一种无人机固定半径盘旋领航方法技术

本发明专利技术公开了一种无人机固定半径盘旋领航方法，根据既定的盘旋半径、期望的盘旋方式以及由传感器获得的飞机位置、高度及地速信息，连续实时计算飞机期望轨迹的侧向偏离及侧偏移速度等导航参数，并同由姿态运动传感器获得的飞机姿态运动信息一同输入至侧向控制回路得到舵偏度指令，最终实现引导飞机沿着期望航线飞行。应用本发明专利技术提供的领航方法能够实现引导飞机进行固定半径盘旋飞行；避免了折线飞行过程中频繁的直飞和转弯动作切换，飞机机体所承受的过载较小，在风干扰情况下，飞机仍然按照期望轨迹飞行。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于无人机导航领域，具体地说，是指一种无人机固定半径盘旋领航技术。
技术介绍
由于很少受气候条件的限制，能潜入敌目标上空进行昼夜侦察，并向作战指挥中心准确地传输实时目标图像和信息，使战场指挥官及时掌握战场情况及制定作战计划，无人机在近代局部战争中已经逐渐显示出其巨大威力。 无人机导航的基本任务是精确确定飞机的空间位置，并使其能够沿期望的轨迹飞行。目前的区域导航方法，能够允许飞机在台基导航设备的基准台覆盖范围内或在自主导航设备能力有限范围内或两者配合下按任何期望的飞行路径飞行。其中的台基导航设备，包括传统的以地面电台为基础的陆基导航设备和以卫星导航系统为基础的星基导航设备。在航线结构上，区域导航的航线就是由航路点系列组成的连线，这些航路点是脱离电台台址而自行设定的任何地理位置；在定位方法上，区域导航定的是飞机在地球上的绝对位置；在导航算法上，区域导航按飞机计划转换到航线坐标，计算出向前方航路点飞行的待飞距离和航迹的侧向偏移，所有的计算都是在大圆航线上进行的。 在无人机执行任务过程中，盘旋飞行是飞机围绕侦察目标进行长时间侦察时经常进行的机动动作，如附图1所示。通常区域导航的航线由航路点系列组成，是由一些直线段连接而成，一些小型无人机采用的方法为将航路点设置为盘旋轨迹上的空间点，其飞行航线如附图2所示，此时飞机按照折线段飞行，实际上并没有做盘旋动作，只是飞机能够按照近似的圆轨迹飞行，并且飞机飞行的过程中频繁的直飞和转弯动作切换使得飞机机体过载较大，不利于飞行安全。 另外，还有利用定滚转角盘旋的方法，其控制结构示意图如附图3所示。滚转角期望值及由姿态运动传感器获得的无人机姿态运动信息一起输入至滚转角控制回路，滚转角控制回路输出相应的舵偏度指令至舵回路，最终控制无人机以某一固定滚转角飞行。利用固定滚转角偏度使得飞机围绕某一圆心做盘旋动作，但是若盘旋中受到侧风干扰，由于飞机并没有对自身位置进行控制，飞机将不会沿期望的轨迹飞行，因此很难获得准确的侦察结果。
技术实现思路
本专利技术的目的是提出，能够引导飞机进行盘旋飞行，并且在有风干扰的条件下仍沿期望轨迹飞行。 本专利技术提出的无人机固定半径盘旋领航方法可以根据既定的盘旋半径、期望的盘旋方式以及由传感器获得的飞机位置、高度及地速信息，连续实时计算飞机期望轨迹的侧向偏离及侧偏移速度等导航参数，并同由姿态运动传感器获得的飞机姿态运动信息一同输入至侧向控制回路得到舵偏度指令，最终实现引导飞机沿着期望航线飞行。 具体实施步骤为 步骤一计算飞机当前位置子午面内地球主曲率半径Rm以及当前位置子午面垂直平面内的地球主曲率半径Rn，然后计算飞机盘旋时的圆心位置与当前飞机位置的地理经度偏差量ΔL及地理纬度偏差量ΔB 上式中的参数依据WGS_84坐标系，地球长半轴Ra＝6378137.0m，地球椭偏度f＝0.003352811；Rturn为既定的盘旋半径，Vdn为飞机的北向地速，Vde为飞机的东向地速，B为飞机的地理纬度。 步骤二根据收到的盘旋指令的不同解算相应的盘旋圆心地理经度LC和地理纬度BC。 根据步骤一中的ΔB和ΔL，计算盘旋圆心地理经度LC和盘旋圆心地理纬度BC为 其中B为飞机的地理纬度，L为飞机的地理经度。 步骤三根据盘旋圆心地理纬度BC计算盘旋圆心处的地心半径Bp、地心纬度BECC及飞机的地心纬度BEC 其中，地球短半轴Rb＝6356752.3m，长半轴Ra＝6378137.0m，H和B分别为飞机高度和纬度； 步骤四计算飞机到盘旋圆心的距离D和飞机的侧偏距DZ。 其中 DZ＝D-Rturn 步骤五计算从盘旋圆心到飞机当前位置的向量与东向的夹角α、侧偏移速度DZd。 α＝arctg(Δy/Δx) 步骤六将步骤四及步骤五中得到的飞机的侧偏距DZ及侧偏移速度DZd输出至侧向控制回路得到舵偏度指令，最终实现引导飞机沿着期望航线飞行。 本专利技术提出的无人机固定半径盘旋领航方法的优点在于 (1)能够实现引导飞机进行固定半径盘旋飞行； (2)飞机按本方法进行盘旋飞行时，避免了折线飞行过程中频繁的直飞和转弯动作切换，飞机机体所承受的过载较小，有利于飞行安全； (3)在风干扰情况下，由于本方法提供的侧偏距控制量为侧向控制回路提供了输入，飞机仍然按照期望轨迹飞行； (4)本方法在计算过程中考虑了地球为椭球体，并采用了地心纬度进行计算，计算结果精确。 附图说明 图1是无人机盘旋飞行时飞行轨迹示意图； 图2是折线飞行时飞行轨迹示意图； 图3是定滚转角盘旋时系统工作原理示意图； 图4是本专利技术无人机盘旋飞行时系统工作原理示意图； 图5是不同垂线和纬度之间的关系示意图。 具体实施例方式 下面结合附图对本专利技术的无人机固定半径盘旋领航方法作进一步说明。 本专利技术提出的无人机固定半径盘旋领航方法的工作原理如图4所示，所述的领航方法根据既定的盘旋半径、期望的盘旋方式以及由传感器获得的飞机位置、高度及地速信息，连续实时计算飞机期望轨迹的侧向偏离及侧偏移速度等导航参数，并同由姿态运动传感器获得的飞机姿态运动信息一同输入至侧向控制回路得到舵偏度指令，最终实现引导飞机沿着期望航线飞行。 本专利技术的无人机固定半径盘旋领航方法包括以下步骤 步骤一计算无人机当前位置子午面内地球主曲率半径Rm以及当前位置子午面垂直平面内的地球主曲率半径Rn，并计算飞机盘旋时的圆心位置与当前飞机位置的地理经度偏差量ΔL及地理纬度偏差量ΔB。 为了描述飞机相对地球的位置，进行飞机的导航定位，首先进行参考椭球系的选取。由于卫星技术和遥测技术的发展，目前已可利用卫星测量的办法取得全球性的大地测量数据，从而拟和出全球大地坐标系。WGS_84坐标系正是于1984年制定的全球大地坐标系，适应于全球定位。选取WGS_84坐标系，即确定了地球长半轴和地球椭偏度参数，依据该坐标系，地球长半轴Ra＝6378137.0m，短半轴Rb＝6356752.3m，地球椭偏度f＝0.003352811。 曲率半径是描述曲面上某动点的速度与角速度之间的关系的参数，根据飞机当前地理纬度B由式(1)即可得到当前位置子午面内地球主曲率半径Rm以及当前位置子午面垂直平面内的地球主曲率半径Rn 得到曲率半径参数Rm和Rn后，就可计算飞机盘旋时的圆心位置与当前飞机位置的地理经度偏差量ΔL及地理纬度偏差量ΔB，如式(2) 式(2)中Rturn为既定的盘旋半径，是盘旋圆心位置和初始进入盘旋时刻的飞机位置之间的距离，由飞机盘旋性能及飞机侦察任务需要确定。Vdn为飞机的北向地速，Vde为飞机的东向地速，B为飞机的地理纬度，这些数据可以由飞机的相应传感器获得。 步骤二根据收到的盘旋指令的不同解算相应的圆心位置的地理经度LC和纬度BC。 飞机飞行过程中收到的盘旋指令包括“左盘旋”和“右盘旋”，如附图1所示，根据盘旋指令的不同，所计算得到的圆心位置也不同。 飞机收到盘旋指令时，根据圆心位置与当前飞机位置的地理经度偏差量ΔL、纬度偏差量ΔB，计算盘旋圆心位置的地理经度LC和纬度BC 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种无人机固定半径盘旋领航方法，其特征在于包括如下步骤：步骤一：计算飞机当前位置子午面内地球主曲率半径Ｒ↓［ｍ］以及当前位置子午面垂直平面内的地球主曲率半径Ｒ↓［ｎ］，然后计算飞机盘旋时的圆心位置与当前飞机位置的地理经度偏差量ΔＬ及 地理纬度偏差量ΔＢ：＊＊＊上式中的参数依据ＷＧＳ＿８４坐标系，地球长半轴Ｒ↓［ａ］＝６３７８１３７．０ｍ，地球椭偏度ｆ＝０．００３３５２８１１；Ｒｔｕｒｎ为既定的盘旋半径，Ｖ↓［ｄｎ］为飞机的北向地速，Ｖ↓［ｄｅ］为飞机的东 向地速，Ｂ为飞机的地理纬度；步骤二：根据收到的盘旋指令的不同解算相应的盘旋圆心地理经度Ｌ↓［Ｃ］和地理纬度Ｂ↓［Ｃ］；根据步骤一中的ΔＢ和ΔＬ，计算盘旋圆心地理经度Ｌ↓［Ｃ］和盘旋圆心地理纬度Ｂ↓［Ｃ］为：＊＊＊其中 Ｂ为飞机的地理纬度，Ｌ为飞机的地理经度；步骤三：根据盘旋圆心地理纬度Ｂ↓［Ｃ］计算盘旋圆心处的地心半径Ｒ↓［ｐ］、地心纬度Ｂ↓［ＥＣＣ］及飞机的地心纬度Ｂ↓［ＥＣ］：Ｒ↓［ｐ］＝Ｒ↓［ａ］.｛１＋ｆ↑［２］／２.［１／１＋（ １－ｆ↑［２］）.ｔｇＢ↓［Ｃ］－１］｝＊＊＊其中，地球短半轴Ｒ↓［ｂ］＝６３５６７５２．３ｍ，长半轴Ｒ↓［ａ］＝６３７８１３７．０ｍ，Ｈ和Ｂ分别为飞机高度和纬度；步骤四：计算飞机到盘旋圆心的距离Ｄ和飞机的侧偏距Ｄ↓ ［Ｚ］：＊＊＊Ｄ↓［Ｚ］＝Ｄ－Ｒｔｕｒｎ；步骤五：计算从盘旋圆心到飞机当前位置的向量与东向的夹角α、侧偏移速度Ｄ↓［Ｚｄ］：α＝ａｒｃｔｇ（Δｙ／Δｘ）＊＊＊步骤六：将步骤四及步骤五中得到的飞 机的侧偏距Ｄ↓［Ｚ］及侧偏移速度Ｄ↓［Ｚｄ］输出至侧向控制回路得到舵偏度指令，最终实现引导飞机沿着期望航线飞行。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王养柱，崔中兴，方晓星，田波，王瑛，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]