一种通航移动立体指挥链接控制系统的制作方法

本发明涉及立体指挥链接控制系统技术领域，具体涉及一种通航移动立体指挥链接控制系统。

背景技术：

本专利旨在解决为部署移动立体指挥链接控制系统的需求而设计。本系统以现有的成熟技术为基础，重新设计系统结构框架，整合以安全稳定为主导的设计理念，加入众多安全保护机制，包括双核心系统协调工作，飞行状态监测与故障投票处理机制等等，飞控核心系统永不掉线。在链路方面，本系统采用了更为先进的扩频抗窄带干扰技术，其在保证高抗干扰前提下，使设备以更低的功率达到更远的通讯距离。

技术实现要素：

本发明的目的在于针对现有技术的缺陷和不足，提供一种通航移动立体指挥链接控制系统，它具有以下优点：

1、加入双飞行核心且可自动判断故障并切换；

2、使用了故障投票机制，当出现故障之后，随即报告故障码，之后根据各方面状态对故障的容忍级别来选择处理方式，这是一种互相制约的可达到最优处理结果的机制；

3、失效处理系统完善，一旦出现主机备机均故障下线(几率极低)的情况，最底层的自带简易重力传感器的电路将接管并控制舵面使飞机全油门并大角度爬升10秒，之后则保持平稳的舵面状态，让飞行器处于小幅下滑的最有利姿态，关闭动力并发出红色告警信息，10秒钟后如地面无操作，则启动无线信标以及保持舵面为螺旋下降姿态原地下坠后开伞；

4、使用更先进的链路通讯技术，已达到更稳定，距离更远的操控范围；

5、可将该系统的地面控制端方便快速的整合到车、船、甚至有人驾驶飞行器中，以达到灵活和快速反应的使用效果。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案是：它包含地面站工控机1、地面站显示面板2、工控机数据转换3、数据融合处理器a4、第一数据链路电台5、第二数据链路电台6、900m切换电子开关7、中央控制器8、告警反馈9、快速开伞启动无线信标10、备份遥控发射11、手动遥控数据12、控制设备信号编码13、视频监测面板14、图像接收电台15、24v车载电源16、中央协调控制器17、旋翼电机信号发生器19、摄像机控制与图像融合处理模块20、云台控制器21、数据融合处理器b22、失效检测/故障处理中心23、i/o信号隔离器24、飞行控制处主机25、飞行控制处理备机26、gps/传感器/空速失效协调切换模块27、ms801协处理器28、云台29、纳米锂聚合物动力电池30，所述的地面站工控机1与工控机数据转换3双向传输数据信号，工控机数据转换3与数据融合处理器a4的遥测数据编码双向传输数据信号，数据融合处理器a4的遥测数据编码与数据融合处理器a4的数据编码打包双向传输数据信号，数据融合处理器a4的数据编码打包接收手动遥控数据编码的信号，数据融合处理器a4与第一数据链路电台5、第二数据链路电台6三相交换数据，900m电子开关7由中央控制器8控制，地面站工控机1向地面站显示面板2传输信号，地面站工控机1与中央控制器8双向传输信号，地面站工控机1接收vpc800的信号，中央控制器8向告警反馈9传输信号，中央控制器8控制备份遥控发射11，中央控制器8接收快速开伞启动无线信标10，中央控制器8向手动遥控数据12发射信号，手动遥控数据12向手动遥控数据编码发射信号，备份遥控发射11向315m18dbi天线发送信号，中央控制器8与控制设备信号编码13双向传输信号，中央控制器8的内置5v稳压供电给控制设备信号编码13，视频监测面板14接收图像接收电台15，图像接收电台15接收vrx90与510m高增益玻璃钢天线的信号，中央协调控制器17控制旋翼电机信号发生器18、翼面伺服信号发生器19、摄像机控制与图像融合处理模块20、云台控制器21，摄像机控制与图像融合处理模块20叠加控制图像/飞行信息叠加器(叠加控制是中央协调控制器叠加控制的)，摄像机控制与图像融合处理模块20接收主摄像机、摄像头a与摄像b的图片/画面信号，主摄像机接收vvideo的信号，摄像头a与摄像头b接收vcamera的信号，摄像机控制与图像融合处理模块20、图像/飞行信息叠加器与图像传送电台均接收vs-00的信号，图像/飞行信息叠加器向图像传送电台发送信号，图像传送电台通过912m鞭状天线发送信号，云台控制器21控制云台29并接收vpf的信号；中央协调控制器17接收数据融合处理器b22的手动遥控数据分离与vms800的信号，中央协调控制器8与数据融合处理器b22的遥测数据分离、i/o信号隔离器24的数据隔离输出端、失效检测/故障处理中心23双向传输信号，中央协调控制器8的内置5v稳压给ms801协处理器28、翼面伺服信号发生器19供电，数据融合处理器b22的遥测数据分离与数据融合处理器b22的数据解码与打包双向传输数据，数据解码与打包向数据融合处理器b22的手动遥控数据分离传输数据，数据融合处理器b22接收数据链路电台的信号，数据融合处理器b22与数据链路电台双向传输信号，数据链路电台接收vp845r的信号，数据链路电台与912m微带天线(天线配合数据链路电台收发链路数据)双向传输信号，i/o信号隔离器24的数据隔离输出端与i/o信号隔离器24的数据隔离飞控端双向传输信号，i/o信号隔离器24使用vio-out(数据隔离输出端供电端口)电压，i/o信号隔离器24的数据隔离飞控端接收飞行控制处主机25的内置3.3v稳压的供电，i/o信号隔离器24与飞行控制处主机5、飞行控制处主机备机26双向传输信号，飞行控制处主机25与飞行控制处主机备机26均使用vms71(飞行控制处理主机、备机共用供电端口)的电压，飞行控制处主机25、飞行控制处主机备机26均与gps/传感器/空速失效协调切换模块27双向传输信息，失效检测/故障处理中心23传输信号给告警提醒、无线信标与开伞系统，失效检测/故障处理中心23与备用链路电台、备份遥控链路双向传输信号，备用链路电台与900m微带天线(配合链路电台收发信号用)双向传输信号，备份遥控链路与315m微带天线(配合链路电台收发信号用)双向传输信号，失效检测/故障处理中心23传输信号接收后备电源的供电，24v车载电源16、纳米锂聚合物动力电池30提供总电源。

所述的控制设备信号编码13接收遥杆控制、飞行状态切换、摄像头切换、叠加状态切换、机能调节旋钮、与云台控制组件(包括云台俯仰、倾斜、方向调整用摇杆，以及云台跟踪模式切换开关和正投切换开关)。

所述的24v车载电源16分别向24to19-100w(24v转19v100w转换模块)、24to12-120w(标24v转12v120w转换模块)、24to5-隔离aw(24v转5v20w隔离转换模块)、24to5-隔离bw(24v转19v100w隔离转换模块)、24to12-隔离w(24v转12v20w隔离转换模块)与24to12-40w(24v转12v40w转换模块)输送电压，24to19-100w向vpc800(地面站工控机1供电端口)输送电压，24to12-120w向vdispc(地面站显示面板2供电端口)与vdiss(地面站视频检测面板14供电端口)输送电压，24to5-隔离aw向vp845tx(第一数据链路电台5/第二数据链路电台6供电端口)输送电压，24to5-隔离bw向vdcktx(数据融合处理器a4供电端口)输送电压，24to12-隔离w向vrx90(图像接收电台15供电端口)输送电压，24to12-40w向vms801(中央处理器8供电端口)与v315r(备份遥控发射11供电端口)输送电压。

所述的旋翼电机信号发生器18(用于将中央协调控制器的电机转速编码解码成多个电机控制器的速度信息)控制旋翼电机控制器a、旋翼电机控制器b、旋翼电机控制器c、旋翼电机控制器d与水平动力电机，旋翼电机控制器a、旋翼电机控制器b、旋翼电机控制器c、旋翼电机控制器d与水平动力电机均接收vmotor的信号。

所述的翼面伺服信号发生器19(用于将飞机舵面角度的总线编码，解码成多个舵面的角度命令)控制翼面伺服器a、翼面伺服器b、翼面伺服器c、翼面伺服器d、翼面伺服器e与翼面伺服器f，控制翼面伺服器a、翼面伺服器b、翼面伺服器c、翼面伺服器d、翼面伺服器e与翼面伺服器f均接收vsever的信号。

所述的gps/传感器/空速失效协调切换模块27接收tck-31三轴陀螺仪传感器、tck-32三轴陀螺仪传感器、tck-33三轴陀螺仪传感器、tck-41三轴加速度传感器、tck-42三轴加速度传感器、tck-43三轴加速度传感器、gps接收器a、gps接收器b、空速模块a与空速模块b的信号，所述的tck-31三轴陀螺仪传感器、tck-32三轴陀螺仪传感器、tck-33三轴陀螺仪传感器、tck-41三轴加速度传感器、tck-42三轴加速度传感器、tck-43三轴加速度传感器均接收vtck的信号，所述的gps接收器a、gps接收器b均接收vgck的信号，所述的空速模块a、空速模块b均使用vkck(空速模块供电端口)的电压。

所述的纳米锂聚合动力电池30向24to12-80w(24v转12v80w转换模块)、24to12-隔离30w(24v转12v30w隔离转换模块)、24to7-隔离200w(24v转7v200w隔离转换模块)、24to12-200w(24v转12v200w转换模块)、24to7.4-200w(24v转7.4v200w转换模块)、24to12-30w(24v转12v30w转换模块、vpf、与vmotor输送电压，24to12-30w向12to5-5w隔离(12v转5v5w转换模块)与12to5-5w12v转5v5w转换模块)与vms800输送电压，24to12-80w向vcamera与vvideo输送电压，24to12-隔离30w向vs-00输送电压，24to7-隔离200w向vms71与7to5-20w输送电压，7to5-20w向5to5隔离、vrck、vkck、vgck、vtck输送电压，所述的5to5隔离向vdckrx输送电压，24to12-200w向后备电源(b)输送电压，所述的24to7.4-200w向vsever输送电压，12to5-5w隔离向vp845r输送电压，12to5-5w向vio-out输送电压。

本发明的工作原理：1、中央协调控制器根据从数据链路得到的控制数据中判断飞行模式，并且飞控的舵面伺服机和旋翼、水平动力电机信息都将通过中央协调控制器统一发送；如当前为手动状态，则响应手动遥控数据的实时操作，并叠加飞控处理器输出的辅助增稳控制信息；如当前为任务飞行模式，则将航线航点和各航点的动作信息(如拍照摄像和测量)传送给飞行控制器，并监测飞行控制器的实时执行情况；2、任何模式下，协调控制器都会将实时飞行数据通过数据链路传送给地面用以操作员观测状态，飞行摄像头也会实时拍摄第一人称视角的图像，然后通过视频叠加系统将十几个重要飞行数据叠加后，通过视频传送链路发回地面，以期让操作员观看飞行图像的同时直接掌握重要飞行数据；3、翼面伺服信号发生器，负责将各舵面的位置信息解码并分别传送给各舵面伺服器，旋翼电机信号发生器则负责将旋翼电机与水平动力电机的转速信息解码后传送给各个电子调速器；4、飞行控制器，主要负责飞机的增稳控制或自动航线飞行与动作控制，它执行来自中央协调控制器的飞行指令，如果收到手动命令，则输出稳定舵面辅助信息，如收到航线飞行指令，则按航路规划和执行动作数据，自主完成航测与拍摄任务；如当前为手动垂起过程，则执行四旋翼gps飞行模式，只接收方位飞行信息；飞行控制器的三轴陀螺仪传感器和三轴加速度传感器均为三冗余设计，空速传感器则为二冗余设计，而飞行控制器本体则分为主机和备机二冗余设计，当任意传感器出现故障，则失效协调切换模块将自动切换到其他状态正常的传感器，并告知主备机，失效的传感器编号,通知中央协调控制器发送故障信息传回地面，而当主机一旦出现故障，则备机会立即切换主机为下线状态，接续主机的任务立刻继续执行接下来的动作并通过协调控制器向地面发送橙色告警；5、故障处理中心，主要负责故障的检测和判断故障等级，通过各机能的状态检测来投票选择处理方法，列如当发现主机备机均故障下线，则处理中心会发出红色告警给地面，并关闭动力输出，保持舵面状态为飞机下滑最有利姿态，等待地面切换手动飞行或者开伞动作，如果10秒内未收到命令，则立即开伞并启动无线信标，(可选配使用gprs信号发生器，由便携式地面app软件查看迫降地点)如果数据链路故障，则转换备用链路执行任务并通知地面；6、云台控制器，图像融合处理模块，控制器响应协调处理器发来的主摄像机投射角度信息可跟随，可定向，可手动控制，图像融合处理模块可根据协调控制器的要求切换两个摄像头与主摄像机的图像传送地面，或者进行画中画显示，如果地面要求叠加飞行信息则发送前叠加航向、高度、秒速、位置、离家距离、动力电压等关键信息；7、电源，电源采用30ah22.2vg5锂聚合物动力电池，根据系统中各个模块的使用电压和需要隔离的程度以及功率大小，集成十个电源模块供给。

采用上述技术方案后，本发明有益效果为：它具有以下优点：

1、加入双飞行核心且可自动判断故障并切换；

2、使用了故障投票机制，当出现故障之后，随即报告故障码，之后根据各方面状态对故障的容忍级别来选择处理方式，这是一种互相制约的可达到最优处理结果的机制；

3、失效处理系统完善。一旦出现主机备机均故障下线(几率极低)的情况，最底层的自带简易重力传感器的电路将接管并控制舵面使飞机全油门并大角度爬升10秒，之后则保持平稳的舵面状态，让飞行器处于小幅下滑的最有利姿态，关闭动力并发出红色告警信息，10秒钟后如地面无操作，则启动无线信标以及保持舵面为螺旋下降姿态原地下坠后开伞；

4、使用更先进的链路通讯技术，已达到更稳定，距离更远的操控范围；

5、可将该系统的地面控制端方便快速的整合到车、船、甚至有人驾驶飞行器中，以达到灵活和快速反应的使用效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明中重起无人机与地面站框图；

图2是本发明的结构示意框图；

图3是本发明中24v车载电源16的结构示意图；

图4是本发明中纳米锂聚合物动力电池30的结构示意图。

附图标记说明：地面站工控机1、地面站显示面板2、工控机数据转换3、数据融合处理器a4、第一数据链路电台5、第二数据链路电台6、900m切换电子开关7、中央控制器8、告警反馈9、快速开伞启动无线信标10、备份遥控发射11、手动遥控数据12、控制设备信号编码13、视频监测面板14、图像接收电台15、24v车载电源16、中央协调控制器17、旋翼电机信号发生器19、摄像机控制与图像融合处理模块20、云台控制器21、数据融合处理器b22、失效检测/故障处理中心23、i/o信号隔离器24、飞行控制处主机25、飞行控制处理备机26、gps/传感器/空速失效协调切换模块27、ms801协处理器28、云台29、纳米锂聚合物动力电池30。

具体实施方式

参看图1-图4所示，本具体实施方式采用的技术方案是它包含地面站工控机1、地面站显示面板2、工控机数据转换3、数据融合处理器a4、第一数据链路电台5、第二数据链路电台6、900m切换电子开关7、中央控制器8、告警反馈9、快速开伞启动无线信标10、备份遥控发射11、手动遥控数据12、控制设备信号编码13、视频监测面板14、图像接收电台15、24v车载电源16、中央协调控制器17、旋翼电机信号发生器19、摄像机控制与图像融合处理模块20、云台控制器21、数据融合处理器b22、失效检测/故障处理中心23、i/o信号隔离器24、飞行控制处主机25、飞行控制处理备机26、gps/传感器/空速失效协调切换模块27、ms801协处理器28、云台29、纳米锂聚合物动力电池30，地面站工控机1为pc-ctrl800地面站工控机，地面站显示面板2为dispaly-pc地面站显示面板,数据融合处理器a4为dck-11tx数据融合处理器，第一数据链路电台5为p845-tx(a)数据链路电台a,第二数据链路电台6为p845-tx(b)数据链路电台b，中央控制器8为cen-ms801中央控制器，备份遥控发射11为p315t315m备份遥控发射，视频监测面板14为display-s视频监测面板，图像接收电台15为s-rx90510m图像接收电台，中央协调控制器17为cen-ms800中央协调控制器，摄像机控制与图像融合处理模块20为s-ctrl03摄像机控制与图像融合处理模块，云台控制器21为pf332云台控制器，数据融合处理器b22为dck-11rx数据融合处理器，失效检测/故障处理中心23为ms811失效检测/故障处理中心，i/o信号隔离器24为cl-ms707i/o信号隔离器，飞行控制处主机25为cl-ms711飞行控制处主机，飞行控制处理备机26为ms-712飞行控制处理备机，gps/传感器/空速失效协调切换模块27为rck-221agps/传感器/空速失效协调切换模块。

所述的地面站显示面板2由vdispc(显示面板供电接口)的供电。

所述的数据融合处理器a4使用vdcktx(数据融合处理器dck11tx供电接口)的供电。

所述的第一数据链路电台5、第二数据链路电台6通过vp845tx(链路电台a,b的供电接口)供电。

所述的900m切换电子开关7向912m高增益玻璃钢天线发送信号。

所述的中央控制器8由vms801(中央处理器供电接口)的供电。

所述的备份遥控发射11由v315r(315m模块供电接口)的供电。

所述的视频监测面板14使用vdiss(视频检测面板供电接口)的供电。

以上所述，仅用以说明本发明的技术方案而非限制，本领域普通技术人员对本发明的技术方案所做的其它修改或者等同替换，只要不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。