本發(fā)明涉及無(wú)人機(jī)控制技術(shù),尤其涉及一種無(wú)人機(jī)飛行控制方法和飛行控制系統(tǒng)。
背景技術(shù):
由于中小型無(wú)人機(jī)因機(jī)體容積、起飛重量和整體成本等因素,不能像大型無(wú)人機(jī)可以搭載多種傳感器,所以目前中小型無(wú)人機(jī)僅使用“空速”或者“地速”一個(gè)參數(shù)進(jìn)行控制,這樣無(wú)人機(jī)在遭遇湍流、風(fēng)切變、側(cè)風(fēng)、低空地面效應(yīng)等因素影響時(shí),飛行的穩(wěn)定性和安全性將降低,影響飛行安全。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素:
鑒于現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述缺陷,本發(fā)明提供一種無(wú)人機(jī)飛行控制方法和飛行控制系統(tǒng),以解決現(xiàn)有無(wú)人機(jī)由于僅使用“空速”或“地速”一個(gè)參數(shù)進(jìn)行飛行控制,導(dǎo)致無(wú)人機(jī)飛行穩(wěn)定性和安全性得不到保證的問(wèn)題。本發(fā)明是通過(guò)如下技術(shù)方案來(lái)實(shí)現(xiàn)的:
一種無(wú)人機(jī)飛行控制方法,包括如下步驟:
步驟a:實(shí)時(shí)檢測(cè)所述無(wú)人機(jī)的空速和地速;
步驟b:對(duì)檢測(cè)到的所述無(wú)人機(jī)的空速和地速進(jìn)行實(shí)時(shí)誤差修正,得到所述無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速;
步驟c:根據(jù)所述無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速對(duì)所述無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制。
進(jìn)一步地,當(dāng)所述無(wú)人機(jī)為固定翼飛機(jī)時(shí),所述步驟c中,根據(jù)所述固定翼飛機(jī)的真空速和真地速控制所述固定翼飛機(jī)的動(dòng)力。
進(jìn)一步地,當(dāng)所述無(wú)人機(jī)為直升機(jī)時(shí),所述步驟c中,根據(jù)所述直升機(jī)的真空速和真地速控制所述直升機(jī)的旋翼總距。
進(jìn)一步地,當(dāng)所述無(wú)人機(jī)為多旋翼飛行器時(shí),所述步驟c中,根據(jù)所述多旋翼飛行器的真空速和真地速控制所述多旋翼飛行器的前向推進(jìn)電機(jī)轉(zhuǎn)速。
進(jìn)一步地,所述步驟c中采用pid控制算法對(duì)所述無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制。
進(jìn)一步地,對(duì)檢測(cè)到的所述無(wú)人機(jī)的空速進(jìn)行誤差修正的步驟包括:
對(duì)檢測(cè)到的所述無(wú)人機(jī)的空速進(jìn)行機(jī)械誤差修正,得到校正空速;
對(duì)所述校正空速進(jìn)行空氣動(dòng)力誤差修正,得到指示空速;
對(duì)所述指示空速進(jìn)行空氣壓縮性誤差修正,得到當(dāng)量空速;
對(duì)所述當(dāng)量空速進(jìn)行空氣密度誤差修正,得到所述無(wú)人機(jī)的真空速。
一種無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng),包括:
檢測(cè)傳感器模塊,用于實(shí)時(shí)檢測(cè)所述無(wú)人機(jī)的空速和地速;
誤差修正模塊,用于對(duì)檢測(cè)到的所述無(wú)人機(jī)的空速和地速進(jìn)行實(shí)時(shí)誤差修正,得到所述無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速;
飛行控制模塊,用于根據(jù)所述無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速對(duì)所述無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制。
進(jìn)一步地,當(dāng)所述無(wú)人機(jī)為固定翼飛機(jī)時(shí),所述飛行控制模塊根據(jù)所述固定翼飛機(jī)的真空速和真地速控制所述固定翼飛機(jī)的動(dòng)力。
進(jìn)一步地,當(dāng)所述無(wú)人機(jī)為直升機(jī)時(shí),所述飛行控制模塊根據(jù)所述直升機(jī)的真空速和真地速控制所述直升機(jī)的旋翼總距。
進(jìn)一步地,當(dāng)所述無(wú)人機(jī)為多旋翼飛行器時(shí),所述飛行控制模塊根據(jù)所述多旋翼飛行器的真空速和真地速控制所述多旋翼飛行器的前向推進(jìn)電機(jī)轉(zhuǎn)速。
進(jìn)一步地,所述飛行控制模塊采用pid控制算法對(duì)所述無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制。
進(jìn)一步地,所述誤差修正模塊包括:
機(jī)械誤差修正子模塊,用于對(duì)檢測(cè)到的所述無(wú)人機(jī)的空速進(jìn)行機(jī)械誤差修正,得到校正空速;
空氣動(dòng)力誤差修正子模塊,用于對(duì)所述校正空速進(jìn)行空氣動(dòng)力誤差修正,得到指示空速;
空氣壓縮性誤差修正子模塊,用于對(duì)所述指示空速進(jìn)行空氣壓縮性誤差修正,得到當(dāng)量空速;
空氣密度誤差修正子模塊,用于對(duì)所述當(dāng)量空速進(jìn)行空氣密度誤差修正,得到所述無(wú)人機(jī)的真空速。
與現(xiàn)有技術(shù)相比,本發(fā)明提供的無(wú)人機(jī)飛行控制方法和飛行控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)檢測(cè)無(wú)人機(jī)的空速和地速,并對(duì)其進(jìn)行實(shí)時(shí)修正得到無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速,更加真實(shí)客觀地反映了無(wú)人機(jī)相對(duì)于空氣的速度,并在此基礎(chǔ)上結(jié)合無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制,能夠有效保證無(wú)人機(jī)在遭遇湍流、風(fēng)切變、側(cè)風(fēng)、低空地面效應(yīng)等因素影響時(shí)的飛行穩(wěn)定性和安全性。
附圖說(shuō)明
圖1:本發(fā)明實(shí)施例提供的無(wú)人機(jī)飛行控制方法的流程示意圖。
圖2:本發(fā)明實(shí)施例提供的無(wú)人機(jī)飛行控制方法中無(wú)人機(jī)空速誤差修正流程示意圖;
圖3:本發(fā)明實(shí)施例提供的無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的組成示意圖;
圖4:本發(fā)明實(shí)施例提供的無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)中誤差修正模塊的組成示意圖。
具體實(shí)施方式
下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中附圖,對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述。顯然,所描述的實(shí)施例僅僅是本發(fā)明一部分實(shí)施例,而不是全部的實(shí)施例。通常在此處附圖中描述和示出的本發(fā)明實(shí)施例的組件可以以各種不同的配置來(lái)布置和設(shè)計(jì)。因此,以下對(duì)在附圖中提供的本發(fā)明的實(shí)施例的詳細(xì)描述并非旨在限制要求保護(hù)的本發(fā)明的范圍,而是僅僅表示本發(fā)明的選定實(shí)施例?;诒景l(fā)明的實(shí)施例,本領(lǐng)域技術(shù)人員在沒(méi)有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下所獲得的所有其他實(shí)施例,都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。
如圖1所示,本發(fā)明實(shí)施例提供了一種無(wú)人機(jī)飛行控制方法,包括如下步驟:
步驟a:實(shí)時(shí)檢測(cè)無(wú)人機(jī)的空速和地速;
步驟b:對(duì)檢測(cè)到的無(wú)人機(jī)的空速和地速進(jìn)行實(shí)時(shí)誤差修正,得到無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速;
步驟c:根據(jù)無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制。
當(dāng)無(wú)人機(jī)為固定翼飛機(jī)時(shí),步驟c中,根據(jù)固定翼飛機(jī)的真空速和真地速控制固定翼飛機(jī)的動(dòng)力。
當(dāng)無(wú)人機(jī)為直升機(jī)時(shí),步驟c中,根據(jù)直升機(jī)的真空速和真地速控制直升機(jī)的旋翼總距。
當(dāng)無(wú)人機(jī)為多旋翼飛行器時(shí),步驟c中,根據(jù)多旋翼飛行器的真空速和真地速控制多旋翼飛行器的前向推進(jìn)電機(jī)轉(zhuǎn)速。
步驟c中采用pid控制算法對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制。
如圖2所示,對(duì)檢測(cè)到的無(wú)人機(jī)的空速進(jìn)行誤差修正的步驟包括:
對(duì)檢測(cè)到的無(wú)人機(jī)的空速進(jìn)行機(jī)械誤差修正,得到校正空速;
對(duì)校正空速進(jìn)行空氣動(dòng)力誤差修正,得到指示空速;
對(duì)指示空速進(jìn)行空氣壓縮性誤差修正,得到當(dāng)量空速;
對(duì)當(dāng)量空速進(jìn)行空氣密度誤差修正,得到無(wú)人機(jī)的真空速。
如圖3所示,本發(fā)明另一實(shí)施例提供了一種無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng),包括:
檢測(cè)傳感器模塊1,用于實(shí)時(shí)檢測(cè)無(wú)人機(jī)的空速和地速;
誤差修正模塊2,用于對(duì)檢測(cè)到的無(wú)人機(jī)的空速和地速進(jìn)行實(shí)時(shí)誤差修正,得到無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速;
飛行控制模塊3,用于根據(jù)無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)真空速和實(shí)時(shí)真地速對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制。
當(dāng)無(wú)人機(jī)為固定翼飛機(jī)時(shí),飛行控制模塊3根據(jù)固定翼飛機(jī)的真空速和真地速控制固定翼飛機(jī)的動(dòng)力。
當(dāng)無(wú)人機(jī)為直升機(jī)時(shí),飛行控制模塊3根據(jù)直升機(jī)的真空速和真地速控制直升機(jī)的旋翼總距。
當(dāng)無(wú)人機(jī)為多旋翼飛行器時(shí),飛行控制模塊3根據(jù)多旋翼飛行器的真空速和真地速控制多旋翼飛行器的前向推進(jìn)電機(jī)轉(zhuǎn)速。
飛行控制模塊3采用pid控制算法對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行控制。
如圖4所示,誤差修正模塊2包括:
機(jī)械誤差修正子模塊201,用于對(duì)檢測(cè)到的無(wú)人機(jī)的空速進(jìn)行機(jī)械誤差修正,得到校正空速;
空氣動(dòng)力誤差修正子模塊202,用于對(duì)校正空速進(jìn)行空氣動(dòng)力誤差修正,得到指示空速;
空氣壓縮性誤差修正子模塊203,用于對(duì)指示空速進(jìn)行空氣壓縮性誤差修正,得到當(dāng)量空速;
空氣密度誤差修正子模塊204,用于對(duì)當(dāng)量空速進(jìn)行空氣密度誤差修正,得到無(wú)人機(jī)的真空速。
最后應(yīng)說(shuō)明的是:上述各實(shí)施例僅用于說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案,而非對(duì)其限制。盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明,本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解:其依然可以對(duì)前述實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改,或者對(duì)其中部分或全部技術(shù)特征進(jìn)行等同替換。而這些修改或替換,并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的范圍。