一种艇载飞行器稳定起降装置及控制方法

一种艇载飞行器稳定起降装置及控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种艇载飞行器稳定起降装置及其控制方法，其中，所述艇载飞行器稳定起降装置包括运动姿态检测单元、微处理器控制单元和起降平台，所述运动姿态检测单元和所述起降平台与所述微处理器控制单元电连接，所述起降平台包括起安装支架、起降甲板、直流减速电机、安装板和电机支架。本发明专门为艇载飞行器的稳定起降而设计，具有结构简单、体积小巧、便于实现等诸多优点，能够极大地提高飞行器起飞、降落的可靠性，并且与现有的稳定平台相比，能够节约很多成本，具有很好的实际应用价值。
【专利说明】
一种艇载飞行器稳定起降装置及控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及对飞行器升降装置的自动控制技术领域，特别涉及一种可自动保持水 平稳定的艇载飞行器稳定起降装置及控制方法。
【背景技术】
[0002] 艇载飞行器起降平台是一种配备在小型水面船艇上的提供给艇载小型无人垂直 起降飞行器起飞、着降和停靠使用的平台式装置。传统的起降平台直接固定在艇上，会随着 艇的运动而倾斜摇摆，由于艇的排水量小速度快，运动受风浪影响大，其在航行中纵摇运动 幅度大导致起降平台摇摆剧烈，不利于小型无人飞行器在艇上的停靠、起飞和着降。
[0003] 鉴于上述原因，迫切需要一种能够自动保持水平稳定的艇载飞行器稳定起降装 置。

【发明内容】

[0004] 本发明所要解决的技术问题是：如何提供一种能够自动保持水平稳定的艇载飞行 器稳定起降装置及控制方法。为此，本发明提出一种艇载飞行器稳定起降装置及控制方法， 可充分地消除由于现有技术的限制和缺陷导致的一个或多个问题。
[0005] 本发明另外的优点、目的和特性，一部分将在下面的说明书中得到阐明，而另一部 分对于本领域的普通技术人员通过对下面的说明的考察将是明显的或从本发明的实施中 学到。通过在文字的说明书和权利要求书及附图中特别地指出的结构可实现和获得本发明 目的和优点。
[0006] 本发明提供了一种艇载飞行器稳定起降装置，其特征在于，所述艇载飞行器稳定 起降装置包括运动姿态检测单元、微处理器控制单元和起降平台，所述运动姿态检测单元 和所述起降平台与所述微处理器控制单元电连接，所述起降平台包括起安装支架、起降甲 板、直流减速电机、安装板和电机支架，其中，所述安装板置于所述安装支架上，所述安装板 上安装有两个轴承座和所述电机支架，所述电机支架上安装有所述直流减速电机，所述两 个轴承座上连接着旋转轴，所述旋转轴和所述直流减速电机的电机轴通过两个法兰盘对接 连接，所述起降甲板通过两个连接件固定在所述旋转轴上；另外，
[0007] 所述运动姿态检测单元被设计为整合性6轴运动处理组件MPU6050和3轴电子罗 盘HMC5883L，其中6轴运动处理组件MPU6050集成了 3轴MEMS陀螺仪、3轴MEMS加速度计 和一个可扩展的数字运动处理器DMP(Digital Motion Processor)，并且可通过I2C接口连 接一个第三方的数字传感器；
[0008] 所述起降甲板由金属框架和冲孔铝板组成，并且所述冲孔铝板上的孔型可以为弧 形角长方形。
[0009] 优选的，所述安装支架由支撑臂、横梁和悬臂组成，所述支撑臂下端开有用于将安 装支架连接到船艇尾部的安装孔，所述支撑臂通过所述悬臂连接到船艇。
[0010] 优选的，所述安装支架的上端通过法兰盘安装到所述安装板的底部。
[0011] 优选的，所述两个轴承座和所述电机支架水平分布在同一轴线上。
[0012] 优选的，所述第三方的数字传感器比如为磁力计。
[0013] 本发明还提供了一种用于控制如上所述的艇载飞行器稳定起降装置的方法，所述 方法包括以下步骤：
[0014] (1)系统进行初始化，校准运动姿态检测单元。
[0015] (2)在预定的时间间隔，微处理器控制单元读取运动姿态检测单元检测到的起降 甲板在X、Y、Z三个方向的加速度和纵摇角速度数据。
[0016] 其中，起降甲板在X、Y、Z三个方向的加速度记为gnQ(nO = X，y，z)，纵摇角速度记 为：横摇角速度，纵摇角速度，艏摇角速度ιΓ。
[0017] (3)微处理器控制单元根据所述运动姿态检测单元检测到的起降甲板在Χ、Υ、Ζ三 个方向的加速度和纵摇角速度数据，计算起降甲板当前的纵摇姿态角。
[0018] (4)微处理器控制单元根据步骤（3)计算得到的起降甲板当前的纵摇姿态角和事 先设定的水平角作PID控制运算得到输出控制量。
[0019] (5)微处理器控制单元将计算得到的PID控制量调制成PffM信号输出到起降平台。
[0020] (6)起降平台根据接收到的PffM信号相应的使直流减速电机调整转向和转速带动 起降甲板旋转，最终使起降甲板达到水平角度。
[0021] 优选的，步骤（3)的具体计算过程如下：
[0022] (a)微处理器控制单元根据公：
.，计算 得到估计的横摇角度Φ:和纵摇角度Θ i，其中，Gx，Gy，Gz分别为所述运动姿态检测单元检 测到的起降甲板在X、Y、Z三个方向的加速度。
[0023] (b)微处理器控制单元将接收到的陀螺仪的测量即横摇角速度Φ '，纵摇角速度 Θ ^，艏摇角速度ιΓ进行积分得到角度增量V Θ、V Φ、V Φ。
[0024] (c)微处理器控制单元将通过步骤（a)的计算所得到的估计的横摇角度t和纵 摇角度S 1与通过步骤（b)的计算所得到的角度增量V θ、νφ、V Φ进行融合，得到起降平 台的纵摇姿态角，其计算公式为：gn= gnl*p+gn2*(l-p) {p e (〇，1)}。
[0025] 其中，gn(n = x，y，z) = [ θ φ φ ]为最终计算得到的起降平台姿态角，gnl(n = X，y，ζ) = [ Θ 1 φι 0]为加速度计估计得到的姿态角，gn2(n = X，y，z) = [V θ νφ νφ ] 为陀螺仪积分得到的姿态角度增量，其中，P为互补滤波权重因子。
[0026] 优选的，ρ-般取0.95。
[0027] 优选的，按照以下公式计算输出控制量：
[0028] PffM_0UT = Kp*error+Ki* (error-Last_error)+Kd*(error-2*Last_error+Prev_ error)〇
[0029] 其中，PWM_0UT为输出控制量，Kp、Ki和Kd分别为比例、积分和微分三项的系数， error为控制偏差，由当前传感器角度与期望角度做差得到，Last_erro;r和Prev_error分 别为上次误差和上上次误差，error、Last_erro;r和Prev_erro;r是在每个控制周期末尾更 迭得到的，即 Last_erro;r 赋值给 Prev_erro;r，error 赋值给 Last_erro;r。
[0030] 本发明所提出的艇载飞行器稳定起降装置及其控制装置专门为艇载飞行器的稳 定起降而设计，具有结构简单、体积小巧、便于实现等诸多优点，能够极大地提高飞行器起 飞、降落的可靠性，并且与现有的稳定平台相比，能够节约很多成本，具有很好的实际应用 价值。
【附图说明】
[0031] 图1为根据本发明实施例的、艇载飞行器稳定起降装置的系统结构图。
[0032] 图2为根据本发明实施例的、起降平台的正视图。
[0033] 图3为根据本发明实施例的、起降平台的侧视图。
[0034] 图4为根据本发明实施例的、起降甲板的俯视图。
[0035] 图5为根据本发明实施例的、控制艇载飞行器稳定起降装置的方法的流程图。
[0036] 图6为根据本发明实施例的、计算输出控制量的示意图。
【具体实施方式】
[0037] 下面参照附图对本发明进行更全面的描述，其中说明本发明的示例性实施例。
[0038] 如图1所述，本发明提出的艇载飞行器稳定起降装置包括运动姿态检测单元11、 微处理器控制单元12和起降平台13,所述运动姿态检测单元11和所述起降平台13与所述 微处理器控制单元12电连接。
[0039] 如图2和图3所示，所述起降平台13包括安装支架、起降甲板1、直流减速电机2、 安装板3和电机支架5,其中，所述安装板3置于所述安装支架上，所述安装板3上安装有两 个轴承座和所述电机支架5,所述电机支架5上安装有所述直流减速电机2,所述两个轴承 座上连接着旋转轴，所述旋转轴和所述直流减速电机2的电机轴通过两个法兰盘4、6对接 连接，所述起降甲板1通过两个连接件7、8固定在旋转轴上，其可随旋转轴的旋转而转动。
[0040] 如图2所示，所述安装支架由支撑臂10、横梁9和悬臂14组成，支撑臂10下端开 有用于将安装支架连接到船艇尾部的安装孔，支撑臂10通过悬臂14连接到船艇以加固安 装支架，安装支架的上端通过法兰盘安装到安装板3的底部支撑整个安装板3。
[0041] 如图2所示，所述两个轴承座和电机支架5水平分布在同一轴线上。
[0042] 另外，根据本发明的实施例，所述起降甲板1由金属框架和冲孔铝板组成。如图4 所示，起降甲板1的冲孔铝板上的孔型可以为弧形角长方形，以减少风阻。
[0043] 通过以上的描述可知，本发明所提出的起降平台13是专门为艇载飞行器的稳定 起降而创造性的设计的，该起降平台比之当下主流的起降平台，具有以下优点：
[0044] 1、结构合理简单，可以实现在船艇的整体性安装与拆卸，可以根据船艇自身是否 需要搭载无人机停靠快速完成船艇系统设计；
[0045] 2、平衡船艇纵摇，使平台始终保持水平，便于无人机降落；
[0046] 3、体积小巧，相对于其他采用液压、复杂机械组成的起降平台，重量轻，适用于小 型船；
[0047] 4、适用于垂直起降的各类飞行器，例如多旋翼、直升机；
[0048] 5、起降甲板采用冲孔铝板，并且将冲孔铝板上的孔型创造性地设计为弧形角长方 形，最大限度减小风阻影响。
[0049] 另外，根据本发明的实施例，所述运动姿态检测单元11设置在所述起降平台13的 中心，用于测量所述起降甲板在X、Y、Z三个方向的加速度和纵摇角速度，所述运动姿态采 集单元13电连接微处理器控制单元12,将采集到的所述起降甲板在X、Y、Z三个方向的加 速度和纵摇角速度发送给所述微处理器控制单元12。
[0050] 在船艇行进过程中，当自身姿态在不断变化的时候，也会带动稳定平台的起降甲 板产生相应的姿态变化，运动姿态检测单元11采集所述起降甲板在Χ、Υ、Ζ三个方向的加速 度和纵摇角速度，并将获得的数据传送给所述微处理器控制单元，经过计算可以得到起降 甲板的角度。由此可知，运动姿态检测单元11是本发明的重要部件，为此，本发明创造性地 将运动姿态检测单元11设计为整合性6轴运动处理组件，其集成了 3轴MEMS陀螺仪、3轴 MEMS加速度计和一个可扩展的数字运动处理器DMP (Digital Motion Processor)，并且可 通过I2C接口连接一个第三方的数字传感器，比如磁力计。拓展之后就可以通过其I2C或 SPI接口输出一个9轴的信号。相较于现有的多组件方案，本发明提出的运动姿态检测单元 11免除了组合陀螺仪与加速器时之轴间差的问题，减少了大量的封装空间。这也是本发明 的主要改进点之一。
[0051] 作为一款物理传感器，所述运动姿态检测单元11的工作原理是利用物理效应，诸 如压电效应，磁致伸缩现象，离化、极化、热电、光电、磁电等效应，将被测信号量的微小变化 转换成电信号。数字运动处理器DMP引擎可减少复杂的融合演算数据，以数字输出6轴的 旋转矩阵、四元数（quaternion)、欧拉角格式（Euler Angle forma)的融合演算数据，移除 加速器与陀螺仪轴间敏感度，降低设定给予的影响与感测器的漂移。用户可以利用微处理 器控制单元12获得所述运动姿态检测单元11输出的四元数，进行融合计算之后，便可得到 传感器的角度。
[0052] 根据本发明的实施例，所述微处理器控制单元12根据获得的所述起降甲板在X、 Y、Z三个方向的加速度和纵摇角速度向所述起降甲板发送控制信号。所述升降平台13根 据所述控制信号控制所述直流减速电机2的转向和转速，使起降甲板达到设定的姿态角度 (通常设定成水平姿态），保证飞行器起降过程中安全性与稳定性。
[0053] 上述实施例中，微处理器控制单元2可以采用具有Cotex M3内核的微处理器 STM32。微处理器控制单元STM32系列芯片是为高性能、低成本、低功耗的嵌入式应用专门 设计的芯片，增强型系列时钟频率达到72MHz，是同类产品中性能最高的产品。
[0054] 本发明还提供了一种用于控制如上文所述的艇载飞行器稳定起降装置的方法，如 图5所示，所述方法包括以下步骤：
[0055] (1)系统进行初始化，校准运动姿态检测单元。
[0056] 微处理器初始化I2C通信端口和定时器PffM输出功能，微处理器通过I2C端口初 始化设置运动姿态检测单元，校准运动姿态检测单元。
[0057] (2)在预定的时间间隔，微处理器控制单元读取运动姿态检测单元检测到的起降 甲板在X、Y、Z三个方向的加速度和纵摇角速度数据。
[0058] 根据本发明的一个实施例，所述预定的时间间隔为5mS，5ms时间间隔到达，微处 理器控制单元就读取运动姿态检测单元中集成的加速度计所检测的在X、Y、Z三个方向的 加速度数据和陀螺仪检测的纵摇角速度数据。
[0059] 其中，起降甲板在X、Y、Z三个方向的加速度记为gnQ(n0 = X，y，z)，纵摇角速度记 为：横摇角速度，纵摇角速度，艏摇角速度ιΓ。
[0060] (3)微处理器控制单元根据所述运动姿态检测单元检测到的起降甲板在Χ、Υ、Ζ三 个方向的加速度和纵摇角速度数据，计算起降甲板当前的纵摇姿态角。
[0061] 其中步骤（3)的具体计算过程如下：
[0062] (a)微处理器控制单元根据公
，计算 得到估计的横摇角度Φ:和纵摇角度Θ i，其中，Gx，Gy，Gz分别为所述运动姿态检测单元检 测到的起降甲板在X、Y、Z三个方向的加速度，需要说明的是，因为艏摇角度不影响平台的 控制，所以此处不对艏摇角度Φ进行估计。
[0063] (b)微处理器控制单元将接收到的陀螺仪的测量即横摇角速度Φ '，纵摇角速度 Θ ^，艏摇角速度ιΓ进行积分得到角度增量V Θ、V Φ、V Φ。
[0064] (c)微处理器控制单元将通过步骤（a)的计算所得到的估计的横摇角度Φ和纵摇 角度Θ与通过步骤（b)的计算所得到的角度增量νθ、νΦ、νΦ进行融合，得到起降平台的 纵摇姿态角。
[0065] 由于加速度计测得的值中有大量平台震荡所产生的干扰加速度，所以得到的估计 值包含有噪声，是不准确的，需要陀螺仪来进行校正。因为陀螺仪本身存在温度漂移的问 题，因此其测得的值也不能直接反映起降甲板姿态的真实情况，需要和加速度计的值相互 融合，才能得到真实的姿态角。常用的融合方式卡尔曼滤波，但是卡尔曼滤波计算量大， 为其建立稳定可靠的更新方程比较困难，对处理器的运算速度和精度要求很到，不适合应 用于本发明实验装置。本发明采用了另外一种姿态融合方法一一互补滤波算法，互补滤 波算法简单可靠，对姿态传感器的精度要求较低，其应用越来越广泛。其计算公式为g n = gnl*P+gn2*(l-p) iP ^ (0^ 1)} 〇
[0066] 其中，gn(n = x，y，z) = [ θ φ φ ]为最终计算得到的起降平台姿态角，gnl(n = X，y，Ζ) = [ Θ 1 Φι 0]为加速度计估计得到的姿态角，gn2(n = X，y，z) = [V θ νφ νφ ] 为陀螺仪积分得到的姿态角度增量，其中，P为互补滤波权重因子，一般取〇. 95。
[0067] (4)微处理器控制单元根据步骤（3)计算得到的起降甲板当前的纵摇姿态角和事 先设定的水平角作PID控制运算得到输出控制量。
[0068] 在PID控制策略当中，比例调节是根据"偏差的大小"来动作，它的输出与输入偏 差的大小成比例，比例调节及时有力但有余差。积分调节是根据"偏差是否存在"来动作， 它的输出与偏差对时间的积分成比例，其作用是消除余差。微分调节是根据"偏差的变化速 度"来动作，它的输出与偏差的变化速度成比例，其效果是阻止被调参数的一切变化，有超 前调节作用。
[0069] 本发明所采用的PID控制原理图如图6所示，其中，r(t)为期望角度，y(t)为实际 角度，e(t)为r(t)与y(t)的角度误差，u(t)为计算的到减速电机转速：
[0070] 其中，按照以下公式计算输出控制量：
[0071] PffM_0UT = Kp*error+Ki* (error-Last_error)+Kd*(error-2*Last_error+Prev_ error)〇
[0072] 其中，PWM_0UT为输出控制量，Kp、Ki和Kd分别为比例、积分和微分三项的系数， 这三个系数主要依靠设备装置的实际参数进行整定。首先设定一个Kp系数的初始值（可 以按照输出控制量范围与输入变化范围的比值，再乘以十分之一，作为初始参考），通过改 变给定值对系统加一个扰动，观察响应曲线，不断更改系数值，直到控制系统符合动态过程 品质要求为止，这时的系数值即为比较恰当的参数；然后继续依照上面的过程对其余两个 系数进行整定。式中的error为控制偏差，由当前传感器角度与期望角度做差得到，Last_ error和Prev-error分别为上次误差和上上次误差，error、Last-error和Prev-error是 在每个控制周期末尾更迭得到的，即Last_error赋值给Prev_error，error赋值给Last_ error〇
[0073] (5)微处理器控制单元将计算得到的PID控制量调制成PffM信号输出到起降平台。
[0074] (6)起降平台根据接收到的PffM信号相应的使直流减速电机调整转向和转速带动 起降甲板旋转，最终使起降甲板达到水平角度。
[0075] 以上内容仅为本发明的较佳实施例，对于本领域的普通技术人员，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，本说明书内容不应理解为对本发明 的限制。
【主权项】
1. 一种艇载飞行器稳定起降装置，其特征在于，所述艇载飞行器稳定起降装置包括运 动姿态检测单元、微处理器控制单元和起降平台，所述运动姿态检测单元和所述起降平台 与所述微处理器控制单元电连接，所述起降平台包括起安装支架、起降甲板、直流减速电 机、安装板和电机支架，其中，所述安装板置于所述安装支架上，所述安装板上安装有两个 轴承座和所述电机支架，所述电机支架上安装有所述直流减速电机，所述两个轴承座上连 接着旋转轴，所述旋转轴和所述直流减速电机的电机轴通过两个法兰盘对接连接，所述起 降甲板通过两个连接件固定在所述旋转轴上；另外， 所述运动姿态检测单元被设计为整合性6轴运动处理组件MPU6050和3轴电子罗盘 HMC5883L，其中6轴运动处理组件MPU6050集成了 3轴MEMS陀螺仪、3轴MEMS加速度计和 一个可扩展的数字运动处理器DMP(Digital Motion Processor)，并且可通过I2C接口连接 一个第三方的数字传感器； 所述起降甲板由金属框架和冲孔铝板组成，并且所述冲孔铝板上的孔型可以为弧形角 长方形。2. 根据权利要求1所述的艇载飞行器稳定起降装置，其特征在于，所述安装支架由支 撑臂、横梁和悬臂组成，所述支撑臂下端开有用于将安装支架连接到船艇尾部的安装孔，所 述支撑臂通过所述悬臂连接到船艇。3. 根据权利要求2所述的艇载飞行器稳定起降装置，其特征在于，所述安装支架的上 端通过法兰盘安装到所述安装板的底部。4. 根据权利要求1所述的艇载飞行器稳定起降装置，其特征在于，所述两个轴承座和 所述电机支架水平分布在同一轴线上。5. 根据权利要求1所述的艇载飞行器稳定起降装置，所述第三方的数字传感器比如为 磁力计。6. -种用于控制如上述权利要求1-5中的任意一项所述的艇载飞行器稳定起降装置 的方法，所述方法包括以下步骤： (1) 系统进行初始化，校准运动姿态检测单元。 (2) 在预定的时间间隔，微处理器控制单元读取运动姿态检测单元检测到的起降甲板 在X、Y、Z三个方向的加速度和纵摇角速度数据。 其中，起降甲板在X、Y、Z三个方向的加速度记为gn()(nO = X，y，z)，纵摇角速度记为： 橫摇角速度，纵摇角速度Θ '，艏摇角速度φ '。 (3) 微处理器控制单元根据所述运动姿态检测单元检测到的起降甲板在Χ、Υ、Ζ三个方 向的加速度和纵摇角速度数据，计算起降甲板当前的纵摇姿态角。 (4) 微处理器控制单元根据步骤（3)计算得到的起降甲板当前的纵摇姿态角和事先设 定的水平角作PID控制运算得到输出控制量。 (5) 微处理器控制单元将计算得到的PID控制量调制成PffM信号输出到起降平台。 (6) 起降平台根据接收到的PffM信号相应的使直流减速电机调整转向和转速带动起降 甲板旋转，最终使起降甲板达到水平角度。7. 根据权利要求6所述的方法，其中，步骤（3)的具体计算过程如下： (a) 微处理器控制单元根据公j计算得到 估计的橫摇角度Φ:和纵摇角度Θ i，其中，Gx，Gy，&分别为所述运动姿态检测单元检测到 的起降甲板在X、Y、Z三个方向的加速度。 (b) 微处理器控制单元将接收到的陀螺仪的测量即橫摇角速度Φ '，纵摇角速度 Θ ^，艏摇角速度ιΓ进行积分得到角度增量V Θ、V Φ、V Φ。 (c) 微处理器控制单元将通过步骤（a)的计算所得到的估计的橫摇角度Φ JP纵摇角 度S1与通过步骤（b)的计算所得到的角度增量νθ、νΦ、νΦ进行融合，得到起降平台的 纵摇姿态角，其计算公式为：g n= gnl*p+gn2*(l-p) {p e (〇，1)}。 其中，811(11 = 1，7,2) = [0(|)1])]为最终计算得到的起降平台姿态角，8111(11 = 1，7， ζ) = [ Θ i (J)1 〇]为加速度计估计得到的姿态角，gn2(n = X，y，z) = [V θ νφ νφ ]为陀 螺仪积分得到的姿态角度增量，其中，P为互补滤波权重因子。8. 根据权利要求6所述的方法，其中，ρ -般取0. 95。9. 根据权利要求6所述的方法，其中，按照以下公式计算输出控制量： PffM_OUT = Kp*error+Ki*(error-Last_error)+Kd*(error-2*Last_error+Prev_ error)〇 其中，PWM_0UT为输出控制量，Kp、Ki和Kd分别为比例、积分和微分三项的系数，error 为控制偏差，由当前传感器角度与期望角度做差得到，Last_erro;r和Prev_erro;r分别为上 次误差和上上次误差，error、Last_erro;r和Prev_erro;r是在每个控制周期末尾更迭得到 的，即 Last_erro;r 赋值给 Prev_erro;r，error 赋值给 Last_erro;r。
【文档编号】B64F1/00GK105836151SQ201510688098
【公开日】2016年8月10日
【申请日】2015年10月23日
【发明人】范云生, 马建磊, 王国峰, 柳健, 白鸣, 白一鸣
【申请人】范云生