一种通用飞行控制系统及方法与流程

本发明属于飞行控制系统设计技术领域，具体涉及一种通用飞行控制系统及其实现方法。

背景技术：

飞行控制系统(flightcontrolsystem)是指在飞行控制过程中，利用自动控制设备，能够对飞行器的姿态和位置实时控制的系统。现有的无人机或缩小比例验证机等飞行器几乎无一例外的使用了飞行控制系统，而现有的飞行控制系统都是在指定机型后才能进行参数整定和调试使用。如现在市面上比较普遍的大疆哪吒系列、a3、apm系列等，这些飞控只支持现有成熟机型，对于飞行以及控制原理有创新的飞行器则无法实现控制。因此，如何让一个飞行控制系统适用于所有机型，而不是针对新机型设计全新的飞控是飞行器设计者面临的严重阻碍。

技术实现要素：

针对现有技术中的上述不足，本发明提供的通用飞行控制系统及方法解决了现有的飞控无法适用于所有飞行器，难以实现对新型布局飞行器控制的问题。

为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种通用飞行控制系统，包括相互通信连接的调参软件和设备硬件；

所述设备硬件包括飞控和遥控器，所述遥控器与飞控通信连接；

所述调参软件用于设置遥控器的各个通道动作时，飞行器对应的执行机构作出的具体动作，进而使遥控器对飞行器机体进行姿态控制；

所述遥控器用于根据调参软件的设置，对飞行器进行姿态控制；

所述飞控用于根据调参软件的设置和遥控器发送的控制信号，生成执行指令信号。

进一步地，所述飞控包括陀螺仪、加速度计、气压高度计、定位模块和控制处理单元；

所述陀螺仪、加速度计、气压高度计和定位模块均与所述控制处理单元连接；

所述陀螺仪用于测量飞行器的角速度；

所述加速度计用于测量飞行器当前的加速度和飞行速度；

所述气压高度计用于测量飞行器的相对海拔高度；

所述定位模块用于确定飞行器的当前位置信息；

所述控制处理单元用于根据角速度、加速度、飞行速度、相对海拔高度、位置信息和遥控器发出的控制信号输出pid偏差数据，并根据该pid偏差数据调节飞行器电机的输出功率和舵机的偏转角度，使飞行器保持期望姿态飞行。

一种通用飞行控制方法，包括以下步骤：

s1、在调参软件上配置飞行器的执行机构和4个自由度上的响应系数，并输入4个自由度的pid值；

s2、将调参软件上配置和输入的数据作为配置数据，并通过串口下载至飞控的控制处理单元中，并生成各通道函数表达式；

s3、确定当前飞行器的姿态信息，并将其传输至控制处理单元；

s4、将遥控器发出的控制信号作为期望响应，根据当前姿态信息计算期望响应与实际值的差值，并经pid运算出控制值；

s5、根据控制值和存储在控制处理单元中的配置数据以及各通道函数表达式，计算出各通道的pwm脉宽值；

s6、对各通道的pwm脉宽值进行限幅处理，并将其输入到对应的电机和舵机中，完成对飞行器电机功率控制和舵机偏转角度控制，进而实现飞行器的飞行控制。

进一步地，所述步骤s1中飞行器的执行机构包括所有的电机和舵机，且在配置执行机构时构建执行机构与配置名称的映射表；

所述飞行器的4个自由度分别为航向自由度、俯仰自由度、横滚自由度和高度自由度。

所述飞行器的4个自由度的响应系数均包括1、-1和0；

所述4个自由度的pid值包括外环比例值p、外环积分值i和外环微分值d。

进一步地，所述步骤s2中，所述配置数据下载至控制处理单元中主控芯片mcu的eeprom区。

进一步地，所述步骤s3中的当前姿态信息包括由陀螺仪确定的三轴向的角速度信息、由加速度计确定的三轴加速度信息、由气压高度计确定的气压高度信息和由定位模块确定的经纬度坐标信息。

进一步地，所述步骤s4中的期望响应与实际值的差值包括飞行器在4个自由度上的偏差值。

进一步地，所述步骤s5中电机a中的一个通道的pwm脉宽值为：

pwm(a)＝ch(a)+m(a1)·altitude_output+m(a2)·roll_output

+m(a3)·pitch_output+m(a4)·yaw_output

式中，pwm(a)为飞行器中电机a的pwm脉宽信号值；

ch(a)为飞行器中油门通道信号值；

m(a1)为控制处理单元根据存储的配置数据计算出的高度响应系数；

m(a2)为控制处理单元根据存储的配置数据计算出的横滚响应系数；

m(a3)为控制处理单元根据存储的配置数据计算出的俯仰响应系数；

m(a4)为控制处理单元根据存储的配置数据计算出的航向响应系数；

altitude_output、roll_output、pitch_output和yaw_output分别为飞控在高度自由度、横滚自由度、俯仰自由度和航向自由度上经pid运算出的控制值；

所述舵机b的通道函数表达式为：

pwm(b)＝1520+m(b1)·altitude_output+m(b2)·roll_output

+m(b3)·pitch_output+m(b4)·yaw_output

式中，m(b1)、m(b2)、m(b3)和m(b4)分别为飞行器中舵机b在高度自由度、横滚自由度、俯仰自由度和航向自由度上的响应系数。

本发明的有益效果为：

本发明提供的通用飞行控制系统及方法，在对飞行器进行调试时，用户只需在调参软件上配置飞行器的执行机构，包括具体的电机名称和舵机名称及飞行器在各自由度上的相关参数，进而在遥控器各个通道动作时，使飞行器对应的执行机构执行具体的动作；该飞控无需指定机型，实现了对所有机型的飞行姿态控制，缩短了创新飞行器的研发周期，提高了工作效率，提高了飞控的普适性。

附图说明

图1为本发明提供的通用飞行控制系统结构图。

图2为本发明提供的通用飞行控制方法流程图。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

实施例1：

如图1所示，一种通用飞行控制系统，包括相互通信连接的调参软件和设备硬件；

设备硬件包括飞控和遥控器，遥控器与飞控通信连接；

调参软件用于设置遥控器的各个通道动作时，飞行器对应的执行机构作出的具体动作，进而使遥控器对飞行器进行姿态控制；

遥控器用于根据调参软件的设置，对飞行器进行姿态控制；

所述飞控用于根据调参软件的设置和遥控器发送的控制信号，生成执行指令信号。

本发明实施例中的飞控包括陀螺仪、加速度计、气压高度计、定位模块和控制处理单元；陀螺仪、加速度计、气压高度计和定位模块均与控制处理单元连接；

陀螺仪用于测量飞行器的角速度；

加速度计用于测量飞行器当前的加速度和飞行速度；

气压高度计用于测量飞行器的相对海拔高度；

定位模块用于确定飞行器的当前位置信息；

控制处理单元用于根据角速度、加速度、飞行速度、相对海拔高度、位置信息和遥控器发出的控制信号输出pid偏差数据，并根据该pid偏差数据调节飞行器电机的输出功率和舵机的偏转角度，使飞行器保持期望姿态飞行。

基于本发明实施例中的飞行控制系统，在调试时，用户只需要在调参软件上设置遥控器各个通道动作时，飞行器对应的哪些执行机构作出什么样的动作，即可实现飞行器的飞行控制，该飞控无需指定机型，故实现了所有机型的姿态控制，这对于从事创新飞行器设计相关的研发人员而言大大缩短了研发周期，提高了工作效率。

实施例2：

如图2所示，与上述实施例1对应的，本发明还提供了一种通用飞行控制方法，包括以下步骤：

s1、在调参软件上配置飞行器的执行机构和4个自由度上的响应系数，并输入4个自由度的pid值；

s2、将调参软件上配置和输入的数据作为配置数据，并通过串口下载至飞控的控制处理单元中，并生成各通道函数表达式；

s3、确定当前飞行器的姿态信息，并将其传输至控制处理单元；

s4、将遥控器发出的控制信号作为期望响应，根据当前姿态信息计算期望响应与实际值的差值，并经pid运算出控制值；

s5、根据控制值和存储在控制处理单元中的配置数据以及各通道函数表达式，计算出各通道的pwm脉宽值；

s6、对各通道的pwm脉宽值进行限幅处理，并将其输入到对应的电机和舵机中，完成对飞行器电机功率控制和舵机偏转角度控制，进而实现飞行器的飞行控制。

本发明实施例的步骤s1中飞行器的执行机构包括所有的电机和舵机，且在配置执行机构时构建执行机构与配置名称的映射表，即飞行器的每个电机依次与m1、m2、m3······mn对应，每个舵机依次与s1、s2、s3·····sm对应，在控制各执行机构时，只需对相应名称下的参数进行调整即可；飞行器的4个自由度分别为航向自由度、俯仰自由度、横滚自由度和高度自由度；飞行器的4个自由度的响应系数均包括1、-1和0；4个自由度的pid值包括外环比例值p、外环积分值i和外环微分值d。

本发明实施例的步骤s2中，配置数据下载至控制处理单元中主控芯片mcu的eeprom区(带电可擦可编程只读存储器)。

本发明实施例的步骤s3中的当前姿态信息包括由陀螺仪确定的三轴向的角速度信息、由加速度计确定的三轴加速度信息、由气压高度计确定的气压高度信息和由定位模块确定的经纬度坐标信息。

本发明实施例的步骤s4中的期望响应与实际值的差值包括飞行器在4个自由度上的偏差值。

本发明实施例的步骤s5中电机a中的一个通道的pwm脉宽值为：：

pwm(a)＝ch(a)+m(a1)·altitude_output+m(a2)·roll_output

+m(a3)·pitch_output+m(a4)·yaw_output

式中，pwm(a)为飞行器中电机a的pwm脉宽信号值；

ch(a)为飞行器中油门通道信号值；

m(a1)为控制处理单元根据存储的配置数据计算出的高度响应系数；

m(a2)为控制处理单元根据存储的配置数据计算出的横滚响应系数；

m(a3)为控制处理单元根据存储的配置数据计算出的俯仰响应系数；

m(a4)为控制处理单元根据存储的配置数据计算出的航向响应系数；

altitude_output、roll_output、pitch_output和yaw_output分别为飞控在高度自由度、横滚自由度、俯仰自由度和航向自由度上经pid运算出的控制值；舵机b的通道函数表达式为：

pwm(b)＝1520+m(b1)·altitude_output+m(b2)·roll_output+m(b3)·pitch_output+m(b4)·yaw_output

式中，m(b1)、m(b2)、m(b3)和m(b4)分别为飞行器中舵机b在高度自由度、横滚自由度、俯仰自由度和航向自由度上的响应系数。

在本发明的一个实施例中，提供了以传统x型布局四旋翼(仅有四个电机作为执行机构)为例，飞行控制系统的具体实现过程：

飞行器的右上方电机以m1命名，左上方电机以m2命名，左下方电机以m3命名，右下方电机以m4命名，其各自对应的pwm信号为pwm1、pwm2、pwm3、pwm4。系统根据用户设定的pid参数和实时姿态数据计算出响应信号：高度pid运算输出命名为altitude_output；横滚pid运算输出命名为roll_output；俯仰pid运算输出命名为pitch_output；航向pid运算输出命名为yaw_output；油门通道为ch3。系统各通道初始函数表达式为：

pwm1＝ch3+m11·altitude_output+m12·roll_output+m13·pitch_output+m14·yaw_output

pwm2＝ch3+m21·altitude_output+m22·roll_output+m23·pitch_output+m24·yaw_output

pwm3＝ch3+m31·altitude_output+m32·roll_output+m33·pitch_output+m34·yaw_output

pwm4＝ch3+m41·altitude_output+m42·roll_output+m43·pitch_output+m44·yaw_output

飞行器设计人员应该知道，四个电机均要参与飞机任一自由度的控制，并且在横滚的响应上m1、m4为正，m2、m3为负；在俯仰的响应上m3、m4为正，m1、m2为负；在航向的响应上m1、m3为正，m2、m4为负；在高度的响应上都为正。

即各响应系数值分别为：

m11＝1，m12＝1，m13＝-1，m14＝1；

m21＝1，m22＝-1，m23＝-1，m24＝-1；

m31＝1，m32＝-1，m33＝1，m34＝1；

m41＝1，m42＝1，m43＝1，m44＝1；

则x型布局四旋翼各通道输出为：

pwm1＝ch3+altitude_output+roll_output-pitch_output+yaw_output

pwm2＝ch3+altitude_output-roll_output+pitch_output+yaw_output

pwm3＝ch3+altitude_output-roll_output+pitch_output+yaw_output

pwm4＝ch3+altitude_output+roll_output+pitch_output-yaw_output

由此，x型布局四旋翼飞行器的控制率函数表达式生成，用户通过遥控器控制即可使飞行器根据该控制率函数进行预期飞行。

本发明的有益效果为：

本发明提供的通用飞行控制系统及方法，在对飞行器进行调试时，用户只需在调参软件上配置飞行器的执行机构，包括具体的电机名称和舵机名称及飞行器在各自由度上的相关参数，进而在遥控器各个通道动作时，使飞行器对应的执行机构执行具体的动作；该飞控无需指定机型，实现了对所有机型的飞行姿态控制，缩短了创新飞行器的研发周期，提高了工作效率，提高了飞控的普适性。