CN112947517A - 一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法及装置。该方法包括装订航迹点位置，并计算航迹点位置的射向射程和侧偏；根据射向射程和侧偏计算航迹点的航迹指令斜率；基于航迹指令斜率计算相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；基于航迹指令确定飞行任务所需航迹角指令以及侧偏指令；根据航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制飞行器飞行。本发明实现了保证了航程尽可能短、航迹光滑、不存在尖点或折角，使得飞行器以尽可能短的航程途径经过各预期航迹点或附近，且飞行器姿态角不会有短周期的明显振荡。

Description

一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法及装置

技术领域

本申请涉及飞行控制技术领域，具体而言，涉及一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法及装置。

背景技术

飞行器航迹规划是指在综合考虑飞行器燃料限制、到达时间、飞行器自身力学性能以及控制可实现性等因素的前提下，为飞行器规划出一条最优或者是最满意的飞行航迹，以保证圆满完成飞行任务。

在飞行器航迹规划中，飞行时间与飞行器的燃料密切相关，在满足其他约束条件的情况下，规划的航迹航程越短越好；飞行器的自身力学性能包括飞行器本身的机动性能，舵面的操纵性能等等；控制可实现性约束在航迹规划中同样非常重要，如果飞行器控制系统无法跟踪规划的航迹或者跟踪误差超出容许值，所规划的航迹对该飞行器而言则是无法实现的。

飞行器航迹规划由于约束条件的复杂性和任务的风险代价而成为飞行器飞行任务规划中的难题，目前国内外学者大多采用图论将复杂的环境用几何图形构建的模型来进行研究，但基于几何图形的路径存在折角或在路径中有不可飞的尖角，飞行器本身的机动性能和操纵性能限制往往使得航迹跟踪误差大，由于折角处的偏航角指令不连续，在规划航迹的尖点或折角处飞行器姿态振荡较大，对于安装了高精度成像仪器如摄像机等设备的飞行器而言，这种姿态振荡抖动是非常不利的。

发明内容

为了解决上述问题，本申请实施例提供了一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法及装置。本申请通过将装订的任意航迹点位置转化为飞行坐标系下的航迹点位置的射向射程和侧偏坐标后，基于三次样条插值计算方法，生成从最近航迹点与最远航迹点之间的三次样条曲线规划出飞行器应当飞行的轨迹曲线，这种轨迹曲线具有曲线本身光滑无折点，其斜率也光滑无折点，其斜率的变化率也是连续的，对应于飞行器飞行参数，也就是飞行位置曲线光滑，飞行姿态曲线光滑，飞行姿态角速度曲线也连续，因此在飞行器的控制系统控制飞行器跟踪这种航迹曲线时，飞行器的姿态不会产生抖动，飞行曲线不会有折角转弯现象，有利于飞行器上的成像设备工作。此外为解决从当前飞行状态向沿航迹点的机动飞行状态的转变，本发明还提出了指令过渡的实施方法，以使得飞行器精准跟踪航迹指令。本发明还提出了飞行器进行航迹指令跟踪控制的执行机构指令信号的计算方法。

第一方面，本申请实施例提供了一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法，所述方法包括：

基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，并计算各所述航迹点位置相对所述飞行器初始位置的射向射程和侧偏；

根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率；

基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；

基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令；

根据所述航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，所述飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制所述飞行器飞行。

优选的，所述基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，包括：

基于当前航向机动飞行任务确定飞行器预期经过的各航迹点位置，所述航迹点位置包含经度、纬度以及海拔高度；

基于各所述航迹点位置与所述飞行器的距离将各所述航迹点位置由近到远依次装订至所述飞行器中，各所述航迹点位置的装订在所述飞行器飞抵距离所述飞行器初始位置最近的所述航迹点位置前完成，且距离所述飞行器初始位置最近的所述航迹点位置在所述飞行器的预设行进航迹上。

优选的，所述根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率，包括：

基于所述射向射程和侧偏确定矩阵参数，并根据所述矩阵参数构建用于计算各所述航迹点位置的航迹指令斜率的N维矩阵及矩阵方程；

通过追赶算法求解所述矩阵方程，计算得到各所述航迹点位置的所述航迹指令斜率。

优选的，所述基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令，包括：

根据所述航迹指令斜率计算每段航迹点区间的航迹指令曲线，并由每段相邻的所述航迹点区间对应的所述航迹指令曲线生成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹曲线指令；

根据所述航迹指令斜率计算每段所述航迹点区间的航迹指令斜率，并由每段相邻的所述航迹点区间对应的所述航迹指令斜率生成所述飞行段的航迹斜率指令；

基于所述航迹曲线指令以及航迹斜率指令生成所述飞行段的航迹指令。

优选的，所述基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令，包括：

根据所述飞行器开始做机动飞行时的飞行状态整合所述飞行段的所述航迹斜率指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令；

根据所述飞行器开始做机动飞行时的所述飞行状态整合所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令。

优选的，所述根据所述飞行器开始做机动飞行时的飞行状态整合所述飞行段的所述航迹斜率指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令，包括：

获得所述飞行器开始进行机动飞行的行进时间，确定在所述行进时间下的当前射向射程以及当前航迹角指令；

基于所述飞行段的所述航迹斜率指令计算每段相邻的所述航迹点位置对应的航迹点区间的区间航迹角指令；

通过曲线过渡整合所述当前射向射程、当前航迹角指令以及所述飞行段的所述区间航迹角指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令。

优选的，所述根据所述飞行器开始做机动飞行时的所述飞行状态整合所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令，包括：

获得所述飞行器开始进行机动飞行的行进时间，确定在所述行进时间下的当前射向射程以及当前侧偏指令；

通过曲线过渡整合所述当前射向射程、当前侧偏指令以及所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令。

第二方面，本申请实施例提供了一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划装置，所述装置包括：

装订模块，用于基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，并计算各所述航迹点位置相对所述飞行器初始位置的射向射程和侧偏；

计算模块，用于根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率；

组成模块，用于基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；

确定模块，用于基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令；

控制模块，用于根据所述航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，所述飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制所述飞行器飞行。

第三方面，本发明实施例提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如第一方面或第一方面的任意一种可能的实现方式提供的方法的步骤。

第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如第一方面或第一方面的任意一种可能的实现方式提供的方法。

本发明的有益效果为：在飞行器自身飞行力学特性的约束下，保证了航程尽可能短、航迹光滑、不存在尖点或折角，即航迹角指令光滑、偏航角速度指令连续，使得飞行器以尽可能短的航程途径经过各预期航迹点或附近，且飞行器姿态角不会有短周期的明显振荡。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需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。

图1为本申请实施例提供的一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法的流程示意图；

图2为本申请实施例提供的飞行器预期途径的航迹点的经度-纬度坐标举例示意图；

图3为本申请实施例提供的飞行器预期途径的航迹点的射程-侧偏坐标举例示意图；

图4为本申请实施例提供的各个装订航迹点的航迹指令斜率计算结果的举例示意图；

图5为本申请实施例提供的航迹曲线指令的计算结果曲线举例示意图；

图6为本申请实施例提供的航迹斜率指令的计算结果曲线举例示意图；

图7为本申请实施例提供的航迹角指令的计算结果曲线举例示意图；

图8为本申请实施例提供的侧偏指令的计算结果曲线举例示意图；

图9为本申请实施例提供的一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划装置的结构示意图；

图10为本申请实施例提供的一种电子设备的结构示意图。

具体实施方式

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。

在下述介绍中，术语“第一”、“第二”仅为用于描述的目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。下述介绍提供了本发明的多个实施例，不同实施例之间可以替换或者合并组合，因此本发明也可认为包含所记载的相同和/或不同实施例的所有可能组合。因而，如果一个实施例包含特征A、B、C，另一个实施例包含特征B、D，那么本发明也应视为包括含有A、B、C、D的一个或多个所有其他可能的组合的实施例，尽管该实施例可能并未在以下内容中有明确的文字记载。

下面的描述提供了示例，并且不对权利要求书中阐述的范围、适用性或示例进行限制。可以在不脱离本发明内容的范围的情况下，对描述的元素的功能和布置做出改变。各个示例可以适当省略、替代或添加各种过程或组件。例如所描述的方法可以以所描述的顺序不同的顺序来执行，并且可以添加、省略或组合各种步骤。此外，可以将关于一些示例描述的特征组合到其他示例中。

参见图1，图1是本申请实施例提供的一种可装订任意航迹点的飞行器轨迹规划方法的流程示意图。在本申请实施例中，所述方法包括：

S101、基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，并计算各所述航迹点位置相对所述飞行器初始位置的射向射程和侧偏。

所述航迹点位置在本申请实施例中可以理解为飞行器的飞行任务中期望经过的空间坐标点位置，设有N个。

所述射向射程在本申请实施例中可以理解为飞行器的初始发射点到目标点之间的连线在飞行器发射方向的投影距离。

所述侧偏在本申请实施例中可以理解为飞行器在飞行过程中与飞行器发射方向之间的侧向偏移。

在本申请实施例中，首先将根据飞行器此次计划的当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各个需要飞行器经过的航迹点位置，并分别计算出各个航迹点位置相对飞行器初始发射位置的射向射程和侧偏。

在一种可实施方式中，步骤S101中所述基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，包括：

基于当前航向机动飞行任务确定飞行器预期经过的各航迹点位置，所述航迹点位置包含经度、纬度以及海拔高度；

基于各所述航迹点位置与所述飞行器的距离将各所述航迹点位置由近到远依次装订至所述飞行器中，各所述航迹点位置的装订在所述飞行器飞抵距离所述飞行器初始位置最近的所述航迹点位置前完成，且距离所述飞行器初始位置最近的所述航迹点位置在所述飞行器的预设行进航迹上。

其中，各所述航迹点位置与飞行器起始位置的距离远近可以理解为各航迹点位置在飞行器发射方向上投影距离飞行器起始位置的长度大小。

在本申请实施例中，如图2所示，根据当前飞行任务确定飞行器预期飞行经过的航迹点以经度λ、纬度

海拔高度h表示，共6(N＝6)个，表示为

且各个航迹点将根据与飞行器之间的距离由近到远依次装订至飞行器中，作为后续控制飞行器飞行轨迹的基准点。

具体的，根据装订的各个预期飞行经过的航迹点经度、纬度、高度

计算各个装订航迹点相对发射点的射向射程和侧偏，表示为({(X_i,Z_i)},i＝1,…,N)，计算公式如下：

其中，Y_i是第i个装订航迹点相对发射点的海拔高度，X_{A_84}、Y_{A_84}、Z_{A_84}表示发射点在WGS-84坐标系下的位置坐标，X_{i_84}、Y_{i_84}、Z_{i_84}表示第i个装订航迹点在WGS-84坐标系下的位置坐标。

以λ_A、

α分别表示飞行器起飞时(发射时)的发射点经纬度、发射的方位角(以北偏东为正)；地球半径R_c＝6378137m；地球偏心率e＝1/298.257。公式(1)中的转换矩阵参数f₁₁、f₁₂、f₁₃、f₂₁、f₂₂、f₂₃、f₃₁、f₃₂、f₃₃计算公式如下：

其中，X_{A_84}、Y_{A_84}、Z_{A_84}、X_{i_84}、Y_{i_84}、Z_{i_84}计算公式如下：

上述计算式中，λ_A、

α、λ_i、

i＝1,…,N应采用弧度为单位。

在较短的飞行航程下，不考虑地球曲率影响时，计算公式可简化如下：

其中，以上公式中λ_A、

α、β_i、λ_i、

i＝1,…,N应转换为弧度为单位进行计算，弧度与度之间的转换关系为λ_A(rad)＝λ_A(度)×180/π,π为圆周率常数。

具体的，在本实施例中λ_A＝113.9(度)，

α＝30(度)，各个装订航迹点相对发射点的射向射程和侧偏({(X_i,Z_i)},i＝1,…,N)计算结果如图3所示。

在本申请实施例中，为了避免由于航迹点设置的不合理导致飞行器的飞行轨迹突然发生较大的改变而造成折角等问题，距离飞行器最近的第一个航迹点将选择在飞行器预设行进航迹上的点，即第一个航迹点选择在飞行器向预期航迹机动前的标准航迹上的点。

S102、根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率。

所述指令在本申请实施例中可以理解为用于对飞行器进行控制的指令程序数据的期望值，航迹指令可以理解为对飞行器进行连续控制的连续的指令程序数据，而航迹指令斜率可以理解为程序数据曲线的导数值。

在本申请实施例中，根据各航迹点的射向射程和侧偏便能够计算得到各航迹点的航迹指令斜率，通过航迹指令斜率便能计算确定出飞行任务中机动飞行段对应的航迹角指令，通过航迹指令可以计算确定出飞行任务中包含机动飞行段及其前后在内的飞行过程对应的航迹角指令及侧偏指令，进而得到对飞行器进行控制所需的全部的指令数值。

在一种可实施方式中，步骤S102中所述根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率，包括：

基于所述射向射程和侧偏确定矩阵参数，并根据所述矩阵参数构建用于计算各所述航迹点位置的航迹指令斜率的N维矩阵及矩阵方程；

通过追赶算法求解所述矩阵方程，计算得到各所述航迹点位置的所述航迹指令斜率。

在本申请实施例中，根据射向射程和侧偏计算得到航迹指令的具体过程如下，首先计算各个装订航迹点的航迹指令斜率S′(X_i)，用m_i表示，即m_i＝S′(X_i)，计算公式如下：

其中，等号右边的N维矩阵中，主对角线元素均为2；主对角线上方的副对角线元素按0、1-μ₂、……、1-μ_N-1排列；主对角线下方的副对角线元素按μ₂、μ₃……、μ_N排列，该矩阵其余元素均为0。矩阵中的参数μ_j(j＝2,…N)、d_j(j＝1,…N)按下式计算：

其中，对于m组成的矩阵，可以采用追赶法求解，具体过程如下：

Step1：计算上述矩阵参数计算式中的各个参数

Step2：初始化，令

Step3：计算参数

Step4：计算方程解m_N＝0,m_k＝q_k-p_km_k+1,k＝N-1,N-2,…,1。

具体的，各个装订航迹点的航迹指令斜率计算结果如图4所示。

S103、基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令。

所述航迹点区间在本申请实施例中可以理解为航迹点位置的射向射程大小相邻的区间，除区间两端的航迹点位置外，其余各装订航迹点位置的射向射程均不在此区间内。

在一种可实施方式中，步骤S103中所述基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令，包括：

根据所述航迹指令斜率计算每段航迹点区间的航迹指令曲线，并由每段相邻的所述航迹点区间对应的所述航迹指令曲线生成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹曲线指令；

根据所述航迹指令斜率计算每段所述航迹点区间的航迹指令斜率，并由每段相邻的所述航迹点区间对应的所述航迹指令斜率生成所述飞行段的航迹斜率指令；

基于所述航迹曲线指令以及航迹斜率指令生成所述飞行段的航迹指令。

在本申请实施例中，在得到航迹指令斜率后，将基于各个航迹点位置的航迹指令斜率来计算航迹点位置之间的航迹曲线指令，每段相邻的航迹点区间的航迹曲线指令用相邻航迹点位置对应的航迹点区间上的分段函数S(x)表示，所有区间上的分段函数组成了整个当前航向机动飞行任务区间内的航迹曲线指令。

具体的，S(x)在每个区间[X_j,X_j+1](即X_j≤x≤X_j+1)(j＝1,2,…,N-1)上的计算公式为：

S(x)＝A_j(x)×Z_j+B_j(x)×Z_j+1+C_j(x)×m_j+D_j(x)×m_j+1,X_j≤x≤X_j+1

其中

具体的，h_j＝5Km，j＝1,2,…,N-1，S(x)的计算结果如图5所示。

此外，在本申请实施例中，基于各个航迹点位置的航迹指令斜率便能计算确定出每个相邻航迹点区间的航机斜率指令，每段相邻的航迹点区间的航迹斜率指令用相邻航迹点对应的射向射程区间上的分段函数S′(x)表示，所有区间上的分段函数组成了整个当前航向机动飞行任务的区间内的航机斜率指令。

具体的，S′(X)在每个区间[X_j,X_j+1](即X_j≤x≤X_j+1)(j＝1,2,…,N-1)上表示为：

具体的，S′(X)的计算结果如图6所示。

S104、基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令。

在一种可实施方式中，所述基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令，包括：

根据所述飞行器开始做机动飞行时的飞行状态整合所述飞行段的所述航迹斜率指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令；

根据所述飞行器开始做机动飞行时的所述飞行状态整合所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令。

在一种可实施方式中，所述根据所述飞行器开始做机动飞行时的飞行状态整合所述飞行段的所述航迹斜率指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令，包括：

获得所述飞行器开始进行机动飞行的行进时间，确定在所述行进时间下的当前射向射程以及当前航迹角指令；

基于所述飞行段的所述航迹斜率指令计算每段相邻的所述航迹点位置对应的航迹点区间的区间航迹角指令；

通过曲线过渡整合所述当前射向射程、当前航迹角指令以及所述飞行段的所述区间航迹角指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令。

在一种可实施方式中，所述根据所述飞行器开始做机动飞行时的所述飞行状态整合所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令，包括：

获得所述飞行器开始进行机动飞行的行进时间，确定在所述行进时间下的当前射向射程以及当前侧偏指令；

通过曲线过渡整合所述当前射向射程、当前侧偏指令以及所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令。

在本申请实施例中，航迹角指令ψ_c(x)具体确定过程如下：

Step1：设飞行器开始进行航向机动飞行的时间为t＝t_h(以飞行器起飞时刻为零时)。t＝t_h时的飞行器射程为

此时的侧偏指令为

此时的航迹角指令为

具体的，在本实施例中，t＝t_h时的飞行器射程为X_h＝X₁，此时的侧偏指令为Z_c,h＝Z₁，ψ_c,h＝-(180/π)×arctan(m₁)

Step2：计算机动飞行段的航迹角指令ψ_JD(X)：

具体的，ψ_JD(X)在每个区间[X_j,X_j+1](即X_j≤x≤X_j+1)(j＝1,2,…,N-1)上的计算公式为：

ψ_JD(X)＝-(180/π)×arctan[S′_j(X)],X_j≤X<X_j+1,j＝1,2,…,N-1

Step3：计算机动飞行任务飞行段及其前后整个飞行过程的航迹角指令ψ_c(x)：

航迹指令斜率。具体的，ψ_c(x)的计算结果如图7所示。

Step4：计算机动飞行任务飞行段及其前后整个飞行过程侧偏指令Z_c(x)：

具体的，Z_c(x)的计算结果如图8所示。

S105、根据所述航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，所述飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制所述飞行器飞行。

在本申请实施例中，在确定了各个航迹角指令、侧偏指令后，便能够生成对应的飞行器航迹指令跟踪控制信号作用于飞行器执行机构来控制飞行器的整个飞行过程。采用倾斜转弯控制方式的飞行器航迹跟踪控制信号的具体计算方式如下：

采用侧滑转弯控制方式的飞行器航迹跟踪控制信号的具体计算方式如下：

其中，γ表示飞行器的滚动角(也称倾斜角)；ω_x表示飞行器的滚动角速率；ψ表示飞行器的偏航角；ω_y表示飞行器的偏航角速率；Z表示飞行器的侧偏，

表示侧偏对时间的导数，

表示侧偏指令对时间的导数，I_γ、

I_ψ、I_z、I_∫z、K_ψ、

K_z、

K_∫z、表示控制参数，不同的飞行器外形和飞行状态，控制器参数选择不同。

下面将结合附图9，对本发明实施例提供的可装订任意航迹点的飞行器航迹规划装置进行详细介绍。需要说明的是，附图9所示的可装订任意航迹点的飞行器航迹规划装置，用于执行本发明图1所示实施例的方法，为了便于说明，仅示出了与本发明实施例相关的部分，具体技术细节未揭示的，请参考本发明图1所示的实施例。

请参见图9，图9是本发明实施例提供的一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划装置的结构示意图。如图9所示，所述装置包括：

装订模块901，用于基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，并计算各所述航迹点位置相对所述飞行器初始位置的射向射程和侧偏；

计算模块902，用于根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率；

组成模块903，用于基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；

确定模块904，用于基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令；

控制模块905，用于根据所述航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，所述飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制所述飞行器飞行。

在一种可实施方式中，所述装订模块901包括：

航迹点确定单元，用于基于当前航向机动飞行任务确定飞行器预期经过的各航迹点位置，所述航迹点位置包含经度、纬度以及海拔高度；

装订单元，用于基于各所述航迹点位置与所述飞行器的距离将各所述航迹点位置由近到远依次装订至所述飞行器中，各所述航迹点位置的装订在所述飞行器飞抵距离所述飞行器初始位置最近的所述航迹点位置前完成，且距离所述飞行器初始位置最近的所述航迹点位置在所述飞行器的预设行进航迹上。

在一种可实施方式中，所述计算模块902包括：

矩阵构建及方程解算单元，用于基于所述射向射程和侧偏确定矩阵参数，并根据所述矩阵参数构建用于计算各所述航迹点位置的航迹指令斜率的N维矩阵及矩阵方程；

航迹指令计算单元，用于通过追赶算法求解所述矩阵方程，计算得到各所述航迹点位置的所述航迹指令斜率。

在一种可实施方式中，所述组成模块903包括：

航迹曲线指令生成单元，用于根据所述航迹指令斜率计算每段航迹点区间的航迹指令曲线，并由每段相邻的所述航迹点区间对应的所述航迹指令曲线生成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹曲线指令；

航迹斜率指令生成单元，用于根据所述航迹指令斜率计算每段所述航迹点区间的航迹指令斜率，并由每段相邻的所述航迹点区间对应的所述航迹指令斜率生成所述飞行段的航迹斜率指令；

航迹指令生成单元，用于基于所述航迹曲线指令以及航迹斜率指令生成所述飞行段的航迹指令。

在一种可实施方式中，所述确定模块904包括：

航迹角指令确定单元，用于根据所述飞行器开始做机动飞行时的飞行状态整合所述飞行段的所述航迹斜率指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令；

侧偏指令确定单元，用于根据所述飞行器开始做机动飞行时的所述飞行状态整合所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令。

在一种可实施方式中，所述航迹角指令确定单元包括：

第一获得元件，用于获得所述飞行器开始进行机动飞行的行进时间，确定在所述行进时间下的当前射向射程以及当前航迹角指令；

计算元件，用于基于所述飞行段的所述航迹斜率指令计算每段相邻的所述航迹点位置对应的航迹点区间的区间航迹角指令；

第一确定元件，用于通过曲线过渡整合所述当前射向射程、当前航迹角指令以及所述飞行段的所述区间航迹角指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令。

在一种可实施方式中，所述侧偏指令确定单元包括：

第二获得元件，用于获得所述飞行器开始进行机动飞行的行进时间，确定在所述行进时间下的当前射向射程以及当前侧偏指令；

第二确定元件，用于通过曲线过渡整合所述当前射向射程、当前侧偏指令以及所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令。

本领域的技术人员可以清楚地了解到本发明实施例的技术方案可借助软件和/或硬件来实现。本说明书中的“单元”和“模块”是指能够独立完成或与其他部件配合完成特定功能的软件和/或硬件，其中硬件例如可以是现场可编程门阵列(Field－ProgrammableGate Array，FPGA)、集成电路(Integrated Circuit，IC)等。

本发明实施例的各处理单元和/或模块，可通过实现本发明实施例所述的功能的模拟电路而实现，也可以通过执行本发明实施例所述的功能的软件而实现。

参见图10，其示出了本发明实施例所涉及的一种电子设备的结构示意图，该电子设备可以用于实施图1所示实施例中的方法。如图10所示，电子设备1000可以包括：至少一个中央处理器1001，至少一个网络接口1004，用户接口1003，存储器1005，至少一个通信总线1002。

其中，通信总线1002用于实现这些组件之间的连接通信。

其中，用户接口1003可以包括显示屏(Display)、摄像头(Camera)，可选用户接口1003还可以包括标准的有线接口、无线接口。

其中，网络接口1004可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如WI-FI接口)。

其中，中央处理器1001可以包括一个或者多个处理核心。中央处理器1001利用各种接口和线路连接整个终端1000内的各个部分，通过运行或执行存储在存储器1005内的指令、程序、代码集或指令集，以及调用存储在存储器1005内的数据，执行终端1000的各种功能和处理数据。可选的，中央处理器1001可以采用数字信号处理(Digital SignalProcessing，DSP)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)、可编程逻辑阵列(Programmable Logic Array，PLA)中的至少一种硬件形式来实现。中央处理器1001可集成中央中央处理器(Central Processing Unit，CPU)、图像中央处理器(GraphicsProcessing Unit，GPU)和调制解调器等中的一种或几种的组合。其中，CPU主要处理操作系统、用户界面和应用程序等；GPU用于负责显示屏所需要显示的内容的渲染和绘制；调制解调器用于处理无线通信。可以理解的是，上述调制解调器也可以不集成到中央处理器1001中，单独通过一块芯片进行实现。

其中，存储器1005可以包括随机存储器(Random Access Memory，RAM)，也可以包括只读存储器(Read-Only Memory)。可选的，该存储器1005包括非瞬时性计算机可读介质(non-transitory computer-readable storage medium)。存储器1005可用于存储指令、程序、代码、代码集或指令集。存储器1005可包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储用于实现操作系统的指令、用于至少一个功能的指令(比如触控功能、声音播放功能、图像播放功能等)、用于实现上述各个方法实施例的指令等；存储数据区可存储上面各个方法实施例中涉及到的数据等。存储器1005可选的还可以是至少一个位于远离前述中央处理器1001的存储装置。如图10所示，作为一种计算机存储介质的存储器1005中可以包括操作系统、网络通信模块、用户接口模块以及程序指令。

在图10所示的电子设备1000中，用户接口1003主要用于为用户提供输入的接口，获取用户输入的数据；而处理器1001可以用于调用存储器1005中存储的可装订任意航迹点的飞行器航迹规划应用程序，并具体执行以下操作：

基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，并计算各所述航迹点位置相对所述飞行器初始位置的射向射程和侧偏；

根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率；

基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；

基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令；

根据所述航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，所述飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制所述飞行器飞行。

本发明还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述方法的步骤。其中，计算机可读存储介质可以包括但不限于任何类型的盘，包括软盘、光盘、DVD、CD-ROM、微型驱动器以及磁光盘、ROM、RAM、EPROM、EEPROM、DRAM、VRAM、闪速存储器设备、磁卡或光卡、纳米系统(包括分子存储器IC)，或适合于存储指令和/或数据的任何类型的媒介或设备。

需要说明的是，对于前述的各方法实施例，为了简单描述，故将其都表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本发明并不受所描述的动作顺序的限制，因为依据本发明，某些步骤可以采用其他顺序或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实施例均属于优选实施例，所涉及的动作和模块并不一定是本发明所必须的。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置，可通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些服务接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储器中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储器中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储器包括：U盘、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

本领域普通技术人员可以理解上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤是可以通进程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于一计算机可读存储器中，存储器可以包括：闪存盘、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取器(Random AccessMemory，RAM)、磁盘或光盘等。

以上所述者，仅为本公开的示例性实施例，不能以此限定本公开的范围。即但凡依本公开教导所作的等效变化与修饰，皆仍属本公开涵盖的范围内。本领域技术人员在考虑说明书及实践这里的公开后，将容易想到本公开的其实施方案。本发明旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未记载的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的范围和精神由权利要求限定。

Claims (10)

1.一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划方法，其特征在于，所述方法包括：

基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，并计算各所述航迹点位置相对所述飞行器初始位置的射向射程和侧偏；

根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率；

基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；

基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令；

根据所述航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，所述飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制所述飞行器飞行。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，包括：

基于当前航向机动飞行任务确定飞行器预期经过的各航迹点位置，所述航迹点位置包含经度、纬度以及海拔高度；

基于各所述航迹点位置与所述飞行器的距离将各所述航迹点位置由近到远依次装订至所述飞行器中，各所述航迹点位置的装订在所述飞行器飞抵距离所述飞行器初始位置最近的所述航迹点位置前完成，且距离所述飞行器初始位置最近的所述航迹点位置在所述飞行器的预设行进航迹上。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率，包括：

基于所述射向射程和侧偏确定矩阵参数，并根据所述矩阵参数构建用于计算各所述航迹点位置的航迹指令斜率的N维矩阵及矩阵方程；

通过追赶算法求解所述矩阵方程，计算得到各所述航迹点位置的所述航迹指令斜率。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令，包括：

根据所述航迹指令斜率计算每段航迹点区间的航迹指令曲线，并由每段相邻的所述航迹点区间对应的所述航迹指令曲线生成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹曲线指令；

根据所述航迹指令斜率计算每段所述航迹点区间的航迹指令斜率，并由每段相邻的所述航迹点区间对应的所述航迹指令斜率生成所述飞行段的航迹斜率指令；

基于所述航迹曲线指令以及航迹斜率指令生成所述飞行段的航迹指令。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令，包括：

根据所述飞行器开始做机动飞行时的飞行状态整合所述飞行段的所述航迹斜率指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令；

根据所述飞行器开始做机动飞行时的所述飞行状态整合所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述根据所述飞行器开始做机动飞行时的飞行状态整合所述飞行段的所述航迹斜率指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令，包括：

获得所述飞行器开始进行机动飞行的行进时间，确定在所述行进时间下的当前射向射程以及当前航迹角指令；

基于所述飞行段的所述航迹斜率指令计算每段相邻的所述航迹点位置对应的航迹点区间的区间航迹角指令；

通过曲线过渡整合所述当前射向射程、当前航迹角指令以及所述飞行段的所述区间航迹角指令，确定包含所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程在内的整个飞行过程的航迹角指令。

7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述根据所述飞行器开始做机动飞行时的所述飞行状态整合所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令，包括：

获得所述飞行器开始进行机动飞行的行进时间，确定在所述行进时间下的当前射向射程以及当前侧偏指令；

通过曲线过渡整合所述当前射向射程、当前侧偏指令以及所述飞行段的所述航迹曲线指令，确定所述整个飞行过程的侧偏指令。

8.一种可装订任意航迹点的飞行器航迹规划装置，其特征在于，所述装置包括：

装订模块，用于基于当前航向机动飞行任务在飞行器中装订各航迹点位置，并计算各所述航迹点位置相对所述飞行器初始位置的射向射程和侧偏；

计算模块，用于根据所述射向射程和侧偏计算生成三次样条航迹曲线所需的各所述航迹点的航迹指令斜率；

组成模块，用于基于所述航迹指令斜率计算各个相邻航迹点区间的航迹曲线指令以及航迹斜率指令，并组成所述当前航向机动飞行任务对应飞行段的航迹指令；

确定模块，用于基于所述航迹指令确定所述飞行段以及所述飞行段的前后飞行过程的航迹角指令以及侧偏指令；

控制模块，用于根据所述航迹角指令以及侧偏指令生成飞行器航迹指令跟踪控制信号，所述飞行器航迹指令跟踪控制信号用于飞行器执行机构控制所述飞行器飞行。

9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1-7任一项所述方法的步骤。

10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7任一项所述方法的步骤。

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