CN112650261B - 一种飞行器的滑翔控制方法及装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种飞行器的滑翔控制方法及装置。方法包括：飞行器处于滑翔状态时，获取飞行器上的实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度；根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式。装置包括：上升气流状态估计模块，用于飞行器处于滑翔状态时，获取飞行器上的实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度；模式切换模块，用于根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式。本发明提供的飞行器可以在上升气流中盘旋上升，通过爬升高度将风能转化为自身的重力势能，在脱离上升气流后通过重力滑翔实现持久飞行，从而提高飞行器的续航能力。

Description

一种飞行器的滑翔控制方法及装置
技术领域
本发明属于飞行器技术领域，涉及一种飞行器的滑翔控制方法及装置。
背景技术
近年来无人飞行器发展迅速，导致无人飞行器应用的领域非常广泛，例如在大范围地质勘探、大跨度地理测绘、长时间气象信息采集、山区灾后救援、山区物资运输、临时通讯信号中继以及战区战况侦察等领域有着广泛的应用前景。
无人飞行器由于自身携带能量受到储能容量的限制，无人飞行器的续航能力成为无人飞行器发展的一个重要方向。自然环境中存在着许多可以被无人飞行器利用的能量，如风能、太阳能、热能等，有效地利用自然环境中的能量，将大大提高无人飞行器续航能力。
因此，如何利用自然环境中的能量何提高无人机的续航能力是一个急需解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的是，针对现有技术存在的问题，提供一种飞行器的滑翔控制方法及装置，通过爬升高度将风能转化为自身的重力势能，在脱离上升气流后通过重力滑翔实现持久飞行，从而提高飞行器的续航能力。
本发明解决问题的技术方案是：一种飞行器的滑翔控制方法，包括：
飞行器处于滑翔状态时，获取飞行器上的实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度；
根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式。
其中，所述根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式，包括：
在实时空速的分量大于第一预设阈值且迎角的角速度小于预设速度，则设置飞行器处于盘旋模式；
在实时空速的分量小于或等于第一预设阈值或者迎角的角速度大于或等于预设速度，则确定飞行器当前的飞行高度；
在所述飞行高度大于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
在所述飞行高度小于或等于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式。
进一步地，还包括：
在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量大于或等于第二预设阈值，则设置飞行器处于盘旋模式；
在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量小于第二预设阈值，则确定飞行器的飞行高度；若所述飞行高度大于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
若所述飞行高度小于或等于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式。
其中，所述第二预设阈值大于第一预设阈值；第二飞行高度阈值大于第一飞行高度阈值。
其中，在飞行器处于盘旋模式中包括：
确定飞行器的真空速、迎角、侧滑角以及飞行器在笛卡尔坐标系下的坐标位置；
根据真空速、迎角、侧滑角和坐标位置确定上升气流的漂移速度和上升气流中心的位置。
一种飞行器的滑翔控制装置，包括：
上升气流状态估计模块，用于飞行器处于滑翔状态时，获取飞行器上的实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度；
模式切换模块，用于根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式。
其中，所述模式切换模块包括：
第一盘旋模式子模块，用于在实时空速的分量大于第一预设阈值且迎角的角速度小于预设速度，则设置飞行器处于盘旋模式；
飞行器高度子模块，用于在实时空速的分量小于或等于第一预设阈值或者迎角的角速度大于或等于预设速度，则确定飞行器当前的飞行高度；
第一滑翔模式子模块，用于在所述飞行高度大于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
第一定直平飞模式子模块，用于在所述飞行高度小于或等于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式。
进一步地，还包括：
第二盘旋模式子模块，用于在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量大于或等于第二预设阈值，则设置飞行器处于盘旋模式；
第二滑翔模式子模块，用于在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量小于第二预设阈值，则确定飞行器的飞行高度；若所述飞行高度大于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
第二定直平飞模式子模块，用于若所述飞行高度小于或等于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式。
其中，所述第二预设阈值大于第一预设阈值；第二飞行高度阈值大于第一飞行高度阈值。
其中，所述第一盘旋模式子模块，包括：
采集单位，用于确定飞行器的真空速、迎角、侧滑角以及飞行器在笛卡尔坐标系下的坐标位置；
处理单元，用于根据真空速、迎角、侧滑角和坐标位置确定上升气流的漂移速度和上升气流中心的位置。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：飞行器可以在上升气流中盘旋上升，通过爬升高度将风能转化为自身的重力势能，在脱离上升气流后通过重力滑翔实现持久飞行，从而提高飞行器的续航能力。
附图说明
图1是本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制方法的流程示意图；
图2是本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制方法中飞行器的盘旋模式原理图；
图3是本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制方法中飞行器的滑翔模式原理图；
图4是本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制方法中飞行器的定直平飞模式原理图；
图5是本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制方法中计算上升气流的流程示意图；
图6是本发明实施例提供的自主滑翔控制方法的控制流程图；
图7是本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制装置的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。可以理解的是，附图仅仅提供参考与说明用，并非用来对本发明加以限制。附图中显示的连接关系仅仅是为了便于清晰描述，并不限定连接方式。
本发明实施例提供一种飞行器的滑翔控制方法，参见图1，该飞行器的滑翔控制方法具体包括：
S101：飞行器处于滑翔状态时，获取飞行器上的实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度；
在本步骤中，实时读取飞行器上的机载传感器的数据，对传感器的数据进行解析能够得到飞行器上的实时空速的分量vz、迎角的角速度a和飞行高度。
S102：根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式。
在本步骤中，在实时空速的分量vz大于第一预设阈值且迎角的角速度a小于预设速度，则判定飞行器处于上升气流中并设置飞行器处于盘旋模式；其中，第一预设阈值根据飞行器的飞行速度和使用需求可以自行设置。预设速度为0。
飞行器的盘旋模式原理图如图2所示。飞行器开始301进入盘旋模式后302，获取计算出的上升气流中心位置作为盘旋中心，并以设定好的盘旋半径进行盘旋303，盘旋时保持小油门和盘旋姿态不变304，直到盘旋结束305。在盘旋模式中，飞行器根据真空速、迎角、侧滑角和坐标位置确定上升气流的漂移速度和上升气流中心的位置。把上升气流中心作为盘旋中心，设定盘旋半径，使无人机在上升气流中盘旋上升。
在实时空速的分量vz小于或等于第一预设阈值或者迎角的角速度a大于或等于预设速度，则确定飞行器当前的飞行高度；在所述飞行高度大于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
飞行器的滑翔模式原理图如图3所示。飞行器开始401进入滑翔模式后402，关闭发动机403，保持下滑飞行姿态404，直到滑翔模式结束405。在滑翔模式中，飞行器关闭发动机并沿着航线做下滑运动。
在所述飞行高度小于或等于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式。
飞行器的定直平飞模式原理图如图4所示。飞行器开始501进入定直平飞模式后502，保持平飞飞行姿态503，保持飞行高度不变504，直到定直平飞模式结束505。在定直平飞模式中，飞行器保持飞行姿态不变，并保持一个设定的飞行高度进行定直平飞运动。
其中，第一飞行高度阈值根据飞行器自身能够达到的飞行高度和使用需求可以自行设置。
在本发明一实施例中，在上述方法实施例中，当飞行器处于盘旋模式中时，
在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量大于或等于第二预设阈值，则设置飞行器处于盘旋模式；
在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量小于第二预设阈值，则确定飞行器的飞行高度；若所述飞行高度大于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；若所述飞行高度小于或等于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式。
需要说明的是，第二预设阈值根据飞行器的飞行速度和使用需求可以自行设置，第二预设阈值大于第一预设阈值；第二飞行高度阈值大于第一飞行高度阈值。
在上述实施中，当飞行器处于盘旋模式中时，还确定飞行器的真空速v、迎角α、侧滑角β以及飞行器在笛卡尔坐标系下的坐标位置。
通过上述描述可知，本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制方法，可以使飞行器可以在上升气流中盘旋上升，通过爬升高度将风能转化为自身的重力势能，在脱离上升气流后通过重力滑翔实现持久飞行，从而提高飞行器的续航能力，而且具有占用空间小，结构更加简便优点。
在本实施例中，根据真空速、迎角、侧滑角和坐标位置确定上升气流的漂移速度和上升气流中心的位置，具体包括：
计算流程图如图5所示。首先通过机载传感器获得飞行器在笛卡尔坐标系下的位置P(PX,PY)，具体包括：利用经纬度来计算：PX＝(Lat-Lat0)α，PY＝(Lon-Lon0)r·cos(Lat0)。其中，r为地球赤道半径，Lat、Lon分别为飞行器的经纬度，Lat0、Lon0分别为选取的原点的经纬度，例如飞行器地面站。
获得飞行器飞行的真空速v、迎角α和侧滑角β，计算出真空速在机体坐标系中的三维分量
Figure BDA0002806766610000051
使用一个先入先出的队列q1来记录飞行器的位置P、迎角α和实时空速的分量vz，具体为：
Figure BDA0002806766610000052
其中：队列的采样时间步长dtq为1秒，队列的长度Mq为45个采样数。
热上升气流移动或漂移的估计对于获得良好的热上升气流位置和半径的估计是很重要的。热上升气流的漂移主要是由风引起的。热上升气流的漂移可以通过比较队列前MD个与后MD个飞行器的位置来估计。
构建队列qs，其中：qs(iq,[1,＝21]q)qi(，qs(iq,3)＝q1(iq,3)-min(q1(:,3))，qs(iq,4)＝q1(iq,4)-min(q1(:,4))。
利用队列qs的前MD进行计算得到：
Figure BDA0002806766610000061
利用队列qs的后MD进行计算得到：
Figure BDA0002806766610000062
则上升气流的漂移速度为：
Figure BDA0002806766610000063
利用漂移速度VD，得到一个漂移校正队列q2。
其中：
q2(iq,1)＝(iq-1)VD(1)·dtq+qs(iq,1)；
q2(iq,2)＝(iq-1)VD(2)·dtq+qs(iq,2)；
q2(iq,3)＝qs(iq3)；
q2(iq,4)＝qs(iq,4)。
根据漂移校正队列q2来计算出热上升气流中心的估计位置Pth。
Figure BDA0002806766610000064
上升气流垂直方向速度wth由队列q1来得到，具体为：wth＝max(q1(:,4))。
本发明实施例还提供一种飞行器自主滑翔控制方法，参见图6，具体包括：
当飞行器自主滑翔开始时(101)，首先读取实时机载传感器的数据(102)，并通过计算得到实时空速的分量和迎角的角速度。然后进入判断流程，对实时空速的分量和迎角的角速度进行判断(103)。若空速的分量大于一个预设的阈值，并且迎角的角速度小于0时，则判定飞行器处于上升气流中，进入盘旋模式(104)。反之则判断飞行器当前的飞行高度，若飞行高度大于一个预设的飞行高度阈值时(106)，使飞行器进入滑翔模式(107)。若飞行实时高度不大于该预设的飞行高度阈值时，则使飞行器进入定直平飞模式(108)。
当飞行器处于盘旋模式中时，若空速的分量不小于一个预设的阈值(105)，则继续处于盘旋模式中，反之则脱离盘旋模式进行飞行高度判断(106)。若飞行高度大于一个预设的飞行高度阈值，飞行器进入滑翔模式(107)；若飞行高度不大于该预设的飞行高度阈值时，飞行器进入定直平飞模式(108)。
可以使飞行器可以在上升气流中盘旋上升，通过爬升高度将风能转化为自身的重力势能，在脱离上升气流后通过重力滑翔实现持久飞行，从而提高飞行器的续航能力，而且具有占用空间小，结构更加简便优点。
本发明实施例还提供实现上述飞行器的滑翔控制方法的飞行器的滑翔控制装置，参见图7，该飞行器的滑翔控制装置包括：
上升气流状态估计模块10，用于飞行器处于滑翔状态时，获取飞行器上的实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度；
模式切换模块20，用于根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式。
其中，所述模式切换模块20包括：
第一盘旋模式子模块2001，用于在实时空速的分量大于第一预设阈值且迎角的角速度小于预设速度，则设置飞行器处于盘旋模式；
飞行器高度子模块2002，用于在实时空速的分量小于或等于第一预设阈值或者迎角的角速度大于或等于预设速度，则确定飞行器当前的飞行高度；
第一滑翔模式子模块2003，用于在所述飞行高度大于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
第一定直平飞模式子模块2004，用于在所述飞行高度小于或等于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式。
进一步的，还包括：
第二盘旋模式子模块，用于在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量大于或等于第二预设阈值，则设置飞行器处于盘旋模式；
第二滑翔模式子模块，用于在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量小于第二预设阈值，则确定飞行器的飞行高度；若所述飞行高度大于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
第二定直平飞模式子模块，用于若所述飞行高度小于或等于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式。
其中，所述第二预设阈值大于第一预设阈值；第二飞行高度阈值大于第一飞行高度阈值。
其中，所述第一盘旋模式子模块，包括：
采集单位，用于确定飞行器的真空速、迎角、侧滑角以及飞行器在笛卡尔坐标系下的坐标位置；
处理单元，用于根据真空速、迎角、侧滑角和坐标位置确定上升气流的漂移速度和上升气流中心的位置。
本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制装置能够实现是上述实施例中的飞行器的滑翔控制方法，具体滑翔控制方法请参见飞行器的滑翔控制方法实施例，在此不再复述。
从上述描述可知，本发明实施例提供的飞行器的滑翔控制装置，可以使飞行器可以在上升气流中盘旋上升，通过爬升高度将风能转化为自身的重力势能，在脱离上升气流后通过重力滑翔实现持久飞行，从而提高飞行器的续航能力，而且具有占用空间小，结构更加简便优点。
本发明不局限于上述可选实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品，但不论在其形状或结构上作任何变化，凡是落入本发明权利要求界定范围内的技术方案，均落在本发明的保护范围之内。除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。

Claims (4)

1.一种飞行器的滑翔控制方法，其特征在于，包括：
飞行器处于滑翔状态时，获取飞行器上的实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度；
根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式；
所述根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式，包括：
在实时空速的分量大于第一预设阈值且迎角的角速度小于预设速度，则设置飞行器处于盘旋模式；
在实时空速的分量小于或等于第一预设阈值或者迎角的角速度大于或等于预设速度，则确定飞行器当前的飞行高度；
在所述飞行高度大于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
在所述飞行高度小于或等于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式；
在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量大于或等于第二预设阈值，则设置飞行器处于盘旋模式；
在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量小于第二预设阈值，则确定飞行器的飞行高度；若所述飞行高度大于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
若所述飞行高度小于或等于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式；
所述第二预设阈值大于第一预设阈值；第二飞行高度阈值大于第一飞行高度阈值。
2.根据权利要求1所述的飞行器的滑翔控制方法，其特征在于，在飞行器处于盘旋模式中包括：
确定飞行器的真空速、迎角、侧滑角以及飞行器在笛卡尔坐标系下的坐标位置；
根据真空速、迎角、侧滑角和坐标位置确定上升气流的漂移速度和上升气流中心的位置。
3.一种飞行器的滑翔控制装置，其特征在于，包括：
上升气流状态估计模块，用于飞行器处于滑翔状态时，获取飞行器上的实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度；
模式切换模块，用于根据实时空速的分量、迎角的角速度和飞行高度确定飞行器的控制模式；
第二盘旋模式子模块，用于在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量大于或等于第二预设阈值，则设置飞行器处于盘旋模式；
第二滑翔模式子模块，用于在飞行器处于盘旋模式中，若实时空速的分量小于第二预设阈值，则确定飞行器的飞行高度；若所述飞行高度大于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
第二定直平飞模式子模块，用于若所述飞行高度小于或等于第二飞行高度阈值，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式；
所述模式切换模块包括：
第一盘旋模式子模块，用于在实时空速的分量大于第一预设阈值且迎角的角速度小于预设速度，则设置飞行器处于盘旋模式；
飞行器高度子模块，用于在实时空速的分量小于或等于第一预设阈值或者迎角的角速度大于或等于预设速度，则确定飞行器当前的飞行高度；
第一滑翔模式子模块，用于在所述飞行高度大于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为滑翔模式；
第一定直平飞模式子模块，用于在所述飞行高度小于或等于预设的第一飞行高度阈值时，则设置飞行器由盘旋模式切换为定直平飞模式；
所述第二预设阈值大于第一预设阈值；第二飞行高度阈值大于第一飞行高度阈值。
4.根据权利要求3所述的飞行器的滑翔控制装置，其特征在于，所述第一盘旋模式子模块，包括：
采集单位，用于确定飞行器的真空速、迎角、侧滑角以及飞行器在笛卡尔坐标系下的坐标位置；
处理单元，用于根据真空速、迎角、侧滑角和坐标位置确定上升气流的漂移速度和上升气流中心的位置。
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