一種固定翼無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)的飛行控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】：
[0001] 本發(fā)明屬于無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特指一種固定翼無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)的飛行控制方法。
【背景技術(shù)】：
[0002] 當(dāng)前無人機(jī)技術(shù)迅猛發(fā)展，遠(yuǎn)距離偵查監(jiān)視，定點(diǎn)打擊，航空測繪等任務(wù)都需要無 人機(jī)具備精確航跡跟蹤的能力，各種無人機(jī)航跡跟蹤算法也受到了海內(nèi)外眾多專家學(xué)者的 研究和關(guān)注。目前廣泛使用的航跡跟蹤算法主要有等角模式制導(dǎo)方法、胡蘿卜追蹤算法、非 線性算法、矢量場算法等，這些方法都較易于實(shí)現(xiàn)，各有優(yōu)缺點(diǎn)，控制方法和控制效果也不 盡相同。
[0003] 大氣環(huán)境中風(fēng)的擾動無處不在，而且絕大多數(shù)時候都在不規(guī)則的變化，最典型的 有突風(fēng)和風(fēng)切變，所以對于航跡跟蹤算法最基本的要求是不僅要能在有風(fēng)的擾動的情況下 保證航跡跟蹤的精確性，還要求有魯棒性。隨著無人機(jī)單兵化，小型化的不斷發(fā)展，對于小 型無人機(jī)側(cè)風(fēng)干擾下精確航跡跟蹤能力的需求會不斷提高，航跡跟蹤算法還需要進(jìn)一步被 研究和完善。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 在現(xiàn)有的等角模式制導(dǎo)方法下，固定翼無人機(jī)在空中巡航的過程中，由于側(cè)風(fēng)擾 動，導(dǎo)致航跡跟蹤精度不夠高，容易出現(xiàn)無人機(jī)橫側(cè)向的振蕩，影響飛行穩(wěn)定和安全。本發(fā) 明針對上述問題，在現(xiàn)有的等角模式制導(dǎo)算法上進(jìn)行了改進(jìn)，提出了一種固定翼無人機(jī)抗 側(cè)風(fēng)的飛行控制方法。其在飛行過程中，采用GPS導(dǎo)航信息合成出無人機(jī)當(dāng)前的地速方向， 控制無人機(jī)地速方向?qū)?zhǔn)目標(biāo)航路點(diǎn)；根據(jù)無人實(shí)時的機(jī)側(cè)向航跡偏差，采用增益負(fù)反饋 修正側(cè)向的航跡偏差;根據(jù)無人機(jī)實(shí)時的側(cè)向航跡偏差，采用可變的增益系數(shù)，生成修正指 令，從而大大提高了無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)擾動的能力，并能有效提高無人機(jī)航跡跟蹤速度和精度。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：
[0006] -種固定翼無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)的飛行控制方法，其特征在于，無人機(jī)在飛行過程中，采 用GPS導(dǎo)航信息合成出無人機(jī)實(shí)時地速方向，控制無人機(jī)地速方向?qū)?zhǔn)目標(biāo)航路點(diǎn)，根據(jù)無 人實(shí)時的機(jī)側(cè)向航跡偏差，采用增益負(fù)反饋修正側(cè)向的航跡偏差，包括以下步驟：
[0007] S1，讀取無人機(jī)當(dāng)前的GPS坐標(biāo)與自駕儀系統(tǒng)預(yù)設(shè)的航點(diǎn)GPS坐標(biāo)，根據(jù)兩者的坐 標(biāo)，計(jì)算地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)。
[0008] S2，根據(jù)無人機(jī)和預(yù)設(shè)航點(diǎn)在地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)計(jì)算目標(biāo)航向角。
[0009] S3,讀取無人機(jī)當(dāng)前的GPS導(dǎo)航信息中的X軸速度和Y軸速度，通過計(jì)算得到地面坐 標(biāo)系下無人機(jī)實(shí)時地速方向，即無人機(jī)實(shí)時航跡角。
[0010] S4,用目標(biāo)航向角與航跡角做差，得到航向角偏轉(zhuǎn)指令。
[0011] S5,根據(jù)無人機(jī)和預(yù)設(shè)航點(diǎn)在地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)，計(jì)算無人機(jī)相對于航跡 的側(cè)向航跡偏差。
[0012] S6,根據(jù)無人機(jī)實(shí)時的側(cè)向航跡偏差，側(cè)向航跡偏差乘以增益系數(shù)K得到航向角修 正指令;其中增益系數(shù)K為可變的增益系數(shù)，其采用可變的增益系數(shù)賦值的方法進(jìn)行賦值， 例如分段式賦值。增益系數(shù)分段式賦值方法如圖2所示。
[0013] S7,航向角偏轉(zhuǎn)指令加上航向角修正指令得到航向角控制指令。
[0014] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是：
[0015]通過采用GPS導(dǎo)航信息合成的無人機(jī)地速方向，放寬對于制導(dǎo)過程中無人機(jī)航向 角的約束，直接控制無人機(jī)地速方向?qū)?zhǔn)目標(biāo)航路點(diǎn)，可以很好的抵抗側(cè)風(fēng)的擾動，減小航 跡偏差，使無人機(jī)保持預(yù)設(shè)航跡;對側(cè)向航跡偏差采用增益負(fù)反饋的控制器，能夠有效提高 航跡跟蹤速度;根據(jù)當(dāng)前無人機(jī)的航跡偏差，采用可變的增益系數(shù)賦值的方式，根據(jù)連續(xù)函 數(shù)計(jì)算出對應(yīng)的增益系數(shù)，生成航跡偏差修正指令，能夠加快偏差收斂速度并避免產(chǎn)生振 蕩，可以有效提高航跡跟蹤精度，提高無人機(jī)執(zhí)行任務(wù)的精度水平。
【附圖說明】：
[0016] 圖1為本發(fā)明的流程圖；
[0017] 圖2為分段式增益系數(shù)賦值的取值示意圖。
[0018] 圖2中，橫坐標(biāo)e表示偏差，即預(yù)設(shè)值與實(shí)際值的差，縱坐標(biāo)表示增益系數(shù)Κ，隨著偏 差的不斷減小，增益系數(shù)由極小值逐漸增大，最后穩(wěn)定到極大值。e min，emax分別為5和50， Kmin，Kmax 分別為0.012和0.048。
【具體實(shí)施方式】：
[0019] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進(jìn)一步描述。
[0020] 參照圖1，為本發(fā)明的流程圖，如圖1所示，一種固定翼無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)的飛行控制方 法，步驟如下：
[0021] S1，讀取無人機(jī)當(dāng)前的GPS坐標(biāo)與自駕儀系統(tǒng)預(yù)設(shè)的航點(diǎn)GPS坐標(biāo)，根據(jù)兩者的坐 標(biāo)，計(jì)算地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)。
[0023] 其中，Ion和lat分別是GPS坐標(biāo)中的經(jīng)度和煒度，lor/和laV是相對坐標(biāo)的參照基 準(zhǔn)點(diǎn)的經(jīng)度和煒度，通常以起飛點(diǎn)為基準(zhǔn)點(diǎn)，R為地球半徑。
[0024] S2，根據(jù)無人機(jī)和預(yù)設(shè)航點(diǎn)在地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)計(jì)算目標(biāo)航向角。
[0026] Heading = atan2( Δ X，Δ y)
[0027] 其中，Xe3和％是無人機(jī)當(dāng)前位置在地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)，x4Pya是目標(biāo)航路點(diǎn) 的相對坐標(biāo)，Heading是目標(biāo)航向角。
[0028] S3,讀取無人機(jī)當(dāng)前的GPS導(dǎo)航信息中的X軸速度和Y軸速度，通過計(jì)算，得到地面 坐標(biāo)系下無人機(jī)實(shí)時地速方向。
[0029] gpsheading = atan2(Vx, Vy)
[0030]其中，Vx和Vy分別是無人機(jī)的X軸速度和Y軸速度，gpsheading是地面坐標(biāo)系下無人 機(jī)實(shí)時航跡角。
[0031] S4,用目標(biāo)航向角與航跡角做差，得到航向角偏轉(zhuǎn)指令Yawl。
[0032] Yawl =Heading-gpsheading
[0033] S5,根據(jù)無人機(jī)和預(yù)設(shè)航點(diǎn)在地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)，計(jì)算無人機(jī)相對于航跡 的側(cè)向航跡偏差d。
[0035] 其中，a和yb是上一個目標(biāo)航路點(diǎn)的相對坐標(biāo)。
[0036] S6,根據(jù)側(cè)向航跡偏差，采用可變的增益系數(shù)賦值的方法，例如分段式賦值，計(jì)算 增益系數(shù)K，乘以航跡偏差，得到航向角修正指令Yaw2。增益系數(shù)分段式賦值方法如圖2所 示。e min，emax*別為5和50，Kmin，K歷分別為0 · 012和0 · 048 〇
[0037] Yaw2=K · d
[0038] S7,航向角偏轉(zhuǎn)指令加上航向角修正指令得到航向角控制指令Yaw。
[0039] Yaw = Yawl+Yaw2〇
[0040] 以上包含了本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例的說明，這是為了詳細(xì)說明本發(fā)明的技術(shù)特征，并 不是想要將
【發(fā)明內(nèi)容】
限制在實(shí)施例所描述的具體形式中，依據(jù)本
【發(fā)明內(nèi)容】
主旨進(jìn)行的其他 修改和變型也受本專利保護(hù)。本
【發(fā)明內(nèi)容】
的主旨是由權(quán)利要求書所界定，而非由實(shí)施例的 具體描述所界定。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種固定翼無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)的飛行控制方法，其特征在于，在飛行過程中，采用GPS導(dǎo) 航信息合成出無人機(jī)實(shí)時地速方向，控制無人機(jī)地速方向?qū)?zhǔn)目標(biāo)航路點(diǎn)，根據(jù)無人實(shí)時 的機(jī)側(cè)向航跡偏差，采用增益負(fù)反饋修正側(cè)向的航跡偏差，包括以下步驟： S1:讀取無人機(jī)當(dāng)前的GPS坐標(biāo)與自駕儀系統(tǒng)預(yù)設(shè)的航點(diǎn)GPS坐標(biāo)，根據(jù)兩者的坐標(biāo)，計(jì) 算地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)； S2:根據(jù)無人機(jī)和預(yù)設(shè)航點(diǎn)在地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)計(jì)算目標(biāo)航向角； S3:讀取無人機(jī)當(dāng)前的GPS導(dǎo)航信息中的X軸速度和Y軸速度，通過計(jì)算得到地面坐標(biāo)系 下無人機(jī)實(shí)時地速方向，即無人機(jī)實(shí)時航跡角； S4:用目標(biāo)航向角與航跡角做差，得到航向角偏轉(zhuǎn)指令； S5:根據(jù)無人機(jī)和預(yù)設(shè)航點(diǎn)在地面坐標(biāo)系下的相對坐標(biāo)，計(jì)算無人機(jī)相對于航跡的側(cè) 向航跡偏差； S6:根據(jù)無人機(jī)實(shí)時的側(cè)向航跡偏差，側(cè)向航跡偏差乘以增益系數(shù)K得到航向角修正指 令； S7:航向角偏轉(zhuǎn)指令加上航向角修正指令得到航向角控制指令。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的固定翼無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)的飛行控制方法，其特征在于，根據(jù)無人 機(jī)實(shí)時的側(cè)向航跡偏差，步驟S6中采用可變的增益系數(shù)K，生成航向角修正指令，增益系數(shù)K 可采用基于偏差變化的分段式賦值。
【專利摘要】本發(fā)明提出了一種固定翼無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)的飛行控制方法，無人機(jī)在飛行過程中，采用GPS導(dǎo)航信息合成出無人機(jī)當(dāng)前的地速方向，控制無人機(jī)地速方向?qū)?zhǔn)目標(biāo)航路點(diǎn)；根據(jù)無人實(shí)時的機(jī)側(cè)向航跡偏差，采用增益負(fù)反饋修正側(cè)向的航跡偏差；根據(jù)無人機(jī)實(shí)時的側(cè)向航跡偏差，采用可變的增益系數(shù)，生成修正指令，從而大大提高了無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)擾動的能力，并能有效提高無人機(jī)航跡跟蹤速度和精度。其解決了現(xiàn)有固定翼無人機(jī)在空中巡航的過程中，由于側(cè)風(fēng)擾動，導(dǎo)致航跡跟蹤精度不夠高，容易出現(xiàn)無人機(jī)橫側(cè)向的振蕩，影響飛行穩(wěn)定和安全的問題。
【IPC分類】G05D1/10, G05D1/08
【公開號】CN105573340
【申請?zhí)枴緾N201610030454
【發(fā)明人】王鵬, 侯中喜, 高俊, 陳清陽, 魯亞飛, 冒云慧, 李茹, 郭天豪
【申請人】中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)
【公開日】2016年5月11日
【申請日】2016年1月15日