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1、(10)申请公布号 CN 103034229 A (43)申请公布日 2013.04.10 C N 1 0 3 0 3 4 2 2 9 A *CN103034229A* (21)申请号 201210487898.0 (22)申请日 2012.11.26 G05B 23/02(2006.01) (71)申请人中国商用飞机有限责任公司 地址 200120 上海市浦东新区张杨路25号 申请人中国商用飞机有限责任公司北京民 用飞机技术研究中心 (72)发明人白志强 钟伯文 张超 张登峰 张炯 (74)专利代理机构中国航空专利中心 11008 代理人杜永保 (54) 发明名称 一种用于飞行控制的集成式试。
2、验装置 (57) 摘要 本发明涉及一种飞行器的飞行控制试验装 置，包括母板和子板，飞控计算机母板包括算法运 算的中央处理器、飞行控制器参数配置存储器和 飞行数据存储器SD卡、用于外部PWM信号输入的 端口以及对舵机进行控制的PWM输出端口、可进 行AD转换及DA转换的端子，飞行控制器参数配置 存储器EEPROM和飞行数据存储器SD卡通过SPI、 I 2 C总线与中央处理器连接；子板包括集成式三轴 加速度计和三轴磁力计、三轴角速度陀螺仪、气压 高度计和空速计以及全球定位系统GPS模块；分 别通过UART接口与AD转换接口与母板相连。该 装置也为飞行器导航系统的算法研究提供了平台 基础，在气象观测。
3、、森林防火、交通监控等领域，同 样具有较大的实用价值。 (51)Int.Cl. 权利要求书1页 说明书4页 附图1页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 1 页 1/1页 2 1.一种用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：包括飞控计算机母板和多传感 器组合的子板，飞控计算机母板包括算法运算的中央处理器、飞行控制器参数配置存储器 EEPROM和飞行数据存储器SD卡、用于外部PWM（比例脉宽调制）信号输入的端口以及对舵 机进行控制的PWM信号输出端口、可进行AD转换及DA转换的端子，飞行控制器参数配置存 储器EEPROM和飞行数。
4、据存储器SD卡通过SPI、I 2 C总线与中央处理器连接；子板包括集成 式三轴加速度计和三轴磁力计、三轴角速度陀螺仪、气压高度计和空速计以及全球定位系 统GPS模块；集成式三轴加速度计和三轴磁力计、三轴角速度陀螺仪、气压高度计通过I 2 C 总线与母板相连，空速计以及全球定位系统GPS模块分别通过AD转换接口和UART接口与 母板相连。 2.根据权利要求1所述的用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：母板设置有 用于更新飞行控制算法程序的串口和电台或仿真计算机等外部设备通信的串口。 3.根据权利要求1所述的用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：母板设置有 可实现以太网通信的以太网接口。 。
5、4.根据权利要求1所述的用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：母板中的PWM 信号输入的端口和PWM信号输出端口与外界之间设置有光隔离芯片。 5.根据权利要求1所述的用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：角速率陀螺 采用低通硬件滤波器，加速度和磁力计芯片采用带截止频率的低通硬件滤波器。 6.根据权利要求1所述的用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：EEPROM分区 域存储，分别存储控制器的PID参数和现代控制理论的控制器A、B、C、D阵。 7.根据权利要求1所述的用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：SD卡中飞行 数据存储文件采用FAT16格式，文件命名采用GPS的标准时间制。。
6、 8.根据权利要求1所述的用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：传感器子板 有旋钮开关能够根据使用环境特点调整飞行控制器的使用范围。 9.根据权利要求1所述的用于飞行控制的集成式试验装置，其特征在于：AD和DA端 子，由跳线控制传感器单独供电或装置本身供电压。 权 利 要 求 书CN 103034229 A 1/4页 3 一种用于飞行控制的集成式试验装置 技术领域 0001 本发明涉及一种飞行器的飞行控制试验装置。 背景技术 0002 有人驾驶飞行器在研制过程中，考虑到研制风险、周期和成本的因素，往往先做一 个缩比模型进行原理验证，以验证前期的总体设计效果，也用于飞行控制系统的预先开发 和。
7、试验。缩比飞机与原型飞机的控制律具有相似性和可移植性，这对于加快原型飞机控制 系统的研发周期，减少原型机空中试验架次，减少试验风险，都具有重要的意义。 0003 原型飞机的飞行控制系统重量和体积都较大，直接向缩比飞机移植是不可行的， 缩比飞机的飞行控制要求具有重量轻、体积小、功耗低等特点。另外，因为该缩比飞机是飞 行试验的平台，所以其飞行控制系统要利于飞行程序更新，方便控制参数更改，便于飞行历 史数据读取。 0004 无人机的飞行控制系统目前也有采用小型化设计，采用小型化的计算机、小型化 的分立传感器，但一个单独的功能就需要一个独立的设备，不利于系统集成，存在着结构不 紧凑、体积大、功耗高、成。
8、本高、不利于功能与算法的综合等问题。 发明内容 0005 为了解决上述技术问题，本发明设计了一种用于飞行控制的集成式试验装置，实 现飞行控制律解算、控制命令输入采集、舵机控制、飞行参数记录、控制参数调试、导航信息 提供等功能，用于缩比飞机的飞行控制研究，为原型机的飞控系统研制提供验证参考。当 然，该装置也可直接用于无人驾驶飞机上，实现无人机的自动飞行控制。 0006 本发明采取的技术方案为：一种用于飞行控制的集成式试验装置，包括飞控计算 机母板和多传感器组合的子板，飞控计算机母板包括算法运算的中央处理器、飞行控制器 参数配置存储器EEPROM和飞行数据存储器SD卡、用于外部PWM（比例脉宽调制。
9、）信号输入 的端口以及对舵机进行控制的PWM信号输出端口、可进行AD转换及DA转换的端子，飞行 控制器参数配置存储器EEPROM和飞行数据存储器SD卡通过SPI、I 2 C总线与中央处理器连 接；子板包括集成式三轴加速度计和三轴磁力计、三轴角速度陀螺仪、气压高度计和空速计 以及全球定位系统GPS模块；集成式三轴加速度计和三轴磁力计、三轴角速度陀螺仪、气压 高度计通过I 2 C总线与母板相连，空速计以及全球定位系统GPS模块分别通过AD转换接口 和UART接口与母板相连。 0007 进一步地，上述母板设置有用于更新算法程序的串口和电台或仿真计算机等外部 设备通信的串口。 0008 进一步地，上述。
10、母板设置有可实现以太网通信的以太网接口。 0009 进一步地，上述母板中的PWM信号输入的端口和PWM信号输出端口与外界之间设 置有光隔离芯片。 0010 进一步地，上述角速率陀螺采用低通硬件滤波器，加速度和磁力计芯片采用带截 说 明 书CN 103034229 A 2/4页 4 止频率的低通硬件滤波器。 0011 进一步地，上述EEPROM分区域存储，分别存储控制器的PID参数和现代控制理论 的控制器A、B、C、D阵。 0012 进一步地，上述SD卡中飞行数据存储文件采用FAT16格式，文件命名采用GPS的 标准时间制。 0013 进一步地，上述传感器子板有旋钮开关能够根据使用环境特点调整飞。
11、行控制器的 使用范围。 0014 进一步地，上述AD和DA端子，由跳线控制传感器单独供电或装置本身供电压。 0015 本发明的有益技术效果是：本发明的方案以STM32F处理器为核心，该装置体积更 小，功能更集成：72M处理能力，满足导航和控制律运算要求；具有片内Flash，不用采用外 部存储器，就能满足飞控程序存储要求；接口更丰富，满足外设接入和地面仿真要求；11个 定时器，不用另外采用FPGA，就能实现8路遥控信号的采集和8路舵机的控制。 0016 传感器子板采用集成化设计，相比于传统方案，该方案功能更集成，体积更小巧， 重量更轻：加速度计和磁航向计集成在一个芯片中，陀螺仪、气压高度计等都是。
12、选用小体 积、低功耗的芯片。此外，对GPS、惯性器件及大气数据模块的输出进行数据融合，进一步提 高了导航精度。 0017 该装置以试验为目的将控制参数和飞行参数的存储进行了单独设计，更利于飞行 控制的试验验证：串口1用来更新飞行控制程序，串口2用来更新EEPROM里的飞行控制参 数，SD卡记录飞行数据便于事后分析，以太网接口用于地面仿真输出状态数据，分离的功能 使得飞行控制试验便利化；AD和DA端子便于传感器和控制设备的进一步扩展；传感器子板 上的旋钮开关能够根据使用环境特点调整量程，扩大了装置的使用范围。另外，母板和子板 分离结合的模式，便于不同硬件的更新换代，利于节约研发时间和成本。 00。
13、18 本发明对于飞行控制系统的研究具有重要意义。该装置可用于缩比飞机上进行控 制律等预先的开发与试验，对于减少原型机空中试验架次，减少试验风险，加快控制系统的 研发周期，都具有重要意义。另外，该装置也为飞行器导航系统的算法研究提供了平台基 础。该装置还可以应用到无人机上，不仅在科学研究领域，在气象观测、森林防火、交通监控 等领域，同样具有较大的实用价值。 附图说明 0019 图1本发明的集成式测试装置结构框图； 0020 图2本发明的内部组件总线接口关系框图。 具体实施方式 0021 下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述，请参阅说明书附图1、2。 0022 一种用于飞行控制的集成式试验装。
14、置，包括飞控计算机母板和多传感器组合的子 板，飞控计算机母板包括算法运算的中央处理器（ARM处理器）、飞行控制器参数配置存储器 EEPROM和飞行数据存储器SD卡、用于外部PWM（比例脉宽调制）信号输入的端口以及对舵 机进行控制的PWM信号输出端口、可进行AD转换及DA转换的端子，飞行控制器参数配置存 储器EEPROM和飞行数据存储器SD卡通过SPI、I 2 C总线与中央处理器连接；子板包括集成 说 明 书CN 103034229 A 3/4页 5 式三轴加速度计和三轴磁力计、三轴角速度陀螺仪、气压高度计和空速计以及全球定位系 统GPS模块；集成式三轴加速度计和三轴磁力计、三轴角速度陀螺仪、气。
15、压高度计通过I 2 C 总线与母板相连，空速计以及全球定位系统GPS模块分别通过AD转换接口和UART接口与 母板相连。考虑到该装置可能增加其它传感器或控制的不确定性，将处理器的AD和DA功 能外引，分别有2路AD和DA端子，由跳线控制传感器单独供电或装置本身供电，供电电压 3.3v或5v也由跳线控制，增加了装置扩展的灵活性。 0023 进一步地，上述母板设置有用于更新算法程序的串口1和电台或仿真计算机等外 部设备通信的串口2。串口1用于飞行控制程序的更新，减少了通常用硬件仿真器通过JTAG 口烧写程序的麻烦，方便了实验室调试和飞行现场测试。串口2主要用于电台通信，除了通 常的发送和接受飞机控。
16、制指令和飞机状态信息外，它还用于飞行试验中空中调试参数，地 面控制人员通过电台将控制参数发送给该装置，通过串口2将数据存储在专门用于存储飞 行控制参数配置信息的EEPROM中，避免了飞行软件程序的频繁更新，在飞行试验中不用频 繁起降就能在空中实现连续调参。 0024 进一步地，上述母板设置有可实现以太网通信的以太网接口。 0025 进一步地，上述母板中的PWM信号输入的端口和PWM信号输出端口与外界之间设 置有光隔离芯片。PWM信号捕获采集通道和舵机控制通道使用光隔离芯片TLP521-1，利用 光信号将装置与外界进行隔离开，去除共地干扰，提高了装置的抗电磁干扰和冲击能力。 0026 进一步地，。
17、为提高了原始数据精度，上述角速率陀螺采用低通硬件滤波器，加速度 和磁力计芯片采用带截止频率的低通硬件滤波器，这样在保证带宽的同时，提高了原始数 据的质量。 0027 进一步地，上述EEPROM分区域存储，分别存储控制器的PID参数和现代控制理论 的控制器A、B、C、D阵,便于调参。 0028 进一步地，上述SD卡中飞行数据存储文件采用FAT16格式，文件命名采用GPS的 标准时间制,。取GPS初始化时刻的时间，保证了装置在没有备用电池无系统时间的状况 下，记录的飞行数据依然便于分辨。 0029 在本发明一较佳实施方式中，以ST公司的STM32F处理器为中央处理器，板上有8 路端子可接入外部PW。
18、M信号进行捕获采集，另有8路端子可接入外部8个舵机进行控制；有 2路端子可接入外部信号进行AD转换，另有2路端子可接入外部信号进行DA转换。有2个 串口，分别用于更新算法程序和与电台或仿真计算机等外部设备通信。通过ENC28J60芯片 对现有处理器进行功能扩展，实现以太网口通信，用于在地面做硬件在环路的飞行仿真。板 上有1个EEPROM存储飞行控制器配置参数，；有1个SD卡用于记录飞行数据。另外，处理 器软件中除了硬件驱动之外，具有控制律解算和多传感器信息融合功能。如图1（a）所示， 其工作过程为：遥控接收机输出的PWM信号通过端子连接到光隔离芯片TLP521-1，隔离了 该装置和外界电信号的。
19、共地干扰，提高了系统的抗干扰能力。STM32F接受TLP521-1转换 后的信号，运用内部定时器对比例脉宽信息进行捕获，获得遥控控制量。此外，母板采集子 板上各传感器输出信息，进行姿态、速度、位置、高度和空速的解算，得到飞机目前飞行状态 信息。根据遥控指令和飞行状态信息，控制器执行存储的控制律程序，解算得到输出结果， STM32F利用定时器生成PWM信号，输出给舵机的控制路，实现闭环控制。同样，输出量和舵 机之间也有TLP521-1光隔离，增强了抗电磁干扰能力，提高了系统安全性。 说 明 书CN 103034229 A 4/4页 6 0030 对于飞机的状态量，STM32F向SD卡写入进行存储。
20、，此外它还要完成对EEPROM进 行控制参数的读取和写入。同时，控制器还要进行串口和网口的通信，接受外界的指令，同 时将状态信息传输出去。 0031 图1（b）所示的组合导航子板，惯性测量器件选用ST公司的LSM303DLH和 L3G4200D。LSM303DLH内含3轴加速度计和3轴磁力计，模拟供应电压2.5V3.3V，加速 度测量范围为2g/4g/8g（可选量程），嵌入了自测试，有I 2 C串行接口，支持标准模式 （100kHz）和快速模式（400kHz），直接挂接在ARM的I 2 C总线上。L3G4200D是超稳定三轴 数字陀螺，可选量程250dps/500dps/2000dps，具有嵌。
21、入式温度传感器，提供I 2 C/SPI 接口，直接挂接在ARM的I 2 C总线上。气压高度计选用飞思卡尔公司生产的数字输出绝对 压力传感器MPL115A2，提供50kPa115kPa精确压力测量，校准数据存储在内部ROM中， 2.375V5.5V电源供应，I 2 C接口提供温度和压力输出，直接挂接在ARM的I 2 C总线上。空 速计选用飞思卡尔公司MPXV7007的压差传感器，它提供一个精确的高质量模拟输出信号， 模拟量0.54.5V输出，测量范围为-7kPa7kPa，接ARM的A/D转换端口上。全球定位 系统GPS选用美国u-blox公司的LEA-5模块，它提供串口UART、USB和DDC（。
22、Display Data Channel）三种协议输出。 0032 传感器子板上的GPS模块与处理器的连接，通过USART串口相连。另外，通过跳线 控制GPS串口直接输入在主板串口端口，便于GPS信号的直接输出调试。 0033 传感器板上设置有旋钮开关，对磁通量高斯值有 0034 1.3/1.9/2.5/4.0/4.7/5.6/8.1共7档可选，对加速度有 2g/4g/8g共3档可选，对角速率有250dps/500dps/2000dps共3档可选，这样 的设计使该装置根据使用范围有不同的性能，扩展了使用范围。 0035 图2示出了控制器和各内部模块之间的总线接口。STM32F控制器的两个I 2。
23、 C总线， 一条挂接在用于控制器参数存储的AT24C512B上，另一条挂接在I 2 C接口的各传感器上，即 3轴加速度计和3轴磁力计LSM303DLH、三轴数字陀螺L3G4200D和气压高度计MPL115A2。 控制器通过不同的地址读取3者输出的数据。STM32F的SPI总线接SD卡，用于存储飞行数 据。LEA-5通过它本身的串口与控制器的UART3通信。空速计MPXV7007通过STM32F的A/ D转换端口相连，将模拟信号转换成数字信号。空速计两个端子分别接动压口和静压口，两 者的压力差经处理器计算转换后成为空速值。STM32F的UART1和UART2分别引出，加上电 平转换芯片成为母板上。
24、串口1和串口2。以太网接口选择与STM32F的SPI接口连接。 0036 对于装置中的各传感器输出信息，采用了数据融合算法。由于惯性器件LSM303DLH 和L3G4200D提供至少100k的数据率进行输出，而GPS提供的速率不大于4Hz，二者提供的 传输速率差别显著，单独顺次读取这些数据不会取得好的导航精度。另外惯性器件短时效 应好，但易漂移，GPS长时效应好，但瞬态效应差，二者具有不同的优势。针对该特点，采用 数据融合算法，每一步都对加速度和角速率值积分来获得姿态、速度和位置值，获得状态信 息的更新，对于刷新率慢的GPS输出的速度值和位置值，利用卡尔曼滤波对所得的姿态和 速度信息进行修正，消除惯性器件的长时漂移，提高了导航精度。 说 明 书CN 103034229 A 1/1页 7 图1(a) 图1(b) 图2 说 明 书 附 图CN 103034229 A 。