一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，包括如下模块：自动状态选择模块；舵量跟踪状态模块、姿态跟踪状态模块、速度跟踪状态模块、悬停状态模块、直航线状态模块、圆航线状态模块、向心回转状态模块；悬停导航模块、直航线导航模块、圆航线导航模块；控制律模块包括纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、横向速度稳定模块；俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块；飞行控制软件包括纵向操纵模块；横向操纵模块；尾桨操纵模块；总距操纵模块。本发明设计了通过不同模块的组合，从而实现各种飞行任务，本发明模块化高，易于扩展，简单，复杂度小，可靠性高。
【专利说明】一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件
【技术领域】
[0001]本发明涉及无人机控制系统【技术领域】，尤其是小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件。
【背景技术】
[0002]小型无人直升机机载飞行控制系统是小型无人直升机系统中最为关键的部分，其通过测控系统从地面站获得对其运动的指令，诸如悬停位置，航线，并采集无人直升机飞行过程中各种运动信息，诸如位置，速度，加速度，姿态角，角速率，从而得到使无人直升机运动跟踪指令信号所需的操纵量，最终将该操纵量作用于做动器从而控制直升机获得期望的运动。
[0003]由于当今无人直升机发展的进步，对于无人直升机的任务需求也趋于多样化，因此希望无人直升机能够进行诸如，悬停，直航线，圆航线，向心回转等多种飞行科目的飞行任务。而单一导航及控制算法，已经难以满足在不同飞行任务下的需求，因此需要针对不同飞行任务进行设计。但这势必增加飞行控制软件设计的难度和复杂性，从而降低其可靠性。
【发明内容】
[0004]本发明要解决的技术问题是:克服现有技术的不足，提供一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，使得无人直升机能够进行诸如悬停、直航线、圆航线、向心回转等多种飞行科目的飞行任务。
[0005]本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，包括如下模块:
[0006]( I )、自动状态选择模块:自动选择控制状态；
[0007](2)、状态模块:包括舵量跟踪状态模块、姿态跟踪状态模块、速度跟踪状态模块、悬停状态模块、直航线状态模块、圆航线状态模块、向心回转状态模块；
[0008]还包括如下模块:
[0009](3)、导航解算模块:包括悬停导航模块、直航线导航模块、圆航线导航模块；
[0010]悬停导航模块:输入为期望悬停点位置高度，输出为直升机与悬停点的前向偏距、侧向偏距、前向速度偏差、侧向速度偏差、高度差、升降速度偏差；
[0011]直航线导航模块:输入为期望直航线信息，输出为直升机与航线的侧偏距、侧偏速度、纵向速度误差、高度偏差、升降速度偏差、期望航向角；
[0012]圆航线导航模块:输入为期望圆航线信息，输出为直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角；
[0013]悬停状态模块根据其输入的悬停点坐标、悬停偏航角调用悬停导航模块输出直升机与悬停点的前向偏距、侧向偏距、前向速度偏差、侧向速度偏差、高度差、升降速度偏差。
[0014]直航线状态模块根据其输入的前一航点、后一航点的位置信息，以及期望的航线速度调用直航线导航模块输出直升机与航线的侧偏距、侧偏速度、纵向速度误差、高度偏差、升降速度偏差、期望航向角。
[0015]圆航线状态模块根据其输入的圆航线圆心坐标、半径、旋向、以及期望航线速度信息调用圆航线导航模块输出直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角。
[0016]向心回转状态模块根据其输入的圆航线圆心坐标、半径、旋向以及期望航线速度信息调用圆航线导航模块输出直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角。
[0017]小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件还包括控制律模块。
[0018]所述控制律模块包括外环模块有:纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、横向速度稳定模块；
[0019]纵向位置稳定模块:输入为直升机的前向偏距、前向速度误差，输出为期望俯仰角；
[0020]纵向速度稳定模块:输入为直升机的航线速度误差及前向加速度，输出为期望俯仰角；
[0021]横向位置稳定模块:输入为直升机的侧偏距、侧偏速度，输出为期望滚转角；
[0022]横向速度稳定模块:输入为直升机的侧向速度误差及侧向加速度，输出为期望滚转角；
[0023]所述控制律模块包括内环模块有:俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块；
[0024]俯仰角稳定模块:输入为直升机的期望俯仰角、当前俯仰角及俯仰角速率，输出为纵向操纵量；
[0025]滚转角稳定模块:输入为直升机的滚转角指令、当前滚转角及滚转角速率,输出为横向操纵量；
[0026]偏航角稳定模块:输入为直升机的期望偏航角及偏航角速率、当前偏航角及偏航角速率，输出为航向操纵量；
[0027]高度稳定模块:输入为直升机的高度偏差、升降速度偏差，输出为总距操纵量。
[0028]小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件包括:
[0029]纵向操纵模块:用于对直升机进行纵向操纵；
[0030]横向操纵模块:用于对直升机进行横向操纵；
[0031]尾桨操纵模块:用于对直升机进行尾桨操纵；
[0032]总距操纵模块:用于对直升机进行总距操纵。
[0033]舵量跟踪状态模块输出直升机的舵量跟踪状态信息；
[0034]姿态跟踪状态模块输出直升机的姿态跟踪状态信息；
[0035]速度跟踪状态模块输出直升机的速度跟踪状态信息；
[0036]悬停状态模块输出直升机的悬停状态信息；
[0037]直航线状态模块输出直升机的直航线状态信息；
[0038]圆航线状态模块输出直升机的圆航线状态信息；
[0039]向心回转状态模块输出直升机的向心回转状态信息。
[0040]舵量跟踪状态模块的输出信息传输至纵向操纵模块、横向操纵模块、尾桨操纵模块、总距操纵模块；
[0041]姿态跟踪状态模块的输出信息传输至俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、总距操纵模块；
[0042]速度跟踪状态模块的输出信息传输至纵向速度稳定模块、横向速度稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块；
[0043]悬停状态模块的输出信息通过悬停导航模块输出至纵向位置稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块；
[0044]直航线状态模块的输出信息通过直航线导航模块输出至纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块；
[0045]圆航线状态模块的输出信息通过圆航线导航模块输出至纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块；
[0046]向心回转状态模块的输出信息通过圆航线模块输出至纵向位置稳定模块、横向速度稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块；
[0047]纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块的输出信息传输至俯仰角稳定模块；
[0048]横向位置稳定模块、横向速度稳定模块的输出信息传输至滚转角稳定模块；
[0049]俯仰角稳定模块的输出信息传输至纵向操纵模块；
[0050]滚转角稳定模块的输出信息传输至横向操纵模块；
[0051]偏航角稳定模块的输出信息传输至尾桨操纵模块；
[0052]高度稳定模块的输出信息传输至总距操纵模块。
[0053]本发明的有益效果是:本发明设计了一种模块化的飞行控制软件，针对舵量跟踪、姿态跟踪、速度跟踪、悬停、直航线、圆航线、向心回转七种飞行任务，设计了悬停、直航线、圆航线三种导航模块及纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、横向速度稳定模块、俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块等七种控制律模块。通过不同模块的组合，从而实现各种飞行任务。本发明模块化高，易于扩展，简单，复杂度小，可靠性高。
【专利附图】
【附图说明】
[0054]下面结合附图对本发明进一步说明。
[0055]图1是本发明的原理示意图。
【具体实施方式】
[0056]现在结合附图对本发明作进一步的说明。这些附图均为简化的示意图仅以示意方式说明本发明的基本结构，因此其仅显示与本发明有关的构成。
[0057]如图1所示，一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，包括如下模块:
[0058]( I )、自动状态选择模块:自动选择控制状态；
[0059](2)、状态模块:包括舵量跟踪状态模块、姿态跟踪状态模块、速度跟踪状态模块、悬停状态模块、直航线状态模块、圆航线状态模块、向心回转状态模块。
[0060]舵量跟踪状态模块输出直升机的舵量跟踪状态信息；姿态跟踪状态模块输出直升机的姿态跟踪状态信息；速度跟踪状态模块输出直升机的速度跟踪状态信息；悬停状态模块输出直升机的悬停状态信息；直航线状态模块输出直升机的直航线状态信息；圆航线状态模块输出直升机的圆航线状态信息；向心回转状态模块输出直升机的向心回转状态信
肩、O
[0061]还包括如下模块:
[0062](3)、导航解算模块:包括悬停导航模块、直航线导航模块、圆航线导航模块。图1中上层虚线框所示为导航解算模块。
[0063]悬停导航模块:输入为期望悬停点位置高度，输出为直升机与悬停点的前向偏距、侧向偏距、前向速度偏差、侧向速度偏差、高度差、升降速度偏差；
[0064]直航线导航模块:输入为期望直航线信息，输出为直升机与航线的侧偏距、侧偏速度、纵向速度误差、高度偏差、升降速度偏差、期望航向角；
[0065]圆航线导航模块:输入为期望圆航线信息，输出为直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角；
[0066]悬停状态模块根据其输入的悬停点坐标、悬停偏航角调用悬停导航模块输出为直升机与悬停点的前向偏距、侧向偏距、前向速度偏差、侧向速度偏差、高度差、升降速度偏差;
[0067]直航线状态模块根据其输入的前一航点、后一航点的位置信息，以及期望的航线速度调用直航线导航模块输出直升机与航线的侧偏距、侧偏速度、纵向速度误差、高度偏差、升降速度偏差、期望航向角；
[0068]圆航线状态模块根据其输入的圆航线圆心坐标、半径、旋向、以及期望航线速度信息调用圆航线导航模块输出直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角；
[0069]向心回转状态模块根据其输入的圆航线圆心坐标、半径、旋向以及期望航线速度信息调用圆航线导航模块输出直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角；
[0070]一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件还包括控制律模块。图1中下层虚线框所示为控制律模块。
[0071]所述控制律模块包括外环模块有:纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、横向速度稳定模块。
[0072]纵向位置稳定模块:输入为直升机的前向偏距、前向速度误差，输出为期望俯仰角；
[0073]纵向速度稳定模块:输入为直升机的航线速度误差及前向加速度，输出为期望俯仰角；
[0074]横向位置稳定模块:输入为直升机的侧偏距、侧偏速度，输出为期望滚转角；
[0075]横向速度稳定模块:输入为直升机的侧向速度误差及侧向加速度，输出为期望滚转角；
[0076]所述控制律模块包括内环模块有:俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块。
[0077]俯仰角稳定模块:输入为直升机的期望俯仰角、当前俯仰角及俯仰角速率，输出为纵向操纵量；[0078]滚转角稳定模块:输入为直升机的滚转角指令、当前滚转角及滚转角速率,输出为横向操纵量；
[0079]偏航角稳定模块:输入为直升机的期望偏航角及偏航角速率、当前偏航角及偏航角速率，输出为航向操纵量；
[0080]高度稳定模块:输入为直升机的高度偏差、升降速度偏差，输出为总距操纵量。
[0081]一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，包括:
[0082]纵向操纵模块:用于对直升机进行纵向操纵；
[0083]横向操纵模块:用于对直升机进行横向操纵；
[0084]尾桨操纵模块:用于对直升机进行尾桨操纵；
[0085]总距操纵模块:用于对直升机进行总距操纵。
[0086]舵量跟踪状态模块的输出信息传输至纵向操纵模块、横向操纵模块、尾桨操纵模块、总距操纵模块。
[0087]姿态跟踪状态模块的输出信息传输至俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、总距操纵模块。
[0088]速度跟踪状态模块的输出信息传输至纵向速度稳定模块、横向速度稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块。
[0089]悬停状态模块的输出信息通过悬停导航模块输出至纵向位置稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块。
[0090]直航线状态模块的输出信息通过直航线导航模块输出至纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块。
[0091]圆航线状态模块的输出信息通过圆航线导航模块输出至纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块。
[0092]向心回转状态模块的输出信息通过圆航线模块输出至纵向位置稳定模块、横向速度稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块。
[0093]纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块的输出信息传输至俯仰角稳定模块，横向位置稳定模块、横向速度稳定模块的输出信息传输至滚转角稳定模块。
[0094]俯仰角稳定模块的输出信息传输至纵向操纵模块，滚转角稳定模块的输出信息传输至横向操纵模块，偏航角稳定模块的输出信息传输至尾桨操纵模块，高度稳定模块的输出信息传输至总距操纵模块。
[0095]本发明设计了一种模块化的小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，针对舵量跟踪、姿态跟踪、速度跟踪、悬停、直航线、圆航线、向心回转七种飞行任务，设计了悬停、直航线、圆航线三种导航模块及纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、横向速度稳定模块、俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块等七种控制律模块。通过不同模块的组合，从而实现各种飞行任务。本发明模块化高，易于扩展，简单，复杂度小，可靠性高。
[0096]以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。
【权利要求】
1.一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，包括如下模块:(1)、自动状态选择模块:自动选择控制状态；(2)、状态模块:包括舵量跟踪状态模块、姿态跟踪状态模块、速度跟踪状态模块、悬停状态模块、直航线状态模块、圆航线状态模块、向心回转状态模块；其特征在于:还包括如下模块:(3)、导航解算模块:包括悬停导航模块、直航线导航模块、圆航线导航模块；悬停导航模块:输入为期望悬停点位置高度，输出为直升机与悬停点的前向偏距、侧向偏距、前向速度偏差、侧向速度偏差、高度差、升降速度偏差；直航线导航模块:输入为期望直航线信息，输出为直升机与航线的侧偏距、侧偏速度、纵向速度误差、高度偏差、升降速度偏差、期望航向角；圆航线导航模块:输入为期望圆航线信息，输出为直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角；悬停状态模块根据其输入的悬停点坐标、悬停偏航角调用悬停导航模块输出前向偏距、侧向偏距、前向速度偏差、侧向速度偏差、高度差、升降速度偏差；直航线状态模块根据其输入的前一航点、后一航点的位置信息，以及期望的航线速度调用直航线导航模块直升 机与航线的侧偏距、侧偏速度、纵向速度误差、高度偏差、升降速度偏差、期望航向角；圆航线状态模块根据其输入的圆航线圆心坐标、半径、旋向、以及期望航线速度信息调用圆航线导航模块输出直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角；向心回转状态模块根据其输入的圆航线圆心坐标、半径、旋向以及期望航线速度信息调用圆航线导航模块输出直升机与航线的径向偏距、径向速度、切向速度误差、高度误差、升降速度误差、期望航向角。
2.根据权利要求1所述的一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，其特征在于:还包括控制律模块。所述控制律模块包括外环模块有:纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、横向速度稳定模块；纵向位置稳定模块:输入为直升机的前向偏距、前向速度误差，输出为期望俯仰角；纵向速度稳定模块:输入为直升机的航线速度误差及前向加速度，输出为期望俯仰角；横向位置稳定模块:输入为直升机的侧偏距、侧偏速度，输出为期望滚转角；横向速度稳定模块:输入为直升机的侧向速度误差及侧向加速度，输出为期望滚转角；所述控制律模块包括内环模块有:俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块；俯仰角稳定模块:输入为直升机的期望俯仰角、当前俯仰角及俯仰角速率，输出为纵向操纵量；滚转角稳定模块:输入为直升机的滚转角指令、当前滚转角及滚转角速率，输出为横向操纵量；偏航角稳定模块:输入为直升机的期望偏航角及偏航角速率、当前偏航角及偏航角速率，输出为航向操纵量； 高度稳定模块:输入为直升机的高度偏差、升降速度偏差，输出为总距操纵量。
3.根据权利要求2所述的一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，其特征在于:包括: 纵向操纵模块:用于对直升机进行纵向操纵； 横向操纵模块:用于对直升机进行横向操纵； 尾桨操纵模块:用于对直升机进行尾桨操纵； 总距操纵模块:用于对直升机进行总距操纵。
4.根据权利要求3所述的一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，其特征在于: 舵量跟踪状态模块输出直升机的舵量跟踪状态信息； 姿态跟踪状态模块输出直升机的姿态跟踪状态信息； 速度跟踪状态模块输出直升机的速度跟踪状态信息； 悬停状态模块输出直升机的悬停状态信息； 直航线状态模块输出直升机的直航线状态信息；` 圆航线状态模块输出直升机的圆航线状态信息； 向心回转状态模块输出直升机的向心回转状态信息。
5.根据权利要求4所述的一种小型无人直升机的模块化机载飞行控制软件，其特征在于: 舵量跟踪状态模块的输出信息传输至纵向操纵模块、横向操纵模块、尾桨操纵模块、总距操纵模块； 姿态跟踪状态模块的输出信息传输至俯仰角稳定模块、滚转角稳定模块、偏航角稳定模块、总距操纵模块； 速度跟踪状态模块的输出信息传输至纵向速度稳定模块、横向速度稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块； 悬停状态模块的输出信息通过悬停导航模块输出至纵向位置稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块； 直航线状态模块的输出信息通过直航线导航模块输出至纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块； 圆航线状态模块的输出信息通过圆航线导航模块输出至纵向速度稳定模块、横向位置稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块； 向心回转状态模块的输出信息通过圆航线模块输出至纵向位置稳定模块、横向速度稳定模块、偏航角稳定模块、高度稳定模块； 纵向位置稳定模块、纵向速度稳定模块的输出信息传输至俯仰角稳定模块； 横向位置稳定模块、横向速度稳定模块的输出信息传输至滚转角稳定模块； 俯仰角稳定模块的输出信息传输至纵向操纵模块； 滚转角稳定模块的输出信息传输至横向操纵模块； 偏航角稳定模块的输出信息传输至尾桨操纵模块；高度稳定模块的输 出信息传输至总距操纵模块。
【文档编号】G05D1/08GK103645739SQ201310641740
【公开日】2014年3月19日 申请日期:2013年12月3日 优先权日:2013年12月3日
【发明者】张浩宇, 许伟 申请人:新誉集团有限公司