地圖軟件，終端軟件在PC Windows平臺上基于VisualC++6.0環(huán)境下開發(fā)。地面控制終端19操作程序流程見圖14，地面控制終端19加電后，顯示電子地圖界面，①操作者選擇自動(dòng)飛行/遙控器飛行，若選擇遙控器飛行，操作遙控器20控制無人直升機(jī)；②若選擇自動(dòng)飛行，操作者用鼠標(biāo)在電子地圖界面上點(diǎn)擊飛行軌跡航點(diǎn)位置，地面控制終端軟件自動(dòng)生成航點(diǎn)經(jīng)/緯度坐標(biāo)，地面控制終端軟件支持100個(gè)航點(diǎn)，在軌跡的航點(diǎn)上設(shè)置軌跡飛行參數(shù)(高度、是否懸停/懸停時(shí)間、是否盤旋/盤旋速度、是否返航、是否降落)，通過地面數(shù)傳電臺19-1及機(jī)上數(shù)傳電臺12將上述各航點(diǎn)的經(jīng)/緯度坐標(biāo)及軌跡飛行參數(shù)傳送給信號板IICPU;③無人直升機(jī)在飛行過程中(自動(dòng)飛行或遙控飛行)，在數(shù)傳電臺12/19-1有效作用范圍內(nèi)，地面控制終端19每隔3秒收到無人直升機(jī)信號板IlCPU通過機(jī)上數(shù)傳電臺12傳送來的無人直升機(jī)狀態(tài)信息(經(jīng)/緯點(diǎn)、高度、是否懸停、是否盤旋、是否遇障、是否降落、飛行方位/俯仰/橫滾角度、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、缸溫、油量)并將這些信息顯示在電子地圖界面上，其中以一個(gè)小飛機(jī)圖樣代表無人直升機(jī)，根據(jù)接收到的無人直升機(jī)經(jīng)/緯度參數(shù)在電子地圖相對應(yīng)的經(jīng)/緯度位置上顯示小飛機(jī)圖樣無人直升機(jī)在飛行過程中(自動(dòng)飛行或遙控器飛行)，在數(shù)傳電臺12/19-1有效作用范圍內(nèi)，操作者可以在地面控制終端19上切換飛行模式(自動(dòng)飛行/遙控飛行);⑤無人直升機(jī)在自動(dòng)飛行過程中，在數(shù)傳電臺12/19-1有效作用范圍內(nèi)，操作者可以在地面控制終端19上修改飛行軌跡參數(shù)并通過數(shù)傳電臺12/19-1傳給信號板11CPU。
【權(quán)利要求】
1.一種小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于通過小型無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)飛行控制過程，該小型無人直升機(jī)飛行控制方法包括飛行執(zhí)行單元、狀態(tài)傳感器單元、降落傘單元、飛行控制單元、地面控制終端及遙控器單元，飛行執(zhí)行單元包括升降舵機(jī)(17-1)、左副翼舵機(jī)(17-2 )、右副翼舵機(jī)(17-3 )、尾舵機(jī)(17-4)、油門舵機(jī)(17_5 )、右油箱(25)、發(fā)動(dòng)機(jī)(26)、舵機(jī)電池(18-2);狀態(tài)傳感器單元包括激光測距傳感器(1)、(XD攝像頭(2)、圖像處理單元(2-1)、超聲波測距傳感器(3)、方位角速率傳感器(5-1)、俯仰角速率傳感器(5-2)、橫滾角速率傳感器(5-3)、俯仰/橫滾角度傳感器(6)、電子羅盤(7)、GPS (8)、高度計(jì)(9)、測速傳感器(14)、油量傳感器(15)、缸溫傳感器(16);降落傘單元由降落傘盒(4)組成；飛行控制單元包括飛控板(10)、飛控板藍(lán)牙模塊(10-1)、信號板(11)、數(shù)傳電臺(12)、遙控接收機(jī)(13)和控制電池(18-1)； 無人直升機(jī)操作員閉合地面控制終端(19)電源開關(guān)后，在地面控制終端(19)的電子地圖顯示界面上設(shè)置無人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)；通過地面數(shù)傳電臺(19-1)將所有飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)傳輸至無人直升機(jī)上數(shù)傳電臺(12);數(shù)傳電臺(12)與信號板(11)相連，信號板(11)將地面控制終端(19)發(fā)送來的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)存貯在飛行參數(shù)單元內(nèi)；信號板(11)定時(shí)將各航點(diǎn)經(jīng)度、緯度解算成以地理正北為0°，北一東一南一西一北為O。~360°的飛行航向角Ha，并存貯在飛行參數(shù)單元內(nèi)，信號板(11)定時(shí)采樣GPS (8)、高度計(jì)(9)，得到無人直升機(jī)經(jīng)度、緯度即得到無人直升機(jī)的航點(diǎn)序號，根據(jù)GPS (8)、高度計(jì)(9)的值得到無人直升機(jī)的高度與航點(diǎn)高度的差值Δ H ;飛控板(10)定時(shí)從信號板(11)得到飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)；飛控板(10)定時(shí)采樣方位角速率傳感器(5-1)、俯仰角速率傳感器(5-2)、橫滾角速率傳感器(5-3)值并對采樣值積分累加得到飛行方位角Sa、飛行俯仰角Se、飛行橫滾角SK、將飛行方位角Sa與飛行航向角HA比較得到無人直升機(jī)是否偏航，將飛行俯仰角Se、飛行橫滾角Sk與飛行狀態(tài)比較得到無人直升機(jī)是否縱傾、側(cè)傾，根據(jù)Δ H確定無人直升機(jī)對否爬升/或下降，飛控板(10)控制左副翼舵機(jī)(17-2)、右副翼舵機(jī)(17-3)、升降舵機(jī)(17-1)、尾舵機(jī)(17-4)動(dòng)作，使無人直升機(jī)按航點(diǎn)軌跡飛行，同時(shí)判斷方位/俯仰/橫滾角速率傳感器(5-1、5-2、5-3)是否有輸出，控制升降/左/右副翼/尾舵機(jī)(17-1、17-2、17-3,17-4)向方位/俯仰/橫滾角速率傳感器(5-1、5-2、5-3)反向的方向轉(zhuǎn)動(dòng)一個(gè)小角度，使無人直升機(jī)機(jī)身保持平衡不晃動(dòng)、不抖動(dòng)；飛控板(10)定時(shí)采樣俯仰/橫滾角度傳感器(6)，在判斷無人直升機(jī)機(jī)身平衡時(shí)，利用俯仰/橫滾角度傳感器(6)、電子羅盤(7)的值對方位速率傳感器(5-1)、俯仰速率傳感器(5-2)、橫滾速率傳感器(5-3)的積分值SA、SE、Se進(jìn)行“清零”，使Sa=電子羅盤輸出值，SE/SE=俯仰/橫滾角度傳感器輸出值；使上述三個(gè)角速率傳感器的積分值真實(shí)反映無人直升機(jī)的飛行方位角、飛行俯仰角、飛行橫滾角，無人直升機(jī)在前進(jìn)飛行時(shí)，飛控板(10)定時(shí)采樣激光測距傳感器(1)、(XD攝像頭(2)，判斷飛行前方是否有障礙物，若飛行前方有障礙物則執(zhí)行避障飛行；無人直升機(jī)在下降飛行時(shí)，飛控板(10)定時(shí)采樣激光測距傳感器(I)、超聲波測距傳感器(3)，判斷無人直升機(jī)下方是否為水面，若無人直升機(jī)下方是水面則執(zhí)行避水面降落飛行；飛控板(10)定時(shí)采樣測速傳感器(14)，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)(26)是否滑車不轉(zhuǎn)，一旦檢測確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)(26)停轉(zhuǎn)，則中斷請求信號板(11)得到無人直升機(jī)的高度值，若無人直升機(jī)在設(shè)定值以下，控制飛控板藍(lán)牙模塊(10-1)發(fā)出開傘指令，降落傘盒(4 )內(nèi)傘藍(lán)牙模塊(4-2 )收到開傘指令，控制電磁鎖(4-11)打開降落傘盒蓋板(4-9 )使引導(dǎo)傘(4-7 )與主傘(4-8 )彈出降落傘盒外，迫使無人直升機(jī)緩緩下降，保證無人直升機(jī)落地時(shí)安全；信號板(11)定時(shí)采樣油量傳感器，判斷油量是否支持無人直升機(jī)返航，若油量到達(dá)臨界值則中斷請求飛控板(10)使無人直升機(jī)返航飛行；信號板(11)定時(shí)采樣缸溫傳感器(16)，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)缸溫是否正常，若確認(rèn)缸溫超過臨界值，則中斷請求飛控板(10)使無人直升機(jī)降落；飛控板(10)定時(shí)將無人直升機(jī)姿態(tài)參數(shù)通過232串口傳輸至信號板(11);信號板(11)定時(shí)將飛控板(10)傳輸至無人直升機(jī)的姿態(tài)參數(shù)及無人直升機(jī)高度、經(jīng)度、緯度、油量、缸溫參數(shù)通過數(shù)傳電臺(12)、地面數(shù)傳電臺(19-1)傳輸至地面控制終端(19)，并在地面控制終端(19)的電子地圖顯示界面上顯示上述參數(shù)；無人直升機(jī)操作員通過地面控制終端(19)在數(shù)傳電臺(12)、地面數(shù)傳電臺(19-1)的有效通信距離內(nèi)，對無人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行修改，使無人直升機(jī)按新飛行軌跡飛行；操作員在遙控接收機(jī)(13)的有效作用范圍內(nèi)，對無人直升機(jī)的飛行狀態(tài)自動(dòng)/遙控進(jìn)行切換。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于飛行執(zhí)行單元控制爬升、下降、定速飛行、懸停、盤旋動(dòng)作，即爬升/下降動(dòng)作:飛控板(10)通過第一 ARM單片機(jī)CPU的PWM 口輸出左副翼舵機(jī)(17-2)、右副翼舵機(jī)(17-3)、尾舵機(jī)(17_4)、升降舵機(jī)(17-1)角度定值脈寬調(diào)制波形值，該波形值經(jīng)過驅(qū)動(dòng)電路放大后分別作用于左副翼舵機(jī)(17-2)、右副翼舵機(jī)(17-3)、尾舵機(jī)(17-4)、升降舵機(jī)(17-1)，控制左副翼舵機(jī)(17-2)、右副翼舵機(jī)(17-3)產(chǎn)生向上或向下的平衡推力；控制尾舵機(jī)(17-4)使無人直升機(jī)不擺動(dòng)；控制升降舵機(jī)(17-1)使無人直升機(jī)機(jī)頭朝上30°或朝下30°，產(chǎn)生上升推力或下降推力，使得無人直升機(jī)爬升或下降飛行； 定速飛行動(dòng)作:飛控板(10)同上輸出角度定值作用于左副翼舵機(jī)(17-2)、右副翼舵機(jī)(17-3)使之產(chǎn)生向前或向后的平衡推力；作用于尾舵機(jī)(17-4)，控制無人直升機(jī)不擺動(dòng)；作用于升降舵機(jī)(17-1)使無人直升機(jī)機(jī)頭朝下10°或朝上10°，產(chǎn)生向前或向后的推力；作用于油門舵機(jī)(17-5)使發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制在8000轉(zhuǎn)/分，使得無人直升機(jī)定速向前或向后飛行； 懸停動(dòng)作:飛控板(10)同上輸出角度定值作用于左副翼舵機(jī)(17-2)、右副翼舵機(jī)(17-3)、升降舵機(jī)(17-1)使之產(chǎn)生平衡力控制無人直升機(jī)保持機(jī)身不晃動(dòng)；作用于尾舵機(jī)(17-4)控制無人直升機(jī)保護(hù)機(jī)頭不擺動(dòng)，使得無人直升機(jī)在空中懸停不動(dòng)； 盤懸動(dòng)作:飛控板(10)同上輸出角度定值作用于左副翼舵機(jī)(17-2)、右副翼舵機(jī)(17-3)使之產(chǎn)生右傾10°或左傾10°向前或向后的平衡推力；作用于升降舵機(jī)(17-1)使無人直升機(jī)機(jī)頭朝下10°，產(chǎn)生向前的推力，作用于尾舵機(jī)(17-4)使機(jī)頭右偏或左偏；作用于油門舵機(jī)(17-5)使發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制在8000轉(zhuǎn)/分，使得無人直升機(jī)在空中順時(shí)針或逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)順時(shí)針:東——南——西——北。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)避障的過程為:在飛行過程中托架(21)處于0°位置，與機(jī)頭方向相同: ①飛控板(10)定時(shí)采樣激光測距傳感器(I)及CXD攝像處理單元(2-1)的信號，一旦發(fā)現(xiàn)飛行前方有障礙物，中斷請求信號板(1`1)的CPU，通知飛行前方有障礙物，控制無人直升機(jī)懸停； ②控制托架(21)轉(zhuǎn)至+85°位置，探測機(jī)身上方是否有障礙物，若無障礙物，控制無人直升機(jī)上升中斷請求信號板IlCPU得到飛行高度后懸停，再控制托架(21)轉(zhuǎn)至0°位置，探測機(jī)頭前方有無障礙物，若無障礙物，中斷請求信號板(11)通知飛行前方無障礙物，無人直升機(jī)繼續(xù)向前飛行，若有障礙物則重復(fù)步驟②過程； ③若探測機(jī)身上方有障礙物，則控制托架(21)轉(zhuǎn)至0°位置，控制無人直升機(jī)懸停右轉(zhuǎn)90°，探測機(jī)頭前方是否有障礙物，若無障礙物，控制無人直升機(jī)前行安全距離后懸停左轉(zhuǎn)90°，重復(fù)步驟①過程； ④在步驟③過程中，若探測機(jī)頭前方有障礙物，則控制無人直升機(jī)懸停左轉(zhuǎn)180°，探測機(jī)頭前方是否有障礙物，若無障礙物，控制無人直升機(jī)前行安全距離后懸停右轉(zhuǎn)90°，重復(fù)步驟①過程； ⑤在步驟④過程中，若探測機(jī)頭前方有障礙物，則控制無人直升機(jī)懸停右轉(zhuǎn)90°，然后向后飛行安全距離后懸停，重復(fù)②過程。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)降落避水面的過程為:無人直升機(jī)在下降過程中，激光測距傳感器(I)探頭處于-85°位置，飛控板(10 )定時(shí)采樣超聲波測距傳感器(3 )和激光測距傳感器(I)的信號，若采不到超聲測距傳感器(3)的值，則無人直升機(jī)一直下降，一旦采樣得到超聲波測距傳感器(3)的回波信號Lgi,馬上與激光測距傳感器(I)的回波的信號1^進(jìn)行對比，若Lg1-Lg^ Kpf，控制無人直升機(jī)降落，在Le〈10cm時(shí)，關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，無人直升機(jī)降落；若Le-La>KK，控制無人直升機(jī)懸停，使托架(21)轉(zhuǎn)至+85°位置，探測機(jī)身上方有無障礙物，若無障礙物控制無人直升機(jī)上開到安全距離后懸停，使托架(21)轉(zhuǎn)至0°位置，探測機(jī)身前方有無障礙物，若無障礙物則控制無人直升機(jī)定速向前飛行安全距離后懸停使支架(21)轉(zhuǎn)至-85°位置，控制無人直升機(jī)下降重復(fù)上述過程。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)姿態(tài)調(diào)整的過程為:飛控板(10)加電后，①設(shè)置周期為20-50ms的積分定時(shí)器及3_6秒定時(shí)器，定時(shí)20-50ms采樣方位/俯仰/橫滾角速率傳感器(5-1、5-2、5-3)值，并積分20-50ms累加得到方位/俯仰/橫滾飛行角度值，若監(jiān)測到方位/俯仰/橫滾角速率值在一段時(shí)間內(nèi)變化< 1.5°時(shí)，認(rèn)為此時(shí)無人直升機(jī)處于穩(wěn)態(tài)，而且電子羅盤值(7)、MEMS俯仰/橫滾角度傳感器(6)值 是真實(shí)的，使方位飛行角度值Sa=電子羅盤(7)的值Pa，俯仰/橫滾飛行角度值Se/Sk=MEMS俯仰/橫滾角度傳感器(6)的值PE/PK，實(shí)現(xiàn)積分累加值“清零”，如此不斷“清零”從而得到無人直升機(jī)的真實(shí)方位角度Sa、俯仰角度Se、橫滾角度Sk ； ②定時(shí)中斷請求信號板(11)得到飛行狀態(tài)、飛行航向角Ha及飛行高度差ΛH; ③定時(shí)20-50ms將方位積分值Sa與飛行航向角Ha進(jìn)行比較，若ΛS= | Sa-Ha | >1°則控制尾舵機(jī)(17-4)使機(jī)頭反向偏轉(zhuǎn)Λ S角度，使得無人直升機(jī)始終沿飛行軌跡Ha飛行；若Λ S〈1，則檢測方位角速率傳感器(5-1)有無輸出，若方位角速率傳感器(5-1)有輸出，則控制尾舵機(jī)(17-4)與方位角速率傳感器(5-1)值反向一個(gè)小角度，如此不斷采樣方位角速率傳感器(5-1)值控制尾舵機(jī)(17-4)，使方位飛行角度與軌跡航向角度相等，達(dá)到飛行時(shí)航向平衡，同時(shí)消除機(jī)頭晃動(dòng)，實(shí)現(xiàn)“鎖尾”; ④定時(shí)20-50ms根據(jù)飛行狀態(tài)判斷Sk值，若Sk與飛行狀態(tài)值不符，則控制左/右副翼舵機(jī)，使Sk與飛行狀態(tài)值相符，若Sk與飛行狀態(tài)相符，則檢測橫滾角速率傳感器(5-3)值有無輸出，若有輸出，貝1J控制左/右副翼舵機(jī)使機(jī)身與橫滾角速率傳感器(15-3)反向一個(gè)小角度； ⑤定時(shí)判斷ΛH是否小于安全距離值，若Λ H〉安全距離值，則控制升降舵(17-1)使機(jī)頭抬高30°或降低30°，使無人直升機(jī)按Λ H反方向爬升或下降至航向軌跡高度，若Λ H〈安全距離值，定時(shí)20-50ms根據(jù)飛行狀態(tài)判斷Se值，若Se與飛行狀態(tài)不符，則控制升降舵機(jī)(17-1)使Se值與飛行狀態(tài)相符，若Se相符，則檢測俯仰傳感器(5-2)值是否有輸出，若有輸出，則控制升降舵機(jī)使機(jī)頭與俯仰角速率傳感器(5-2)值反向一個(gè)小角度，如此不斷采樣俯仰/橫滾角速率傳感器值(5-2、5-3)使無人直升機(jī)飛行高度與飛行軌跡相符，同時(shí)控制升降/左、右副翼舵機(jī)(17-1、17-2、17-3)，使俯仰/橫滾飛行角度與飛行狀態(tài)的俯仰/橫滾角度相等，同時(shí)使無人直升機(jī)飛行時(shí)機(jī)身平衡，消除機(jī)身抖動(dòng)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)動(dòng)力監(jiān)測的過程為:油量傳感器(15) +缸溫傳感器(16)組成無人直升機(jī)動(dòng)力監(jiān)測回路，信號板(11)加電后，定時(shí)采樣油量傳感器值(15)及缸溫傳感器(16)值并計(jì)算返程油量值，公式為式中目前油量值，ν_Λ=飛行前油量值，V_=降落時(shí)最小油量值；若地面控制終端(19)初始設(shè)置要求無人直升機(jī)在執(zhí)行一系列事件后自主返航降落，信號板(11)的CPU定時(shí)采樣油量傳感器(15)值通過上述公式計(jì)算得到當(dāng)前油量若已處于臨界油量匕= +0 5升，則立即中斷通知飛控板(10)的CPU，飛控板(10)的CPU中止正在進(jìn)行的飛行操作控制尾舵機(jī)(17-4)使無人直升機(jī)返航；若初始設(shè)置沒有要求無人直升機(jī)自主返航，則信號板(11)的CPU定時(shí)采樣油量傳感器(15 )值，若檢測V _時(shí)，則立即中斷通知飛控板(10)的CPU，飛控板(10)的CPU中止正在進(jìn)行的飛行操作控制升降舵機(jī)(17-1)使無人直升機(jī)降落；信號板(11)的CPU若米樣缸溫傳感器(16)值Vsi >缸溫極限值Vfcmax，則立即中斷通知飛控板(10)的CPU，飛控板(10)的CPU控制升降舵機(jī)(17-1)使無人直升機(jī)降落，以保護(hù)發(fā)動(dòng)機(jī)不致于過熱損壞。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于狀態(tài)傳感器單元實(shí)現(xiàn)飛行高度控制的過程為:信號板IlCPU定時(shí)采樣GPS (8)及高度計(jì)(9)值，將GPS (8)和高度計(jì)(9)值進(jìn)行加權(quán)處理后得到飛行高度值H，其中H=0.4Hg+0.6HS，式中H=無人直升機(jī)高度,He=GPS輸出的高度值,Hs=高度計(jì)輸出的高度值；將飛行高度值與預(yù)置軌跡高度值Htl相比，得到飛行高度差值Λ H，Λ H=H-Htl，信號板(11)的CPU等待飛控板(10)的CPU中斷請求時(shí)將飛行高度差值Λ H傳送給飛控板(10)的CPU，飛控板(10)的CPU控制升降舵機(jī)(17-1)，使無人直升機(jī)在預(yù)置的高度范圍內(nèi)飛行。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于飛控板(10)控制飛行的過程為: ①定時(shí)采樣方位/俯仰/橫滾角速率傳感器(5-1、5-2、5-3)值并積分累加得到飛行角度SA、SE、Sk，并定時(shí)用穩(wěn)態(tài)的電子羅盤(7)值、俯仰/橫滾角度(6)值對方位/俯仰/橫滾角速率傳感器(5-1、5-2、5-3)積分累加值SA、SE、Se進(jìn)行“清零”； ②定時(shí)中斷請求信號板(11)的CPU得到無人直升機(jī)航向角Ha、高度差ΛH，得到飛行狀態(tài)控制尾舵機(jī)(17-4)、左/右副翼舵機(jī)(17-2、17-3)、升降舵機(jī)(17_1)使飛行角度值SA、SE、Sk與航向角Ha，飛行狀態(tài)俯仰、橫滾角度值相等，控制升降舵機(jī)(17-1)使飛行高度與飛行軌跡聞度相等； ③定時(shí)利用方位/俯仰/橫滾角速率傳感器(5-1、5-2、5-3)值形成負(fù)反饋回路/控制升降/左、右副翼/尾舵機(jī)(17-1、17-2、17-3、17-4)，使無人直升機(jī)姿態(tài)保護(hù)平衡且機(jī)身不晃動(dòng)不抖動(dòng)； ④定時(shí)采樣激光測距傳感器(I)及CCD攝像圖像處理單元(2-1)的值，判斷飛行前方是否有障礙物，若有障礙物則避障飛行； ⑤下降時(shí)定時(shí)采樣超聲波傳感器(3)的值、激光測距傳感器(I)的值根據(jù)兩個(gè)測距值的差值判斷降落點(diǎn)是否為水面，若是水面則另選降落點(diǎn)，避水面降落； ⑥定時(shí)采樣測速傳感器(14)，一旦發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速低于其下限值時(shí)，確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)熄滅，并中斷請求信號板(10)的CPU獲取無人直升機(jī)高度，當(dāng)無人直升機(jī)高度在100米~300米之間發(fā)出開傘指令開傘指令通過飛控板藍(lán)牙模塊(10-1)通知降落傘盒藍(lán)牙模塊(4-2)打開降落傘使無人直升機(jī)緩慢下降； ⑦定時(shí)采樣測速傳感器(14)，調(diào)節(jié)油門舵機(jī)(17-5)使發(fā)動(dòng)機(jī)在自適應(yīng)飛行過程中轉(zhuǎn)速控制在8000轉(zhuǎn)/分鐘左右； ⑧飛控板(10)與信號板(11)之間采用中斷請求方式聯(lián)系，數(shù)據(jù)通過串口方式傳輸，飛控板(10)定時(shí)中斷請求從信號板(11)獲得預(yù)置的飛行參數(shù)，同時(shí)飛控板(10)輸出方位/俯仰/橫滾飛行角度值SA、SE、Se及飛行避降情況給信號板(11); ⑨在遙控模式下，通過遙接收機(jī)(13)，按地面遙控器(20)指令控制升降舵機(jī)(17-1)、左副翼舵機(jī)(17-2 )、右副翼舵機(jī)(17-3)、尾舵機(jī)(17-4 )、油門舵機(jī)(17_5 )工作。
9.根據(jù)權(quán)利要求1 所述的小型無人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于信號板(11)產(chǎn)生飛行軌跡的過程為: ①信號板(11)與數(shù)傳電臺(12)采用串口通信方式，無人直升機(jī)在起飛前，通過數(shù)傳電臺(12)接收地面控制終端(19)的飛行參數(shù)指令，并將飛行參數(shù)指令存貯在信號板(11)的CPU內(nèi)，CPU根據(jù)飛行軌跡各航點(diǎn)的經(jīng)/緯度值計(jì)算得到無人直升機(jī)的飛行航向值Ha ； ②無人直升機(jī)在自適應(yīng)或遙控狀態(tài)飛行過程中，在數(shù)傳電臺(12)作用范圍內(nèi)，信號板(11)的CPU接收地面控制終端(19)的新飛行參數(shù)指令并修改已預(yù)存的飛行參數(shù)； ③信號板(11)的CPU定時(shí)將無人直升機(jī)狀態(tài)信息通過數(shù)傳電臺(12)傳送給地面控制終立而(19 )； ④信號板(11)的CPU定時(shí)采樣油量傳感器值(15)并根據(jù)預(yù)置的飛行指令，計(jì)算油量是否支持返航，公式為:若油量告警立即以中斷方式通知飛控板(10)的CPU，飛控板(10)的CPU控制升降舵機(jī)(17-1)或尾舵機(jī)(17-4)使無人直升機(jī)降落或返航； ⑤信號板(11)的CPU定時(shí)米樣缸溫傳感器(16),若缸溫傳感器(16)值超限告警,立即以中斷方式通知飛控板(10)的CPU，飛控板(10)的CPU控制升降舵機(jī)(17-1)，使無人直升機(jī)下降； ⑥信號板(11)的CPU定時(shí)采樣GPS(8)經(jīng)度/緯度/高度值，采樣高度計(jì)(9)值，將GPS (8)高度值40%+高度計(jì)(9)值60%得到無人直升機(jī)飛行高度值與存貯在信號板(11)的CPU內(nèi)的預(yù)設(shè)飛行軌跡高度值進(jìn)行計(jì)算，得到無人直升機(jī)高度差值Λ H，在收到飛控板(10)中斷請求時(shí)，將航向角Ha、高度差值Λ H、是否懸停、是否盤旋、是否返航、是否降落信息發(fā)送給飛控板(10)的CPU ； ⑦信號板(11)的CPU定時(shí)中斷請求飛控板(10)的CPU，得到方位/俯仰/橫滾飛行角度SA、SE、Se發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速Vif及是否遇障信息。
【文檔編號】G05D1/10GK103744430SQ201410011057
【公開日】2014年4月23日 申請日期:2014年1月9日 優(yōu)先權(quán)日:2013年2月7日
【發(fā)明者】曾勇, 童霏, 馮霄軍, 龔軍, 汪學(xué)文, 潘桂琴 申請人:山東英特力光通信開發(fā)有限公司