固定翼无人机飞行控制装置的制作方法

本发明涉及一种固定翼无人机飞行控制装置。

背景技术：

现有的固定翼无人机飞行均靠人眼控制躲避障碍，但是由于固定翼无人机飞行的高度比人要高的多，所以固定翼无人机上的外壳与部件会经受大气压的考验，且对于固定翼无人机来说气压高度的记录对于之后的研究起到参考作用。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种固定翼无人机飞行控制装置，用以解决上述问题，不仅可以实现小于180度的转弯飞行等姿态还可以通过摄像头观察实现固定翼无人机在障碍物之间的飞行。

上述的目的通过以下的技术方案实现：

一种固定翼无人机飞行控制装置，所述的信号发射模块ⅰ将信号无线传输至信号接收模块ⅰ，所述的信号接收模块ⅰ将信号传输至信号放大电路，所述的信号放大电路将信号传输至信号转换电路，所述的信号转换电路将信号传输至微电子处理器u7，所述的微电子处理器u7将信号传输至存储器、发动机启动电路ⅰ、发动机启动电路ⅱ、发动机启动电路ⅲ与发动机启动电路ⅳ，所述的发动机启动电路ⅰ控制发动机ⅰ，所述的发动机启动电路ⅱ控制发动机ⅱ，所述的发动机启动电路ⅲ控制发动机ⅲ，所述的发动机启动电路ⅳ控制发动机ⅳ；

所述的微电子处理器u7还接收姿态传感器u1与气压高度传感器u6的信号，所述的微电子处理器u7将信号传输至上位机。

进一步的，所述的摄像头将信号传输至信号发射模块ⅱ，所述的信号发射模块ⅱ将信号无线传输至信号接收模块ⅱ，所述的信号接收模块ⅱ将信号传输至信号处理模块，所述的信号处理模块通过分屏器显示在显示器上。

进一步的，所述的信号发射模块ⅰ与信号发射模块ⅱ结构相同，所述的信号发射模块ⅰ包括电阻r10，所述的电阻r10的一端连接信号输入in端，所述的电阻r10的另一端连接晶振y10的一端与三极管q11的基极b，所述的三极管q11的发射极e连接电阻r11的一端、电容c11的一端与电容c12的一端，所述的三极管q11的集电极c连接电容c11的另一端、发射天线ant1与电感l1的一端，所述的电感l1的另一端连接工作电压+12v，所述的电阻r11的另一端连接电容c12的另一端、晶振y10的另一端与接地端。

有益效果：

1.本发明的每一个发动机启动电路控制一个发动机，可实现转弯等角度小于180的飞行姿态。

2.本发明的信号发送模块电路工作非常稳定，即使手抓天线或电路其他部位，发射频率也不会漂移。

3.本发明的信号接收模块电路成本低，功耗小，灵敏度高，更易制作与调试。

4.本发明采用ms5611作为气压高度传感器，具有高度测量分辨率高（分辨率为：10cm）、功耗低（工作电流1μa）、模块外围尺寸小，减小了飞控电路板的体积、外围输出接口为i2c和spi，在电路设计上与主处理器的连接更为方便。

5.本发明在采用集成度很高的模块，这样可以大大减少飞控电路板上面的元器件个数，从而使飞控的整体体积变得很小，这样可以在体积很小的无人机上面，使得应用更加灵活。

附图说明：

附图1是本发明的逻辑流程示意图。

附图2是本发明的摄像头逻辑流程示意图。

附图3是本发明的信号发送模块电路图。

附图4是本发明的信号接收模块电路图。

附图5是本发明的信号放大电路图。

附图6是本发明的发动机启动电路图。

附图7是本发明的信号转换电路图。

附图8为本发明的气压高度传感器电路图。

附图9为本发明的姿态传感器电路图。

附图10为本发明的模数转换模块电路图。

附图11是本发明的单片机电路图。

附图12是本发明的晶振电路图。

具体实施方式：

实施例1

一种固定翼无人机飞行控制装置，所述的信号发射模块ⅰ将信号无线传输至信号接收模块ⅰ，所述的信号接收模块ⅰ将信号传输至信号放大电路，所述的信号放大电路将信号传输至信号转换电路，所述的信号转换电路将信号传输至微电子处理器u7，所述的微电子处理器u7将信号传输至存储器、发动机启动电路ⅰ、发动机启动电路ⅱ、发动机启动电路ⅲ与发动机启动电路ⅳ，所述的发动机启动电路ⅰ控制发动机ⅰ，所述的发动机启动电路ⅱ控制发动机ⅱ，所述的发动机启动电路ⅲ控制发动机ⅲ，所述的发动机启动电路ⅳ控制发动机ⅳ；

所述的微电子处理器u7还接收姿态传感器u1与气压高度传感器u6的信号，所述的微电子处理器u7将信号传输至上位机。

进一步的，所述的摄像头将信号传输至信号发射模块ⅱ，所述的信号发射模块ⅱ将信号无线传输至信号接收模块ⅱ，所述的信号接收模块ⅱ将信号传输至信号处理模块，所述的信号处理模块通过分屏器显示在显示器上。

进一步的，所述的信号发射模块ⅰ与信号发射模块ⅱ结构相同，所述的信号发射模块ⅰ包括电阻r10，所述的电阻r10的一端连接信号输入in端，所述的电阻r10的另一端连接晶振y10的一端与三极管q11的基极b，所述的三极管q11的发射极e连接电阻r11的一端、电容c11的一端与电容c12的一端，所述的三极管q11的集电极c连接电容c11的另一端、发射天线ant1与电感l1的一端，所述的电感l1的另一端连接工作电压+12v，所述的电阻r11的另一端连接电容c12的另一端、晶振y10的另一端与接地端。

进一步的，所述的信号接收模块ⅰ与信号接模块ⅱ结构相同，所述的信号接模块ⅰ包括接收天线ant2，所述的接收天线ant2连接电容c40的一端、电容c14的一端与电感l12的一端，所述的电容c14的另一端连接电容c15的一端、电阻r12的一端、三极管q14的基极b与三极管q14的集电极c，

所述的电阻r12的另一端连接电容c13的一端、电阻r14的一端、电阻r15的一端、电容c20的一端、电阻r22的一端与芯片u2的8号端，

所述的电阻r14的另一端连接电容c16的一端、电容c17的一端、电阻r23的一端与三极管q15的基极b，所述的电阻r23的另一端接地，

所述的电容c15的另一端连接电容c16的另一端、电阻r13的一端、三极管q15的发射极e、电容c19的一端与电阻r16的一端，

所述的三极管q14的发射极e连接电感l12的另一端、电容c40的另一端与接地端，

所述的电容c17的另一端连接电容c18的一端、电容c18的另一端、电阻r15的另一端、三极管q15的集电极c与电容c19的另一端，

所述的电阻r16的另一端连接电容c21的一端，所述的电容c21的另一端连接电阻r19的一端、电容c23的一端与芯片u2的5号端，所述的电阻r19的另一端接地，所述的电容c23的另一端接地，

所述的电阻r22的另一端连接电阻r24的一端、电阻r18的一端与芯片u2的2号端，

所述的电阻r18的另一端连接芯片u2的3号端、电容c22的一端与电阻r17的一端，所述的电阻r17的另一端连接芯片u2的1号端与输出out端，所述的，

所述的电容c22的另一端连接电阻r20的一端与芯片u2的7号端，所述的电阻r20的另一端连接电阻r21的一端与芯片u2的6号端，所述的电阻r21的另一端连接芯片u2的4号端后接地。

进一步的，信号输入接口j2的1号端连接电容c25的一端，所述的电容c25的另一端连接电容c26的一端、电阻r24的一端与运放器a1的正输入端，所述的运放器a1的输出端连接电容c28的一端与电阻r26的一端，所述的电容c28的另一端连接输出接口j3的1号端，

所述的信号输入接口j2的3号端连接电容c29的一端，所述的电容c29的另一端连接电容c30的一端、电阻r27的一端与运放器a2的正输入端，所述的运放器a2的输出端连接电容c32的一端与电阻r29的一端，所述的电容c32的另一端连接输出接口j3的3号端，

所述的运放器a1的负输入端连接电阻r25的一端与电阻r26的另一端，所述的电阻r25的另一端连接电容c27的一端，所述的电容c27的另一端连接电容c31的一端、信号输入接口j2的2号端、输出接口j3的2号端与接地端，

所述的运放器a2的负输入端连接电阻r28的一端与电阻r29的另一端，所述的电阻r28的另一端连接电容c31的另一端。

进一步的，所述的发动机启动电路ⅰ、发动机启动电路ⅱ、发动机启动电路ⅲ与发动机启动电路ⅳ结构均相同，所述的发动机启动电路ⅰ包括芯片u8，所述的芯片u8的一端连接电容c33的一端、工作电压+24v、电容c35的一端与芯片u4的6号端，所述的电容c33的另一端接地，所述的芯片u8的另一端连接电容c34的一端、运放器a3的4号端、电阻r30的一端、电阻r31的一端、芯片u5的4号端与芯片u5的8号端，所述的运放器a3的5号端接地，

所述的电阻r31的另一端连接电容c37的一端、芯片u5的6号端与芯片u5的7号端，所述的电容c37的另一端接地，所述的芯片u5的1号端接地，所述的芯片u5的5号端串联电容c38后接地，

所述的运放器a3的输出端连接电阻r30的另一端与芯片u5的2号端，所述的运放器a3的正输入端连接控制信号输入端，所述的运放器a3的负输入端连接电容c36的一端、电阻r33的一端与芯片u4的8号端，所述的电阻r33的另一端接地，所述的电容c36的另一端接地，所述的芯片u4的4号端接地，所述的芯片u4的3号端连接dir输入信号端，

所述的芯片u4的2号端串联发动机m后连接芯片u4的10号端，

所述的芯片u4的5号端连接电容r32的一端与运放器a4的输出端，所述的电容r32的另一端连接工作电压+12v，所述的运放器a4的负输入端连接芯片u5的3号端，所述的运放器a4的正输入端连接电阻r35的一端与电阻r34的一端，所述的电阻r34的另一端接地，所述的电阻r35的另一端连接工作电压+12v。

实施例2

实施例1固定翼无人机飞行控制装置，所述的信号转换电路的信号输入端in连接二极管d10的正极、二极管d11的负极与运放器a5的负输入端，所述的二极管d11的正极连接工作电压-vcc端，所述的二极管d10的负极连接工作电压+vcc端，

所述的运放器a5的正输入端连接电阻r47的一端与电阻r36的一端，所述的电阻r47的另一端接地，所述的电阻r36的另一端连接运放器a5的输出端、电阻r37的一端与二极管d12的正极，所述的电阻r37的另一端接地，所述的二极管d12的负极连接电阻r40的一端、电阻r41的一端与运放器a6的负输入端，所述的电阻r40的另一端连接工作电压-vcc端，所述的运放器a6的正输入端连接电阻r38的一端、电阻r39的一端与电容c41的一端，所述的电容c41的另一端接地，所述的电阻r38的另一端连接工作电压+vcc端，所述的电阻r39的另一端连接三极管q12的集电极c，所述的三极管q12的发射极e接地，所述的三极管q12的基极b连接电阻r44的一端与电阻r42的一端，所述的电阻r44的另一端接地，

所述的运放器a6的输出端连接二极管d14的正极，所述的二极管d14的负极连接电阻r45的一端与电阻r42的另一端，所述的电阻r45的另一端连接电阻r43的一端与三极管q13的基极b，所述的电阻r43的另一端接地，所述的三极管q13的发射极e接地，所述的三极管q12的集电极c连接电阻r41的另一端、电阻r46的一端、二极管d13的负极、电容c39的一端与运放器a7的正输入端，所述的电阻r46的另一端连接工作电压+vcc端，所述的三极管q13的发射极e连接二极管d13的正极、电容c39的另一端与接地端，

所述的运放器a7的负输入端连接运放器a7的输出端与信号输出out端。

实施例3

实施例1固定翼无人机飞行控制装置，所述的气压高度传感器芯片u6的1号端连接工作电压3.3v，所述的气压高度传感器芯片u6的2号端连接气压高度传感器芯片u6的3号端，

所述的气压高度传感器芯片u6的5号端连接微电子处理器u7的3号端，所述的气压高度传感器芯片u6的6号端连接微电子处理器u7的44号端，所述的气压高度传感器芯片u6的7号端连接微电子处理器u7的45号端，所述的气压高度传感器芯片u6的8号端连接微电子处理器u7的43号端。

所述的模数转换模块u3的1号端连接模数转换模块u3的3号端与电容c7的一端，所述的电容c7的另一端连接模数转换模块u3的8号端与工作电压+5v。

所述的微电子处理器u7的55号端姿态传感器u1的11号端、电阻r6的一端与电容c6的一端，所述的姿态传感器u1的2号端连接电容c1的一端与接地端，所述的姿态传感器u1的3号端连接电容c1的另一端与工作电压3.3v，所述的姿态传感器u1的4号端连接电阻r1后连接工作电压3.3v；

所述的姿态传感器u1的5号端连接电阻r2的一端与电阻r4的一端，所述的电阻r2的另一端连接工作电压3.3v，所述的电阻r4的另一端接地，

所述的姿态传感器u1的6号端连接电容c5的一端、姿态传感器u1的10号端与接地端，所述的姿态传感器u1的9号端连接电容c5的另一端，

所述的电阻r6的另一端连接工作电压3.3v，所述的电容c6的另一端接地

所述的姿态传感器u1的14号端连接微电子处理器u7的56号端，

所述的姿态传感器u1的15号端、姿态传感器u1的16号端、姿态传感器u1的17号端与姿态传感器u1的18号端连接后接地，所述的姿态传感器u1的19号端连接微电子处理器u7的47号端与电阻r3的一端，所述的电阻r3的另一端连接工作电压3.3v，

所述的姿态传感器u1的20号端连接微电子处理器u7的48号端与电阻r7的一端，所述的电阻r7的另一端连接工作电压3.3v；

所述的姿态传感器u1的25号端连接电容c2的一端，电容c3的一端与接地，

所述的姿态传感器u1的28号端连接电容c2的另一端，电容c3的另一端与工作电压3.3v。

所述的微电子处理器u7的94号端连接电阻r16后接地，所述的微电子处理器u7的14号端连接电阻r17的一端与电容c28的一端，所述的电阻r17的另一端连接工作电压3.3v，所述的电容c28的另一端接地，所述的微电子处理器u7的49号端连接电容c30的一端，所述的处理器u7的73号端连接电容c29的一端，所述的电容c30的另一端连接电容c29的另一端后接地；

所述的微电子处理器u7的型号端是mc-arm-stm32f4x9-sq100。

图5采用了运放之星nd5532构成相同比例运放电路，其放大倍数为5倍（主要由r25、r26、r28、r29决定），c27与c31在电路中具有提升高音频信号的作用，j2为信号输入端，j3为信号输出端。

图6采用h桥作为电机驱动组件，当电机中的电流超过控制值时，给电机加平均值为0的电压，使电机中的电流围绕命令值撰动。固定关断时间由555的外接电阻r31和电容c37的值决定。图6中lmd18200的3号端即dir端输入方向信号。dir为高电平时，片内h桥中俩高端晶体导通，为低电平时，两低端晶体管导通。由lmd18200的8号端输出的电流取样信号与mag信号比较进行速度控制。

图9姿态测量模块外围电路图，对飞机当前的姿态进行实时测量，可以输出三轴角度、三轴加速度、三轴角速度以及三轴磁罗盘数据。该模块刷新率为100hz，测量精度不超过0.5度，受外界磁场以及震动干扰小。

图10为模拟量和数字量转换模块，由于传感器再测量时输出给处理器的是模拟量，而处理器采集的信号是数字信号，因此需要将模拟信号转换为数字信号给处理器，此模块的作用就是进行信号转换，以供处理器进行采集。该模块为16位模数转换模块，精确度较高。

在本发明的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

当然，上述说明并非是对本发明的限制，本发明也并不仅限于上述举例，本技术领域的技术人员在本发明的实质范围内所做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。