一種小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種小型無(wú)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(cè)；發(fā)動(dòng)機(jī)熄火自動(dòng)開(kāi)傘；飛控板控制飛行；信號(hào)板產(chǎn)生飛行軌跡等。本發(fā)明能夠提高小型無(wú)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(wú)人直升機(jī)不被損壞，同時(shí)在降落時(shí)能自動(dòng)避開(kāi)水面降落。
【專利說(shuō)明】一種小型無(wú)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(wú)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(wú)人直升機(jī)自適應(yīng)飛行已經(jīng)在世界各地展開(kāi)了廣泛的研究，無(wú)人直升機(jī)具有無(wú)人固定翼飛機(jī)所不具備的很多優(yōu)勢(shì)，具有獨(dú)特的飛行性能和使用價(jià)值。在軍事方面，無(wú)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(wú)人直升機(jī)在航拍、大氣監(jiān)測(cè)、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(wú)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(duì)無(wú)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(wú)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(wú)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(wú)人直升機(jī)采樣的變量有:激光測(cè)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(pán)、GPS、高度計(jì)、油量傳感器、發(fā)動(dòng)機(jī)缸溫傳感器、測(cè)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(wú)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(wú)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(cè)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(wú)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(wú)人直升機(jī)得到了越來(lái)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(méi)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(wú)人直升機(jī)飛行控制方法，能夠提高小型無(wú)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(wú)人直升機(jī)不被損壞，同時(shí)在降落時(shí)能自動(dòng)避開(kāi)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(wú)人直升機(jī)飛行控制方法，通過(guò)小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制方法來(lái)實(shí)現(xiàn)飛行控制過(guò)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(mén)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(cè)距傳感器、CCD攝像頭、圖像處理單元、超聲波測(cè)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(pán)、GPS、高度計(jì)、測(cè)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(hào)板、數(shù)傳電臺(tái)、遙控接收機(jī)和控制電池；
[0007]無(wú)人直升機(jī)操作員閉合地面控制終端電源開(kāi)關(guān)后，在地面控制終端的電子地圖顯示界面上設(shè)置無(wú)人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)；通過(guò)地面數(shù)傳電臺(tái)將所有飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)傳輸至無(wú)人直升機(jī)上數(shù)傳電臺(tái)；數(shù)傳電臺(tái)與信號(hào)板相連，信號(hào)板將地面控制終端發(fā)送來(lái)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(hào)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(hào)板定時(shí)采樣GPS、高度計(jì)，得到無(wú)人直升機(jī)經(jīng)度、緯度即得到無(wú)人直升機(jī)的航點(diǎn)序號(hào)，根據(jù)GPS、高度計(jì)的值得到無(wú)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(hào)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(duì)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(wú)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(wú)人直升機(jī)是否縱傾、側(cè)傾，根據(jù)Λ H確定無(wú)人直升機(jī)對(duì)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(wú)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(wú)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(wú)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(pán)的值對(duì)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(pán)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(wú)人直升機(jī)的飛行方位角、飛行俯仰角、飛行橫滾角，無(wú)人直升機(jī)在前進(jìn)飛行時(shí)，飛控板定時(shí)采樣激光測(cè)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(wú)人直升機(jī)在下降飛行時(shí)，飛控板定時(shí)采樣激光測(cè)距傳感器、超聲波測(cè)距傳感器，判斷無(wú)人直升機(jī)下方是否為水面，若無(wú)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(cè)速傳感器，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)是否滑車不轉(zhuǎn)，一旦檢測(cè)確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)停轉(zhuǎn)，則中斷請(qǐng)求信號(hào)板得到無(wú)人直升機(jī)的高度值，若無(wú)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(kāi)傘指令，降落傘盒內(nèi)傘藍(lán)牙模塊收到開(kāi)傘指令，控制電磁鎖打開(kāi)降落傘盒蓋板使引導(dǎo)傘與主傘彈出降落傘盒外，迫使無(wú)人直升機(jī)緩緩下降，保證無(wú)人直升機(jī)落地時(shí)安全；信號(hào)板定時(shí)采樣油量傳感器，判斷油量是否支持無(wú)人直升機(jī)返航，若油量到達(dá)臨界值則中斷請(qǐng)求飛控板使無(wú)人直升機(jī)返航飛行；信號(hào)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(guò)臨界值，則中斷請(qǐng)求飛控板使無(wú)人直升機(jī)降落；飛控板定時(shí)將無(wú)人直升機(jī)姿態(tài)參數(shù)通過(guò)232串口傳輸至信號(hào)板；信號(hào)板定時(shí)將飛控板傳輸至無(wú)人直升機(jī)的姿態(tài)參數(shù)及無(wú)人直升機(jī)高度、經(jīng)度、緯度、油量、缸溫參數(shù)通過(guò)數(shù)傳電臺(tái)、地面數(shù)傳電臺(tái)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(wú)人直升機(jī)操作員通過(guò)地面控制終端在數(shù)傳電臺(tái)、地面數(shù)傳電臺(tái)的有效通信距離內(nèi)，對(duì)無(wú)人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行修改，使無(wú)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(duì)無(wú)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(pán)、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(wú)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(wú)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(duì)使用無(wú)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(wú)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(zhǎng)時(shí)間(4?5小時(shí))正常工作。(7)操作簡(jiǎn)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(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述。
【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0010]圖1是本發(fā)明小型無(wú)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(cè)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(wú)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(kāi)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(hào)板電原理結(jié)構(gòu)圖。
[0022]圖13是信號(hào)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(wú)人直升機(jī)飛行控制方法，是通過(guò)小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)的，該小型無(wú)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(mén)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(cè)距傳感器1、CXD攝像頭2、圖像處理單元2-1、超聲波測(cè)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(pán)7、GPS8、高度計(jì)9、測(cè)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(hào)板11、數(shù)傳電臺(tái)12、遙控接收機(jī)13和控制電池18-1 ;托架21、數(shù)傳電臺(tái)12安裝在無(wú)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(cè)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(pán)7、GPS8安裝在主干骨架22的后部，降落傘盒4安裝在無(wú)人直升機(jī)芯軸23的一端正上方，無(wú)人直升機(jī)芯軸23的另一端與主干骨架22連接；激光測(cè)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(hào)板11上；圖像處理單元2-1、遙控接收機(jī)13、飛控板10、信號(hào)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(cè)速傳感器探頭14-1安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)軸27上，測(cè)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(wú)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(wú)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(wú)人直升機(jī)尾部，油門(mén)舵機(jī)17-5安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)26旁；無(wú)人直升機(jī)主軸23-2與機(jī)翼23_3相連，無(wú)人直升機(jī)芯軸23通過(guò)軸承23-1與無(wú)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(wú)人直升機(jī)飛行控制方法實(shí)現(xiàn)飛行控制過(guò)程如下:無(wú)人直升機(jī)操作員閉合地面控制終端19電源開(kāi)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(wú)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(pán)旋/盤(pán)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(guò)地面數(shù)傳電臺(tái)19-1將所有飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)傳輸至無(wú)人直升機(jī)上數(shù)傳電臺(tái)12 ;數(shù)傳電臺(tái)12與信號(hào)板11相連，信號(hào)板11將地面控制終端19發(fā)送來(lái)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(hào)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(hào)板11定時(shí)采樣GPS8、高度計(jì)9，得到無(wú)人直升機(jī)經(jīng)度、緯度即得到無(wú)人直升機(jī)的航點(diǎn)序號(hào)，根據(jù)GPS8、高度計(jì)9的值得到無(wú)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(hào)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(pán)旋/盤(pán)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(duì)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(wú)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(wú)人直升機(jī)是否縱傾、側(cè)傾，根據(jù)Λ H確定無(wú)人直升機(jī)對(duì)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(wú)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(wú)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(wú)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(pán)7的值對(duì)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(pán)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(wú)人直升機(jī)的飛行方位角、飛行俯仰角、飛行橫滾角，無(wú)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(cè)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(wú)人直升機(jī)在下降飛行時(shí)，飛控板10定時(shí)采樣激光測(cè)距傳感器1、超聲波測(cè)距傳感器3，判斷無(wú)人直升機(jī)下方是否為水面，若無(wú)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(cè)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(cè)確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)26停轉(zhuǎn)，則中斷請(qǐng)求信號(hào)板11得到無(wú)人直升機(jī)的高度值，若無(wú)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(kāi)傘指令，降落傘盒4內(nèi)傘藍(lán)牙模塊4-2收到開(kāi)傘指令，控制電磁鎖4-11打開(kāi)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(wú)人直升機(jī)緩緩下降，保證無(wú)人直升機(jī)落地時(shí)安全；信號(hào)板11定時(shí)采樣油量傳感器，判斷油量是否支持無(wú)人直升機(jī)返航，若油量到達(dá)臨界值則中斷請(qǐng)求飛控板10使無(wú)人直升機(jī)返航飛行；信號(hào)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(guò)臨界值，則中斷請(qǐng)求飛控板10使無(wú)人直升機(jī)降落；飛控板10定時(shí)將無(wú)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(kāi)傘)通過(guò)232串口傳輸至信號(hào)板11 ;信號(hào)板11定時(shí)將飛控板10傳輸至無(wú)人直升機(jī)的姿態(tài)參數(shù)及無(wú)人直升機(jī)高度、經(jīng)度、緯度、油量、缸溫參數(shù)通過(guò)數(shù)傳電臺(tái)12、地面數(shù)傳電臺(tái)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(wú)人直升機(jī)操作員通過(guò)地面控制終端19在數(shù)傳電臺(tái)12、地面數(shù)傳電臺(tái)19-1的有效通信距離內(nèi)，可以對(duì)無(wú)人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行修改，使無(wú)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(duì)無(wú)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(wú)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?，托?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(wú)人直升機(jī)飛行控制方法的降落傘盒4固定在無(wú)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(kāi)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(wú)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(wú)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(hào)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(cè)距傳感器1、CXD攝像處理單元2-1、電子羅盤(pán)7、信號(hào)板11分別通過(guò)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(cè)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(guò)模擬信號(hào)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(cè)速傳感器14通過(guò)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(mén)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(wú)人直升機(jī)飛行控制方法的信號(hào)板11包括第二 ARM單片機(jī)、串口通信模塊、模擬信號(hào)放大電路。GPS8、油量傳感器15、數(shù)傳電臺(tái)12、飛控板10分別通過(guò)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(guò)模擬信號(hào)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(wú)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(pán)旋動(dòng)作，即爬升/下降動(dòng)作:飛控板10通過(guò)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(guò)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(wú)人直升機(jī)不擺動(dòng)；控制升降舵機(jī)17-1使無(wú)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(wú)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(wú)人直升機(jī)不擺動(dòng)；作用于升降舵機(jī)17-1使無(wú)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(mén)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(wú)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(wú)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(wú)人直升機(jī)保護(hù)機(jī)頭不擺動(dòng)，使得無(wú)人直升機(jī)在空中懸停不動(dòng)。
[0034]盤(pán)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(pán)旋)或左傾10° (逆時(shí)針盤(pán)旋)向前或向后的平衡推力；作用于升降舵機(jī)17-1使無(wú)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(wú)人直升機(jī)盤(pán)旋直徑取決于機(jī)頭右偏或左偏的角度);作用于油門(mén)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(wú)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(wú)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(guò)程為:激光測(cè)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(guò)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(cè)距傳感器I及CXD攝像處理單元2-1的信號(hào)，一旦發(fā)現(xiàn)飛行前方如70米內(nèi)有障礙物，中斷請(qǐng)求信號(hào)板11CPU，通知飛行前方有障礙物，控制無(wú)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(cè)機(jī)身上方(如70米內(nèi))是否有障礙物，若無(wú)障礙物，控制無(wú)人直升機(jī)上升中斷請(qǐng)求信號(hào)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(cè)機(jī)頭前方有無(wú)障礙物，若無(wú)障礙物，中斷請(qǐng)求信號(hào)板11通知飛行前方無(wú)障礙物，無(wú)人直升機(jī)繼續(xù)向前飛行，若有障礙物則重復(fù)②過(guò)程；
[0038]③若探測(cè)機(jī)身上方有障礙物，則控制托架21轉(zhuǎn)至0°位置，控制無(wú)人直升機(jī)懸停右轉(zhuǎn)(采樣電子羅盤(pán)7得到轉(zhuǎn)向角度)90°，探測(cè)機(jī)頭前方是否有障礙物，若無(wú)障礙物，控制無(wú)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(guò)程；
[0039]④在③過(guò)程中，若探測(cè)機(jī)頭前方有障礙物，則控制無(wú)人直升機(jī)懸停左轉(zhuǎn)180°，探測(cè)機(jī)頭前方是否有障礙物，若無(wú)障礙物，控制無(wú)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(guò)程；
[0040]⑤在④過(guò)程中，若探測(cè)機(jī)頭前方有障礙物，則控制無(wú)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(guò)程。
[0041]本發(fā)明小型無(wú)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(lái)，其反射回的距離基本等于真實(shí)距離，利用這兩個(gè)測(cè)距傳感器對(duì)水面的反射波特性，就能判斷被測(cè)面是否水面，降落避水面采用激光測(cè)距傳感器值與超聲波測(cè)距傳感器值相比對(duì)的方法，無(wú)人機(jī)下方是水面的判斷依據(jù):LS1-Lia>KK，La=激光測(cè)距輸出值，Le=超聲波測(cè)距輸出值，Kpf=I米(在實(shí)驗(yàn)過(guò)程中選定)。
[0042]結(jié)合圖4，本發(fā)明降落避水面過(guò)程為:無(wú)人直升機(jī)在下降過(guò)程中，激光測(cè)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(cè)距傳感器3和激光測(cè)距傳感器I的信號(hào)，若采不到超聲測(cè)距傳感器3的值，則無(wú)人直升機(jī)一直下降，一旦采樣得到超聲波測(cè)距傳感器3的回波信號(hào)Le，馬上與激光測(cè)距傳感器I的回波的信號(hào)Lm進(jìn)行對(duì)比，若1^-1^<1^(1^=1米)，控制無(wú)人直升機(jī)降落，在Le〈IOcm時(shí)，關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，無(wú)人直升機(jī)降落；若，控制無(wú)人直升機(jī)懸停，使托架21轉(zhuǎn)至+85°位置，探測(cè)機(jī)身上方有無(wú)障礙物，若無(wú)障礙物控制無(wú)人直升機(jī)上開(kāi)到安全距離(如30米)后懸停，使托架21轉(zhuǎn)至0°位置，探測(cè)機(jī)身前方有無(wú)障礙物，若無(wú)障礙物則控制無(wú)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(wú)人直升機(jī)下降重復(fù)上述過(guò)程。
[0043]本發(fā)明小型無(wú)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(pán)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(wú)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(pán)、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(pán)在無(wú)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(zhǎng)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(duì)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(guò)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(cè)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(wú)人直升機(jī)處于穩(wěn)態(tài)，而且電子羅盤(pán)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(pán)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(wú)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(qǐng)求信號(hào)板11得到飛行狀態(tài)(如前進(jìn)、后退、懸停、盤(pán)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(wú)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(wú)人直升機(jī)始終沿飛行軌跡Ha飛行；若Δ S〈l，則檢測(cè)方位角速率傳感器5-1有無(wú)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(pán)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(cè)橫滾角速率傳感器5-3值有無(wú)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(wú)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(pán)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(cè)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(wú)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(wú)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(wú)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(cè)的過(guò)程為:油量傳感器15+缸溫傳感器16組成無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力監(jiān)測(cè)回路，信號(hào)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(wú)人直升機(jī)在執(zhí)行一系列事件后自主返航降落，信號(hào)板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)采樣油量傳感器15值通過(guò)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(wú)人直升機(jī)返航；若初始設(shè)置沒(méi)有要求無(wú)人直升機(jī)自主返航，則信號(hào)板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)采樣油量傳感器15值，若檢測(cè)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(wú)人直升機(jī)降落；信號(hào)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(wú)人直升機(jī)降落，以保護(hù)發(fā)動(dòng)機(jī)不致于過(guò)熱損壞。
[0050]結(jié)合圖10和圖12，本發(fā)明小型無(wú)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(guò)程為:信號(hào)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(wú)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(hào)板IlCPU等待飛控板10CPU中斷請(qǐng)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(wú)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(wú)人直升機(jī)飛行控制方法的飛控板10控制飛行的過(guò)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(pán)7值、俯仰/橫滾角度6值對(duì)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(qǐng)求信號(hào)板IlCPU得到無(wú)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(pán)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(wú)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(cè)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(cè)距傳感器I值根據(jù)兩個(gè)測(cè)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(cè)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(qǐng)求信號(hào)板10CPU獲取無(wú)人直升機(jī)高度，當(dāng)無(wú)人直升機(jī)高度在100米?300米之間發(fā)出開(kāi)傘指令開(kāi)傘指令通過(guò)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(kāi)降落傘使無(wú)人直升機(jī)緩慢下降；
[0058]⑦定時(shí)(如2-5秒)采樣測(cè)速傳感器14，調(diào)節(jié)油門(mén)舵機(jī)17-5使發(fā)動(dòng)機(jī)在自適應(yīng)飛行過(guò)程中轉(zhuǎn)速控制在8000轉(zhuǎn)/分鐘左右；
[0059]⑧飛控板10與信號(hào)板11之間采用中斷請(qǐng)求方式聯(lián)系，數(shù)據(jù)通過(guò)串口方式傳輸，飛控板10定時(shí)(如3-6秒)中斷請(qǐng)求從信號(hào)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(pán)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(hào)板11 ;
[0060]⑨在遙控模式下，通過(guò)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(mén)舵機(jī)17_5工作。[0061]結(jié)合圖12和圖13，本發(fā)明小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制方法的信號(hào)板11產(chǎn)生飛行軌跡的過(guò)程為:
[0062]①信號(hào)板11與數(shù)傳電臺(tái)12采用串口通信方式，無(wú)人直升機(jī)在起飛前，通過(guò)數(shù)傳電臺(tái)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(pán)旋/盤(pán)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(hào)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(wú)人直升機(jī)的飛行航向值Ha ；
[0063]②無(wú)人直升機(jī)在自適應(yīng)或遙控狀態(tài)飛行過(guò)程中，在數(shù)傳電臺(tái)12作用范圍內(nèi)，信號(hào)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(hào)板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)將無(wú)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(pán)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(guò)數(shù)傳電臺(tái)12傳送給地面控制終端19 ；
[0065]④信號(hào)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(wú)人直升機(jī)降落或返航；
[0066]⑤信號(hào)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(wú)人直升機(jī)下降；
[0067]⑥信號(hào)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(wú)人直升機(jī)飛行高度值與存貯在信號(hào)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(wú)人直升機(jī)高度差值Λ H，在收到飛控板10中斷請(qǐng)求時(shí)，將航向角Ha、高度差值Λ H、是否懸停、是否盤(pán)旋、是否返航、是否降落信息發(fā)送給飛控板 10CPU ；
[0068]⑦信號(hào)板IlCPU定時(shí)(如3-6秒)中斷請(qǐng)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(wú)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(guò)程為:地面控制終端19內(nèi)置地面數(shù)傳電臺(tái)19-1，終端軟件(終端軟件在PC Windows平臺(tái)上,基于Visual C++6.0環(huán)境下開(kāi)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(wú)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(pán)旋/盤(pán)旋時(shí)間、是否返航、是否降落)，并將這些飛行參數(shù)通過(guò)地面數(shù)傳電臺(tái)19-1發(fā)送至無(wú)人直升機(jī)上數(shù)傳電臺(tái)12，數(shù)傳電臺(tái)12傳輸給信號(hào)板IlCPU ；
[0071]②在自適應(yīng)或遙控狀態(tài)飛行過(guò)程中，在地面數(shù)傳電臺(tái)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(guò)地面數(shù)傳電臺(tái)19-1發(fā)送至信號(hào)板11CPU，同時(shí)通過(guò)地面數(shù)傳電臺(tái)19-1接收并顯示信號(hào)板IICPU傳送的無(wú)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(pán)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(wú)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(wú)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(cè)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(kāi)傘指令，降落傘仍然會(huì)自動(dòng)打開(kāi)，幫助操作者使無(wú)人直升機(jī)緩慢降落，使損失最小。
[0073]實(shí)施例
[0074]參見(jiàn)圖1，本發(fā)明小型無(wú)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(cè)；發(fā)動(dòng)機(jī)熄火自動(dòng)開(kāi)傘；飛控板控制飛行；信號(hào)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(cè)距傳感器I選用:測(cè)量精度1cm，測(cè)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(cè)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?qǐng)D2將激光測(cè)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)橛遥谕屑?1右側(cè)面安裝一個(gè)托架齒輪21-1，左側(cè)面對(duì)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(wú)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(cè)距傳感器I設(shè)置成連續(xù)測(cè)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(cè)距傳感器I的值及CCD攝像處理單元2-1的值，若測(cè)到機(jī)頭前方30~70米有障礙物，控制無(wú)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(jiàn)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(wú)人直升機(jī)繞開(kāi)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(cè)距傳感器3選用:測(cè)量精度1cm，測(cè)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(cè)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(cè)距傳感器3安裝在無(wú)人直升機(jī)主干骨架22的中部下方，其探頭朝下，超聲波測(cè)距傳感器3選擇連續(xù)輸出方式。無(wú)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(cè)到機(jī)身下方有回波信號(hào)值Le時(shí)，再?gòu)拇谧x取激光測(cè)距傳感器I的值，若無(wú)回波值或回波值1^-1^> KpfCLe=I左右，試驗(yàn)決定)表明無(wú)人直升機(jī)下方是水面，控制無(wú)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(jiàn)圖4，執(zhí)行降落避水程序就能使無(wú)人直升機(jī)降落時(shí)避開(kāi)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(hào)RISE-GPS-MOH)、氣壓式高度計(jì)(型號(hào)MPL3115A2)、磁阻式電子羅盤(pán)(型號(hào)DCM250)、MEMS俯仰/橫滾角度傳感器(型號(hào)SCA320)、MEMS方位/俯仰/橫滾角速率傳感器(型號(hào)MEV50C)作為飛行姿態(tài)敏感元件。見(jiàn)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(guò)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(pán)7值，使方位飛行角度值=電子羅盤(pán)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(wú)人直升機(jī)沿飛行軌跡飛行，若Λ SA〈1°，則檢測(cè)方位角速率傳感器5-1值VeA有無(wú)輸出，方位角速率傳感器5-1值νω(νω>0，無(wú)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(wú)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(wú)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(pán)旋SK=+10°，逆時(shí)針盤(pán)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(cè)橫滾角速率傳感器5-3值VeK有無(wú)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(wú)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(hào)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(wú)人直升機(jī)機(jī)頭向上30° (上升)或向下30° (下降)，控制無(wú)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(pán)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(cè)俯仰角速率傳感器5-2值￥<^，(VeE> 0，無(wú)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(wú)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(cè)
[0082]4.1油量監(jiān)測(cè)
[0083]本發(fā)明選用壓力式油量傳感器(型號(hào):PTH-708C-0.5Mh2o)，重量120克，油量傳感器串口輸出，碼率19200b/秒。參照?qǐng)D9，將油量傳感器15固定在無(wú)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(hào)板11相連。無(wú)人直升機(jī)在自適應(yīng)飛行過(guò)程中，信號(hào)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(wú)
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(wú)人直升機(jī)需要返航降落，信號(hào)板IlCPU—旦監(jiān)測(cè)到目前油量已過(guò)臨界值，立即中斷通知飛控板10CPU，不論無(wú)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(cè)
[0085]本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)缸溫傳感器16采用熱敏電阻，無(wú)人直升機(jī)在自適應(yīng)飛行過(guò)程中，信號(hào)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(wú)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(kāi)傘
[0087]本發(fā)明選用霍爾開(kāi)關(guān)作為測(cè)速傳感器14將磁鋼片作為測(cè)速傳感器探頭14-1固定在無(wú)人直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)軸27上，霍爾開(kāi)關(guān)固定在發(fā)動(dòng)機(jī)26外殼上，當(dāng)磁鋼與霍爾開(kāi)關(guān)相近時(shí)，霍爾開(kāi)關(guān)為“ I ”，否則為“0”，將降落傘盒4固定在無(wú)人直升機(jī)的芯軸23正上方，見(jiàn)圖7,若無(wú)人直升機(jī)無(wú)芯軸機(jī)構(gòu),要對(duì)無(wú)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?qǐng)D6: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(kāi)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(wú)人直升機(jī)起飛前閉合傘電源開(kāi)關(guān)4-6，傘藍(lán)牙模塊4-2加電，無(wú)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(cè)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(cè)速傳感器的“I”累加數(shù)，若檢測(cè)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(qǐng)求信號(hào)板11CPU，判斷無(wú)人直升機(jī)高度是否在100米?300米之間，若是立即通過(guò)飛控板10上開(kāi)傘藍(lán)牙模塊10-1發(fā)出開(kāi)傘指令，降落傘盒4內(nèi)傘藍(lán)牙模塊4-2接收到開(kāi)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(kāi)，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(kāi)，見(jiàn)圖8，在主傘4-8的牽引下，無(wú)人直升機(jī)緩慢降落，保證了無(wú)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(hào)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(hào)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?qǐng)D10將激光測(cè)距傳感器1232串口、CCD攝像處理單元2-1 (232串口)、超聲波測(cè)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(pán)7 (232串口)、遙控接收機(jī)(型號(hào):R6008HS)13 (I/O 口)、霍爾開(kāi)關(guān)測(cè)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(mén) / 托架舵機(jī)(型號(hào) S9157)17-l，17-2，17-3, 17-4, 17-5,21-5 (PWM 口)、信號(hào)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(jiàn)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(guò)電子羅盤(pán)7值、俯仰/橫滾角度傳感器6值對(duì)SA、SE、Se進(jìn)行清零“校準(zhǔn)”，見(jiàn)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(wú)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(wú)人直升機(jī)不晃動(dòng)，不抖動(dòng)，見(jiàn)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(wú)人直升機(jī)按Λ H反方向轉(zhuǎn)動(dòng)30°使無(wú)人直升機(jī)爬升或下降。飛控板10CPU按①、②、③、④流程對(duì)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(cè)距傳感器I及CCD攝像處理單元2-1的值，控制無(wú)人直升機(jī)避障飛行，見(jiàn)第I部分；?采用中斷方式累加測(cè)速傳感器(如霍爾開(kāi)關(guān))14 “I”個(gè)數(shù)，定時(shí)(2秒)檢測(cè)“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(kāi)傘，見(jiàn)第5部分；⑦定時(shí)(2秒)檢測(cè)測(cè)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(mén)舵機(jī)17-5使發(fā)動(dòng)機(jī)恒速轉(zhuǎn)動(dòng)；⑧無(wú)人直升機(jī)降落時(shí)定時(shí)(如I秒)從串口讀取超聲波測(cè)距傳感器3，激光測(cè)距傳感器I的值，控制無(wú)人直升機(jī)降落避水面，見(jiàn)第2部分；⑨定時(shí)3秒中斷請(qǐng)求信號(hào)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(pán)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(hào)板IlCPU ;⑩無(wú)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(wú)人直升機(jī)飛行由地面操作人員通過(guò)遙控接收機(jī)13進(jìn)行控制。
[0090]7、信號(hào)板實(shí)現(xiàn)
[0091]本發(fā)明信號(hào)板IlCPU采用RAM單片機(jī)(型號(hào):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(hào)板11上集成有串口通信模塊、模擬信號(hào)放大電路和電源管理模塊。參照?qǐng)D12，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(tái)12 (型號(hào)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(hào)板11相連。見(jiàn)圖13，信號(hào)板程序流程為:信號(hào)板IlCPU加電后，設(shè)置串口碼率為19200bit/秒，①通過(guò)數(shù)傳電臺(tái)12將地面控制終端19發(fā)送的無(wú)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(pán)旋/盤(pán)旋時(shí)間、是否返航、降落點(diǎn)經(jīng)/緯度)存貯在信號(hào)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(wú)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(pán)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(guò)數(shù)傳電臺(tái)12傳送給地面控制終端19 ;④實(shí)時(shí)通過(guò)數(shù)傳電臺(tái)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(jiàn)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(wú)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(wú)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(wú)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(qǐng)求，將航向角Ha、高度差值Λ H、是否懸停、是否盤(pán)旋、是否返航、是否降落信息通過(guò)串口傳送給飛控板10 ；⑨定時(shí)3秒中斷請(qǐng)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(tái)(型號(hào):MaxStream) 19-1及遙控器(型號(hào):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(tái)19-1與無(wú)人直升機(jī)上數(shù)傳電臺(tái)12相同組成無(wú)線通信通道，遙控器20與無(wú)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(tái)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(tái)上基于VisualC++6.0環(huán)境下開(kāi)發(fā)。地面控制終端19操作程序流程見(jiàn)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(wú)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(pán)旋/盤(pán)旋速度、是否返航、是否降落)，通過(guò)地面數(shù)傳電臺(tái)19-1及機(jī)上數(shù)傳電臺(tái)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(hào)板IICPU;③無(wú)人直升機(jī)在飛行過(guò)程中(自動(dòng)飛行或遙控飛行)，在數(shù)傳電臺(tái)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(wú)人直升機(jī)信號(hào)板IlCPU通過(guò)機(jī)上數(shù)傳電臺(tái)12傳送來(lái)的無(wú)人直升機(jī)狀態(tài)信息(經(jīng)/緯點(diǎn)、高度、是否懸停、是否盤(pán)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(wú)人直升機(jī)，根據(jù)接收到的無(wú)人直升機(jī)經(jīng)/緯度參數(shù)在電子地圖相對(duì)應(yīng)的經(jīng)/緯度位置上顯示小飛機(jī)圖樣無(wú)人直升機(jī)在飛行過(guò)程中(自動(dòng)飛行或遙控器飛行)，在數(shù)傳電臺(tái)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(wú)人直升機(jī)在自動(dòng)飛行過(guò)程中，在數(shù)傳電臺(tái)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(guò)數(shù)傳電臺(tái)12/19-1傳給信號(hào)板11CPU。
【權(quán)利要求】
1.一種小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于通過(guò)小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)飛行控制過(guò)程，該小型無(wú)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(mén)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(cè)距傳感器(1)、(XD攝像頭(2)、圖像處理單元(2-1)、超聲波測(cè)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(pán)(7)、GPS (8)、高度計(jì)(9)、測(cè)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(hào)板(11)、數(shù)傳電臺(tái)(12)、遙控接收機(jī)(13)和控制電池(18-1)； 無(wú)人直升機(jī)操作員閉合地面控制終端(19)電源開(kāi)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(wú)人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)；通過(guò)地面數(shù)傳電臺(tái)(19-1)將所有飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)傳輸至無(wú)人直升機(jī)上數(shù)傳電臺(tái)(12);數(shù)傳電臺(tái)(12)與信號(hào)板(11)相連，信號(hào)板(11)將地面控制終端(19)發(fā)送來(lái)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(hào)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(hào)板(11)定時(shí)采樣GPS (8)、高度計(jì)(9)，得到無(wú)人直升機(jī)經(jīng)度、緯度即得到無(wú)人直升機(jī)的航點(diǎn)序號(hào)，根據(jù)GPS (8)、高度計(jì)(9)的值得到無(wú)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(hào)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(duì)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(wú)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(wú)人直升機(jī)是否縱傾、側(cè)傾，根據(jù)Δ H確定無(wú)人直升機(jī)對(duì)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(wú)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(wú)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(wú)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(pán)(7)的值對(duì)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(pán)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(wú)人直升機(jī)的飛行方位角、飛行俯仰角、飛行橫滾角，無(wú)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(cè)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(wú)人直升機(jī)在下降飛行時(shí)，飛控板(10)定時(shí)采樣激光測(cè)距傳感器(I)、超聲波測(cè)距傳感器(3)，判斷無(wú)人直升機(jī)下方是否為水面，若無(wú)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(cè)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(cè)確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)(26)停轉(zhuǎn)，則中斷請(qǐng)求信號(hào)板(11)得到無(wú)人直升機(jī)的高度值，若無(wú)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(kāi)傘指令，降落傘盒(4 )內(nèi)傘藍(lán)牙模塊(4-2 )收到開(kāi)傘指令，控制電磁鎖(4-11)打開(kāi)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(wú)人直升機(jī)緩緩下降，保證無(wú)人直升機(jī)落地時(shí)安全；信號(hào)板(11)定時(shí)采樣油量傳感器，判斷油量是否支持無(wú)人直升機(jī)返航，若油量到達(dá)臨界值則中斷請(qǐng)求飛控板(10)使無(wú)人直升機(jī)返航飛行；信號(hào)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(guò)臨界值，則中斷請(qǐng)求飛控板(10)使無(wú)人直升機(jī)降落；飛控板(10)定時(shí)將無(wú)人直升機(jī)姿態(tài)參數(shù)通過(guò)232串口傳輸至信號(hào)板(11);信號(hào)板(11)定時(shí)將飛控板(10)傳輸至無(wú)人直升機(jī)的姿態(tài)參數(shù)及無(wú)人直升機(jī)高度、經(jīng)度、緯度、油量、缸溫參數(shù)通過(guò)數(shù)傳電臺(tái)(12)、地面數(shù)傳電臺(tái)(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(wú)人直升機(jī)操作員通過(guò)地面控制終端(19)在數(shù)傳電臺(tái)(12)、地面數(shù)傳電臺(tái)(19-1)的有效通信距離內(nèi)，對(duì)無(wú)人直升機(jī)的飛行軌跡航點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行修改，使無(wú)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(duì)無(wú)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(wú)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(pán)旋動(dòng)作，即爬升/下降動(dòng)作:飛控板(10)通過(guò)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(guò)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(wú)人直升機(jī)不擺動(dòng)；控制升降舵機(jī)(17-1)使無(wú)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(wú)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(wú)人直升機(jī)不擺動(dòng)；作用于升降舵機(jī)(17-1)使無(wú)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(mén)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(wú)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(wú)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(wú)人直升機(jī)保護(hù)機(jī)頭不擺動(dòng)，使得無(wú)人直升機(jī)在空中懸停不動(dòng)； 盤(pán)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(wú)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(mén)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(wú)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(wú)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(guò)程為:在飛行過(guò)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(cè)距傳感器(I)及CXD攝像處理單元(2-1)的信號(hào)，一旦發(fā)現(xiàn)飛行前方有障礙物，中斷請(qǐng)求信號(hào)板(1`1)的CPU，通知飛行前方有障礙物，控制無(wú)人直升機(jī)懸停； ②控制托架(21)轉(zhuǎn)至+85°位置，探測(cè)機(jī)身上方是否有障礙物，若無(wú)障礙物，控制無(wú)人直升機(jī)上升中斷請(qǐng)求信號(hào)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(cè)機(jī)頭前方有無(wú)障礙物，若無(wú)障礙物，中斷請(qǐng)求信號(hào)板(11)通知飛行前方無(wú)障礙物，無(wú)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(guò)程； ③若探測(cè)機(jī)身上方有障礙物，則控制托架(21)轉(zhuǎn)至0°位置，控制無(wú)人直升機(jī)懸停右轉(zhuǎn)90°，探測(cè)機(jī)頭前方是否有障礙物，若無(wú)障礙物，控制無(wú)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(guò)程； ④在步驟③過(guò)程中，若探測(cè)機(jī)頭前方有障礙物，則控制無(wú)人直升機(jī)懸停左轉(zhuǎn)180°，探測(cè)機(jī)頭前方是否有障礙物，若無(wú)障礙物，控制無(wú)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(guò)程； ⑤在步驟④過(guò)程中，若探測(cè)機(jī)頭前方有障礙物，則控制無(wú)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(guò)程。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無(wú)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(guò)程為:無(wú)人直升機(jī)在下降過(guò)程中，激光測(cè)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(cè)距傳感器(3 )和激光測(cè)距傳感器(I)的信號(hào)，若采不到超聲測(cè)距傳感器(3)的值，則無(wú)人直升機(jī)一直下降，一旦采樣得到超聲波測(cè)距傳感器(3)的回波信號(hào)Lgi,馬上與激光測(cè)距傳感器(I)的回波的信號(hào)1^進(jìn)行對(duì)比，若Lg1-Lg^ Kpf，控制無(wú)人直升機(jī)降落，在Le〈10cm時(shí)，關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，無(wú)人直升機(jī)降落；若Le-La>KK，控制無(wú)人直升機(jī)懸停，使托架(21)轉(zhuǎn)至+85°位置，探測(cè)機(jī)身上方有無(wú)障礙物，若無(wú)障礙物控制無(wú)人直升機(jī)上開(kāi)到安全距離后懸停，使托架(21)轉(zhuǎn)至0°位置，探測(cè)機(jī)身前方有無(wú)障礙物，若無(wú)障礙物則控制無(wú)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(wú)人直升機(jī)下降重復(fù)上述過(guò)程。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無(wú)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(guò)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(cè)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(wú)人直升機(jī)處于穩(wěn)態(tài)，而且電子羅盤(pán)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(pán)(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(wú)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(qǐng)求信號(hào)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(wú)人直升機(jī)始終沿飛行軌跡Ha飛行；若Λ S〈1，則檢測(cè)方位角速率傳感器(5-1)有無(wú)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(cè)橫滾角速率傳感器(5-3)值有無(wú)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(wú)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(cè)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(wú)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(wú)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(wú)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(cè)的過(guò)程為:油量傳感器(15) +缸溫傳感器(16)組成無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力監(jiān)測(cè)回路，信號(hào)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(wú)人直升機(jī)在執(zhí)行一系列事件后自主返航降落，信號(hào)板(11)的CPU定時(shí)采樣油量傳感器(15)值通過(guò)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(wú)人直升機(jī)返航；若初始設(shè)置沒(méi)有要求無(wú)人直升機(jī)自主返航，則信號(hào)板(11)的CPU定時(shí)采樣油量傳感器(15 )值，若檢測(cè)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(wú)人直升機(jī)降落；信號(hào)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(wú)人直升機(jī)降落，以保護(hù)發(fā)動(dòng)機(jī)不致于過(guò)熱損壞。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型無(wú)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(guò)程為:信號(hào)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(wú)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(hào)板(11)的CPU等待飛控板(10)的CPU中斷請(qǐng)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(wú)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(wú)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(guò)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(pán)(7)值、俯仰/橫滾角度(6)值對(duì)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(qǐng)求信號(hào)板(11)的CPU得到無(wú)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(wú)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(cè)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(cè)距傳感器(I)的值根據(jù)兩個(gè)測(cè)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(cè)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(qǐng)求信號(hào)板(10)的CPU獲取無(wú)人直升機(jī)高度，當(dāng)無(wú)人直升機(jī)高度在100米~300米之間發(fā)出開(kāi)傘指令開(kāi)傘指令通過(guò)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(kāi)降落傘使無(wú)人直升機(jī)緩慢下降； ⑦定時(shí)采樣測(cè)速傳感器(14)，調(diào)節(jié)油門(mén)舵機(jī)(17-5)使發(fā)動(dòng)機(jī)在自適應(yīng)飛行過(guò)程中轉(zhuǎn)速控制在8000轉(zhuǎn)/分鐘左右； ⑧飛控板(10)與信號(hào)板(11)之間采用中斷請(qǐng)求方式聯(lián)系，數(shù)據(jù)通過(guò)串口方式傳輸，飛控板(10)定時(shí)中斷請(qǐng)求從信號(hào)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(hào)板(11); ⑨在遙控模式下，通過(guò)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(mén)舵機(jī)(17_5 )工作。
9.根據(jù)權(quán)利要求1 所述的小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制方法，其特征在于信號(hào)板(11)產(chǎn)生飛行軌跡的過(guò)程為: ①信號(hào)板(11)與數(shù)傳電臺(tái)(12)采用串口通信方式，無(wú)人直升機(jī)在起飛前，通過(guò)數(shù)傳電臺(tái)(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(hào)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(wú)人直升機(jī)的飛行航向值Ha ； ②無(wú)人直升機(jī)在自適應(yīng)或遙控狀態(tài)飛行過(guò)程中，在數(shù)傳電臺(tái)(12)作用范圍內(nèi)，信號(hào)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(hào)板(11)的CPU定時(shí)將無(wú)人直升機(jī)狀態(tài)信息通過(guò)數(shù)傳電臺(tái)(12)傳送給地面控制終立而(19 )； ④信號(hào)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(wú)人直升機(jī)降落或返航； ⑤信號(hào)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(wú)人直升機(jī)下降； ⑥信號(hào)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(wú)人直升機(jī)飛行高度值與存貯在信號(hào)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(wú)人直升機(jī)高度差值Λ H，在收到飛控板(10)中斷請(qǐng)求時(shí)，將航向角Ha、高度差值Λ H、是否懸停、是否盤(pán)旋、是否返航、是否降落信息發(fā)送給飛控板(10)的CPU ； ⑦信號(hào)板(11)的CPU定時(shí)中斷請(qǐng)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(hào)】G05D1/10GK103744430SQ201410011057
【公開(kāi)日】2014年4月23日 申請(qǐng)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(qǐng)人:山東英特力光通信開(kāi)發(fā)有限公司