CN115783329A - 双飞翼无人机空速测量装置及其测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种双飞翼无人机空速测量装置及其测量方法，其中的方法包括：S0、判断双飞翼无人机当前的飞行阶段；S1、根据四个空速计测量得到的空速值V_i，并把空速值V_i解算到机体坐标系，得到测量结果W_i；S2、根据测量结果W_i判断实际风向，并根据实际风向选择机体坐标系下的空速计的测量结果W_i作为当前的风速测量值，即得到三个方向的风速测量值。S3、对机体坐标系中三个方向上的风速V_x、V_y和V_z进行卡尔曼滤波，得到当前时刻风速的最优估计值，进而得到水平面风向或立体面风向。S4、根据双飞翼无人机的不同飞行阶段以及风向对双飞翼无人机的姿态进行调整。本发明提高了双飞翼无人机的飞行精度和控制稳定性，减小了风速对无人机飞行的影响。

Description

双飞翼无人机空速测量装置及其测量方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，特别涉及一种双飞翼无人机空速测量装置和测量方法。

背景技术

随着垂直起降无人机的发展，对起降和平稳飞行状态的精度要求越来越高。而空速是垂直起降无人机飞行状态的重要指标，垂直起降的双飞翼无人机需要通过空速测量装置测量空速，空速数据输入到飞行控制器，控制器输出控制指令保证无人机稳定飞行和平稳降落，避免失速，是垂直起降无人机不可或缺的部件。

但是现有的垂直起降双飞翼无人机大多采用一个空速计，安装位置固定在无人机头部，这种方式无论是无人机在垂直起降时，还是稳定飞行时都不能得到无人机全方位的空速信息，存在技术缺陷的同时使空速计测量的大气数据误差偏大，影响飞机的飞行安全。

发明内容

鉴于上述问题，本发明的目的是提出一种双飞翼无人机空速测量装置和测量方法，提高了双飞翼无人机的飞行精度和控制稳定性，尽可能减小风速对无人机飞行的影响。通过增加航灯向地面操作人员实时显示风向和空速计是否出现故障，给出了空速计故障后的空速测量方法。

为实现上述目的，本发明采用以下具体技术方案：

本发明提供一种双飞翼无人机空速测量装置，包括：前翼、后翼、飞行控制器、连接杆和空速计装置；

前翼和后翼通过两个连接杆进行连接，空速计装置包括一号空速计、二号空速计、三号空速计和四号空速计；

一号空速计通过空速计连接件安装在前翼的左侧，与翼面处于同一平面内，与竖直方向成45°角，进气口朝上；

二号空速计通过空速计连接件安装在前翼的右侧，垂直于翼面，与竖直方向成45°角，进气口朝下；

三号空速计通过空速计连接件安装在后翼的左侧，垂直于翼面，与竖直方向成45°角，进气口朝下；

四号空速计通过空速计连接件安装在后翼的右侧，与翼面处于同一平面内，与竖直方向成45°角，进气口朝上。

飞行控制器用于接收空速计的空速信息并对无人机发出控制指令。

优选的，空速计连接件为U形一体结构件，包括固定端、第一固定臂和第二固定臂；

固定端通过魔术贴与机翼侧面进行粘贴固定；

第一固定臂和第二固定臂分别设置有不对称的中心孔，空速计依次穿过第一固定臂和第二固定臂的中心孔，并将空速计进行固定。

本发明还提供一种双飞翼无人机空速测量方法，包括以下步骤：

S0、判断双飞翼无人机当前的飞行阶段；

S1、根据四个空速计测量得到的空速值V_i，并把空速值V_i解算到机体坐标系，得到测量结果W_i；

其中，i＝1，2，3，4；

S2、根据测量结果W_i判断实际风向，并根据实际风向选择机体坐标系下的空速计的测量结果W_i作为当前的风速测量值，即得到三个方向的风速测量值。

S3、对机体坐标系中三个方向上的风速V_x、V_y和V_z进行卡尔曼滤波，得到当前时刻风速的最优估计值，进而得到水平面风向或立体面风向。

S4、根据双飞翼无人机的不同飞行阶段以及步骤S3得到的风向对双飞翼无人机的姿态进行调整。

优选的，双飞翼无人机的飞行阶段包括：垂直起降阶段、模式切换阶段和稳定飞行阶段。

优选的，测量结果W_i的计算公式为：

其中，α和β分别为攻角和侧滑角；

S_aβ为转换矩阵；

W_wind为风速在风轴系下的投影。

优选的，

在机体坐标系中：

在X方向上，取一号空速计和四号空速计X方向的风速最大值作为X方向的风速测量值V_x，风速最大值对应的空速计的相对位置认为是前后方向风向；

在Y方向上，取二号空速计和三号空速计Y方向的风速最大值作为Y方向的风速测量值V_y，风速最大值对应的空速计的相对位置认为是Y方向的风向；

在Z方向上，取一号空速计和四号空速计Z方向的风速最大值作为Z方向的风速测量值V_z，风速最大值对应的空速计的相对位置认为是Z方向的风向。

优选的，在步骤S3中：卡尔曼滤波包括预测和更新两个阶段；

在预测阶段中：

根据上一时刻的最优估计值

得出当前时刻的先验估计值

其中，

为k时刻的先验状态估计值；

为k-1时刻的风速最优估计值；

A为状态转移矩阵；

B为控制矩阵；

U_k为空速计装置测得的动压；

根据上一时刻的最优估计的协方差P_k-1得出当前时刻的先验估计的协方差矩阵

其中，

是在k时刻的先验估计值

的先验估计协方差矩阵；

P_k-1是在k-1时刻的最优估计值

的协方差矩阵；

Q为过程噪声的协方差矩阵；

得到修正噪声后当前时刻的观测值y_k为：

y_k＝Cx_k+V (7)

其中，

x_k为当前时刻测量值；

V为噪声矩阵，服从正态分布；

C为测量系数矩阵。

优选的，在步骤S3中：

更新阶段包括：

根据当前时刻的先验估计协方差矩阵

得到卡尔曼增益K_k：

其中，

K_k为k时刻卡尔曼滤波增益；

融合当前时刻的先验估计值

当前时刻观测值yk得出当前时刻的最优估计值为：

其中，

为k时刻的最优估计值；

为k时刻的先验估计值；

y_k为k时刻的观测值；

优选的，在步骤S3中：

最后更新当前时刻最优估计值

的协方差矩阵，用于计算下一时刻先验估计协方差矩阵；

其中，

P_k为当前时刻最优估计值

对应的协方差矩阵。

优选的，当有一个或多个空速计出现故障时，使用剩余空速计测量值的平均值w_{wind_average}代替无故障估计方法中的风速在风轴系下的投影w_wind，继续进行风速估计。

与现有的技术相比，本发明提高了双飞翼无人机的飞行精度和控制稳定性，尽可能减小风速对无人机飞行的影响。

附图说明

图1a是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置的立体结构示意图。

图1b是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置的正视图。

图1c是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置的侧视图。

图1d是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置的俯视图。

图2a是根据本发明实施例提供的空速计连接件的立体结构示意图。

图2b是根据本发明实施例提供的空速计连接件的安装位置示意图。

图2c是根据本发明实施例提供的空速计连接件的正视图。

图2d是根据本发明实施例提供的空速计连接件的侧视图。

图2e是根据本发明实施例提供的空速计连接件的俯视图。

图3是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量方法的流程示意图。

图4是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量方法的程序框图。

图5是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在垂直起降阶段出现水平气流时的姿态示意图。

图6是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在无人机正前方或前上方出现气流时的姿态示意图。

图7是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在无人机后上方或前下方出现气流时的姿态示意图。

图8是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在无人机左上方、左侧或右下方出现气流时的姿态示意图。

图9是根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在无人机左下方、右侧或右上方出现气流时的姿态示意图。

其中的附图标记包括：前翼1、后翼2、连接杆3、一号空速计41、二号空速计42、三号空速计43、四号空速计44、空速计连接件45、固定端451、第一固定臂452和第二固定臂453。

具体实施方式

在下文中，将参考附图描述本发明的实施例。在下面的描述中，相同的模块使用相同的附图标记表示。在相同的附图标记的情况下，它们的名称和功能也相同。因此，将不重复其详细描述。

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，而不构成对本发明的限制。

图1a示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置的立体结构示意图。

图1b示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置的正视图。

图1c示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置的侧视图。

图1d示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置的俯视图。

如图1a-1d所示，本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置为垂直起降的双飞翼无人机，包括：前翼1、后翼2、连接杆3和空速计装置。

前翼1和后翼2通过两个连接杆3进行连接，空速计装置安装在双飞翼无人机机翼的末端。本发明提供的测量装置还包括一个用于接收空速信息并发出控制指令的双飞翼无人机的飞行控制器。

空速计装置包括一号空速计41、二号空速计42、三号空速计43、四号空速计44和四个空速计连接件45。

参照图1b：

一号空速计41通过空速计连接件45安装在前翼1的左侧，与翼面处于同一平面内，与竖直方向成45°角，进气口朝上；

二号空速计42通过空速计连接件45安装在前翼1的右侧，垂直于翼面，与竖直方向成45°角，进气口朝下；

三号空速计43通过空速计连接件45安装在后翼2的左侧，垂直于翼面，与竖直方向成45°角，进气口朝下；

四号空速计44通过空速计连接件45安装在后翼2的右侧，与翼面处于同一平面内，与竖直方向成45°角，进气口朝上。

一号空速计和四号空速计在双飞翼无人机的稳定平飞阶段进行工作。

二号空速计和三号空速计在双飞翼无人机的垂直起降阶段进行工作。

旋翼、固定翼模式切换时双飞翼无人机处于倾斜姿态，四个空速计都进行工作，以保证在转换过程中能够提供立体的环境风速和环境风向。

图2a示出了根据本发明实施例提供的空速计连接件的立体结构示意图。

图2b示出了根据本发明实施例提供的空速计连接件的安装位置示意图。

图2c示出了根据本发明实施例提供的空速计连接件的正视图。

图2d示出了根据本发明实施例提供的空速计连接件的侧视图。

图2e示出了根据本发明实施例提供的空速计连接件的俯视图。

如图2a-2e所示，本发明实施例提供的空速计连接件45为U形一体结构件，包括固定端451、第一固定臂452和第二固定臂453；

固定端451通过魔术贴与机翼侧面进行粘贴固定。

第一固定臂452和第二固定臂453分别设置有不对称的中心孔，空速计依次穿过第一固定臂452和第二固定臂453的中心孔，并通过粘胶或魔术贴进行固定，使空速计与空速计连接件45之间没有相对运动。

当通过魔术贴对空速计进行固定时，魔术贴的一面包裹空速计进行粘贴，另一面与中心孔内部进行粘贴。

图3示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量方法的流程示意图。

图4示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量方法的程序框图。

本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量方法包括以下步骤：

S0、判断双飞翼无人机当前的飞行阶段。

双飞翼无人机的飞行阶段包括：垂直起降阶段、模式切换阶段和稳定飞行阶段。

S1、根据四个空速计测量得到的空速值V_i，并把空速值V_i解算到机体坐标系，得到测量结果W_i。

其中，i＝1，2，3，4。

在静止大气中，双飞翼无人机相对于空气的速度等于双飞翼无人机相对于大地的速度。

在非静止大气中，地速等于空速与风速的矢量和，地速的大小和方向可以通过双飞翼无人机GPS测量得到，地速的方向就是双飞翼无人机航迹的方向。

其中，

为地速；

为空速；

为风速：

测量结果W_i的计算公式为：

把各个空速计测量得到的空速V_i(i＝1，2，3，4)解算到机体系下需要根据由侧滑角α和攻角β组成的转换矩阵解算，α和β分别为攻角和侧滑角，组成的转换矩阵S_αβ为：

其中，α和β分别为攻角和侧滑角；

S_αβ为转换矩阵；

W_wind为风速在风轴系下的投影。

S2、根据测量结果W_i判断实际风向，并根据实际风向选择机体坐标系下的空速计的测量结果W_i作为当前的风速测量值，即得到三个方向的风速测量值。

根据四个空速计的测量结果W_i判断风向。

在机体坐标系中：

在X方向上，取一号和四号空速计X方向的风速最大值作为X方向的风速测量值V_x，数值大的空速对应的空速计的相对位置认为是前后方向风向；

在Y方向上，取二号和三号空速计Y方向的风速最大值作为Y方向的风速测量值V_y，数值大的空速对应的空速计的相对位置认为是Y方向的风向；

在Z方向上，取一号和四号空速计Z方向的风速最大值作为Z方向的风速测量值V_z，数值大的空速对应的空速计的相对位置认为是Z方向的风向。

当飞机处于遥控模式时需要地面操作人员通过遥控调整飞机姿态，为了便于地面操作人员快速把握高空风向，增加航灯向地面人员实时指示风向及当前用来估计风速的测量值是哪个空速计的测量值。

其中四个航灯粘贴在在四个空速计侧面，由无人机电池供电，控制信号和飞行控制器相连。使用到该空速计的测量值去估计风速时，同时飞行控制器发出控制指令使该航灯闪烁绿色，没有用到该空速计时，该航灯处于熄灭状态。

当出现沙尘天气时会使上述空速计的进气口堵塞，导致空速计故障，当有一个或多个空速计出现故障时，使用剩余空速计测量值的平均值w_{wind_average}代替无故障估计方法中的风速在风轴系下的投影w_wind，继续进行风速估计。此时测量值用来估计空速的空速计侧面贴的航灯闪烁红色。

若2号空速计出现故障：

则

其中，V_x1，V_y1，V_z1分别为1号空速计在x、y、z三个方向的空速；V_x3，V_y3，V_z3分别为3号空速计在x、y、z三个方向的空速；V_x4，V_y4，V_z4分别为4号空速计在x、y、z三个方向的空速。

S3、对机体坐标系中三个方向上的风速V_x、V_y和V_z分别进行卡尔曼滤波，得到当前时刻风速的最优估计值，进而得到水平面风向或立体面风向。

卡尔曼滤波包括预测和更新两个阶段，需要用到当前时刻的风速测量值，和上一时刻的风速最优估计值。

使用上一时刻的风速最优估计值预测当前值作为先验估计值，同时使用观测值融合先验估计值，得到当前时刻最优估计值。

将机体坐标系下的各个方向的风速V_x、V_y和V_z作为实际测量值x_k的分量。

其中预测阶段包括：

根据上一时刻的最优估计值得出当前时刻的先验估计值：

其中，

为k时刻的先验状态估计值；

为k-1时刻的风速最优估计值；

A为状态转移矩阵；将双飞翼无人机航机环境特征参数作为系统状态矩阵A，无人机航迹环境特征参数包括，无人机地速，无人机姿态。

B为控制矩阵；

U_k为空速计测得的动压。

由上式可以看出，基于上一时刻的最优估计值，可以得到k时刻的先验估计值，但并不是k时刻的最终结果。

根据上一时刻的最优估计的协方差得出当前时刻的先验估计的协方差矩阵：

其中，

是在k时刻的先验估计值

的先验估计协方差矩阵；

P_k-1是在k-1时刻的最优估计值

的协方差矩阵：

Q为过程噪声的协方差矩阵，服从正态分布，用于更新阶段中卡尔曼增益计算K_k；

得到修正噪声后当前时刻的观测值y_k为：

y_k＝Cx_k+V (7)

其中，

x_k为当前时刻测量值；

V为噪声矩阵，服从正态分布；

C为测量系数矩阵。

更新阶段包括：

根据当前时刻的先验估计协方差矩阵

得到卡尔曼增益K_k：

其中，

K_k为k时刻卡尔曼滤波增益，是观测值y_k和先验估计值的加权系数；

融合当前时刻的先验估计值

当前时刻观测值y_k得出当前时刻的最优估计值为：

其中，

为k时刻的最优估计值，由当前时刻的先验估计值和当前时刻的观测值加权和组成；

为k时刻的先验估计值；

y_k为k时刻的观测值；

最后更新当前时刻最优估计值

的协方差矩阵：

其中，

P_k为当前时刻最优估计值

对应的协方差矩阵，用于计算下一时刻先验估计协方差矩阵。

在卡尔曼滤波中，k时刻预测部分为k时刻更新部分基础，k时刻更新又是k+1时刻预测的基础，通过不断更新迭代卡尔曼增益K_k、k时刻最优估计值

协方差矩阵P_k，得到无人机当前环境的空速信息。

S4、根据双飞翼无人机的不同飞行阶段以及步骤S3得到的风向对双飞翼无人机的姿态进行调整。

通过机体坐标系三个方向的风速大小可以得到飞机在不同平面内的最大、最小迎风姿态，以适用不同飞行阶段，包括垂直起降阶段、旋翼模式和固定翼模式切换阶段、稳定飞行阶段。

图5示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在垂直起降阶段出现水平气流时的姿态示意图。

图6示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在无人机正前方或前上方出现气流时的姿态示意图。

图7示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在无人机后上方或前下方出现气流时的姿态示意图。

图8示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在无人机左上方、左侧或右下方出现气流时的姿态示意图。

图9示出了根据本发明实施例提供的双飞翼无人机空速测量装置在无人机左下方、右侧或右上方出现气流时的姿态示意图。

如图5-9所示：

在垂直起降阶段，双飞翼无人机通过立体测量装置测量当前高度水平面内的空速，经过解算可以得到机体坐标系下各个方向的空速，各个方向空速经过卡尔曼滤波得到空速估计值，可以获取水平面的风向，根据风速算出最小迎风姿态，将无人机翼面与风向同向，在无人机姿态出现偏差之前，飞行控制器通过输出控制指令调整姿态，减小迎风面积，或者补偿风速对无人机的影响，避免失速出现。可以看出，无人机垂直降落过程中，依然需要利用空速立体测量装置，测量得到各个方向上的空速测量值，通过卡尔曼滤波得到空速真实值，提前调整姿态或者补偿风速对无人机的影响。降低无人机受到的干扰，保证垂直起飞过程稳定性。

在模式切换阶段，即旋翼到固定翼切换阶段，双飞翼无人机的翼面需要由竖直状态切换到水平状态，螺旋桨改变转速调整升力，实现无人机姿态调整和模式切换，转换过程的动力完全由无人机的储能电池提供。此时需要利用立体空速测量装置测量各个方向上的风速，进而确定风向，测量值经过卡尔曼滤波得到空速真实值。在保证稳定性前提下，选择风速速最大的方向，在风能和电能的共同作用下调整无人机姿态，将翼面方向垂直于水平面风向，以求在模式切换过程中最大限度的利用环境风能，减少无人机储能电池的消耗。

双翼无人机的立体空速测量装置，可以在转换过程中持续为无人机飞行控制器提供空速信息，计算得到飞行过程中的环境立体空速，可以在保证稳定性的前提下，调整翼面双飞翼无人机的与立体面风向垂直，增大风速对无人机切换模式过程的影响，以求最大限度地利用风能，减小储能电池消耗。

在稳定飞行阶段，为了提高巡航时间，降低能量消耗，需要通过测量无人机环境风速和环境风向，不断获取当前位置的立体空速，无人机飞行控制器计算出能最大限度利用风能的姿态，根据风速变化，不断调整无人机姿态，使无人机一直处于风能和电能共同作用状态中。最终实现无人机在航线上稳定飞行时始终受到风的影响最小。

立体空速测量装置实时获取双飞翼无人机的环境空速信息，完全掌握双飞翼无人机周围的大气信息，帮助双飞翼无人机飞行控制器及时做出准确判断，发出控制指令，调整双飞翼无人机姿态，可以远离风干扰，避免失速，节约能量。

当双飞翼无人机正前方出现水平气流时，向下摆动舵面，借助风力拉升高度，将风能转换成重力势能。

当双飞翼无人机左侧出现水平气流时，向右侧倾斜同时借助风力拉升高度。

当双飞翼无人机左侧出现向下气流时，向右侧倾斜，减小受风面积。

出现其他方向气流时，双飞翼无人机应调整的姿态如图6-图9所示。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

以上本发明的具体实施方式，并不构成对本发明保护范围的限定。任何根据本发明的技术构思所作出的各种其他相应的改变与变形，均应包含在本发明权利要求的保护范围内。

Claims (10)

1.一种双飞翼无人机空速测量装置，其特征在于，包括：前翼、后翼、飞行控制器、连接杆和空速计装置；

所述前翼和所述后翼通过两个所述连接杆进行连接，所述空速计装置包括一号空速计、二号空速计、三号空速计和四号空速计；

所述一号空速计通过空速计连接件安装在所述前翼的左侧，与翼面处于同一平面内，与竖直方向成45°角，进气口朝上；

所述二号空速计通过空速计连接件安装在所述前翼的右侧，垂直于翼面，与竖直方向成45°角，进气口朝下；

所述三号空速计通过空速计连接件安装在所述后翼的左侧，垂直于翼面，与竖直方向成45°角，进气口朝下；

所述四号空速计通过空速计连接件安装在所述后翼的右侧，与翼面处于同一平面内，与竖直方向成45°角，进气口朝上；

飞行控制器用于接收所述空速计的空速信息并对所述无人机发出控制指令。

2.根据权利要求1所述的双飞翼无人机空速测量装置，其特征在于，所述空速计连接件为U形一体结构件，包括固定端、第一固定臂和第二固定臂；

所述固定端通过魔术贴与机翼侧面进行粘贴固定；

所述第一固定臂和第二固定臂分别设置有不对称的中心孔，空速计依次穿过所述第一固定臂和第二固定臂的中心孔，并将所述空速计进行固定。

3.一种利用如权利要求1或2所述的双飞翼无人机空速测量装置实现的双飞翼无人机空速测量方法，其特征在于，包括以下步骤：

S0、判断双飞翼无人机当前的飞行阶段；

S1、根据四个空速计测量得到的空速值V_i，并把空速值V_i解算到机体坐标系，得到测量结果W_i；

其中，i＝1，2，3，4；

S2、根据所述测量结果W_i判断实际风向，并根据实际风向选择机体坐标系下的空速计的测量结果W_i作为当前的风速测量值，即得到三个方向的风速测量值；

S3、对机体坐标系中三个方向上的风速V_x、V_y和V_z进行卡尔曼滤波，得到当前时刻风速的最优估计值，进而得到水平面风向或立体面风向；

S4、根据双飞翼无人机的不同飞行阶段以及步骤S3得到的风向对双飞翼无人机的姿态进行调整。

4.根据权利要求3所述的双飞翼无人机空速测量方法，其特征在于，所述双飞翼无人机的飞行阶段包括：垂直起降阶段、模式切换阶段和稳定飞行阶段。

5.根据权利要求4所述的双飞翼无人机空速测量方法，其特征在于，所述测量结果W_i的计算公式为：

其中，α和β分别为攻角和侧滑角；

S_αβ为转换矩阵；

W_wind为风速在风轴系下的投影。

6.根据权利要求5所述的双飞翼无人机空速测量方法，其特征在于，

在所述机体坐标系中：

在X方向上，取所述一号空速计和四号空速计X方向的风速最大值作为X方向的风速测量值V_x，风速最大值对应的空速计的相对位置认为是前后方向风向；

在Y方向上，取所述二号空速计和三号空速计Y方向的风速最大值作为Y方向的风速测量值V_y，风速最大值对应的空速计的相对位置认为是Y方向的风向；

在Z方向上，取所述一号空速计和四号空速计Z方向的风速最大值作为Z方向的风速测量值V_z，风速最大值对应的空速计的相对位置认为是Z方向的风向。

7.根据权利要求6所述的双飞翼无人机空速测量方法，其特征在于，在所述步骤S3中：卡尔曼滤波包括预测和更新两个阶段；

在所述预测阶段中：

根据上一时刻的最优估计值

得出当前时刻的先验估计值

其中，

为k时刻的先验状态估计值；

为k-1时刻的风速最优估计值；

A为状态转移矩阵；

B为控制矩阵；

U_k为所述空速计装置测得的动压；

根据上一时刻的最优估计的协方差P_k-1得出当前时刻的先验估计的协方差矩阵

其中，

是在k时刻的先验估计值

的先验估计协方差矩阵；

P_k-1是在k-1时刻的最优估计值

的协方差矩阵；

Q为过程噪声的协方差矩阵；

得到修正噪声后当前时刻的观测值y_k为：

y_k＝Cx_k+V (7)

其中，

x_k为当前时刻测量值；

V为噪声矩阵，服从正态分布；

C为测量系数矩阵。

8.根据权利要求7所述的双飞翼无人机空速测量方法，其特征在于，在所述步骤S3中：

更新阶段包括：

根据当前时刻的先验估计协方差矩阵

得到卡尔曼增益K_k：

其中，

K_k为k时刻卡尔曼滤波增益；

融合当前时刻的先验估计值

当前时刻观测值y_k得出当前时刻的最优估计值为：

其中，

为k时刻的最优估计值；

为k时刻的先验估计值；

y_k为k时刻的观测值。

9.根据权利要求7所述的双飞翼无人机空速测量方法，其特征在于，在所述步骤S3中：

最后更新当前时刻最优估计值

的协方差矩阵，用于计算下一时刻先验估计协方差矩阵；

其中，

P_k为当前时刻最优估计值

对应的协方差矩阵。

10.根据权利要求9所述的双飞翼无人机空速测量方法，其特征在于，当有一个或多个空速计出现故障时，使用剩余空速计测量值的平均值w_{wind_average}代替无故障估计方法中的风速在风轴系下的投影w_wind，继续进行风速估计。

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