CN107305393A - 无人机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人机及其控制方法，所述无人机包括安全气囊，所述控制方法包括以下步骤：检测所述无人机的陀螺仪值和加速度值；将检测到的所述陀螺仪值和所述加速度值融合以得到融合数据；判断所述融合数据是否大于所述触发值；当判断结果为是时，控制所述安全气囊打开；当判断结果为否时，认定所述无人机正常飞行，继续检测所述无人机的陀螺仪值和加速度值。这样，可以准确判断无人机是否处于坠机状态，可以及时打开安全气囊，最大限度地减轻无人机的受损程度。

Description

无人机及其控制方法

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种无人机以及该无人机的控制方法。

背景技术

随着现代无人机行业的发展，无人机已经渗透到了各个领域，无人机是利用无线电遥控设备和自备的程序装置操控的不载人飞机，从最开始用在军事上到现在应用到农业、航拍领域，无人机行业得到了迅速发展。

目前很多无人机爱好者玩航模，但初学者避免不了炸机的风险，炸机是模型圈内对遥控飞行器坠毁的行话，炸机带来的金钱、时间损失难以估计，更有可能牵涉到第三者损失(例如对人或物品造成伤害)。而且有些时候，炸机并非飞手自己大意，而是飞行器本身出了问题，导致失控，飞行器在天上一旦失控，炸机的可能性大大提高。出现失控的原因有很多，其中非人为原因包括GPS信号丢失、无线电磁信号干扰导致飞控崩溃等。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。为此，本发明提出了一种无人机的控制方法，该控制方法可以检测无人机是否处于坠机状态，可以及时打开安全气囊，可以最大限度地减轻无人机的受损程度。

本发明进一步地提出了一种无人机。

根据本发明的无人机的控制方法，所述无人机包括安全气囊，所述控制方法包括以下步骤：检测所述无人机的陀螺仪值和加速度值；将检测到的所述陀螺仪值和所述加速度值融合以得到融合数据；判断所述融合数据是否大于所述触发值；当判断结果为是时，控制所述安全气囊打开；当判断结果为否时，认定所述无人机正常飞行，继续检测所述无人机的陀螺仪值和加速度值。

根据本发明的无人机的控制方法，当无人机处于坠机状态时，无人机可以通过陀螺仪和加速度计的融合数据判断是否处于坠机状态，在判断处于坠机状态时，无人机可以控制安全气囊打开，从而可以有效降低无人机的坠落速度，而且在无人机与地面撞击时，安全气囊可以减轻无人机的受损程度，可以更好地保护无人机。

根据本发明的无人机，包括：主独立电源；安全气囊；陀螺仪，所述陀螺仪与所述主独立电源相连；加速度计，所述加速度计与所述主独立电源相连；电控单元，所述电控单元分别与所述陀螺仪和所述加速度计相连，当所述电控单元接收到的所述陀螺仪和所述加速度计的融合数据大于所述预设的触发值时打开所述安全气囊，其中，所述融合数据是通过对所述陀螺仪检测的陀螺仪值进行高通滤波处理且同时对所述加速度计的加速度值进行低通滤波处理来实现融合所得到的。

根据本发明的无人机，电控单元可以接收融合数据和发出指令，当融合数据大于触发值时，安全气囊打开，从而可以降低无人机的坠落速度，可以减小无人机坠落到地面时的速度，而且安全气囊还可以减轻无人机和地面的撞击强度，从而可以最大限度地保护无人机，减轻无人机的受损程度。

附图说明

图1是根据本发明实施例的无人机的结构示意图；

图2是图1中所示的无人机的结构示意图，且安全气囊处于打开状态；

图3是根据本发明实施例的无人机的电连接示意图；

图4是根据本发明实施例的无人机的电控单元的控制原理图；

图5是根据本发明实施例的无人机的控制方法的步骤示意图。

附图标记：

无人机100；安全气囊10；第二安全气囊11；

陀螺仪20；模数转换芯片21；加速度计30；电控单元40；

备用独立电源50；旋翼60；脚架70；速度控制单元80；主独立电源90；气压计110。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

下面参考附图详细描述根据本发明实施例的无人机100。

根据本发明实施例的无人机100可以包括：主独立电源90、安全气囊10、陀螺仪20、加速度计30和电控单元40。其中，如图3所示，主独立电源90分别与陀螺仪20、加速度计30电连接以为陀螺仪20和加速度计30供电。可选地，无人机100还可以包括：备用独立电源50，备用独立电源50分别与安全气囊10、陀螺仪20、加速度计30和电控单元40相连，当主独立电源90失效时备用独立电源50为安全气囊10、陀螺仪20、加速度计30和电控单元40供电。其中，需要说明的是，主独立电源90失效指的是主独立电源90受损无法工作的情况，以及主独立电源90电量不足无法支撑无人机100完成返航的情况。当无人机100处于失控状态时，主独立电源90停止供电，备用独立电源50可以提供电能给陀螺仪20、加速度计30和电控单元40，从而可以保证无人机100的可靠性。

电控单元40分别与陀螺仪20和加速度计30相连，如图4所示，电控单元40可以分别接收陀螺仪20和加速度计30传递来的数据，陀螺仪20和电控单元40之间可以电连接有模数转换芯片21，从而可以将陀螺仪20传递的数据信号转发给电控单元40可接收的数据。

当电控单元40接收到的陀螺仪20和加速度计30的融合数据大于电控单元40的触发值时打开安全气囊10。需要说明的是，陀螺仪20和加速度计30的数据经过融合后形成融合数据，下面内容将提供一种可选的融合数据的形成方式。电控单元40接收到该融合数据，并且将该融合数据和电控单元40设定的触发值进行比较，当融合数据大于触发值时，电控单元40控制安全气囊10打开，从而可以降低无人机100的坠落速度，可以使得无人机100在坠落地面时的速度较小，可以减轻无人机100撞击地面的受损程度，而且安全气囊10进一步地可以降低地面对无人机100的撞击程度，从而可以最大限度地保护无人机100，降低无人机100机主的损失。

需要说明的是，安全气囊10的结构和工作原理均为本领域技术人员的已知技术，在此不再详述。

根据本发明实施例的无人机100，当无人机100处于失控且坠机状态时，备用独立电源50可以为陀螺仪20、加速度计30和电控单元40提供电能，从而可以使得陀螺仪20和加速度计30正常进行检测，电控单元40可以正常接收融合数据和发出指令，当融合数据大于触发值时，安全气囊10打开，从而可以降低无人机100的坠落速度，可以减小无人机100坠落到地面时的速度，而且安全气囊10还可以减轻无人机100和地面的撞击强度，从而可以最大限度地保护无人机100，降低无人机100的受损程度。

根据本发明的一个优选实施例，如图1和图2所示，无人机100上可以设有旋翼60和脚架70，安全气囊10可以包括第一安全气囊和第二安全气囊11，第一安全气囊设置在旋翼60之间，第二安全气囊11设置在脚架70之间。进一步地，当脚架70相对于旋翼60在下方时打开第二安全气囊11，当脚架70相对于旋翼60在上方时打开第一安全气囊。电控单元40可以判断无人机100是处于脚架70向下状态，还是旋翼60向下状态，当脚架70向下时，电控单元40控制第二安全气囊11打开，从而可以减轻地面和脚架70之间的撞击程度，当旋翼60向下时，电控单元40控制第一安全气囊打开，从而可以减轻地面和旋翼60之间的撞击程度，进而可以更好地保护无人机100。

根据本发明的一个具体实施例，如图4所示，无人机100还可以包括：速度控制单元80，电控单元40与速度控制单元80相连，速度控制单元80用于控制无人机100的飞行速度，而且速度控制单元80适于在陀螺仪20和加速度计30的融合数据大于电控单元40的触发值时将无人机100的飞行速度维持在预定范围。可以理解的是，当电控单元40判断无人机100处于坠机状态时，电控单元40控制速度控制单元80调节无人机100的速度，从而可以使得无人机100的速度维持在预定范围内，进而可以有效降低无人机100的坠落速度，可以减轻无人机100的受损程度。其中，技术人员可以根据实验数据选取预定范围。

根据本发明的另一个具体实施例，无人机100还可以包括：气压计，电控单元40适于在陀螺仪20和加速度计30的融合数据大于电控单元40的触发值且气压计检测到的无人机100高度达到预定值时打开安全气囊10。可以理解的是，当电控单元40判断无人机100处于坠机状态时，气压计可以实时检测无人机100的所在高度气压，电控单元40可以得知无人机100的所在高度，从而当无人机100坠落到预定高度值时，电控单元40可以控制安全气囊10打开，从而可以最大限度地降低无人机100坠落到地面时的速度，可以最大限度地减轻无人机100的受损程度。

下面详细描述根据本发明实施例的无人机100的控制方法。

根据本发明实施例的无人机100的控制方法包括以下步骤：检测无人机100的陀螺仪值和加速度值，其中，S1、陀螺仪20检测无人机100的陀螺仪值，加速度计30检测无人机100的加速度值。无人机姿态由俯仰(pitch)、偏航(yaw)、滚转(roll)3个姿态角描述，无人机姿态可以有多种数学表达方式，常见的是四元数、欧拉角、扭矩和轴角。在该无人机100中使用了四元数和欧拉角，姿态计算的核心在于旋转。姿态计算中使用四元数来保存无人机姿态。在获得四元数之后，将其转化成欧拉角，然后输入到姿态控制算法中。四元数和欧拉角的转换公式如下：

pitch＝arctan2f(2*(q0*q1+q2*q3),q0q0-q1q1-q2q2+q3q3)*57.3；

yaw＝asin(-2*(q1*q3+2*q0*q2)*57.3；

roll＝atan2(2*(q1*q2+2*q0*q3),q0q0+q1q1-q2q2-q3q3)*57.3；公式中q0、q1、q2、q3是四元数的元素，代表估计方向，各数值是整合四元数率和正常化的参数。

姿态控制算法的输入参数必须要是欧拉角。检测无人机100的陀螺仪值和加速度值可以包括：检测陀螺仪20的四元数的三个维度的陀螺仪值和加速度计30的四元数的三个维度的加速度值，并将四元数的三个维度的陀螺仪值转换成欧拉角的三个维度的陀螺仪值、将四元数的三个维度的加速度值转换成欧拉角的三个维度的加速度值。其中，三个维度的陀螺仪值和三个维度的加速度值，每个值为16位精度。

S2、将检测到的陀螺仪值和加速度值融合以得到融合数据。融合数据即是将欧拉角的三个维度的陀螺仪值和欧拉角的三个维度的加速度值融合成一组欧拉角的三个维度的数据值。

具体地，欧拉角的三个维度的陀螺仪值可以通过高通滤波方法处理，欧拉角的三个维度的加速度值通过低通滤波方法处理。通过高通滤波方法处理陀螺仪值，可以有效抑制三个维度的陀螺仪值的漂移。通过对低通滤波方法处理加速度值，可以有效抑制三个维度的加速度值的动态误差。

优选地，对欧拉角的三个维度的陀螺仪值和欧拉角的三个维度的加速度值是通过带通滤波器来实现的。带通滤波器可以同时针对陀螺仪值进行高通滤波和针对加速度值进行低通滤波，从而可以减少失真，可以得到一组融合后的欧拉角的三个维度的数据值。用加速度值的输出可以有效消除陀螺仪值的漂移，可以使得最终得到的欧拉角估计更加准确。

其中，同时针对陀螺仪值进行高通滤波和针对加速度值进行低通滤波处理，可以有效补偿陀螺仪值的漂移误差和加速度值的动态误差。选取机载高精度惯导级姿态陀螺作为基准值，滤波周期为80ms，初始姿态角为：θ＝3.2°，γ＝28.2°，φ＝44.8°加速度计30的噪声在10²～10¹m/s2之间。若假设载体处于水平姿态时所有估计误差均在机体轴，此时俯仰角估计误差最大，其估计误差为arcsin＝0.06°～0.6°。

如图5所示，S3、电控单元40判断融合数据是否大于触发值。优选地，融合数据可以为欧拉角中的偏航，触发值为90°，如果欧拉角中的偏航小于等于90°，无人机100处于正常飞行状态；如果欧拉角中的偏航大于90°，无人机100处于坠机状态。

S4、当判断结果为是时，控制安全气囊10打开。安全气囊10的打开可以有效降低无人机100的坠落速度，而且在无人机100与地面撞击时，安全气囊10可以减轻无人机100的受损程度，可以更好地保护无人机100。

S5、当判断结果为否时，回到步骤S1继续检测。可以理解的是，当判断结果为否时，说明无人机100处于正常飞行状态，飞手仍可以控制无人机100，此时不需要打开安全气囊10，所以陀螺仪20和加速度计30继续检测。

具体地，当判断结果为是且气压计110检测到的无人机100高度达到预定值时控制安全气囊10打开。这样，可以使得安全气囊10的打开时刻适宜，可以使得无人机降落到地面的速度较小，可以进一步地减轻无人机100和地面之间的碰撞强度，可以最大限度地减轻无人机100的受损程度。

由此，根据本发明实施例的无人机100的控制方法，当无人机100处于坠机状态时，电控单元40可以通过陀螺仪20和加速度计30的融合数据判断无人机100处于坠机状态，电控单元40可以控制安全气囊10打开，从而可以有效降低无人机100的坠落速度，而且在无人机100与地面撞击时，安全气囊10可以减轻无人机100的受损程度，可以更好地保护无人机100。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (13)

1.一种无人机的控制方法，其特征在于，所述无人机包括安全气囊，所述控制方法包括以下步骤：

检测所述无人机的陀螺仪值和加速度值；

将检测到的所述陀螺仪值和所述加速度值融合以得到融合数据；

判断所述融合数据是否大于触发值；

当判断结果为是时，控制所述安全气囊打开；

当判断结果为否时，认定所述无人机正常飞行，继续检测所述无人机的陀螺仪值和加速度值。

2.根据权利要求1所述的无人机的控制方法，其特征在于，所述检测所述无人机的陀螺仪值和加速度值，包括：

检测所述陀螺仪的四元数的三个维度的陀螺仪值和所述加速度计的四元数的三个维度的加速度值，并将所述四元数的三个维度的陀螺仪值转换成欧拉角的三个维度的陀螺仪值、将所述四元数的三个维度的加速度值转换成欧拉角的三个维度的加速度值，其中，所述三个维度分别为俯仰、偏航和滚转。

3.根据权利要求2所述的无人机的控制方法，其特征在于，所述欧拉角的三个维度的陀螺仪值通过高通滤波方法处理，所述欧拉角的三个维度的加速度值通过低通滤波方法处理。

4.根据权利要求3所述的无人机的控制方法，其特征在于，所述欧拉角的三个维度的陀螺仪值和所述欧拉角的三个维度的加速度值通过带通滤波器来实现融合以得到所述融合数据。

5.根据权利要求3所述的无人机的控制方法，其特征在于，所述融合数据为所述欧拉角中的所述偏航，所述触发值为90°，

如果所述欧拉角中的所述偏航小于等于90°，所述无人机处于正常飞行状态；如果欧拉角中的所述偏航大于90°，所述无人机处于坠机状态。

6.根据权利要求1所述的无人机的控制方法，其特征在于，所述人机还包括：气压计，当判断结果为是且所述气压计检测到的所述无人机高度达到预定值时控制所述安全气囊打开。

7.一种无人机，其特征在于，包括：

主独立电源；

安全气囊；

陀螺仪，所述陀螺仪与所述主独立电源相连；

加速度计，所述加速度计与所述主独立电源相连；

电控单元，所述电控单元分别与所述陀螺仪和所述加速度计相连，当所述电控单元接收到的所述陀螺仪和所述加速度计的融合数据大于所述预设的触发值时打开所述安全气囊，其中，

所述融合数据是通过对所述陀螺仪检测的陀螺仪值进行高通滤波处理且同时对所述加速度计的加速度值进行低通滤波处理来实现融合所得到的。

8.根据权利要求7所示的无人机，其特征在于，还包括：备用独立电源，所述备用独立电源分别与所述安全气囊、所述陀螺仪、所述加速度计和所述电控单元相连，当所述主独立电源失效时所述备用独立电源为所述安全气囊、所述陀螺仪、所述加速度计和所述电控单元供电。

9.根据权利要求7所述的无人机，其特征在于，所述无人机上设有多个旋翼和多个脚架，

所述安全气囊包括第一安全气囊和第二安全气囊，所述第一安全气囊设置在多个所述旋翼之间，所述第二安全气囊设置在多个所述脚架之间。

10.根据权利要求9所述的无人机，其特征在于，当所述脚架相对于所述旋翼位于下方时打开所述第二安全气囊，

当所述脚架相对于所述旋翼位于上方时打开所述第一安全气囊。

11.根据权利要求7所述的无人机，其特征在于，还包括：速度控制单元，所述电控单元与所述速度控制单元相连，所述速度控制单元用于控制所述无人机的飞行速度且适于在所述融合数据大于所述预设的触发值时将所述无人机的飞行速度维持在预定范围。

12.根据权利要求7所述的无人机，其特征在于，还包括：气压计，所述电控单元适于在所述融合数据大于所述预设的触发值且所述气压计检测到的所述无人机高度达到预定值时打开所述安全气囊。

13.根据权利要求7所述的无人机，其特征在于，所述融合数据采用带通滤波器对所述陀螺仪值进行高通滤波处理且对所述加速度值进行低通滤波处理来实现融合所得到的。