本發(fā)明實施例涉及無人機領(lǐng)域，尤其涉及基于差分衛(wèi)星導(dǎo)航的無人飛行器跟隨系統(tǒng)和方法。

背景技術(shù)：

系留無人機，因為可以提供長時間的滯空能力，在局面監(jiān)控、信號中繼、森林消防等領(lǐng)域受到廣泛的重視和采用。

系留無人機因為有系留線纜的存在，增大了其降落的難度，同時，用戶在使用中又對其定點降落在系留平臺提出更高的要求。如果采用操作人員手動實現(xiàn)無人飛行器的降落和交通工具的跟隨，其存在精度差、操作難度大等問題，在現(xiàn)實環(huán)境下往往無法完成。如果可以實現(xiàn)自動定點降落，將會極大降低系留無人機的使用難度，從而大大拓寬其使用范圍。目前有通過衛(wèi)星導(dǎo)航實現(xiàn)降落和跟隨的方案，即交通工具實時將自身衛(wèi)星導(dǎo)航坐標和速度報告無人飛行器，飛行器通過計算其與自身衛(wèi)星導(dǎo)航坐標和速度的差異，從而計算出自身應(yīng)具有的飛行速度和方向，完成跟隨。由于普通衛(wèi)星導(dǎo)航存在較大誤差，其水平方向的誤差在3-5米，高度誤差在10米以上，因此通過普通GPS無法完成飛行器的高精度的跟隨。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供基于差分衛(wèi)星導(dǎo)航的無人飛行器跟隨系統(tǒng)和方法，以實現(xiàn)無人飛行器對地面站的精確跟隨。

第一方面，本發(fā)明實施例提供了基于差分衛(wèi)星導(dǎo)航的無人飛行器跟隨系統(tǒng)，其特征在于，包括：第一衛(wèi)星導(dǎo)航裝置、第二衛(wèi)星導(dǎo)航裝置、差分解算模塊和導(dǎo)航模塊；

所述第一衛(wèi)星導(dǎo)航裝置設(shè)置于無人飛行器的地面站并接收第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)；

所述第二衛(wèi)星導(dǎo)航裝置設(shè)置于所述無人飛行器并接收第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)；

所述差分解算模塊根據(jù)所述第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)解算出所述無人飛行器相對于地面站的位置；

所述導(dǎo)航模塊根據(jù)所述無人飛行器相對于地面站的位置通過比例-積分-微分PID的控制方式控制所述無人飛行器處于所述地面站的正上方。

第二方面，本發(fā)明實施例還提供了無人飛行器跟隨方法，用于前文所述的無人飛行器跟隨系統(tǒng)，包括：

獲取無人飛行器對應(yīng)的第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和地面站對應(yīng)的第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)；

根據(jù)所述第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)解算出所述無人飛行器相對于地面站的位置；

根據(jù)所述無人飛行器相對于地面站的位置通過比例-積分-微分PID的控制方式控制所述無人飛行器處于所述地面站的正上方。

本發(fā)明通過解算無人飛行器和地面站對應(yīng)的衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)，并進行差分后去除誤差，從而獲得無人飛行器和地面站之間的相對位置，通過無人飛行器和地面站之間位置的互相參考，通過比例-積分-微分PID的控制方式控制所述無人飛行器處于所述地面站的正上方，提高了無人飛行器系留跟隨的精確性，可以得到精確到厘米級的相對距離和方位。

附圖說明

圖1為本發(fā)明具體實施方式中提供的基于差分衛(wèi)星導(dǎo)航的無人飛行器跟隨系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明具體實施方式中提供的一種無人飛行器跟隨方法的第一實施例的方法流程圖。

圖3為本發(fā)明具體實施方式中提供的一種無人飛行器跟隨方法的第二實施例的方法流程圖。

圖4為本發(fā)明具體實施方式中提供的一種無人飛行器跟隨方法的大地坐標系和本體坐標系的示意圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細說明?？梢岳斫獾氖?，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋本發(fā)明，而非對本發(fā)明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本發(fā)明相關(guān)的部分而非全部結(jié)構(gòu)。

圖1為本發(fā)明具體實施方式中提供的基于差分衛(wèi)星導(dǎo)航的無人飛行器跟隨系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。如圖1所示，該無人飛行器跟隨系統(tǒng)，主要包括：

第一衛(wèi)星導(dǎo)航裝置11、第二衛(wèi)星導(dǎo)航裝置21、差分解算模塊12和導(dǎo)航模塊13；

所述第一衛(wèi)星導(dǎo)航裝置11設(shè)置于無人飛行器10的地面站20并接收第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)；

所述第二衛(wèi)星導(dǎo)航裝置21設(shè)置于所述無人飛行器10并接收第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)；

所述差分解算模塊12根據(jù)所述第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)解算出所述無人飛行器10相對于地面站20的位置；

所述導(dǎo)航模塊13根據(jù)所述無人飛行器10相對于地面站20的位置通過比例-積分-微分PID的控制方式控制所述無人飛行器10處于所述地面站20的正上方。

一個完整的系留無人機體系包括無人飛行器10和地面站20，在執(zhí)行飛行任務(wù)的過程中，無人飛行器10通過系留線纜與地面站20相連，地面站20可以通過系留線纜向無人飛行器10供電。

目前，無人飛行器10普遍通過使用單頻機載GNSS(全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)，如GPS、北斗、伽利略系統(tǒng)等)接收機實時獲取位置信息進行飛行導(dǎo)航。而GNSS絕對定位精度通常只能達到10-15米，不適合于一些要求精準定位領(lǐng)域的應(yīng)用。對于無人飛行器10與地面站20的跟隨而言，10-15的誤差所實現(xiàn)的跟隨效果已經(jīng)很差。差分衛(wèi)星導(dǎo)航技術(shù)是解決定位精度問題的重要方法之一。國際上有一些直接提供衛(wèi)星導(dǎo)航實時差分改正服務(wù)的系統(tǒng)，利用全球衛(wèi)星導(dǎo)航差分網(wǎng)為各地的用戶提供實時的高精度差分改正服務(wù)。而這類服務(wù)通常十分昂貴，且受差分網(wǎng)覆蓋程度的影響，有些地區(qū)的差分精度仍受局限。此外，使用這些服務(wù)需要一些專用設(shè)備，進而占用無人機的有效載荷。

在本方案中，分別在無人飛行器10(主要是旋翼無人機，另外也可以是熱氣球)和地面站20設(shè)置第一衛(wèi)星導(dǎo)航裝置11和第二衛(wèi)星導(dǎo)航裝置21用于接收各自的衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)(分別為第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù))，為定位精確，無人飛行器10和地面站20的衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)來自于同一組(不少于4顆)衛(wèi)星。第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)各自在定位過程中，衛(wèi)星導(dǎo)航裝置會產(chǎn)生基準信號的相位與此時接收到的衛(wèi)星載波信號的相位之差(亦稱瞬時載波相位差)，將相位之差按衛(wèi)星導(dǎo)航裝置、衛(wèi)星、觀測歷元3個要素對其進行差分處理可得到間接觀測值，進而實現(xiàn)無人無飛行器與地面站20的相對定位。

在完成相對定位之后，導(dǎo)航模塊13通過比例-積分-微分PID的控制方式控制無人飛行器10的飛行參數(shù)，使其處于地面站20的正上方。需要說明的是，因為無人飛行器10處于動態(tài)運行的過程中，這里所說的使無人飛行器10處于地面站20的正上方是指使無人機趨向于處于地面站20的正上方，而不是絕對處于地面站20的正上方。

差分解算模塊12設(shè)置于無人飛行器10或地面站20。

一般而言，為降低無人飛行器10的載荷，差分解算模塊12設(shè)置于地面站20。

導(dǎo)航模塊13設(shè)置于無人飛行器10。

導(dǎo)航模塊13可以設(shè)置于無人飛行器10，也可以設(shè)置于地面站20，用于根據(jù)無人飛行器10與地面站20的相對位置生成無人飛行器10的飛行參數(shù)，進而調(diào)整無人飛行器10的位置，使其處于地面站20的正上方。

地面站20可以為固定底面站，可以實現(xiàn)無人飛行器10的精確控制；地面站20也可以為可移動地面站20，列入設(shè)置于車輛或船舶上，實現(xiàn)位置的快速移動和應(yīng)用場景的多樣化。

第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)或第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)通過無人飛行器10和基站之間的系留線纜傳輸?shù)剿霾罘纸馑隳K12。

具體傳輸?shù)谝恍l(wèi)星定位數(shù)據(jù)還是第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)由差分解算模塊12的安裝位置決定，另外，如果導(dǎo)航模塊13設(shè)置于地面站20，系留線纜還可以傳輸導(dǎo)航模塊13生成的飛行參數(shù)到無人飛行器10，通過飛行參數(shù)控制無人飛行器10的飛行狀態(tài)，進而控制位置。

本實施例通過解算無人飛行器和地面站對應(yīng)的衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)，并進行差分后去除誤差，從而獲得無人飛行器和地面站之間的相對位置，通過無人飛行器和地面站之間位置的互相參考，通過比例-積分-微分PID的控制方式控制所述無人飛行器處于所述地面站的正上方，提高了無人飛行器系留跟隨的精確性，可以得到精確到厘米級的相對距離和方位。

圖2為本發(fā)明具體實施方式中提供的一種無人飛行器跟隨方法的第一實施例的方法流程圖。本實施例提供的無人飛行器跟隨方法可以是由上述無人飛行器跟隨系統(tǒng)執(zhí)行。如圖2所示，本發(fā)明實施例提供的無人飛行器跟隨方法具體包括：

S21：獲取無人飛行器對應(yīng)的第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和地面站對應(yīng)的第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)。

第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)一般通過導(dǎo)航衛(wèi)星生成，發(fā)送到對應(yīng)的第一衛(wèi)星導(dǎo)航裝置和第二衛(wèi)星導(dǎo)航裝置，具體的衛(wèi)星定位過程在現(xiàn)有技術(shù)中多有實現(xiàn)，在此不做進一步說明。

S22：根據(jù)第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)解算出無人飛行器相對于地面站的位置。

第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)各自在定位過程中，衛(wèi)星導(dǎo)航裝置會產(chǎn)生基準信號的相位與此時接收到的衛(wèi)星載波信號的相位之差(亦稱瞬時載波相位差)，將相位之差按衛(wèi)星導(dǎo)航裝置、衛(wèi)星、觀測歷元3個要素對其進行差分處理可得到間接觀測值，進而實現(xiàn)無人無飛行器與地面站的相對定位，也就是確認無人飛行器相對于地面站的位置。

S23：根據(jù)無人飛行器相對于地面站的位置通過比例-積分-微分PID的控制方式控制無人飛行器處于地面站的正上方。

比例-積分-微分PID控制過程通過PID參數(shù)體現(xiàn)。PID參數(shù)包括P值、I值和D值，其中P值用于決定控制量從當前數(shù)值向目標數(shù)值靠近的速度，但是只有P值控制會導(dǎo)致最后當前數(shù)值在目標數(shù)值附近震蕩而無法進一步靠近，這個差距稱為穩(wěn)態(tài)誤差，I值用于減少穩(wěn)態(tài)誤差，D值用于決定控制量的當前數(shù)值在目標數(shù)值附近震蕩的快慢。在本實施例中，該控制量為馬達的轉(zhuǎn)速。

通常的，無人機的運行狀態(tài)為懸停狀態(tài)時，PID參數(shù)中的P值比較大；無人機的運行狀態(tài)為起飛狀態(tài)時，PID參數(shù)中的D值比較大。在實際測試中發(fā)現(xiàn)，在懸停狀態(tài)時，P值比較大時，無人機能夠很好的抵抗外界外力，進而保持平穩(wěn)飛行；在起飛狀態(tài)時，D值比較大時，無人機能夠減少側(cè)翻概率。

通過解算無人飛行器和地面站對應(yīng)的衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)，并進行差分后去除誤差，從而獲得無人飛行器和地面站之間的相對位置，通過無人飛行器和地面站之間位置的互相參考，通過比例-積分-微分PID的控制方式控制所述無人飛行器處于所述地面站的正上方，提高了無人飛行器系留跟隨的精確性，可以得到精確到厘米級的相對距離和方位。

圖3為本發(fā)明具體實施方式中提供的一種無人飛行器跟隨方法的第二實施例的方法流程圖。本實施例提供的無人飛行器跟隨方法可以是由上述無人飛行器跟隨系統(tǒng)執(zhí)行。如圖3所示，本發(fā)明實施例提供的無人飛行器跟隨方法具體包括：

S30：設(shè)置獲取第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)的周期。

根據(jù)實際的應(yīng)用場景的需求，可以設(shè)置獲取第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)的周期。例如固定地面站，位置變化小，那么周期可以稍長；例如可移動地面站，位置變化大，周期需要設(shè)置比較短。

S31：獲取無人飛行器對應(yīng)的第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)和地面站對應(yīng)的第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)。

S32、根據(jù)第一衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)建立以地面站為原點的大地坐標系。

大地坐標系以地面站為原點，一般而言，以正北為Y軸正方向；正東為X軸正方向。當然因為Y軸和X軸都是人為定義，可以設(shè)定其它兩個互相垂直的方向為X軸和Y軸，只要符合Y軸和X軸的基本要求以及以地面站為原點即可。當然，大地坐標系也可以通過極坐標系進行描述。

S33：根據(jù)第二衛(wèi)星定位數(shù)據(jù)確認無人飛行器在大地坐標系中的投影的位置。

在無人飛行器的飛行過程中，無人飛行器一般與地面站不在同一水平面，而本方案中需要將無人飛行器調(diào)整到處于地面站的正上方即可，只需要確認無人飛行器在大地坐標系的投影的位置，進一步控制無人飛行器在水平面內(nèi)的飛行即可。

S34：建立以無人飛行器在大地坐標系中的投影為原點的本體坐標系，本體坐標系的Y軸指向無人飛行器的前方。

以無人飛行器在大地坐標系中的投影為原點，可以另外建立本體坐標系，本體坐標系的Y軸指向無人飛行器的前方，大地坐標系和本體坐標系如圖4所示，其中OXY為大地坐標系，O’X’Y’為本體坐標系。

S35：通過比例-積分-微分PID的控制方式控制無人飛行器飛行以使本體坐標系的原點與大地坐標系的原點重合。

無人飛行器可以根據(jù)其與地面站的相對位置，本體坐標系的原點與大地坐標系的原點的相對位置進行調(diào)整，即直接控制無人飛行器沿著O’O飛往地面站的正上方。

另外，還可以先確認本體坐標系的原點相對于大地坐標系的原點，在本體坐標系的X軸和在本體坐標系的Y軸的兩個分量。

具體請參考圖4,本體坐標系相對于大地坐標系存在一個角度，即無人飛行器的Y軸的正方向相對于大地坐標系的Y軸的正方向(北方)的夾角，這一夾角也就是無人飛行器的航向角，記為γ。

則OO’在O’X’的分量為OA*cosγ+OB*sinγ；

在O’Y’的分量為OA*sinγ+OB*cosγ。

再通過比例-積分-微分PID的控制方式生成無人飛行器在兩個分量的飛行速度，通過飛行速度控制無人飛行器飛行以使本體坐標系的原點與大地坐標系的原點重合。

根據(jù)以上獲得的分量，可以分別控制無人機向O點飛行的速度，從而保證無人機處于O點的正上方。

為簡化，只考慮某一方向的分量。設(shè)無人機相對系留點的距離為E_n，其中角標i表示第i次調(diào)整，則根據(jù)PID控制理論，無人機向相反方向飛行的速度應(yīng)該為V＝K_p*E_n+K_i*∑E_n+Kd*(E_n-E_n-1)；其中K_p、K_i、K_d分別為比例、積分、微分系數(shù)，∑E_n為多次距離的累積和即積分項，(E_n-E_n-1)為本次距離相對上次距離的變化量，即微分項。從以上公式可知，無人機返回系留點上方的速度為距離、距離積分、距離微分三項分別乘以相應(yīng)的比例系數(shù)并加和而得。以上比例系數(shù)需要根據(jù)無人機的動力、重量等進行調(diào)整，該調(diào)整過程稱為整定系數(shù)。各個系數(shù)的作用在前文已有描述，在此不做進一步說明。

注意，上述僅為本發(fā)明的較佳實施例及所運用技術(shù)原理。本領(lǐng)域技術(shù)人員會理解，本發(fā)明不限于這里所述的特定實施例，對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說能夠進行各種明顯的變化、重新調(diào)整和替代而不會脫離本發(fā)明的保護范圍。因此，雖然通過以上實施例對本發(fā)明進行了較為詳細的說明，但是本發(fā)明不僅僅限于以上實施例，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的情況下，還可以包括更多其他等效實施例，而本發(fā)明的范圍由所附的權(quán)利要求范圍決定。