本發(fā)明涉及一種無人飛行控制系統(tǒng)，屬于無人飛行控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

微小型無人飛行控制系統(tǒng)是一種電動的，由無線電地面遙控飛行或/和自主控制飛行的可垂直起降（VTOL）飛行器，在構(gòu)造形式上屬于旋翼飛行器，在功能上屬于垂直起降飛行器。它利用空氣動力來克服自身重量，結(jié)構(gòu)簡單、控制靈活，獲得了越來越多的關(guān)注。

相對固定翼無人機而言，旋翼無人飛行器發(fā)展要緩慢得多。固定翼無人機在技術(shù)上已經(jīng)非常成熟，而且在過去二十多年的局部戰(zhàn)爭中展現(xiàn)其優(yōu)越的作戰(zhàn)性能，為美國、以色列等國軍隊取得戰(zhàn)爭的勝利立下了功勛[2]。然而旋翼式垂直起降飛行器與固定翼無人機相比具有更大的優(yōu)點：垂直起降、空中懸停、朝任意方向飛行，起飛著陸場地小、環(huán)境適應性強、高度智能化等。在軍用方面，無人直升機既能執(zhí)行各種非殺傷性任務，又能執(zhí)行各種軟硬殺傷性任務，包括偵察、監(jiān)視、目標截獲、誘餌、攻擊、通信中繼等。民用方面，無人直升機在大氣監(jiān)測、交通監(jiān)控、資源勘探、電力線路監(jiān)測、森林防火等方面具有廣泛的應用前景。

無人飛行控制系統(tǒng)與傳統(tǒng)直升機相比，尾槳控制和旋翼傾斜問題可以被忽略，這是因為對角線上的兩對電機的旋轉(zhuǎn)方向相反，正好抵消了它們產(chǎn)生的扭力矩。也就是說，無人飛行控制系統(tǒng)無需尾槳來抵消反扭力矩以及避免復雜的旋翼傾斜控制來實現(xiàn)各種飛行姿態(tài)。由于其獨特的對稱性和多旋翼性，飛行姿態(tài)是靠調(diào)整四個旋翼轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)的。

從另一方面來說，無人飛行控制系統(tǒng)具有高度耦合的動態(tài)特性，一個旋翼速度的改變將至少影響三個自由度方向上的運動。例如，減小右面旋翼的轉(zhuǎn)速，左右升力出現(xiàn)了不平衡，這將會導致直升機向右滾動；同時左右為一組的旋翼產(chǎn)生的力矩和前后為一組的旋翼產(chǎn)生的力矩出現(xiàn)了不平衡，這將會導致直升機向右偏航；此外，滾轉(zhuǎn)運動將導致直升機向右平移，從而改變了前進的方向。

迄今為止，微小型無人飛行控制系統(tǒng)基礎理論與實驗研究已取得較大進展，但要真正走向成熟與實用，還需面臨諸多關(guān)鍵技術(shù)挑戰(zhàn)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

鑒于上述現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，本發(fā)明的目的在于提供一種無人飛行控制系統(tǒng)。

本發(fā)明的目的是為了克服傳統(tǒng)無人飛行器的不足，提供了一種智能化輕型化的無人飛行控制系統(tǒng)。為了達到上述目的，本發(fā)明采取了以下技術(shù)方案：

本發(fā)明提供了一種無人飛行控制系統(tǒng)，由旋翼飛行器、電機旋翼、控制決策器、多個檢測器、低通濾波器、卡爾曼濾波器以及多個AD轉(zhuǎn)換接口構(gòu)成，其中多個檢測器包括高度檢測器、傾角檢測器和陀螺檢測器，所述旋翼飛行器分別與高度檢測器、傾角檢測器和陀螺檢測器連接，旋翼飛行器還與電機旋翼連接，所述電機旋翼通過PWM模塊與控制決策器連接，所述高度檢測器與低通濾波器連接，傾角檢測器和陀螺檢測器與卡爾曼濾波器連接。

優(yōu)選的，上述無人飛行控制系統(tǒng)還包括一飛行指令控制器，分別與控制決策器、低通濾波器以及卡爾曼濾波器連接。

優(yōu)選的，上述高度檢測器通過SPI接口與低通濾波器連接。

優(yōu)選的，上述傾角檢測器和陀螺檢測器通過AD轉(zhuǎn)換接口與卡爾曼濾波器連接。

優(yōu)選的，上述PWM模塊包括四路PWM通道，分別為通道0和1、通道2和3；利用姿態(tài)檢測信息和遙控信號得出控制策略，調(diào)節(jié)四路PWM信號的占空比，從而控制四個旋翼的轉(zhuǎn)速。

相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明提供的無人飛行控制系統(tǒng)，針對機械震動影響和陀螺儀溫度漂移引起的零漂問題，使用卡爾曼濾波對當前姿態(tài)和陀螺儀零漂進行最優(yōu)估計，簡化的飛行器動力學模型，系統(tǒng)運行良好，獨立控制性能好。

附圖說明

圖1為本發(fā)明無人飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明無人飛行控制系統(tǒng)主程序流程示意圖；

圖3為本發(fā)明無人飛行控制系統(tǒng)Ims中斷程序流程示意圖；

圖4為本發(fā)明無人飛行控制系統(tǒng)PWM中斷程序流程示意圖。

附圖標記：1-旋翼飛行器；2-電機旋翼；3-PWM模塊；4-控制決策器；5-高度檢測器；6-傾角檢測器；7-陀螺檢測器；8-SPI接口；9-低通濾波器；10-AD轉(zhuǎn)換接口；11-卡爾曼濾波器；12-飛行指令控制器。

具體實施方式

本發(fā)明提供一種無人飛行控制系統(tǒng)，為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及效果更加清楚、明確，以下參照附圖并舉實施例對本發(fā)明進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

如圖1所示，在實施例中，本發(fā)明由旋翼飛行器1、電機旋翼2、控制決策器4、多個檢測器、低通濾波器9、卡爾曼濾波器11以及多個AD轉(zhuǎn)換接口10，其中多個檢測器包括高度檢測器5、傾角檢測器6和陀螺檢測器7構(gòu)成，所述旋翼飛行器1分別與高度檢測器5、傾角檢測器6和陀螺檢測器7連接，旋翼飛行器1還與電機旋翼2連接，所述電機旋翼2通過PWM模塊3與控制決策器4連接，所述高度檢測器5與低通濾波器9連接，傾角檢測器6和陀螺檢測器7與卡爾曼濾波器11連接。

此外，無人飛行控制系統(tǒng)還包括一飛行指令控制器12，分別與控制決策器4、低通濾波器9以及卡爾曼濾波器11連接。高度檢測器5通過SPI接口8與低通濾波器9連接。傾角檢測器6和陀螺檢測器7通過AD轉(zhuǎn)換接口10與卡爾曼濾波器11連接。

其中，SPI接口兩路分別用于對高度信息和傾角信息的讀取。PWM模塊，用到其中四路PWM通道，分別為通道0和1、通道2和3。利用姿態(tài)檢測信息和遙控信號得出控制策略，調(diào)節(jié)四路PWM信號的占空比，從而控制四個旋翼的轉(zhuǎn)速。

本實施例中的軟件程序設計主要包括三個部分，模塊初始化主程序，Ims定時中斷程序，PWM中斷服務子程序。

如圖2所示，主程序是整個程序的執(zhí)行入口，程序運行后，首先要進行CPU及其基本模塊的初始化，然后進行所設計飛行器控制器參數(shù)初始化并且使能各個中斷，最后進入死循環(huán)，等待中斷事件的產(chǎn)生，當中斷事件產(chǎn)生后，立即轉(zhuǎn)到中斷程序執(zhí)行中斷事件，執(zhí)行完畢后重新進入等待狀態(tài)，等待下一次中斷事件的產(chǎn)生。

如圖3所示，Ims定時中斷服務子程序，定時器每計滿1ms則進入定時中斷服務子程序，進入程序后首先讀取傾角傳感器和陀螺儀的AD轉(zhuǎn)換結(jié)果，然后對采樣值進行窗口寬度為10的滑動平均濾波；若為起始狀態(tài)則進行零位校準并進行卡爾曼濾波初始參數(shù)給定，否則對傾角信息和角速度信息進行卡爾曼濾波綜合得出姿態(tài)角信息及陀螺儀零漂估計信息。

如圖4所示，PWM中斷服務子程序，為程序的控制決策部分，中斷頻率為100Hz，主要是考慮到了無刷電調(diào)的響應速度。遙控和電調(diào)信號均為標準的1-2ms脈寬信號，通過讀取脈寬確定實際指令大小。該部分綜合飛行器的位置、姿態(tài)以及遙控信息，通過設計好的控制算法，計算得出當前電機轉(zhuǎn)速及所需輸出的占空比，然后將占空比重載如PWM硬件模塊，控制旋翼轉(zhuǎn)速，從而調(diào)節(jié)飛行器姿態(tài)。

相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明提供的無人飛行控制系統(tǒng)，針對機械震動影響和陀螺儀溫度漂移引起的零漂問題，使用卡爾曼濾波對當前姿態(tài)和陀螺儀零漂進行最優(yōu)估計，簡化的飛行器動力學模型，系統(tǒng)運行良好，獨立控制性能好。

可以理解的是，對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來說，可以根據(jù)本發(fā)明的技術(shù)方案及其發(fā)明構(gòu)思加以等同替換或改變，而所有這些改變或替換都應屬于本發(fā)明所附的權(quán)利要求的保護范圍。