CN104833374B - 一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统 - Google Patents

一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统 Download PDF

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Abstract

为了解决直升机按指定飞行路径飞行的导航问题，本申请提供一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统，所述方法包括步骤：步骤一，定制直升机的飞行计划；步骤二，设定第一时间间隔，每隔一段第一时间间隔，就触发判定直升机是否到达所述飞行计划的目标点，若是则跳至步骤六，若否则跳转至步骤三；步骤三，进行路径规划；步骤四，进行导航计算；步骤五，获取直升机位置信息和航向信息；步骤六，导航结束。

Description

一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统
技术领域
本发明涉及一种飞行导航方法及系统，尤其是一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统。
背景技术
直升机有其独特的飞行特征，它能够垂直起落不需要机场跑道，能够空中悬停便于观察和救护，能够任意方向飞行，完成包括侧飞、后飞、倒飞甚至空中停机时的自旋着陆等固定翼飞机无法完成的动作。因而，直升机比固定翼飞机具有更加复杂的气动特性，即便是有经验的飞行员，也很难做到得心应手的控制直升机空中姿态的变化，对于多数驾驶员，尤其是新手或准备学习直升机驾驶的人员，一套实时仿真直升机飞行导航系统有着及其重要的模拟飞行意义。
目前，直升机模拟器的主要构成是在六自由度平台上加装模拟座舱来实现。输入系统由总矩杆、驾驶杆、脚蹬等组成；输出系统由显示器、扬声器等组成。核心算法采用小扰动方程
其实质是通过已知的状态向量和控制向量，求解下一刻的状态向量，以完成飞行状态的实时变化。
但是，目前的方法只能根据输入的控制向量，计算飞行状态，难以实现按指定飞行路径的飞行导航，更无法实现特殊飞行姿态如侧飞、后飞、倒飞和空中停机时的自旋着陆等的导航。
发明内容
有鉴于此，本申请提供一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统，其能避免特殊飞行姿态，：如侧飞、后飞、倒飞和空中停机时的自旋着陆的导航问题，使得直升机能按照指定飞行路径进行飞行导航。
本申请公开了一种实时仿真直升机飞行导航方法，其包括以下步骤：
S1：定制飞行计划，设定包括直升机的机型参数、本次飞行的起始点和目标点的信息，飞行环境参数，最优策略选取方式信息；
S2：设定第一时间间隔，每隔一段第一时间间隔，就触发判定直升机是否到达所述飞行计划的目标点，若是则跳至步骤六，若否则跳转至步骤三；
S3：进行路径规划，根据直升机当前的位置信息和目标点信息，采用路径规划方法，计算出飞行线路；
S4：设定第二时间间隔，根据直升机的当前时刻飞行计划所应处在的位置信息、航向信息以及第二时间间隔后直升机的位置信息进行导航计算；
S5：获取直升机当前的位置信息及航向信息，跳转至步骤二；
S6：结束导航。
优选地，所述第一时间间隔为30秒。
优选地，所述第二时间间隔为5秒。
优选地，所述导航计算包括使用小扰动线性化全面运动方程通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量。
优选地，所述导航计算具体包含以下步骤：
S41：根据不同直升机的参数，推出状态矩阵和控制矩阵；
S42：定制直升机的运动路线；
S43：通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量；
S44：通过映射计算得到直升机输入系统的位移量。
优选地，直升机输入系统包括直升机的驾驶杆、总矩杆和脚蹬。
优选地，所述通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量包括：通过得到控制向量。
优选地，所述通过映射计算得到直升机输入系统的位移量包括：根据计算得到根据导航当前直升机输入系统应该处于的位置信息以及当前直升机输入系统实际处于的位置信息，得到当前直升机输入系统的位移变化量。
同时，本申请公开了一种实时仿真直升机飞行导航系统，包括：
飞行计划输入模块1，其用于定制直升机的飞行计划；
路径规划模块2，设定第一时间间隔，用于每隔一段时间间隔，判定是否到达直升机此次飞行计划的目标点，若未到达目标点，则根据直升机当前的位置点和此次飞行计划的目标点进行飞行路径规划；
导航计算模块3，设定第二时间间隔，根据直升机的当前位置信息、航向信息以及第二时间间隔后直升机的位置信息进行导航计算，并获取直升机当前的位置信息及航向信息。
优选地，所述第一时间间隔为30秒。
优选地，所述第二时间间隔为5秒。
优选地，所述导航计算包括使用小扰动线性化全面运动方程通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量。
优选地，所述导航计算具体包含以下步骤：
S41：根据不同直升机的参数，推出状态矩阵和控制矩阵；
S42：定制直升机的运动路线；
S43：通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量；
S44：通过映射计算得到直升机输入系统的位移量。
优选地，直升机输入系统包括直升机的驾驶杆、总矩杆和脚蹬。
优选地，所述通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量包括：通过得到控制向量。
优选地，所述通过映射计算得到直升机输入系统的位移量包括：根据计算得到根据导航当前直升机输入系统应该处于的位置信息以及当前直升机输入系统实际处于的位置信息，得到当前直升机输入系统的位移变化量。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请中实时仿真直升机飞行导航方法流程图；
图2为本申请中实时仿真直升机飞行导航系统模块图。
图3为两个第一时间间隔之间经过导航计算的直升机飞行线路示意图。
具体实施方式
为了使本领域的人员更好地理解本申请中的技术方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。
为了解决现有技术中存在的问题，本申请公开了一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统，其中引入了直升机全量运动方程、小扰动线性化方程，根据矩阵变换理论，提出一种新的位姿反解方法，根据已知的飞行器位移和姿态，求解机构输入件的位置，同时考虑延迟等因素，将修正后的结果传至显示器或扬声器，从而实现飞行导航。
下面结合本申请附图进一步说明本申请具体实现。
如图1所示，本申请公开了一种实时仿真直升机飞行导航方法，其包括以下步骤：
S1：定制直升机的飞行计划。
输入本次直升机执行的飞行计划的各种参数，包括直升机的机型具体参数，例如：机长，机高，质量，发动机推力，前进比等；本次飞行的起始点和目标点的三维坐标；飞行周围环境情况，例如：风速，风向等；飞行最优策略选取，例如：最短时间，最易操作等。
S2：设定第一时间间隔，每隔一段第一时间间隔，就触发判定直升机是否到达此次飞行计划的目标点。
该第一时间间隔可以根据直升机上系统的计算能力和系统的实时性要求进行配置。在优选实施例中，该第一时间间隔可设置为30秒，即：每隔30秒根据直升机的当前位置信息和目标点进行飞行路径规划，既保证了及时调整飞行路线，又不影响系统的性能。
通过比较直升机当前的位置点和此次飞行计划的目标点来判定是否终止直升机此次飞行计划的导航，若直升机当前的位置点就是此次飞行计划的目标点，则跳转至S6；若直升机当前位置点不是此次飞行计划的目标点，则执行S3。
S3：根据直升机当前的位置点和此次飞行计划的目标点进行飞行路径规划。
直升机的飞行路径规划算法，可以采用现有技术中已有的路径规划算法，如：贝塞尔曲线算法。
S4：设定第二时间间隔，根据直升机的当前时刻飞行计划所应处在位置信息、航向信息以及第二时间间隔后直升机的位置信息进行导航计算。
一个第一时间间隔内的导航计算也是一个循环过程，为此设置第二时间间隔。在导航计算中，下一第二时间间隔可以成为下一时刻。在本申请中，第二时间间隔可以优选为5秒。如图3所示，在第一时间间隔优选为30秒、第二时间间隔优选为5秒时，在一个第一时间间隔内30秒内将进行6次导航计算。在一次导航计算中导航计算的循环是通过直升机当前位置和飞行路线中以下一时刻位置点相减，求出位置和航向的增量，目的是算出输入向量的变化值，这也是就本发明的核心，小扰动方程的位姿反解。
直升机当前位置信息指的是直升机当前三维的坐标信息（X，Y，Z），直升机当前的航向信息包括：对地坐标俯仰角θ，对地坐标滚转角ф，对地坐标偏航角ψ。
所述导航计算具体包括以下步骤：
S41：根据不同直升机的参数，推出状态矩阵和控制矩阵。
不同的型号的直升机，由于其质量、桨叶数、迎角等参数各不相同，其状态矩阵和控制矩阵都有不同。在本申请中也可以直接代入已公开发布的标准矩阵。换言之，在执行飞行计划的直升机机型和飞行计划确定时，状态矩阵和控制矩阵就不再变化。
S42：定制直升机的运动路线。
规划直升机飞行路径，同时针对飞行和训练的需要，定制指定的运动路线。
假定直升机为一体轴系XOY平面对称的刚体，忽略弹性形变，忽略地球自转与公转，忽略地面曲率等因素的影响。根据机械运动规律，其线运动方程为：
其中、、分别为作用于直升机机体轴X、Y、Z方向上的合力，u、v、w为沿OX轴、OY轴OZ轴线速度，p、q、r为绕OX轴、OY轴OZ轴角速度， m为飞机重量。
其角运动方程为：
其中、、分别为绕机体轴OX、OY、OZ上的力矩之和，Ix、Iy、Iz为直升机对OX、OY、OZ轴的转动惯量，Ixz为直升机对OX和OZ轴的惯性积，p、q、r为绕OX轴、OY轴OZ轴角速度。
机体角速度与欧拉角（偏航角 、俯仰角 、滚转角 ）角速度之间的关系为：
机体线速度u、v、w与地坐标系中的曲线位移之间的关系：
其中，L为航程、Y’为侧向距离、H为高度。
运用小扰动法，对全量运动方程进行线性化处理，建立直升机的小扰动线性化全面运动方程：
其中，状态变量为：
控制变量为：
因而，增量系数矩阵H、状态系数矩阵F、控制系数矩阵M分别为：
以某型直升机为例，飞机重量为4.1吨，在低高度前飞状态下，速度为22m/s，前进比为0.1，其状态方程为，则其中H、F、M分别为：
在直升机导航领域，矩阵H、F、M的求取已经为现有技术，在此不再赘述，可以参见：《直升机飞行控制》，杨一栋著，ISBN：9787118048728 ，国防工业出版社 2007年2月1日。
S43：利用位姿反解，求解直升机输入系统的位移向量。
通常，直升机的输入系统包括驾驶杆、总矩杆和脚蹬。
根据目前时刻的位姿和下一时刻后的位姿，求解控制向量。
求解控制向量包括以下步骤：
对增量线性方程 进行矩阵基本运算：
最后得到控制向量：
公式5
S44：通过映射计算得到直升机输入系统的位移量。
直升机输入系统的位移量指的是根据导航计算当前驾驶杆、总矩杆和脚蹬应该处于的位置信息。
，即：
其中：
Se为驾驶杆前后位移量，Sa为驾驶杆左右位移量，Sr为脚蹬位移量，Sc为总距杆位移量，Re为驾驶杆前后位移量所对应的产生俯仰角变化的力，Ra为驾驶杆左右位移量所对应的产生横滚角变化的力，Rr为脚蹬位移量所对应的产生偏航角变化的力，Rc为总距杆位移量所对应产生的升力，We为旋翼纵向周期变距（由驾驶杆前后位移量决定），Wa为旋翼横向周期变距（由驾驶杆左右位移量决定），Wr为尾桨桨距，Wc为旋翼总距。
矩阵D为解耦矩阵，可以通过设置预补偿器（预补偿矩阵）求得，其可以提高输入系统位移计算的准确性，其可以根据直升机的不同机型通过计算得到。出于计算的便捷，可以将矩阵D设置为单位矩阵。
那么根据导航计算得到的当前驾驶杆、总矩杆和脚蹬应该处于的位置信息S，当前直升机输入系统的位移变化量为：
其中：为当前直升机输入系统实际所处于的位置信息。
将求解得到的输出至显示器或扬声器或其他人机交互界面，以提醒飞机驾驶员，跳转至步骤S2。
S5：获取直升机当前的位置信息及航向信息。
S6：结束导航。
如图2所示，本申请还公开了一种实时仿真直升机飞行导航系统，其包括：
飞行计划输入模块1，其用于定制直升机的飞行计划。
输入本次直升机执行的飞行计划的各种参数，包括直升机的机型具体参数，例如：机长，机高，质量，发动机推力，前进比等；本次飞行的起始点和目标点的三维坐标；飞行周围环境情况，例如：风速，风向等；飞行最优策略选取，例如：最短时间，最易操作等。
路径规划模块2，设定第一时间间隔，用于每隔一段第一时间间隔，判定是否到达直升机此次飞行计划的目标点，若未到达目标点，则根据直升机当前的位置点和此次飞行计划的目标点进行飞行路径规划。
通过比较直升机当前的位置点和此次飞行计划的目标点来判定是否终止直升机此次飞行计划的导航，若直升机当前的位置点就是此次飞行计划的目标点，则结束此次飞行导航；若直升机当前位置点不是此次飞行计划的目标点，则输出至导航计算模块3。
该第一时间间隔可以根据直升机上系统的计算能力和系统的实时性要求进行配置。在优选实施例中，该时间间隔可设置为30秒，即：每隔30秒根据计算当前位置直升机飞行到的位置信息和目标点进行飞行路径规划，既保证了及时调整飞行路线，又不影响系统的性能。
直升机的飞行路径规划算法，可以采用现有技术中已有的路径规划算法，如：贝塞尔曲线算法。
导航计算模块3，设置第二时间间隔，根据直升机的当前位置信息、航向信息以及第二时间间隔后的直升机位置信息进行导航计算，并获取直升机当前的位置信息及航向信息。
直升机当前位置信息指的是直升机当前三维的坐标信息（X，Y，Z），直升机当前的航向信息包括：对地坐标俯仰角θ，对地坐标滚转角ф，对地坐标偏航角ψ。
导航计算模块3中的导航计算如上述实时仿真直升机飞行导航方法中S4中所述，以下不再赘述。
当然，实施本申请的任一技术方案必不一定需要同时达到以上的所有优点。
本领域的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、装置(设备)、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、装置(设备)和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统方法，所述方法包括：
步骤一，定制飞行计划，设定包括直升机的机型参数、本次飞行的起始点和目标点的信息，飞行环境参数，最优策略选取方式信息；
步骤二，设定第一时间间隔，每隔一段第一时间间隔，就触发判定直升机是否到达所述飞行计划的目标点，若是则跳至步骤六，若否则跳转至步骤三；
步骤三，进行路径规划，根据直升机当前的位置信息和目标点信息，采用路径规划方法，计算出飞行线路；
步骤四，设定第二时间间隔，根据直升机的当前时刻飞行计划所应处在的位置信息、航向信息以及第二时间间隔后直升机的位置信息进行导航计算，将获得的位置变化量通过人机交互界面输出；
步骤五，获取直升机当前的位置信息及航向信息，跳转至步骤二；
步骤六，结束导航；
其中，步骤四具体包括以下步骤：
根据不同直升机的参数，推出状态矩阵和控制矩阵；
定制直升机的运动路线：规划直升机飞行路径，同时针对飞行和训练的需要，定制指定的运动路线；
计算直升机输入系统应该处于的位置信息：利用位姿反解，根据目前时刻的位姿和下一时刻后的位姿以及小扰动线性化全面运动方程 进行矩阵基本计算，最终获得直升机输入系统的控制向量 根据所述控制向量，通过映射计算得到直升机输入系统应该处于的位置信息S＝RD△W，即
其中，H为增量系数矩阵；F为状态系数矩阵；M为控制系数矩阵； 为 状态变量，△W为控制向量；矩阵D为解耦矩阵；Se为驾驶杆前后位移量，Sa为驾驶杆左右位移量，Sr为脚蹬位移量，Sc为总距杆位移量，Re为驾驶杆前后位移量所对应的产生俯仰角变化的力，Ra为驾驶杆左右位移量所对应的产生横滚角变化的力，Rr为脚蹬位移量所对应的产生偏航角变化的力，Rc为总距杆位移量所对应产生的升力，We为旋翼纵向周期变距，由驾驶杆前后位移量决定，Wa为旋翼横向周期变距，由驾驶杆左右位移量决定，Wr为尾桨桨距，Wc为旋翼总距；
计算当前所述直升机输入系统的位移变化量△S＝S-S0；其中，S0为当前直升机输入系统实际所处于的位置信息；
将所述位移变化量输出至所述直升机的人机交互界面，用于提醒飞机驾驶员，跳转至步骤二。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一时间间隔为30秒。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第二时间间隔为5秒。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述导航计算包括使用小扰动线性化全面运动方程 通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述导航计算具体包含以下步骤：
S41：根据不同直升机的参数，推出状态矩阵和控制矩阵；
S42：定制直升机的运动路线；
S43：通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量；
S44：通过映射计算得到直升机输入系统的位移量。
6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述直升机输入系统包括直升机的驾驶杆、总矩杆和脚蹬。
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量包括：通过得到控制向量
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述通过映射计算得到直升机输入系统的位移量包括：根据当前直升机输入系统实际处于的位置信息S0以及S＝RD△W计算得到的根据导航当前直升机输入系统应该处于的位置信息，得到当前直升机输入系统的位移变化量△S。
9.一种实时仿真直升机飞行导航系统，包括：
飞行计划输入模块1，其用于定制直升机的飞行计划；
路径规划模块2，设定第一时间间隔，用于每隔一段时间间隔，判定是否到达直升机此次飞行计划的目标点，若未到达目标点，则根据直升机当前的位置点和此次飞行计划的目标点进行飞行路径规划；
导航计算模块3，根据直升机的当前位置信息、航向信息以及第二时间间隔后的直升机位置信息进行导航计算，并获取直升机当前的位置信息及航向信息；
所述导航计算模块用于利用位姿反解获得直升机输入系统的控制向量以及利用映射计算获得直升机输入系统应该处于的位置，从而根据当前所述直升机输入系统实际所处于的位置确定当前所述直升机输入系统的位移变化量；
其中，确定当前所述直升机输入系统的位移变化量包括：
根据不同直升机的参数，推出状态矩阵和控制矩阵；
定制直升机的运动路线：规划直升机飞行路径，同时针对飞行和训练的需要，定制指定的运动路线；
计算直升机输入系统应该处于的位置信息：利用位姿反解，根据目前时刻的位姿和下一时刻后的位姿以及小扰动线性化全面运动方程 进行矩阵基本计算，最终获得直升机输入系统的控制向量 根据所述控制向量，通过映射计算得到直升机输入系统应该处于的位置信息S＝RD△W，即
其中，H为增量系数矩阵；F为状态系数矩阵；M为控制系数矩阵； 为状态变量，△W为控制向量；矩阵D为解耦矩阵；Se为驾驶杆前后位移量，Sa为驾驶杆左右位移量，Sr为脚蹬位移量，Sc为总距杆位移量，Re为驾驶杆前后位移量所对应的产生俯仰角变化的力，Ra为驾驶杆左右位移量所对应的产生横滚角变化的力，Rr为脚蹬位移量所对应的产生偏航角变化的力，Rc为总距杆位移量所对应产生的升力，We为旋翼纵向周期变距，由驾驶杆前后位移量决定，Wa为旋翼横向周期变距，由驾驶杆左右位移量决定，Wr为尾桨桨距，Wc为旋翼总距；
计算当前所述直升机输入系统的位移变化量△S＝S-S0；其中，S0为当前直升机输入系统实际所处于的位置信息。
10.根据权利要求9所述的系统，其特征在于，所述第一时间间隔为30秒，导航计算模块3按照如权利要求4-8之一中所述方法进行导航计算。
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