一種復合翼無人機自動駕駛儀的制作方法
【專利摘要】本實用新型公開了一種復合翼無人機自動駕駛儀，包括控制器、信號采集模塊及作動器信號輸出模塊，所述控制器的信號輸入端與信號采集模塊的數據輸出端相連，作動器信號輸出模塊的信號采集端連接于控制器的數據輸出端上，其特征在于，所述控制器包括一塊數據處理器，還包括數據融合模塊，在信號采集模塊中，使用不止一個采集單元采集同一種信號時，針對此信號的采集單元的信號輸出端均連接在數據融合模塊的輸入端上，數據融合模塊將所得數據進行數據融合得到唯一的狀態數據后，再將狀態數據傳送給數據處理器。通過本實用新型提供的自動駕駛儀的硬件架構，解決多軸和固定翼的協調控制問題，實現了復合翼無人機的全狀態全自主航線飛行。
【專利說明】
一種復合翼無人機自動駕駛儀
技術領域
[0001]本實用新型涉及飛行器控制技術領域，特別是涉及一種復合翼無人機自動駕駛儀。
【背景技術】
[0002]復合翼無人機是一種固定翼無人機垂直起降的解決方案，其以常規固定翼飛行器為基礎，增加多軸動力單元，在起降及低速狀態下按照多軸模式飛行，通過多個螺旋槳產生的拉力克服重力和氣動阻力進行飛行;而在高速狀態下，按照固定翼模式飛行，通過氣動升力克服重力，通過拉力向前的螺旋槳克服氣動阻力實現飛行。與其他方式相比，復合翼垂直起降方案無需額外機構，結構簡單;不存在大幅度飛行姿態變化，導航解算容易。因此，復合翼垂直起降方案是目前可靠性最高，技術風險最低的長航時垂直起降無人機方案，成為工業無人機研發領域的熱點。
[0003]然而，任何一種垂直起降長航時無人機都面臨著操縱和控制問題，特別是在速度和姿態變化較大的過渡階段，這個問題更為明顯。復合翼垂直起降無人機的過渡階段就是多軸模式和固定翼模式相互切換的過程，也是飛行速度變化較大的階段，從懸停時空速為零加速到數十米每秒的續航速度的過程，是氣動舵面產生控制力矩逐漸增大，而多軸產生控制力矩的能力逐漸減小的過程，由于這種變化的幅度較大，目前只能采用兩套不同的自動駕駛儀，分別控制多軸模式和固定翼模式。
[0004]這種方式的問題在于，控制協調能力差。由于傳感器的噪聲水平和動態響應特性不同，兩套自動駕駛儀的接收的飛行器狀態測量值有差異，這在過渡階段會導致多軸產生的控制力和力矩與氣動舵面產生的控制力和力矩抵觸，導致無人機的響應控制指令的精度變差，容易產生控制誘發振蕩。
[0005]同時，無論兩套自動駕駛儀(或者兩臺CPU)如何架構，需要相互通信是無法避免的，一定程度上增加了從形成狀態數據到相應的作動器作動之間的時間延遲，由于飛行速度較低的情況下多軸在無人機行為中占據的權重較高，而多旋翼有是一種中立穩定的動力學系統，因此時間延遲會導致低速狀態下控制精度下降、控制系統裕度變小等問題。
[0006]此外，過渡階段的制導邏輯也是復合翼無人機的技術難點，飛行航跡指令、飛行速度指令、飛行高度指令、飛行姿態指令與多軸的螺旋槳和固定翼的氣動舵面的作動指令之間如何建立映射關系才能保證安全和精準的完成過渡階段的可控飛行，目前尚無可供實用的解決方案，因此，目前的過渡階段都需要具有航模經驗的操作手肉眼觀測無人機的飛行狀態，通過遙控器直接操縱多軸螺旋槳轉速和固定翼氣動舵面偏角，自動駕駛儀在過渡階段只提供一定的阻尼作用。
[0007]由于上述兩個原因，復合翼垂直起降無人機還無法實現全自主全狀態飛行，阻礙了復合翼垂直起降無人機的實用化程度。
【實用新型內容】
[0008]針對上述現有技術中復合翼垂直起降無人機還無法實現全自主全狀態飛行，阻礙了復合翼垂直起降無人機的實用化程度的問題，本實用新型提供了一種復合翼無人機自動駕駛儀，通過自動駕駛儀的硬件架構，解決多軸和固定翼的協調控制問題，實現復合翼無人機的全狀態全自主航線飛行。
[0009]為解決上述問題，本實用新型提供的一種復合翼無人機自動駕駛儀通過以下技術要點來解決問題:一種復合翼無人機自動駕駛儀，包括控制器、信號采集模塊及作動器信號輸出模塊，所述控制器的信號輸入端與信號采集模塊的數據輸出端相連，作動器信號輸出模塊的信號采集端連接于控制器的數據輸出端上，所述控制器包括一塊數據處理器，還包括數據融合模塊，在信號采集模塊中，使用不止一個采集單元采集同一種信號時，針對此信號的采集單元的信號輸出端均連接在數據融合模塊的輸入端上，數據融合模塊將所得數據進行數據融合得到唯一的狀態數據后，再將狀態數據傳送給數據處理器。
[0010]具體的，以上駕駛儀方案中，設置的控制器用于數據處理，設置的信號采集模塊用于采集無人機飛行過程中的各種參數，設置的作動器信號輸出模塊用于產生無人機動作產生控制數據。
[0011]本案中，在信號采集模塊中，使用不止一個采集單元采集同一種信號時，針對得到的不止一個結果，采用數據融合模塊進行數據融合后，向數據處理器中輸入的單一的狀態測量結果，這樣，就使得數據處理器用于產生作動器信號輸出模塊的狀態測量值不會出現多來源現象，從測量環節保證了作動器輸出信號產生的控制力和力矩不會相互抵觸。優選所述數據融合模塊為卡爾曼濾波模塊。
[0012]進一步的，本案中僅采用了一塊數據處理器，相較于現有駕駛儀，這樣可有效避免因為多塊數據處理器之間通信造成的時間延遲。
[0013]作為本領域技術人員，以上卡爾曼濾波模塊的功能可以由數據處理器完成，也可以是區別于數據處理器的單獨模塊。
[0014]進一步的，自動駕駛儀的構架中，針對信號采集模塊中的任意一個采集單元，也可通過卡爾曼濾波模塊進行數據融合后產生唯一的狀態測量結果后再通過數據處理器進行數據處理。
[0015]作為以上所述的復合翼無人機自動駕駛儀進一步的技術方案:作為所述信號采集模塊的具體實現方式，所述信號采集模塊包括至少一個慣性傳感器模塊、至少一個動靜壓傳感器模塊、至少一個磁場傳感器模塊、至少一個GPS模塊，所述慣性傳感器模塊用于測量加速度和角速度，所述動靜壓傳感器模塊用于測量動壓和靜壓，所述GPS模塊:用于測量載波原始信號，或者測量載波原始信號后完成偽距觀測值計算，所述磁場傳感器模塊用于測量磁場強度。以上信號采集模塊的具體實現方案可采集無人機飛行過程中的多個參數，本駕駛儀以以上信號采集模塊采集的參數為無人機控制的依據，優選的，所述GPS模塊為實時差分GPS模塊，且GPS模塊的更新頻率不低于5Hz，這樣，以便于得到良好的無人機控制實時性和良好的無人機控制精度。
[0016]為滿足現有具有多個氣動舵面、具有多個垂直螺旋槳的復合翼無人機控制需要，所述作動器信號輸出模塊包括多個信號輸出端，作動器信號輸出模塊的信號輸出端包括氣動舵面控制端、垂直螺旋槳控制端、水平螺旋槳控制端，且氣動舵面控制端、垂直螺旋槳控制端的數量均不止一個，垂直螺旋槳控制端的控制信號更新頻率高于其他信號輸出端的控制信號更新頻率。由于低速情況下復合翼無人機的動力學特性偏向于多旋翼，阻尼較小且中立穩定，垂直螺旋槳控制端控制輸出的頻率較高才能保證控制效果;而高速情況下復合翼無人機的動力學特性偏向于固定翼，具有靜穩定性和動態穩定性，垂直螺旋槳控制端及水平螺旋槳控制端控制頻率可以適當降低，故采用以上方案，可充分利用自動駕駛儀的數據處理能力，實現對無人機最有效的控制。作為具體的實現方式，本自動駕駛儀用于控制設置有四個垂直螺旋槳、一個水平螺旋槳、三組氣動舵面的無人機飛行控制，則作動器信號輸出模塊的信號輸出端為八路，分別控制4根拉力方向與重力相反的垂直螺旋槳，I根拉力方向沿飛行速度方向的水平螺旋槳和3組氣動舵面;水平螺旋槳和氣動舵面的控制信號更新頻率可設定為50Hz，而垂直螺旋槳的控制信號更新頻率可設定為200Hz或400Hz。
[0017]作為一種在無人機飛行過程中，可完成檢測以下至少一種無人機狀態參數:檢測航油使用情況、監控飛行狀態下螺旋槳的工作情況、檢測無人機上電池電量信息的實現方案，所述信號采集模塊還包括航油油量傳感器、非接觸式轉速傳感器、電池電量傳感器中的至少一個，所述航油油量傳感器用于監測無人機的航油油量，所述非接觸式轉速傳感器用于監測無人機上螺旋槳的轉速，所述電池電量傳感器用于監測無人機上電池的電量。本案中，若水平螺旋槳的驅動裝置采用內燃機，則復合翼無人機自動駕駛儀還可包括航油油量傳感器，在飛行過程中檢測航油使用情況;垂直螺旋槳和水平螺旋槳均可通過電機驅動，用于電機能源的電池的工作狀態可以通過電池電量傳感器進行監控；由于現有復合翼無人機的動力系統設計中，由于不同的驅動方式在不同方面具有不同的性能，故通常采用電機作為垂直螺旋槳的動力部件，采用內燃機作為水平螺旋槳的動力部件，而內燃機相對于電機具有更高的故障率，故非接觸式轉速傳感器優選用于監控飛行狀態下水平螺旋槳的工作情況，以實現通過水平螺旋槳的工作狀態反應內燃機的工作狀態，這樣，在對水平螺旋槳工作無任何影響的情況下，不僅實現了水平螺旋槳工作狀態監控，同時實現了對內燃機的工作狀態監控。這樣，本案能夠實時監控無人機動力系統狀態，避免了由于動力系統工作異常導致的飛行事故。
[0018]進一步的，無人機自動駕駛儀還包括垂直螺旋槳位置傳感器，便于實現:通過指令使低速轉動的垂直螺旋槳鎖定于指定位置，在高速飛行不需要垂直螺旋槳工作的情況下，檢測垂直螺旋槳的位置，通過控制信號將垂直螺旋槳槳葉鎖定在沿飛行速度的方向，達到減小氣動阻力的目的。
[0019]進一步的，無人機自動駕駛儀還包括通信模塊，便于實現:可通過通信模塊，將地面實時向無人機發送的起飛、降落等指令上傳自動駕駛儀;進一步的，以上通信模塊為雙向通信模塊，這樣，自動駕駛儀可以下傳飛行器的實時飛行狀態數據，便于操作者把握無人機的飛行環境、飛行狀態等。
[0020]進一步的，為保證自動駕駛儀對無人機控制的實時性和控制精度，所述作動器信號輸出模塊的控制信號更新頻率不低于50Hz。
[0021]同時，本實用新型還提供了一種復合翼無人機自動駕駛儀采用的控制方法，用于機身上設置有水平螺旋槳、三組氣動舵面及多個垂直螺旋槳的復合翼無人機飛行姿態控制，各組氣動舵面分別用于改變所述復合翼無人機的滾轉、俯仰和偏航力矩，所述控制方法的實現依賴于以上所提供的任意一個自動駕駛儀方案，所述控制方法包括依次進行的以下步驟:
[0022]步驟一，垂直起飛；
[0023]步驟二，復合加速；
[0024]步驟三，固定翼飛行；
[0025]步驟四，復合減速；
[0026]步驟五，垂直降落；
[0027]所述復合加速步驟的實現方式為:步驟二開始的判據為無人機到達預設復合加速狀態最低高度且姿態和高度穩定；
[0028]步驟二的控制方法為:操作水平螺旋槳開始工作，克服無人機氣動阻力增加前向速度；
[0029]協調控制多個垂直螺旋槳轉速，使飛行高度跟隨高度控制指令；
[0030]協調控制多個垂直螺旋槳轉速和氣動舵面偏轉角度，調整無人機姿態，其中俯仰姿態指令使無人機的攻角不超過無人機失速攻角的30%。
[0031]以上控制方法技術方案中，明確了無人機飛行階段和相應的階段切換判據，容易校驗和掌握，提高了復合翼無人機的用戶體驗，同時，在復合加速狀態下采用較小的俯仰姿態指令，使無人機氣動迎角較小，在無人機飛行姿態變換時，保證無人機氣流穩定，氣動力和力矩的絕對值和變化率都較小，即擾動較小，有利于姿態控制，從而克服現有技術中無人機飛行的過渡階段都需要具有航模經驗的操作手肉眼觀測無人機的飛行狀態，通過遙控器直接操縱多軸螺旋槳轉速和固定翼氣動舵面偏角，自動駕駛儀在過渡階段只提供一定的阻尼作用的缺陷，實現復合翼無人機全自主全狀態飛行的實用新型目的。
[0032]作為以上所述的復合翼無人機自動駕駛儀采用的控制方法進一步的技術方案，所述復合減速步驟的實現方法為:開始的判據為無人機達到五邊降落航線的側風邊起點；
[0033]步驟四的具體控制方法為:在側風邊起點盤旋降高至預設盤旋最低高度，之后調整航向，依次通過五邊降落航線的側風邊和下風邊，在此過程中降低飛行速度，之后進入五邊降落航線的底邊，在底邊降低高度和速度，在底邊終點達到預設降落高度，而后進入五邊降落航線的進場邊，進場邊中段位置設置決斷窗口，所述決斷窗口為豎直矩形，所述豎直矩形法線為當前航線的水平投影，所述豎直矩形左右兩邊沿當前航線水平投影左右對稱，所述豎直矩形上邊的高度為預設決斷高度上限，所述豎直矩形下邊的高度為預設決斷高度下限；
[0034]若無人機通過決斷窗口且在速度不大于預設決斷速度，則開始以下控制操作:垂直螺旋槳開始工作，水平螺旋槳停轉，協調控制垂直螺旋槳轉速和3組氣動舵面偏轉角，調整無人機姿態、速度和高度，其中俯仰姿態指令使無人機的攻角介于50%至80%之間；
[0035]若無人機未進入決斷窗口或進入決斷窗口的速度大于預設決斷速度，則進行以下控制操作:垂直螺旋槳保持停轉，控制水平螺旋槳轉速，使無人機加速爬升，重新進入側風邊起點，重復步驟四。
[0036]本案提供的控制方法中，在復合減速狀態下采用決斷窗口的方式判斷垂直螺旋槳是否可以介入，決斷窗口同時從飛行速度、飛行高度、飛行位置三個方面限定了無人機的狀態，為垂直螺旋槳的介入時機提供了定量的決斷判據，同時通過設置為:俯仰姿態指令使無人機的攻角介于50%至80%之間，便于實現通過無人機氣動阻力和垂直螺旋槳的水平分力持續減速，在進場邊終點之前達到預設的多軸可控最大速度，避免了介入過早導致的垂直螺旋槳流場不穩定出現的不可控振蕩，保證了水平飛行轉垂直降落的穩定性和可靠性。
[0037]所述步驟一的實現方式為:開始的判據為地面向無人機發送起飛指令；
[0038]步驟一的具體控制方法為:使水平螺旋槳處于停轉狀態;使氣動舵面保持中立位置;協調控制多個垂直螺旋槳轉速，以調整螺旋槳拉力、無人機姿態和位置，使飛行器按預設爬升速率穩定爬升。
[0039]所述步驟三的實現方式為:開始的判據為飛行速度達到預設的最小失速速度且水平螺旋槳工作正常；
[0040]步驟三的具體控制方法為:使多個垂直螺旋槳停止工作，使水平螺旋槳產生拉力抵消氣動阻力，達到無人機氣動升力抵消重力的目的；
[0041]控制所述3組氣動舵面偏轉角度，調整無人機姿態、速度、高度和位置。
[0042]為便于在無人機任意飛行狀態下，通過地面發送應急指令終止當前飛行任務或通過自動駕駛儀的自動判定終止當前飛行任務，還包括在無人機任意飛行狀態下、用于無人機緊迫迫降控制的緊急迫降步驟，所述緊急迫降步驟包按照以下邏輯進行:
[0043]S1:測量當前空速和地速；
[0044]S2:若步驟SI測量的地速大于多軸可控最大速度且水平螺旋槳工作正常，則進入所述步驟四和步驟五；
[0045]S3:若S2確定水平螺旋槳工作異常，則垂直動力螺旋槳立即開始工作，之后若空速不大于多軸可控最大速度且垂直螺旋槳工作正常，則直接在當前位置按預設下降速度降落地面；
[0046]S4:若在S3的基礎上地速大于多軸可控最大速度，則無人機定高盤旋，降低空速至多軸可控最大速度，然后進行S3 ；
[0047]S5:若在S4的基礎上垂直螺旋槳無法正常工作，則鎖定垂直螺旋槳和水平螺旋槳，通過控制氣動舵面調整無人機姿態和垂直速率滑翔降落。
[0048]進一步的，為保證無人機飛行安全，所述的預設最小失速速度不低于無人機設計失速速度的125%;所述決斷速度不低于無人機設計失速速度的110%;所述決斷窗口的豎直矩形的寬度不小于進場邊起點飛行速度在2s達到的距離。
[0049]本實用新型所具有的有益效果至少包括以下效果中的一種:
[0050]1、自動駕駛儀的架構使任意一個模塊或者只包括一個功能相同的傳感器，或者相同功能的多個傳感器先通過微控制器中的數據融合算法產生一致的狀態測量結果。這樣就使微控制器用于產生作動器信號輸出模塊的狀態測量值不會出現多來源現象，從測量環節保證了作動器輸出信號產生的控制力和力矩不會相互抵觸。優選所述數據融合模塊為卡爾曼濾波t吳塊。
[0051]2、自動駕駛儀還增加了測量水平螺旋槳轉速的非接觸式轉速傳感器、電池電量傳感器和航油油量傳感器，能夠實時監控動力系統狀態，避免了由于動力系統工作異常導致的飛行事故。
[0052]3、復合翼無人機的控制方法采用明確的飛行階段和相應的階段切換判據，容易校驗和掌握，提高了復合翼無人機的用戶體驗。
[0053]4、復合翼無人機的控制方法，在復合加速狀態下采用較小的俯仰姿態指令，使無人機氣動迎角較小，保證無人機氣流穩定，氣動力和力矩的絕對值和變化率都較小，即擾動較小，有利于姿態控制。
[0054]5、復合翼無人機的控制方法，在復合減速狀態下采用決斷窗口的方式判斷垂直螺旋槳是否可以介入，決斷窗口同時從飛行速度、飛行高度、飛行位置三個方面限定了無人機的狀態，為垂直螺旋槳的介入時機提供了定量的決斷判據，避免了介入過早導致的垂直螺旋槳流場不穩定出現的不可控振蕩，保證了水平飛行轉垂直降落的穩定性和可靠性。
【附圖說明】
[0055]圖1為本實用新型所述的一種復合翼無人機自動駕駛儀一個具體實施例的硬件框圖；
[0056]圖2為本實用新型所述的一種復合翼無人機自動駕駛儀采用的控制方法一個具體實施例的流程圖。
[0057]圖中標記分別為:100、復合翼無人機自動駕駛儀，101、控制器，102、慣性傳感器模塊，103、動靜壓傳感器模塊，104、磁場傳感器模塊，105、GPS模塊，106、作動器信號輸出模塊，1061、垂直螺旋槳I控制信號，1062、垂直螺旋槳2控制信號，1063、垂直螺旋槳3控制信號，1064、垂直螺旋槳4控制信號，1065、水平螺旋槳控制信號，1066、氣動舵面I控制信號，1067、氣動舵面2控制信號，1068、氣動舵面3控制信號；2001、完成飛前檢查，2011、垂直起飛開始判據，2012、垂直起飛操作，2021、復合加速開始判據，2022、復合加速操作，2031、固定翼飛行開始判據，2032、固定翼飛行操作，2041、復合減速開始判據，2042、復合減速操作，2051、垂直降落開始判據，2052、垂直降落操作，206、停飛狀態。
【具體實施方式】
[0058]本實用新型提供了一種復合翼無人機自動駕駛儀，用于針對:現有技術中復合翼垂直起降無人機還無法實現全自主全狀態飛行，阻礙了復合翼垂直起降無人機的實用化程度的問題，通過本實用新型提供了一種復合翼無人機自動駕駛儀，通過自動駕駛儀的硬件架構，解決多軸和固定翼的協調控制問題，實現復合翼無人機的全狀態全自主航線飛行。
[0059]下面結合實施例對本實用新型作進一步的詳細說明，但是本實用新型不僅限于以下實施例:
[0060]實施例1:
[0061]如圖1所示，一種復合翼無人機自動駕駛儀100，包括控制器101、信號采集模塊及作動器信號輸出模塊106，所述控制器101的信號輸入端與信號采集模塊的數據輸出端相連，作動器信號輸出模塊106的信號采集端連接于控制器101的數據輸出端上，所述控制器101包括一塊數據處理器，還包括數據融合模塊，在信號采集模塊中，使用不止一個采集單元采集同一種信號時，針對此信號的采集單元的信號輸出端均連接在數據融合模塊的輸入端上，數據融合模塊將所得數據進行數據融合得到唯一的狀態數據后，再將狀態數據傳送給數據處理器。
[0062]具體的，以上駕駛儀方案中，設置的控制器101用于數據處理，設置的信號采集模塊用于采集無人機飛行過程中的各種參數，設置的作動器信號輸出模塊106用于產生無人機動作產生控制數據。
[0063]本案中，在信號采集模塊中，使用不止一個采集單元采集同一種信號時，針對得到的不止一個結果，采用數據融合模塊進行數據融合后，向數據處理器中輸入的單一的狀態測量結果，這樣，就使得數據處理器用于產生作動器信號輸出模塊106的狀態測量值不會出現多來源現象，從測量環節保證了作動器輸出信號產生的控制力和力矩不會相互抵觸。優選所述數據融合模塊為卡爾曼濾波模塊。
[0064]進一步的，本案中僅采用了一塊數據處理器，相較于現有駕駛儀，這樣可有效避免因為多塊數據處理器之間通信造成的時間延遲。
[0065]作為本領域技術人員，以上卡爾曼濾波模塊的功能可以由數據處理器完成，也可以是區別于數據處理器的單獨模塊。
[0066]進一步的，自動駕駛儀的構架中，針對信號采集模塊中的任意一個采集單元，也可通過卡爾曼濾波模塊進行數據融合后產生唯一的狀態測量結果后再通過數據處理器進行數據處理。
[0067]實施例2:
[0068]本實施例在實施例1的基礎上作進一步限定，如圖1所示，作為以上所述的復合翼無人機自動駕駛儀100進一步的技術方案:作為所述信號采集模塊的具體實現方式，所述信號采集模塊包括至少一個慣性傳感器模塊102、至少一個動靜壓傳感器模塊103、至少一個磁場傳感器模塊104、至少一個GPS模塊105，所述慣性傳感器模塊用于測量加速度和角速度，所述動靜壓傳感器模塊103用于測量動壓和靜壓，所述GPS模塊105用于測量偽距觀測值，所述磁場傳感器模塊104用于測量磁場強度。以上信號采集模塊的具體實現方案可采集無人機飛行過程中的多個參數，本駕駛儀以以上信號采集模塊采集的參數為無人機控制的依據，優選的，所述GPS模塊105為實時差分GPS模塊105，且GPS模塊105的更新頻率不低于5Hz0
[0069]為滿足現有具有多個氣動舵面、具有多個垂直螺旋槳的復合翼無人機控制需要，所述作動器信號輸出模塊106包括多個信號輸出端，作動器信號輸出模塊106的信號輸出端包括氣動舵面控制端、垂直螺旋槳控制端、水平螺旋槳控制端，且氣動舵面控制端、垂直螺旋槳控制端的數量均不止一個，垂直螺旋槳控制端的控制信號更新頻率高于其他信號輸出端的控制信號更新頻率。由于低速情況下復合翼無人機的動力學特性偏向于多旋翼，阻尼較小且中立穩定，垂直螺旋槳控制端控制輸出的頻率較高才能保證控制效果;而高速情況下復合翼無人機的動力學特性偏向于固定翼，具有靜穩定性和動態穩定性，垂直螺旋槳控制端及水平螺旋槳控制端控制頻率可以適當降低，故采用以上方案，可充分利用自動駕駛儀的數據處理能力，實現對無人機最有效的控制。
[0070]本實施例中，本自動駕駛儀用于控制設置有四個垂直螺旋槳、一個水平螺旋槳、三組氣動舵面的無人機飛行控制，則作動器信號輸出模塊106的信號輸出端為八路，分別控制4根拉力方向與重力相反的垂直螺旋槳，I根拉力方向沿飛行速度方向的水平螺旋槳和3組氣動舵面;水平螺旋槳和氣動舵面的控制信號更新頻率可設定為50Hz，而垂直螺旋槳的控制信號更新頻率可設定為200Hz或400Hz。
[0071]這樣，作動器信號輸出模塊106的信號輸出端輸出的信號包括:垂直螺旋槳I控制信號1061、垂直螺旋槳2控制信號1062、垂直螺旋槳3控制信號1063、垂直螺旋槳4控制信號1064、水平螺旋槳控制信號1065、氣動舵面I控制信號1066、氣動舵面2控制信號1067、氣動舵面3控制信號1068。
[0072]作為一種在無人機飛行過程中，可完成檢測以下至少一種無人機狀態參數:檢測航油使用情況、監控飛行狀態下螺旋槳的工作情況、檢測無人機上電池電量信息的實現方案，所述信號采集模塊還包括航油油量傳感器、非接觸式轉速傳感器、電池電量傳感器中的至少一個，所述航油油量傳感器用于監測無人機的航油油量，所述非接觸式轉速傳感器用于監測無人機上螺旋槳的轉速，所述電池電量傳感器用于監測無人機上電池的電量。本案中，若水平螺旋槳的驅動裝置采用內燃機，則復合翼無人機自動駕駛儀100還可包括航油油量傳感器，在飛行過程中檢測航油使用情況;垂直螺旋槳和水平螺旋槳均可通過電機驅動，用于電機能源的電池的工作狀態可以通過電池電量傳感器進行監控;非接觸式轉速傳感器優選用于監控飛行狀態下水平螺旋槳的工作情況。這樣，本案能夠實時監控無人機動力系統狀態，避免了由于動力系統工作異常導致的飛行事故。
[0073]進一步的，無人機自動駕駛儀還包括垂直螺旋槳位置傳感器，便于實現:通過指令使低速轉動的垂直螺旋槳鎖定于指定位置，在高速飛行不需要垂直螺旋槳工作的情況下，檢測垂直螺旋槳的位置，通過控制信號將垂直螺旋槳槳葉鎖定在沿飛行速度的方向，達到減小氣動阻力的目的。
[0074]進一步的，無人機自動駕駛儀還包括通信模塊，便于實現:可通過通信模塊，將地面實時向無人機發送的起飛、降落等指令上傳自動駕駛儀;進一步的，以上通信模塊為雙向通信模塊，這樣，自動駕駛儀可以下傳飛行器的實時飛行狀態數據，便于操作者把握無人機的飛行環境、飛行狀態等。
[0075]進一步的，為保證自動駕駛儀對無人機控制的實時性和控制精度，所述作動器信號輸出模塊106的控制信號更新頻率不低于50Hz。
[0076]實施例3:
[0077]如圖2，本實施例同時還提供了一種復合翼無人機自動駕駛儀100采用的控制方法，用于機身上設置有水平螺旋槳、三組氣動舵面及多個垂直螺旋槳的復合翼無人機飛行姿態控制，各組氣動舵面分別用于改變所述復合翼無人機的滾轉、俯仰和偏航力矩，所述控制方法的實現依賴于以上任意一個實施例所提供的任意一個自動駕駛儀方案，所述控制方法包括依次進行的以下步驟:
[0078]步驟一，垂直起飛；
[0079]步驟二，復合加速；
[0080]步驟三，固定翼飛行；
[0081 ]步驟四，復合減速；
[0082]步驟五，垂直降落；
[0083]所述復合加速步驟的實現方式為:步驟二開始的判據為無人機到達預設復合加速狀態最低高度且姿態和高度穩定；
[0084]步驟二的控制方法為:操作水平螺旋槳開始工作，克服無人機氣動阻力增加前向速度；
[0085]協調控制多個垂直螺旋槳轉速，使飛行高度跟隨高度控制指令；
[0086]協調控制多個垂直螺旋槳轉速和氣動舵面偏轉角度，調整無人機姿態，其中俯仰姿態指令使無人機的攻角不超過無人機失速攻角的30%。
[0087]以上控制方法技術方案中，明確了無人機飛行階段和相應的階段切換判據，容易校驗和掌握，提高了復合翼無人機的用戶體驗，同時，在復合加速狀態下采用較小的俯仰姿態指令，使無人機氣動迎角較小，在無人機飛行姿態變換時，保證無人機氣流穩定，氣動力和力矩的絕對值和變化率都較小，即擾動較小，有利于姿態控制，從而克服現有技術中無人機飛行的過渡階段都需要具有航模經驗的操作手肉眼觀測無人機的飛行狀態，通過遙控器直接操縱多軸螺旋槳轉速和固定翼氣動舵面偏角，自動駕駛儀在過渡階段只提供一定的阻尼作用的缺陷，實現復合翼無人機全自主全狀態飛行的實用新型目的。
[0088]實施例4:
[0089]本實施在實施例3的基礎上對所述控制方法做進一步限定:作為以上所述的復合翼無人機自動駕駛儀100采用的控制方法進一步的技術方案，所述復合減速步驟的實現方法為:開始的判據為無人機達到五邊降落航線的側風邊起點；
[0090]步驟四的具體控制方法為:在側風邊起點盤旋降高至預設盤旋最低高度，之后調整航向，依次通過五邊降落航線的側風邊和下風邊，在此過程中降低飛行速度，之后進入五邊降落航線的底邊，在底邊降低高度和速度，在底邊終點達到預設降落高度，而后進入五邊降落航線的進場邊，進場邊中段位置設置決斷窗口，所述決斷窗口為豎直矩形，所述豎直矩形法線為當前航線的水平投影，所述豎直矩形左右兩邊沿當前航線水平投影左右對稱，所述豎直矩形上邊的高度為預設決斷高度上限，所述豎直矩形下邊的高度為預設決斷高度下限；
[0091 ]若無人機通過決斷窗口且在速度不大于預設決斷速度，則開始以下控制操作:垂直螺旋槳開始工作，水平螺旋槳停轉，協調控制垂直螺旋槳轉速和3組氣動舵面偏轉角，調整無人機姿態、速度和高度，其中俯仰姿態指令使無人機的攻角介于50%至80%之間；
[0092]若無人機未進入決斷窗口或進入決斷窗口的速度大于預設決斷速度，則進行以下控制操作:垂直螺旋槳保持停轉，控制水平螺旋槳轉速，使無人機加速爬升，重新進入側風邊起點，重復步驟四。
[0093]本案提供的控制方法中，在復合減速狀態下采用決斷窗口的方式判斷垂直螺旋槳是否可以介入，決斷窗口同時從飛行速度、飛行高度、飛行位置三個方面限定了無人機的狀態，為垂直螺旋槳的介入時機提供了定量的決斷判據，避免了介入過早導致的垂直螺旋槳流場不穩定出現的不可控振蕩，保證了水平飛行轉垂直降落的穩定性和可靠性。
[0094]所述步驟一的實現方式為:開始的判據為地面向無人機發送起飛指令；
[0095]步驟一的具體控制方法為:使水平螺旋槳處于停轉狀態;使氣動舵面保持中立位置;協調控制多個垂直螺旋槳轉速，以調整螺旋槳拉力、無人機姿態和位置，使飛行器按預設爬升速率穩定爬升。
[0096]所述步驟三的實現方式為:開始的判據為飛行速度達到預設的最小失速速度且水平螺旋槳工作正常；
[0097]步驟三的具體控制方法為:使多個垂直螺旋槳停止工作，使水平螺旋槳產生拉力抵消氣動阻力，達到無人機氣動升力抵消重力的目的；
[0098]控制所述3組氣動舵面偏轉角度，調整無人機姿態、速度、高度和位置。
[0099]為便于在無人機任意飛行狀態下，通過地面發送應急指令終止當前飛行任務或通過自動駕駛儀的自動判定終止當前飛行任務，還包括在無人機任意飛行狀態下、用于無人機緊迫迫降控制的緊急迫降步驟，所述緊急迫降步驟包按照以下邏輯進行:
[0100]S1:測量當前空速和地速；
[0101]S2:若步驟SI測量的地速大于多軸可控最大速度且水平螺旋槳工作正常，則進入所述步驟四和步驟五；
[0102]S3:若S2確定水平螺旋槳工作異常，則垂直動力螺旋槳立即開始工作，之后若空速不大于多軸可控最大速度且垂直螺旋槳工作正常，則直接在當前位置按預設下降速度降落地面；
[0103]S4:若在S3的基礎上地速大于多軸可控最大速度，則無人機定高盤旋，降低空速至多軸可控最大速度，然后進行S3 ；
[0104]S5:若在S4的基礎上垂直螺旋槳無法正常工作，則鎖定垂直螺旋槳和水平螺旋槳，通過控制氣動舵面調整無人機姿態和垂直速率滑翔降落。
[0105]本實施例中，所述飛行速度在垂直螺旋槳工作的狀態下為地速，其余狀態下為空速。
[0106]進一步的，為保證無人機飛行安全，所述的預設最小失速速度不低于無人機設計失速速度的125%;所述決斷速度不低于無人機設計失速速度的110%;所述決斷窗口的豎直矩形的寬度不小于進場邊起點飛行速度在2s達到的距離。
[0107]實施例5:
[0108]本實施提供了一種具體的無人機自動駕駛儀所采用的控制方法，如圖2所示，該控制方法包括順序進行的以下步驟:垂直起飛步驟，包括:完成飛前檢查2001、垂直起飛開始判據2011、垂直起飛操作2012;復合加速步驟，包括復合加速開始判據2021、復合加速操作2022 ；固定翼飛行步驟，包括:固定翼飛行開始判據2031、固定翼飛行操作2032 ；復合減速步驟，包括:復合減速開始判據2041、復合減速操作2042;垂直降落步驟，包括:垂直降落開始判據2051、垂直降落操作2052;使無人機處于停飛狀態206。
[0109]以上內容是結合具體的優選實施方式對本實用新型作的進一步詳細說明，不能認定本實用新型的【具體實施方式】只局限于這些說明。對于本實用新型所屬技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本實用新型的技術方案下得出的其他實施方式，均應包含在本實用新型的保護范圍內。
【主權項】
1.一種復合翼無人機自動駕駛儀，包括控制器、信號采集模塊及作動器信號輸出模塊，所述控制器的信號輸入端與信號采集模塊的數據輸出端相連，作動器信號輸出模塊的信號采集端連接于控制器的數據輸出端上，其特征在于，所述控制器包括一塊數據處理器，還包括數據融合模塊，在信號采集模塊中，使用不止一個采集單元采集同一種信號時，針對此信號的采集單元的信號輸出端均連接在數據融合模塊的輸入端上，數據融合模塊將所得數據進行數據融合得到唯一的狀態數據后，再將狀態數據傳送給數據處理器。2.根據權利要求1所述的一種復合翼無人機自動駕駛儀，其特征在于，所述信號采集模塊包括至少一個慣性傳感器模塊、至少一個動靜壓傳感器模塊、至少一個磁場傳感器模塊、至少一個GPS模塊，所述慣性傳感器模塊用于測量加速度和角速度，所述動靜壓傳感器模塊用于測量動壓和靜壓，所述GPS模塊，用于測量載波原始信號，或者測量載波原始信號后完成偽距觀測值計算，所述磁場傳感器模塊用于測量磁場強度。3.根據權利要求1所述的一種復合翼無人機自動駕駛儀，其特征在于，所述作動器信號輸出模塊包括多個信號輸出端，作動器信號輸出模塊的信號輸出端包括氣動舵面控制端、垂直螺旋槳控制端、水平螺旋槳控制端，且氣動舵面控制端、垂直螺旋槳控制端的數量均不止一個，垂直螺旋槳控制端的控制信號更新頻率高于其他信號輸出端的控制信號更新頻率。4.根據權利要求1所述的一種復合翼無人機自動駕駛儀，其特征在于，所述信號采集模塊還包括航油油量傳感器、非接觸式轉速傳感器、電池電量傳感器中的至少一個，所述航油油量傳感器用于監測無人機的航油油量，所述非接觸式轉速傳感器用于監測無人機上螺旋槳的轉速，所述電池電量傳感器用于監測無人機上電池的電量。
【文檔編號】G05D1/10GK205450786SQ201620263230
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年3月31日
【發明人】王陳, 王進, 任斌, 王利光, 陳鵬
【申請人】成都縱橫自動化技術有限公司