[發(fā)明專利]低空飛艇飛行控制系統(tǒng)及其飛行控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201010535136.4
• 申請日: 2010-11-09
• 公開（公告）號: CN102033546A
• 公開（公告）日: 2011-04-27
• 發(fā)明（設計）人: 劉世前;張建鵬
• 申請（專利權）人: 上海交通大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 上海交達專利事務所 31201
• 代理人: 王錫麟;王桂忠

1.一種低空飛艇飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，包括：前端數(shù)據(jù)采集與處理子系統(tǒng)、導航與飛行控制及狀態(tài)監(jiān)控子系統(tǒng)、后端驅動執(zhí)行模塊子系統(tǒng)和飛行應用子系統(tǒng)，其中：前端數(shù)據(jù)采集與處理子系統(tǒng)與傳感設備相連接并傳輸采集的飛行環(huán)境與飛艇狀態(tài)信息，導航與飛行控制及狀態(tài)監(jiān)控子系統(tǒng)與飛艇導航傳感器及后端驅動執(zhí)行模塊子系統(tǒng)相連接并傳輸導航與飛行控制信息，后端驅動執(zhí)行模塊子系統(tǒng)與飛艇執(zhí)行控制器相連接并傳輸尾翼舵機脈寬調制信號、推進轉速控制電壓以及閥門鼓風機開關信息，飛行應用子系統(tǒng)與地面站相連接并通過數(shù)傳電臺，即實現(xiàn)飛艇飛行控制系統(tǒng)到地面指揮控制的無線數(shù)據(jù)鏈接的通訊傳輸模塊傳輸飛行控制指令與遙測參數(shù)信息。

2.根據(jù)權利要求1所述的低空飛艇飛行控制系統(tǒng)，其特征是，所述的前端數(shù)據(jù)采集與處理子系統(tǒng)包括：信號調理模塊、A/D模塊、數(shù)字DIO模塊和串口通訊模塊，其中：信號調理模塊與飛艇傳感器相連接并傳輸傳感器輸入電壓與電流信息，A/D模塊與信號調理模塊相連接并傳輸信號采樣信息，數(shù)字DIO模塊設置于飛艇的開關設備并傳輸數(shù)字開關量及應急切換信息，串口通訊模塊與飛艇導航傳感器及飛艇動力系統(tǒng)相連接并傳輸導航及遙控、遙測信息。

3.根據(jù)權利要求1所述的低空飛艇飛行控制系統(tǒng)，其特征是，所述的導航與飛行控制及狀態(tài)監(jiān)控子系統(tǒng)包括：含有CPU模塊、存貯器及接口總線的控制主板、串口擴展模塊、導航與飛行控制模塊、應急控制模塊和電源模塊，其中：CPU模塊通過控制主板提供的存貯器以及總線接口傳輸導航與飛行控制解算數(shù)據(jù)與結果信息至后端驅動執(zhí)行模塊子系統(tǒng)，串口擴展模塊與飛艇導航傳感器及飛艇動力系統(tǒng)相連接并傳輸導航、飛行控制、能源監(jiān)視信息給飛艇執(zhí)行控制器，導航與飛行控制模塊與飛艇導航傳感器及后端驅動模塊等相連接并通過串口擴展板及D/A、DIO口及控制主板，傳輸導航、飛行控制預處理及解算信息，送給含有尾翼舵機以及推進的執(zhí)行機構和含有無線數(shù)據(jù)傳輸獨立模塊且通過串口擴展模塊與控制主板總線連接的數(shù)傳電臺，應急控制模塊和電源模塊與含有頂閥、尾推進和尾翼的應急控制機構、控制驅動模塊相連接并傳輸應急模式下控制信息。

4.根據(jù)權利要求1或3所述的低空飛艇飛行控制系統(tǒng)，其特征是，所述的后端驅動執(zhí)行模塊子系統(tǒng)包括：D/A模塊、數(shù)字DIO模塊、舵機驅動模塊和電源模塊，其中：D/A模塊與尾推進、側推進控制器相連接并傳輸電機轉速控制信號信息，數(shù)字DIO模塊與繼電控制器相連接并傳輸閥門、鼓風機開關信息，舵機驅動模塊與步進電機相連接并傳輸矢量推進、尾翼舵機PWM信號信息，電源模塊分別與CPU模塊、前端數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)、應急控制模塊、后端驅動模塊及串口擴展模塊相連接并提供二次轉換電源。

5.一種根據(jù)權利要求1所述的系統(tǒng)的控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

第一步、執(zhí)行包括硬件初始化和數(shù)據(jù)初始化的系統(tǒng)初始化：通過調用Sys_init()函數(shù)完成時鐘、定時器及串口等片內外設硬件的初始化；通過賦初值完成定標、參數(shù)設置的初始化任務；并根據(jù)初始化后的反饋信息，判定控制系統(tǒng)是否正常；

第二步、按任務花費時間和系統(tǒng)飛行控制實時要求劃分時間片：并按時間片進行任務調度管理，即設定每個飛行控制任務的允許時間片；

第三步、傳感器數(shù)據(jù)采集與處理：按輪詢和20ms定時中斷方式分別接收并緩存以下信息：GPS采集數(shù)據(jù)、IMU導航數(shù)據(jù)、氣壓高度計以及風速風向儀串口數(shù)據(jù)、溫濕度傳感器和氣壓傳感器數(shù)據(jù)以及遙控數(shù)據(jù)；

第四步、在兩個時間片內進行信息處理中斷處理：GPS采集數(shù)據(jù)、IMU導航數(shù)據(jù)的Kalman濾波處理并對氣壓高度計、風速風向儀的數(shù)據(jù)濾波處理；再將處理后的數(shù)據(jù)分別輸出至導航與飛行控制及狀態(tài)監(jiān)控子系統(tǒng)和通訊傳輸模塊；

第五步、導航與飛行控制及狀態(tài)監(jiān)控子系統(tǒng)經過飛行控制解算得到導航與飛行控制信息并輸出至后端驅動執(zhí)行模塊子系統(tǒng)；

第六步、在四個時間片內，后端驅動執(zhí)行模塊子系統(tǒng)輸出控制信號，通過舵機驅動模塊和伺服電機驅動模塊執(zhí)行尾翼和推進螺旋槳控制；同時后端驅動執(zhí)行模塊子系統(tǒng)飛艇囊壓情況進行飛艇閥門排氣和鼓風機進氣開關量控制；

第七步、在五個時間片內進行遙測數(shù)據(jù)下傳中斷：將狀態(tài)監(jiān)控指示數(shù)據(jù)以及能源監(jiān)控數(shù)據(jù)通過通訊傳輸模塊發(fā)送到地面站。

6.根據(jù)權利要求5所述的控制方法，其特征是，所述的飛行控制解算包括以下步驟：首先由地面站給出飛行控制指令，根據(jù)軌跡規(guī)劃要求，給出期望的飛行軌跡，送入導航與飛行控制及狀態(tài)監(jiān)控子系統(tǒng)，飛控計算機給出期望的縱向、橫側向速度、角速度并送給飛行控制律解算模塊并輸出相應控制量給推進和尾翼操縱機構，使飛艇產生動力學響應，最后根據(jù)GPS采集數(shù)據(jù)、IMU導航數(shù)據(jù)傳送的當前飛艇運動狀態(tài)數(shù)據(jù)，與期望的狀態(tài)進行比對求差，形成閉環(huán)反饋控制。