CN115599027A - 一种低维飞行器芯片微***、制备及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种低维飞行器芯片微***、制备及控制方法，涉及无人机导航飞控及微机电领域，低维飞行器芯片微***包括：飞行器基板、飞行控制微处理器、飞行状态监测模块、控制模块、数据存储模块和通信模块；所述飞行控制微处理器集成在所述飞行器基板上；所述飞行状态监测模块、所述控制模块、所述数据存储模块和所述通信模块均与所述飞行控制微处理器连接。本发明能够缩小微型飞控***硬件的体积和重量，适用低维微型固定翼飞行器向高密度、小型化、高可靠方向发展的需要。

Description

一种低维飞行器芯片微***、制备及控制方法

技术领域

本发明涉及无人机导航飞控及微机电领域，特别是涉及一种低维飞行器芯片微***、制备及控制方法。

背景技术

微型飞行器由于尺寸小，可在人们无法到达的环境恶劣或空间狭小的区域执行任务。可以用于化学取样、环境监测、管道检查、通信中继甚至外星表面探测等。对于将方向舵、升降舵和副翼的功能融为平面一体的低维度微型固定翼飞行器而言，实现了襟副翼同时控制航向、俯仰和滚转运动。因此在非定常大气扰动作用下，微型飞行器姿态稳定控制与导航都不同于常规问题。然而重量及飞行控制限制了其性能的进一步提升，所以核心飞控应是有效载荷的高度集成和各种功能模块之间的最小限度集成，同时针对操稳特性增加的增稳控制微***。

有的现有技术以分功能独立PCB电路板设计方式，提高元件与电路布局的集成度实现飞控***的微型化设计，但是该***是将各功能模块进行组装、拼接，整体重量偏重，由于微型飞行器体积小，其机体容量和承载重量均受到很大限制，传统的设计架构和制造模式，完全不能适应微小型无人机的发展需求。

还有的现有技术总体上采用微***技术设计制作，导航飞控微***以LTCC为结构体，同时内部进行高密度、多层布线，LTCC上高精度三维立体集成多种导航源传感器、导航解算CPU、飞行控制CPU、导航电路、飞行控制电路等，但是该导航微***所使用的硬件技术方案为三维立体结构体器件，对低维飞行器而言，不但增大了全机浸润面积，使摩擦阻力、干扰阻力和基于流场的压差阻力等增加，破坏了低维飞行器气动性，更进一步的三维飞行器所采用的飞行控制算法独立操纵舵面，不能适用于舵面耦合严重的翼身融合平面布局，因此对低维微型飞行器飞控微***提出了新的挑战。

在完成同样的飞行任务和承受同样大小载荷的情况下，翼身融合体低维布局尺寸最小，与此同时也给飞控硬件和软件***带来更大的困难与挑战。传统飞控微***进一步增加了飞行器总体重量，导致微型飞行器携带载荷能力较差，飞行性能较差。

发明内容

本发明的目的是提供一种低维飞行器芯片微***、制备及控制方法，以缩小微型飞控***硬件的体积和重量，适用低维微型固定翼飞行器向高密度、小型化、高可靠方向发展的需要。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种低维飞行器芯片微***，包括：飞行器基板、飞行控制微处理器、飞行状态监测模块、控制模块、数据存储模块和通信模块；

所述飞行控制微处理器集成在所述飞行器基板上；所述飞行状态监测模块、所述控制模块、所述数据存储模块和所述通信模块均与所述飞行控制微处理器连接。

可选地，所述飞行状态监测模块包括3轴陀螺仪、3轴加速度计、气压传感器、GPS模块、3轴数字罗盘和电池电压检测模块；

所述气压传感器、所述3轴陀螺仪和所述3轴加速度计均通过SPI接口与所述飞行控制微处理器连接；所述GPS模块通过第一串口与所述飞行控制微处理器连接；

所述3轴数字罗盘通过IIC接口与所述飞行控制微处理器连接；所述电池电压检测模块通过ADC接口与所述飞行控制微处理器连接。

可选地，所述控制模块包括舵机控制模块和电机控制模块；

所述舵机控制模块通过PWM输出接口与所述飞行控制微处理器连接；所述电机控制模块通过电机驱动接口与所述飞行控制微处理器连接。

可选地，所述通信模块包括915数传无线通信模块和遥感信号解码模块；

所述915数传无线通信模块通过第三串口与所述飞行控制微处理器连接；所述遥感信号解码模块通过第二串口与所述飞行控制微处理器连接。

可选地，所述低维飞行器芯片微***还包括与所述飞行控制微处理器连接的电源模块；所述电源模块用于为所述飞行控制微处理器提供电能。

本发明还提供一种低维飞行器芯片微***制备方法，所述低维飞行器芯片微***制备方法用于制备上述任意一项所述的低维飞行器芯片微***，所述低维飞行器芯片微***制备方法包括：

将单芯片粘贴到飞行器基板上并对单芯片进行研磨；所述单芯片包括飞行控制微处理器、飞行状态监测模块、控制模块、数据存储模块和通信模块；

将粘贴了单芯片的飞行器基板与多层薄膜柔板进行粘贴，得到芯片柔板电极；

在盘带上刻蚀引线图形并根据所述引线图形形成引线框架；

在所述芯片柔板电极上制作凸点并根据所述凸点将所述芯片柔板电极和所述引线框架焊接得到盘带状引线框架；

对单芯片进行冲切分离，得到梁式引线器件；

将所述梁式引线器件与所述飞行器基板粘接，得到低维飞行器芯片微***。

可选地，所述盘带包括聚脂膜和设置在所述聚脂膜上的铜箔。

本发明还提供一种低维飞行器芯片微***控制方法，所述低维飞行器芯片微***控制方法应用于上述任意一项所述的低维飞行器芯片微***，所述低维飞行器芯片微***控制方法包括：

获取传感器数据；所述传感器数据包括3轴陀螺仪数据、3轴加速度计数据、气压传感器数据、GPS模块数据、3轴数字罗盘数据和电池电压数据；

根据所述传感器数据进行位置和姿态预估，得到飞行器的状态信息；

根据所述状态信息进行PID控制，得到控制器输出指令。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明提供的低维飞行器芯片微***，包括：飞行器基板、飞行控制微处理器、飞行状态监测模块、控制模块、数据存储模块和通信模块；所述飞行控制微处理器集成在所述飞行器基板上；所述飞行状态监测模块所述控制模块、所述数据存储模块和所述通信模块均与所述飞行控制微处理器连接。通过集成实现缩小微型飞控***硬件的体积和重量，适用低维微型固定翼飞行器向高密度、小型化、高可靠方向发展的需要。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的低维飞行器芯片微***结构示意图；

图2为本发明提供的低维飞行器芯片微***总体图；

图3为本发明提供的飞行控制微处理器示意图；

图4为MEMS传感器示意图；

图5为SD卡示意图；

图6为915数传无线通信模块示意图；

图7为电源模块示意图；

图8为飞行控制栈框图；

图9为姿态控制策略图。

符号说明：

1-飞行控制微处理器，2-数据存储模块，3-飞行状态监测模块，4-3轴陀螺仪，5-3轴加速度计，6-气压传感器，7-GPS模块，8-3轴数字罗盘，9-电池电压检测模块，10-915数传无线通信模块，11-遥感信号解码模块，12-舵机控制模块，13-电源模块，14-SD卡，15-EEPROM。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种低维飞行器芯片微***、制备及控制方法，以缩小微型飞控***硬件的体积和重量，适用低维微型固定翼飞行器向高密度、小型化、高可靠方向发展的需要。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1至图7所示，本发明提供了一种低维飞行器芯片微***，包括：飞行器基板、如图3所示的飞行控制微处理器1、飞行状态监测模块3、控制模块、数据存储模块2和通信模块。

所述飞行控制微处理器1集成在所述飞行器基板上；所述飞行状态监测模块3、所述控制模块、所述数据存储模块2和所述通信模块均与所述飞行控制微处理器1连接。

在实际应用中，所述飞行状态监测模块3包括3轴陀螺仪4、3轴加速度计5、气压传感器6、GPS模块7、3轴数字罗盘8和电池电压检测模块9；所述气压传感器6、所述3轴陀螺仪4和所述3轴加速度计5均通过SPI接口与所述飞行控制微处理器1连接；所述GPS模块7通过第一串口USART1与所述飞行控制微处理器1连接；所述3轴数字罗盘8通过IIC接口与所述飞行控制微处理器1连接；所述电池电压检测模块9通过ADC接口与所述飞行控制微处理器1连接。

所述控制模块包括舵机控制模块12和电机控制模块；所述舵机控制模块12通过PWM输出接口与所述飞行控制微处理器1连接；所述电机控制模块通过电机驱动接口与所述飞行控制微处理器1连接。

所述通信模块包括如图6所示的915数传无线通信模块10和遥感信号解码模块11；所述915数传无线通信模块10通过第三串口USART3与所述飞行控制微处理器1连接；所述遥感信号解码模块11通过第二串口USART2与所述飞行控制微处理器1连接。

低维飞行器芯片微***还包括与所述飞行控制微处理器1连接的如图7所示的电源模块13；所述电源模块13用于为所述飞行控制微处理器1提供电能。

数据存储模块2包括如图5所示的SD卡14和EEPROM15。

根据如图1所示的低维飞行器芯片微***进行基板上的裸芯片平面互连：飞行控制微处理器1通过SPI接口与6轴传感器(3轴陀螺仪4、3轴加速度计5)和具有高稳定性以及极低压力信号滞后的气压传感器6进行通信，根据陀螺仪、加速度计得到姿态、速度信息，高度计获取高度信息，通过IIC接口与3轴数字罗盘8通信，得到航向信息。通过第一串口USART1与GPS通信，第二串口USART2作为遥测数传芯片接口，地面站数传与空中端数传配对，可在飞行中调整参数，实时监测无人机状态，更改飞行任务等。通过挂载在IIC2总线上的EEPROM15保存***的传感器校准参数、***配置、软件配置等信息。通过SDMMC的4线方式与SD卡14进行通信，存储飞行日志。另外5V的电压经过稳压得到3.3V电压，给SD卡14、主控芯片、传感器等供电。芯片具有3.3V的稳压功能，满足***的用电需求，所以不必对电源电路进行额外的设计，同时也包括确保微处理器正常工作的晶振电路、复位电路，引出了所有I/O资源，适合接入用户***；JTAG下载接口方便用户调试控制算法。其中，3轴陀螺仪4、3轴加速度计5、气压传感器6和3轴数字罗盘8为如图4所示的MEMS传感器。

低维微型固定翼飞行器具有舵面少、效率高的特点，本发明提供的一种低维飞行器芯片微***，机身与低维飞行器芯片微***构成翼身融合体，这种设计可消除机身部件产生的附加阻力和翼身之间的干扰，从而达到在可能较低的速度下获得较高的升阻比，达到提高全机性能的目的，很好地解决了传统阻力类三维舵面航向增稳时导致全机升阻比下降气动效率降低的问题，适用于翼身融合平面低维布局的微型飞行器，具有应用价值。

本发明还提供了一种低维飞行器芯片微***制备方法，所述低维飞行器芯片微***制备方法用于制备上述任意一项所述的低维飞行器芯片微***，本发明的低维飞行器芯片微***为一整张全集成设计飞行器柔板，所述低维飞行器芯片微***制备方法包括：

将单芯片粘贴到飞行器基板上并对单芯片进行研磨；所述单芯片包括飞行控制微处理器、飞行状态监测模块、控制模块、数据存储模块和通信模块。

本发明的飞行器基板为PI柔基板。将飞行控制微处理器、3轴陀螺仪、3轴加速度计、气压传感器、GPS模块、3轴数字罗盘、电池电压检测、SD卡、915数传无线通信模块、5V电源模块、3.3V电源模块等单芯片模块减薄，采用60cp光刻胶将单芯片粘接到1mm×1mm的PI柔基板上，90度预热2分钟，采用千分尺进行测试柔板和芯片的总厚度，然后采用100目细砂对芯片进行研磨，研磨过程中采用千分尺进行测试，直至研磨到合适厚度。

将粘贴了单芯片的飞行器基板与多层薄膜柔板进行粘贴，得到芯片柔板电极。

采用绝缘胶将粘接了芯片的PI柔基板和多层薄膜柔板进行粘接，粘接材料采用绝缘胶，控制胶量，避免溢出过多，保证胶厚度在30微米左右，同时控制固化过程，减少应力对减薄芯片带来的伤害。采用三段时间固化：升温，主固化，降温，主固化段利用降低温度和延长时间来实现。

在盘带上刻蚀引线图形并根据所述引线图形形成引线框架。其中，所述盘带包括聚脂膜和设置在所述聚脂膜上的铜箔。

在所述芯片柔板电极上制作凸点并根据所述凸点将所述芯片柔板电极和所述引线框架焊接得到盘带状引线框架。

对单芯片进行冲切分离，得到梁式引线器件。

将所述梁式引线器件与所述飞行器基板粘接，得到低维飞行器芯片微***。

在聚脂(如聚酞亚胺)膜和Cu箔组成的盘带上刻蚀出多单元的Cu导体精密带式引线图形并形成镀金的Cu引线框架；在芯片PI柔板电极上制作出凸点；通过凸点将芯片模块电极与引线焊区一一对应焊接在一起，完成内引线键合形成盘带状含Ie芯片的引线框架；冲切分离出单芯片与引线框架形成梁式引线器件；粘接梁式引线器件到多芯片组件柔性基板的相应位置。

通过外引线键合完成带式引线与柔性基板焊接，并最终得到一体化设计、制造的适用于低维微型飞行器的低维飞行器芯片微***。

将Bootloader文件烧入飞控芯片，作为微***启动程序，编译飞控代码生成固件，通过USB引脚烧录启动脚本、飞控算法等，进行传感器数据校准。

本发明还提供一种低维飞行器芯片微***控制方法，所述低维飞行器芯片微***控制方法应用于上述任意一项所述的低维飞行器芯片微***，所述低维飞行器芯片微***控制方法包括：

获取传感器数据；所述传感器数据包括3轴陀螺仪数据、3轴加速度计数据、气压传感器数据、GPS模块数据、3轴数字罗盘数据和电池电压数据。

根据所述传感器数据进行位置和姿态预估，得到飞行器的状态信息。

根据所述状态信息进行PID控制，得到控制器输出指令。

利用微机电和平面互连技术将多个裸片及无源器件互连构成高性能低维飞行器微***。具体将飞行器的数据处理、数据存贮、电源管理和控制、通讯功能以及10轴MEMS微机械组合传感器，组合传感器测量模块集成了三轴加速度传感器、三轴陀螺、微型空速计、微型高度计和微型GPS接收机等器件的裸片集成在专用芯片上，从而实现飞行器的信息交换和共享，实时地完成低维飞行器运行的管理、测量、控制和任务调度实现整个***的功能。该低维飞行器芯片微***的飞行控制算法主要包括姿态解算、姿态控制和位置以及增稳控制算法，裸片级专用平面集成芯片可大大缩小微型飞控***硬件的体积和重量，适用低维微型固定翼飞行器向高密度、小型化、高可靠方向发展的需要。

如图8所示，飞行控制栈是自主飞行器的导航、制导和控制算法的集合低维飞行器芯片微***飞行控制栈集成了针对低维自主飞行器的导航、制导和控制算法。具体包括位置、姿态、速度控制和位置、姿态预估。将GPS、陀螺仪、加速度计、气压计等传感器数据输入到位置、姿态预估器，根据具***置及姿态估计器根据高频特性好陀螺仪积分得到角度数据，角度数据包括俯仰角

、翻滚角

、航向角

，而加速度计和数字罗盘得到角度数据低频特性好从而进行互补，修正积分的漂移误差得到最优角度；预估器进行数据融合进而计算出飞行器的状态，然后将状态信息传输给导航模块和位置、姿态、速度控制器，状态信息分别是俯仰角对应的角速度偏移

、滚转角对应的角速度偏移

、航向角对应的角速度偏移

；位置、姿态、速度控制器的目标是将过程变量的实际值调整到与期望设定值相一致，得到的输出量实现对状态变量的矫正以使其最终抵达期望的设定值。以姿态控制器为例，该控制器以期望姿态角度数据包括俯仰角

、翻滚角

、航向角

等参数作为输入，过程变量是当前姿态的估计值，控制器最终输出的是将引导飞行器前往期望位置的姿态、油门指令。具体为左右副翼舵机同时上下运动来控制纵向飞行，横航向控制则由左右副翼面的差动来完成，两组控制分别由一对相互独立的舵机产生的对称与非对称信号来完成。以下公式以姿态控制器为例，但所用参数为整个飞控的通用参数。

式中：

为俯仰角的角速度偏移，

为滚转角的角速度偏移，

为航向角的角速度偏移，

为俯仰角、

翻滚角以及

为航向角，

为翻滚角速率，

为俯仰角速率，

为航向角速率；对应关系

/时间，Thr为油门指令，M为舵机输出。

其中油门指令为：图9中角速度控制器输出的角度与传感器反馈的当前姿态值进行作差运算的结果转换成PWM信号。Thr油门指令对应为期望姿态，M舵机输出对应实际姿态。

将期望角速度俯仰角、翻滚角、航向角转换到机体坐标系中，以俯仰通道的控制器进行介绍，飞控绕着x轴是

，绕着y是

，绕着z是

。从公式中看

通过串级PID内外两环并联调节实现抗干扰增稳飞行，串级控制是采用另外一个测量单元，并加入另外一个反馈回路形成第二个闭环来快速的感知和克服***扰动。这个额外引入的测量单元需要比原有测量单元更敏感，更能快速的感知到***的扰动。能在被控对象出现较大误差之前，快速的修正误差保持稳态，其中反馈当前角度与角度环PID控制器组成外环，反馈当前角速度与角速度环PID控制器组成内环，当前角度来源于姿态解算结果中的最优估计值，当前角速度值由状态估计得到最优估计值。外环角度环PID控制器的输入为姿态角的误差，即姿态角减去当前反馈的角度值，角度环PID控制器的输出结果是期望角速度；内环角速度环PID控制器的输入为角速度误差，及期望角速度减去反馈的当前角速度，角速度PID控制器的输出结果为舵机与传感器的控制量，控制方法为比例-积分-微分控制。

当飞行器在飞行过程中出现轻微扰动，当其姿态角还没有发生变化时，角度控制器没有办法预知***的角度误差，因此不能进行快速控制，但是角速度PID控制器的测量单元可以快速感知到角速度的变化，可以快速反馈给角速度PID控制器，副控制器针对角速度的误差进行PID控制得到输出，交给舵机和传感器，使飞行器快速消除误差，保持稳态。另外一种主动控制：角速度环PID控制器得到一个期望姿态角度时，姿态期望减去当前反馈角度得到角速度环PID控制器的输入误差，主角速度环PID控制器通过P控制得到期望角速度，此时角速度期望减去当前反馈角速度得到角速度误差，并将此误差输入给角度环PID控制器，角度环PID控制器通过PID控制得到输出，交给执行器，执行器使飞行器快速消除角速度误差，使得飞行器在期望的姿态角状态下保持稳定。实际中为了实现响应的快捷，也可以直接控制内环，或者直接控制姿态。控制策略如图9所示。

利用平面微组装和互连技术将多个裸片及无源器件构成的高性能电子***集成在同一封装内，将各功能模块有机地连接起来，从而实现飞行器的信息交换和共享，实时地完成低维飞行器运行的管理、测量、控制和任务调度实现整个***的功能。此芯片缩小了飞控***硬件的体积和重量，同时用串级PID内外两环增稳控制技术补偿了微型飞行器气动阻尼，使低维度微型固定翼较差静稳定，具有更强应用性和更高的灵活性。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的装置及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种低维飞行器芯片微***，其特征在于，包括：飞行器基板、飞行控制微处理器、飞行状态监测模块、控制模块、数据存储模块和通信模块；

所述飞行控制微处理器集成在所述飞行器基板上；所述飞行状态监测模块、所述控制模块、所述数据存储模块和所述通信模块均与所述飞行控制微处理器连接。

2.根据权利要求1所述的低维飞行器芯片微***，其特征在于，所述飞行状态监测模块包括3轴陀螺仪、3轴加速度计、气压传感器、GPS模块、3轴数字罗盘和电池电压检测模块；

所述气压传感器、所述3轴陀螺仪和所述3轴加速度计均通过SPI接口与所述飞行控制微处理器连接；所述GPS模块通过第一串口与所述飞行控制微处理器连接；

所述3轴数字罗盘通过IIC接口与所述飞行控制微处理器连接；所述电池电压检测模块通过ADC接口与所述飞行控制微处理器连接。

3.根据权利要求1所述的低维飞行器芯片微***，其特征在于，所述控制模块包括舵机控制模块和电机控制模块；

所述舵机控制模块通过PWM输出接口与所述飞行控制微处理器连接；所述电机控制模块通过电机驱动接口与所述飞行控制微处理器连接。

4.根据权利要求1所述的低维飞行器芯片微***，其特征在于，所述通信模块包括915数传无线通信模块和遥感信号解码模块；

所述915数传无线通信模块通过第三串口与所述飞行控制微处理器连接；所述遥感信号解码模块通过第二串口与所述飞行控制微处理器连接。

5.根据权利要求1所述的低维飞行器芯片微***，其特征在于，还包括与所述飞行控制微处理器连接的电源模块；所述电源模块用于为所述飞行控制微处理器提供电能。

6.一种低维飞行器芯片微***制备方法，其特征在于，所述低维飞行器芯片微***制备方法用于制备权利要求1-5任意一项所述的低维飞行器芯片微***，所述低维飞行器芯片微***制备方法包括：

将单芯片粘贴到飞行器基板上并对单芯片进行研磨；所述单芯片包括飞行控制微处理器、飞行状态监测模块、控制模块、数据存储模块和通信模块；

将粘贴了单芯片的飞行器基板与多层薄膜柔板进行粘贴，得到芯片柔板电极；

在盘带上刻蚀引线图形并根据所述引线图形形成引线框架；

在所述芯片柔板电极上制作凸点并根据所述凸点将所述芯片柔板电极和所述引线框架焊接得到盘带状引线框架；

对单芯片进行冲切分离，得到梁式引线器件；

将所述梁式引线器件与所述飞行器基板粘接，得到低维飞行器芯片微***。

7.根据权利要求6所述的低维飞行器芯片微***制备方法，其特征在于，所述盘带包括聚脂膜和设置在所述聚脂膜上的铜箔。

8.一种低维飞行器芯片微***控制方法，其特征在于，所述低维飞行器芯片微***控制方法应用于权利要求1-5任意一项所述的低维飞行器芯片微***，所述低维飞行器芯片微***控制方法包括：

获取传感器数据；所述传感器数据包括3轴陀螺仪数据、3轴加速度计数据、气压传感器数据、GPS模块数据、3轴数字罗盘数据和电池电压数据；

根据所述传感器数据进行位置和姿态预估，得到飞行器的状态信息；

根据所述状态信息进行PID控制，得到控制器输出指令。

Images