本發(fā)明屬于系留多旋翼無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及到一種車(船)載系留多旋翼控制系統(tǒng)架構(gòu)及其控制方法。

背景技術(shù)：

在當(dāng)前的無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域中，有一類通過系留線纜從地面向無人機(jī)提供電能和有線（光纖或載波）通信鏈路的系留無人機(jī)，特別是一類系留在移動(dòng)的載具比如車、船等移動(dòng)平臺(tái)上，可以在空中懸?；蚋S平臺(tái)運(yùn)動(dòng)，也可以隨時(shí)精確降落在平臺(tái)上或從平臺(tái)上起飛的多旋翼無人機(jī)系統(tǒng)。初期的這類系統(tǒng)基本由傳統(tǒng)的地面定點(diǎn)系留多旋翼系統(tǒng)甚至非系留多旋翼改裝而來，跟隨平臺(tái)移動(dòng)靠傳統(tǒng)自駕上的基于普通衛(wèi)星定位的航點(diǎn)跟蹤算法，由于定位精度差漂移大，滿足不了在載具上精準(zhǔn)自主起飛和精準(zhǔn)自主降落的要求而主要靠人工遙控操作，由于起降要與線纜的收放同步，這就更加劇了人工遙控的技術(shù)難度和繁瑣，并容易疏忽造成故障頻發(fā)；雖然隨著技術(shù)的進(jìn)步，發(fā)明了多種自動(dòng)收放線裝置，靠檢測(cè)并保持線纜恒定張力自動(dòng)控制收放線（比如cn201620919257.1、cn201521023147.9、cn201610489544.8等等），但它們都是一個(gè)比較獨(dú)立的裝置，并沒有和無人機(jī)上自駕形成閉環(huán)的自動(dòng)控制反饋系統(tǒng)，而只是在無人機(jī)升高或降低后被動(dòng)的靠張力檢測(cè)控制線纜收放，因此在自主起飛和降落時(shí)很容易造成收放不夠或過度的弊端；這就迫切需要一個(gè)能總體協(xié)調(diào)各傳感器及執(zhí)行機(jī)構(gòu)，綜合統(tǒng)一的進(jìn)行閉環(huán)控制的自動(dòng)控制系統(tǒng)。

針對(duì)上邊所述的精準(zhǔn)起飛和降落中的定位問題，最近公開了一種利用衛(wèi)星差分定位的技術(shù)諸如cn106200656a專利，但它的最大不足是成本高、體積大、天線等結(jié)構(gòu)笨重安裝復(fù)雜且對(duì)環(huán)境要求高易受干擾，并且受衛(wèi)星系統(tǒng)的安全性所制約；還有一種cn105629995a專利申請(qǐng)所公開的使用機(jī)械十字軸結(jié)構(gòu)和陀螺傳感器的跟隨技術(shù)，它由于使用了十字軸等可轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)械部件使結(jié)構(gòu)繁雜故障率高，且傾斜傳感器采用陀螺姿態(tài)間接測(cè)量，帶來陀螺所固有的抗震性能差，數(shù)據(jù)處理算法復(fù)雜、漂移大校準(zhǔn)操作繁瑣等弊病。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)背景技術(shù)中的現(xiàn)狀和不足，本發(fā)明提供一種新型的車載系留多旋翼控制系統(tǒng)架構(gòu)；

本發(fā)明在系統(tǒng)架構(gòu)中創(chuàng)造性的引入了空中綜合控制器10，擯棄了已有技術(shù)中用自駕做飛行器控制中心的傳統(tǒng)概念，而把空中綜合控制器10做成了名副其實(shí)的“控制自駕的控制器”，它把傳統(tǒng)自駕當(dāng)作一個(gè)和其他傳感器及外設(shè)等同地位的智能模塊，并與使用系留線纜多維受力傳感器16和機(jī)載備用遙控接收機(jī)12、機(jī)上電源11、機(jī)載通信模塊14等傳感器和外設(shè)構(gòu)成空中子系統(tǒng)1；由地面綜合控制器20同系留控制中已有的恒張力收放線、有線介質(zhì)綜合通信、地面站和車載起降機(jī)械設(shè)備、地面電源等構(gòu)成地面子系統(tǒng)2；通過系留線纜實(shí)時(shí)通信把空中子系統(tǒng)和地面子系統(tǒng)相連接，組成一個(gè)強(qiáng)大的雙微處理器協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)，利用已有技術(shù)中功能單一價(jià)格低廉卻成熟穩(wěn)定的傳統(tǒng)非系留用多旋翼自駕及其通信協(xié)議，以及雙遙控接收機(jī)不同類型鏈路傳輸優(yōu)選仲裁等技術(shù)統(tǒng)一協(xié)調(diào)組成一個(gè)閉環(huán)的天空與地面緊密聯(lián)系的控制反饋系統(tǒng)，從而實(shí)現(xiàn)了不用車載系留專用自駕就能實(shí)現(xiàn)車載系留系統(tǒng)的功能，而且做的更好；因此本發(fā)明的實(shí)施與使用車載系留專用自駕和各子系統(tǒng)分別自行控制的傳統(tǒng)方案相比有極強(qiáng)的性價(jià)比優(yōu)勢(shì)。

本發(fā)明在系統(tǒng)架構(gòu)中創(chuàng)造性的引入了系留線纜多維受力傳感器16和用它來通過測(cè)量系留線纜傾斜角推算飛行器距離放線輪的偏離方位和偏離量大小的方法，在自主精準(zhǔn)起飛和精準(zhǔn)降落時(shí)有效解決了現(xiàn)有背景技術(shù)中利用衛(wèi)星差分定位和利用陀螺傳感器實(shí)現(xiàn)跟隨的技術(shù)的各種不足和弊病，也克服了現(xiàn)有技術(shù)中使用超聲、激光、紅外、微波雷達(dá)或光學(xué)成像檢測(cè)等其他有源主動(dòng)式傳感器對(duì)環(huán)境要求高不易戶外維護(hù)易受干擾而不實(shí)用的缺點(diǎn)；

同時(shí)，本發(fā)明還公開了利用上述新型系統(tǒng)架構(gòu)實(shí)現(xiàn)比現(xiàn)有技術(shù)更具優(yōu)勢(shì)的控制方法：它定義了系統(tǒng)中手動(dòng)模式、自動(dòng)模式和地面站模式三種工作模式，在自動(dòng)模式中又定義了自主起飛、自主降落、自動(dòng)跟隨和地面靜止等四種工作狀態(tài)，并在不同工作模式和工作狀態(tài)采用不同的控制策略和方法，簡(jiǎn)潔高效的克服了上述已有技術(shù)中的不足，實(shí)現(xiàn)了本發(fā)明的目的。

下面通過對(duì)照附圖的詳細(xì)說明和具體實(shí)施方案對(duì)本發(fā)明內(nèi)容進(jìn)行更清晰的深入闡述。

附圖說明:

圖1為本發(fā)明即一種車載系留多旋翼控制系統(tǒng)架構(gòu)的整體組成簡(jiǎn)略示意圖；

圖2是本發(fā)明的詳細(xì)示意圖，是圖1的更直觀精細(xì)的表達(dá)；各標(biāo)號(hào)所代表的部件和圖1是一樣的；

在圖1、圖2中，各標(biāo)號(hào)所代表的部件是：

1空中子系統(tǒng)；10空中綜合控制器；11機(jī)上電源；

12機(jī)載備用遙控接收機(jī)；13多旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀；14機(jī)載通信模塊；

15有線通信介質(zhì)；16系留線纜多維受力傳感器；

100機(jī)殼(機(jī)載控制器用)；101機(jī)載電路板；102微處理器α;

103機(jī)載控制固件；104機(jī)上板載電源；105機(jī)上遙控輸入口；

106機(jī)上遙控輸出口；107機(jī)上第一串口；108機(jī)上第二串口；

109機(jī)上傳感器接口；

2地面子系統(tǒng)；20地面綜合控制器；21地面電源；

22線輪伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器；23滑環(huán)連接器；24地面通信模塊；

25地面站及車載控制器；26地面遙控接收機(jī)；27系留線纜張力傳感器；

200機(jī)殼(地面控制器用)；201地面電路板；202微處理器β；

203地面控制固件；204地面板載電源；205地面第一串口；

206地面第二串口；207地面第三串口；208地面遙控輸入口；

209地面?zhèn)鞲衅鹘涌凇?/p>

下面結(jié)合附圖圖2詳細(xì)說明各部件間的包含和相互連接關(guān)系：

所述車載系留多旋翼控制系統(tǒng)架構(gòu)，分為空中子系統(tǒng)1和地面子系統(tǒng)2兩大部分，它們之間通過有線通信介質(zhì)15相連接。

其中，空中子系統(tǒng)1包括：空中綜合控制器10、機(jī)上電源11、機(jī)載備用遙控接收機(jī)12、多旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀13、機(jī)載通信模塊14、有線通信介質(zhì)15和系留線纜多維受力傳感器16組成；

所述的空中綜合控制器10，包括機(jī)殼100和裝在它里邊的機(jī)載電路板101；

所述的機(jī)載電路板101，是一塊(或多塊通過接插件相連的)pcb電路板，pcb板上包括以下電路：微處理器α102和它內(nèi)部固化的機(jī)載控制固件103、機(jī)上板載電源104、機(jī)上遙控輸入口105、機(jī)上遙控輸出口106、機(jī)上第一串口107、機(jī)上第二串口108和機(jī)上傳感器接口109。

其中，地面子系統(tǒng)2包括：地面綜合控制器20、地面電源21、線輪伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器22、滑環(huán)連接器23、地面通信模塊24、地面站及車載控制器25、地面遙控接收機(jī)26、系留線纜張力傳感器27組成；

所述的地面綜合控制器20，包括機(jī)殼200和裝在它里邊的地面電路板201；

所述的地面電路板201，是一塊(或多塊通過接插件相連的)pcb電路板，pcb板上包括以下電路：微處理器β202和它內(nèi)部固化的地面控制固件203、地面板載電源204、地面第一串口205、地面第二串口206、地面第三串口207、地面遙控輸入口208和地面?zhèn)鞲衅鹘涌?09。

上述各部件間的電路連接關(guān)系，已在圖2中用連接線清楚標(biāo)明，下面再解釋說明一下：

在機(jī)載電路板101上，機(jī)上板載電源104、機(jī)上遙控輸入口105、機(jī)上遙控輸出口106、機(jī)上第一串口107、機(jī)上第二串口108、機(jī)上傳感器接口109分別與微處理器α102相電路連接。

在地面電路板201上，地面板載電源204、地面第一串口205、地面第二串口206、地面第三串口207、地面遙控輸入口208和地面?zhèn)鞲衅鹘涌?09分別與微處理器β202相電路連接。

需要說明的是，隨著微處理器芯片技術(shù)的發(fā)展，上邊所說的電路板上的某些電路外設(shè)部件可能已經(jīng)集成到了芯片內(nèi)部，因此這些電路及連接也可能是隱含在微處理器α102或微處理器β202內(nèi)部的；圖2將上述與微處理器直接相連的外圍接口部件明確畫出來只是為了更清晰闡述系統(tǒng)架構(gòu)的連接關(guān)系，并不意味著這些部件一定以分立形式存在于電路板上，它們也完全可以集成在芯片內(nèi)部而實(shí)現(xiàn)同樣的接口功能；這種集成可以通過芯片的技術(shù)說明明確界定而不影響本發(fā)明的權(quán)利要求范圍。

在空中子系統(tǒng)1中，系留線纜多維受力傳感器16和機(jī)上傳感器接口109相連接；機(jī)上電源11和機(jī)上板載電源104相連接；機(jī)載備用遙控接收機(jī)12和機(jī)上遙控輸入口105相連接；多旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀13分別和機(jī)上遙控輸出口106、機(jī)上第一串口107相連接；機(jī)載通信模塊14和機(jī)上第二串口108相連接。

在地面子系統(tǒng)2中，線輪伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器22和地面第一串口205相連接；地面電源21和地面板載電源204相連接；地面通信模塊24和地面第二串口206相連接；地面站及車載控制器25和地面第三串口207相連接；地面遙控接收機(jī)26和地面遙控輸入口208相連接；系留線纜張力傳感器27和地面?zhèn)鞲衅鹘涌?09相連接。

除了以上電信號(hào)連接關(guān)系外，地面通信模塊24還經(jīng)由滑環(huán)連接器23連接有線通信介質(zhì)15的地面端，有線通信介質(zhì)15的空中端連接機(jī)載通信模塊14，從而完成連接空中子系統(tǒng)1和地面子系統(tǒng)2的有線通信鏈路。

在實(shí)施方案中也有對(duì)附圖需要進(jìn)一步說明的地方進(jìn)行了文字說明解釋。

具體實(shí)施方案：

下面結(jié)合附圖詳細(xì)說明本發(fā)明的具體實(shí)施方案：

附圖圖2或圖1中所述的系留線纜多維受力傳感器16，它是一個(gè)三維拉力傳感器及其配套變送器的組合，它的靜態(tài)固定基座剛性連接在多旋翼飛行器的底部，而測(cè)力端與系留線纜連接器件剛性連接在一起，從而在系留線纜有一定張力繃緊時(shí)，此拉力傳感器相互垂直的幾個(gè)力分量的比例關(guān)系可以計(jì)算出系留線纜受力的矢量方向，空中綜合控制器10通過它感知系留線纜在空間的方位角從而提供一種在飛行高度低于線纜傾斜敏感高度hj時(shí)測(cè)量飛行器和地面系留點(diǎn)偏移方位和偏移大小的手段；

在線纜繃緊到一定程度時(shí)，線纜受力的矢量方向可以看作是線纜在空間的傾斜角度，而飛行器距離線輪放線器的高度是可以實(shí)時(shí)測(cè)量得到的，因?yàn)橄盗艟€纜多維受力傳感器16與飛行器是剛性固連，它的x,y,z三個(gè)坐標(biāo)軸和飛行器的姿態(tài)是固定的已知關(guān)系，特別是當(dāng)飛行器懸停時(shí)可看成俯仰角和橫滾角都基本為0，偏航角也可以通過自動(dòng)駕駛儀上的磁羅盤等傳感器得到，因此通過簡(jiǎn)單的空間幾何關(guān)系運(yùn)算，就可計(jì)算出飛行器距離放線輪的偏離方位和偏離量大小。

但上述計(jì)算在實(shí)施中有些限制，一方面系留線纜是有重量的，而其繃緊的程度也受飛行器最大升力的影響，另外還有風(fēng)的影響，這使得在線纜長度比較長時(shí)誤差變大且靈敏度變差而不實(shí)用，但是在線纜長度較短時(shí)還是很有效的，我們根據(jù)實(shí)際經(jīng)驗(yàn)設(shè)定一個(gè)這種算法可以使用的閾值，因?yàn)檫@種算法只在精準(zhǔn)起飛降落或超低空跟隨時(shí)才用，而這時(shí)的控制目標(biāo)都是要讓飛行器到達(dá)線輪正上方即線纜盡量垂直，因此我們就使用飛行器的高度來定義這個(gè)閾值，就是上面所述的線纜傾斜敏感高度hj，這是個(gè)實(shí)際測(cè)得的經(jīng)驗(yàn)值，它和傳感器本身精度、線纜百米重量，線纜柔軟程度和線纜的張力以及風(fēng)速等因素有關(guān)，一般在5米到30米左右。

附圖圖2或圖1中所述的系留線纜張力傳感器27，它是一個(gè)多滑輪式的線繩張力傳感器及其配套變送器的組合，它安裝在地面系留纜線輪前端用來測(cè)量系留線纜的實(shí)時(shí)張力，地面綜合控制器20通過它感知系留纜繩的繃緊程度。

附圖圖2或圖1中所述的線輪伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器22，它是一個(gè)具有串行通信接口的智能伺服電機(jī)控制驅(qū)動(dòng)器，可以根據(jù)串口通信協(xié)議接受對(duì)伺服電機(jī)的參數(shù)設(shè)置和實(shí)時(shí)控制，地面綜合控制器20通過它實(shí)時(shí)控制線輪的收放方向、速度和轉(zhuǎn)矩。

附圖圖2或圖1中所述的多旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀13，它是個(gè)具有遙控接口和串行通訊接口，具有自主定點(diǎn)懸停能力的通用多旋翼自動(dòng)駕駛儀，但它的遙控接口不是直接接遙控接收機(jī)，而是通過機(jī)上遙控輸出口106接收空中綜合控制器10的遙控指令，它的串行通訊接口不是通過類似數(shù)傳電臺(tái)等遠(yuǎn)程通信設(shè)備接地面站，而是通過連接機(jī)上第一串口107與空中綜合控制器10的微處理器α102雙向交互信息，這種連接結(jié)構(gòu)使得空中綜合控制器10可以完全替代人工自動(dòng)的控制多旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀13，也可以完全透明的轉(zhuǎn)發(fā)人工控制指令和反饋信息。

附圖圖2或圖1中所述的地面遙控接收機(jī)26和機(jī)載備用遙控接收機(jī)12，是通用的無人機(jī)無線遙控接收機(jī)，這兩個(gè)接收機(jī)使用相同或兼容的型號(hào)，使得兩者可以同時(shí)和同一個(gè)遙控器對(duì)頻同時(shí)接收遙控指令；

機(jī)載備用遙控接收機(jī)12通過與其連接的機(jī)上遙控輸入口105將其接收的遙控指令傳送給微處理器α102；

地面遙控接收機(jī)26通過與其連接的地面遙控輸入口208將其接收的遙控指令傳送給微處理器β202，并由微處理器β202將其打包到有線通信傳送的數(shù)據(jù)包內(nèi)轉(zhuǎn)發(fā)到微處理器α102；

微處理器α102通過上述電路連接關(guān)系同時(shí)取得經(jīng)兩路不同傳輸信道接收的同一遙控指令并對(duì)其優(yōu)選后進(jìn)一步處理。

上面已經(jīng)從系統(tǒng)架構(gòu)的角度詳細(xì)說明了本系統(tǒng)的實(shí)施方案，下面再從控制方法角度對(duì)本發(fā)明的實(shí)施進(jìn)行更深一層次的細(xì)節(jié)說明。

所述的車載系留多旋翼控制系統(tǒng)中的多旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀13本身不需有控制系留多旋翼跟隨車輛飛行和自主精準(zhǔn)起飛、降落并同步自動(dòng)收放系留線纜的功能，上述功能是由空中綜合控制器10通過自動(dòng)駕駛儀13上的串口和遙控口與其通信并智能控制它，同時(shí)通過有線通信與地面綜合控制器20實(shí)時(shí)通信協(xié)同合作實(shí)現(xiàn)的，具體控制方法是：

空中綜合控制器10有手動(dòng)模式、自動(dòng)模式和地面站模式三種工作模式，在自動(dòng)模式下又分為自主起飛、自主降落、自動(dòng)跟隨和地面靜止等四種工作狀態(tài)，上述工作模式和工作狀態(tài)可通過監(jiān)視遙控輸入的兩個(gè)既定通道的值由遙控器設(shè)定：遙控器上的一個(gè)三檔開關(guān)k1對(duì)應(yīng)通道用于切換手動(dòng)模式、自動(dòng)模式和地面站模式，另一個(gè)三檔開關(guān)k2對(duì)應(yīng)通道用于切換自主起飛、自主降落和自動(dòng)跟隨工作狀態(tài)(地面靜止?fàn)顟B(tài)是在系統(tǒng)上電初始化完成或自主降落完成后自動(dòng)進(jìn)入），只有在k1為自動(dòng)模式時(shí)k2才起作用，并且在飛行器正在空中飛行時(shí)切換到自主起飛無效，正在地面靜止?fàn)顟B(tài)時(shí)切換到自主降落無效，在丟失遙控信號(hào)時(shí)默認(rèn)k1在地面站模式。

在所述的手動(dòng)模式下，微處理器α102透明的轉(zhuǎn)發(fā)仲裁優(yōu)選后的遙控指令到自動(dòng)駕駛儀(13)，透明的雙向轉(zhuǎn)發(fā)地面站到自動(dòng)駕駛儀13的通信數(shù)據(jù)，從而實(shí)現(xiàn)純手動(dòng)的人工操控系留飛行器，此時(shí)地面綜合控制器20根據(jù)系留線纜張力傳感器27的值按恒定張力控制算法同步的收放線纜。

在所述的地面站模式下，微處理器β202用接收自地面站搖桿的橫滾、俯仰、偏航和油門通道的數(shù)據(jù)替代地面遙控接收機(jī)26的相應(yīng)通道數(shù)據(jù)通過有線通信發(fā)送給微處理器α102并直接透明轉(zhuǎn)發(fā)到自動(dòng)駕駛儀13，從而實(shí)現(xiàn)用地面站搖桿純手動(dòng)的人工操控系留飛行器，其他同手動(dòng)模式。

在所述的自動(dòng)模式下，微處理器α102按一定周期動(dòng)態(tài)查詢?nèi)龣n開關(guān)k2對(duì)應(yīng)通道的狀態(tài)值，當(dāng)發(fā)現(xiàn)本次查詢的狀態(tài)值與上次查詢不同時(shí)，就切換進(jìn)入本次查詢值對(duì)應(yīng)的工作狀態(tài)；

在所述的自動(dòng)模式下，微處理器α102把自己仿真為一個(gè)地面站通過串口與多旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀13雙向交換數(shù)據(jù)，取得當(dāng)前自駕狀態(tài)并發(fā)送諸如設(shè)置目標(biāo)高度、目標(biāo)位置、設(shè)置切換航點(diǎn)、返航等地面站控制指令且接收結(jié)果數(shù)據(jù)反饋，，同時(shí)還把自己仿真為一個(gè)遙控接收機(jī)，向自動(dòng)駕駛儀13的遙控接收口發(fā)送根據(jù)一定算法自動(dòng)生成的遙控指令實(shí)現(xiàn)小范圍內(nèi)對(duì)飛行器位置姿態(tài)的微調(diào)，從而實(shí)現(xiàn)控制飛行器的跟隨車輛飛行和自主精準(zhǔn)起飛、降落；

在由微處理器α102進(jìn)行高度和位置跟隨控制的同時(shí)，由微處理器β202根據(jù)系留線纜張力傳感器27采集的數(shù)據(jù)，使用傳統(tǒng)的恒張力控制算法，控制線輪同步收放線，使系留纜線繃緊并維持一定張力。

由于在自動(dòng)模式下使用了上邊所說的由線纜傾斜角度推算飛行器距離放線輪的偏離方位和偏離大小的算法，在既定的hj下，一般情況下張力越大，測(cè)量線纜傾斜角度精度越高；因?yàn)樵谧灾髌痫w、低空跟隨和自主降落時(shí)對(duì)這種估算精度有不同要求，同時(shí)也考慮收線、放線的速度對(duì)張力控制的影響，在實(shí)施本方案時(shí)可以在不同工作狀態(tài)設(shè)定不同的線纜繃緊張力，它們分別是：在低空跟隨和維持懸停時(shí)的線纜張力fx、在自主起飛等工作狀態(tài)線輪放線時(shí)的張力ff和在自主降落等工作狀態(tài)線輪收線時(shí)的張力fs，這三個(gè)值都是需要在實(shí)施中根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)確定的經(jīng)驗(yàn)值，和線纜特性、放線輪機(jī)械結(jié)構(gòu)、飛機(jī)動(dòng)力情況等多種因素相關(guān)。

下面著重介紹一下自動(dòng)模式下各工作狀態(tài)的具體控制流程和方法。

進(jìn)入自主起飛工作狀態(tài)的流程和控制方法是：

先判斷是否從地面靜止?fàn)顟B(tài)進(jìn)入的，如果不是就直接返回原工作狀態(tài)，如果是就向地面站及車載控制器25發(fā)指令進(jìn)行起飛前的車載設(shè)備初始化化并取得起飛點(diǎn)坐標(biāo)、飛行目標(biāo)高度、默認(rèn)上升速率等起飛參數(shù)，同時(shí)與自動(dòng)駕駛儀13通信取得gps定位狀況等參數(shù)；

在車載設(shè)備和自駕都滿足起飛條件后，向自動(dòng)駕駛儀13發(fā)遙控指令解鎖，并切換到自主懸停模式，然后逐漸加大油門，使飛行器起飛，并根據(jù)反饋回的高度和上升速率動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)油門量保持飛行器平穩(wěn)上升，同時(shí)通過線輪伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器22控制線輪同步放線，并使線纜繃緊保持放線張力ff，同時(shí)通過系留線纜多維受力傳感器16采集的信息計(jì)算判斷系留纜的垂直程度，如果傾斜太大則微調(diào)遙控輸出的俯仰或橫滾通道值使飛行器微調(diào)懸停水平位置使其垂直；

在監(jiān)測(cè)到飛行器上升超過線纜傾斜敏感高度hj后，關(guān)閉線纜傾斜判斷對(duì)飛行器水平位置的微調(diào)，在監(jiān)測(cè)到飛行器上升到既定的飛行目標(biāo)高度后，控制線輪停止放線，同時(shí)微調(diào)油門的大小，使系留纜線繃緊并維持懸停張力fx，待飛行器懸停穩(wěn)定后完成自主起飛，切換到自動(dòng)跟隨工作狀態(tài)。

進(jìn)入自主降落工作狀態(tài)的流程和控制方法是：

先判斷是否從地面靜止?fàn)顟B(tài)進(jìn)入的，如果是就仍然保持地面靜止?fàn)顟B(tài)不變，否則就向地面站及車載控制器25發(fā)指令進(jìn)行降落前的車載設(shè)備準(zhǔn)備并取得降落點(diǎn)坐標(biāo)、降落點(diǎn)高程、默認(rèn)下降速率等降落參數(shù)；

在車載設(shè)備滿足自動(dòng)降落條件后，向自動(dòng)駕駛儀13發(fā)遙控指令逐漸減小油門，使飛行器下降，并根據(jù)反饋回的高度和下降速率動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)油門量保持飛行器平穩(wěn)回落，同時(shí)通過線輪伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器22控制線輪同步收線，此時(shí)線纜仍保持懸停張力fx；

在監(jiān)測(cè)到飛行器下降到低于線纜傾斜敏感高度hj后，開啟線纜傾斜判斷對(duì)飛行器水平位置的微調(diào)，并使線纜進(jìn)一步繃緊保持收線張力fs，同時(shí)通過系留線纜多維受力傳感器16采集的信息計(jì)算判斷系留纜的垂直程度，如果傾斜太大則微調(diào)遙控輸出的俯仰或橫滾通道值使飛行器微調(diào)懸停水平位置使其垂直；

在盡力保持線纜垂直的情況下繼續(xù)微調(diào)油門控制飛行器按設(shè)定下降速率降低高度，直到檢測(cè)到下降速率持續(xù)為零，并且車載設(shè)備發(fā)出著陸到位反饋后，向自動(dòng)駕駛儀13發(fā)遙控指令收油停槳加鎖完成自主降落，切換到地面靜止?fàn)顟B(tài)。

進(jìn)入自動(dòng)跟隨工作狀態(tài)的流程和控制方法是：

如果是自主起飛或自主降落未完成而通過切換k2提前進(jìn)入，則捕獲當(dāng)前高度作為新的飛行目標(biāo)高度，中止原來起飛或降落流程提前轉(zhuǎn)入自動(dòng)跟隨工作狀態(tài)；

在自動(dòng)跟隨工作狀態(tài)其飛行高度控制方法是：

自動(dòng)駕駛儀13保持在自主懸停的工作模式，由自動(dòng)駕駛儀13自動(dòng)維持飛行器在飛行目標(biāo)高度懸停，微處理器α102監(jiān)測(cè)反饋回的實(shí)際高度值，當(dāng)發(fā)現(xiàn)實(shí)際高度與飛行目標(biāo)高度偏差超過既定值后微調(diào)油門遙控量進(jìn)行修正；

其位置跟隨控制方法是：

在實(shí)際飛行高度大于線纜傾斜敏感高度hj時(shí)，主要使用傳統(tǒng)的gps坐標(biāo)定位跟蹤辦法，即每隔一定周期通過地面站及車載控制器25取得車的gps坐標(biāo)并經(jīng)由微處理器β202由有線通信信道傳給微處理器α102，作為飛行器的新目標(biāo)位置，而從自駕取得的飛行器當(dāng)前gps坐標(biāo)為起始位置，由微處理器α102按傳統(tǒng)算法解算出橫滾和俯仰應(yīng)給的遙控量，控制飛行器在保持高度情況下向車的位置移動(dòng)；

在實(shí)際飛行高度不大于線纜傾斜敏感高度hj時(shí)，主要使用線纜傾斜判斷對(duì)飛行器水平位置進(jìn)行調(diào)整，這時(shí)通過系留線纜多維受力傳感器16采集的信息計(jì)算判斷系留纜的傾斜方向和水平方向力的相對(duì)大小，根據(jù)在實(shí)驗(yàn)中實(shí)際測(cè)得的經(jīng)驗(yàn)數(shù)值調(diào)整遙控輸出的俯仰、橫滾通道的控制量，控制飛行器向系留線纜傾斜減小的方向移動(dòng)，宏觀效果上看就像飛行器被系留線纜拖拽著跟隨車飛。

經(jīng)過上述從系統(tǒng)架構(gòu)和控制方法兩個(gè)角度對(duì)本發(fā)明的詳細(xì)描述可以看出，本發(fā)明的實(shí)施，已經(jīng)從基本架構(gòu)和原理上解決了背景技術(shù)中的缺點(diǎn)和不足。

為了本領(lǐng)域的研發(fā)人員更深入的理解本控制系統(tǒng)架構(gòu)的實(shí)施細(xì)節(jié)，下面介紹一下發(fā)明者本人實(shí)施的一個(gè)具體案例。

在本實(shí)施案例中，空中子系統(tǒng)1和地面子系統(tǒng)2之間的有線通信采用寬帶電力載波方案，即：

機(jī)載通信模塊14和地面通信模塊24，各包含一只寬帶電力載波模塊(電力貓)，它們組成一對(duì)，可以通過電力載波按網(wǎng)絡(luò)協(xié)議雙向傳輸數(shù)據(jù)，而有線通信介質(zhì)15就是由地面向飛行器傳輸電力的系留電纜，電力載波模塊通過一個(gè)網(wǎng)絡(luò)轉(zhuǎn)串口的模塊連接各自相對(duì)應(yīng)的空中或地面綜合控制器。

使用寬帶電力載波通訊，比光纖通信的優(yōu)勢(shì)在于，它不用昂貴的光電滑環(huán)而只需普通的電滑環(huán)連接器，在系留線纜內(nèi)也不需要添加光纖，能極大降低系統(tǒng)成本，也能降低因光纖的抗彎能力弱造成的系留線纜故障率。

本案例中上述電力貓采用zdj-p201j電力載波模塊，它支持電力線網(wǎng)絡(luò)協(xié)議，200m帶寬；網(wǎng)絡(luò)轉(zhuǎn)串口模塊采用zqwl-ethrs-z1；

在空中子系統(tǒng)1中，機(jī)載電路板101分為電源板和cpu板兩塊pcb板，呈上下兩層疊放使用插針接插件連接，電源板上是由3片tps5430及其電感等外圍器件，組成3路dc/dc開關(guān)電源，分別提供3.3v、5v和9v直流電，這些電路組成系統(tǒng)中的機(jī)上板載電源104;

cpu板主要由一片armcortexm4微處理器stm32f405rgt6及其外圍電路和ad采集前端電路、串口電平變換電路組成，其中stm32f405rgt6芯片作為微處理器α102，而機(jī)載控制固件103就是用keilc編寫的控制程序代碼，它編譯后固化在這個(gè)芯片內(nèi)部flash存儲(chǔ)器中；機(jī)上第一串口107使用這芯片的usart0，再外擴(kuò)一片sp3232變換為rs232電平；機(jī)上第二串口108直接使用這芯片的usart1用ttl電平信號(hào)；機(jī)上遙控輸出口106使用這芯片的uart5的txd輸出端口，外擴(kuò)一個(gè)三極管反相器用來輸出sbus信號(hào)；機(jī)上遙控輸入口105使用這芯片的uart4的rxd輸入口，外擴(kuò)一個(gè)三極管反相器用來輸入sbus信號(hào)；機(jī)上傳感器接口109使用這芯片的ad0上的3路分時(shí)輸入ad接口，通過外擴(kuò)一片lm324運(yùn)放芯片進(jìn)行模擬信號(hào)輸入調(diào)理，以輸入3路0-5v的傳感器信號(hào)；

機(jī)上電源11使用一片bcm384f120t300大功率比例降壓隔離電源模塊，直接把系留電纜上的400v直流高壓降為12v，可提供300w功率，為整個(gè)空中子系統(tǒng)和機(jī)載載荷供電；

系留線纜多維受力傳感器16是直接從廠家定制的一種三維拉力傳感器，它是鋁合計(jì)圓柱形，參數(shù)指標(biāo)是：

量程：fz20kg,fx10kg,fy10kg;線性度：0.1%f*s;

靈敏度：>1.0mv/v；交感誤差：<0.3%f*s;

重復(fù)誤差：正負(fù)0.1%f*s；溫漂系數(shù)：正負(fù)0.05%f*s/10度；

這個(gè)三維拉力傳感器使用配套定制的變送器，輸出為3路0-5v的模擬信號(hào)；

多旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀13在本具體案列中選用某款型號(hào)為x4v2的入門級(jí)通用多旋翼自駕；

機(jī)載備用遙控接收機(jī)12選用一款dsss&hfss雙跳頻的無線遙控航模接收機(jī)，型號(hào)為rd9s，使用其兼容sbus的接口通道輸出遙控信號(hào)，配套的遙控器型號(hào)為at9s；

在地面子系統(tǒng)2中，地面電路板201也是電源板和cpu板兩塊pcb板，呈上下兩層疊放使用插針接插件連接，電源板上是由3片tps5430及其電感等外圍器件，組成3路dc/dc開關(guān)電源，分別提供3.3v、5v和9v直流電，這些電路組成系統(tǒng)中的地面板載電源204;

cpu板也是由一片armcortexm4微處理器stm32f405rgt6及其外圍電路和ad采集前端電路、串口電平變換電路組成，其中stm32f405rgt6芯片作為微處理器β202，而地面控制固件203就是用keilc編寫的控制程序代碼，它編譯后固化在這個(gè)芯片內(nèi)部flash存儲(chǔ)器中；地面第一串口205使用這芯片的usart0，再外擴(kuò)一片sp3232變換為rs232電平；地面第二串口206直接使用這芯片的usart1用ttl電平信號(hào)；地面第三串口207直接使用這芯片的usart2，再外擴(kuò)一片sp3232變換為rs232電平；地面遙控輸入口208使用這芯片的uart4的rxd輸入口，外擴(kuò)一個(gè)三極管反相器用來輸入sbus信號(hào)；地面?zhèn)鞲衅鹘涌?09使用這芯片的ad0上的1路分時(shí)輸入ad接口，通過外擴(kuò)一片lm324運(yùn)放芯片進(jìn)行模擬信號(hào)輸入調(diào)理，以輸入1路0-5v的傳感器信號(hào)；

地面電源21使用一片bcm384f120t300大功率比例降壓隔離電源模塊，直接從接系留電纜前的400v直流高壓降為12v，可提供300w功率，供整個(gè)地面子系統(tǒng)和地面站用電；

地面遙控收機(jī)26選用與機(jī)載備用遙控接收機(jī)12同樣的dsss&hfss雙跳頻的無線遙控航模接收機(jī)，型號(hào)為rd9s；

線輪伺服電機(jī)控制器22選用型號(hào)為rmds-401有刷伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器，使用rs232電平的串口與地面綜合控制器20雙向通信；

系留線纜張力傳感器27選用型號(hào)為jzhl-3型三滑輪張力傳感器，其量程0-50n，綜合精度0.05%f*s;

滑環(huán)連接器23選用普通的4線10a電流的電滑環(huán)，兩根線并為一根使用。

本發(fā)明旨在公開一種車載系留多旋翼控制系統(tǒng)架構(gòu)及其控制方法，而不糾結(jié)于系統(tǒng)架構(gòu)中某個(gè)部件如何選型、某行程序代碼如何編寫、以至于某顆螺釘用銅還是鋁等等這樣的實(shí)施中瑣碎細(xì)節(jié)問題，以上具體實(shí)施案列只是為更清晰的介紹系統(tǒng)架構(gòu)的實(shí)現(xiàn)方法，因?yàn)獒槍?duì)本發(fā)明的系統(tǒng)架構(gòu)和控制方法，不同的開發(fā)者可以根據(jù)自己的經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)儲(chǔ)備選擇很多種具體型號(hào)的器件和軟件編程風(fēng)格，而且新的傳感器和微處理器等器件也日新月異層出不窮，在此說明中沒有必要也不可能一一羅列其具體型號(hào)。顯然，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以不脫離本發(fā)明的系統(tǒng)架構(gòu)和控制方法在多種具體型號(hào)微處理器、傳感器及執(zhí)行機(jī)械設(shè)備以至于程序編程代碼風(fēng)格、人機(jī)界面畫面這些方面選擇組合出很多很多種實(shí)施實(shí)例，類似這類情況都不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明權(quán)利要求范圍的限制。

另外特別申明，雖然本發(fā)明是基于車載系統(tǒng)的闡述，也還沒有進(jìn)行過其他載具（比如艦/船）上的實(shí)施實(shí)驗(yàn)，但倘若本領(lǐng)域技術(shù)人員在沒有進(jìn)行任何其他創(chuàng)造性改進(jìn)而直接把本方案實(shí)施于其他載具并且有效，則這種載具的不同也不應(yīng)構(gòu)成對(duì)本發(fā)明本質(zhì)性技術(shù)的改變。

通過本說明的公開，相信有從事車載系留多旋翼開發(fā)能力的本領(lǐng)域研發(fā)人員已獲得充分的實(shí)施本專利權(quán)利要求范圍內(nèi)的技術(shù)信息。