直升机平台和状态估计设计的小型无人机系统

文摘

介绍了开发一个小型无人机(UAV)直升机系统基于猛禽90爱好直升机。首先,仔细机载航空电子系统和地面站的设计。机载航电系统主要由传感器、飞行控制董事会,射频调制解调器和供电系统。地面站由一台电脑和一个射频调制解调器。地面站的主要功能是监控机载航空电子设备的状态。为了避免噪声的影响,一些有效的传感器数据处理和组合导航算法设计和实现机载航空电子设备。结果,构造系统展品低重量,体积小,防振,低功耗;系统识别和自动控制的必不可少的信息可以很容易地获得。进行了地面和飞行测试来验证整个系统的可行性和可靠性。结果表明,它是满足系统识别和自动控制。

1。介绍

已经有相当大的兴趣研究无人机(UAV)最近在学术和工业领域。研究者探讨了相当大的潜在的各种军用和民用无人机的应用(1- - - - - -4),如边境巡逻、侦察、智能交通监控、搜索和救援,火灾探测,只有少数的应用程序域。在众多类型的无人机,小型直升机吸引了大量关注和努力的研究由于其独特的特点。例如,它可以垂直起飞和降落并执行航班从徘徊到巡航与敏捷性和可操作性。作为一个驱动,动态地快,和不稳定的系统,它被认为是理想的非线性控制律的研究平台。与此同时,这也是一个优秀的测试床路径规划算法(5]。实际上,作为一个复杂的机电系统,直升机本身也是一个具有挑战性的研究,研究的对象可以进行,比如建模和系统识别、自主起飞和着陆控制。此外,配备不同载荷传感器,它可以完成不同的任务。然而,开发一个直升机平台能够进行这些研究是研究的第一步。

设计和实现一个小型无人机直升机系统是一个具有挑战性的工作。困难可能来自各个方面如选择平台组件,航空电子设备和软件的设计,隔振,传感器数据处理,设计和集成算法。随着电子技术的发展,机载航空电子设备尺寸和重量减少。所以,可以开发的小型无人机直升机机载航空电子设备属性的低成本,体积小,重量轻,和高的性能。许多研究机构付出太多的努力。例如,M.I.T (6,7),卡内基梅隆大学(8- - - - - -10),乔治亚技术学院(11- - - - - -13)等已经开发出自己的自主直升机在过去的十年。最近,新加坡国立大学的无人机团队已经进行了许多研究设计硬件(14,15)和软件(16,17无人机的直升机。此外,其他一些机构也建立自己的无人机直升机平台(18- - - - - -21]。一般来说,大多数无人机直升机构造基于商业爱好直升机模型由于其低成本。

我们小组的目标是开发一种低成本的小型无人机直升飞机可以起飞,自动巡航,降落。与此同时,它也可以被视为一个测试平台,控制设计。这一目标的地方很多要求的设计工作。航空电子设备应该能够收集控制输入和所有国家的直升机,为识别的数学模型。它还应该有强大的信息处理能力执行精确的状态估计和高带宽反馈控制。另一个要求是安全。小型无人机直升机,也称为空中机器人,是完全不同于那些机器人在地面上,慢,与前者相比更简单、更安全。它需要高可靠性的航空电子设备和软件。一旦在空中失控,它是危险的研究人员和仪器。然后手动控制通道应该保留,以便控制权力之间可以交换人类飞行员和机载航空电子设备。 Vibration isolation is also very important. The main rotor and engine, which are the main vibration sources in helicopter system, introduce heavily noise into the onboard sensors. More seriously, such strong vibration may destroy the onboard avionics system. Then, vibration isolator is necessary to weaken such effect.

除了上述之外,数据处理算法是不可或缺的状态估计和数据融合,是非常重要的,但可用的文献中很少提及。因为一些州如速度和位置直接测量不能满足需求和一些信号被噪声污染。如何获得准确的导航信号对无人机直升机是一项具有挑战性的问题。与fix-wing无人机无人机导航直升机不能做只使用一个单一的全球定位系统(GPS)接收机天线(22),因为无人机的动力学直升机要快得多。认为导航系统需要数据融合。这些算法必须设计基于机载处理器的处理能力。通常,机载系统的能力是有限的,载荷和功率消耗严重。然后,一些高效但简化算法。

本文的概述如下。节2,我们介绍无人机直升机的框架;组件的主要注意力集中在选择和硬件系统设计。节3,惯性传感器数据处理算法的设计。GPS / INS组合导航算法和高度估计算法设计的部分4。一些地面和飞行测试执行的部分5,系统的可行性和可靠性评估。最后,给出了结论和未来的工作部分6。

2。直升飞机平台的框架

无人机直升机平台最终构造如图1,它由以下四个部分:远程控制(RC)爱好直升机,一套机载航空电子系统,一个地面站,一个RC发射机。爱好直升机的基础物理平台升级系统的其余部分。的机载航空电子设备发挥重要作用负责从地面站接收命令和RC发射机,收集必要的数据,如态度、角速率,加速度,速度,供电系统的状态,驱动伺服驱动器来控制直升机,测井资料SD卡,地面站传送一些基本数据。地面站是用于监控无人机的状态通过与机载航空电子通信直升机。RC发射机作为手动控制系统,驾驶员可以随时切换到手动控制。一架小型直升机,一个重要的指标是应该最低成本。在本节中,无人机直升机平台的框架详细说明。图2显示了无人机直升机系统的概述。已经受到了人们足够的重视,选择硬件组件和设计机载航空电子设备和地面站。最小化总成本,只有一些被认为是低成本的组件。

2.1。RC爱好直升机

基本的旋翼飞机我们选择是一个高质量的RC光秃秃的直升机,90年猛禽,它是专为F-3D特技飞行,如图3。它与Bell-Hiller稳定时摇摇欲坠的转子增强酒吧。稳定酒吧作为阻尼器减少控制灵敏度,便于人工控制。一些关键物理参数表中列出1。五个数字伺服驱动器检测开直升飞机。所有我们选择伺服作动器是数字类型的快速反应。详细,三个BLS253无刷电机制造的双叶选择副翼,电梯,和集体螺距致动器倾斜旋转斜盘生成辊,球场的时刻,改变主旋翼推力的大小与油门伺服驱动器;叶S9254高速伺服致动器是用来改变尾桨的集体螺距角;选择DS1210数字伺服控制发动机油门。实际上,主旋翼的旋转以不变的速度控制,控制主旋翼的螺距角改变推力的大小。发动机是直升机系统的重要组成部分。为了得到大的负载,一个操作系统- 91 hz - r alcohol-powered引擎装备为主要的供电和尾桨。它可以输出约3.6 ps 15500 rpm。 Then, the gross take off weight can reach to 12 kg. With 480 cc fuel, each flight can last 12 minutes.

不容易控制一个爱好直升机,特别是对初学者。一个熟练的飞行员需要开展的研究工作。人需要多训练时间改善操作。使裸露嗜好直升机容易操作,低成本商业自动驾驶仪与适度的性能和增稳系统装备,开始时有助于避免事故。保留在我们的后续研究。然而,没有通信接口开发,我们不能得到任何信号。实际上,在我们的设计中,自动驾驶仪是用于发动机调速器,角矢量控制系统(角速度陀螺)偏航通道,和伺服驱动程序。

2.2。机载航空电子系统

的机载航电系统主要包括飞行控制,传感器、无线电频率(RF)调制解调器,和供电系统。基本的设计准则能够提供相对强劲的处理能力来实现复杂算法和丰富的外设与传感器连接,能够提供全方位的传感器数据体积小、重量轻。机载航空电子系统的工作原理如图4。

2.2.1。飞行控制委员会

的主要任务包括飞行控制董事会收集数据从传感器和命令RC接收器,进行传感器数据处理算法,实现飞行控制律和控制通过伺服驱动,伺服作动器测井资料到SD卡,通过射频调制解调器与地面站。

小型飞行控制董事会,已初步形成了满足所有的需求在我们的实验室,如图5。数字信号控制器(DSC)选择TMS320F28335为CPU的工作频率150 MHz和片上浮点单元过程快速的处理速度。它包含各种外围设备,包括3串行通信接口(SCI)模块,1串行外围接口(SPI)模块,2控制器区域网络(可以)总线模块,1 Interintegrated电路(我²6 C)总线模块,增强捕捉(ECap)模块,和6增强脉冲宽度调制(PWM)模块。然后用所选传感器很容易连接和其他外围设备。在黑板上,3 SCI模块用于与姿态航向参考系统(AHRS), GPS接收器,和射频调制解调器,分别;我的²C总线模块与高度计和电池监视器,用于连接和CAN总线模块预留给未来扩大有效载荷传感器。增强的模块是用来捕获的宽度从RC PWM信号接收器。它是重要的系统识别收集这些信号。增强的PWM模块用于伺服作动器的控制信号输出。数据记录是另一个任务的航空电子设备,这是很重要的对于系统识别和脱机分析。DSC的片上存储器是不够的,一个4 GB的SD卡安装在印刷电路板上连接的DSC SPI协议。

为了安全,控制权力应该能够自由飞行员和机载DSC之间切换。这意味着RC的信号接收器和DSC能够控制伺服驱动器。几个数据多路复用器是安装在董事会为此目的。在手动控制模式下,选择RC接收机输出来驱动相应的伺服驱动器。另一方面,当自动控制模式设置,控制信号从DSC代替RC接收器发送给伺服驱动,但RC飞行员可以切换到手动控制模式在任何情况下的紧急开关立即RC发射机。DSC可以样品RC接收机输出。数据多路复用器的默认设置是让RC接收机信号穿过,保证飞行员还可以控制直升机即使DSC系统电源关闭。

2.2.2。航电传感器

传感器的原则选择的传感器包应该能够提供必要的信号系统识别和飞行控制和测量范围应覆盖整个飞行包线。一般来说,三维加速度的测量范围和3 d角率应大于±2 g,±150°,分别为小型无人机直升机(14]。有几个重要的传感器装备直升机:明显,GPS接收器和晴雨表。明显提供了惯性测量,GPS接收器提供导航信息,气压计是用来测量高度。

一个紧凑的gyroenhanced明显,即MTi,如图6,被选中作为一个内核为我们的直升机提供惯性测量单元。它的目的是使用Microelectro机械系统(MEMS)技术。其内部低功率信号处理器提供drift-free三轴取向以及校准三轴加速度三轴角速率和三轴地磁字段数据。这表中列出的一些关键参数2。很明显,它满足测量要求的直升机。

速度和位置在导航框架对于飞行控制至关重要。的原因,可以通过集成加速度计算他们配合定位,但MEMS装置的准确性并不可靠的很长一段时间。MTi的为了弥补这种缺点,基于u-blox低成本GPS接收器模块是安装在天线盒安装在尾梁,如图7。一些关键的接收器的规格列在表中3。它可以输出位置(经度、纬度、高度)、速度(大小和方向)1赫兹更新率。

由于GPS信号的准确高度通道,高度信号从其他传感器作为自动起飞和降落的参考是非常重要的。气压计能够提供高度信号通过检测空气压力的变化。高分辨率的指标模块,即MS5801,采用测量空气压力。它是新一代的高分辨率传感器与海拔高度计解决10厘米。它可以提供校准数字气压和温度信息。然而,也有一些问题在单独使用气压高度测量,和高度的详细算法估计将部分所示4。

2.2.3。射频调制解调器

机载系统与地面站之间的无线通信实现了一双第吉尔XTend-PKG射频调制解调器。它被选中,因为紧凑的外观和性能高,也就是说,高吞吐量(115.2 kbps),有效范围宽(64公里在户外环境中),和不同的工作频率900 MHz RC发射机和接收机的工作频率为2.4 GHz。可以通过软件设置功率配置从1兆瓦到1 W。电源电压范围从7.0 V至28日。收音机将会产生电磁干扰,这可能会影响其他的航空电子设备,特别是飞行控制董事会和伺服驱动器。然后,需要对天线尽可能远,如图1。

2.2.4。电力系统

根据输入电压范围和每个设备的功耗无人机直升机,两个7.4 V锂聚合物电池组的容量(脂肪)5600 mAh选择供应整个车载系统。主要考虑电源设计的安全系统。即使只有一个电池组,选择两个电源转换模块维护整个系统,如图4。一个模块的输出电压5.0 V / 5是用来供应飞行控制董事会和传感器包。REC-B6T,另一个,即是装备输出5.8 V RC接收机和伺服驱动器和1.5 V发动机预热塞点火,这确保即使DSC的秩序的力量,手动控制通道仍然可以独立工作。考虑到开关稳压器的高开关频率可能会引起电磁干扰,我们选择的两个模块都是线性稳压器。RF调制解调器直接由电池组。除了两个电源转换模块的设计,一个ultracompact燃油量表系统,MAX17041,安装在飞行控制董事会监控脂肪电池组的状态,可以实时输出电压和电荷状态。很容易获得信息在地面站当直升机飞行。

2.3。地面站

地面站是专为human-UAV直升机交互。系统配置和任务命令生成在地面站和发送到无人机直升机,和飞行数据被传输到地面站。一对射频调制解调器部分中描述2.2。3用于连接无人机地面站直升机。一个正常的电脑提供了一个友好的和易于使用的图形用户界面的命令生成和数据视图,如图8。无人机的态度显示了直升机人工地平线和指南针。直升机的位置可以显示在GPS数据区域。GPS坐标和高斯坐标可以选择。可以选择右边的图形窗口显示加速度、角速率,欧拉角,直升机的运动轨迹曲线的风格。

除了上述数据视图功能,实现以下两个功能在地上站:读取记录的数据存储在SD卡和扮演的角色模拟终端。事实上,高频率的实时数据传输到地面站是不可能的,这是无线通信的带宽限制。然后,美国直升机的系统识别记录与一个100 Hz频率SD卡飞行。航班已经完成后,地面站用于读取记录数据并保存在. txt格式。当地面站扮演的角色模拟终端,它用于回放记录的数据或通过UDP连接与MATLAB验证控制律。

2.4。隔振

无人机直升机的振动主要是由于主旋翼、尾桨和引擎。主旋翼旋转控制在1650 rpm,相应地,这是27.5赫兹的频率。由于传动系统的传动比,尾部螺旋桨和发动机的振动频率是50赫兹和227.5赫兹,分别。这种有害的振动将引入噪声和错误和机载系统实施危险。那就有必要建立一个适当的类型的防振子系统保护车载系统。在这个研究中,四个钢光电隔离器选择安装设备箱衰减振动,如图9。所有航电组件除了射频调制解调器是安装在一个厘米不锈钢盒子,装上四个钢绳的着陆滑光电隔离器。由于11赫兹的固有频率和阻尼比为0.012,光电隔离器能够衰减高频振动输入的主框架到更低的水平。然而,这不足以处理振动和一些软件算法将在部分3。

3所示。MTi的数据处理

MTi配置为输出数据与100赫兹的频率,由加速度、角速率、磁场数据和取向。欧拉角的方向设置(横滚、俯仰和偏航)模式,这是计算MTi的专用传感器融合算法。算法的设计可以解释为一种传感器融合算法,在重力测量由加速度计(测量)和磁北(以磁力计)是用来弥补否则无限制的增加(漂移)的集成错误角率。然后,定位数据可以直接使用在我们的系统。

3.1。噪声分析

然而,加速度和角速率只是未经加工的物理校准数据。没有额外的过滤或其他时间处理这些信号。但这些项目是重要的系统识别和飞行控制;因此,一些额外的数据处理算法是必要的。

有两种类型的噪声对加速度和角速率,MEMS传感器噪声和振动的直升机。MEMS传感器噪声主要由不断漂移,时变漂移和观测噪声。直升机的振动已经被部分中描述2.4。为了分析这些噪音的效果,两组数据采样和FFT计算,如图10和11。的角速率设在身体框架如图10 ()记录时,直升飞机在地面上,发动机动力。很容易得出结论从相应的FFT结果如图10 (b)传感器的噪声分布在整个频率一致。信号沿着同一轴记录在实际飞行图所示11。FFT的振幅附近的27.5赫兹比别人的要大得多,如图11 (b),对应于主旋翼旋转的频率,1650 rpm。这意味着主要转子耦合的振动传感器数据。实际上,尾部螺旋桨和发动机的影响要小得多。

3.2。滤波器的设计

为了减弱噪声的影响,提高传感器的质量数据,提出了一种两级联滤波器。原理图所示12。第一阶段卡尔曼滤波器用于处理MEMS传感器噪声。一种切比雪夫低通滤波器设计为第二阶段,负责所提到的振动。传感器的误差模型对卡尔曼滤波器的设计至关重要。通常,测量MEMS陀螺仪和加速度计可以描述如下23]: 在那里,是测量、角速率或加速度;是实际的角速率,或加速;是不断的漂移;是时变漂移,它经常被建模为一阶马尔柯夫过程(所示(2));是时间常数;是传动噪声,它是一个平稳随机过程与零期望;和观测噪声。然后总误差动力学可以被描述为高阶状态空间模型如下: 实际上,很难模型角速率的导数或加速度。采用噪声技术,导数是由随机噪声相对大的方差(24]。

线性定常模型(3)适用于标准卡尔曼滤波器实现,六个独立的卡尔曼滤波器设计和实现每个州的DSC (3 d角速率和三维加速度),分别。

低通滤波器的截止频率是一个重要的参数滤波器设计的这个系统。截止频率过低可能会导致航空电子设备不能捕捉一些关键动态特性我们感兴趣,但是太高截止频率对振动隔离。最终,请参考[25),它被设置在10 Hz让rotor-fuselage动力学和动力学稳定剂通过但隔离振动。最后,一个five-order切比雪夫低通滤波器设计为每个通道,类似于第一阶段卡尔曼滤波器。过滤器的性能将评估部分5。

4所示。组合导航

众所周知,GPS定位是一种常见的选择。然而,本身并不能提供连续可靠的定位,因为它的更新率低和固有的依赖外部电磁信号。另一方面,惯性导航系统(INS)的误差增长因为错误积累每一步。因此,为了得到可信的速度和位置的无人机直升机,组合导航是必需的,这是可以利用个人优势和抵消每个子系统的弱点。

在本节中,组合导航算法,从MTi整合信息,GPS,高度计,用来估计速度和位置,。它主要包括两个子模块,主框架如图13。在第一子模块、GPS / INS组合导航算法的目的是估计速度和位置。然而,GPS / INS组合导航的高度不是由于GPS的准确高度可靠的通道。然后,考虑海拔在飞行控制的重要性,第二子模块旨在估计高度独立,使用GPS辅助高度和气压高度。

4.1。GPS / INS组合导航

处理加速度的两级过滤器和取向是用来计算惯性的位置和速度。事实上,无人机直升飞机总是在一个小范围、低速度谱。然后导航坐标系旋转运动的影响,地球半径的变化可以忽略。此外,MTi的准确性并不足以探测到地球自转速率。因此,地球自转速率相关条款在传统INS机械化可以被忽视。North-East-Down (NED)采用坐标系为导航框架,然后惯性速度更新方程简化为 在哪里是身体坐标系为导航坐标系的旋转矩阵,计算使用的态度角度直接而不是整合角速率;加速度计的输出;和重力加速度。地球的半径相比,无人机直升机的高度总是从小型和可以忽略。然后惯性位置更新方程简化为 在哪里和小型直升机的位置是在北部和东部,分别;和分别代表了纬度、海拔。

GPS / INS组合导航的数据融合过程是用卡尔曼滤波器来完成的。和导航状态的错误选择的过滤模型,确保过滤器模型是线性的非线性如果直接选择导航状态。配置是松散耦合的,容易实现的工程。在这个配置中,INS和GPS独立工作,结果从GPS作为反馈来提高INS的性能。过滤器模型建立了基于INS,获得GPS导航信号只作为观察。为了提高处理速度,建立了简化的数学模型,这将在稍后讨论。与此同时,我们选择的测量位置误差。由于GPS的速度输出远远晚于位置,很难对齐MTi和GPS的数据如果位置和速度误差都选为测量。

MTi的目的是作为一个明显,其主要功能是测量载体的方向。它假定输出态度足够准确和动态误差的不考虑。假设重力是一个常数。MEMS传感器的误差动力学中已考虑到部分3.2,不需要重复。最后,更新速度误差方程可以写成 在哪里是速度误差向量;是态度误差向量,作为测量噪声;和是加速度计的测量误差。的统计数据和可以找到结核杆菌感染的产品规格。

考虑到一架小型直升机的位置范围很小,它是合理的假设的纬度是一个常数。根据惯性位置更新方程,位置误差方程可以简化为更新 在哪里,,代表北位置误差,东位置误差,分别和高度误差。

最后,组合导航卡尔曼滤波器的误差模型可以得出结论如下: 在哪里代表的斜对称矩阵。

通过比较获得的测量方程的GPS位置INS的位置。因此卡尔曼滤波器的观察提供表示为: 因此,观察相关的错误状态向量可以写成: 在哪里代表单位矩阵和观测误差。

基于描述的非常简化模型(8)和(11),组合导航卡尔曼滤波器设计和实现在DSC估计导航误差,用于调整惯性导航状态(位置和速度)。GPS数据后的过滤器开始一直有效,这样的导航状态可以通过第一帧初始化容易GPS数据,并将评估部分的性能5。

4.2。高度估计

气压计是用来测量高度通过检测空气压力的变化。空气压力可以转化为高度的经验公式如下: 在哪里是空气温度在海平面上,高度,温度下降率相关是输入空气压力,海平面上的大气压力,空气是常数。然而,多种因素可能导致气压的变化,如温度和湿度。与此同时,,,也随时间变化的,这将影响气压高度计测量。因此,不能直接使用气压高度计测量。在实际测量中,发现一个固定位置的气压高度不同的时间是完全不同的。但在一次飞行,可以建模为一个常数偏差的区别,因为飞行时间短。另一个测量是GPS / INS组合导航的高度。然后,测量高度的模型可以表示如下: 在哪里是输出气压高度计和是组合导航的结果;是真正的高度;是恒定的气压高度计的偏见;和和是测量噪声。实际上,远远大于。

选择高度,速度,加速度高度通道和常数偏差作为状态变量,建立了高度动态: 在(14),类似于部分3.2,随机噪声相对大的方差是用来描述动态的加速度。

基于模型(13)和(14),设计了卡尔曼滤波器来估计高度,将评估部分的性能5。

5。测试和评估

在本节中,地面测试,并进行了若干次飞行测试来评估整个无人机直升机系统的性能和可靠性。地面测试主要是计划评估的一些基本物理性能和飞行测试针对整个系统的性能。结果表明,无人机直升机构造收益率性能优良。

5.1。地面测试

地面测试的主要目标是验证软件系统的稳定性评估电力系统的耐力和无线通信范围。在地面测试中,发动机在正常控制的RPM的飞行,将是1650年,但都没有安装主旋翼叶片为安全考虑。

为了评估电力系统的耐力,整个机载航空电子设备供电。DSC不断要求传感器的数据,并记录处理收集到的数据传输到地面站,类似于真实飞行的过程。XTend-PKG的功率是500千瓦,和地上站约400米的直升机。在测试前,7.4 V 5600 mAh脂肪电池已经完全被起诉。当测试持续约1小时,它仍然保留了百分之三十的容量和整个系统运行良好。机载系统与地面站之间的通信在整个生产过程中是稳定的。正如上面提到的,无人直升机的最大飞行时间大约是12分钟。因此,设计电力系统足够持久的机载系统。我们可以得出这样的结论:即使在振动条件下总系统可以工作得很好。

5.2。飞行测试

地面测试后,三个实际飞行测试在手动控制下进行验证的性能的航空电子设备和数据处理和组合导航算法。第一个测试是用来评估飞行的航空电子设备的可靠性和MTi数据处理算法的性能。几个动作包括盘旋,滚动,俯仰和偏航。无人机直升机首次命令保持在盘旋。其次,扫频信号注入到输入通道驱动滚动,俯仰和偏航运动。一个扫频信号应用于特定的输入通道。飞行员用剩下的三个通道直升机。第二步是用来产生强大的机动性评估在极端情况下机载系统的可行性。在整个生产过程中,所有的飞行数据前后处理和控制信号是登录到SD卡。因此,系统运行良好,适用于真正的飞行。 Figures14- - - - - -18显示测试的结果。测试持续140秒和选择从50到100秒的数据进行分析。图14说明了工作周期的控制输入。PWM信号在每个次要情节是用于驱动相应的伺服驱动器。角速率和加速度数据所示15和16。蓝线是用来表示原始数据直接从MTi和红色线是用来表示两级过滤的数据级联滤波器中引入部分3。为了评估滤波器的性能,FFT图表的原始和过滤后的角速率设在绘制在图17。很明显,振动和高频噪音过滤,只允许选定的频率范围的有用的信息。欧拉角如图18。曲线非常光滑,似乎角度不受任何噪音。

第二个测试主要是用来检查组合导航算法的可靠性。在该测试中,无人机直升机是手动控制的熟练飞行员跟踪指定的轨迹。这个测试时进行GPS卫星的数量已经超过8个,这样可以保证GPS的定位精度。GPS模块的原始数据和组合导航算法的输出都记录下来。如图19,无人机直升机被点a 35秒左右才起飞,起飞后,飞行员保持仔细在盘旋。大约10秒钟后,它是控制跟踪指定的轨迹。我们停下来记录数据和测试结束,当它到达b点。红线代表了原始位置数据从GPS模块和蓝线代表了组合导航的位置。GPS之间的错误位置和组合导航位置如图20.主要局限在±1 m和足够的飞行控制。高斯的速度沿着东部和北部坐标系如图所示21。

第三个测试的目的是评估高度估计的性能。在该测试中,无人机直升机主要是在高度机动控制通道。结果如图22。很明显,有一个偏见之间气压高度和GPS高度和相对应的相对高程变化主要是气压高度。实际上,气压测高计比GPS更准确。系统辨识与估计的结果是可以接受的,飞行控制。

6。结论

在这篇文章中,一架小型无人机直升机平台建造。机载系统的硬件和软件部分的设计,已成功实施。硬件部分包括裸露嗜好直升机,飞行控制董事会,航电传感器和射频调制解调器。选择所有组件或精心设计紧凑和低成本的属性。地面站设计监控无人机直升机的状态,包括电脑和射频调制解调器。然后,MTi数据处理算法和组合导航算法设计和实现估计美国的直升机。最后,几个地面和飞行测试是进行评估的可行性和可靠性。结果显示性能很好,我们可以收集足够的数据对未来的工作。

在未来,我们打算确定无人机的数学模型直升机的基础上,构建平台。此外,我们将专注于实现自主飞行控制律设计。此外,相机将检测和一些研究图像进行指导。

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