专利名称：一种微小型无人直升机双余度自主飞行控制系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种微小型无人直升机双余度自主飞行控制系统，它是一种针对微小型无人直升机的双余度飞行控制系统综合设计，属于航空飞行控制技术领域。
背景技术：
无人直升机具有独特的飞行性能和使用价值。在军事方面，无人直升机能够执行包括侦察、监视、攻击、通信中继等任务；在民用方面，无人直升机在航拍、大气监测、交通监控、电力巡查、森林防火等方面具有广泛的应用前景。另外，因为无人直升机飞行控制系统是一个的非线性、强耦合、多变量、欠驱动系统，所以它也是控制理论研究的优秀平台。近年来，微小型无人直升机试验系统得到了越来越多的应用，正逐渐成为国际上的一个研究热点。 随着无人直升机的应用越来越广以及飞行控制理论的发展，要求微小型无人直升机试验系统能够完成更多、更复杂的飞行任务，对微小型无人直升机飞控系统处理任务能力要求也就越来越高。为了提高飞行控制系统性能，实现飞控任务的要求，微小型无人直升机飞控系统也越来越多的配备高性能电子设备。从应用于微小型直升机飞控系统中的飞控计算机发展看，主要经历以下几次升级I.基于单片机/数字信号处理器(DSP)的飞行控制系统；2.基于ARM的飞行控制系统；3.基于PC-104结构的飞行控制系统；4.基于PC-104和DSP的单余度飞行控制系统结合PC-104与DSP的单余度飞行控制系统是当前为小型无人直升机飞控设计的主流，但是飞控系统硬件的复杂程度增加，设计成本的提高。使这种单余度飞控系统对突发故障状态下的直升机飞行安全保障不足，特别是在飞行任务越来越复杂，机载设备数据传输速率越来越高的情况下，单余度飞控系统在处理过程中出现问题的几率越来越高，系统可靠性很难保证。在飞行试验过程中，飞控计算机出现故障而没有备份替代，试验失败同时的设备损失极大地提高了微小型无人直升机试验平台的试验成本。所以本发明提出了一种双余度飞行控制系统设计方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种微小型无人直升机双余度自主飞行控制系统，采用本发明，能够提高小型无人直升机的自主能力，增加系统的可靠性，特别是在飞控计算机出现故障时，能够最大程度上保证试验平台的安全。为了达到上述目的，本发明的技术方案是一种微小型无人直升机双余度自主飞行控制系统，它包括机载控制系统与地面遥控遥测系统两部分，两者之间的关系是机载控制系统采集直升机飞行数据，根据飞行控制算法控制无人直升机按预定科目飞行，并将飞行数据以及算法结果通过机载控制系统中的机载数传电台发送至地面遥控遥测系统；地面遥控遥测系统接收机载控制系统发送的数据，通过地面站显示，供地面实验人员了解直升机飞行与控制状态，并实时的由地面站上传控制指令，调节和更改直升机飞行科目和控制状态。所述机载控制系统，是由硬件部分与软件设计组成。两者之间的关系是硬件部分按软件设计的工作流程完成数据的收集、解析，控制律的计算、输出，以及与地面站的通信等工作。该硬件部分由主控计算机(PowerPC)、备份计算机(DSP)、机载传感器组(惯性导航单元、激光高度计和差分GPS)、机载转接板(信号转换和电源模块)、遥控信号接收机、数字舵机组以及机载数传电台组成。它们之间的关系是主控计算机通过其软件程序，通过串行通讯接口采集机载传感器组的飞行状态信息和备份计算机发送的应急遥控器信息，计算飞行控制律得到控制量输出，之后通过串口向备份计算机发送控制量信息以及自身工作状态，同时经串口通过机载数传电台向地面遥控遥测系统发送飞行状态信息以及控制信息；备份计算机通过其软件程序，控制计算机通过串口向主控计算机发送应急遥控器发送的遥控信号，并得到主控计算机发送的控制量以及主控计算机工作状态，判断主控计算机是否正常工作，若工作正常，则生成主控计算机控制量发送至数字舵机组控制直升机自主飞行，若主控计算机工作不正常，备份计算机则忽略主控计算机传送的控制量，转而 自主采集差分GPS信号，运行应急飞行控制律，控制直升机安全悬停或自主降落。该主控计算机(PowerPC)采用MOTO公司生产的MPC8313芯片；该备份计算机(DSP)采用TI公司的TMS320DSP28**系列芯片；该机载传感器组是由惯性导航单元、激光高度计和差分GPS组成，分别用来测量直升机飞行姿态、高度以及位置，该惯性导航单元采用Xsens公司的MTI-G组合惯导单元、该激光高度计采用Banna公司的LT7激光距离传感器，该差分GPS采用Novatel公司的Oemstar差分GPS模块；该机载转接板包含信号转换模块和电源模块,其中信号转换模块用来转移/转换各输入输出信号，电源模块用来给机载各部分提供电源；该信号转换模块是在neboard网口转串口模块基础上自主开发设计的信号转换，分发，选择模块；该电源模块由12V转5V，5V转3. 3V两部分组成；该遥控信号接收机是Futaba八通道遥控器接收机；该数字舵机组是4个Futaba9255电动舵机和I个9254电动舵机；该机载数传电台采用的是Digi公司的Xtend数传电台。上述机载主控计算机飞行控制程序的流程为程序初始化后，分别建立数据采集子线程、数据发送子线程以及控制算法唤醒子线程，并针对各个联接设备分别建立共享内存区，存放采集数据；数据采集子线程采用中断模式，将机载传感器组、备份计算机以及机载数传电台向主控计算机传送的数据存储至各自的共享内存区，供控制算法函数调用；控制算法唤醒程序每隔20ms，创建控制算法子线程，进行飞行控制律计算从共享内存获取各种状态机遥控信息，依据预定的飞行控制算法计算自主飞行所需要的数字舵机控制量，将控制量及自身工作状态判断信息存储至发送共享内存，之后挂起子进程，等待下次唤醒；发送子进程每次判断发送共享内存区信息更新后，分别向备份计算机以及地面遥控遥测系统发送相应的数据。上述机载备份计算机飞行控制程序流程为程序初始化后，采用中断方式得到应急遥控器的遥控信号，采用查询方式等待采集主控计算机发送的串口数据，得到主控计算机数据后，根据协议，判断主控计算机工作状态，若判断结果为主控计算机工作正常，则备份计算机按主控计算机要求，生成相应的PWM信号，发送至数字舵机组按要求控制直升机自主飞行；若判断结果为主控计算机工作不正常，则备份计算机接管飞控权限，由差分GPS采集降维状态数据，运行应急控制算法，生成应急控制相应的PWM信号发送至数字舵机组按要求控制直升机自主降落或定点悬停等待后续遥控处理。所述地面遥测遥控系统，是由硬件部分与软件设计组成。两者之间的关系是通过硬件部分与机载控制系统进行通信，接收/发送遥控遥测信息；装载于地面站计算机的软件设计了地面操作人员遥控遥测界面，解析并显示直升机飞行状态，同时地面操作人员可通过地面站软件上传飞行任务、控制策略及参数等遥控信息。该硬件部分由地面设备和地面数传电台组成，地面设备又包括地面站计算机、差分GPS地面基准站、应急遥控器以及地面供电模块组成。它们之间的关系是地面站计算机由其上装载的地面站软件，通过地面数传电台接收机载主控和备份计算机发送的直升机状态信息以及控制信息， 根据地面人员指令，将上述数据存储于地面站计算机内；地面站计算机可设置飞行任务，包括航点设置及航线设置，另外随时可以向机载控制系统发送控制律选择、控制律参数更新以及控制模式选择命令(改变控制律及控制律参数时为保证安全应在直升机起飞前完成)。差分GPS地面基准站通过地面数传电台向机载控制系统中的差分GPS发送校准信息，从而得到相对准确直升机位置及速度信息，当差分GPS地面基准站与机载控制系统通信中断时，不影响机载控制系统中的差分GPS设备工作，得到的直升机位置及速度信息转变为单点模式，相对误差较大。该地面站计算机是笔记本计算机，操作系统应为基于Linux内核的操作系统以配合其上的地面站软件；该差分GPS地面基准站是与机载控制系统中的差分GPS配对的Oemstar模块，并设置为基准模式；该应急遥控器是Futaba八通道以上遥控器；该地面数传电台是与机载数传电台配对的Xtend数传电台；该地面供电模块是12V转5V电源模块，为地面设备供电。上述地面站软件程序流程为首先初始化界面，选择通讯接口并判断通信接口是否正常；接收机载控制系统发送数据并在主界面及选择示波器中显示；按地面人员操作，将所需时间段内接收数据存储至要求位置；当地面人员需要改变控制律、控制律参数以及控制模式时，按相关协议将需要修改的数据通过地面数传电台发送至机载主控和备份计算机。本发明与现有技术相比，具有如下显而易见的突出特点和显著优点I.飞控计算机主备双余度本发明中采用双计算机主备结构，备份计算机在不同状态下完成不同功能，在提高飞控系统计算能力的同时，显著提高了故障状态下无人直升机的安全。2.传感器信息共享本发明中将差分GPS信号分别发送至主控、备份计算机，而主、备计算机中分别有对应的控制算法对差分GPS信号进行处理，在不显著增加飞控系统体积和重量的同时，完成了双余度系统对状态信息的要求。3.多控制模式在采用了双余度飞控计算机的同时，还加入了应急遥控器指令，使飞控系统具有全自主，半自主以及全遥控等多种控制模式，提高了飞行操纵的灵活性，增强了微小型无人直升机试验平台的安全性。
4.地面系统多功能性地面遥控遥测系统能够完成简单飞行任务的设置，能够完成控制律调整、参数调整以及模式切换，丰富了地面站的遥控遥测功能，简化了试验过程。
图I为本发明总体结构框图；图2舵机控制信号余度控制结构框图；图3数字信号转接板电路原理图；图4飞控系统工作流程图；
图5主控计算机程序流程图；图6备份计算机程序流程图；图7主控、备份计算机通讯协议。图中符号说明如下I惯性测量单元；2激光高度计；3主控计算机；4差分GPS ；5备份计算机；6数字舵机组；7遥控信号接收机；8地面设备；9地面数传电台；10机载数传电台；11机载转接板；12供电部分；13信号转换部分；14操纵信号选通部分。
具体实施例方式为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。参见图I，一种微小型无人直升机双余度自主飞行控制系统，包括机载控制系统部分与地面遥控遥测系统部分，两者之间的关系是机载控制系统采集直升机飞行数据，根据飞行控制算法控制无人直升机按预定科目飞行，并将飞行数据以及算法结果通过机载控制系统中的机载数传电台发送至地面遥控遥测系统；地面遥控遥测系统接收机载控制系统发送的数据，通过地面站显示，供地面实验人员了解直升机飞行与控制状态，并实时的由地面站上传控制指令，调节和更改直升机飞行科目和控制状态。其中机载控制系统部分包括硬件部分与软件设计。两者之间的关系是硬件部分按软件设计的工作流程完成数据的收集、解析，控制律的计算、输出，以及与地面站的通信等工作。其硬件部分包括主控计算机3 (PowerPC计算机)、备份计算机5 (DPS2)、机载传感器组(1，2，4)、遥控信号接收机7、数字舵机组6、机载数传电台10以及机载转接板11，它们之间的关系是主控计算机3、备份计算机5经机载转接板11采集机载传感器组(1，2，4)的飞行状态数据，并采集遥控信号接收机7的紧急遥控数据。计算飞行控制律输出，通过数字舵机组6控制直升机按任务自主飞行，同时通过机载数传电台10与地面遥控遥测系统进行数据交互。现分别介绍如下I.上述主控计算机3的一个网口通过机载转接板11上的信号转换模块扩展为4个串行通信接口(RS232)，分别定义为主控计算机串口 I、串口 II、串口III以及串口IV，另外主控计算机3上除调试外另一个RS232接口定义为串口 V。上述备份计算机5有两个RS232接口，分别定义为备份计算机串口 VI和串口 VII。主控计算机3通过RS232接口获取各传感器信号，并通过机载数传电台传与地面设备联接(主控计算机3负责数据采集及控制律计算，通过主控计算机串口III和机载数传电台10联接，与地面遥测遥控系统进行数据交换，从而达到与地面站通讯的功能)；主控计算机3的串口 V与备份计算机串口 VI联接通信，主控计算机3向备份计算机5发送控制信息以及计算机工作状态信息，备份计算机5判断主控计算机3工作状态是否正常，正常状态下，备份计算机5联接遥控信号接收机7以及数字舵机组6，采集应急遥控信号发送至主控计算机3，并生成接收到的主控计算机3控制信号生成相应的PWM驱动信号，发送至数字舵机组6对直升机进行控制；非正常状态下，运行应急控制算法，得到应急控制指令，生成相应的PWM驱动信号发送至数字舵机组6对直升机进行应急控制；发送地面应急遥控信息；备份计算机5、遥控信号接收机7和数字舵机组6之间为PWM控制信号，遥控信号接收机7可接收应急遥控器，使备份计算机5与应急遥控器可在不同模式下分别控制数字舵机组6来操纵直升机飞行。2.上述机载传感器组包括激光高度计2、惯性测量单元I以及差分GPS 4。激光高度计2测量距离为O. 01m-12m,精度为O. Olm,能够采集直升机低空高度信号，用来进行直升机低空飞行高度反馈以及自主起降高度反馈。激光高度计2输出接口为RS422，通过机载转接板11转换为RS232信号发送至主控计算机3的串口 II。惯性测量单元I内包含单点GPS校准系统，能够测量直升机位置，姿态角，速度以及角速度，由于其位置信号误差比差分·GPS 4位置信号误差大很多，所以作为差分GPS位置信号的备份。惯性测量单元I输出为标准RS232信号，发送至主控计算机3的串口 IV。差分GPS 4能够采集直升机位置及速度信号，作为直升机自主飞行位置及速度反馈信号，其输出为TTL信号，通过机载转接板11设计的硬件电路转换为RS232信号，发送至主控计算机3的串口 I以及备份计算机5的串口VII。由于备份计算机5仅在应急时计算控制律输出，为了降低结构复杂度带来的系统不稳定，故备份计算机5只需接收保证直升机紧急降落或悬停信息即可。差分GPS 4能够采集直升机位置及速度信号，满足备份计算机5在应急状态下控制律计算的数据要求。所以本发明中，仅将差分GPS 4信号同时发送至主控、备份计算机3、5，既满足了应急控制要求，又降低了系统复杂度。同时，为了节省计算资源，备份计算机5仅在应急状态下接收差分GPS4数据。3.上述遥控信号接收机7为八通道接收机，接收由地面人员操纵的应急遥控器遥控信号，输入到备份计算机5中。4.上述数字舵机组6为4个Futaba9255电动舵机和I个9254电动舵机共五个数字舵机组成，由备份计算机5生成的PWM信号驱动，控制直升机自主飞行。5.上述机载转接板11包含电源模块、信号转换模块和信号选通部分，具体功能模块见图2，包括供电部分12，信号转换部分13以及操纵信号选通部分14。供电部分12将总电源24V电压转换为12V、5V与3. 3V电压，为各个设备供电。信号转换部分13又包括差分GPS接口转换，DSP接口以及激光高度计接口转换三部分，分别将差分GPS的TTL电平信号，激光高度计2的RS422信号转化为标准RS232信号转发给各主控、备份计算机3、5。操纵信号选通部分14利用两片四路二选一芯片，将遥控器信号和主控、备份计算机3、5控制信号按飞行模式分别发送至数字舵机组6。地面遥控遥测系统部分负责完成对机载控制系统的遥控遥测，是由硬件部分与软件设计组成。两者之间的关系是通过硬件部分与机载控制系统进行通信，接收/发送遥控遥测信息；装载于地面站计算机的软件设计了地面操作人员遥控遥测界面，解析并显示直升机飞行状态，同时地面操作人员可通过地面站软件上传飞行任务、控制策略及参数等遥控信息。其硬件部分包括地面设备8和地面数传电台9。其中，地面设备8包括地面站计算机，应急遥控器，差分GPS地面基准站，地面供电模块。它们之间的关系是I.应急遥控器由地面人员操纵，可通过应急切换开关，随时将直升机飞行模式切换为遥控模式，在主控、备份计算机出现故障时，能够紧急遥控直升机飞行；
2.地面设备8中的差分GPS地面基准站通过地面数传电台9与机载控制系统中的差分GPS4连接，提供校准信息，使其工作在伪距差分模式，提高测量精度；3.地面设备8中的地面供电模块负责给差分GPS地面基准站供电；4.地面遥控遥测系统通过地面数传电台9与主控计算机3连接，接收直升机飞行状态信息与控制信息，显示并存储；也能够向主控、备份计算机3、5发送飞行任务、控制律选择、控制参数调整以及控制模式切换信息，实现对直升机的遥控遥测。若备份计算机5出现故障时，需要在控制信号传送至数字舵机组6时，设计遥控/自主模式切换配置，其中切换信号要由应急遥控器产生的开关PWM信号，并通过硬件电路转换为信号选通电平控制信号选通芯片HC157。遥控/自主模式切换示意图如图3。这样，在自主控制部分发生故障不能够产生正确的控制信号时，能够通过应急遥控器切换至手动遥控状态，而切换过程完全通过硬件完成，不受自主控制部分程序干扰，保证在最坏状态下，直升机试验平台还能够通过遥控方式安全返航并降落。飞控系统的工作流程参见图4，简述如下在飞行过程中，机载传感器组采集直升机状态信息传送至主控计算机3。主控计算机接3收状态数据，遥控数据，综合飞行任务按预设控制算法计算得到控制量输出，并将控制量输出和自身工作状态发送至备份计算机5，同时将直升机状态信息以及控制信息发送至地面站供地面人员观测。备份计算机5接收到主控计算机3信息，首先判断主控计算机3工作状态，若主控计算机3工作正常，则备份计算机5将控制量转换为PWM信号操纵量，发送至数字舵机组6控制直升机完成飞行任务；若主控计算机3工作不正常，则备份计算机5开始接收差分GPS 4数据，采集直升机位置和速度信息，通过应急控制算法计算得到应急控制输出，并以PWM信号形式发送至数字舵机组
6;另外，在主控、备份计算机3、5均出现状况的时候，机载转接板11随时接收地面应急遥控器模式切换信号，通过机载转接板11的硬件电路选通遥控器信号发送至数字舵机组6，进入全遥控模式，保障飞机安全。图5中为主控计算机3程序流程图。主控计算机3初始化进行自检测之后，对各串口数据通信建立子线程，同时建立飞行控制算法唤醒子线程。数据通信子线程采用中断方式进行数据收发，接收的数据放入共享内存中，发送的数据也从共享内存中获得。飞行控制算法唤醒子线程采用20ms周期定时唤醒的方式，对应的控制律计算频率为50Hz，远高于微小型直升机正常工作频率，能够达到控制律设计要求。飞行控制子线程初始化之后，每20ms运行一次，将最新数据从共享内存中提取出来，综合数据信息、预设控制算法、控制模态选择等方面因素，计算飞行控制律输出。之后先将直升机飞行状态与控制信息通过串口发送至地面站，再将控制信息以及自身工作状态发送至备份计算机5。图6中为备份计算机5程序流程图。备份计算机5初始化进行自检测后，首先判断应急遥控器设定的飞行模态，若为遥控飞行则循环判断；若为自主飞行状态，则监测串口中断输入。当接收到主控计算机3数据时，首先判断主控计算机3状态，若主控计算机3状态正常，则将控制信号转换为PWM波输出至数字舵机组6，控制飞机按预定航线飞行；若主控计算机3故障，则开始采集差分GPS 4数据，根据备份飞行控制律弓I导直升机悬停或自主降落。图7中为主控、备 份计算机3、5间通讯协议。备份计算机5通过通讯协议判断主控计算机3状态。图中，主控状态I位，设计为0-255-0循环递增计数；主控状态2位，设计为固定十六进制数55。备份计算机5根据以下两条可判断主控计算机3故障I)主控状态2连续5周期发送不为十六进制55 ；2)主控状态I连续5周期不递增计数。综上所述，本发明在考虑微小型无人直升机载重限制以及安装空间的限制时，集成较少设备，实现了飞控系统的双余度设计，在各种突发状态下，最大程度上保证直升机安全。
权利要求
1. 一种微小型无人直升机双余度自主飞行控制系统，其特征在于它包括机载控制系统与地面遥控遥测系统两部分，机载控制系统采集直升机飞行数据，根据飞行控制算法控制无人直升机按预定科目飞行，并将飞行数据以及算法结果通过机载控制系统中的机载数传电台发送至地面遥控遥测系统；地面遥控遥测系统接收机载控制系统发送的数据，通过地面站显示，供地面实验人员了解直升机飞行与控制状态，并实时的由地面站上传控制指令，调节和更改直升机飞行科目和控制状态； 所述机载控制系统，是由硬件部分与软件设计组成，硬件部分按软件设计的工作流程完成数据的收集、解析，控制律的计算、输出，以及与地面站的通信工作；该硬件部分由主控计算机、备份计算机、机载传感器组、机载转接板、遥控信号接收机、数字舵机组以及机载数传电台组成；主控计算机通过其软件程序，通过串行通讯接口采集机载传感器组的飞行状态信息和备份计算机发送的应急遥控器信息，计算飞行控制律得到控制量输出，之后通过串口向备份计算机发送控制量信息以及自身工作状态，同时经串口通过机载数传电台向地面遥控遥测系统发送飞行状态信息以及控制信息；备份计算机通过其软件程序，控制计算机通过串口向主控计算机发送应急遥控器发送的遥控信号，并得到主控计算机发送的控制量以及主控计算机工作状态，判断主控计算机是否正常工作，若工作正常，则生成主控计算机控制量发送至数字舵机组控制直升机自主飞行，若主控计算机工作不正常，备份计算机则忽略主控计算机传送的控制量，转而自主采集差分GPS信号，运行应急飞行控制律，控制直升机安全悬停或自主降落；该主控计算机采用MPC8313芯片；该备份计算机采用TMS320DSP28**系列芯片；该机载传感器组是由惯性导航单元、激光高度计和差分GPS组成，分别用来测量直升机飞行姿态、高度以及位置，该惯性导航单元采用MTI-G组合惯导单元、该激光高度计采用LT7激光距离传感器，该差分GPS采用Oemstar差分GPS模块；该机载转接板包含信号转换模块和电源模块，其中信号转换模块用来转移/转换各输入输出信号，电源模块用来给机载各部分提供电源；该信号转换模块是在neboard网口转串口模块基础上自主开发设计的信号转换，分发，选择模块；该电源模块由12V转5V，5V转·3. 3V两部分组成；该遥控信号接收机是Futaba八通道遥控器接收机；该数字舵机组是4个Futaba9255电动舵机和I个9254电动舵机；该机载数传电台采用的是Xtend数传电台；所述地面遥测遥控系统，是由硬件部分与软件设计组成，通过硬件部分与机载控制系统进行通信，接收/发送遥控遥测信息；装载于地面站计算机的软件设计了地面操作人员遥控遥测界面，解析并显示直升机飞行状态，同时地面操作人员可通过地面站软件上传飞行任务、控制策略及参数遥控信息；该硬件部分由地面设备和地面数传电台组成，地面设备由地面站计算机、差分GPS地面基准站、应急遥控器以及地面供电模块组成，地面站计算机由其上装载的地面站软件，通过地面数传电台接收机载主控和备份计算机发送的直升机状态信息以及控制信息，根据地面人员指令，将上述数据存储于地面站计算机内；地面站计算机设置飞行任务，包括航点设置及航线设置，另外随时向机载控制系统发送控制律选择、控制律参数更新以及控制模式选择命令，差分GPS地面基准站通过地面数传电台向机载控制系统中的差分GPS发送校准信息，从而得到相对准确直升机位置及速度信息，当差分GPS地面基准站与机载控制系统通信中断时，不影响机载控制系统中的差分GPS设备工作，得到的直升机位置及速度信息转变为单点模式；该地面站计算机是笔记本计算机，操作系统是基于Linux内核的操作系统以配合其上的地面站软件；该差分GPS地面基准站是与机载控制系统中的差分GPS配对的Oemstar模块，并设置为基准模式；该应急遥控器是Futaba八通道以上遥控器；该地面数传电台是与机载数传电台配对的Xtend数传电台；该地面供电模块是 12V转5V电源模块，为地面设备供电。
全文摘要
一种微小型无人直升机双余度自主飞行控制系统，它包括机载控制系统与地面遥控遥测系统两部分，机载控制系统采集直升机飞行数据，根据飞行控制算法控制无人直升机按预定科目飞行，并将飞行数据以及算法结果通过机载控制系统中的机载数传电台发送至地面遥控遥测系统；地面遥控遥测系统接收机载控制系统发送的数据，通过地面站显示，供地面实验人员了解直升机飞行与控制状态，并实时的由地面站上传控制指令，调节和更改直升机飞行科目和控制状态。本发明能够提高小型无人直升机的自主能力，增加系统的可靠性，特别是在飞控计算机出现故障时，能够最大程度上保证试验平台的安全。
文档编号G05D1/10GK102915038SQ20121046559
公开日2013年2月6日 申请日期2012年11月16日 优先权日2012年11月16日
发明者王强, 诸兵, 霍伟 申请人:北京航空航天大学