CN106292335A - 一种沿索道飞行器装置控制*** - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种沿索道飞行器装置控制***。本发明采用沿索道飞行器控制装置，可以模拟实现针对飞机迫降的各类情况，之后采集飞机的各类数据，对真实的飞机迫降提出有针对性的意见，接口灵活方便，易于控制；具有良好的可维护性和扩展性，较好的经济性，制造方便，成本低。

Description

一种沿索道飞行器装置控制***

技术领域

本发明涉及电子控制技术领域，尤其涉及一种沿索道飞行器装置控制***。

背景技术

迫降指飞机因意外情况不能继续飞行而在机场或机场以外的地面或水面上进行的有意识紧急降落。因迫降对落点环境及飞行器的性能要求很高，所以也存在着较大风险，常有可能造成机毁人亡。导致迫降的意外情况有飞机的机械、液压或电气设备失灵，火灾，在空中与别的飞机或物体相撞，机上人员伤、病有生命危险，飞机迷航或燃料用尽，天气条件突然变坏，劫机或非法越境，不服从空中交通管制等。因此设计一款性能优越的沿索道飞行器控制装置***可以对真实的飞机迫降提出有针对性的意见，从而极大的减小迫降发生概率，同时提高迫降的成功率。

发明内容

本发明要解决的技术问题制作的沿索道飞行器控制***，可以模拟实现针对飞机迫降的各类情况，之后采集飞机的各类数据，对真实的飞机迫降提出有针对性的意见。

本发明提供了一种沿索道飞行器装置控制***包括：飞行数据采集模块、PID控制模块，并通过锂电池及电调为***供电。

所述飞行数据采集模块包括：U-blox GPS，用于获取当前GPS数据，通过串口发送给主控芯片；L3G4200D陀螺仪，用于采集xyz三个方向的角加速度，通过I2C总线发送给主控芯片；ADXL345加速度计，用于采集xyz三个方向的角加速度，通过I2C总线发送给主控芯片；HMC5883L地磁计，用于采集xyz三个方向的地磁信号，通过I2C总线发送给主控芯片；BMP085气压计，用于采集当前所处高度的气压，通过I2C总线发送给主控芯片，同时换算成高度值；主控芯片将上述接收到的三轴加速度、三轴地磁信号、三轴角加速度、气压和GPS数据打包后，通过无线串口发送到远程pc端的PID控制模块进行后续处理。

所述PID控制模块包括：PID速度控制器及PID角度控制器。

所述PID速度控制器：首先将速度设定为一个起始值r(t)，然后测得当前速度值y(t)与设定速度r(t)的误差值e(t),再通过计算得到下次周期输出到电机的速度，公式：

$u\left(t\right)=K_p\[e\left(t\right)+\frac{1}{T_i}{\∫}_0^{t}e\left(\mathrm{\τ}\right)a\mathrm{\τ}+T_d\frac{de\left(t\right)}{dt}\]$

其中：e(t)——误差值，y(t)——反馈值，u(t)——输出值,Kp——比例系数，Ti——积分时间常数，Td——微分时间常数，T——调节周期。

经过一个比例环节、积分环节、微分环节后，获得当前速度控制量，既PWM信号的输出量，然后读取光电编码器传回的当前速度值，与设定速度比较后，再经过比例环节、积分环节、微分环节，获得下一轮的速度控制量，如此反复，以实现速度的动态调节。

所述PID角度控制器：利用三轴加速度、三轴地磁信号、三轴角加速度测得的地磁信号、角加速度数据，通过卡尔曼滤波算法,建立飞行姿态模型。

状态方程为：X_k+1＝Ax_k+Bu_k+w_k；

输出方程：y_k＝Cx_k+z_k；

姿态模型：a_k+1＝a_k+(u_k-b_k)dt。

其中A，B，C均为矩阵，k是时间系数，x称为***状态，u是***的已知输入，y是所测量的输出，w和z表示噪声；其中，变量w称为进程噪声，z称为测量噪声，它们都是向量，因此包含多个元素；x中包含***当前状态的所有资讯，但不能被直接测量；因此，要测量向量y，y是受到噪声z干扰的***状态x的函数。a是飞行姿态角，即俯仰角或横滚角，b是陀螺仪的误差，u_k是陀螺仪输出的角速度数据，dt是采样时间间隔。

具体的实现步骤为：(1)读取当前L3G4200D陀螺仪数据u；(2)由L3G4200D陀螺仪数据更新***的状态预测X_est＝AX_sta+Bu；(3)读取由ADXL345加速度传感器计算的转角数据y；(4)计算测量过程的革新Inn＝y-Cx_est其中C＝(10)；(5)计算协方差s＝CPC+S_z；(6)计算卡尔曼增益K＝APC′s^-1；(7)更新***的状态估值x_sta＝xest+K*Inn；(8)计算预测误差的协方差P＝APA-K*CPA+S_w,其中,Sw为进程噪声协方差矩阵,即Sw＝E([a b]*[a b])；(9)等待采样间隔衍，返回步骤(1)。

从而计算出飞行装置的飞行姿态，即姿态角，与初始设定的姿态角进行对比，经过比例环节、积分环节、微分环节后获得下一次云台的三个PWM信号，从而控制云台三个方向的转动。

优选的，所述沿索道飞行器装置控制***进一步包括图像采集模块；所述图像采集模块使用5.8G的图传***进行远距离传输；图像采集使用可以导出A/V视频信号的相机，相机与视频传输发射机搭载在飞行器上，两者通过连接线相连，视频传输发射机和接收机之间采用微波通信，频率为5685hz，发射机将采集到视频信号发回，接收机对此信息进行接收，然后通过视频采集卡和PC端的usb口进行相连；通过调用opencv的库文件对视频信息进行解析，则此时PC端会出现相机实时拍摄到的图像画面；在视频显示模块主要实现的功能包括视频接收、视频解析和视频播放三部分；在PC端使用Unity3D建模：先根据地形的实际数据，使用Maya构建出地形的三维模型；将模型导入Unity3D，构建出飞行场景；在脚本中设计出数据接串口，接收飞机飞行时发出的GPS和海拔数据的定位信息；根据地理坐标转换的算法，将飞机的地理数据转换成飞行场景中的坐标；用脚本驱动虚拟场景的飞机模型，使飞机按照计算出来的坐标进行移动，这样飞机模型在虚拟场景中的移动就模拟了现实世界中飞机的移动；通过虚拟场景的不同视角，观察现实世界中飞机是如何移动的；从而进行迫降模拟研究。

优选的，沿索道飞行器装置控制***进一步包括：云台舵机、加速涵道及减速涵道；所述云台舵机用于调整相机位置，使其一直正对地面；所述加速涵道用于飞机加速上升时提供动力；所述减速涵道用于飞机减速下降时提供动力。

本发明的有益效果是：设计制作一种沿索道飞行器装置控制***，可以模拟实现针对飞机迫降的各类情况，之后采集飞机的各类数据，对真实的飞机迫降提出有针对性的意见，接口灵活方便，易于控制；具有良好的可维护性和扩展性，较好的经济性，制造方便，成本低。

附图说明

图1是本发明实施例沿索道飞行器装置控制***结构示意图。

图2是本发明实施例沿索道飞行器装置控制***算法原理图。

图3是本发明实施例沿索道飞行器装置控制***地理位置数据采集流程图。

图4是本发明实施例沿索道飞行器装置控制***飞行姿态数据采集流程图

图5是本发明实施例沿索道飞行器装置控制***速度数据采集流程图。

图6是本发明实施例沿索道飞行器装置控制***PID控制图。

具体实施方式

为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部内容。

如图1所示，一种沿索道飞行器控制装置由机械结构与电气***两部分组成。机械***主要由锂电池，电调，GPS，飞行数据采集模块，云台舵机，加减速涵道，无线串口，图传接收器，视频采集卡，相机组成。

电气***由飞行数据采集、PID控制、图像采集三部分组成。

飞行数据采集：

U-blox GPS获取当前地理位置信息，并将数据通过串口发送给主控芯片。

L3G4200D陀螺仪采集xyz三个方向的角加速度，通过I2C总线发送给主控芯片。

ADXL345采集xyz三个方向的加速度，通过I2C总线发送给主控芯片。

HMC5883L采集xyz三个方向的地磁信号，通过I2C总线发送给主控芯片。

BMP085采集当前所处高度的气压计，通过I2C总线发送给主控芯片，同时换算成高度值。

主控芯片将上述接收到的三轴加速度、三轴地磁、三轴角加速度、气压和GPS数据打包后通过无线串口发送到远程pc端进行后续处理。

PID控制：如图2所示，使用PID算法来控制速度，使其能够较快且平稳的到达设定速度，并维持此速度，使我们的模拟飞机能够以1：15的比例来模拟真实的飞机降落过程。

首先将速度设定为一个起始值，速度经过一个比例环节、积分环节、微分环节后，获得当前速度控制量(既PWM信号的输出量)，然后读取光电编码器传回的当前速度值，与设定速度比较后，再经过比例环节、积分环节、微分环节，获得下一轮的速度控制量，如此反复，以实现速度的动态调节。如图6。

图像采集：使用5.8G的图传***远距离传输。图像采集使用可以导出A/V视频信号的相机，相机与视频传输发射机搭载在飞行器上，两者通过连接线相连，视频传输发射机和接收机之间采用微波通信，频率为5685hz，发射机将采集到视频信号发回，接收机对此信息进行接收，然后通过视频采集卡和PC端的usb口进行相连，通过调用opencv的库文件对视频信息进行解析，则此时PC端会出现相机实时拍摄到的图像画面。在视频显示模块主要实现的功能包括视频接收、视频解析和视频播放三部分。在计算机上使用Unity3D建模。先根据地形的实际数据，使用Maya构建出地形的三维模型。将模型导入Unity3D，构建出飞行场景。在脚本中设计出数据接串口，接收飞机飞行时发出的GPS和海拔数据等定位信息，根据地理坐标转换的算法，将飞机的地理数据转换成飞行场景中的坐标。用脚本驱动虚拟场景的飞机模型，使飞机按照计算出来的坐标进行移动，这样飞机模型在虚拟场景中的移动就模拟了现实世界中飞机的移动。通过虚拟场景的不同视角，可以更方便的观察到现实世界中飞机是如何移动的。从而进行迫降模拟研究。

如图3至图6所示，当***启动后首先GPS启动，开始接收数据并发送至主控板。

陀螺仪，加速度计，地磁计，气压计通过I2C总线收到数据后发送到主控板。

主控板将收到的两种数据打包后通过无线数传发送到远程主机。

图传设备将采集到的图像数据通过图像传输设备发送到远程主机。

远程主机对收到的数传数据和图像数据进行解析并通过上位机进行显示。

当按下主控板上的复位键时整体***重启，重新开始第一步骤。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (3)

1.一种沿索道飞行器装置控制***，其特征在于，所述沿索道飞行器装置控制***包括：飞行数据采集模块、PID控制模块，并通过锂电池及电调为***供电；

所述飞行数据采集模块包括：

U-blox GPS，用于获取当前GPS数据，通过串口发送给主控芯片；

L3G4200D陀螺仪，用于采集xyz三个方向的角加速度，通过I2C总线发送给主控芯片；

ADXL345加速度计，用于采集xyz三个方向的角加速度，通过I2C总线发送给主控芯片；

HMC5883L地磁计，用于采集xyz三个方向的地磁信号，通过I2C总线发送给主控芯片；

BMP085气压计，用于采集当前所处高度的气压，通过I2C总线发送给主控芯片，同时换算成高度值；

主控芯片将上述接收到的三轴加速度、三轴地磁信号、三轴角加速度、气压和GPS数据打包后，通过无线串口发送到远程pc端的PID控制模块进行后续处理；

所述PID控制模块包括：PID速度控制器及PID角度控制器；

所述PID速度控制器：首先将速度设定为一个起始值r(t)，然后测得当前速度值y(t)与设定速度r(t)的误差值e(t),再通过计算得到下次周期输出到电机的速度，公式：

$u\left(t\right)=K_p\[e\left(t\right)+\frac{1}{T_i}{\∫}_0^{t}e\left(\mathrm{\τ}\right)d\mathrm{\τ}+T_d\frac{de\left(t\right)}{dt}\]$

其中：e(t)——误差值，y(t)——反馈值，u(t)——输出值,Kp——比例系数，Ti——积分时间常数，Td——微分时间常数，T——调节周期；

经过一个比例环节、积分环节、微分环节后，获得当前速度控制量，既PWM信号的输出量，然后读取光电编码器传回的当前速度值，与设定速度比较后，再经过比例环节、积分环节、微分环节，获得下一轮的速度控制量，如此反复，以实现速度的动态调节；

所述PID角度控制器：利用三轴加速度、三轴地磁信号、三轴角加速度测得的地磁信号、角加速度数据，通过卡尔曼滤波算法,建立飞行姿态模型；

状态方程为：X_k+1＝Ax_k+Bu_k+w_k；

输出方程：y_k＝Cx_k+z_k；

姿态模型：a_k+1＝a_k+(u_k-b_k)dt；

其中A，B，C均为矩阵，k是时间系数，x称为***状态，u是***的已知输入，y是所测量的输出，w和z表示噪声；其中，变量w称为进程噪声，z称为测量噪声，它们都是向量，因此包含多个元素；x中包含***当前状态的所有资讯，但不能被直接测量；因此，要测量向量y，y是受到噪声z干扰的***状态x的函数；a是飞行姿态角，即俯仰角或横滚角，b是陀螺仪的误差，u_k是陀螺仪输出的角速度数据，dt是采样时间间隔；

具体的实现步骤为：

(1)读取当前L3G4200D陀螺仪数据u；

(2)由L3G4200D陀螺仪数据更新***的状态预测X_est＝AX_sta+Bu；其中，A和B是***参数，为矩阵，X_sta为当前***状态；

(3)读取由ADXL345加速度传感器计算的转角数据y；

(4)计算测量过程的革新Inn＝y-Cx_est其中C＝(1 0)；

(5)计算协方差s＝CPC+S_z；

(6)计算卡尔曼增益K＝APC′s^-1；

(7)更新***的状态估值X_sta＝X_est+K*Inn；

(8)计算预测误差的协方差P＝APA-K*CPA+S_w,其中,Sw为进程噪声协方差矩阵,即Sw＝E([a b]*[a b])；

(9)等待采样间隔衍，返回步骤(1)；

从而计算出飞行装置的飞行姿态，即姿态角，与初始设定的姿态角进行对比，经过比例环节、积分环节、微分环节后获得下一次云台的三个PWM信号，从而控制云台三个方向的转动。

2.根据权利要求1所述的一种沿索道飞行器装置控制***，其特征在于，所述沿索道飞行器装置控制***进一步包括图像采集模块；

所述图像采集模块使用5.8G的图传***进行远距离传输；图像采集使用可以导出A/V视频信号的相机，相机与视频传输发射机搭载在飞行器上，两者通过连接线相连，视频传输发射机和接收机之间采用微波通信，频率为5685hz，发射机将采集到视频信号发回，接收机对此信息进行接收，然后通过视频采集卡和PC端的usb口进行相连；

通过调用opencv的库文件对视频信息进行解析，则此时PC端会出现相机实时拍摄到的图像画面；在视频显示模块主要实现的功能包括视频接收、视频解析和视频播放三部分；

在PC端使用Unity3D建模：先根据地形的实际数据，使用Maya构建出地形的三维模型；将模型导入Unity3D，构建出飞行场景；在脚本中设计接口，接收飞机飞行时发出的GPS和海拔数据的定位信息；根据地理坐标转换的算法，将飞机的地理数据转换成飞行场景中的坐标；用脚本驱动虚拟场景的飞机模型，使飞机按照计算出来的坐标进行移动，这样飞机模型在虚拟场景中的移动就模拟了现实世界中飞机的移动；通过虚拟场景的不同视角，观察现实世界中飞机是如何移动的；从而进行迫降模拟研究。

3.根据权利要求1或2所述的一种沿索道飞行器装置控制***，其特征在于，沿索道飞行器装置控制***进一步包括：云台舵机、加速涵道及减速涵道；

所述云台舵机用于调整相机位置，使其一直正对地面；

所述加速涵道用于飞机加速上升时提供动力；

所述减速涵道用于飞机减速下降时提供动力。