本發(fā)明涉及控制領(lǐng)域，特別是涉及一種基于速度矢量合成的航跡規(guī)劃算法及其飛行器。

背景技術(shù)：

當(dāng)前，無(wú)人機(jī)已經(jīng)逐漸出現(xiàn)于市場(chǎng)，特別是在跟蹤和航拍上的應(yīng)用，如跟隨航拍、電影拍攝、植物保護(hù)、規(guī)劃路線、自然災(zāi)害探測(cè)等涉及到自動(dòng)拍攝的場(chǎng)合。常用的gps四軸跟隨無(wú)人機(jī)主要通過(guò)跟隨目標(biāo)的狀態(tài)信息，以及期望的相對(duì)距離計(jì)算得到無(wú)人機(jī)的期望位置狀態(tài)，并與當(dāng)下狀態(tài)進(jìn)行比較，根據(jù)算法得出修正量。這樣的算法架構(gòu)可以避免將相對(duì)距離看做系統(tǒng)狀態(tài)所需要的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換過(guò)程，也實(shí)現(xiàn)了一部分的跟隨功能。但是在很多情況下跟隨狀態(tài)卻受到環(huán)境因素的影響很大，在定位跟隨下不能為用戶取得比較優(yōu)秀的數(shù)據(jù)。

另外，無(wú)人機(jī)不是僅僅只能會(huì)是一個(gè)被動(dòng)的牽引分子，而應(yīng)該是一個(gè)完整的自己的思想，能夠自我判斷取得較好的路徑去跟隨目標(biāo)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種基于速度矢量合成的航跡規(guī)劃算法及其飛行器，解決現(xiàn)有無(wú)人機(jī)處于跟隨狀態(tài)下被風(fēng)影響大的問(wèn)題。

本發(fā)明通過(guò)以下技術(shù)方案解決上述問(wèn)題：

一種基于速度矢量合成的航跡規(guī)劃算法，包括如下步驟：

步驟1：用戶通過(guò)遙控裝置控制飛行器本體進(jìn)入空中懸停模式；

步驟2：遙控裝置上的風(fēng)速風(fēng)向傳感器采集風(fēng)速的大小v₁和風(fēng)速的方向θ₁發(fā)送給飛行器，其中，v₁為采集的風(fēng)速的大小，θ₁為風(fēng)的方向角；

步驟3：飛行器本體接收遙控裝置傳來(lái)的風(fēng)速的大小v₁和風(fēng)的方向角θ₁后，飛行器本體把接收的風(fēng)速的大小v₁與原設(shè)定的風(fēng)速初始值進(jìn)行比較；

步驟4：飛行器本體根據(jù)飛行器氣壓計(jì)采集回來(lái)的氣壓算出飛行器本體相對(duì)地面的高度d_f，遙控裝置根據(jù)遙控氣壓計(jì)采集回來(lái)的氣壓算出遙控裝置相對(duì)地面的高度d_y，從而可以算出飛行器本體相對(duì)遙控裝置豎直上的高度為d_j＝d_f+d_y，其中d_y為飛行器本體相對(duì)地面的高度，d_y為遙控裝置相對(duì)地面的高度，d_j為飛行器本體相對(duì)遙控裝置豎直上的高度；

步驟5：遙控裝置通過(guò)遙控GPS模塊采集遙控裝置的經(jīng)緯度數(shù)據(jù)(lati1,long1)，飛行器本體通過(guò)飛行器GPS模塊采集飛行器本體的經(jīng)緯度數(shù)據(jù)(lati2,long2)，其中，lati1為遙控裝置的經(jīng)度數(shù)據(jù)，long1為遙控裝置的維度數(shù)據(jù)，lati2為飛行器本體的經(jīng)度數(shù)據(jù)，long2為飛行器本體的維度數(shù)據(jù)；

步驟6：根據(jù)遙控裝置緯度數(shù)據(jù)和飛行器本體經(jīng)緯度數(shù)據(jù)解算出飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)距離d_x和相對(duì)方向角θ_x，其中，d_x為飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)距離，θ_x為飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)方向角；

步驟7：根據(jù)飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)距離d_x和飛行器本體相對(duì)遙控裝置豎直上的高度d_j算出飛行器本體與遙控裝置的絕對(duì)距離其中，d_fs為飛行器本體與遙控裝置的絕對(duì)距離；

步驟8：根據(jù)目標(biāo)點(diǎn)與遙控裝置的絕對(duì)距離d_fs和飛行器本體與遙控裝置的絕對(duì)距離d_fj算出飛行器本體與目標(biāo)點(diǎn)的距離s；

步驟9：當(dāng)步驟3中風(fēng)速的大小v₁小于等于原設(shè)定的風(fēng)速初始值時(shí)，用戶通過(guò)遙控器根據(jù)飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)方向角θ_x來(lái)確定飛行器本體的飛行方向，當(dāng)風(fēng)速的大小v₁大于原設(shè)定的風(fēng)速初始值時(shí)，進(jìn)入步驟12；

步驟10：飛行器本體運(yùn)用PID算法來(lái)調(diào)控飛行器的輸出速度，輸出速度大小為v₂，v₂為飛行器本體的輸出速度；

步驟11：相隔設(shè)定的時(shí)間后，返回步驟4，直到飛行到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)；

步驟12:根據(jù)風(fēng)速的大小v₁和風(fēng)速的方向θ₁，既風(fēng)速為再由設(shè)定的飛行器本體的輸出速度從而算出飛行器本體的飛行速度其中，為風(fēng)速的矢量，為飛行器本體的輸出速度矢量，為飛行器本體實(shí)際飛行速度矢量；

步驟13：飛行器本體運(yùn)用PID算法來(lái)調(diào)控飛行器的速度，速度大小為v₂，v₂為飛行器本體的輸出速度；

步驟14：相隔設(shè)定的時(shí)間后，返回步驟4，直到飛行到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)。

上述方案中，優(yōu)選的是步驟4中算出飛行器本體相對(duì)地面的高度d_f和遙控裝置相對(duì)地面的高度d_y的過(guò)程均為通過(guò)氣壓計(jì)采集其空間位置的氣壓，把采集的氣壓減去大地表層的氣壓，再根據(jù)氣壓與高度的比例關(guān)系求出高度。

上述方案中，優(yōu)選的是步驟6算出飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)距離d_x和相對(duì)方向角θ_x的過(guò)程包括如下步驟，

步驟6.1：根據(jù)步驟5采集的經(jīng)緯度算出飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的經(jīng)度弧度長(zhǎng)度：long＝(long1-long2)×π/180，其中，π為圓周率，long1為遙控裝置點(diǎn)的經(jīng)度，long2為飛行器本體經(jīng)度，long為飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的經(jīng)度弧度長(zhǎng)度差；

步驟6.2：根據(jù)步驟5采集的經(jīng)緯度算出飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的緯度弧度長(zhǎng)度：lati＝(lati1-lati2)×π/180；π為圓周率，lati1為遙控裝置點(diǎn)的維度，lati2為飛行器本體維度，lati為飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的維度弧度長(zhǎng)度差；

步驟6.3：算出飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的相對(duì)距離為：

，

其中，long飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的經(jīng)度弧度長(zhǎng)度差，lati為為飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的維度弧度長(zhǎng)度差，lati1為為遙控裝置點(diǎn)的維度，lati2為飛行器本體維度，R為地球半徑，π為圓周率；

步驟6.4：算出飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的相對(duì)角度為：θ_x＝mod(arctan2(R×cos(lati1×(lon2-lon1))，R×(lati2-lati1))，2×π)，mod為坐標(biāo)點(diǎn)表示式。

上述方案中，優(yōu)選的是步驟8算出飛行器本體與目標(biāo)點(diǎn)的距離s的公式為：

其中π為圓周率。

上述方案中，優(yōu)選的是步驟10中的PID算法為：

其中，u(t)為控制飛行器本體的輸出速度v₂；e(t)為控制器的輸入(是初始飛行器與目標(biāo)點(diǎn)的距離s與當(dāng)前飛行器與目標(biāo)點(diǎn)的距離s_s之差，即e(t)＝S-S_s)，Kp為控制器的比例放大系數(shù)，T_i為控制器的積分時(shí)間，T_d為控制器的微分時(shí)間，t為時(shí)間。

上述方案中，優(yōu)選的是步驟12中算出飛行器本體實(shí)際飛行速度矢量的過(guò)程為：先算出飛行器本體飛行的方向：θ₂為飛行器本體飛行的方向角，飛行器本體實(shí)際飛行速度大小為：

上述方案中，優(yōu)選的是步驟13中的PID算法為：

其中，u(t)為控制飛行器的輸出速度v₂；e(t)為控制器的輸入(即e(t)＝v-v₂)，Kp為控制器的比例放大系數(shù)，T_i為控制器的積分時(shí)間，T_d為控制器的微分時(shí)間，t為時(shí)間。

根據(jù)上述的一種基于速度矢量合成的航跡規(guī)劃算法的飛行器，包括飛行器本體和遙控裝置，遙控裝置與飛行器本體無(wú)線連接；

所述飛行器本體包括機(jī)架和控制電路單元，控制電路單元包括電機(jī)、電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊、激光模塊、GPS定位模塊、氣壓計(jì)、控制器模塊、磁力計(jì)、顯示模塊、陀螺儀和控制無(wú)線模塊；

所述激光模塊、GPS定位模塊、氣壓計(jì)、磁力計(jì)和陀螺儀的輸出端與控制器模塊連接；所述GPS定位模塊用于獲取飛行器本體的經(jīng)度和維度數(shù)據(jù)；所述氣壓計(jì)用以檢測(cè)飛行器本體外的氣壓大小從而算出飛行器本體與地相距高度；所述陀螺儀用于檢測(cè)飛行器本體的平衡狀態(tài)；

所述顯示模塊的輸入端與控制器模塊連接；所述控制器模塊的輸出端經(jīng)電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊與電機(jī)連接；所述控制器模塊與控制無(wú)線模塊連接；所述控制無(wú)線模塊與遙控裝置無(wú)線連接；所述顯示模塊用于顯示飛行器本體的飛行數(shù)據(jù)和檢測(cè)的氣壓、經(jīng)緯度數(shù)據(jù)；所述電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊接收控制器模塊的控制信號(hào)控制電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)使得飛行器本體進(jìn)行飛行；

所述遙控裝置包括遙控裝置包括遙控?zé)o線模塊、遙控氣壓計(jì)、風(fēng)速風(fēng)向傳感器、遙控顯示模塊、遙控控制器模塊、按鍵和搖桿；

所述遙控氣壓計(jì)、風(fēng)速風(fēng)向傳感器、按鍵和搖桿的輸出端與遙控控制器模塊連接；所述遙控氣壓計(jì)用以檢測(cè)遙控裝置外的氣壓大小從而算出遙控裝置與地相距高度；所述風(fēng)速風(fēng)向傳感器用于檢測(cè)飛速的大小和方向；所述按鍵和搖桿用于用戶輸入控制飛行器本體的飛行；

所述遙控顯示模塊的輸入端與遙控控制器模塊連接；所述遙控?zé)o線模塊與遙控控制器模塊連接；所述遙控?zé)o線模塊與控制無(wú)線模塊連接；所述遙控顯示模塊用于顯示飛行器本體的飛行的速度、與目標(biāo)點(diǎn)的距離數(shù)據(jù)；所述遙控?zé)o線模塊實(shí)現(xiàn)與飛行器本體無(wú)線通信。

上述方案中，優(yōu)選的是飛行器本體和遙控裝置上均設(shè)置有供能裝置，供能裝置為電池。

上述方案中，優(yōu)選的是陀螺儀使用型號(hào)為MCU6050的陀螺儀。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)與效果是：

本發(fā)明通過(guò)采集飛行環(huán)境中的風(fēng)的大小和方向，在根據(jù)遙控裝置設(shè)定的飛行器本體飛行的速度，飛行器本體飛行根據(jù)風(fēng)的大小和方向與設(shè)定的飛行速度從而進(jìn)一步算出飛行器本體的實(shí)際飛行的速度和方向，從而能更好根據(jù)人們的需要進(jìn)行飛行器的目標(biāo)搜索，提高目標(biāo)尋找的速度和效率，從而能夠更好的解決跟隨狀態(tài)下被風(fēng)影響大的問(wèn)題。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明飛行結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明結(jié)構(gòu)框圖。

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說(shuō)明。

一種基于速度矢量合成的航跡規(guī)劃算法及其飛行器，如圖1所示，包括如下步驟：

步驟1：用戶通過(guò)遙控裝置控制飛行器本體進(jìn)入空中懸停模式，用于完成飛行前期的數(shù)據(jù)采集和為下一步跟隨狀態(tài)做準(zhǔn)備工作。

步驟2：遙控裝置上的風(fēng)速風(fēng)向傳感器采集風(fēng)速的大小v₁和風(fēng)速的方向θ₁發(fā)送給飛行器，其中，v₁為采集的風(fēng)速的大小，θ₁為風(fēng)的方向角，由于飛行器本體處于飛行狀態(tài)，無(wú)法檢測(cè)風(fēng)的大小和方向，所以只能使用遙控裝置進(jìn)行檢測(cè)，遙控裝置主要是使用遙控?zé)o線模塊與飛行器本體的控制無(wú)線模塊進(jìn)行無(wú)線連接，遙控?zé)o線模塊和控制無(wú)線模塊均使用2.4G無(wú)線模塊。

步驟3：飛行遙控裝置傳來(lái)的風(fēng)速的大小v₁和風(fēng)的方向角θ₁后，飛行器本體把接收的風(fēng)速的大小v₁與原設(shè)定的風(fēng)速初始值進(jìn)行比較。原設(shè)定的風(fēng)速初始值可以為零，也可以是用戶根據(jù)飛行器的大小，風(fēng)速對(duì)飛行器的航線產(chǎn)生影響的范圍，用戶自行設(shè)定。

步驟4：飛行器本體根據(jù)飛行器氣壓計(jì)采集回來(lái)的氣壓算出飛行器本體相對(duì)地面的高度d_f，遙控裝置根據(jù)遙控氣壓計(jì)采集回來(lái)的氣壓算出遙控裝置相對(duì)地面的高度d_y，從而可以算出飛行器本體相對(duì)遙控裝置豎直上的高度為d_j＝d_f+d_y，其中d_y為飛行器本體相對(duì)地面的高度，d_y為遙控裝置相對(duì)地面的高度，d_j為飛行器本體相對(duì)遙控裝置豎直上的高度。算出飛行器本體相對(duì)地面的高度d_f和遙控裝置相對(duì)地面的高度d_y的過(guò)程均為通過(guò)氣壓計(jì)采集其空間位置的氣壓，把采集的氣壓減去大地表層的氣壓，再根據(jù)氣壓與高度的比例關(guān)系求出高度。

步驟5：遙控裝置通過(guò)遙控GPS模塊采集遙控裝置的經(jīng)緯度數(shù)據(jù)(lati1,long1)，飛行器本體通過(guò)飛行器GPS模塊采集飛行器本體的經(jīng)緯度數(shù)據(jù)(lati2,long2)，其中，lati1為遙控裝置的經(jīng)度數(shù)據(jù)，long1為遙控裝置的維度數(shù)據(jù)，lati2為飛行器本體的經(jīng)度數(shù)據(jù)，long2為飛行器本體的維度數(shù)據(jù)。GPS模塊采集定位經(jīng)緯度已經(jīng)為現(xiàn)有技術(shù)。

步驟6：根據(jù)遙控裝置緯度數(shù)據(jù)和飛行器本體經(jīng)緯度數(shù)據(jù)解算出飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)距離d_x和相對(duì)方向角θ_x，其中，d_x為飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)距離，θ_x為飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)方向角。

飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)距離d_x和相對(duì)方向角θ_x的過(guò)程包括如下步驟，

步驟6.1：根據(jù)步驟5采集的經(jīng)緯度算出飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的經(jīng)度弧度長(zhǎng)度：long＝(long1-long2)×π/180，其中，π為圓周率，long1為遙控裝置點(diǎn)的經(jīng)度，long2為飛行器本體經(jīng)度，long為飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的經(jīng)度弧度長(zhǎng)度差。

步驟6.2：根據(jù)步驟5采集的經(jīng)緯度算出飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的緯度弧度長(zhǎng)度：lati＝(lati1-lati2)×π/180；π為圓周率，lati1為遙控裝置點(diǎn)的維度，lati2為飛行器本體維度，lati為飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的維度弧度長(zhǎng)度差。

步驟6.3：算出飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的相對(duì)距離為：

，

其中，long飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的經(jīng)度弧度長(zhǎng)度差，lati為飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的維度弧度長(zhǎng)度差，lati1為遙控裝置點(diǎn)的維度，lati2為飛行器本體維度，R為地球半徑，π為圓周率。

步驟6.4：算出飛行器本體與遙控裝置兩點(diǎn)的相對(duì)角度為：θ_x＝mod(arctan2(R×cos(lati1×(lon2-lon1))，R×(lati2-lati1))，2×π)，mod為坐標(biāo)點(diǎn)表示式，lati1為遙控裝置點(diǎn)的維度，lati2為飛行器本體維度，long1為遙控裝置點(diǎn)的經(jīng)度，long2為飛行器本體經(jīng)度，R為地球半徑，π為圓周率。

步驟7：如圖1所示，根據(jù)飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)距離d_x和飛行器本體相對(duì)遙控裝置豎直上的高度d_j算出飛行器本體與遙控裝置的絕對(duì)距離其中，d_fs為飛行器本體與遙控裝置的絕對(duì)距離。

步驟8：根據(jù)目標(biāo)點(diǎn)與遙控裝置的絕對(duì)距離d_fs和飛行器本體與遙控裝置的絕對(duì)距離d_fj算出飛行器本體與目標(biāo)點(diǎn)的距離s。算出飛行器本體與目標(biāo)點(diǎn)的距離s的公式為：

其中π為圓周率，d_y為飛行器本體相對(duì)地面的高度，d_y為遙控裝置相對(duì)地面的高度，d_j為飛行器本體相對(duì)遙控裝置豎直上的高度，d_fs為飛行器本體與遙控裝置的絕對(duì)距離，飛行器本體與遙控裝置的絕對(duì)距離d_fj。

步驟9：當(dāng)步驟3中風(fēng)速的大小v₁小于等于原設(shè)定的風(fēng)速初始值時(shí)，用戶通過(guò)遙控器根據(jù)飛行器本體與遙控裝置的相對(duì)方向角θ_x來(lái)確定飛行器本體的飛行方向，當(dāng)風(fēng)速的大小v₁大于原設(shè)定的風(fēng)速初始值時(shí)，進(jìn)入步驟12。主要是選擇飛行的模式，更有采集的風(fēng)速的大小與用戶設(shè)定的值進(jìn)行來(lái)比較。

步驟10：飛行器本體運(yùn)用PID算法來(lái)調(diào)控飛行器的速度，速度大小為v₂，v₂為飛行器的飛行速度。PID算法為：

其中，u(t)為控制飛行器本體的輸出速度v₂；e(t)為控制器的輸入(是初始飛行器與目標(biāo)點(diǎn)的距離s與當(dāng)前飛行器與目標(biāo)點(diǎn)的距離s_s之差，即e(t)＝S-S_s)，Kp為控制器的比例放大系數(shù)，T_i為控制器的積分時(shí)間，T_d為控制器的微分時(shí)間，t為時(shí)間。

步驟11：相隔設(shè)定的時(shí)間后，返回步驟4，直到飛行到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)。設(shè)定的時(shí)間可以是一分鐘或幾十秒都可以，由用戶來(lái)設(shè)定，用戶可以根據(jù)尋找目標(biāo)的距離長(zhǎng)遠(yuǎn)來(lái)進(jìn)行比較。達(dá)到目的點(diǎn)后完成尋找任務(wù)。

步驟12：根據(jù)風(fēng)速的大小v₁和風(fēng)速的方向θ₁，既風(fēng)速為再由設(shè)定的飛行器本體與目標(biāo)點(diǎn)的相對(duì)飛行速度從而算出飛行器本體的飛行速度其中，為風(fēng)速的矢量，為飛行器本體與目標(biāo)點(diǎn)的相對(duì)飛行速度矢量，為飛行器本體實(shí)際飛行速度矢量。算出飛行器本體實(shí)際飛行速度矢量的過(guò)程為：先算出飛行器本體飛行的方向：θ₂為飛行器本體飛行的方向角，飛行器本體實(shí)際飛行速度大小為：其中，v₁為風(fēng)速大小，v₂為飛行器本體的輸出速度大小，v為飛行器本體實(shí)際飛行速度，θ₂為飛行器本體飛行的方向角度，為飛行器本體實(shí)際飛行的方向與飛行器本體與目標(biāo)點(diǎn)連線構(gòu)成的角。

步驟13：飛行器本體運(yùn)用PID算法來(lái)調(diào)控飛行器的速度，速度大小為v，v為飛行器的飛行速度。PID算法為：其中，u(t)為控制飛行器的速度v₂；e(t)為控制器的輸入(即e(t)＝v-v₂)，Kp為控制器的比例放大系數(shù)，T_i為控制器的積分時(shí)間，T_d為控制器的微分時(shí)間，t為時(shí)間。

步驟14：相隔設(shè)定的時(shí)間后，返回步驟4，直到飛行到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)。設(shè)定的時(shí)間可以是一分鐘或幾十秒都可以，由用戶來(lái)設(shè)定，用戶可以根據(jù)尋找目標(biāo)的距離長(zhǎng)遠(yuǎn)來(lái)進(jìn)行比較。

如圖2所示，根據(jù)上述一種基于速度矢量合成的航跡規(guī)劃算法的飛行器，包括飛行器本體和遙控裝置，遙控裝置與飛行器本體無(wú)線連接.

所述飛行器本體包括機(jī)架和控制電路單元，控制電路單元包括電機(jī)、電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊、激光模塊、GPS定位模塊、氣壓計(jì)、控制器模塊、磁力計(jì)、顯示模塊、陀螺儀和控制無(wú)線模塊。

所述激光模塊、GPS定位模塊、氣壓計(jì)、磁力計(jì)和陀螺儀的輸出端與控制器模塊連接；所述GPS定位模塊用于獲取飛行器本體的經(jīng)度和維度數(shù)據(jù)；所述氣壓計(jì)用以檢測(cè)飛行器本體外的氣壓大小從而算出飛行器本體與地相距高度；所述陀螺儀用于檢測(cè)飛行器本體的平衡狀態(tài)。

所述顯示模塊的輸入端與控制器模塊連接；所述控制器模塊的輸出端經(jīng)電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊與電機(jī)連接；所述控制器模塊與控制無(wú)線模塊連接；所述控制無(wú)線模塊與遙控裝置無(wú)線連接；所述顯示模塊用于顯示飛行器本體的飛行數(shù)據(jù)和檢測(cè)的氣壓、經(jīng)緯度數(shù)據(jù)；所述電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊接收控制器模塊的控制信號(hào)控制電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)使得飛行器本體進(jìn)行飛行。

飛行器本體的控制器模塊的微處理器主要實(shí)現(xiàn)的功能有：1、提供電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊所需要的方波脈沖控制信號(hào)，以控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速。2、驅(qū)動(dòng)激光模塊來(lái)檢測(cè)當(dāng)前所處位置附近的障礙物以進(jìn)行壁障。3、根據(jù)GPS定位模塊得到當(dāng)前飛行器所處的經(jīng)緯度。4、利用2.4G數(shù)傳模塊與遙控器通信。5、處理氣壓計(jì)得到的數(shù)據(jù)得到當(dāng)前飛行器所處的高度。6、將當(dāng)前經(jīng)緯度以及高度等數(shù)據(jù)顯示在OLED顯示模塊上。7、采集陀螺儀的數(shù)據(jù)，完成姿態(tài)，速度等導(dǎo)航信息的濾波解算。8、得到遙控裝置的數(shù)據(jù)進(jìn)行相應(yīng)的處理。9、驅(qū)動(dòng)磁力計(jì)，定位飛行器的飛行方向。

所述遙控裝置包括遙控裝置包括遙控?zé)o線模塊、遙控氣壓計(jì)、風(fēng)速風(fēng)向傳感器、遙控顯示模塊、遙控控制器模塊、按鍵和搖桿。

所述遙控氣壓計(jì)、風(fēng)速風(fēng)向傳感器、按鍵和搖桿的輸出端與遙控控制器模塊連接；所述遙控氣壓計(jì)用以檢測(cè)遙控裝置外的氣壓大小從而算出遙控裝置與地相距高度；所述風(fēng)速風(fēng)向傳感器用于檢測(cè)飛速的大小和方向；所述按鍵和搖桿用于用戶輸入控制飛行器本體的飛行。

所述遙控顯示模塊的輸入端與遙控控制器模塊連接；所述遙控?zé)o線模塊與遙控控制器模塊連接；所述遙控?zé)o線模塊與控制無(wú)線模塊連接；所述遙控顯示模塊用于顯示飛行器本體的飛行的速度、與目標(biāo)點(diǎn)的距離數(shù)據(jù)；所述遙控?zé)o線模塊實(shí)現(xiàn)與飛行器本體無(wú)線通信。

遙控裝置的遙控控制器模塊內(nèi)的微處理器主要實(shí)現(xiàn)的功能有：1、根據(jù)GPS定位模塊得到當(dāng)前遙控器所處的經(jīng)緯度2、按鍵控制得到當(dāng)前飛行器的模式3、采集當(dāng)前位置信息4、處理氣壓計(jì)得到的數(shù)據(jù)得到當(dāng)前遙控所處的高度5、OLED顯示當(dāng)前位置，模式等信息。

遙控裝置通過(guò)2.4G數(shù)傳模塊發(fā)送相應(yīng)的控制指令控制飛行器，飛行器既可工作。控制命令包括：1、自穩(wěn)/懸停/基本跟隨模式/有風(fēng)跟隨模式四個(gè)模式；2、控制脈沖頻率，即電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)速度；3、遙控飛行方向；4、GPS數(shù)據(jù)傳輸5、無(wú)人機(jī)狀態(tài)查詢，當(dāng)電壓過(guò)低時(shí)，發(fā)送警報(bào)給遙控裝置6、當(dāng)要飛行器處于跟隨模式時(shí)，先讓飛控處于懸停狀態(tài)模式，然后再處于跟隨模式，飛行器即進(jìn)入跟隨模式自主飛行7、處于跟隨模式時(shí)無(wú)人機(jī)結(jié)合根據(jù)遙控裝置傳過(guò)來(lái)的風(fēng)力、風(fēng)向和飛行目標(biāo)點(diǎn)做出飛行航向的決策。

工作時(shí)，操作者通過(guò)遙控裝置上的按鍵裝置啟動(dòng)飛行器進(jìn)入懸停模式再進(jìn)入跟隨模式，飛行器根據(jù)遙控裝置傳回的GPS數(shù)據(jù)、風(fēng)速風(fēng)向數(shù)據(jù)、氣壓值判斷目標(biāo)點(diǎn)的方向，進(jìn)而規(guī)劃航線和飛行的方向。這種飛行方式有效的決解了飛行器在有風(fēng)的情況下也不會(huì)導(dǎo)致偏離航跡飛行。

以上已對(duì)本發(fā)明創(chuàng)造的較佳實(shí)施例進(jìn)行了具體說(shuō)明，但本發(fā)明并不限于實(shí)施例，熟悉本領(lǐng)域的技術(shù)人員在不違背本發(fā)明創(chuàng)造精神的前提下還可作出種種的等同的變型或替換，這些等同的變型或替換均包含在本申請(qǐng)的范圍內(nèi)。