CN109861001A - 天线控制系统、地面控制终端及其方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种天线控制系统、地面控制终端及其控制方法，天线控制系统包括控制器、定位模块、信号收发器、天线切换模块、跟踪天线以及全向天线；定向天线在控制器的控制下，实现对飞行器的实时跟踪。本发明根据天线控制系统与飞行器的实时相对距离来切换全向天线或定向天线，当实时相对距离小于预设阈值时，切换启用全向天线，当实时相对距离大于预设阈值时，切换启用定向天线，定向天线具有机动性，可充分发挥定向天线的较大前向增益，将全向天线与跟踪天线融合在一起，可保证任何距离的通信稳定性及相互之间的抗干扰性，有较强的拓展性，保证飞行器在起飞、飞行、回收降落这一完整流程中的飞行器与地面控制终端的通讯质量。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器天线控制技术领域，尤其涉及一种天线控制系统、地面控制终端及其方法。
背景技术
飞行器(flight vehicle)是在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械，在大气层内飞行的称为航空器，如气球、飞艇、飞机等。无人驾驶飞行器，简称“无人机”，是利用无线电遥控设备和自备程序操控的飞行设备。按技术特征划分，无人机可分为固定翼无人机、无人直升机、多旋翼无人机、伞翼无人机等。按应用领域划分,分为军用无人机和民用无人机。无人机最初使用于军方，通常作为侦察机和靶机使用。而随着无人机技术的飞速发展，无人机的智能化使得其在民用领域上也拥有广泛的应用，如光伏检测、电力巡检、广域监控等等。无人机自动化飞行的需求也应运而生，在无人机自动化飞行的过程中，会存在许多远距离、超视距飞行的情况。
目前,无人机使用ARM控制系统控制电机的朝向，从而达到控制天线朝向的目的。天线控制系统包含俯仰运动机构与偏航运动机构，俯仰运动机构通过滑动变阻器的阻值来对上位机进行角度反馈，偏航运动机构通过自带罗盘来测量角度并进行角度反馈，整套设备可通过一升降装置手动调整天线控制系统高度。
当前,无人机控制全程仅仅使用了“定向天线+机械控制装置”来实现天线对无人机的跟随控制。由于无人机使用GPS进行定位，若GPS信号不佳时，GPS定位结果容易发生跳变，当无人机与天线控制系统距离较近时，天线控制系统的机械控制装置会根据GPS的跳变值进行跟随，这样会导致定向天线无法准确辐射到无人机，可能因此造成地面控制终端与无人机的失联，导致无法再与无人机进行通信。此外，这种对于GPS跳变值的跟随，有可能会损坏机械装置，导致天线控制系统故障。同时,使用罗盘进行定向传感，但罗盘属于惯性测量单元，长时间使用容易存在累计误差，从而导致无法准确定位。当无人机距离较远时，如何保证无人机与地面控制终端之间的通信稳定性；当多架无人机同时飞行时，如何避免无人机之间的相互干扰,这些都是当下无人机行业级应用的难题。
发明内容
本发明要解决的技术问题在于，针对现有技术的上述缺陷，提供一种天线控制系统、地面控制终端及其方法。
根据本发明的一方面，提供一种天线控制系统，包括控制器、定位模块、信号收发器、天线切换模块、跟踪天线以及全向天线；其中，所述控制器与定位模块、信号收发器30及跟踪天线连接，信号收发器与天线切换模块连接，天线切换模块用于切换跟踪天线或全向天线；
所述信号收发器，用于通过跟踪天线或全向天线与飞行器进行交互通信，并获取飞行器在世界坐标系中的飞行器实时位置信息，并将飞行器实时位置信息发送至控制器；
所述定位模块，用于获取天线控制系统在世界坐标系中的天线实时位置信息，并将天线实时位置信息发送至控制器；
所述控制器，用于根据飞行器实时位置信息及天线实时位置信息，计算天线控制系统与飞行器之间的实时相对距离srd，并根据对实时相对距离srd的分析判断来发送天线切换命令至天线切换模块；
所述天线切换模块根据控制器发送的天线切换命令来切换跟踪天线或全向天线进而使得信号收发器与跟踪天线或全向天线连接。
优选的，所述飞行器实时位置信息包括飞行器的实时经度bLon、实时纬度bLat以及实时高度bAlt；所述天线实时位置信息包括天线控制系统的跟踪天线的实时纬度aLat、实时经度aLon以及实时高度aAlt；
当所述天线控制系统与飞行器的实时相对距离srd小于预设阈值时，控制器的天线切换命令为导通全向天线，信号收发器通过天线切换模块与全向天线连接；
当天线控制系统与飞行器的实时相对距离srd大于预设阈值时，控制器的天线切换命令为导通跟踪天线，信号收发器通过天线切换模块与跟踪天线连接；控制器，还用于根据飞行器实时位置信息及天线实时位置信息，计算飞行器的实时方位角；
所述飞行器的实时方位角包括飞行器相对于跟踪天线在水平方向的飞行器偏航角yaw和在垂直方向的飞行器俯仰角pitch。
所述实时相对距离srd的计算公式为：
height＝bAlt-aAlt；
distance＝sqrt((aLat*100000-bLat*100000)*(aLat*100000-bLat*100000)+(aLon*100000-bLon*100000)*(aLon*100000-bLon*100000))；
srd＝sqrt(height*height+distance*distance)；
所述飞行器俯仰角pitch的计算公式为：
pitch＝arctan(height/distance)；
优选的，所述飞行器偏航角yaw的计算公式为：
cosAB＝cos(π/2-aLat)*cos(π/2-bLat)+sin(π/2-aLat)*sin(π/2-bLat)*cos(bLon-aLon)；
sinAB＝sqrt(1-cosAB*cosAB)；
sinBAN＝sin(π/2-bLat)*sin(bLon-aLon)/sinAB；
yaw＝arcsin(sinBAN)；
如果bLon-aLon>0，而且bLat-aLat>0，则yaw＝yaw；否则，
如果bLon-aLon>0，而且bLat-aLat<0，则yaw＝180-yaw；否则，
如果bLon-aLon<0，而且bLat-aLat<0，则yaw＝180-yaw；否则，
如果bLon-aLon<0，而且bLat-aLat>0，则yaw＝360+yaw。
优选的，采用位置过滤算法来获取飞行器的飞行器实时位置信息；所述位置过滤算法的计算公式为：
所述飞行器上一次采样时的纬度为preLat，所述飞行器上一次采样时的经度为preLon，所述飞行器本次采样时的纬度为curLat，所述飞行器本次采样时的经度为curLon，所述飞行器的位置相邻两个采样点之间的水平距离为adistance，所述飞行器的位置相邻两个采样点之间的垂直距离为aheight，所述飞行器的位置相邻两个采样点之间的空间距离为spaceLength，采样周期为timeInterval，所述飞行器的上升速度为maxSpeed；
adistance＝sqrt((curLat*100000-preLat*100000)*(curLat*100000-preLat*100000)+(curLon*100000-preLon*100000)*(curLon*100000-preLon*100000))；
aheight＝curHeight-preHeight；
spaceLength＝sqrt(adistance*adistance+aheight*aheight)；
如果spaceLength/timeInterval>maxSpeed*2，则，
丢弃本次采样时的所述飞行器实时位置信息；否则，
所述实时纬度bLat＝curLat，所述实时经度bLon＝curLon。
优选的，所述飞行器俯仰角pitch的计算公式如下：
height＝bAlt-aAlt；
distance＝sqrt((aLat*100000-bLat*100000)*(aLat*100000-bLat*100000)+(aLon*100000-bLon*100000)*(aLon*100000-bLon*100000))；
pitch＝arctan(height/distance)。
优选的，所述跟踪天线包括定向天线、定向天线固定件、俯仰运动机构、俯仰支撑座、带轮、同步带、偏航运动机构及底座；
所述定向天线，用于收发特定频段的无线电信号实现飞行器与信号收发器之间的通信连接；
所述底座用于将跟踪天线进行固定，所述偏航运动机构固定在底座上，俯仰支撑座固定在底座上，俯仰运动机构固定在俯仰支撑座上，定向天线固定件固定在俯仰运动机构上，定向天线固定在定向天线固定件上；
所述偏航运动机构通过带轮及皮带转动来调整定向天线的天线偏航角ctrlYaw，俯仰运动机构用于调整定向天线的天线俯仰角ctrlPitch，进而使得定向天线始终朝向飞行器；
所述俯仰运动机构及偏航运动机构均与控制器连接，根据所述飞行器偏航角yaw和飞行器俯仰角pitch，所述控制器伺服控制偏航运动机构来调整定向天线的天线偏航角ctrlYaw、以及控制俯仰运动机构来调整定向天线的天线俯仰角ctrlPitch。
优选的，采用死区过渡算法来计算天线偏航角ctrlYaw，天线偏航角ctrlYaw的计算公式为：
所述偏航运动机构当前的转动角度为servoYaw，所述飞行器当前的水平方向的飞行器偏航角为yaw，预设的容忍区域值为deadBand；
如果270≤servoYaw≤360，而且yaw<deadBand，则，
ctrlYaw＝360；否则，
如果0≤servoYaw≤90，而且360-deadBand<yaw<＝360，则，
ctrlYaw＝0；否则，
ctrlYaw＝Yaw。
优选的，采用前馈跟踪算法来计算天线俯仰角ctrlPitch，所述天线俯仰角ctrlPitch的计算公式为：
所述飞行器上一次采样时的高度为preHeight，所述飞行器本次采样时的高度为curHeight，所述飞行器与跟踪天线的水平距离为distance，采样周期为timeInterval，所述飞行器的上升速度为speed，所述飞行器的上升速度阈值为threshhold；
当所述飞行器处于起飞阶段时：
speed＝(curHeight–preHeight)/timeInterval；
如果speed>threshhold，则，
ctrlPitch＝arctan((curHeight+speed*timeInterval)/distance)；否则，
ctrlPitch＝arctan(curHeight/distance)。
当所述飞行器处于下降阶段时：
speed＝(preHeight-curHeight)/timeInterval；
如果speed>threshhold，则，
ctrlPitch＝arctan((curHeight-speed*timeInterval)/distance)；否则，
ctrlPitch＝arctan(curHeight/distance)。
根据本发明的另一方面，还提供一种地面控制终端，包括上述的天线控制系统。
根据本发明的在一方面，还提供一种天线控制方法，应用于上述天线控制系统，包括如下步骤：
获取飞行器的飞行器实时位置信息；
获取天线控制系统的天线实时位置信息；
根据所述飞行器实时位置信息及天线实时位置信息，计算天线控制系统与飞行器的实时相对距离srd；
实时判断实时相对距离srd是否小于预设阈值；
若是，则切换启用全向天线，天线控制系统通过全向天线与飞行器进行通信连接；
若否，则切换启用跟踪天线，天线控制系统通过跟踪天线与飞行器进行通信连接。
优选的，还包括步骤：
当实时相对距离srd大于预设阈值时，根据飞行器实时位置信息及天线实时位置信息，计算飞行器的实时方位角，实时方位角为飞行器相对于跟踪天线在水平方向的飞行器偏航角yaw和在垂直方向的飞行器俯仰角pitch；
根据飞行器的实时方位角，调整跟踪天线的定向天线的天线偏航角ctrlYaw和天线俯仰角ctrlPitch，进而使得定向天线始终朝向飞行器。
优选的，还包括步骤：
当所述飞行器与所述天线控制系统通信断开时，采用断连搜索算法进行搜索；
所述断连搜索算法具体流程包括：
S601、所述跟踪天线与飞行器通信连接正常，根据飞行器发送的飞行器实时位置信息控制跟踪天线的转动；
S602、所述飞行器发送的飞行器实时位置信息是否超时，若否，则返回步骤S601，若是，则执行步骤S603；
S603、设定ctrlPitch＝所述飞行器最后更新的pitch值，所述偏航运动机构旋转360度来搜索所述飞行器；
S604、是否再次收到飞行器发送的飞行器实时位置信息；若是，则返回步骤S601，若否，则执行步骤S605；
S605、设定跟踪天线原始的天线俯仰角ctrlPitch＝0，设定原始的循环次数i＝0，设定ctrlPitch＝i*10，所述跟踪天线通过所述偏航运动机构旋转360度来搜索所述飞行器；
S606、是否再次收到所述飞行器发送的飞行器实时位置信息，若是，则返回步骤S601，若否，则执行步骤S607；
S607、是否i*10≥90，若否，则i＝i+1，并返回步骤S605，若否，则执行步骤S608；
S608、所述飞行器与所述跟踪天线通信连接中断，切换到所述全向天线或者手动接管所述飞行器。
实施本发明天线控制系统、地面控制终端及其方法的技术方案，具有如下优点或有益效果：本发明天线控制系统根据天线控制系统与飞行器的实时相对距离来切换全向天线或定向天线，当实时相对距离小于预设阈值时，切换启用全向天线，当实时相对距离大于预设阈值时，切换启用定向天线，使定向天线具有机动性，可将定向天线“具有较大的前向增益”这一特点充分发挥，将定向天线安装在一个被控制器控制偏航角yaw及俯仰角pitch两旋转轴的伺服系统上，并在控制器的控制下，实现对飞行器的实时跟踪；将全向天线与跟踪天线两种天线融合在一起，因飞行器相对与天线控制系统的方位变换较为快速，且GPS所感应到的飞行器位置存在跳变，容易对跟踪天线的伺服系统造成损坏，所以当飞行器在天线系统附近时，使用全向天线与飞行器通信，可以保证天线控制系统与飞行器的通讯，还避免了天线控制系统因飞行器定位跳变而造成的损坏。当飞行器飞行至与天线控制系统距离较远处，切换为跟踪天线进行通信，可保证较远距离的通讯稳定性与多套天线控制系统相互之间的抗干扰性，有较强的拓展性、抗干扰性，相互影响较小。保证飞行器起飞、飞行、回收降落这一完整流程中的飞行器与地面控制终端的通讯质量。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图，附图中：
图1是本发明天线控制系统实施例的模块示意图；
图2是本发明实施例天线控制系统与飞行器的示意图；
图3是本发明天线控制系统实施例的跟踪天线的结构示意图；
图4是本发明天线控制系统实施例的跟踪天线的分解示意图；
图5是本发明天线控制方法实施例的流程示意图；
图6是本发明天线控制方法实施例的断连搜索算法流程示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下文将要描述的各种实施例将要参考相应的附图，这些附图构成了实施例的一部分，其中描述了实现本发明可能采用的各种实施例，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。应明白，还可使用其他的实施例，或者对本文列举的实施例进行结构和功能上的修改，而不会脱离本发明的范围和实质。在其他情况中，省略对众所周知的系统、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本发明的描述。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“厚度”、“上下前后左右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的元件必须具有的特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此，不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定的“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接或可以相互通讯；可以是直接相连，也可以是通过中间媒介简介相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
为了说明本发明的技术方案，下面通过具体实施例来进行说明。
如图1-4示出了本发明天线控制系统实施例提供的示意图，为了便于说明，仅示出了与本发明实施例相关的部分。本发明天线控制系统包括控制器10、定位模块20、信号收发器30、天线切换模块40、跟踪天线50以及全向天线60。具体的，飞行器200优选为无人机，当然也可以是其他无人飞行器等等，信号收发器30为遥控器，如大疆创新公司的CENDENCE遥控器，当然，可以是该公司其他系列的遥控器，也可以是其他公司的遥控器。所述天线切换模块40可以为单刀双掷同轴开关，如美国公司Charter Engineering的B7N系列的单刀双掷同轴开关，当然，可以是该公司其他系列的单刀双掷同轴开关，也可以是其他公司的单刀双掷同轴开关。所述定位模块20可以为GPS定位模块和/或北斗定位模块。更为具体的，控制器10可以为上海威强电工业电脑有限公司的WAFER-ULT3/ULT4嵌入式电脑，也可以是该公司其他型号，或者是其他公司其他型号的控制装置，在此仅用于说明而不用于作具体限定。
本发明天线控制系统根据天线控制系统100与飞行器200的实时相对距离来切换全向天线或定向天线，当实时相对距离小于预设阈值时，切换启用全向天线，当实时相对距离大于预设阈值时，切换启用定向天线，定向天线具有机动性，可充分发挥定向天线的较大前向增益，将全向天线与跟踪天线两种天线融合在一起，可保证任何距离的通信稳定性与相互之间的抗干扰性，有较强的拓展性，保证飞行器起飞、飞行、回收降落这一完整流程中的飞行器与地面控制终端的通讯质量。更为具体的，飞行器也可以是其他可移动的物体等。
在本实施例中，所述控制器10与定位模块20及天线切换模块40连接，信号收发器30与天线切换模块40连接，天线切换模块40用于切换跟踪天线50或全向天线60；所述定位模块20，用于获取天线控制系统100在世界坐标系中的天线实时位置信息，并将天线实时位置信息发送至控制器10；所述控制器10，用于根据飞行器实时位置信息及天线实时位置信息，计算天线控制系统100与飞行器200之间的实时相对距离srd，并根据对实时相对距离srd的分析判断来发送天线切换命令至天线切换模块40；天线切换模块40根据控制器10发送的天线切换命令来切换跟踪天线50或全向天线60进而使得信号收发器30与跟踪天线50或全向天线60连接。
在本实施例中，所述信号收发器30，用于通过跟踪天线50或全向天线60与飞行器200进行交互通信，并获取飞行器200在世界坐标系中的飞行器实时位置信息，并将飞行器实时位置信息发送至控制器10；信号收发器30可以和飞行器200进行实时交互通信，同时，信号收发器30和控制器10连接，控制器不能直接和飞行器200进行交互，控制器10是通过信号收发器30与飞行器200进行交互通信。在目前的控制模式下，信号收发器30的控制权完全交给了控制器10，信号收发器30具有类似转发的功能，因此，飞行器实时位置信息是由控制器10通过信号收发器30来获取。
在本实施例中，当天线控制系统100与飞行器200的实时相对距离srd小于预设阈值时，具体的，预设阈值可以为20-30米，具体预设阈值与全向天线的信号强度有关，可以根据实际配置来确定，在此不做具体限制。控制器10的天线切换命令为导通全向天线60，信号收发器30通过天线切换模块40与全向天线60连接。
具体的，当天线控制系统100与飞行器200的实时相对距离srd大于预设阈值时，控制器10的天线切换命令为导通跟踪天线50，信号收发器30通过天线切换模块40与跟踪天线50连接；控制器10，还用于根据飞行器实时位置信息及天线实时位置信息，计算飞行器200的实时方位角。
在本实施例中，天线控制系统100与飞行器200的飞行器实时位置信息包括飞行器200的实时经度bLon、实时纬度bLat以及实时高度bAlt；所述天线实时位置信息包括天线控制系统100的跟踪天线50的实时纬度aLat、实时经度aLon以及实时高度aAlt；所述飞行器200的实时方位角包括飞行器200相对于跟踪天线50在水平方向的飞行器偏航角yaw和在垂直方向的飞行器俯仰角pitch。具体的，飞行器偏航角yaw为飞行器200相对于天线控制系统100的偏航角yaw，也就是，飞行器200相对于定向天线501在水平方向上的偏角yaw；飞行器俯仰角pitch为飞行器200相对于天线控制系统100的俯仰角pitch，也就是，飞行器200相对于定向天线501在垂直方向上的偏角pitch。更为具体的，实时经度bLon、实时纬度bLat、实时纬度aLat、实时经度aLon的单位均为rad度，实时高度aAlt、实时高度bAlt的单位均为m米。
在本实施例中，天线控制系统100与飞行器200的实时相对距离srd(空间相对距离spatial relative distance，srd)的计算公式为：
height＝bAlt-aAlt；
distance＝sqrt((aLat*100000-bLat*100000)*(aLat*100000-bLat*100000)+(aLon*100000-bLon*100000)*(aLon*100000-bLon*100000))；
srd＝sqrt(height*height+distance*distance)。
具体的，采用位置过滤算法获取飞行器200的飞行器实时位置信息；位置过滤算法：由于飞行器的经纬度海拔等数据受GPS信号影响，可能存在跳变，对跟踪天线的控制产生影响，所以需要对某些明显的错误数据进行过滤。根据飞行器的飞行方向和速度，我们可以预测出飞行器下一个采样周期的大概位置，如果收到的实际位置数据和预测的位置数据相差巨大，存在明显的错误，就丢弃该采样数据。其中，所述位置过滤算法的计算公式为：
所述飞行器200上一次采样时的纬度为preLat，所述飞行器200上一次采样时的经度为preLon，所述飞行器200本次采样时的纬度为curLat，所述飞行器200本次采样时的经度为curLon，所述飞行器的位置相邻两个采样点之间的水平距离为adistance，所述飞行器的位置相邻两个采样点之间的垂直距离为aheight，所述飞行器200的位置相邻两个采样点之间的空间距离为spaceLength，采样周期为timeInterval，所述飞行器的上升速度为maxSpeed；
adistance＝sqrt((curLat*100000-preLat*100000)*(curLat*100000-preLat*100000)+(curLon*100000-preLon*100000)*(curLon*100000-preLon*100000))；
aheight＝curHeight-preHeight；
spaceLength＝sqrt(adistance*adistance+aheight*aheight)；
如果spaceLength/timeInterval>maxSpeed*2，则，
丢弃本次采样时的所述飞行器实时位置信息；否则，
所述实时纬度bLat＝curLat，所述实时经度bLon＝curLon，根据本次采样的飞行器位置信息控制跟踪天线。
具体的，所述飞行器俯仰角pitch的计算公式为：
height＝bAlt-aAlt；
distance＝sqrt((aLat*100000-bLat*100000)*(aLat*100000-bLat*100000)+(aLon*100000-bLon*100000)*(aLon*100000-bLon*100000))；
pitch＝arctan(height/distance)。
具体的，所述飞行器偏航角yaw的计算公式如下：
cosAB＝cos(π/2-aLat)*cos(π/2-bLat)+sin(π/2-aLat)*sin(π/2-bLat)*cos(bLon-aLon)；
sinAB＝sqrt(1-cosAB*cosAB)；
sinBAN＝sin(π/2-bLat)*sin(bLon-aLon)/sinAB；
yaw＝arcsin(sinBAN)；
如果bLon-aLon>0，而且bLat-aLat>0，则yaw＝yaw；否则，
如果bLon-aLon>0，而且bLat-aLat<0，则yaw＝180-yaw；否则，
如果bLon-aLon<0，而且bLat-aLat<0，则yaw＝180-yaw；否则，
如果bLon-aLon<0，而且bLat-aLat>0，则yaw＝360+yaw。
更为具体的，所述飞行器偏航角yaw的计算公式另一种代码表达方式为：
cosAB＝cos(π/2-aLat)*cos(π/2-bLat)+sin(π/2-aLat)*sin(π/2-bLat)*cos(bLon-aLon)；
sinAB＝sqrt(1-cosAB*cosAB)；
sinBAN＝sin(π/2-bLat)*sin(bLon-aLon)/sinAB；
yaw＝arcsin(sinBAN)；
if(bLon-aLon>0&&bLat-aLat>0){
yaw＝yaw；
}else if(bLon-aLon>0&&bLat-aLat<0){
yaw＝180-yaw；
}else if(bLon-aLon<0&&bLat-aLat<0){
yaw＝180-yaw；
}else if(bLon-aLon<0&&bLat-aLat>0){
yaw＝360+yaw；
}。
如图3-4所示，所述跟踪天线50包括定向天线501、定向天线固定件502、俯仰运动机构503、俯仰支撑座504、第一带轮505、同步带506、偏航运动机构507及底座508，其中俯仰运动机构503和偏航运动机构507为跟踪天线50的伺服系统，俯仰运动机构503和偏航运动机构507可被控制器20伺服控制。具体的，所述定向天线501，用于收发特定频段的无线电信号实现飞行器200与信号收发器30之间的通信连接；所述底座508用于将跟踪天线50进行固定，偏航运动机构507固定在底座508上，俯仰支撑座504固定在底座508上，俯仰运动机构503固定在俯仰支撑座504上，定向天线固定件502固定在俯仰运动机构503上，定向天线501固定在定向天线固定件502上；所述偏航运动机构507通过第一带轮505及皮带506转动来调整定向天线501的天线偏航角ctrlYaw，俯仰运动机构502调整定向天线501的天线俯仰角ctrlPitch，进而使得定向天线501始终朝向飞行器200。
在本实施例中，天线分为定向天线与全向天线两种，定向天线的辐射具有方向性，通信距离远，信号收发范围小，因此多套定向天线之间不易相互干扰。但若飞行器飞出天线的辐射范围，会导致地面控制终端对飞行器的信号断裂，从而失去控制。全向天线可在水平方向上的360°均匀辐射。因此，在信号功率一定的情况下，全向天线通信距离要小于定向天线，且因为全向天线向四周均匀辐射，所以平行放置的多套全向天线之间极易相互干扰。更为具体的，跟踪天线50使用伺服系统来控制定向天线，使飞行器总是处于天线的辐射场范围内。定向天线501是一种辐射具有方向性的天线，有通信距离远，覆盖范围小等特点；全向天线60是一种可对周围360°均匀辐射的天线；控制器：可进行逻辑运算，并发出天线切换命令的装置，天线定位模块：用于采集获取天线控制系统的天线实时位置信息；信号收发器：可产生天线控制系统与飞行器通讯信号的装置；天线切换模块：可根据控制器的天线切换命令，通过切换档位，实现切换工作天线的装置。对应的，飞行器200上也有相应设置有飞行器定位模块，用于实时采集飞行器实时位置信息等等，具体不在此做一一限制。
具体的，所述俯仰运动机构503及偏航运动机构507均与控制器10连接，根据飞行器200的飞行器偏航角yaw和飞行器俯仰角pitch，控制器10伺服控制偏航运动机构507来调整定向天线501的天线偏航角ctrlYaw、以及控制俯仰运动机构502来调整定向天线501的天线俯仰角ctrlPitch。
具体的，所述天线固定件502包括固定在一起的天线固定座521和旋转连接件522，定向天线501固定在天线固定座521上，所述天线固定座521通过旋转连接件522固定在俯仰运动机构503上进而调整定向天线501的天线俯仰角ctrlPitch；所述俯仰支撑座504包括支撑底座541、第二带轮542和支撑上座543，偏航运动机构507带动第一带轮505旋转，第一带轮505通过同步带506与第二带轮542同步旋转，第二带轮542带动支撑上座543同步旋转，支撑上座543带动俯仰运动机构503旋转，进而调整定向天线501的天线偏航角ctrlYaw。
具体的，采用死区过渡算法来计算天线偏航角ctrlYaw。死区过渡算法：偏航运动机构的转动范围是0到360度，顺时针从0度转到360度后，会逆时针转到0度；或者逆时针从360度转到0度后，会顺时针转到360度。所以如果偏航运动机构在0度附近转动时，会引起跟踪天线在水平方向快速的大幅度来回转动，可能对机械结构造成损伤，而且在转动过程中，跟踪天线不能朝向飞行器。所以，算法中设置了死区，或者容忍区域，顺时针转过360后，除非超过一定限度，否则天线会维持在360度不动，反之，逆时针转过0度，也是一样。这个容忍区域的大小和定向天线的波瓣宽度相关，波瓣宽度越小，容忍区域就越小，容忍区域取值为波瓣宽度的一半以下。具体的，死区过渡算法的计算公式为：
所述偏航运动机构507当前的转动角度为servoYaw(单位：度)，所述飞行器200当前的水平方向的飞行器偏航角为yaw(单位：度)，预设的容忍区域值为deadBand(单位：度，具体的取值可以为10-2度，优选为15度)；
如果270≤servoYaw≤360，而且droneYaw<deadBand，则ctrlYaw＝360；否则，
如果0≤servoYaw≤90，而且360-deadBand<droneYaw<＝360，则，ctrlYaw＝0；否则，
ctrlYaw＝yaw。
在本实施例中，采用前馈跟踪算法来计算天线俯仰角ctrlPitch。具体的，前馈跟踪算法：在飞行器起飞和降落阶段，飞行器速度较快，且距离天线较近，所以跟踪天线转动容易滞后于飞行器，为了防止飞行器断连，采用前馈控制，根据飞行器的飞行方向、飞行速度、位置数据采样频率和发送时延，预测下一个采样点的飞行器位置数据，让跟踪天线提前朝向下一个采样点的飞行器位置，避免在下一个采样周期达到之前，飞行器已经飞出跟踪天线的信号范围，从而导致飞行器断连。当俯仰运动机构的角度变化率低于阈值时，说明飞行器快速上升或者快速下降阶段过去，要取消前馈控制，改为常规的反馈控制。具体的，前馈跟踪算法(天线俯仰角ctrlPitch)的计算公式为：
所述飞行器200上一次采样时的高度为preHeight(单位：米)，所述飞行器200本次采样时的高度为curHeight(单位：米)，所述飞行器200与跟踪天线50的水平距离为distance(单位：米)，采样周期为timeInterval(单位：秒)，所述飞行器200的上升速度为speed(单位：米/秒)，所述飞行器200的上升速度阈值为threshhold(单位：米/秒，具体的取值可以为2-6，优选为4)。
当所述飞行器200处于起飞阶段时：
speed＝(curHeight–preHeight)/timeInterval；
如果speed>threshhold，则，
ctrlPitch＝arctan((curHeight+speed*timeInterval)/distance)；否则，
ctrlPitch＝arctan(curHeight/distance)。
具体的，当飞行器处于快速起飞阶段时，ctrlPitch＝arctan((curHeight+speed*timeInterval)/distance)；而当飞机处于平稳飞行时，ctrlPitch＝arctan(curHeight/distance)。
当所述飞行器200处于下降阶段时：
speed＝(preHeight-curHeight)/timeInterval；
如果speed>threshhold，则，
ctrlPitch＝arctan((curHeight-speed*timeInterval)/distance)；否则，
ctrlPitch＝arctan(curHeight/distance)。
本发明还提供一种地面控制终端实施例，包括上文所述的天线控制系统，具体结构就不在此做进一步赘述。
本发明使定向天线具有“机动性”，可将定向天线“具有较大的前向增益”这一特点充分发挥，将定向天线安装在一个被控制器控制偏航角yaw及俯仰角pitch两旋转轴的伺服系统上，并在控制器的控制下，实现对飞行器的实时跟踪；将全向天线与跟踪天线两种天线融合在一起，因飞行器相对与天线控制系统的方位变换较为快速，且GPS所感应到的飞行器位置存在跳变，容易对跟踪天线的伺服系统造成损坏，所以当飞行器在天线系统附近时，使用全向天线与飞行器通信，可以保证天线控制系统与飞行器的通讯，还避免了天线控制系统因飞行器定位跳变而造成的损坏。当飞行器飞行至与天线控制系统距离较远处，切换为跟踪天线进行通信，可保证较远距离的通讯稳定性与多套天线控制系统相互之间的抗干扰性，有较强的拓展性、抗干扰性，相互影响较小。保证飞行器起飞、飞行、回收降落这一完整流程中的飞行器与地面控制终端的通讯质量。
如图5-6示出了本发明天线控制方法实施例提供的示意图，本发明天线控制方法，应用于上文所述的天线控制系统，包括如下步骤：
获取飞行器200的飞行器实时位置信息；
获取天线控制系统100的天线实时位置信息；
根据飞行器实时位置信息及天线实时位置信息，计算天线控制系统100与飞行器200的实时相对距离srd；
实时判断实时相对距离srd是否小于预设阈值；
若是，则切换启用全向天线60，天线控制系统100通过全向天线60与飞行器200进行通信连接；
若否，则切换启用跟踪天线50，天线控制系统100通过跟踪天线50与飞行器200进行通信连接。
具体的，全向天线和跟踪天线的切换算法：全向天线可以向整个空间发射信号，但是信号距离相对跟踪天线短，信号干扰也较大；跟踪天线发射信号距离较远，相互干扰小，但是在飞行器近距离飞行时，存在控制滞后的问题，且位置数据的精度对控制精度的影响较大；飞行器和跟踪天线距离较近时，自动切换到全向天线；距离较远时，自动切换到跟踪天线。
具体的，还包括步骤：
当实时相对距离srd大于预设阈值时，根据飞行器实时位置信息及天线实时位置信息，计算飞行器200的实时方位角，实时方位角为飞行器200相对于跟踪天线50在水平方向的飞行器偏航角yaw和在垂直方向的飞行器俯仰角pitch。
具体的，还包括步骤：
根据飞行器200的实时方位角，调整跟踪天线50的定向天线501的天线偏航角ctrlYaw和天线俯仰角ctrlPitch，进而使得定向天线501始终朝向飞行器200。
具体的，还包括步骤：
当所述飞行器200与天线控制系统100通信断开时，采用断连搜索算法进行搜索。断连搜索算法：由于飞行器和地面控制终端通过跟踪天线发射的信号通信，一旦跟踪天线跟丢了飞行器，会导致飞行器与地面控制终端的通信中断，飞行器无法继续飞行，跟踪天线也无法获取飞行器位置来控制天线朝向。如果跟踪天线收到飞行器断连的消息，会沿着飞行器之前的飞行方向转动，试图重新连上飞行器，如果旋转360度后还是没有连上，则采用全方位搜索算法：将俯仰运动机构朝向水平方向，偏航运动机构旋转360度，然后俯仰运动机构每朝上转动10度，偏航运动机构就旋转360度，直到俯仰运动机构变为朝向正上方为止。
具体的，所述断连搜索算法具体流程包括：
S601、所述跟踪天线50与飞行器200通信连接正常，根据飞行器200发送的飞行器实时位置信息控制跟踪天线50的转动；
S602、所述飞行器200发送的飞行器实时位置信息是否超时，若否，则返回步骤S601，若是，则执行步骤S603；
S603、设定ctrlPitch＝飞行器200最后更新的pitch值，所述偏航运动机构507旋转360度来搜索飞行器200；
S604、是否再次收到飞行器200发送的飞行器实时位置信息；若是，则返回步骤S601，若否，则执行步骤S605；
S605、设定跟踪天线50原始的天线俯仰角ctrlPitch＝0，设定原始的循环次数i＝0，设定ctrlPitch＝i*10，所述跟踪天线50通过所述偏航运动机构507旋转360度来搜索所述飞行器200；具体的，俯仰运动机构朝向水平方向时，天线俯仰角ctrlPitch＝0，俯仰运动机构朝向垂直正上方时俯仰角为90度；
S606、是否再次收到飞行器200发送的飞行器实时位置信息，若是，则返回步骤S601，若否，则执行步骤S607；
S607、是否i*10≥90，若否，则i＝i+1，并返回步骤S605，若否，则执行步骤S608；
S608、所述飞行器200与跟踪天线50通信连接中断，切换到全向天线60或者手动接管所述飞行器200。
本发明实施例天线控制方法是适用于天线控制系统上，具体在天线控制系统上已经详细说明的内容详细相应部分内容，在此不做具体赘述。
在阅读完下面将要描述的内容之后，本领域的技术人员应当明白，本文描述的各种特征可通过方法、数据处理系统或计算机程序产品来实现。因此，这些特征可部采用硬件的方式、全部采用软件的方式或者采用硬件和软件结合的方式来表现。此外，上述特征也可采用存储在一种或多种计算机可读存储介质上的计算机程序产品的形式来表现，该计算机可读存储介质中包含计算机可读程序代码段或者指令，其存储在存储介质中。可读存储介质被配置为存储各种类型的数据以支持在装置的操作。可读存储介质可以由任何类型的易失性或非易失性存储设备或者它们的组合实现。如静硬盘、态随机存取存储器(SRAM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM)、可编程只读存储器(PROM)、只读存储器(ROM)、光存储设备、磁存储设备、快闪存储器、磁盘或光盘和/或上述设备的组合。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，本领域技术人员知悉，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可以对这些特征和实施例进行各种改变或等同替换。另外，在本发明的教导下，可以对这些特征和实施例进行修改以适应具体的情况及材料而不会脱离本发明的精神和范围。因此，本发明不受此处所公开的具体实施例的限制，所有落入本申请的权利要求范围内的实施例都属于本发明的保护范围。
Claims (11)
1.一种天线控制系统，其特征在于，包括控制器(10)、定位模块(20)、信号收发器(30)、天线切换模块(40)、跟踪天线(50)以及全向天线(60)；
所述控制器(10)与所述定位模块(20)、信号收发器(30)及天线切换模块(40)连接，所述信号收发器(30)与所述天线切换模块(40)连接，所述天线切换模块(40)用于切换所述跟踪天线(50)或所述全向天线(60)；
所述信号收发器(30)，用于通过所述跟踪天线(50)或所述全向天线(60)与飞行器(200)进行交互通信，并获取所述飞行器(200)在世界坐标系中的飞行器实时位置信息，将所述飞行器实时位置信息发送至所述控制器(10)；
所述定位模块(20)，用于获取天线控制系统(100)在世界坐标系中的天线实时位置信息，并将所述天线实时位置信息发送至所述控制器(10)；
所述控制器(10)，用于根据所述飞行器实时位置信息及所述天线实时位置信息，计算所述天线控制系统(100)与所述飞行器(200)之间的实时相对距离srd，并根据对所述实时相对距离srd的分析判断来发送天线切换命令至所述天线切换模块(40)；
所述天线切换模块(40)根据所述控制器(10)发送的所述天线切换命令来切换所述跟踪天线(50)或所述全向天线(60)进而使得所述信号收发器(30)与所述跟踪天线(50)或所述全向天线(60)连接。
2.根据权利要求1所述的天线控制系统，其特征在于，所述飞行器实时位置信息包括所述飞行器(200)的实时经度bLon、实时纬度bLat以及实时高度bAlt；所述天线实时位置信息包括所述天线控制系统(100)的跟踪天线(50)的实时纬度aLat、实时经度aLon以及实时高度aAlt；
当所述天线控制系统(100)与所述飞行器(200)的实时相对距离srd小于预设阈值时，所述控制器(10)的天线切换命令为导通所述全向天线(60)，所述信号收发器(30)通过所述天线切换模块(40)与所述全向天线(60)连接；
当所述天线控制系统(100)与所述飞行器(200)的实时相对距离srd大于所述预设阈值时，所述控制器(10)的天线切换命令为导通所述跟踪天线(50)，所述信号收发器(30)通过所述天线切换模块(40)与所述跟踪天线(50)连接；所述控制器(10)，还用于根据所述飞行器实时位置信息及所述天线实时位置信息，计算所述飞行器(200)的实时方位角；
所述飞行器(200)的实时方位角包括所述飞行器(200)相对于所述跟踪天线(50)在水平方向的飞行器偏航角yaw和在垂直方向的飞行器俯仰角pitch。
3.根据权利要求2所述的天线控制系统，其特征在于，所述实时相对距离srd的计算公式为：
height＝bAlt-aAlt；
distance＝sqrt((aLat*100000-bLat*100000)*(aLat*100000-bLat*100000)+(aLon*100000-bLon*100000)*(aLon*100000-bLon*100000))；
srd＝sqrt(height*height+distance*distance)；
所述飞行器俯仰角pitch的计算公式为：
pitch＝arctan(height/distance)；
所述飞行器偏航角yaw的计算公式为：
cosAB＝cos(π/2-aLat)*cos(π/2-bLat)+sin(π/2-aLat)*sin(π/2-bLat)*cos(bLon-aLon)；
sinAB＝sqrt(1-cosAB*cosAB)；
sinBAN＝sin(π/2-bLat)*sin(bLon-aLon)/sinAB；
yaw＝arcsin(sinBAN)；
如果bLon-aLon>0，而且bLat-aLat>0，则yaw＝yaw；否则，
如果bLon-aLon>0，而且bLat-aLat<0，则yaw＝180-yaw；否则，
如果bLon-aLon<0，而且bLat-aLat<0，则yaw＝180-yaw；否则，
如果bLon-aLon<0，而且bLat-aLat>0，则yaw＝360+yaw。
4.根据权利要求2所述的天线控制系统，其特征在于，采用位置过滤算法来获取所述飞行器(200)的飞行器实时位置信息；所述位置过滤算法的计算公式为：
所述飞行器(200)上一次采样时的纬度为preLat，所述飞行器(200)上一次采样时的经度为preLon，所述飞行器(200)本次采样时的纬度为curLat，所述飞行器(200)本次采样时的经度为curLon，所述飞行器(200)的位置相邻两个采样点之间的水平距离为adistance，所述飞行器的位置相邻两个采样点之间的垂直距离为aheight，所述飞行器(200)的位置相邻两个采样点之间的空间距离为spaceLength，采样周期为timeInterval，所述飞行器(200)的上升速度为maxSpeed；
adistance＝sqrt((curLat*100000-preLat*100000)*(curLat*100000-preLat*100000)+(curLon*100000-preLon*100000)*(curLon*100000-preLon*100000))；
aheight＝curHeight-preHeight；
spaceLength＝sqrt(adistance*adistance+aheight*aheight)；
如果spaceLength/timeInterval>maxSpeed*2，则，
丢弃本次采样时的所述飞行器实时位置信息；否则，
所述实时纬度bLat＝curLat，所述实时经度bLon＝curLon。
5.根据权利要求2所述的天线控制系统，其特征在于，所述跟踪天线(50)包括定向天线(501)、定向天线固定件(502)、俯仰运动机构(503)、俯仰支撑座(504)、第一带轮(505)、同步带(506)、偏航运动机构(507)及底座(508)；
所述定向天线(501)，用于收发特定频段的无线电信号实现所述飞行器(200)与所述信号收发器(30)之间的通信连接；
所述底座(508)用于将所述跟踪天线(50)进行固定，所述偏航运动机构(507)固定在所述底座(508)上，所述俯仰支撑座(504)固定在所述底座(508)上，所述俯仰运动机构(503)固定在所述俯仰支撑座(504)上，所述定向天线固定件(502)固定在所述俯仰运动机构(503)上，所述定向天线(501)固定在所述定向天线固定件(502)上；
所述偏航运动机构(507)通过所述第一带轮(505)及皮带(506)转动来调整所述定向天线(501)的天线偏航角ctrlYaw，所述俯仰运动机构(502)用于调整所述定向天线(501)的天线俯仰角ctrlPitch，进而使得所述定向天线(501)始终朝向所述飞行器(200)；
所述俯仰运动机构(503)及偏航运动机构(507)均与所述控制器(10)连接，根据所述飞行器偏航角yaw和所述飞行器俯仰角pitch，所述控制器(10)伺服控制所述偏航运动机构(507)来调整所述定向天线(501)的天线偏航角ctrlYaw、以及控制所述俯仰运动机构(502)来调整所述定向天线(501)的天线俯仰角ctrlPitch。
6.根据权利要求5所述的天线控制系统，其特征在于，所述天线固定件(502)包括固定在一起的天线固定座(521)和旋转连接件(522)，所述定向天线(501)固定在所述天线固定座(521)上，所述天线固定座(521)通过所述旋转连接件(522)固定在所述俯仰运动机构(503)上进而调整所述定向天线(501)的天线俯仰角ctrlPitch；
所述俯仰支撑座(504)包括支撑底座(541)、第二带轮(542)和支撑上座(543)，偏航运动机构(507)带动所述第一第一带轮(505)旋转，所述第一第一带轮(505)通过所述同步带(506)与所述第二带轮(542)同步旋转，所述第二带轮(542)带动所述支撑上座(543)同步旋转，所述支撑上座(543)带动所述俯仰运动机构(503)旋转，进而调整所述定向天线(501)的天线偏航角ctrlYaw。
7.根据权利要求5所述的天线控制系统，其特征在于，采用死区过渡算法来计算所述天线偏航角ctrlYaw，所述天线偏航角ctrlYaw的计算公式为：
所述偏航运动机构(507)当前的转动角度为servoYaw，所述飞行器(200)当前的水平方向的飞行器偏航角为yaw，预设的容忍区域值为deadBand；
如果270≤servoYaw≤360，而且yaw<deadBand，则，
ctrlYaw＝360；否则，
如果0≤servoYaw≤90，而且360-deadBand<yaw<＝360，则，
ctrlYaw＝0；否则，
ctrlYaw＝yaw；
采用前馈跟踪算法来计算所述天线俯仰角ctrlPitch，所述天线俯仰角ctrlPitch的计算公式为：
所述飞行器(200)上一次采样时的高度为preHeight，所述飞行器(200)本次采样时的高度为curHeight，所述飞行器(200)与所述跟踪天线(50)的水平距离为distance，采样周期为timeInterval，所述飞行器(200)的上升速度为speed，所述飞行器(200)的上升速度阈值为threshhold；
当所述飞行器(200)处于起飞阶段时：
speed＝(curHeight–preHeight)/timeInterval；
如果speed>threshhold，则，
ctrlPitch＝arctan((curHeight+speed*timeInterval)/distance)；否则，
ctrlPitch＝arctan(curHeight/distance)。
当所述飞行器(200)处于下降阶段时：
speed＝(preHeight-curHeight)/timeInterval；
如果speed>threshhold，则，
ctrlPitch＝arctan((curHeight-speed*timeInterval)/distance)；否则，
ctrlPitch＝arctan(curHeight/distance)。
8.一种地面控制终端，其特征在于，包括如权利要求1-7所述的天线控制系统。
9.一种天线控制方法，其特征在于，应用于权利要求1-7所述的天线控制系统，包括如下步骤：
获取飞行器(200)的飞行器实时位置信息；
获取天线控制系统(100)的天线实时位置信息；
根据所述飞行器实时位置信息及所述天线实时位置信息，计算所述天线控制系统(100)与所述飞行器(200)的实时相对距离srd；
实时判断所述实时相对距离srd是否小于预设阈值；
若是，则切换启用所述全向天线(60)，所述天线控制系统(100)通过所述全向天线(60)与所述飞行器(200)进行通信连接；
若否，则切换启用所述跟踪天线(50)，所述天线控制系统(100)通过所述跟踪天线(50)与所述飞行器(200)进行通信连接。
10.根据权利要求9所述的天线控制方法，其特征在于，还包括步骤：
当所述实时相对距离srd大于所述预设阈值时，根据所述飞行器实时位置信息及所述天线实时位置信息，计算所述飞行器(200)的实时方位角，所述实时方位角为所述飞行器(200)相对于所述跟踪天线(50)在水平方向的飞行器偏航角yaw和在垂直方向的飞行器俯仰角pitch；
根据所述飞行器(200)的实时方位角，调整所述跟踪天线(50)的定向天线(501)的天线偏航角ctrlYaw和天线俯仰角ctrlPitch，进而使得所述定向天线(501)始终朝向所述飞行器(200)。
11.根据权利要求9所述的天线控制方法，其特征在于，还包括步骤：
当所述飞行器(200)与所述天线控制系统(100)通信断开时，采用断连搜索算法进行搜索；所述断连搜索算法，具体包括步骤：
S601、所述跟踪天线(50)与所述飞行器(200)通信连接正常，根据所述飞行器(200)发送的飞行器实时位置信息控制所述跟踪天线(50)的转动；
S602、所述飞行器(200)发送的飞行器实时位置信息是否超时，若否，则返回步骤S601，若是，则执行步骤S603；
S603、设定ctrlPitch＝所述飞行器(200)最后更新的pitch值，所述偏航运动机构(507)旋转360度来搜索所述飞行器(200)；
S604、是否再次收到所述飞行器(200)发送的飞行器实时位置信息；若是，则返回步骤S601，若否，则执行步骤S605；
S605、设定所述跟踪天线(50)原始的天线俯仰角ctrlPitch＝0，设定原始的循环次数i＝0，设定ctrlPitch＝i*10，所述跟踪天线(50)通过所述偏航运动机构(507)旋转360度来搜索所述飞行器(200)；
S606、是否再次收到所述飞行器(200)发送的飞行器实时位置信息，若是，则返回步骤S601，若否，则执行步骤S607；
S607、是否i*10≥90，若否，则i＝i+1，并返回步骤S605，若否，则执行步骤S608；
S608、所述飞行器(200)与所述跟踪天线(50)通信连接中断，切换到所述全向天线(60)或者手动接管所述飞行器(200)。
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