飛行控制系統(tǒng)及方法
【專利摘要】本發(fā)明公開一種飛行控制系統(tǒng)，包括讀取模塊，用于當?shù)竭_預設的飛行控制的控制周期時，讀取目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；在調(diào)速后，再次讀取當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；濾波模塊，用于進行濾波處理；數(shù)據(jù)運算模塊，用于進行數(shù)據(jù)運算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速；當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)之差超過預設范圍時，將所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速；判斷模塊，用于判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)之差是否處于預設范圍。本發(fā)明還公開一種飛行控制方法。本發(fā)明的技術方案旨在提高飛行器的飛行控制精度。
【專利說明】
飛行控制系統(tǒng)及方法
技術領域
[0001] 本發(fā)明涉及飛行控制領域，尤其涉及一種飛行控制系統(tǒng)及方法。
【背景技術】
[0002] 飛行器在飛行時需要完成多重飛行控制任務，例如讀取當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)、讀取 目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，并根據(jù)所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)及所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)完成對飛行控 制電機的控制。
[0003] 相關技術中，飛行器讀取的所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)常受到飛行噪聲或飛行振動的 干擾，因此得到的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)不精準，由于對飛行控制電機進行控制的電機控制量是由 所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算得到，因此獲取的飛行狀態(tài) 數(shù)據(jù)不精準將進一步導致對飛行控制電機的電機控制量不準確，從而導致飛行控制精度 低。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0004] 本發(fā)明的主要目的是提供一種飛行控制系統(tǒng)及方法，旨在提高飛行器的飛行控制 精度。
[0005] 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提出的所述飛行控制系統(tǒng)包括：
[0006] 讀取模塊，用于當?shù)竭_預設的飛行控制的控制周期時，讀取用戶輸入的目標飛行 狀態(tài)數(shù)據(jù)和飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù);在所述飛行控制電機調(diào)速后達到預設時間時，再次 讀取飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；
[0007] 濾波模塊，用于對所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第一濾波飛行數(shù)據(jù)， 并對再次讀取的所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第二濾波飛行數(shù)據(jù)；
[0008] 數(shù)據(jù)運算模塊，用于將所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù) 運算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速；當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二 濾波飛行數(shù)據(jù)之差超過預設范圍時，將所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)進 行數(shù)據(jù)運算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速；
[0009] 判斷模塊，用于判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)之差是否處 于預設范圍。
[0010] 優(yōu)選地，所述飛行控制系統(tǒng)還包括計時模塊，所述計時模塊用于設定所述控制周 期。
[0011]優(yōu)選地，所述飛行控制系統(tǒng)還包括故障判斷模塊和故障處理模塊，所述故障判斷 模塊用于判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中是否至少一個超過預設 范圍，若是，則所述故障處理模塊進行數(shù)據(jù)讀取故障處理。
[0012]優(yōu)選地，所述飛行控制系統(tǒng)還包括故障提示模塊，當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所 述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中的至少一個超過預設范圍時，所述故障提示模塊用于向用戶發(fā)出故 障提示。
[0013] 優(yōu)選地，所述讀取模塊包括姿態(tài)傳感器、光流傳感器、超聲波傳感器和氣壓讀取單 J L· 〇
[0014] 優(yōu)選地，所述讀取模塊包括接收機單元，所述接收機單元用于讀取所述目標飛行 狀態(tài)數(shù)據(jù)。
[0015] 優(yōu)選地，所述飛行控制系統(tǒng)包括電機調(diào)速器，所述電機調(diào)速器用于根據(jù)所述電機 控制量對所述飛行控制電機進行調(diào)速。
[0016] 本發(fā)明還提供一種飛行控制方法，包括如下步驟：
[0017] 當?shù)竭_預設的飛行控制的控制周期時，讀取用戶輸入的目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和飛行 器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；
[0018] 對所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第一濾波飛行數(shù)據(jù)；
[0019] 將所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算，以生成電機控 制量對飛行控制電機進行調(diào)速；
[0020] 在所述飛行控制電機調(diào)速后達到預設時間時，再次讀取飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù) 據(jù)，并對再次讀取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第二濾波飛行數(shù)據(jù)；
[0021 ]判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)之差是否處于預設范圍；
[0022] 若否，則將所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算，以生 成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速。
[0023] 優(yōu)選地，所述飛行控制方法還包括：
[0024] 判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中是否至少一個超過預設 范圍，若是，則進行數(shù)據(jù)讀取故障處理。
[0025] 優(yōu)選地，所述飛行控制方法還包括：當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛 行數(shù)據(jù)中的至少一個超過預設范圍時，向用戶發(fā)出故障提示。
[0026] 本發(fā)明的技術方案中，所述濾波模塊對當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)及電機調(diào)速后再次讀取 的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理，得到所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)和所述第二濾波飛行數(shù) 據(jù)，使飛行器獲取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)準確，進一步的，根據(jù)所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述 第一濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算得到的電機控制量，以及根據(jù)所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所 述第二濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算得到的電機控制量精準，從而有效提高飛行器的飛行控 制精度。
【附圖說明】
[0027] 為了更清楚地說明本實施例或現(xiàn)有技術中的技術方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技 術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明 的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù) 這些附圖示出的結構獲得其他的附圖。
[0028] 圖1為本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)的功能模塊示意圖；
[0029] 圖2為本發(fā)明的飛行控制方法的流程示意圖；
[0030] 圖3為針對本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)進行懸停實驗的姿態(tài)響應曲線；
[0031] 圖4為針對本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)進行抗干擾實驗的姿態(tài)響應曲線；
[0032] 圖5為針對本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)進行跟蹤實驗的姿態(tài)響應曲線；
[0033] 圖6為針對本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)進行高度控制的響應曲線。
[0034] 附圖標號說明：
[0037] 本發(fā)明目的的實現(xiàn)、功能特點及優(yōu)點將結合實施例，參照附圖做進一步說明。
【具體實施方式】
[0038] 下面將結合本實施例中的附圖，對本實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述， 顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明的一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒景l(fā)明中 的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例， 都屬于本發(fā)明保護的范圍。
[0039] 需要說明，本實施例中所有方向性指示(諸如上、下、左、右、前、后……）僅用于解 釋在某一特定姿態(tài)(如附圖所示）下各部件之間的相對位置關系、運動情況等，如果該特定 姿態(tài)發(fā)生改變時，則該方向性指示也相應地隨之改變。
[0040] 另外，在本發(fā)明中如涉及"第一"、"第二"等的描述僅用于描述目的，而不能理解為 指示或暗示其相對重要性或者隱含指明所指示的技術特征的數(shù)量。由此，限定有"第一"、 "第二"的特征可以明示或者隱含地包括至少一個該特征。在本發(fā)明的描述中，"多個"的含 義是至少兩個，例如兩個，三個等，除非另有明確具體的限定。
[0041] 在本發(fā)明中，除非另有明確的規(guī)定和限定，術語"連接"、"固定"等應做廣義理解， 例如，"固定"可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或成一體;可以是機械連接，也可以是 電連接;可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內(nèi)部的連通或兩 個元件的相互作用關系，除非另有明確的限定。對于本領域的普通技術人員而言，可以根據(jù) 具體情況理解上述術語在本發(fā)明中的具體含義。
[0042] 另外，本發(fā)明各個實施例之間的技術方案可以相互結合，但是必須是以本領域普 通技術人員能夠實現(xiàn)為基礎，當技術方案的結合出現(xiàn)相互矛盾或無法實現(xiàn)時應當認為這種 技術方案的結合不存在，也不在本發(fā)明要求的保護范圍之內(nèi)。
[0043] 本發(fā)明提出一種飛行控制系統(tǒng)及方法。
[0044]請參照圖1，本發(fā)明所述的飛行控制系統(tǒng)包括：
[0045]讀取模塊10,用于當?shù)竭_預設的飛行控制的控制周期時，讀取用戶輸入的目標飛 行狀態(tài)數(shù)據(jù)和飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù);在所述飛行控制電機調(diào)速后達到預設時間時，再 次讀取飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；
[0046]濾波模塊20,用于對所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第一濾波飛行數(shù) 據(jù)，并對再次讀取的所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第二濾波飛行數(shù)據(jù)；
[0047]數(shù)據(jù)運算模塊30，用于將所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù) 據(jù)運算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速；當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第 二濾波飛行數(shù)據(jù)之差超過預設范圍時，將所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù) 進行數(shù)據(jù)運算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速；
[0048]判斷模塊40,用于判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)之差是否 處于預設范圍。
[0049] 本發(fā)明的技術方案中，所述濾波模塊20對當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)及電機調(diào)速后再次讀 取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理，得到所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)和所述第二濾波飛行數(shù) 據(jù)，使飛行器獲取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)準確，進一步的，根據(jù)所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述 第一濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算得到的電機控制量，以及根據(jù)所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所 述第二濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算得到的電機控制量精準，從而有效提高飛行器的飛行控 制精度。
[0050] 所述濾波模塊20采用數(shù)字濾波方法對所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)及調(diào)速后電機調(diào)速 后再次讀取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行處理，以降低所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)及調(diào)速后再次讀 取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的噪聲水平，排除震動因素對所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)及所述調(diào)速后 再次讀取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)造成的影響。
[0051] 所述電機控制量包括飛行器的位置、速度、高度、爬升速度、姿態(tài)角、姿態(tài)角速度等 控制量。
[0052] 在本實施例中，所述飛行控制系統(tǒng)應用于六旋翼飛行器。
[0053] 所述飛行控制系統(tǒng)還包括通訊模塊（圖未示），所述通訊模塊用于與地面控制中心 通訊，具體的，所述通訊模塊打包機上的飛行數(shù)據(jù)發(fā)送給地面控制中心，所述飛行數(shù)據(jù)至少 包括所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；同時所述通訊模塊接收地面控制中心傳來的所述目標飛行狀 態(tài)數(shù)據(jù)并正確執(zhí)行。所述通訊模塊通過串口與Xbee通訊模塊通訊，所述Xbee通訊模塊之間 通過2.4GHz無線鏈路通訊，進一步地，所述飛行數(shù)據(jù)還包括所述調(diào)速后再次讀取的所述當 前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。
[0054]在所述飛行控制電機調(diào)速后達到預設時間時后，再次讀取飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù) 據(jù)，因此，讀取的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)是飛行器處于穩(wěn)定狀態(tài)下的數(shù)據(jù)。
[0055]優(yōu)選地，所述飛行控制系統(tǒng)還包括計時模塊50,所述計時模塊50用于設定所述控 制周期。
[0056]在本實施例中，所述計時模塊50為定時器，所述定時器產(chǎn)生6路PWM調(diào)制波分別用 于控制六個所述飛行控制電機的轉速，所述定時器產(chǎn)生2路PWM調(diào)制波以實現(xiàn)對于飛行器的 俯仰角和橫滾角的控制
[0057]優(yōu)選地，所述飛行控制系統(tǒng)還包括故障判斷模塊60和故障處理模塊70,所述故障 判斷模塊60用于判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中是否至少一個超 過預設范圍，若是，則所述故障處理模塊70進行數(shù)據(jù)讀取故障處理。
[0058] 所述故障判斷模塊60和所述故障處理模塊70相互連接。
[0059] 當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)和/或所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)超過預設范圍時，所述故 障判斷模塊60判斷所述讀取模塊10出現(xiàn)故障。
[0060] 所述飛行控制系統(tǒng)設置一存儲模塊(圖未示），所述存儲模塊中存儲若干項數(shù)據(jù)讀 取故障，并存儲各項數(shù)據(jù)讀取故障所對應的故障處理措施，形成數(shù)據(jù)讀取故障與故障處理 措施的映射表。
[0061] 若干項所述數(shù)據(jù)讀取故障分別對應每一數(shù)據(jù)讀取子單元的數(shù)據(jù)讀取故障，所述故 障處理措施為每一數(shù)據(jù)讀取子單元的數(shù)據(jù)讀取故障對應的數(shù)據(jù)處理措施。
[0062] 具體的，判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)和/或所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中是否至少一 個超過預設范圍，包括:分別判斷每一數(shù)據(jù)讀取子單元(包括姿態(tài)傳感器11、光流傳感器13、 超聲波傳感器15和氣壓讀取單元17)讀取的數(shù)據(jù)是否超過預設范圍。
[0063] 當某一數(shù)據(jù)讀取子單元讀取的數(shù)據(jù)超過預設范圍時，判斷該數(shù)據(jù)讀取子單元出現(xiàn) 數(shù)據(jù)讀取故障，所述故障處理模塊70從所述映射表讀取中當前的數(shù)據(jù)讀取故障對應的故障 處理措施，并對當前的數(shù)據(jù)讀取故障進行處理。
[0064] 優(yōu)選地，所述飛行控制系統(tǒng)還包括故障提示模塊80,當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及 所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中的至少一個超過預設范圍時，所述故障提示模塊80用于向用戶發(fā) 出故障提示。
[0065] 所述故障提示發(fā)送至地面控制中心或所述接收機單元19,用于提示用戶飛行器處 于故障狀態(tài)。
[0066] 具體的，所述故障提示模塊80向用戶發(fā)出故障提示的同時，還可以進一步向用戶 發(fā)出是否啟動所述故障處理模塊70的請示信號。
[0067]當收到用戶根據(jù)所述請示信號發(fā)出的啟動信號時，所述故障處理模塊70啟動，所 述故障處理模塊70從所述映射表中讀取對應的故障處理措施并進行故障處理；當收到用戶 根據(jù)所述請示信號發(fā)出的不啟動信號時，所述故障處理模塊70不啟動。
[0068]進一步地，所述故障處理模塊70中存儲預設的故障響應時間，當所述故障提示發(fā) 出的時間已經(jīng)超過所述故障響應時間卻仍未收到所述啟動信號或所述不啟動信號時，所述 故障處理模塊70自動進行故障處理，以避免因故障處理不及時導致的飛行器損壞。
[0069]所述故障處理模塊70進行故障處理時，所述故障提示模塊80向用戶發(fā)出正在進行 故障處理的提示。
[0070] 進一步地，進行故障處理后，所述故障判斷模塊60判斷到達下一次控制周期時所 述讀取模塊10讀取的所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)或再次讀取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)是否處于預 設范圍內(nèi)；
[0071] 若下一次控制周期時所述讀取模塊10讀取的所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)或再次讀取 的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)處于預設范圍內(nèi)，則所述故障提示模塊80向用戶發(fā)出故障已糾正提 示；
[0072] 若所述讀取模塊10讀取的所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)或再次讀取的當前飛行狀態(tài)數(shù) 據(jù)超過預設范圍，則所述故障提示模塊80向用戶發(fā)出故障未糾正提示，因此，用戶可以及時 了解故障處理結果。
[0073] 所述故障提示可以為文本提示、語音提示、聲音提示及燈光提示中的一種或多種 或任意種類的結合。
[0074] 優(yōu)選地，所述讀取模塊10包括姿態(tài)傳感器11、光流傳感器13、超聲波傳感器15和氣 壓讀取單元17。
[0075] 在本實施例中，所述氣壓讀取單元17為氣壓計。
[0076] 所述讀取模塊10通過串口讀取姿態(tài)傳感器11信息、光流傳感器13和超聲波傳感器 15信息，通過I 2C讀取氣壓計信息。
[0077] 優(yōu)選地，所述讀取模塊10包括接收機單元19,所述接收機單元19用于讀取所述目 標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。
[0078]所述接收機單元19采用高電平的時間長度來承載信息，更新頻率范圍為50Hz到 80Hz，高電平時間長度為lms~2ms。所述飛行控制系統(tǒng)利用外部中斷對高電平時間進行測 量，從而獲取所述接收機單元19的信息。
[0079] 所述飛行控制系統(tǒng)還包括參數(shù)保存模塊（圖未示），所述參數(shù)保存模塊用于在系統(tǒng) 啟動時讀取飛行參數(shù)。對于重要參數(shù)，如控制PID參數(shù)，通過EEPR0M進行存儲，在系統(tǒng)啟動時 讀取。
[0080] 所述飛行控制系統(tǒng)運行于STM32F407硬件電路，基于ST標準外設庫開發(fā)。
[0081] 優(yōu)選地，所述飛行控制系統(tǒng)包括電機調(diào)速器90,所述電機調(diào)速器90用于根據(jù)所述 電機控制量對所述飛行控制電機進行調(diào)速。
[0082] 所述電機調(diào)速器90用高電平時間長短來判斷控制量的大小。
[0083] 請參照圖2,本發(fā)明還提供一種飛行控制方法，包括如下步驟：
[0084] 步驟S10,當?shù)竭_預設的飛行控制的控制周期時，讀取用戶輸入的目標飛行狀態(tài)數(shù) 據(jù)和飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；
[0085] 步驟S20,對所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第一濾波飛行數(shù)據(jù)；
[0086] 步驟S30，將所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算，以生 成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速；
[0087] 步驟S40,在所述飛行控制電機調(diào)速后達到預設時間時，再次讀取飛行器當前飛行 狀態(tài)數(shù)據(jù)，并對再次讀取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第二濾波飛行數(shù)據(jù)。
[0088] 步驟S50,判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)之差是否處于預 設范圍；
[0089] 步驟S60,若否，則將所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運 算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速。
[0090] 步驟S61(圖未示），若是，則結束本輪控制周期內(nèi)的對飛行控制電機的調(diào)速。
[0091 ]進一步地，所述飛行控制方法還包括：
[0092]步驟S70(圖未示），判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中是否 至少一個超過預設范圍；
[0093 ]步驟S80 (圖未示），若是，則進行數(shù)據(jù)讀取故障處理。
[0094]進一步地，所述飛行控制方法還包括：
[0095]步驟S90(圖未示），當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中的至少 一個超過預設范圍時，向用戶發(fā)出故障提示。
[0096]優(yōu)選地，步驟S10之前，還包括步驟S09，系統(tǒng)初始化。
[0097] 具體的，系統(tǒng)上電之后，進行系統(tǒng)初始化，其中包括對于GPI0的初始化，系統(tǒng)時鐘 的初始化等;然后對所述定時器進行設置，機上中斷為100Hz，在每次中斷內(nèi)，依次完成獲取 傳感器信息、獲取接收機信息、解算電機控制量和處理通訊數(shù)據(jù)等任務。
[0098] 通過實際的飛行測試對所述飛行控制系統(tǒng)的性能作評估。實驗中，飛行器采用無 線鏈路向地面控制中心發(fā)送實時姿態(tài)信息，地面控制中心接收實時姿態(tài)信息并進行保存。
[0099] 針對本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)進行懸停實驗的姿態(tài)響應曲線如圖3所示。
[0100] 使飛行器從地面起飛，達到一定高度之后，使姿態(tài)控制器輸入的俯仰角與橫滾角 給定為〇°，偏航角給定為起飛時角度。使得飛行器進入空中懸停狀態(tài)。
[0101]在懸停狀態(tài)中，俯仰角與橫滾角均在零值附近的小范圍內(nèi)波動，抖動的范圍基本 維持在0.5°以內(nèi)。偏航角維持在69°附近的小范圍內(nèi)抖動，波動范圍大致在1°范圍內(nèi)。根據(jù) 懸停測試，可以看出姿態(tài)控制器已經(jīng)可以達到很高的控制精度，基本可以保證俯仰角、橫滾 角在給定角度的±0.5°范圍內(nèi)，保證偏航角在給定角度的± 1°范圍內(nèi)，已經(jīng)逼近了姿態(tài)傳 感器的精度，達到了非常好的控制效果。
[0102] 針對本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)進行抗干擾實驗的姿態(tài)響應曲線如圖4所示。
[0103] 使飛行器從地面起飛，并在空中進入懸停狀態(tài)，通過撥動起落架的方式對飛行器 的各個軸上施加干擾。
[0104] 在122s左右，飛行器受到了來自橫滾角與俯仰角的干擾，其中，俯仰角的干擾達到 了 11°，橫滾角上的干擾較小，約為4°，飛行器迅速調(diào)整姿態(tài)，在123s恢復了懸停狀態(tài)，通過 約Is時間就快速修正了姿態(tài)，可以看出橫滾角與俯仰角具有較強的抗干擾性能。由于122s 的干擾并沒有對偏航角造成太大的影響。因此，偏航軸的抗干擾特性采用了發(fā)生在91s到 92s的一次干擾，干擾的量值達到了25°，飛行器在干擾撤去的91.7s開始調(diào)整偏航軸姿態(tài)， 經(jīng)過了約3s調(diào)整到了穩(wěn)定狀態(tài)。從圖中可以看出，在偏航角恢復的過程中有一個量值約為 10°的超調(diào)量，這應該是由于控制量中的積分作用過大造成的，可以進一步調(diào)整積分作用進 而調(diào)整控制效果。
[0105] 針對本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)進行跟蹤實驗的姿態(tài)響應曲線如圖5所示。
[0106] 信號跟蹤實驗中，采用起飛后用搖桿給出指令的方式進行，飛行器按照搖桿給定 指令進行飛行。
[0107] 可以看出，俯仰角與橫滾角具有相似的跟蹤性能，在給定一個±10°左右的給定信 號的時候，雖然會有一定的跟蹤延遲，但是對于控制效果的影響不大，均能夠在約0.5s內(nèi)完 成響應，達到了較好的控制效果。在偏航角上，當給定一個速度信號的時候，偏航角也能夠 快速地逼近給定信號。
[0108] 針對本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)進行高度控制的響應曲線如圖6所示。
[0109] 首先通過手動控制從地面起飛，達到特定高度之后切入自動高度控制模式，可以 得到高度控制效果的數(shù)據(jù)。
[0110] 當高度給定為132cm，高度的實際輸出在132cm附件約為10cm的條形帶內(nèi)波動，基 本可以達到對于控制系統(tǒng)的要求。
[0111] 以上所述僅為本發(fā)明的優(yōu)選實施例，并非因此限制本發(fā)明的專利范圍，凡是在本 發(fā)明的發(fā)明構思下，利用本發(fā)明說明書及附圖內(nèi)容所作的等效結構變換，或直接/間接運用 在其他相關的技術領域均包括在本發(fā)明的專利保護范圍內(nèi)。
【主權項】
1. 一種飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，包括： 讀取模塊，用于當?shù)竭_預設的飛行控制的控制周期時，讀取用戶輸入的目標飛行狀態(tài) 數(shù)據(jù)和飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù);在所述飛行控制電機調(diào)速后達到預設時間時，再次讀取 飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)； 濾波模塊，用于對所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第一濾波飛行數(shù)據(jù)，并對 再次讀取的所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第二濾波飛行數(shù)據(jù)； 數(shù)據(jù)運算模塊，用于將所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運 算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速；當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾 波飛行數(shù)據(jù)之差超過預設范圍時，將所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)進行 數(shù)據(jù)運算，以生成電機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速； 判斷模塊，用于判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)之差是否處于預 設范圍。2. 如權利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，所述飛行控制系統(tǒng)還包括計時模 塊，所述計時模塊用于設定所述控制周期。3. 如權利要求1所述的飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，所述飛行控制系統(tǒng)還包括故障判斷 模塊和故障處理模塊，所述故障判斷模塊用于判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波 飛行數(shù)據(jù)中是否至少一個超過預設范圍，若是，則所述故障處理模塊進行數(shù)據(jù)讀取故障處 理。4. 如權利要求3所述的飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，所述飛行控制系統(tǒng)還包括故障提示 模塊，當所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中的至少一個超過預設范圍時， 所述故障提示模塊用于向用戶發(fā)出故障提示。5. 如權利要求1至4中任意一項所述的飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，所述讀取模塊包括 姿態(tài)傳感器、光流傳感器、超聲波傳感器和氣壓讀取單元。6. 如權利要求1至4中任意一項所述的飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，所述讀取模塊包括 接收機單元，所述接收機單元用于讀取所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。7. 如權利要求1至4中任意一項所述的飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，所述飛行控制系統(tǒng) 包括電機調(diào)速器，所述電機調(diào)速器用于根據(jù)所述電機控制量對所述飛行控制電機進行調(diào) 速。8. -種飛行控制方法，其特征在于，包括如下步驟： 當?shù)竭_預設的飛行控制的控制周期時，讀取用戶輸入的目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和飛行器當 前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)； 對所述當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第一濾波飛行數(shù)據(jù)； 將所述目標飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算，以生成電機控制量 對飛行控制電機進行調(diào)速； 在所述飛行控制電機調(diào)速后達到預設時間時，再次讀取飛行器當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，并 對再次讀取的當前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)進行濾波處理得到第二濾波飛行數(shù)據(jù)； 判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)之差是否處于預設范圍； 若否，則將所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)與所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)運算，以生成電 機控制量對飛行控制電機進行調(diào)速。9. 如權利要求8所述的飛行控制方法，其特征在于，所述飛行控制方法還包括： 判斷所述第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中是否至少一個超過預設范圍， 若是，則進行數(shù)據(jù)讀取故障處理。10. 如權利要求9所述的飛行控制方法，其特征在于，所述飛行控制方法還包括：當所述 第一濾波飛行數(shù)據(jù)及所述第二濾波飛行數(shù)據(jù)中的至少一個超過預設范圍時，向用戶發(fā)出故 障提示。
【文檔編號】G05D1/10GK106094840SQ201610575935
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年7月20日
【發(fā)明人】黃瑞鋒, 王中閣, 胡俊
【申請人】深圳洲際通航投資控股有限公司