本發(fā)明涉及四旋翼無(wú)人飛行器飛行控制系統(tǒng)的半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)，特別應(yīng)用于四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)的地面模擬試驗(yàn)。

背景技術(shù)：

在四旋翼飛行器的研制過程中，為了要檢驗(yàn)飛行器控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)的正確性，提高四旋翼飛行器飛行的可靠性，減少其失控的風(fēng)險(xiǎn)，對(duì)飛行器控制系統(tǒng)進(jìn)行地面仿真試驗(yàn)是非常必要的。四旋翼無(wú)人飛行器飛行控制系統(tǒng)的半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)作為一種飛行姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的模擬器，主要用于飛行控制系統(tǒng)的半物理仿真試驗(yàn)。通過半物理仿真試驗(yàn)，可以驗(yàn)證控制方案是否正確，檢驗(yàn)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型與實(shí)際部件的性能是否符合；進(jìn)行故障仿真和故障對(duì)策驗(yàn)證；實(shí)時(shí)檢驗(yàn)控制系統(tǒng)的性能，進(jìn)而盡早的發(fā)現(xiàn)設(shè)計(jì)階段實(shí)際系統(tǒng)可能存在的問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種四旋翼無(wú)人飛行器飛行控制系統(tǒng)半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)，其主要用途是：

(1)驗(yàn)證四旋翼飛行器姿態(tài)控制方案設(shè)計(jì)的正確性；

(2)檢驗(yàn)四旋翼飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型與實(shí)際部件的性能是否符合；

(3)進(jìn)行四旋翼飛行器的故障仿真和故障對(duì)策驗(yàn)證研究；

(4)實(shí)時(shí)檢驗(yàn)四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的性能。

本發(fā)明的四旋翼無(wú)人飛行器飛行控制系統(tǒng)半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)包括三軸轉(zhuǎn)臺(tái)、轉(zhuǎn)臺(tái)控制器和動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)三個(gè)部分。

所述的三軸轉(zhuǎn)臺(tái)為小型桌面式三軸轉(zhuǎn)臺(tái)，用于搭載的四旋翼無(wú)人飛行器的飛行控制系統(tǒng)；其控制電機(jī)為舵機(jī)或者步進(jìn)電機(jī)，在進(jìn)行四旋翼無(wú)人飛行器的飛行控制系統(tǒng)半物理模擬仿真試驗(yàn)之前，需要對(duì)其進(jìn)行校準(zhǔn)。

所述的轉(zhuǎn)臺(tái)控制器由微型處理器(DSP、單片機(jī)或者嵌入式系統(tǒng)等)、電機(jī)控制模塊、通信模塊構(gòu)成，其功能為：1與動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)進(jìn)行通信；2按照動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)所輸出的無(wú)人機(jī)的姿態(tài)角控制三軸轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)。

所述的動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)的功能為：1)依據(jù)飛行控制器輸入的電機(jī)轉(zhuǎn)速對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器的姿態(tài)及運(yùn)動(dòng)速度進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算；2)與飛行控制器及轉(zhuǎn)臺(tái)控制器通信，進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，將計(jì)算的四旋翼無(wú)人飛行器姿態(tài)角傳輸給三軸轉(zhuǎn)臺(tái)控制器，四旋翼無(wú)人飛行器的飛行速度傳輸給飛行器控制器；3)界面顯示，在四旋翼無(wú)人飛行器的飛行控制系統(tǒng)半物理模擬仿真試驗(yàn)時(shí)，演示無(wú)人機(jī)的航行動(dòng)畫；顯示無(wú)人機(jī)的姿態(tài)、速度及飛行控制器輸出的電機(jī)轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)；4)對(duì)整個(gè)試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行監(jiān)控，顯示試驗(yàn)狀態(tài)及試驗(yàn)效果。

本發(fā)明的有益效果在于：

本發(fā)明針對(duì)四旋翼飛行器研制過程中缺少飛行控制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)系統(tǒng)的不足，設(shè)計(jì)了四旋翼無(wú)人飛行器飛行控制系統(tǒng)地面模擬試驗(yàn)的半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)。本發(fā)明具有優(yōu)點(diǎn)為：

(1)可以驗(yàn)證姿態(tài)控制方案的正確性；

(2)可以檢驗(yàn)姿態(tài)控制系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型與實(shí)際部件的性能是否符合；

(3)可以進(jìn)行飛行器的故障仿真和故障對(duì)策驗(yàn)證研究；

(4)可以實(shí)時(shí)檢驗(yàn)四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的性能。

附圖說明

圖1為四旋翼無(wú)人飛行器飛行控制系統(tǒng)半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)的組成硬件示意圖；

圖2為四旋翼無(wú)人飛行器飛行控制系統(tǒng)半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)的工作原理圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行進(jìn)一步說明：

如圖1所示，本發(fā)明的四旋翼無(wú)人飛行器飛行控制系統(tǒng)半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)由用于放置飛行控制器的三軸轉(zhuǎn)臺(tái)、用于控制三軸轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)的轉(zhuǎn)臺(tái)控制器及用于飛行器動(dòng)力學(xué)仿真的動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)構(gòu)成。系統(tǒng)的工作原理圖如圖2所示。

飛行控制器接收動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)傳輸?shù)膞軸加速度、y軸加速度及z軸加速度，通過電子陀螺儀讀取三軸轉(zhuǎn)臺(tái)的姿態(tài)角，結(jié)合自身的控制方案給出四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，且將電機(jī)轉(zhuǎn)速傳輸給動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)。

動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)接收飛行控制器傳輸?shù)乃膫€(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)，通過四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)方程計(jì)算出四旋翼飛行器的俯仰角、橫滾角、偏航角、x軸加速度、y軸加速度及z軸加速度；將俯仰角、橫滾角與偏航角的數(shù)據(jù)傳輸給轉(zhuǎn)臺(tái)控制器；將x軸加速度、y軸加速度與z軸加速度傳輸給飛行器控制器。

轉(zhuǎn)臺(tái)控制器接收動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)傳輸?shù)母┭鼋恰M滾角及偏航角數(shù)據(jù)，并由此控制三軸轉(zhuǎn)臺(tái)的轉(zhuǎn)動(dòng)角度。

以上實(shí)施例僅為說明本發(fā)明的技術(shù)思想，不能以此限定本發(fā)明的保護(hù)范圍，凡是按照本發(fā)明提出的技術(shù)思想，在技術(shù)方案基礎(chǔ)上所做的任何改動(dòng)，均落入本發(fā)明保護(hù)范圍之內(nèi)。