本發(fā)明涉及一種飛行控制系統(tǒng)，尤其涉及一種基于雙核處理器的飛行控制系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

飛行控制器軟件中涉及到大量的姿態(tài)計(jì)算和控制算法，現(xiàn)有的無人機(jī)飛行控制器大多采用ARM cortex內(nèi)核構(gòu)架，ARM處理器的主頻低，浮點(diǎn)運(yùn)算速度慢，無法滿足設(shè)計(jì)要求。

此外，目前市面上的飛行控制器所需的IMU(慣性導(dǎo)航模塊)大多都是直接焊接在控制主板上，無法根據(jù)實(shí)際用途來跟換IMU。對(duì)于當(dāng)前的無人機(jī)飛行控制器都是使用2.54mm間距的3pin接插件，飛行控制器飛行中存在高頻振動(dòng)，此接插件由于沒有自鎖裝置，極容易發(fā)生接線脫落從而導(dǎo)致飛行器墜毀的危險(xiǎn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

基于以上缺陷，本發(fā)明的目的是設(shè)計(jì)一種基于雙核處理器的飛行控制系統(tǒng)，其能夠快速、準(zhǔn)確控制飛行姿態(tài)，可根據(jù)應(yīng)用場(chǎng)合靈活更換IMU，接口更安全可靠。

本發(fā)明的解決方案是：一種基于雙核處理器的飛行控制系統(tǒng)，其包括用于控制無人機(jī)飛行的飛行控制器，所述飛行控制器在結(jié)構(gòu)上分為主板和底板，所述主板主要實(shí)現(xiàn)無人機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)的解算、控制和存儲(chǔ)，所述底板主要是為整個(gè)系統(tǒng)工作提供電源，并向所述主板提供姿態(tài)和高度數(shù)據(jù)；所述主板主要由雙核處理器、存儲(chǔ)單元和接口通信模塊組成；所述底板主要由空壓計(jì)、慣性導(dǎo)航模塊和電源模塊組成；所述雙核處理器讀取所述慣性導(dǎo)航模塊和所述空壓計(jì)的數(shù)據(jù)，進(jìn)行飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)解算，并通過所述接口通信模塊輸出PWM信號(hào)控制所述無人機(jī)的電機(jī)轉(zhuǎn)速，也能通過所述接口通信模塊接受外部RC信號(hào)，實(shí)時(shí)調(diào)整所述無人機(jī)的飛行姿態(tài)；存儲(chǔ)單元主要是將所述無人機(jī)的飛行運(yùn)動(dòng)軌跡數(shù)據(jù)存儲(chǔ)，所述電源模塊為整個(gè)系統(tǒng)工作提供電源。

作為上述方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述主板采用TI雙核DSP芯片TMS320F28377D最為整個(gè)飛控系統(tǒng)的控制核心，該芯片內(nèi)部含有兩個(gè)內(nèi)核，兩個(gè)內(nèi)核之間通過IPC通信方式進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，彼此相互獨(dú)立，共用外設(shè)；

設(shè)計(jì)內(nèi)核一通過SPI接口與所述慣性導(dǎo)航模塊連接，讀取至少一路IMU數(shù)據(jù)，進(jìn)行姿態(tài)解算，得到當(dāng)前的飛行姿態(tài)；還設(shè)計(jì)內(nèi)核一通過所述接口通信模塊與外部GPS設(shè)備連接，讀取GPS信息，得到當(dāng)前的航向，進(jìn)行導(dǎo)航；還設(shè)計(jì)內(nèi)核一將航向和姿態(tài)信息通過內(nèi)部IPC通信傳送給內(nèi)核二；

設(shè)計(jì)內(nèi)核二通過所述接口通信模塊與外部無線通信模塊、電調(diào)、RC接收機(jī)進(jìn)行連接；解析當(dāng)前姿態(tài)和航向數(shù)據(jù)，經(jīng)過與一個(gè)RC接收的來自地面的控制命令數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，將偏差數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為PWM信號(hào)傳遞給所述無人機(jī)的電機(jī)進(jìn)行姿態(tài)和航向的調(diào)整；還設(shè)計(jì)內(nèi)核二通過SPI接口與所述存儲(chǔ)單元連接，將當(dāng)前姿態(tài)信息，航向信息以及來自于地面的指令存儲(chǔ)。

作為上述方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述底板的IMU使用MPU9250和ADIS16448，通過片選信號(hào)來選擇芯片，其中ADIS16448使用螺絲固定在底板，通過PCB軟板將ADIS16448和底板連接在一起。

作為上述方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述空壓計(jì)使用MS5611芯片，通過I2C接口與所述雙核處理器連接。

作為上述方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述電源模塊使用兩路LM46001分別輸出5V電源和12V電源提供給所述主板。

作為上述方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述空壓計(jì)輸出空氣壓力數(shù)據(jù)給所述雙核處理器。

進(jìn)一步地，所述空氣壓力數(shù)據(jù)通過IIC通信方式傳輸給所述雙核處理器。

作為上述方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述慣性導(dǎo)航模塊在硬件PCB設(shè)計(jì)時(shí)，設(shè)計(jì)了兩種精度不同的三軸陀螺儀，能根據(jù)應(yīng)用場(chǎng)合的不同可自由選擇。

進(jìn)一步地，精度較高的度陀螺儀采用軟板與所述接口通信模塊進(jìn)行連接。

作為上述方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述存儲(chǔ)單元將所述無人機(jī)的飛行運(yùn)動(dòng)軌跡數(shù)據(jù)存儲(chǔ)在flash芯片和SD卡中，將配置數(shù)據(jù)存儲(chǔ)在EEPROM中。

本發(fā)明的有益效果如下：

1.本發(fā)明采用TI雙核DSP，每個(gè)核的主頻為200MHZ，處理速度為ARM cortex架構(gòu)4倍以上，計(jì)算速度快，精度更高，硬件設(shè)計(jì)走線簡(jiǎn)單，所占PCB板空間小；

2.可替換IMU，根據(jù)實(shí)際需要選擇IMU，靈活性高，適用范圍廣；

3.使用微矩形連接器，比傳統(tǒng)的2.54mm間距更省空間，更加牢靠，安全。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的基于雙核處理器的飛行控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)框圖。

具體實(shí)施方式

下面對(duì)照附圖，通過對(duì)實(shí)施例的描述，對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式作進(jìn)一步詳細(xì)的說明，以幫助本領(lǐng)域的技術(shù)人員對(duì)本發(fā)明的發(fā)明構(gòu)思、技術(shù)方案有更完整、準(zhǔn)確和深入的理解。

請(qǐng)參閱圖1，本發(fā)明的基于雙核處理器的飛行控制系統(tǒng)主要用于控制無人機(jī)的飛行，其包括用于控制無人機(jī)飛行的飛行控制器。飛行控制器在結(jié)構(gòu)上分為主板和底板，主板主要實(shí)現(xiàn)無人機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)的解算、控制和存儲(chǔ)，底板主要是為整個(gè)系統(tǒng)工作提供電源，并向所述主板提供姿態(tài)和高度數(shù)據(jù)。

主板主要由雙核處理器、存儲(chǔ)單元和接口通信模塊組成；底板主要由空壓計(jì)、慣性導(dǎo)航模塊和電源模塊組成。雙核處理器讀取所述慣性導(dǎo)航模塊和所述空壓計(jì)的數(shù)據(jù)，進(jìn)行飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)解算，并通過所述接口通信模塊輸出PWM信號(hào)控制所述無人機(jī)的電機(jī)轉(zhuǎn)速，也能通過所述接口通信模塊接受外部RC信號(hào)，實(shí)時(shí)調(diào)整所述無人機(jī)的飛行姿態(tài)；存儲(chǔ)單元主要是將所述無人機(jī)的飛行運(yùn)動(dòng)軌跡數(shù)據(jù)存儲(chǔ)，所述電源模塊為整個(gè)系統(tǒng)工作提供電源。

本發(fā)明的設(shè)計(jì)要點(diǎn)之一在于所述主板采用TI雙核DSP芯片TMS320F28377D最為整個(gè)飛控系統(tǒng)的控制核心。該芯片內(nèi)部含有兩個(gè)內(nèi)核，兩個(gè)內(nèi)核之間通過IPC通信方式進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，彼此相互獨(dú)立，共用外設(shè)?；赥I雙核DSP芯片TMS320F28377D，對(duì)整個(gè)飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行不停的研發(fā)與調(diào)試。

首先，設(shè)計(jì)內(nèi)核一通過SPI接口與所述慣性導(dǎo)航模塊連接，讀取至少一路IMU數(shù)據(jù)，進(jìn)行姿態(tài)解算，得到當(dāng)前的飛行姿態(tài)；其次，還設(shè)計(jì)內(nèi)核一通過所述接口通信模塊與外部GPS設(shè)備連接，讀取GPS信息，得到當(dāng)前的航向，進(jìn)行導(dǎo)航；接著，還設(shè)計(jì)內(nèi)核一將航向和姿態(tài)信息通過內(nèi)部IPC通信傳送給內(nèi)核二。

之后，設(shè)計(jì)內(nèi)核二通過所述接口通信模塊與外部無線通信模塊、電調(diào)、RC接收機(jī)進(jìn)行連接；解析當(dāng)前姿態(tài)和航向數(shù)據(jù)，經(jīng)過與一個(gè)RC接收的來自地面的控制命令數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，將偏差數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為PWM信號(hào)傳遞給所述無人機(jī)的電機(jī)進(jìn)行姿態(tài)和航向的調(diào)整；最后，還設(shè)計(jì)內(nèi)核二通過SPI接口與所述存儲(chǔ)單元連接，將當(dāng)前姿態(tài)信息，航向信息以及來自于地面的指令存儲(chǔ)。

底板的IMU使用MPU9250和ADIS16448，通過片選信號(hào)來選擇芯片，其中ADIS16448使用螺絲固定在底板，通過PCB軟板將ADIS16448和底板連接在一起?？諌河?jì)使用MS5611芯片，通過I2C接口與所述雙核處理器連接。電源模塊使用兩路LM46001分別輸出5V電源和12V電源提供給所述主板。

雙核處理器讀取慣性導(dǎo)航模塊和空壓計(jì)的數(shù)據(jù)，進(jìn)行飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)解算，并通過接口通信模塊輸出PWM信號(hào)控制電機(jī)轉(zhuǎn)速，也可通過接口通信模塊接受RC信號(hào)，實(shí)時(shí)調(diào)整飛行姿態(tài)。

存儲(chǔ)單元主要是將無人機(jī)的飛行運(yùn)動(dòng)軌跡數(shù)據(jù)存儲(chǔ)在flash芯片和SD卡中，將配置數(shù)據(jù)存儲(chǔ)在EEPROM中。

接口通信模塊主要是實(shí)現(xiàn)外部設(shè)備與飛行控制器間進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，接收遙控器的RC信號(hào)實(shí)現(xiàn)對(duì)無人機(jī)的遠(yuǎn)程遙控，接收外部GPS設(shè)備的航向數(shù)據(jù)，輸出飛行數(shù)據(jù)給外部的無線傳輸模塊將數(shù)據(jù)發(fā)送給遠(yuǎn)程接收端，輸出PWM信號(hào)實(shí)時(shí)控制各電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)。

空壓計(jì)輸出空氣壓力數(shù)據(jù)并通過IIC通信方式傳輸給雙核處理器。電源模塊為整個(gè)飛行控制系統(tǒng)提供工作電源。

慣性導(dǎo)航模塊輸出姿態(tài)數(shù)據(jù)，在硬件PCB設(shè)計(jì)時(shí)，設(shè)計(jì)了兩種精度不同的三軸陀螺儀，根據(jù)應(yīng)用場(chǎng)合的不同可自由選擇；高精度陀螺儀的采用軟板與接口進(jìn)行連接，方便拆卸、更換。

上面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了示例性描述，顯然本發(fā)明具體實(shí)現(xiàn)并不受上述方式的限制，只要采用了本發(fā)明的方法構(gòu)思和技術(shù)方案進(jìn)行的各種非實(shí)質(zhì)性的改進(jìn)，或未經(jīng)改進(jìn)將本發(fā)明的構(gòu)思和技術(shù)方案直接應(yīng)用于其它場(chǎng)合的，均在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。