本發(fā)明涉及云臺技術領域，具體涉及一種三軸微型云臺及其控制方法。

背景技術：

現有無人機上連接的云臺所用電機為無刷電機，無刷電機接口為A、B、C三相。

如圖1所示現有云臺控制方法流程圖，其采用了三閉環(huán)控制，云臺主控處理器通過IMU傳感器解算出云臺當前的橫滾、俯仰姿態(tài)角及偏航角，得到云臺各軸位置控制量；云臺各軸的位置控制量經過位置控制器形成閉環(huán)，得到各軸的速度控制量；各軸的速度控制量，經過速度控制器形成閉環(huán)，得到各軸的電流控制量；各軸的電流控制量經過電流控制器形成閉環(huán)，經過轉子磁場定向控制FOC算法和SVPWM及逆變技術對無刷電機進行控制。如圖，在FOC算法中，需要采集電機的三相電流，并將三相電流由三相平面坐標系向兩相靜止平面直角坐標系的轉換，轉換為，稱之為 Clarke變換(也叫 3s/2s 變換)；由兩相靜止平面直角坐標系向兩相旋轉直角坐標系的轉換，稱之為 Park變換（也叫2s/2r變換)；以及它們的逆變換。在進行Park變換及其逆變換過程中，需要用到電機電角度信息，需要有測角傳感器對電機電角度進行測量。

因此采用FOC控制算法對無刷電機進行控制，FOC控制算法的前提條件是要獲取電機的電角度和電機三相電流。獲取三相電流的方式都是采用采樣電阻測量。測量電機的電角度常用的有兩種測量方法：第一種是采用角度傳感器測量，其將角度傳感器套在電機軸上，獲取電機的物理角度，然后換算出電機的電角度。但是這種傳感器存在物理摩擦，壽命短的缺點；并且傳感器的體積大，無法小型化，從而導致云臺的體積大；另一種是采用磁編碼器測量，磁編碼為非接觸式傳感器，不存在物理摩擦，故壽命比角度傳感器長。但是需要外部磁鐵配合，無法進行微型化。

技術實現要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種三軸微型云臺及其控制方法，其體積小巧，實現了微型化，可掛載于微型無人機或口袋式無人機，為用戶提供清晰穩(wěn)定的視頻圖像，同時其控制方式簡單。

為了解決上述技術問題，本發(fā)明提供一種三軸微型云臺，包括橫滾軸組件、俯仰軸組件及偏航軸組件，其中所述橫滾軸組件、俯仰軸組件及偏航軸組件上分別安裝有微型直流電機和用于采集各軸角速度、加速度的IMU傳感器，三個所述微型直流電機、三個IMU傳感器分別與處理電路裝置電連接，所述處理電路裝置通過接收三個IMU傳感器實時采集的各軸角速度與加速度數據實時控制橫滾軸組件、俯仰軸組件上的微型直流電機轉動。

優(yōu)選地，三個所述微型直流電機均采用空心杯電機。

優(yōu)選地，所述偏航軸組件上安裝有用于采集偏航軸組件角度的微型磁編碼器，所述微型磁編碼器與所述處理電路裝置電連接，所述處理電路裝置通過讀取微型磁編碼器的角度數據和偏航軸組件上的IMU傳感器的偏航角速度數據，實時控制偏航軸組件上的微型直流電機轉動。

優(yōu)選地，所述橫滾軸組件、俯仰軸組件及偏航軸組件分別沿各自軸心線方向固定有所述微型直流電機。

優(yōu)選地，所述橫滾軸組件、俯仰軸組件及偏航軸組件分別包括一安裝座，所述橫滾軸組件、俯仰軸組件、偏航軸組件中任意兩個相鄰設置的組件之間通過其中一個微型直流電機的輸出軸與另一個安裝座連接固定。

優(yōu)選地，遠離無人機連接端的最外側所述橫滾軸組件或俯仰軸組件或偏航軸組件上安裝有相機組件，所述相機組件與所述處理電路裝置電連接，所述相機組件包括微型鏡頭模組及極細同軸線，所述極細同軸線的一端固定于微型鏡頭模組，另一端經過所連接的橫滾軸組件或俯仰軸組件或偏航軸組件上的微型直流電機后固定于相鄰的俯仰軸組件或偏航軸組件或橫滾軸組件的微型直流電機上，并與所述處理電路裝置電連接，所述處理電路裝置實時獲取微型鏡頭模組采集的視頻數據。

優(yōu)選地，所述微型鏡頭模組包括鏡頭及與鏡頭連接的PCB板，所述PCB板上集成有可實時檢測微型鏡頭模組角速度和加速度的慣性測量單元。

優(yōu)選地，所述PCB板上還集成有極細同軸線插座，所述極細同軸線與極細同軸線插座對接。

優(yōu)選地，所述相機組件所連接的橫滾軸組件或俯仰軸組件或偏航軸組件及與該組件相連接的組件上的兩個所述微型直流電機上分別設置有卡槽，所述極細同軸線卡固于兩個卡槽上。

優(yōu)選地，所述相機組件安裝于一固定座內，所述固定座與遠離無人機連接端的最外側所述橫滾軸組件或俯仰軸組件或偏航軸組件上的微型直流電機輸出軸連接，所述極細同軸線穿出所述固定座后卡固于兩個所述卡槽上，所述極細同軸線上靠近其中一個卡槽且對應其所在的微型直流電機軸心位置的部位包扎有軟膠，所述極細同軸線上靠近另一個卡槽且對應其所在的微型直流電機軸心位置的部位也包扎有軟膠。

一種三軸微型云臺控制方法，其包括以下步驟：

處理電路裝置實時接收IMU傳感器的三軸角速度和加速度數據；

處理電路裝置實時解算出云臺橫滾和俯仰方向的姿態(tài)角，與處理電路裝置預設的姿態(tài)角做比較，得到姿態(tài)角誤差；

在姿態(tài)增穩(wěn)的情況下預設姿態(tài)角度為零度，姿態(tài)角誤差經過控制器運算輸出；

輸出量作為預設值與采集到的橫滾、俯仰角速度做比較，得到速度誤差值；

速度誤差值經過控制器運算輸出，產生電機驅動控制信號，輸出給橫滾軸組件、俯仰軸組件的微型直流電機驅動器。

優(yōu)選地，還包括對偏航軸組件的微型直流電機的驅動控制步驟：

處理電路裝置實時讀取偏航磁編碼器的角度數據；

與處理電路裝置預設的偏航角度做比較，得到偏航角誤差，偏航方向預設偏航角度與飛機機頭保持一致；

偏航角誤差經過控制器計算后輸出；

輸出量作為偏航預設角速度與采集到的偏航軸角速度數據做對比，得到偏航角速度誤差；

偏航角速度誤差經過控制器計算后輸出形成電機驅動控制信號，電機驅動控制信號經過偏航軸組件的微型直流電機驅動器，驅動該微型直流電機轉動。

采用上述方案后，本發(fā)明三軸微型云臺及其控制方法具有以下有益效果：

1、本發(fā)明通過在云臺的橫滾軸組件、俯仰軸組件及偏航軸組件上分別安裝直流空心杯電機，直流空心杯電機控制采用位置環(huán)和速度環(huán)閉環(huán)控制，不需要電流采集電路對電流進行采集，橫滾軸組件和俯仰軸組件上不需要測角傳感器或測角器件來測量軸系轉動角度，也不需要在電流環(huán)進行坐標變換，最大程度的縮小了云臺體積，其相對現有的無刷電機能在小體積下做到更大的力矩，并可以滿足云臺三軸的高頻快速轉動及及時響應的要求，且空心杯電機接口為“+”、“-”兩根線，控制方式簡單；

2、通過將相機組件集成化，即通過在微型鏡頭模組上集成了用于實時檢測微型鏡頭模組角速度和加速度的慣性測量單元（IMU），因此不用額外做電路板來檢測微型鏡頭模組的轉動角速度和加速度；

3、通過在相機組件與橫滾軸組件或俯仰軸組件或偏航軸組件之間使用極細同軸線作為圖像信號傳輸線，該極細同軸線由多股細線組成，易彎曲和包扎，占用空間小且便于走線，易于提高云臺的穩(wěn)像精度；而傳統(tǒng)的云臺均采用軟排線作為圖像信號傳輸線，由于云臺對畫質要求較高，所以圖像信號傳輸線的pin數較多，如果采用軟排線，該軟排就會做得寬而且厚，因此一方面占用空間較大不利于云臺的小型化，另一方面軟排厚了，其柔軟度較差，彎曲力較大，以致電機需要克服軟排線產生的較大扭力而難以達到較高穩(wěn)像精度；

4、在相機組件與橫滾軸組件或俯仰軸組件或偏航軸組件之間，在橫滾軸組件、俯仰軸組件、偏航軸組件中的兩個相鄰軸組件之間分別采用極細同軸線連接的方式、走線方式巧妙，轉動阻力小，有利于微型直流電機的控制。

附圖說明

圖1為現有云臺控制方法流程圖；

圖2為本發(fā)明微型云臺結構框圖；

圖3為本發(fā)明微型云臺的前視立體結構示意圖；

圖4為本發(fā)明微型云臺的立體分解結構示意圖；

圖5為本發(fā)明微型云臺的后視立體結構示意圖；

圖6為本發(fā)明微型云臺控制方法流程圖。

具體實施方式

下面根據附圖所示實施方式闡述本發(fā)明。此次公開的實施方式可以認為在所有方面均為例示，不具限制性。本發(fā)明的范圍不受以下實施方式的說明所限，僅由權利要求書的范圍所示，而且包括與權利要求范圍具有同樣意思及權利要求范圍內的所有變形。

如圖2至圖5所示,本發(fā)明微型云臺包括依次連接的橫滾軸組件1、俯仰軸組件2及偏航軸組件3，本實施例中，位于遠離無人機連接端的最外側的橫滾軸組件1上安裝有相機組件25，即偏航軸組件3與無人機連接，俯仰軸組件2分別與橫滾軸組件1和偏航軸組件3連接，偏航軸組件3與無人機連接作為最內側，則橫滾軸組件1位于最外側。

橫滾軸組件1包括第一安裝座4、俯仰軸組件2包括第二安裝座5，偏航軸組件3包括第三安裝座6，橫滾軸組件1、俯仰軸組件2及偏航軸組件3分別沿各自軸心線方向固定有第一微型直流電機7、第二微型直流電機8和第三微型直流電機9，且第一微型直流電機7、第二微型直流電機8和第三微型直流電機9分別固定安裝于第一安裝座4、第二安裝座5及第三安裝座6上。第一微型直流電機7、第二微型直流電機8和第三微型直流電機9均采用直流空心杯電機，其具有電機響應快，轉矩特性好的特點。橫滾軸組件1上的第一微型直流電機7輸出軸與相機組件25連接，俯仰軸組件2的第二微型直流電機8輸出軸與橫滾軸組件1的第一安裝座4連接固定。偏航軸組件3上的第三微型直流電機9輸出軸與俯仰軸組件2的第二安裝座5連接固定。

橫滾軸組件1、俯仰軸組件2及偏航軸組件3上分別安裝有用于采集各軸角速度、加速度的橫滾IMU傳感器10、俯仰IMU傳感器11及偏航IMU傳感器12，橫滾IMU傳感器10、俯仰IMU傳感器11及偏航IMU傳感器12均采用六軸傳感器。偏航軸組件3上安裝有用于采集偏航軸組件3角度的微型磁編碼器13。第一微型直流電機7、第二微型直流電機8、第三微型直流電機9、橫滾IMU傳感器10、俯仰IMU傳感器11、偏航IMU傳感器12及微型磁編碼器13分別與處理電路裝置電連接，此處理電路裝置在本實施例為帶有微處理器的處理電路板14，該處理電路板14通過SPI接口連接橫滾IMU傳感器10、俯仰IMU傳感器11及偏航IMU傳感器12，讀取橫滾IMU傳感器10、俯仰IMU傳感器11、偏航IMU傳感器12測量到的角速度和加速度數據。處理電路板14通過IIC接口連接微型磁編碼器13測量到的角度數據。處理電路板14根據上述采集的數據，依次進行橫滾和俯仰姿態(tài)角解算、實現姿態(tài)控制閉環(huán)及控制算法、角速度閉環(huán)及控制算法、電機驅動控制信號的產生、電機驅動控制信號輸出給電機驅動器、電機驅動器輸出電機驅動信號給各對應的微型直流電機并驅動相應的微型直流電機轉動。

相機組件25安裝于固定座15內，固定座15由半殼狀座本體26與蓋27連接組成。固定座15的蓋27與橫滾軸組件1上的第一微型直流電機7的輸出軸連接固定在一起。相機組件25包括微型鏡頭模組16及極細同軸線17，微型鏡頭模組16包括鏡頭18及與鏡頭18連接的PCB板19，PCB板19上集成有可實時檢測微型鏡頭模組16角速度和加速度的慣性測量單元（IMU）20。在PCB板19的背面還集成有極細同軸線插座21，極細同軸線17的一端與極細同軸線插座21對接，極細同軸線17是由多股細線組成，易彎曲和包扎，占用空間小且便于走線，極細同軸線17的另一端穿過固定座15后經過橫滾軸組件1上的第一微型直流電機7后固定于俯仰軸組件2上的第二微型直流電機8上，第一微型直流電機7、第二微型直流電機8的尾部分別設置有第一卡槽22、第二卡槽（圖中未示出），極細同軸線17卡固于第一卡槽22及第二卡槽上。微型鏡頭模組16通過極細同軸線17與處理電路板14電連接，獲取視頻數據信號。第二微型直流電機8與第三微型直流電機9之間通過軟排線連接，此為現有技術，不再展開敘述。極細同軸線17上靠近第一卡槽22且對應第一微型直流電機7軸心位置的部位包扎有軟膠24，極細同軸線17上靠近第二卡槽且對應第二微型直流電機8軸心位置的部位也包扎有軟膠24。由于橫滾軸組件1工作時，第一微型直流電機7轉動，帶動相機組件25相對橫滾軸組件1轉動，因此相機組件25安裝的固定座15帶動極細同軸線17圍繞橫滾軸組件1轉動，而第一卡槽22處、第二卡槽處的極細同軸線17處于固定狀態(tài)，所以使極細同軸線17位于固定座15的出線端與第一卡槽22之間、第一卡槽22與第二卡槽之間形成的自由懸蕩段彎曲擺動，而上述所說的包扎部位正是自由懸蕩段的彎曲點。該彎曲點在橫滾軸組件1的第一微型直流電機7、第二微型直流電機8的轉動軸心上，所以其轉動力臂無限接近轉動中心，轉動阻力也就越小，越利于第一微型直流電機7、第二微型直流電機8的控制。

結合圖6所示，采用上述三軸微型云臺實施例的控制方法，包括以下步驟：

處理電路板14的微處理器實時接收橫滾IMU傳感器10、俯仰IMU傳感器11及偏航IMU傳感器12的三軸角速度數據和三軸加速度數據；

通過姿態(tài)解算算法實時解算出云臺橫滾和俯仰方向的姿態(tài)角，與微處理器預設的姿態(tài)角做比較，得到姿態(tài)角誤差；

在姿態(tài)增穩(wěn)的情況下預設姿態(tài)角度為零度，姿態(tài)角誤差經過控制器運算輸出一個輸出量，控制器采用PID控制器或帶校正網絡的PID控制器，或采用智能控制器；

所述輸出量作為預設值與采集到的橫滾、俯仰角速度做比較，得到速度誤差值；

所述速度誤差值經過所述控制器運算輸出，產生PWM電機驅動控制信號，并輸出給橫滾軸組件1、俯仰軸組件2的微型直流電機驅動器，驅動第一微型直流電機7、第二微型直流電機8轉動。

飛行器俯仰和橫滾產生擾動角速度時，依靠角速度閉環(huán)高帶寬，快速響應向擾動的反方向驅動第一微型直流電機7、第二微型直流電機8旋轉，隔離飛行器橫滾和俯仰的擾動，實現橫滾和俯仰圖像的穩(wěn)定。

對偏航軸組件3的微型直流電機的驅動控制步驟包括：

處理電路板14的微處理器實時讀取偏航磁編碼器13的角度數據；

所讀取的偏航磁編碼器13的角度數據與微處理器預設的偏航角度做比較，得到偏航角誤差，預設偏航角度與飛機機頭保持一致；

偏航角誤差經過控制器計算后輸出一個輸出量，控制器采用PID控制器或帶校正網絡的PID控制器，或采用智能控制器；

由控制器計算后的輸出的所述輸出量作為偏航預設角速度與采集到的偏航角速度數據做對比，其中采集到的偏航角速度數據為在偏航軸組件3上的偏航IMU傳感器12的輸出數據，得到偏航角速度誤差；

偏航角速度誤差經過控制器計算后輸出形成PWM電機驅動控制信號，電機驅動控制信號經過偏航軸組件3的第三微型直流電機驅動器，驅動第三微型直流電機9轉動，實現偏航對飛機機頭的跟隨，在飛行器偏航擾動產生擾動角速度時，依靠角速度閉環(huán)高帶寬，快速響應向擾動的反方向驅動第三微型直流電機9旋轉，隔離飛行器的擾動，實現偏航增穩(wěn)。

通過上述實施例闡述，本發(fā)明通過在云臺的橫滾軸組件1、俯仰軸組件2及偏航軸組件3上分別安裝直流空心杯電機即第一微型直流電機7、第二微型直流電機8及第三微型直流電機9，這三個直流空心杯電機控制采用位置環(huán)和速度環(huán)閉環(huán)控制，不需要電流采集電路對電流進行采集，橫滾軸組件1和俯仰軸組件2上不需要測角傳感器或測角器件來測量軸系轉動角度，也不需要在電流環(huán)進行坐標變換，最大程度的縮小了云臺體積，其相對現有的無刷電機能在小體積下做到更大的力矩，并可以滿足云臺三軸的高頻快速轉動及及時響應的要求，且第一微型直流電機7、第二微型直流電機8及第三微型直流電機9的接口均為“+”、“-”兩根線，控制方式簡單；通過將相機組件4集成化，即通過在微型鏡頭模組16上集成了用于實時檢測微型鏡頭模組16角速度和加速度的慣性測量單元（IMU）20，因此不用額外做電路板來檢測微型鏡頭模組16的轉動角速度和加速度；通過在相機組件4與橫滾軸組件1之間、橫滾軸組件1與俯仰軸組件2之間使用極細同軸線17作為圖像信號傳輸線，該極細同軸線17由多股細線組成，易彎曲和包扎，占用空間小且便于走線，易于提高云臺的穩(wěn)像精度；而傳統(tǒng)的云臺均采用軟排線作為圖像信號傳輸線，由于云臺對畫質要求較高，所以圖像信號傳輸線的pin數較多，如果采用軟排線，該軟排就會做得寬而且厚，因此一方面占用空間較大不利于云臺的小型化，另一方面軟排厚了，其柔軟度較差，彎曲力較大，以致電機需要克服軟排線產生的較大扭力而難以達到較高穩(wěn)像精度；本發(fā)明在相機組件4與橫滾軸組件或1之間，在橫滾軸組件1與俯仰軸組件2之間分別采用極細同軸線17連接的方式、走線方式巧妙，轉動阻力小，有利于微型直流電機的控制。

本領域技術人員在考慮說明書及實踐這里公開的發(fā)明后，將容易想到本發(fā)明的其它實施方案。本申請旨在涵蓋本發(fā)明的任何變型、用途或者適應性變化，這些變型、用途或者適應性變化遵循本發(fā)明的一般性原理并包括未公開的本技術領域中的公知常識或慣用技術手段。說明書和實施例僅被視為示例性的，本發(fā)明的真正范圍和精神由下面的權利要求指出。

應當理解的是，本發(fā)明并不局限于上面已經描述并在附圖中示出的精確結構，并且可以在不脫離其范圍進行各種修改和改變。本發(fā)明的范圍僅由所附的權利要求來限制。