專利名稱：一種適用于旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種適用于旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)，該地面控制系統(tǒng)通過有線方式與旋翼無人機上的執(zhí)行機構和傳感器實現(xiàn)連接。
背景技術：
旋翼無人機具有使用靈活、成本低、零傷亡等特點，在現(xiàn)代軍事和民用兩方面都得到了廣泛的應用。旋翼無人機具有垂直起降和懸停特殊功能，但較之固定翼無人機其穩(wěn)定性和抗風性較弱，自主控制更為復雜。當前對旋翼無人機的地面控制方式主要分三種手動遙控方式、自主/半自主控制方式和超視距遙控與自主控制相結合的方式。自主/半自主型用于旋翼無人機視距外(遠距)在地面飛行控制人員的監(jiān)控下進行作業(yè)飛行，此情況下要求旋翼無人機具有一定的姿態(tài)自主控制能力，對旋翼無人機控制系統(tǒng)要求高、難度大。為旋翼無人機設計地面控制系統(tǒng)的一般方法是首先基于牛頓力學模型建立小型旋翼無人機的動力學模型，然后基于此模型設計旋翼無人機飛行姿態(tài)控制器，最后在基于某種飛行狀態(tài)引入相應的控制算法。然而，由于旋翼無人機自身的結構特性，比如體積小， 自耦合性高，非線性強等，使小型旋翼無人機的動力學模型很難確定，從而導致旋翼無人機的控制參數(shù)的不確定性。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種用于非常規(guī)布局的微型旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)，該地面控制系統(tǒng)通過有線的方式實現(xiàn)對旋翼無人機的供電、姿態(tài)數(shù)據(jù)的采集、控制信號和反饋信號的傳輸。本發(fā)明設計的地面控制系統(tǒng)省去了建立小型旋翼無人機動力學模型的復雜步驟，在不建立無人機模型的情況下，通過實時姿態(tài)控制器實現(xiàn)數(shù)據(jù)接收、姿態(tài)解算、濾波、 PID控制，并能夠在線調(diào)試并獲得較為理想的PID控制參數(shù)，成功使旋翼無人機實現(xiàn)了懸停任務。本發(fā)明的地面控制系統(tǒng)第一方面接收旋翼無人機中的IMU(慣性測量單元)輸出的三軸加速度信息αχ、αγ、α ζ和角速度信息ωχ、ωγ、ωζ ；第二方面通過實時姿態(tài)控制器 2對微型旋翼無人機中的電機12進行動力控制；第三方面通過實時姿態(tài)控制器2對微型旋翼無人機中的多個舵機(Α舵機13、B舵機14、C舵機15、D舵機16)進行控制，從而實現(xiàn)在不建立無人機模型的情況下，成功使旋翼無人機實現(xiàn)了懸停任務。A舵機13與C舵機15協(xié)作實現(xiàn)微型旋翼無人機的俯仰運動；B舵機14與D舵機16協(xié)作實現(xiàn)微型旋翼無人機的滾轉運動；A舵機13、Β舵機14、C舵機15與D舵機16協(xié)作實現(xiàn)微型旋翼無人機的偏航運動。本發(fā)明用于微型旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)的優(yōu)點在于①電源激勵和接收控制信號通過有線的方式進行交互，避免了無線傳輸?shù)牟豢煽啃?。②PC機與控制芯片和處理器芯片的組合，能夠低成本實現(xiàn)一個非常規(guī)布局的微型旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)。③通過巴特沃茲濾波器消除高頻振動，減小了由于電機轉動引起的強烈抖動對控制系統(tǒng)的干擾④在線調(diào)試PID控制器的控制參數(shù)，縮短了調(diào)試周期，提高了調(diào)試效率。


圖1是適用于旋翼無人機的本發(fā)明地面控制系統(tǒng)的信號控制示意圖。圖2是本發(fā)明實時姿態(tài)控制器部分的結構框圖。圖2A是本發(fā)明實時姿態(tài)控制器中PID控制器的信號流程圖。圖3是本發(fā)明地面控制系統(tǒng)中PC機的界面示意圖。
具體實施例方式下面將結合附圖對本發(fā)明做進一步的詳細說明。參見圖1所示，本發(fā)明的一種適用于旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)，該地面控制系統(tǒng)包括PC機4、實時姿態(tài)控制器2、SPI通訊采集器3和驅動器1。驅動器1 一方面接收實時姿態(tài)控制器2輸出的運動指令Din，另一方面依據(jù)所述運動指令Din分別輸出電機控制信號D2驅動電機12運動、第A路舵機信號DA驅動A舵機13運動、第B路舵機信號DB驅動B舵機14運動、第C路舵機信號DC驅動C舵機15運動、第D路舵機信號DD驅動D舵機 16運動；SPI通訊采集器3 —方面采集旋翼無人機上慣性測量單元(IMU) 11測量得到的參數(shù)信息D1，另一方面輸出旋翼無人機的三個自由度(三個軸)的線加速度信號α (αχ、αγ、 αζ)和角速度信號ω (ωχ、ωγ、ωζ)給實時姿態(tài)控制器2 ;PC機4通過TCP/IP協(xié)議與實時姿態(tài)控制器2進行通信，為操控者提供了友好的人機界面。本發(fā)明地面控制系統(tǒng)采用有線方式分別與旋翼無人機上的IMU (慣性測量單元)、 電機12、A舵機13、B舵機14、C舵機15和D舵機16連接。為旋翼無人機的供電也采用有線的方式。地面控制系統(tǒng)與旋翼無人機的有線方式連接，能夠避免無線傳輸?shù)牟豢煽啃?，提高了地面控制系統(tǒng)的可靠性、穩(wěn)定性。在本發(fā)明中，地面控制系統(tǒng)第一方面接收旋翼無人機中的IMU(慣性測量單元)輸出的三軸加速度信息α χ、α γ、α z和角速度信息ωχ、ωγ、&；第二方面通過實時姿態(tài)控制器 2對微型旋翼無人機中的電機12進行動力控制；第三方面通過實時姿態(tài)控制器2對微型旋翼無人機中的多個舵機(Α舵機13、B舵機14、C舵機15、D舵機16)進行控制，從而實現(xiàn)在不建立無人機模型的情況下，成功使旋翼無人機實現(xiàn)了懸停任務。α χ表示慣性測量單元輸出的X軸加速度信息，α γ表示慣性測量單元輸出的Y軸加速度信息，α 2表示慣性測量單元輸出的Z軸加速度信息，ωχ表示慣性測量單元輸出的X軸角速度信息，ωγ表示慣性測量單元輸出的Y軸角速度信息，ωζ表示慣性測量單元輸出的Z軸角速度信息。在本發(fā)明中，地面控制系統(tǒng)通過對電機12、Α舵機13、Β舵機14、C舵機15、D舵機 16的控制，使得微型旋翼無人機實現(xiàn)的姿態(tài)包括有俯仰運動、滾轉運動和偏航運動，即A舵機13與C舵機15協(xié)作實現(xiàn)微型旋翼無人機的俯仰運動；B舵機14與D舵機16協(xié)作實現(xiàn)微型旋翼無人機的滾轉運動；A舵機13、B舵機14、C舵機15與D舵機16協(xié)作實現(xiàn)微型旋翼無人機的偏航運動。
本發(fā)明設計的地面控制系統(tǒng)除PC機4以外面，實時控制器2選用Freescale的型號為MPC8270實時控制芯片。對旋翼無人機的信息采集和驅動是在一片F(xiàn)PGA處理器中實現(xiàn)的，F(xiàn)PGA處理器選用Xilinx的)(C5VLX50T芯片。下面將詳細說明本發(fā)明地面控制系統(tǒng)中各個模塊實現(xiàn)的功能(一)PC 機在本發(fā)明中，PC機4通過TCP/IP協(xié)議與實時姿態(tài)控制器2進行通信，為操控者提供了友好的人機界面(參見圖3所示)。操控者通過所述人機界面調(diào)整旋翼無人機的控制參數(shù)、以及實時顯示旋翼無人機飛行的姿態(tài)等。圖3中的界面說明滾轉姿態(tài)(Td)分別表示PID姿態(tài)環(huán)滾轉角部分的PID控制參數(shù)；俯仰姿態(tài)(Kp)、俯仰姿態(tài)(Ti)、俯仰姿態(tài)(Td)分別表示PID姿態(tài)環(huán)俯仰角部分的PID 控制參數(shù)；滾轉速度(Kp)、滾轉速度(Ti)、滾轉速度(Td)分別表示姿態(tài)速度環(huán)滾轉角速度部分的PID控制參數(shù)；俯仰速度(Kp)、俯仰速度(Ti)、俯仰速度(Td)分別表示姿態(tài)速度環(huán)俯仰角速度的PID控制參數(shù)；偏航_姿態(tài)速度(Kp)、偏航_姿態(tài)速度(Ti)、偏航_姿態(tài)速度 (Td)分別表示姿態(tài)速度環(huán)的偏航角速度的PID控制參數(shù)。Output(X)表示俯仰環(huán)路PID控制模塊輸出的控制量，Output (Y)表示滾轉環(huán)路PID控制模塊輸出的控制量、Output (Z)表示偏航環(huán)路PID控制模塊輸出的控制量。δ ρ (X)表示控制A舵機、C舵機(滾轉角)偏轉的 PWM波占空比；S q(Y)表示控制B舵機、D舵機(俯仰角)偏轉的PWM波占空比；δΓ(Ζ)控制 A舵機、B舵機、C舵機、D舵機(偏航角)偏轉的PWM波占空比。表示GraVity+Drag(gf)表示驅動無人機電機的PWM波占空比。Boolean表示手動操作和自動操作的切換。點擊Mop 按鍵，程序停止。PC機是一種能夠按照事先存儲的程序，自動、高速地進行大量數(shù)值計算和各種信息處理的現(xiàn)代化智能電子設備。最低配置為CPU 2GHz，內(nèi)存2GB，硬盤20GB;安裝操作系統(tǒng)為 windows 2000/2003/XP ；安裝 Labview 2010 軟件。( 二 )實時姿態(tài)控制器參見圖2所示，實時姿態(tài)控制器2根據(jù)實現(xiàn)的功能劃分為標定模塊21、巴特沃茲濾波模塊22、姿態(tài)解算模塊25、PID控制器23和數(shù)據(jù)采集引擎模塊M。(1)標定模塊21在本發(fā)明中，標定模塊21通過采集、重組、整定FPGA端的數(shù)據(jù)信息，將旋翼無人機上的IMU采集到的信息轉化為可讀的，可處理的加速度信息和角速度信息。由于從旋翼無人機中IMU(慣性測量單元)11中采集到的信息是以數(shù)據(jù)包Dl的形勢讀出來的，數(shù)據(jù)包Dl中包含有加速度信息和角速度信息。在本發(fā)明中，IMU的X軸、Y軸和Z軸輸出的加速度信息分別記為α χ、α γ、αζ； IMU的X軸、Y軸和Z軸輸出的角速度信息分別記為ωχ、ωγ、ωζ。IMU產(chǎn)生的初始加速度信息和角速度信息是以14位二進制補碼的形式表示的，所以標定模塊首先要將二進制補碼的數(shù)據(jù)轉化為十進制，然后在乘以標定系數(shù)，得到實際的加速度信息和角速度信息。 例如如果加速度計的輸出為00 0000 0000 0001，那么轉化為十進制為1，則加速度為 1X2. 52ang(標定系數(shù))=0. 002522g，如果加速度計的輸出為11 11111111 1111，那么轉化為十進制為-1，則加速度為(-1) X 2. 522mg = 0. 002522g ；如果陀螺儀的輸出為00 0000 0000 0001，那么轉化為十進制為1，則陀螺儀的輸出為1X0.07306° /s = 0.07306° /S，如果陀螺儀的輸出為11 1111 1111 1111，那么轉化為十進制為-1，則陀螺儀的輸出為 (-1) X0. 07306° /s (標定系數(shù))=-0.07306° /s。(2)巴特沃茲濾波模塊22在本發(fā)明中，巴特沃茲濾波模塊22通過Labview信號處理開發(fā)包內(nèi)的巴特沃茲濾波器，將采集到的數(shù)據(jù)的毛刺和高頻抖動濾掉。在本發(fā)明中，由于旋翼無人機中電機12轉動時會產(chǎn)生劇烈的震顫，造成數(shù)據(jù)的噪聲很大，所以需要加入一個濾波器，來消除高頻噪聲。Labview軟件開發(fā)包中有現(xiàn)成的巴特沃茲濾波器，只需將采集標定后的加速度和角速度信息通過此濾波器，通過設置高截止頻率便可消除不必要的高頻噪聲。(3)姿態(tài)解算模塊25在本發(fā)明中，姿態(tài)解算模塊25根據(jù)IMU產(chǎn)生的加速度信息和角速度信息解算出無人機的滾轉角θ，俯仰角Φ，滾轉速度ω χ，俯仰角速度ω γ，偏航角速度ωζ。本發(fā)明地面控制系統(tǒng)設計的前提是所有的狀態(tài)量以足夠高的頻率被準確的讀取， 成為所述地面控制系統(tǒng)的反饋信號。利用IMU的加速度計給出旋翼無人機以機體坐標系下某個軸上的比力為f = a_g，a表示實際加速度，g表示X軸上的重力加速度；對懸停狀態(tài)下的旋翼無人機可以假如在機體坐標系X軸方向上沒有擾動，旋翼無人機基本處于平衡狀
態(tài)，則X軸上的實際加速度 的值可以忽略則有約=^ O = Sin1^;
g
同理可得/.^ = tan 1 ^ οG) PID 控制模塊 23參見圖2A所示，在本發(fā)明中，PID控制模塊23根據(jù)解算的旋翼無人機的滾轉角 θ，俯仰角Φ，滾轉角速度ωχ，俯仰角速度ωγ，偏航角速度ωζ，輸出舵機的控制信息以控制無人機的懸停。對于單旋翼+氣動面結構的微型旋翼無人機，由于其屬于非常規(guī)布局的新型飛行器，國內(nèi)外的針對這種新的被控對象，在科研的初期階段往往采用實用有效地PID。因此，同樣為了設計一個簡單直觀、方便調(diào)試的控制器，本發(fā)明選擇了基于誤差的PID控制器。PID 是一種線性控制器，根據(jù)給定值與實際輸出值的偏差error (t)構成偏差控制，其控制規(guī)律
1 廣？T dcTTor(t^)
為 Mt) = K error{t) + — |q error{t)dt + ^―^——其中，u(t)表示PID控制模塊輸
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出的控制量，kp表示PID控制模塊的比例增益，error (t)表示給定值與實際輸出值的偏差， T1表示積分時間常數(shù)，Td表示微分時間常數(shù)，t表示采樣時間。旋翼式飛行器的速度主要由姿態(tài)的變化而造成，故設計了一個經(jīng)典回路控制系統(tǒng)，內(nèi)環(huán)為姿態(tài)角速率控制回路，外環(huán)為姿態(tài)角控制回路。在信息采集時，IMU測量旋翼無人機在機體坐標系下的角速度和加速度，產(chǎn)生控制系統(tǒng)反饋信號；控制器2接受來自IMU的反饋信號并計算處理得到相應的舵機、電機控制量；多個舵機與一個電機的驅動器1給出的控制量的輸出用來穩(wěn)定旋翼無人機的飛行姿態(tài)。
圖2A中，Φ。表示設定俯仰角(懸停狀態(tài)下，Φ。= 0) ； θ。表示設定設定滾轉角 (懸停狀態(tài)下，θ。= 0) ； δ ^表示設定偏航角速度(懸停狀態(tài)下，δ ^ = 0) ； δ ρ表示設定滾轉角速度；S q表示設定俯仰角速度。(5)數(shù)據(jù)采集引擎模塊M數(shù)據(jù)采集引擎模塊M通過先入先出隊列FIFO將采集的IMU的所有傳感器讀取出來。在本發(fā)明中，實時控制器2選用Freescale的型號為MPC8270實時控制芯片。(三)SPI通訊采集器在本發(fā)明中，SPI通訊采集器3通過SPI接口與旋翼無人機上的慣性測量單元 (IMU)進行數(shù)據(jù)和命令交互，用于采集IMU感應的旋翼無人機上三個自由度的線加速度信號和角速度信號。SPI接口的讀寫操作:ADIS16350 (IMU)使用的SPI接口為4線制片選線(CS)，時鐘線(SCLK)，數(shù)據(jù)輸入線(DIN)，數(shù)據(jù)輸出線(DOUT)。片選線用來使能SPI接口以使其正常通訊，當為高時，輸出信號線不受時鐘線和數(shù)據(jù)輸入線的影響而始終為高阻態(tài)。傳輸完一個完整的數(shù)據(jù)幀需要16個時鐘周期。由于SPI接口是一種全雙工模式，所以在一幀數(shù)據(jù)傳送的過程中既可以接收又可以發(fā)送。這樣可以再本幀數(shù)據(jù)中既可以設置下一幀數(shù)據(jù)的讀操作，又可以同時接收上一幀讀操作所讀的寄存器。讀寄存器內(nèi)容時16位的數(shù)據(jù)格式如下第一位為0 (用于與寫寄存器區(qū)分)，第二位為0，第三到九位為目標寄存器地址，最后八位對本幀數(shù)據(jù)沒有影響，由于每個寄存器的 16位由兩個獨立的8位組成，而每個8位的地址又并不相同，這樣在讀取寄存器的內(nèi)容時， 第三到九位目標寄存器的地址可以是高8位地址，也可以是低8位地址，兩種操作的效果是完全一樣的。在本幀數(shù)據(jù)傳輸完成后的下幀數(shù)據(jù)里可以獲得本次所要讀取目標寄存器的16 位內(nèi)容。這樣，每次讀操作完成后，要到下次數(shù)據(jù)幀操作時才能獲得本次想要內(nèi)容，所以，一個單獨的讀過程需要兩個數(shù)據(jù)幀，但如果是連續(xù)讀操作，則只需要一個額外的數(shù)據(jù)幀。例如讀取η個數(shù)據(jù)，則只需要n+1次讀操作即可。訪問數(shù)據(jù)輸出寄存器ADIS16350 (IMU)輸出寄存器列表如下
權利要求
1.一種適用于旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)，其特征在于該地面控制系統(tǒng)包括PC機 (4)、實時姿態(tài)控制器(2)、SPI通訊采集器(3)和驅動器(1)；驅動器(1) 一方面接收實時姿態(tài)控制器( 輸出的運動指令Din，另一方面依據(jù)所述運動指令Din分別輸出電機控制信號D2驅動電機(12)運動、第A路舵機信號DA驅動A舵機 (13)運動、第B路舵機信號DB驅動B舵機(14)運動、第C路舵機信號DC驅動C舵機(15) 運動、第D路舵機信號DD驅動D舵機(16)運動；SPI通訊采集器(3) —方面采集旋翼無人機上慣性測量單元(11)測量得到的參數(shù)信息D1，另一方面輸出旋翼無人機的三個自由度的線加速度信號α和角速度信號ω給實時姿態(tài)控制器⑵；PC機(4)通過TCP/IP協(xié)議與實時姿態(tài)控制器(2)進行通信，為操控者提供了友好的人機界面。
2.根據(jù)權利要求1所述的適用于旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)，其特征在于所述實時姿態(tài)控制器( 包括有標定模塊(21)、巴特沃茲濾波模塊(22)、姿態(tài)解算模塊QO、PID控制器和數(shù)據(jù)采集引擎模塊04)；標定模塊通過采集、重組、整定FPGA端的數(shù)據(jù)信息，將采集到的IMU信息轉化為可讀的，可處理的加速度信息和角速度信息。巴特沃茲濾波模塊0 通過Labview信號處理開發(fā)包內(nèi)的巴特沃茲濾波器，將采集到的數(shù)據(jù)的毛刺和高頻抖動濾掉。姿態(tài)解算模塊05)根據(jù)IMU產(chǎn)生的加速度信息和角速度信息解算出無人機的滾轉角 θ，俯仰角Φ，滾轉速度ω χ，俯仰角速度ω γ，偏航角速度ωζ。PID控制模塊根據(jù)解算的旋翼無人機的滾轉角θ，俯仰角Φ，滾轉角速度ωχ，俯仰角速度ωγ，偏航角速度ωζ，輸出舵機的控制信息以控制無人機的懸停。數(shù)據(jù)采集引擎模塊04)通過先入先出隊列FIFO將采集的IMU的所有傳感器讀取出來。
3.根據(jù)權利要求1所述的適用于旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)，其特征在于所述SPI 通訊采集器(3)中SPI接口的讀寫操作以ADIS16350使用的SPI接口為4線制片選線 (CS)，時鐘線(SCLK)，數(shù)據(jù)輸入線(DIN)，數(shù)據(jù)輸出線(DOUT)。
4.根據(jù)權利要求1所述的適用于旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)，其特征在于所述驅動器(1)采用軟件編程的方式，在FPGA芯片上實現(xiàn)任意占空比PWM波的產(chǎn)生，進而驅動微型旋翼無人機一個電機和四個舵機的偏轉。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種適用于旋翼無人機的地面控制系統(tǒng)，該地面控制系統(tǒng)包括PC機(4)、實時姿態(tài)控制器(2)、SPI通訊采集器(3)和驅動器(1)。驅動器(1)一方面接收實時姿態(tài)控制器(2)輸出的運動指令Din，另一方面依據(jù)所述運動指令Din分別輸出電機控制信號D2驅動電機(12)運動、第A路舵機信號DA驅動A舵機(13)運動、第B路舵機信號DB驅動B舵機(14)運動、第C路舵機信號DC驅動C舵機(15)運動、第D路舵機信號DD驅動D舵機(16)運動；SPI通訊采集器(3)一方面采集旋翼無人機上慣性測量單元(11)測量得到的參數(shù)信息D1，另一方面輸出旋翼無人機的三個自由度的線加速度信號α和角速度信號ω給實時姿態(tài)控制器(2)；PC機(4)通過TCP/IP協(xié)議與實時姿態(tài)控制器(2)進行通信，為操控者提供了友好的人機界面。
文檔編號G05D1/08GK102426458SQ201110385218
公開日2012年4月25日 申請日期2011年11月28日 優(yōu)先權日2011年11月28日
發(fā)明者富立, 張春雷, 王玲玲 申請人:北京航空航天大學