專利名稱：無人機的自動駕駛儀的制作方法
技術領域：
本發明涉及無人機領域，特別地，涉及一種無人機的自動駕駛儀。
背景技術：
小型無人機以其體積小，在執行任務時隱蔽性好，機動靈活，便于部署，成本低廉， 便于攜帶等特點，在低空軍事偵察、火力支援、目標搜索、中繼通訊、航空攝影、氣象災害監測以及道路交通監控等各領域都有著廣泛的應用前景。隨著應用領域向無人機小型化上的拓展，對小型無人機精確制導和控制也提出了更高的要求，為小型無人機設計一種體積小、 低成本、低功耗、高精度、高集成度和高可靠性的自動駕駛儀是小型無人機發展的關鍵技術之就目前國內的研究現狀來看，大多數自動駕駛儀采用的是機械陀螺加GPS接收機組成的INS/GPS飛行控制與導航系統，此類系統功耗大、體積和重量大，均不適合小型無人機使用。
發明內容
本發明目的在于提供一種無人機的自動駕駛儀，以解決現有的駕駛儀系統功耗大、體積和重量過大的技術問題。為實現上述目的，本發明提供了一種無人機的自動駕駛儀，包括駕駛儀殼體、設置在駕駛儀殼體內飛機控制器和傳感器系統，在駕駛儀殼體上設置有電源接口，傳感器系統與飛機控制器電連接；飛機控制器內設置有雙DSP控制芯片和數據接口，雙DSP控制芯片內集成有飛機控制軟件；傳感器系統包括三軸慣性傳感器、GPS接收機、電子羅盤、大氣動壓傳感器、大氣靜壓傳感器。進一步地，數據接口包括電動機接口、左尾舵機接口、右尾舵機接口、左副翼舵機接口、右副翼舵機接口、回收傘舵機接口和相應接口電路；數據接口采用PWM方式控制電動機和相對應的舵機。進一步地，大氣動壓傳感器上設置有兩個動壓通氣孔，兩個動壓通氣孔通過管道延伸到駕駛儀殼體外；大氣靜壓傳感器上設置有一個靜壓通氣孔，靜壓通氣孔通過管道延伸到駕駛儀殼體外；飛機控制器通過模擬量方式控制大氣動壓傳感器和大氣靜壓傳感器。進一步地，大氣動壓傳感器為雙向壓差傳感器，大氣動壓傳感器中設置有檢測膜片，兩個動壓通氣孔將壓力施加在檢測膜片的兩邊，通過檢測膜片的變形確定小型無人機的空速。進一步地，自動駕駛儀還包括姿態傳感器、航向傳感器和高度傳感器，姿態傳感器的輸出精度小于2.5°，航向傳感器的輸出精度小于1.5°，高度傳感器的輸出精度小于 40m ο進一步地，駕駛儀殼體內還設置有轉接盒，轉接盒電連接在飛機控制器和傳感器系統上，電源接口與轉接盒電連接。
進一步地，轉接盒上電連接有一個轉接板，電源接口通過轉接板電連接在轉接盒上。本發明具有以下有益效果本發明的自動駕駛儀將飛機控制器和多個傳感器集成在駕駛儀的殼體內，使得駕駛儀的體積大大減小，功耗降低；另一方面，該飛機控制器采用雙DSP控制芯片，使得駕駛儀的控制精度和可靠性大大提高。除了上面所描述的目的、特征和優點之外，本發明還有其它的目的、特征和優點。 下面將參照圖，對本發明作進一步詳細的說明。
構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中圖1是本發明優選實施例的自動駕駛儀外觀結構示意圖；以及圖2是本發明優選實施例的自動駕駛儀內部系統組成示意圖。
具體實施例方式以下結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明，但是本發明可以由權利要求限定和覆蓋的多種不同方式實施。參見圖1和圖2，一種無人機的自動駕駛儀，包括駕駛儀殼體1、設置在駕駛儀殼體 1內的飛機控制器2、傳感器系統3和轉接盒6。在駕駛儀殼體1上設置有電纜通孔7和電源接口 5。飛機控制器2和傳感器系統3的輸入和輸出數據信號均通過數據接口 4與自動駕駛儀上的電纜通孔7連接，電源接口 5為自動駕駛儀與電源的連接通道，通過電源接口 5 給飛機控制器2、傳感器系統3以及自動駕駛儀外部的飛機舵機供電。飛機控制器2內設置有雙DSP控制芯片和相應接口電路，雙DSP控制芯片內集成有飛機控制軟件。飛機控制軟件包括姿態控制程序、通訊程序、故障診斷程序和航跡控制程序。工作過程中，飛機控制器2根據控制律反饋、飛行監控等要求，測量出飛機姿態、三軸角速率、飛行航向、飛行高度、飛行速度、飛機位置、電動機轉速、電流和輸出功率等信號，并給無人機的各執行機構發出執行指令。傳感器系統3包括三軸慣性傳感器31、GPS接收機32、電子羅盤33、大氣動壓傳感器34、大氣靜壓傳感器35和相應接口電路。優選地，三軸慣性傳感器31采用SPI方式與飛機控制器2電連接，GPS接收機32采用232線方式與飛機控制器2電連接，電子羅盤33 采用串口方式與飛機控制器2電連接，大氣動壓傳感器34和大氣靜壓傳感器35采用模擬量方式與飛機控制器2電連接。優選地，三軸慣性傳感器31采用三軸角速率陀螺，經解算完成姿態角輸出。三軸慣性傳感器31的工作原理是在上電初始階段，飛機處于水平狀態， 確定出基準航向，在此基礎上自動駕駛儀采樣三軸角速率陀螺和線加速度計的輸出信號， 經過溫度補償、零位補償、誤差濾波處理得到接近真實的角速率數據，根據角速度與三軸角度之間的投影、積分關系連續解算出飛機的實時姿態角，并反饋給飛機控制器2，再通過飛機控制器2來控制或調整飛機的實時姿態角。優選地，GPS接收機32為20通道GPS接收機，GPS接收機32提供無人機的位置信息，其定位精度小于等于10m，數據更新率大于1次 /秒，熱啟動時間ls，冷啟動時間42s。GPS接收機32與數據輸入設備、任務管理設備以及機載控制設備無線通訊等點連接。GPS接收機32接收到操控指令后，立即反饋給飛機控制器2，通過飛機控制器2來及時地調整飛機的位置航線。電子羅盤33以數字方式輸出航向信號，其通過磁傳感器感應地球磁場的磁分量，從而得出方位角度，并反饋給飛機控制器2， 再通過飛機控制器2來控制或調整飛機的方位角度。此外，方位角度可以與姿態傳感器測量的姿態角形成姿態冗余，提高系統可靠性，在飛機上電時作為解算姿態的初始基準和飛行中姿態校準的依據。優選地，大氣動壓傳感器34上設置有兩個動壓通氣孔341、342，兩個動壓通氣孔 341、342通過管道延伸到駕駛儀殼體1外。大氣動壓傳感器34為雙向壓差傳感器，大氣動壓傳感器34中設置有檢測膜片，兩個動壓通氣孔341、342將壓力施加在檢測膜片的兩邊，通過檢測膜片的變形確定無人機的空速。大氣靜壓傳感器35上設置有一個靜壓通氣孔351， 靜壓通氣孔351通過管道延伸到駕駛儀殼體1外。優選地，大氣動壓傳感器34采用MEMS 技術，其工作原理是通過駕駛儀殼體1外部的兩個動壓通氣孔341、342將壓力施加在檢測膜片的兩邊，通過檢測膜片的變形和專用ASIC感應電路的測量形成相對壓力差值的模擬量電壓輸出信號。大氣動壓傳感器34上端的通氣孔341作為負壓測量孔，通過橡膠皮管與安裝在機翼外部的空速銅管相連，接通飛機外部的氣流，用于測量當前飛機外部的氣壓；大氣動壓傳感器34下端的通氣孔342作為基準正壓測量孔，裸露在機身中，用以測量飛機當前的氣壓基準值；得到機身外部與內部的壓力差后，通過換算就可以得到出飛機當前飛行的空速信息。大氣靜壓傳感器35直接測量大氣絕對壓力，對應當前飛機飛行的高度，其內部有一個真空基準，測量后輸出的電壓與絕對壓力基準電壓值成正比，用以換算出系統當前相對海平面的高度。大氣靜壓傳感器35內部采用5V電源供電，雙列直插式封裝，內置的專用集成電路(ASIC)，可進行誤差校準和溫度補償，提供有關傳感器偏置量、靈敏度、溫度系數和非線性的數字校正。飛機控制器2上設有數據接口 4，數據接口 4包括電動機接口 41、左尾舵機接口 42、右尾舵機接口 43、左副翼舵機接口 44、右副翼舵機接口 45、回收傘舵機接口 46。外部設備的電纜線通過駕駛儀殼體1上的電纜通孔7后與數據接口 4對應連接。優選地，數據接口 4采用PWM方式控制電動機和相對應的舵機。轉接盒6電連接在飛機控制器2和傳感器系統3上。轉接盒6上設有一個轉接板 (附圖中未示出)，電源接口 5通過該轉接板與轉接盒6電連接。電源接口 5連接在供電裝置上，以便于對飛機控制器2和傳感器系統3供電。優選地，自動駕駛儀還包括姿態傳感器、航向傳感器和高度傳感器，姿態傳感器的輸出精度小于2.5°，航向傳感器的輸出精度小于1.5°，高度傳感器的輸出精度小于40m。以上所述僅為本發明的優選實施例而已，并不用于限制本發明，對于本領域的技術人員來說，本發明可以有各種更改和變化。凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
權利要求
1.一種無人機的自動駕駛儀，包括駕駛儀殼體(1)、設置在所述駕駛儀殼體(1)內飛機控制器( 和傳感器系統(3)，在所述駕駛儀殼體(1)上設置有電源接口(5)，其特征在于，所述傳感器系統C3)與所述飛機控制器O)電連接；所述飛機控制器( 內設置有雙DSP控制芯片和數據接口 G)，所述傳感器系統(3)包括三軸慣性傳感器(31)、GPS接收機(32)、電子羅盤(33)、大氣動壓傳感器(34)、大氣靜壓傳感器(35)。
2.根據權利要求1所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述數據接口(4)包括電動機接口(41)、左尾舵機接口(42)、右尾舵機接口(43)、左副翼舵機接口(44)、右副翼舵機接口(45)、回收傘舵機接口 06)和相應接口電路；所述數據接口(4)采用PWM方式控制電動機和相對應的舵機。
3.根據權利要求2所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述大氣動壓傳感器(34)上設置有兩個動壓通氣孔，所述兩個動壓通氣孔通過管道延伸到所述駕駛儀殼體(1)外；所述大氣靜壓傳感器(3 上設置有一個靜壓通氣孔，所述靜壓通氣孔通過管道延伸到所述駕駛儀殼體(1)外；所述飛機控制器( 通過模擬量方式控制所述大氣動壓傳感器(34)和所述大氣靜壓傳感器(35)。
4.根據權利要求3所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述大氣動壓傳感器(34)為雙向壓差傳感器，所述大氣動壓傳感器(34)中設置有檢測膜片，所述兩個動壓通氣孔將壓力施加在所述檢測膜片的兩邊，通過所述檢測膜片的變形確定所述小型無人機的空速。
5.根據權利要求4所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述自動駕駛儀還包括姿態傳感器、航向傳感器和高度傳感器，所述姿態傳感器的輸出精度小于2. 5°，所述航向傳感器的輸出精度小于1.5°，所述高度傳感器的輸出精度小于 40m。
6.根據權利要求1所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述駕駛儀殼體(1)內還設置有轉接盒(6)，所述轉接盒(6)電連接在所述飛機控制器 (2)和所述傳感器系統C3)上，所述電源接口( 與所述轉接盒(6)電連接。
7.根據權利要求6所述的自動駕駛儀，其特征在于，所述轉接盒(6)上電連接有一個轉接板，所述電源接口( 通過所述轉接板電連接在所述轉接盒(6)上。
全文摘要
本發明提供了一種無人機的自動駕駛儀，包括駕駛儀殼體(1)、設置在駕駛儀殼體(1)內飛機控制器(2)和傳感器系統(3)，在駕駛儀殼體(1)上設置有電源接口(5)，傳感器系統(3)與飛機控制器(2)電連接；飛機控制器(2)內設置有雙DSP控制芯片和數據接口(4)；傳感器系統(3)包括三軸慣性傳感器(31)、GPS接收機(32)、電子羅盤(33)、大氣動壓傳感器(34)、大氣靜壓傳感器(35)。本發明的自動駕駛儀將飛機控制器和多個傳感器集成在駕駛儀的殼體內，使得駕駛儀的體積大大減小，功耗降低；另一方面，該飛機控制器采用雙DSP控制芯片，使得駕駛儀的控制精度和可靠性大大提高。
文檔編號B64C13/18GK102431643SQ201110391049
公開日2012年5月2日 申請日期2011年11月30日 優先權日2011年11月30日
發明者吳佳楠, 谷新宇 申請人:中國南方航空工業(集團)有限公司