一種基于風場精確測量的無人機傘降回收方法
【專利摘要】本發明涉及一種基于風場精確測量的無人機傘降回收方法，應用于中小型無人機的傘降定點回收。實現方法是：在無人機降落前，先利用機載傳感器實時測量無人機的航跡地速、氣流空速、航跡傾斜角、偏航角、側滑角、航跡方位角，計算得到風速的大小和方向，根據該風場信息計算出無人機的回收動作點，調整無人機飛行航向，當無人機迎風進入回收航線到達期望的回收點后，依次發停車指令，無人機作無動力飛行，發回收指令，打開降落傘，無人機作減速滑行并漂移至指定降落點附近。本發明可在風場測量的基礎上，有效提高無人機傘降定點回收的精度和可靠性。
【專利說明】
一種基于風場精確測量的無人機傘降回收方法
技術領域
[0001] 本發明涉及無人機傘降回收領域，特別涉及一種基于風場精確測量的無人機傘降 回收方法。 技術背景
[0002] 傘降回收是中小型無人機的主要回收方式，無人機執行完偵察任務后，是否能成 功在給定區域范圍內降落顯得尤為重要。目前的回收方式均由地面操縱人員憑借目視進行 控制，飛控手需擁有豐富的操控經驗，并根據風的大小與方向，估算降落點，并以此作為依 據完成停車及開傘操作。但由于操縱人員的判斷存在不確定性，特別是在風擾動的作用下， 受回收場地制約，將很難避免無人機因降落地點的限制而導致回收失敗。因此有必要在降 落前，根據對風速大小和方向的測量，計算出期望的回收點，從而提高風場條件下定點回收 的可靠性。
[0003] 無人機的傘降回收通常選取開闊的低空區域作為回收場所，而在復雜的地形條件 下，這樣的開闊區域是可遇而不可求。在低空環境中，氣流平穩，定常風場對無人機回收系 統的影響遠大于紊流影響，定常風主要影響無人機的飛行航跡，紊流則主要影響無人機的 飛行品質。如果能實時測量定常風的大小與方向，計算出無人機的回收動作點，則無人機進 行回收航線后，調整好飛行高度和飛行速度，實時判斷與回收動作點的距離，一旦到達回收 動作點，執行停車開傘操作，將可大大提高回收的可靠性，提高無人機的環境適應能力。
[0004] 本發明利用機載傳感器實時測量無人機的航跡地速、氣流空速、航跡傾斜角、偏航 角、側滑角、航跡方位角，計算得到風速的大小和方向，根據該風場信息，計算出無人機的回 收動作點，調整無人機飛行航跡以及航向，當迎風進入回收航線，到達期望的回收點后，依 次發停車指令，無人機作無動力飛行，發回收指令，打開降落傘至飛行空速為零，無人機作 減速滑行并漂移至指定降落點附近。本發明可在風場測量的基礎上，有效提高無人機傘降 定點回收的精度和可靠性。
【發明內容】
[0005] 本發明的目的是為了提高中小型無人機傘降定點回收的精度和可靠性。為了達到 上述目的，本發明采用下述技術方案：
[0006] 1、利用機載傳感器測得的傳感器信息，實時計算風速的大小和方向，估算均勻風 場的風速
[0007] 利用機載傳感器實時測量無人機的航跡地速、氣流空速、航跡傾斜角、偏航角、側 滑角、航跡方位角，計算得到風速的大小和方向，將風速沿地理坐標系進行分解，得到X軸 方向風速v x、y軸方向風速vy、z軸方向風速vz，其大小分別表示為：
[0008] vx= (cos 8 cos x ) v g-cos (it + 0 ) va
[0009] vy= (cos 5 sin x ) v g-sin (邊 + 0 ) va
[0010] vz= (-sin 8 ) v g
[0011] 總的風速大小的計算公式為：
[0012] |vw| = ^]v2g+vl~2 cos 8cos{\f/ + p- x) vgva
[0013] 式中，vw為風速，v g為航跡地速，由定位精度高于1米的北斗定位系統獲得，v 3為 氣流空速，S為航跡傾斜角，1])為偏航角，0為側滑角、x為航跡方位角；
[0014] 均勻風場的風速f估算為：
[0016] i為某一時刻的風速大小計算值，k為統計的次數，風的方向與地理坐標系x軸的 夾角為x w，且表示為：
[0017] x w= arctg (v y/vx)。
[0018] 2、回收動作點的算方法，按如下過程進行：
[0019] 無人機停車后，分別經過無動力飛行段、滑行段和漂移段，設無人機的給定降落點 為無動力飛行段的位移為、滑行段的位移為么^、漂移段的位移為，計算出的回 收動作點？為
[0020] P = ^ + A^ + ^ + A^,
[0021] 無動力飛行段的位移A巧:為：
[0023] 式中，tw為無動力飛行時間，0為俯仰角，$為偏航角，a為攻角，^為風速，V AS 為停車時無人機的空速。
[0024] 滑行段的位移為
[0027] 式中，tH為滑行飛行時間，U為傘帶長度，vw為風速，！D為偏航角，m為無人機質 量，^為空速，P為空氣密度，S w為機翼面積，Q為升力系數，A為誘導阻力增長因子，CD,。 為零升阻力系數。
[0028] 漂移段的位移A巧為
[0029] A^=n^)+^
[0030] tP為漂移時間，vw為風速，巧為漂移段無人機的下降空速，表示為
[0032] P為空氣密度，Cs為傘的阻力系數，As為傘的阻力面積，G為無人機系統的總重量。
[0033] 根據給定降落點位置瓦，結合無動力飛行段的位移A耳：、滑行段的位移、漂移 段的位移A^，就可以計算出的回收動作點戶位置。
[0034] 3、無人機進入回收航線，根據回收程序設置的預定飛行高度，自主判斷無人機的 飛行狀態，給出爬升或俯沖指令。當滿足回收高度時，改為平飛。達到回收動作點后，機載 飛控導航計算機發出"停車"和"回收"指令，完成回收，無人機在風速及停車時初始速度的 作用下，降落至給定回收點附近。
[0035] 本發明由于采用以上技術方案，通過機載傳感器，測量降落時刻降落區域所處的 風向及風力大小，計算出回收動作點的位置，迎風飛行到達期望的回收點后，飛控導航計算 機依次發停車指令，無人機作無動力飛行，發回收指令，打開降落傘，無人機作減速滑行并 漂移至指定降落點附近。本發明可在風場精確測量的基礎上，有效提高了無人機傘降定點 回收的精度和可靠性。
【附圖說明】
[0036] 圖1是回收程度傘降回收仿真計算落點；
[0037] 圖2是無人機在使用回收程度前后的傘降回收實際落點。
【具體實施方式】
[0038] 某型無人機完成偵察任務后，即進入回收航線，等待回收。為驗證系統的可靠性， 首先進行了仿真分析，選取的參數為：
[0039] 1、無人機停車前的狀態：
[0040] m = 320kg，VAS= 170Km/h，H = 220m，邊=0。，9 = 2。，傘=0。，a = 0 = 0° ;
[0041] 2、均勻風場定義為：
[0042] vw= 6m/s，x w= 30。
[0043] 3、樣本數：n = 20。
[0044] 仿真的結果見圖1，表明系統的圓概率誤差較小，其CEP小于10m，具有較好的定點 降落精度。
[0045] 將該回收程序用在某型無人機上，具體實驗時，無人機在適當距離范圍內調整發 動機狀態，使得轉速控制在5200rpm左右，控制飛機下滑，同時監控發動機狀態以及飛行速 度，在回收高度調整回收航線，回收時飛機相對高度控制在200m左右，根據降落時間再乘 以下降時的風速加上航偏值確定降落點，該方法手動輸入風向及風速，從而估算降落點。本 文方法的回收程序根據降落前的機載傳感器信息，自動獲取當前風場的風向及風速大小， 迎風進入回收動作點，結合飛行的航向及停車時的飛行速度，由回收程序自動發送停車及 開傘指令，完成回收。統計的定點傘降落點圖見圖2,實際的回收精度為CEP = 38. 56m，好 于傳統手工降落操作方式，取得了理想的效果。
【主權項】
1. 一種基于風場精確測量的無人機傘降回收方法，其特征在于具體步驟如下： (1) 利用機載傳感器測得的傳感器信息，計算風速的大小和方向，估算均勻風場的風 速； (2) 根據計算的風速、風向和給定降落點，計算出回收動作點； (3) 無人機迎風進入回收航線，達到回收動作點后，分別執行停車開傘操作，降落至給 定點附近。2. 根據權利要求書1所述的風場精確測量方法，其中步驟⑴所述的計算風速大小和 方向的方法，按如下過程進行： 利用機載傳感器實時測量無人機的航跡地速、氣流空速、航跡傾斜角、偏航角、側滑角、 航跡方位角，計算得到風速的大小和方向，將風速沿地理坐標系進行分解，得到X軸方向風 速vx、y軸方向風速v y、z軸方向風速vz，其大小分別表示為： Vx= (cos δ cos x ) v g-cos ( φ + β ) va, Vy= (cos δ sin X ) V g_sin ( Φ + β ) va，νζ = (-sin δ )Vg 總風速大小的計算公式為：式中，Vw為風速，V g為航跡地速，由定位精度高于1米的北斗定位系統獲得，V a為氣流 空速，δ為航跡傾斜角，Ψ為偏航角，β為側滑角、X為航跡方位角； 均勻風場的風速；估算為：i為i時刻的風速大小計算值，k為一段時間內統計的次數，風的方向與地理坐標系X 軸的夾角為Xw，且表示為： X w= arctg(v y/vx) 〇3. 根據權利要求書1所述的基于風場精確測量的無人機傘降回收方法，其中步驟（2) 所述的回收動作點計算方法，按如下過程進行： 無人機停車后，分別經過無動力飛行段、滑行段和漂移段，設無人機的給定降落點為 -...........-.........- '丨勺位移為Δ^，計算出的回收tw為無動力飛行時間，Θ為俯仰角，φ為偏航角，α為攻角，^為風速，Vas為停車時 無人機的空速； 滑行段的位移4^為：式中，tH為滑行飛行時間，L u為傘帶長度，V "為風速，Φ為偏航角，m為無人機質量，V a 為空速，P為空氣密度，Sw為機翼面積，Cl為升力系數，A為誘導阻力增長因子，CD,。為零升 阻力系數； 漂移段的位移Δ瓦為：tP為漂移時間，VwS風速，為漂移段無人機的下降空速，表示為：式中，P為空氣密度，Cs為傘的阻力系數，As為傘的阻力面積，G為無人機系統的總重 量。
【文檔編號】G05B13/04GK105892289SQ201410773661
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2014年12月15日
【發明人】謝志剛, 李建增, 張云, 褚麗娜, 陳自力
【申請人】中國人民解放軍軍械工程學院