一种小型无人直升机智能平衡控制装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种小型无人直升机平衡智能调节装置，该装置由上表面存在部分缺口的中空长方形平衡调节架构成，平衡滑杆位于平衡调节架底部，平衡块为中空的长方体结构，平衡滑杆穿过平衡块与舵机相连；在平衡滑杆中部分别设有防空滑限位凸起，舵机输出主轴卡在平衡滑杆与防空滑限位凸起之间，用以防止舵机在平衡滑杆上空滑；在平衡滑杆的末端均设置有防碰撞限位突起，平衡块5的运动方式为自动控制，即利用卡尔曼滤波算法，飞行控制器通过对陀螺仪数据的读取，得到直升机的姿态信息。本发明专利技术为长时间在空中执行任务的小型无人直升机提供了很好的平衡调节策略，增强了操控性和安全性，同时由于平衡块对直升机姿态的校准，使直升机的相对续航增加。的相对续航增加。的相对续航增加。

【技术实现步骤摘要】
一种小型无人直升机智能平衡控制装置

：
[0001]本专利属于无人机平衡控制
，具体涉及小型无人直升机智能平衡控制装置。

技术介绍

[0002]无人直升机在很多领域执行任务有着不可替代的作用，其无需起降场地，适用于任意作战地形，可垂直起降，可高速水平续航。通常，无人直升机在执行(如空投或者打击目标)完成一个任务后，飞机重心会因此改变，如果无人直升机在空中滞留较长时间去执行下一个任务时，则无人直升机的平衡不仅影响对飞行姿态的控制，而且对续航有一定影响。
[0003]目前为无人直升机的配重方式一般采用手动加装平衡块的方式，即将滑块固定到飞机前端的某个位置，该方法不仅每次需要改变平衡块位置，而且还要改变平衡块大小，这样明显降低了飞行效率，给平衡调节带来不便；另一种方法是通过调节螺旋桨转速等参数也可以让飞机达到平衡，但这样明显增加了对无人机的控制，而且在长时间空中执行任务的无人机，会大大影响其续航；关于无人机平衡调节的研究(CN 205087137)，这种平衡调节装置虽然不需要频繁改变配种大小，但该系统并未达到根据飞机自身状态进行调整，这样在空中执行任务后的无人机将再次失衡且无法及时根据自身状态进行调整，并且该平衡调节装置未接入飞行控制器系统，无法保证飞行的可靠性。

技术实现思路
：
[0004]本专利技术的目的是提供一种小型无人直升机智能平衡控制装置，解决小型无人直升机在起飞或者执行任务过程中的平衡问题。本专利通过技术手段理论加实际解决了无人机的平衡问题，同时增加了无人机的相对续航，并通过实测数据证明了飞机平衡稳定性和相对续航增加。
[0005]为达到上述目的，解决上述技术问题，本专利技术提供一种小型无人直升机平衡智能调节的装置，具体技术方案如下：
[0006]该装置由上表面存在部分缺口的中空长方形平衡调节架构成，包括舵机1、防空滑限位凸起2、防碰撞限位凸起3、平衡滑杆4、平衡块5、前固定螺纹孔6、后固定螺纹孔7，舵机输出主轴8、飞行控制器；
[0007]平衡滑杆4有两根，位于平衡调节架的底部，平衡块5为中空的长方体结构，平衡滑杆4穿过平衡块5与舵机相连；在平衡滑杆4中部分别设有防空滑限位凸起2，舵机输出主轴8卡在平衡滑杆4与防空滑限位凸起2之间，用以防止舵机1在平衡滑杆4上空滑；舵机1与平衡块5通过胶水固定在一起；在平衡滑杆4的末端均设置有限位突起3，防碰撞限位凸起3是防止或者舵机1与平衡滑杆4之间的碰撞，也是平衡块5在平衡滑杆4两端运动的最远距离；
[0008]平衡滑杆4上表面做三角螺纹打齿处理，并在舵机输出主轴8上加装了齿轮，与平衡块5相连的舵机输入信号线与飞行控制器连接，飞行控制器通过实时读取陀螺仪的数据来判断飞机的飞行状态，从而实时控制平衡块5移动，直到飞机达到平衡；
[0009]平衡调节架上部配置有若干前固定螺纹孔6和后前固定螺纹孔7，用于固定平衡调节架在无人直升机机体的方杆上使其与直升机成为一体。
[0010]平衡块5的运动方式为自动控制，即利用卡尔曼滤波算法，飞行控制器通过对陀螺仪数据的读取，得到直升机的姿态信息，飞行控制器通过计算移动距离并向连接平衡块的电机输出一路PWM信号，使其向前或向后运动到指定位置，直到陀螺仪的值小于或等于设定值，则停止对电机的PWM输出；具体过程如下
[0011]利用陀螺仪数据建立直升机的姿态线性模型：
[0012]b
k+1
＝b
k
+(u
k
‑
β
k
)dt
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0013]其中b为飞行姿态角，β是陀螺仪误差，e
k
是陀螺仪输出角速度数据，dt是采样时间间隔，假设陀螺仪误差为常量，即：
[0014]β
k+1
＝β
k
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0015]结合公式(1)(2)得到矩阵状态方程：
[0016][0017]取
[0018][0019]得到系统状态方程:
[0020]x
k+1
＝Ax
k
+Be
k
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0021]算法的具体过程：
[0022]读取当前陀螺仪数据e；
[0023]由陀螺仪数据跟新系统的状态预测x
est
＝Ax
sta
+Be
ꢀꢀ
(5)
[0024]读取由加速度传感器计算的转角数据y；
[0025]计算测量结果的更新
[0026]I
nn
＝y
‑
Cx
est
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0027]其中C＝(1 0)
[0028]计算协方差
[0029]s＝CPC'+S
z
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(7)
[0030]其中，S
z
为测量噪声协方差
[0031][0032]计算卡尔曼增益
[0033]K＝APC's
‑1ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(9)
[0034]更新系统状态估计
[0035]x
sta
＝x
est
+k
·
I
nn
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(10)
[0036]计算预测误差的协方差
[0037]P＝APA'
‑
K
·
CPA'+S
w
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(11)
[0038]其中，S
w
为进程噪声协方差矩阵。
[0039]S
w
＝F(x x
T
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(12)
[0040]即
[0041]S
w
＝F([α β]·
[α β])
[0042]采样间隔为dt，返回公式(1)。
[0043]进一步的，无人直升机的大小设置具体的前螺纹孔和后螺纹孔的数量，以便适应不同大小的无人直升机平衡架的固定；
[0044]进一步的，平衡调节架采用铝制材料制成。
[0045]本专利技术的有效收益为：
[0046]1、目前的调节平衡装置可查资料均为手动调节，这对于长时间在空中执行任务的无人机来说，无法及时的对无人机失衡的姿态进行调节，从而影响其姿态，影响其操控难度，同时减少无人机的续航能力。本专利技术设计的无人机智能调节装置，可以通过读取飞行控制器陀螺仪的参数，判断直升机当前飞行状态，判断其是否处于失衡状态，飞机通过对平衡块的调节达到自动调平的目的，有效避免了手动调节带来的影响和弊端。
[0047]2、本专利技术的平衡系统接入了飞行控制器系统，具有可靠性高、稳定性好、传输距离远等优点。
[0048]3、本专利技术解决了本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种小型无人直升机平衡智能调节的装置，其特征在于，该装置由上表面存在部分缺口的中空长方形平衡调节架构成，包括舵机(1)、防空滑限位凸起(2)、防碰撞限位凸起(3)、平衡滑杆(4)、平衡块(5)、前固定螺纹孔(6)、后固定螺纹孔(7)，舵机输出主轴(8)、飞行控制器；所述平衡滑杆(4)有两根，位于平衡调节架的底部，平衡块(5)为中空的长方体结构，平衡滑杆(4)穿过平衡块(5)与舵机相连；在平衡滑杆(4)中部分别设有防空滑限位凸起(2)，舵机输出主轴(8)卡在平衡滑杆(4)与防空滑限位凸起(2)之间，用以防止舵机(1)在平衡滑杆(4)上空滑；舵机(1)与平衡块(5)通过胶水固定在一起；在平衡滑杆(4)的末端分别设置有(4)个防碰撞限位突起(3)，防碰撞限位凸起(3)是防止或者舵机(1)与平衡滑杆(4)之间的碰撞，也是平衡块(5)在平衡滑杆(4)两端运动的最远距离；所述平衡滑杆(4)上表面做三角螺纹打齿处理，并在舵机输出主轴(8)上加装了齿轮，与平衡块(5)相连的舵机输入信号线与飞行控制器连接，当飞行控制器通过实时读取陀螺仪的数据来判断飞机的飞行状态，从而实时控制平衡块5移动，直到飞机达到平衡；所述平衡调节架上部配置有若干前固定螺纹孔(6)和后前固定螺纹孔(7)，用于固定平衡调节架在无人直升机机体的方杆上使其与直升机成为一体。所述平衡块(5)的运动方式为自动控制，即利用卡尔曼滤波算法，飞行控制器通过对陀螺仪数据的读取，得到无人直升机的姿态信息，飞行控制器通过计算移动距离并向连接平衡块的电机输出一路PWM信号，使其向前或向后运动到指定位置，直到陀螺仪的值小于或等于设定值，则停止对电机的PWM输出；具体过程如下利用陀螺仪数据建立直升机的姿态线性模型：b
k+1
＝b
k
+(u
k
‑
β
k
)dt
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)其中b为飞行姿态角，β是陀螺仪误差，e
k
是陀螺仪输出角速度数据，dt是采样时间间隔，假设陀螺仪误差为常量，即：β
k+1
＝β
k
...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟志鹏，邢利辉，王波，罗嘉伟，裴雅君，
申请(专利权)人：中国人民解放军军事科学院国防科技创新研究院，
类型：发明
国别省市：