NO20120626A1

NO20120626A1 - Fremgangsmåte og anordning for å navigere et luftfartøy

Info

Publication number: NO20120626A1
Application number: NO20120626A
Authority: NO
Inventors: Petter Muren; Trygve Frederik Marton; Alexander Philip Hall
Original assignee: Prox Dynamics As
Priority date: 2012-04-02
Filing date: 2012-05-25
Publication date: 2013-10-03
Also published as: US20140129057A1; NO344081B1; US9031719B2

Abstract

Lokale vindfelt kan predikteres hvis både luft hastig het og bakkehastigheten til helikopter er kjent. Et luftfartøy som benytter en treghetsnavigasjonsenhet, en autopilot og en estimator gjør det mulig at en måling av bakkehastigheten kan være kjent med god nøyaktighet. Utførelsesformene heri utvider dette systemet til å muliggjøre at et estimat av det lokale vindfelt kan bli funnet uten aktiv bruk av en luft hastig hetssensor, men i stedet kombinere målingene til et akselerometer og en luftmotstandskraftmodell og en modell av luftfartøyets styrte aerodynamikk for å estimere luft hastig het, som igjen kan benyttes til å estimere den lokale vindhastigheten.

Description

Teknisk område

Utførelsene heri er relatert til å navigere/kontrollere et luftfartøy ved å benytte et estimat av et vindfelt i nærheten av luftfartøyet/for eksempel en «Unmanned Aerial Vehicle»

(UAV).

Bakgrunn

Moderne krigføring og rettshåndhevelse er preget av et økende behov for oppdatert situasjonsforståelse. For å spore opp, eller beskytte seg mot, kriminelle, paramilitære styrker eller terrorister, har politi og soldater ofte et umiddelbart behov for informasjon om hva som er rundt neste hjørne eller bak neste høydedrag.

Fiendtlige styrker vil gjerne gjemme seg eller utnytte det lokale terrenget for å oppnå taktiske fordeler eller flykte fra forfølgerne. I nærvær av fiendtlige styrker, kan en enkel murvegg, et piggtrådgjerde, et vann, bygninger eller til og med et stort åpent område, være uforserbare hindringer når tiden er knapp og taktiske ressurser er utilgjengelig. En aktiv eller uoppdaget trussel kan gjøre situasjonen farlig.

Synlige indikasjoner, støy eller forutsigbare handlinger kan avsløre vennlige styrker og sette dem i fare. Sniking og overraskelsesmomenter, er imidlertid viktige elementer som kan gi en taktisk fordel. UAVer utstyrt med videokameraer kan returnere levende bilder som gir UAV-operatøren mulighet til å utføre overvåkingsoppgaver og å samle informasjon fra en sikker lokasjon uten å avsløre seg selv.

En UAV kan betjenes og styres ved hjelp av en fjernkontroll. Tradisjonelt betjenes en UAV ved styring med f.eks en joystick. I tillegg til en joystick, er fjernkontrollen som er konfigurert til å betjene og styre UAV en vanligvis også supplert med et grafisk brukergrensesnitt (GUI). En GUI kan være en flyvningsskjerm som gir f.eks forskjellig dynamisk navigasjonsinformasjon som hastighet, retning, veipunkter etc.

Alle luftfartøy trenger informasjon om deres lokale vindfelt for å kunne utføre navigasjon - dette inkluderer UAV. Mindre UAVer er mer utsatt for atmosfæriske påvirkninger enn større UAVer eller bemannede luftfartøy, og krever derfor en eller annen metode for å identifisere det til en hver tid gjeldende lokale vindfelt. For disse luftfartøy vil det i mange tilfeller ikke hjelpe en autopilotfunksjon å ha informasjon om vindfeltet for å navigere flyet, men snarere gjøre det mulig for luftfartøyet å være plassert i en bedre orientering i forhold til vinden.

Å bestemme det lokale vindfeltet oppnås oftest gjennom bruk av direkte lufthastighets- og bakkehastighetsmålinger. Luftfartøyet henter informasjon om sin bakkehastighet ved hjelp av en kombinasjon av sine GPS- og

treghetsmomentssensorer. Luftfartøyet henter informasjon om sin direkte lufthastighet ved hjelp av en pitotprobe (dynamisk lufttrykk). GPS-sensormoduler har blitt de siste årene små og nøyaktige nok til å kunne bæres av nesten alle luftfartøy - dette gjelder imidlertid ikke for lufthastighetssensorer.

Problemet med å kunne navigere luftfartøyet ved hjelp av en måling av luftfartøyets lufthastighet i én eller flere retninger, er vanligvis ikke et problem for de fleste luftfartøydesignere. Det er enkelt å bruke et antall trykksensorer for å måle lufthastigheten for større luftfartøy. Dette strekker seg ned til det som vanligvis regnes som svært små luftfartøy, inkludert luftfartøy på kun 100g. Nano-UAVer derimot, er en størrelse mindre enn dette - ca 15g. Å gå inn i denne regionen medfører at noen kutt i luftfartøyets systemkomponenter gjøres - ofte de første som må gå er lufthastighetssensorer. Dette eliminerer muligheten til å navigere luftfartøyet ved hjelp av en direkte måling av

luftfartøyets lufthastighet.

Hvis et lite luftfartøy ikke navigerer ved hjelp av en direkte måling av dets lufthastighet, er det vanskelig å bruke et mål på det lokale vindfelt med en viss grad av sikkerhet. Problemet med å navigere luftfartøyet ved hjelp av en beregning av vindfeltet fra en kjent bakkehastighet og lufthastighet er et kjent, løst problem.

Oppsummering

Et formål med utførelsesformer heri er derfor å unødvendiggjøre minst én av de ovenfor omtalte ulemper og problemer, og for å tilveiebringe forbedret navigasjon av luftfartøyet.

Ifølge et første aspekt, oppnås formålet ved en fremgangsmåte i en anordning for å navigere et luftfartøy. Anordningen måler en bakkehastighet tilknyttet luftfartøyet. Anordningen estimerer luftfartøyets lufthastighet basert på luftfartøyets akselerasjon aB og kontrollerte aerodynamiske krefter som er påtrykt luftfartøyet, og anslår et vindfelt som oppleves av luftfartøyet basert på bakkehastigheten og lufthastigheten. Basert på det estimert vindfeltet, navigerer anordningen luftfartøyet.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen et akselerometer konfigurert til å måle luftfartøyets akselerasjon aB. Luftfartøyet kan ha en masse m. Anordningen kan multiplisere akselerasjonen aB med massen m som resulterer i en nødvendig luftfartøykraft for erfart bevegelse F. Anordningen kan beregne en kontrollert aerodynamikk FA med en modell av den kontrollerte aerodynamikk FA som i det minste har luftfartøyets rotasjonshastighet co og kontrolltilstanden 8 som inngangsverdier, i tillegg til et estimat av nåværende lufthastighet V^, Anordningen kan subtrahere den kontrollerte aerodynamikk Fp, fra den nødvendige luftfartøykraft for erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftmotstandskraft fD. Anordningen kan også beregne en ufiltrert lufthastighet VA fra den beregnede luftmotstandskraft Fa ved hjelp av reversberegning av en modell av luftmotstandskraften FDsom er avhengig av den ufiltrert lufthastighet VA.

I noen utførelser subtraherer anordningen den beregnede, ufiltrert lufthastighet Vh fra den målte bakkehastighet VG resulterende i en betregnet ufiltrert vindhastighet Vv.

I noen utførelser filtrerer anordningen den beregnede ufiltrerte vindhastighet Vv med et lavpassfilter resulterende i en beregnet, filtrert vindhastighet Vv.

I noen utførelser subtraherer anordningen den beregnede, filtrert vindhastighet Vvfra den målte bakkehastighet V$ resulterende i estimatet for nåværende lufthastighet Vh.

I noen utførelser beregner anordningen luftmotstandskraften Fq med:

hvori V er lufthastigheten, CD er luftmotstandskoeffisienten, p er en massetetthet og A er et referanseareal.

I noen utførelser beregner anordningen vindstyrke og/eller vindretning fra den beregnede, filtrerte vindhastighet VW( og viser en antydning av vindstyrke og/eller vindretning på en skjerm i luftfartøyet.

I noen utførelseser blir indikasjonen representert ved en pil hvis retning korresponderer med vindretningen.

I noen utførelsesformer vil anordninge fargesette pilen, slik at en bestemt farge angir en vindstyrke innenfor et bestemt vindstyrkeintervall.

I noen utførelsesformer er lufthastigheten en lokal lufthastighet og hvori vindfeltet er et lokalt vindfelt som befinner seg i nærhet av luftfartøyet.

I noen utførelsesformer er aerodynamikken responsive til kontrolltilstandseffekten definert av modellen for kontrollert aerodynamikk FA.

I noen utførelsesformer er luftfartøyet en UAV.

Ifølge et andre aspekt, oppnås formålet ved en anordning for å navigere et luftfartøy. Anordningen omfatter midler for å måle en bakkehastighet tilknyttet luftfartøyet og midler for å estimere luftfartøyets lufthastighet basert på luftfartøyets akselerasjon aB og kontrollerte aerodynamiske krefter som er påtrykt luftfartøyet. Anordingen omfatter midler for å anslå et vindfelt som oppleves av luftfartøyet basert på bakkehastigheten og lufthastighet. Videre omfatter anordningen midler for å navigere luftfartøyet basert på det estimert vindfeltet.

I noen utførelser har luftfartøyet en masse m. I noen utførelsesformer omfatter anordningen et akselerometer konfigurert til å måle luftfartøyets akselerasjon aB. Anordningen kan omfatte en multiplikator som er tilpasset til å multiplisere akselerasjonen aB med massen m som resulterer i en nødvendig luftfartøykraft for erfart bevegelse F. Anordningen kan omfatte midler for å beregne en kontrollert aerodynamikk FA med en modell av den kontrollerte aerodynamikk FA som i det minste har luftfartøyets rotasjonshastighet co og kontrolltilstanden 8 som inngangsverdier, i tillegg til et estimat av nåværende lufthastighet VA. Anordningen kan omfatte en første subtraherer som er tilpasset til å subtrahere den kontrollerte aerodynamikk FA fra den nødvendige luftfartøykraft for erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftmotstandskraft FD. Anordningen kan omfatte midler for å beregne en ufiltrert lufthastighet VKfra den beregnede luftmotstandskraft FDved hjelp av reversberegning av en modell av luftmotstandskraften FDsom er avhengig av den ufiltrert lufthastighet VRi

I noen utførelser omfatter anordningen en andre subtraherer som er tilpasset til å subtrahere den beregnede, ufiltrert lufthastighet V\ fra den målte bakkehastighet VG resulterende i en betregnet ufiltrert vindhastighet Vv.

I noen utførelser omfatter anordningen et lavpassfilter som er tilpasset til å filtrerere den beregnede, ufiltrerte vindhastighet Vvresulterende i en beregnet, filtrert vindhastighet Vv.

I noen utførelser omfatter anordningen en tredje subtraherer som er tilpasset til å subtrahere den beregnede, filtrert vindhastighet Vvfra den målte bakkehastighet VG resulterende i estimatet for nåværende lufthastighet Vh.

I noen utførelser omfatter anordningen midler for å beregne luftmotstandskraften FDmed:

hvori V er lufthastigheten, CD er luftmotstandskoeffisienten, p er en massetetthet og A er et referanseareal,

I noen utførelser omfatter anordningen midler for å beregne vindstyrke og/eller vindretning fra den beregnede, filtrerte vindhastighet VVl og viser en antydning av vindstyrke og/eller vindretning på en skjerm i luftfartøyet.

I noen utførelseser omfatter anordningen midler for å fargesette pilen, slik at en bestemt farge angir en vindstyrke innenfor et bestemt vindstyrkeintervall.

I noen utførelser er lufthastigheten en lokal lufthastighet og hvori vindfeltet er et lokalt vindfelt som befinner seg i nærhet av luftfartøyet.

I noen utførelsesformer er luftfartøyet en UAV.

I noen utførelsesformer er midlene for måling av bakkehastigheten minst én av en treghetsnavigasjon enhet, en Globalt Posisjonering System, GPS, -enhet og en autopilot.

Lokale vindfelt kan forutsies hvis både luftfartøyets lufthastighet og bakkehastighet er kjent. Et luftfartøy som omfatter en treghetsnavigasjonsanordning, en autopilot og en estimator muliggjør at en måling av bakkehastigheten er kjent med god eller i det minste tilstrekkelig nøyaktighet. Utførelsesformene heri utvider dette systemet til å gjøre det mulig å finne et estimat vindfeltet som befinner seg uten aktivt å benytte en lufthastighetssensor.

Alle luftfatøyets bevegelser kan modelleres med et kjent sett med bevegelseslikningene - vanligvis benyttet til å simulere flybevegelse. Når man undersøker effekten vinden har på et luftfartøy, er translasjonsbevegelseslikningene mest av interesse for bruk i prediksjon av det vindfeltet. Ligning 1 viser de lineære translasjonsbevegelseslikningene som er relatert til flyets bevegelse.

Ved å bruke en estimator med gode nøyaktighetsnivåer, kan alle bortsett fra de påtrykte krefter lett kan beregnes. Dette vil da gi en verdi for påtrykte krefter (F) som må predikteres. Disse kreftene vil delvis bestå av styrte aerodynamiske krefter (f.eks påtrykt luftfartøyets hoved-eller halerotorer dersom luftfartøyet er eksemplifisert som et helikopter) og delvis av luftmotstanden som påtrykkes luftfartøyets skrog. De styrte aerodynamiske krefter kan modelleres som en funksjon av luftfartøytilstander - inkludert lufthastighet, rotasjonsrate og styreinnstillinger. Dette kan beregnes numerisk ved igjen å bruke estimatet av luftfartøytilstandene (herunder styreinnstillinger). Da gjenstår en kraftprediksjon, skrogluftmotstand, som må ha oppstått som følge av lufthastigheten mot luftfartøyets skrog (vist i ligning 2).

Lik modellen for de styrte aerodynamiske krefter, kan skroglufstmotstanden være modellert ved hjelp av luftfartøytilstander. Denne modellen vil imidlertid bli dominert av lufthastigheten langs luftmotstandsaksen og gir en hensiktsmessig fremgangsmåte for å beregne luftfartøyets lufthastigheten fra den gjenværende skrogluftmotstand. Ligning 3 viser denne sammenhengen.

Denne prediksjon av nåværende lufthastighet blir så brukt sammen med bakkehastigheten i et kontinuerlig filter for å produsere et estimat av det lokale vindfeltet. Det filtrerte vindfeltet blir så brukt til å produsere en separat, filtrert lufthastighet. Den filtrerte versjon av lufthastigheten blir deretter benyttet kontinuerlig i lufthastighetsberegningene.

En egenskap ved denne prosess er at den kan produsere et estimat for vindhastigheten. Estimatet for vindhastigheten kan produseres passivt. Et krav for denne fremgangsmåten er at en rimelig høy-gjengivelse modell av de mer kompliserte aerodynamiske komponenter er kjent. Det legges mindre vekt på prediksjon av lufthastighet og mer vekt legges på filtrering av utgangsveridene. Dette vil redusere eventuelle feil produsert internt i den aerodynamisk modell og gjør det mulig å produsere en jevn, stabil vindfelt- og

lufthastighetprediksjon.

Generelt kan utførelsesformene heri sies å estimere det lokale vindfeltet til et luftfartøy ved å subtrahere estimert lufthastigeht fra den målte bakkehastighet, idet lufthastigheten er estimert basert på luftfartøyets målte akselerasjon, de påtrykte, styrt aerodynamiske kreftene på luftfartøyet bestemt av en modell for luftfartøyets styrte aerodynamikk som en funksjon av rotasjonsraten, styretilstand og tilbakekobling av lufthastighetsestimatet, i tillegg til luftmotstandskoeffisientene og referansearealene. Den estimerte lufthastighet er videre lavpassfiltrert for å fjerne de høyfrekvente komponenter som kommer fra f.eks turbulens. Den resulterende lokale vindfeltet kan vises som en pil med en vinkel som representerer den lokale vindretning og en størrelse som representerer den vindhastigheten projisert i horisontalplanet.

Utførelsesformene heri har mange fordeler, av hvilke en ikke-uttømmende liste over eksempler følger: En fordel utførelsesformene heri er at de gjør det mulig at en høyere overordnet systemytelse kan oppnås, så vel som å produsere lavere kompleksitet ved implementasjon av systemet. En annen fordel er at utførelsesformene heri reduserer feil og muliggjør produksjon av en jevn, stabil vindfelt- og lufthastighetprediksjon.

Videre er det en fordel ved utførelsesformene heri at de gjør det mulig posisjonere luftfartøyet i et mer hensiktsmessig orientering i forhold til vinden.

Siden flyet ikke behøver å ha en sensor til å utføre direkte målingerav lufthastigheten, gir utførelsesformer heri en fordel gjennom redusert luftfartøyvekt, redusert antall komponenter som inngår i luftfartøyet, og en redusert kompleksitet og kostnad for luftfartøyet. Utførelsesformene heri er ikke begrenset til de trekk og fordeler som er nevnt ovenfor. En fagperson på området vil gjenkjenne ytterligere trekk og fordeler ved lesing av den påfølgende detaljerte beskrivelse.

Kort beskrivelse av tegningene

Utførelsesformene heri vil nå bli beskrevet ytterligere i nærmere detalj i den påfølgende detaljerte beskrivelse med henvisning til de vedlagte tegninger som illustrerer utførelsesformene og der: Fig. la er en skjematisk tegning som illustrerer en utførelsesform av et luftfartøy som omfatter en hovedrotor og en halerotor. Fig. lb er en skjematisk tegning som illustrerer

utførelsesformer av en hovedrotor.

Fig. lc er en skjematisk tegning som illustrerer

utførelsesformer av en halerotor.

Fig. 2 er et flytskjema som illustrerer en fremgangsmåte i et luftfartøy for å estimere en lokal vindfelt. Fig. 3a er en skjematisk tegning som illustrerer utførelsesformer av en/et

luftfartøykonfigurasjon og -brukergrensesnitt.

Fig. 3b er en skjematisk tegning som illustrerer utførelsesformer av en/et

luftfartøykonfigurasjon og -brukergrensesnitt.

Fig. 3c er en skjematisk tegning som illustrerer utførelsesformer av en/et

luftfartøykonfigurasjon og -brukergrensesnitt.

Fig. 4 er et flytskjema som illustrerer

utførelsesformer av en fremgangsmåte.

Fig. 5 er et flytskjema som illustrerer utførelsesformer av en anordning.

Tegningene er ikke nødvendigvis i riktig målestokk, og dimensjonene av visse bestanddeler kan ha blitt overdrevet for tydelighetens skyld. Det er i stedet lagt vekt på å illustrere prinsippet om utførelsene heri.

Detaljert beskrivelse

I det følgende, vil utførelser heri bli diskutert og eksempelutførelsesformer beskrevet ved henvisning til de medfølgende tegninger. Videre er er forskjellige hastigheter referert til heri definert som følger: Bakkehastigheten er luftfartøyets hastighet i forhold til bakken, (den lokale) vindhastighet er hastigheten til luften i nærheten av luftfartøyet i forhold til bakken, lufthastigheten er hastigheten av luften i nærheten av luftfartøyet i forhold til luftfartøyet. Det finnes mange metoder for å beregne det lokale vindfelt som omgir et luftfartøy. Disse metoder krever imidlertid at både bakkehastigheten og lufthastigheten til luftfartøyet er kjent. Hvis disse verdiene er tilgjengelige kan de kombineres i et filter for å produsere estimater for luftfartøyets lokale vindfelt. Prosessen med å filtrere disse verdiene vil bli dekket senere i diskusjonen om beregning av luftfartøyets lufthastighet.

For å tilveiebringe navigasjon basert på informasjon om det lokale vindfelt, bør det være et filter som skal brukes til å beregne den lokale vindfelt, og et estimat for luftfartøyets lufthastighet må først være kjent. Et pålitelig lufthastighetestimat kan bli funnet ved hjelp av en modell av luftfartøyet som enkelt eksponerer lufthastigheten. Ved å undersøke luftfartøyets bevegelseslikninger i treghetsreferanserammen, kan forholdet vist i likning 4 utledes. Denne ligning 4 kan brukes for å modellere responsen til et luftfartøy med hensyn til både indre og ytre krefter. Hvori V er lufthastigheten, ca er rotasjonsraten, m er massen og ff er gravitasjonsakselerasjonen. I ligning 4 er de eksterne krefter, tyngdekraft ikke inkludert, som påtrykket luftfartøyet representert ved F. For et luftfartøy som f.eks. et helikopter, kan dette ansees å være summen av påtrykte, kontrollerte aerodyitinamiske krefter (påtrykt hoved- og halerotoren), FAt og kreftene påtrykt helikopterskroget som luftmotstand F0 - denne sammenheng er vist i ligning 5.

Begrunnelsen for å dele opp de påtrykte krefter i de to spesifikke komponenter FA og FD, er de to distinkte metodene for modellering av kreftene. De påtrykte, kontrollerte aerodynamiske krefter kan modelleres med en rekke metoder, men må ha en rimelig gjengivelse i modellen. Modellering av de påtrykte, kontrollerte aerodynamiske krefter må ta hensyn til luftfartøyets tilstander, som inkluderer lufthastighet, rotasjonsrate, og innstillinger. Denne modellen gjør det mulig å beregne kreftene enkelt, men den muliggjør ikke en enkel reversberegning for å finne lufthastigheten. Selv om reversberegning er mulig, vil det kreve betydelige beregningskostnader som ikke er tilgjengelig på mange små UAVer. På den annen side, er beregningen av luftmotstanden som er påtrykt luftfartøyets skrog vesentlig enklere. En rimelig modell kan lages som tillater reversberegning for å finne lufthastigheten, og som kan utføres med minimale beregningskostnader.

Når de separate krefter FA and FDsubstitueres i luftfartøyets bevegelsesligninger, er den resulterende relasjon som vist i ligning 6. Dette kan så omorganiseres for å muliggjøre at et estimate for luftmotstanden som påtrykkes skroget kan beregnes, vist i ligning 7.

Merk at estimatet for skrogluftmotstanden som beregnes ved hjelp av ligning 7 er den anslåtte underskuddskraft som kreves for å frembringe den bevegelse som er blitt observert. Dette inkluderer å beregne de predikterte, kontrollerte aerodynamiske krefter. Beregning av lufthastigheten fra skrogluftmotstandsestimatet dekkes senere i dokumentet.

Ligning 7 kan reorganiseres for å gruppere termene som er skalert av luftfartøymassen, hvilket reulterer i ligning 8.

Det kan bemerkes at de termer som er skalert av masse er ekvivalent med luftfartøyets skrogakselerasjon - vist i likning 9.

Denne skrogakselerasjon måles direkte av akselerometere innenfor en treghetsmålingsenehet (IMU) i luftfartøyet. Dette forhold gjør det praktisk mulig at forholdet som beregner skrogluftmotstanden (ligning 8) kan forenkles til det som er vist i ligning 10.

Ved å undersøke ligning 10 kan det ses at det er svært lite belastning som er lagt til overvåkning og beregning av luftfartøyets dynamikken. Byrden er lagt til beregning av flyets aerodynamikk, både styrt dynamikk og

skrogluftmotstand, ved hver funksjonsevaluering.

For å være i stand til å produsere et estimat for flyets skrogluftmotstand, må en modell av flyets styrte aerodynamiske krefter (/^) være kjent. Denne modellen vil typisk være en sammensatt funksjon som tar hensyn til et bredt spekter av luftfartøyets tilstander, inkludert lufthastigheten ( V), rotas jonsraten (a<>>), og styretilstand

- vist i ligning 11.

I det følgende er et eksempel på en modell av helikopterets kontrollerte aerodynamikk beskrevet under henvisning til figurene la, lb og lc. I tilfelle av et helikoptere, om det er store eller små, er de viktigste aerodynamiske komponenter hoved- og halerotorene - dette er vist i figur la. Rotoren illustrert til venstre er hovedrotoren og rotoren vist til høyre i figur la er halerotoren. I det følgende, angir bokstaven M hovedrotoren, og T indikerer halerotoren. Pilene representerer et xyz-koordinatsystem for hovedrotoren og for halerotoren. Parameteren FxMrepresenterer kraften på hovedrotoren i x-retningen, FyMrepresenterer kraften på hovedrotoren i y-retningen og FzMrepresenterer kraften på hovedrotoren i z-retningen. Parameteren FxTrepresenterer kraften på halerotoren i x-retningen, FyTrepresenterer kraften på halerotoren i y-retningen, og FzTrepresenterer kraften på halerotoren i z-retningen. Hovedrotoren produserer de dominerende kreftene som gjør at luftfartøyet kan holdes i luften og manøvreres, mens halerotoren gir retningsstabilitet og styring. En aerodynamisk modell av begge disse aerodynamiske komponenter kan produseres ved å bruke et standard analyseverktøy og kjennskap til hvilke som helst plattformspesifikke egenskaper. Som et eksempel, er Prox Dynamics PD-100 Black Hornet Nano Unmanned Aircraft benyttet til å demonstrere denne prosedyren for et helikopters hoved-og halerotorer.

Hoved- og halerotorenes aerodynamiske ytelse vil avhenge i stor grad av gjeldende luftfartøytilstand i seg selv selv. Dette inkluderer skrogtranslasjonshastighetene { V eller u, v, w), skrogrotasjonsratene (a! eller p, q, r) , og hoved- og halerotor styringstilstandene ( 8or <^ tBc^ 9a, <oT) . Disse tilstandene dominerer rotorens ytelse og gir dermed grunnlag for en aerodynamisk modell.

For hovedrotoren, må krefter i hver av de tre komponenter benyttes for å sikre at en nøyaktig modell blir laget. Et diagram av luftfartøyet som brukes og de resulterende kreftene er vist i figur la, og de resulterende kraftforholdet, FM, i tre-komponentform tar form vist i ligning 12.

Ved å bruke et eksisterende rotoranalyseverktøyet kan en representativ modell for hver akse med hensyn til de ovenfor nevnte parametere bli funnet. Prox Dynamics bruker en «Blade Element Momentum Theory»-modell som har blitt vurdert opp mot den fysiske helikopterytelse for å lage disse modellene. Etter å ha generert rotorytelsesdata for et stort, tilfeldig utvalg av luftfartøytilstander, er en minste kvadraters metode benyttet for å generere polynomiske modeller. Ligningene 13 til 15 nedenfor viser en form som kraftligninger for eksempel med Prox Dynamics PD-100 Black Hornet Nano Unmanned Aircraft tar (ikke inkludert konstanter), hvor parametrene er basert på definisjonene i figur lb, som illustrerer hovedrotoren.

Utarbeidelsen av en modell for halerotoren er utført på en lignende måte som med hovedrotoren, og er basert på definisjonene i figur lc, som illustrerer halerotoren. For denne halerotoren, siden størrelsen av kreftene for halerotoren er mindre, er imidlertid bare skyvekraften produsert av halen ( Fy) av interesse. Forholdet er vist i ligning 16.

De aerodynamiske kontrollerte kreftene blir deretter beregnet ved å summere alle kraftkomponenter. For PD-100 er dette summen av de hoved- og hale rotoren, som vist i ligning 17. Formen som beregningen av de kontrollerte, aerodynamiske tilstander tar, kan innta en hvilken som helst annen form. Det bør imidlertid bemerkes at beregning av disse kreftene vil være avhengig av luftfartøyets aktuelle tilstand inkludert den filtrerte lufthastighet. Denne lufthastigheten brukes som tilbakekobling fra utgangen av vindfeltestimatet, og vil derfor være følsom overfor kortvarige feil. Disse feilene blir raskt eliminert på grunn av tilbakekoblingen innad i filteret.

Etter å ha beregnet de styrte, aerodynamiske krefter, kan et estimat av skrogluftmotstanden beregnes - dette estimat må da være relatert til luftfartøyets lufthastighet. Generelt er luftmotstanden på et gitt luftfartøyet mest avhengig av hastigheten luftfartøyet kjører med. For et luftfartøyskrog inkluderer denne relasjonen ikke styretilstandens rotasjonsrate. I sin enkleste form kan denne relasjonen ta formen som vist i ligningene 18 og 19.

Ligning 19 er utledet fra standard aerodynamikk. Det er et forhold som er vanlig å bruke til å representere luftmotstand på et gitt luftfartøyskrog. CD betegner luftmotstandkoeffisientvektoren for hver av de tre luftfartøyaksene, og A betegner referansearealvektoren for hver av de tre luftfartøyaksene. Det kan sees at forholdet som representerer skrogluftmotstand er bare avhengig av luftfartøyets hastighet. Dette gjør det mulig at luftfartøyets lufthastighet kan beregnes fra

skrogluftmotstand uten bruk av kompliserte invertering eller for komplisert beregning. Ved å bruke denne metoden kan et

estimat for luftfartøyets lufthastighet av ved hvert tidspunkt for evaluering gjøres, og dermed gi et inngangssignal til filteret, med bakkehastighet, for å produsere et estimat av det lokale vindfeltet.

Idet lufthastighet og bakkehastighet er kjent, kan vindhastigheten estimeres med forholdet vist i ligningene 20 og 21. Vindhastighetsestimatet beregnes ikke direkte fra disse relasjonene, men et umiddelbart estimat for vindhastighet beregnes heller, og blir deretter brukt i et filter. Dette filteret jevner ut vindhastighetsutgangsverdiene, og tillater også jevnet tilbakekobling av lufthastighet, som brukes i beregninger av den styrte aerodynamikk.

Den ovenfor beskrevne fremgangsmåte som benyttes til å produsere et lokalt vindfeltestimat, er ytterligere illustrert i flytskjemaet i figur 2. På venstre side av dette flytskjema er de tilstander som er tatt fra luftfartøysensoren/estimatoren vist. Dette inkluderer rotasjonsratene, tyngdekraften, luftfartøymasse, målt akselerasjon, styretilstander og bakkehastighet. Disse inngangstilstander blir så brukt til å beregne ulike parametere, og endelig det lokale vindfeltet.

I begynnelsen blir den målte akselerasjon som benyttes til å beregne den kraft som kreves av luftfartøyet til å frembringe den gjeldende erfarte bevegelse ( F) beregnet. Parallelt blir også de styrte aerodynamiske krefter (F*)også beregnet ved hjelp av rotasjonsratene, st yret Ustandene og det gjeldende estimat for luftfartøyets lufthastighet. Ved å kombinere disse to verdier blir luftmotstanden som er allokert for å bli produsert av luftmotstandskraften ( FD)deretter beregnet.

Etter at den luftmotstandsforårsakede kraft (Ffl) er beregnet, blir luftfartøyets lufthastighet { VA,„)deretter beregnet. Modellen som brukes for å gjøre denne beregningen er avhengig av luftfartøyet som blir analyserert. For eksempel hvis et helikopter blir analysert, trenger bare skrogluftmotstanden å bli tatt hensyn til. Hvis en annen konfigurasjon blir analysert, vil denne modellen imidlertid bli mer kompleks og flere luftfartøytilstander må kanskje vurderes. Det er viktig å merke seg at den beregnede lufthastighet er ufiltrert, og benyttes ikke som lufthastigheten i aerodynamikkberegningene.

Idet en prediksjon av nåværende ufiltrert lufthastighet er kjent, blir den uf Utrerte vindhastighet { VWr,^ be regne r t ved å kombinere bakkehastighet { VG) med lufthastighet. Et digitalt filter er konfigurert ftil å produsere et utjevnet estimat av det lokale vindfeltet { Vw) . Filteret som velges, vil sterkt avhenge av luftfartøyets dynamiske ytelse som undersøkes, så vel som de ønskede karakteristikker av vindfeltestimatet som skal fremstilles. For Prox Dynamics PD-100 Black Hornet Nano Unmanned Aircraft benyttes en Type II Chebyshev filter med passende egenskaper for Prox Dynamics PD-100 Black Hornet Nano Unmanned Aircraft.

Den filtrerte vindhastighet blir deretter igjen kombinert med bakkehastighetsestimatet for å produsere et filtrert estimat for lufthastighet { VA) . Det er verdt å merke at dette estimatet ikke bør regnes som som en absolutt avlesning av flyets lufthastighet, og bør generelt ikke brukes i flyets autopilot. Derimot mates dette estimatet tilbake til starten av beregningssyklusen som gjeldende estimat for flyets lufthastighet.

Ved å tilbakekoble den filtrerte lufthastighet, vil eventuelle inkonsistente endringer eller feil produsert i estimeringsprosessen bli tatt hensyn til i den neste beregningen. Dersom et feilaktig estimat dannes, vil det bli matet inn i beregningen, og vil dermed forårsaker en lavere verdi i neste syklus. I dette trinnet gjør det mulig å benytte en aerodynamisk modell eller luftmotstandsmodell med lavere gjengivelsesgrad.

Utførelsesformer beskrevet ovenfor fokuserer på å gi et brukernivåestimat av elet lokale vindfelt gjennom et lavpassfilter ved bruk av f.eks en type II-Chebyshev filter. Dette lavpassfilter vil eliminere vindens høyere frekvenskomponenter (turbulens), og gi et mer realistisk, utjevnet estimat av vindfeltet. Det bør bemerkes at mer av vindfrekvensdomenet kan fanges opp hvis en estimator og aerodynamisk modell med bedre gjengivelse benyttes.

I filtreringsprosessen benyttes tre

lufthastighetskomponenter, og bakkehastighetskomponenter benyttes til å produsere et trekomponentsystemestimat av vindhastigheten. Bruk av en

trekomponentsystemestimeringsprosess tillater påfølgende beregning av de tre lufthastighetskomponentene, som blir matet tilbake til de aerodynamiske beregninger. Vindfeltet som vises til brukeren trenger bare å bli vist i planet parallelt med jordoverflaten. Disse to komponenter kombineres for å gi en vindavlesning som leses med hensyn til retning og størrelse.

Ovennevnte prosedyre bør gjennomføres ved luftfartøyets opprinnelige autopilotfrekvens, eller så raskt som mulig. Dette muliggjør oppnåelse av en høyere overordnet systemytelse, så vel som å tilveiebringe lavere kompleksitet ved implementering av systemet.

Som allerede antydet kan det predikterte, lokale vindfeltet bli vist i et brukergrensesnitt som gjør det mulig for brukeren å plassere luftfartøyet i en mer fordelaktig orientering i forhold til vinden. Dette kan gjøres ved å vise den beregnede vindretning- og vindstyrkeindikasjon på brukerens skjerm. Da vindestimatet kun skal benyttes til pilotreferanse, trenger bare en vindretnings- (i forhold til nord) og en signallysvindstyrkeindikasjon å benyttes gjennom f.eks å farvelegge pilen på en forhåndsdefinert måte, slik at en bestemt farge angir en lokal vindstyrke innenfor et visst vindstyrkeintervall. Signallysindikasjonen kan benyttes til å vise enten trygge (grønn), usikre (gult), eller farlige (rød) vindforhold. Andre egnede farger, mønstre eller hjelpemidler som indikerer vindforholdene kan brukes i stedet for grønt, gult og rødt.

Tre eksempler på dette indikasjonssystemet er illustrert i figur 3 for å vise systemets funksjon. I hvert av eksemplene er luftfartøyets konfigurasjon vist til venstre, og et eksempel på brukergrensesnittet vist til høyre.

For det første, luftfartøykonfigurasjonen vist til venstre i figur 3a illustrerer at luftfatøyet vender rett øst og beveger seg langsomt mot sør-øst. I løpet av denne flykonfigurasjonen har luftfatøyet et trygt vindnivå fra nord-vest. Signallysindikasjonen vist til høyre i figur 3a illustrerer at luftfartøyet har trygge vindforhold.

Dernest illustrerer luftfartøykonfigurasjonen som er vist til venstre i figur 3b at luftfartøyet er vendt i en nord-vestlig retning, og beveger seg mot venstre i en nord-vestlig retning. I denne flykonfigurasjonen får luftfartøyet et vindadvarselsnivå fra nord vist med en signallysindikasjon illustrert til høyre i figur 3b. Advarselen kan illustreres ved hjelp av en gul pil.

Til slutt illustrerer luftfartøykonfigurasjonen som er vist til venstre i figur 3c at luftfartøyet er plassert flyvende fremover direkte mot nordøst. I denne flykonfigurasjonen treffer en utrygg vind luftfartøyet fra sørøst, direkte inn i flyets side vist ved signallysindikasjonen illustrert til høyre i figur 3c. Det utrygge vindforhold kan illustreres ved hjelp av en rød pil.

Fremgangsmåten implementert i en anordning 500 for navigering /styring av luftfartøyet, vil ifølge enkelte utførelsesformer nå bli beskrevet med henvisning til flytdiagrammet vist i figur 4. Anordningen som har referansenummeret 500 refererer til figur 5, som vil bli beskrevet mer detaljert senere. Anordningen 500 kan være en del av et luftfartøy eller i f.eks en fjernkontroll konfigurert til å styre/navigere f luftfartøyet. I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 et akselerometer konfigurert for å måle luftfartøyets akselerasjon aB, Luftfartøyet kan ha en masse m. Luftfartøyet kan være en UAV. Fremgangsmåten omfatter følgende trinn, som også kan utføres i en annen passende rekkefølge enn beskrevet nedenfor.

Trinn 401

Anordningen 500 måler en bakkehastighet knyttet til luftfartøyet.

Trinn 402

Anordningen 500 estimerer luftfartøyets lufthastighet basert på luftfartøyets akselerasjon og styrte aerodynamiske krefter påtrykt luftfartøyet,

Lufthastigheten kan være en lokal lufthastighet.

Trinn 401a

I noen utførelsesformer multipliserer enheten 500 akselerasjonen aB med massen m, resulterende i en nødvendig luftfartøykraft for erfart bevegelse F.

Trinn 401b

I noen utførelsesformer, beregner enheten 500 en styrt

mt-aerodynamikk FA méd en modell av den styrte aerodynamikk FA som har i det minste en rotasjonsrate to og en styretilstand til luftfartøyet S som inngangsverdi i tillegg til et estimat for nåværende lufthastighet VA.

I noen utførelsesformer er aerodynamikken responsiv på styretilstandsinnvirkninger definert av modellen for styrt aerodynamikk FA.

Trinn 401c

I noen utførelsesformer subtraherer anordningen 500 den

mt

styrte aerodynamikk FA fra den nødvendige luftfartøykraft for

mm

erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftmotstandskraft F0.

Trinn 401d

I noen utførelsesformer, beregner anordingen 500 en ufiltrert —* ^ lufthastighet VA fra den beregnede luftmotstandskraft FD ved hjelp av reversberegning av en modell av luftmotstandskraft J»mm,

FDsom er avhengig av den ufiltrert©lufthastighet VÅ.

Luftmotstandskraften Fm* D kan beregnes ved:

Hvor V er lufthastigheten, CDer en luftmotstandskoeffisient, p er en massetetthet, og Å er et referanseareal.

Trinn 401e

I noen utførelsesformer subtraherer anordningen 500 den beregnede filtrerte vindhastighet Vw fra den målte bakkehastighet VG resulterende i estimatet for nåværende lufthastighet VA.

Trinn 403

Anordningen 500 estimerer et av luftfartøyet opplevd vindfelt basert på bakkehastighet og lufthastighet.

Vindfeltet kan være et lokalt vindfelt i nærheten av luftfartøyet.

Trinn 403a

I noen utførelser subtraherer anordningen den beregnede ufiltrerte lokale lufthastighet VA fra den målte bakkehastighet VG resulterende i en beregnet ufiltrert vindhastighet Vw.

Trinn 403b

I noen utførelsesformer filterer anordningen 500 den beregnede ufiltrerte vindhastighet Vw med et lavpassfilter resulterende i en beregnet, filtrert vindhastighet Vw.

Trinn 403c

I noen utførelsesformer, beregner anordningen 500 en vindstyrke og/eller vindretning fra den beregnede, filtrerte vindhastighet Vw.

Trinn 403d

I noen utførelsesformer viser anordningen 500 en indikasjon på vindstyrken og/eller vindretningen på en skjerm i luftfartøyet.

Indikasjonen kan være representert ved en pil hvis retning korresponderer med vindretningen.

Trinn 403e

I noen utførelser farvelegger anordningen 500 pilen slik at en bestemt farve indikerer en vindstyrke innenfor et visst vindstyrkeintervall.

Trinn 404

Anordningen 500 navigerer/styrer luftfartøyet basert på estimert vindfelt.

For å utføre trinnene vist i figur 4 for å navigere luftfartøyet, omfatter anordningen 500 et arrangement som vist i figur 5. Luftfartøyet kan ha en masse m. I noen utførelser er luftfartøyet en UAV. Selv om figur 5 ikke illustrere noen forbindelser mellom de forskjellige enhetene, vil fagpersonen på området forstå at det finnes hvilke som helst type egnede forbindelsesanordninger mellom enhetene vist i figur 5.

Anordningen 500 omfatter midler 530 for å måle en bakkehastighet tilknyttet luftfartøyet. I noen utførelsesformer, er midlene for måling av bakkehastigheten i det minste én av en treghetsnavigasjonenhet, et Globalt Posisjonerings System-, GPS-enhet og en autopilot.

Anordningen 500 omfatter midler 533 for å beregne luftfartøyets lufthastigheten basert på luftfartøyets akselerasjon aB og styrte aerodynamiske krefter som påføres luftfartøyet. I noen utførelsesformer er lufthastigheten en

lokal lufthastighet.

Anordningen 500 omfatter midler 535 for å estimere en vindfelt som oppleves av luftfartøyet basert på bakkehastighet og lufthastighet. I noen utførelsesformer er vindfeltet et lokalt vindfelt i nærheten av luftfartøyet.

Anordningen 500 omfatter midler for å navigere 537 luftfartøyet basert på det estimerte vindfeltet.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 ytterligere en akselerator 501 konfigurert til å måle luftfartøyets akselerasjonen aB.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 en multiplikator 503 tilpasset til å multiplisere akselerasjonen aB med massen m resulterende i en nødvendig luftfartøykraft for den erfarte bevegelse F.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 505 for å beregne en styrt aerodynamikk FA ved hjelp av en modell av den styrte aerodynamikk FA som i det minste har luftfartøyets rotasjonsrate <w 1 og styretilstand 8 må som inngangsverdier i tillegg til et estimate for den nåværende lufthastighet VA.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 en første subtraherer 507 tilpasset til å subtrahere den styrte aerodynamikk FA fra den nødvendige luftfartøykraft for erfart

^mmbevegelse F resulterende i en beregnet luftmotstandkraft FB .

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 510 for å beregne en ufiltrert lufthastighet VA fra den beregnede luftmotstandskraft F0gjennom reversberegning av en modell av luftmotstandskraft FDsom er avhengig av den ufiltrerte lufthastighet VA.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 en andre subtraherer 512 tilpasset til å subtrahere den beregnede ufiltrerte lufthastighet Vh fra den målte bakkehastighet VG resulterende i en beregnet, ufiltrert vindhastighet Vw.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 et lavpassfilter 513 tilpasset til å filtrere den beregnede ufiltrerte vindenhastighet Vw resulterende i en beregnet filtrert vindhastighete Vw.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 en tredje subtraherer 515 tilpasset til å subtrahere den beregnede, filtrert vindhastighet Vw fra den målte bakkehastighet VG resulterende i estimatet for nåværende lufthastighet Vk.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 517 for å beregne luftmotstandskraften FDved:

Hvor V 1 er lufthastigheten, CmmDer en luftmotstandskoeffisient, p er en massetetthet, og A mt er et referanseareal.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 519 for å beregne en vindstyrke og/eller vindretning fra beregnet, filtrert vindhastighet Vw, og midler 521 for å vise en indikasjon på vindstyrken og/eller vindretningen på en skjerm i luftfartøyet. I noen utførelsesformer er indikasjonen representert ved en pil hvis retning tilsvarer vindretningen.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 523 for farvelegging av pilen, slik at en bestemt farge angir en vindstyrke innenfor et visst vindstyrkeintervall.

I noen utførelsesformer er aerodynamikk responsiv på styretilstandsinnvirkninger definert av modellen for styrt

■rn*

aerodynamikk FA.

Anordningen 500 kan omfatte et minne 525 som inneholder én eller flere minneenheter. Minnet 525 er anordnet til å kunne bli benyttet til å lagre data, den målte bakkehastighet, den estimerte lufthastighet, det estimerte vindfeltet, og de andre parametrene nevnt ovenfor, konfigurasjoner, planlegginger og applikasjoner for å utføre metodene heri, implementasjon i anordningen 500.

Den foreliggende mekanisme for å navigere luftfartøyet kan implementeres gjennom én eller flere prosessorer, slik som en prosessor 527 i anordningsarrangementet avbildet i figur 5 sammen med datamaskinprogramkode for å utføre utførelsesformenes funksjoner heri. Prosessoren kan for eksempel være en DSP-prosessor, en ASIC-prosessor en FPGA-prosessor eller en mikroprosessor. Programkoden nevnt ovenfor kan også være anordnet som et dataprogramprodukt, for eksempel i form av en databærer som bærer datamaskinprogramkode for å utføre utførelsesformer heri når å bli lastet inn i enheten 500. En slik bærer kan være i form av en CD ROM-plate. Det er imidlertid mulig med andre databærere som for eksempel en minnepinne. Dataprogramkoden kan dessuten tilveiebringes som ren programkode på en server og lastes ned til enheten 500.

Fagfolk på området vil også forstå at midlene for å måle en bakkehastighet, midlene for å estimere en lufthastighet, midlene for å estimere et vindfelt, midlene for å navigere luftfartøyet, akselerator, multiplikator, midler for å beregne en styrt aerodynamikk FA, første subtraherer, midler for å beregne en ufiltrert lufthastighet VA, andre subtraherer, lavpassfilter, tredje subtraherer, midler for å beregne luftmotstandskraften FD, midlerfor å beregne vindstyrke og/eller vindretning, midler for å vise en indikasjon av vindstyrke og/eller vindretning og midler for farvelegge pilen beskrevet ovenfor kan referere til en kombinasjon av analoge og digitale kretser, og/eller en eller flere prosessorer konfigurert med programvare og/eller maskinvare, f.eks lagret i minnet 525, som utført av en eller flere prosessorer slik som prosessoren 527 som 15 beskrevet ovenfor. Ett eller flere av disse prosessorer, samt annen digitale maskinvare, kan være innbefattet i en enkeltstående ASIC, eller flere prosessorer og forskjellig digital maskinvare kan være fordelt på flere separate komponenter, enten enkeltvis pakket eller satt sammen til et «system-on-a-chip» (SoC).

Den ovennevnte beskrivelse viser forskjellige eksempelutførelsesformer av illustrerende hensyn. En fagperson på området vil kunne innse en rekke forskjellige modeller av luftfartøyets styrte aerodynamikk og målinger av luftfartøyskrogets akselerasjon innenfor utførelsesformenes omfanget.

Det må understrekes at terminologien «utgjøre» benyttet i denne spesifikasjonen er valgt for å spesifisere tilstedeværelsen av angitte funksjoner, tall, trinn eller komponenter, men utelukker ikke tilstedeværelse eller tillegg av én eller flere andre, funksjoner, tall, trinn, komponenter eller grupper av disse. The bør også bemerkes at ordet «en» eller «et» foran et element ikke ekskluderer tilstedeværelsen av en flerhet av dette.

Det bør også understrekes at trinnene i fremgangsmåten definert i de vedlagte krav kan, uten å gå utover utførelsene heri, kan gjennomføres i en annen rekkefølge enn i den rekkefølge de opptrer i kravene.

Claims

1, En fremgangsmåte i et luftfartøy for å navigere luftfartøyet, som omfatter* å måle en bakkehastighet tilknyttet luftfartøyet; å estimere en lufthastighet til luftfartøyet basert på en akselerasjon aB til luftfartøyet og styrte aerodynamsike krefter påtrykt luftfartøyet; å estimere et vindfelt erfart av luftfartøyet basert på bakkehastigheten og lufthastigheten; og å navigere luftfartøyet basert på det estimerte vindfeltet.;

2. En fremgangsmåte i følge krav 1, hvori anordningen omfatter et akselerometer konfigurert til å måle luftfartøyets akselerasjon aB, hvori luftfartøyet har en masse m, hvori å estimere luftfartøyets lufthastighet videre omfatter: å multiplisere akselerasjonen aB med massen m resulterende i en nødvendig luftfartøykraft for erfart bevegelse F. å beregne en styrt aerodynamikk FA med en modell av den kontrollerte aerodynamikk FA som i det minste har en rotasjonshastighet aJ til luftfartøyet og en styretilstand S som inngangsverdier, i tillegg til et estimat av nåværende lufthastighet Vk. å subtrahere den styrte aerodynamikk FA fra den nødvendige luftfartøykraft for erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftmotstandskraft FD; og å beregne en ufiltrert lufthastighet VA fra den beregnede luftmotstandskraft FDved hjelp av reversberegning av en modell av luftmotstandskraften F0som er avhengig av den ufiltrert lufthastighet VR.;

3. En fremgangsmåte i følge krav 2, hvori å estimere vindfeltet erfart av luftfartøyet videre omfatter: å subtrahere den beregnede ufiltrerte lufthastighet V■ mm»a fra den målte bakkehastighet VG resulterende i en beregnet ufiltrert vindhastighet Vw.;

4. En fremgangsmåte i følge krav 3, hvori å estimere vindfeltet erfart av luftfartøyet videre omfatter: å filtrere den beregnede ufiltrerte vindhastighet Vw med et lavpassfilter resulterende i en beregnet filtrert vindhastighet Vw.;

5. En fremgangsmåte i følge krav 4, hvori å estimere luftfartøyets lufthastighet videre omfatter: å subtrahere den beregnede filtrerte vindhastighet Vw fra den målte bakkehastighet Vc resulterende i estimatet for nåværende lufthastigheten VA.;

6. En fremgangsmåte i følge krav 2 eller 3, hvori luftmotstanden FDer beregnet med: ;hvori V er lufthastigheten, CD er luftmotstandskoeffisienten, p er en massetetthet og A er et referanseareal.;

7. En fremgangsmåte i følge krav 4, hvori å estimere vindfeltet erfart av luftfartøyet videre omfatter: å beregne vindstyrken og/eller vindretningen fra den beregnede, filtrerte vindhastighet Vwp og å vise en indikasjon av vindstyrken og/eller vindretningen på en skjerm i luftfartøyet.;

8. En fremgangsmåte i følge krav 7, hvori indikasjonen er representert med en pil hvis retning korresponderer med vindretningen.;

9. En fremgangsmåte i følge krav 8, som videre omfatter: Å farvelegge pilen slik at en bestemt farve indikerer en vindstyrke innenfor et visst vindstyrkeintervall.;

10. En fremgangsmåte i følge kravene 1 - 9, hvori lufthastigheten er en lokal lufthastighet, og hvori vindfeltet er et lokalt vindfelt lokalisert i nærheten av luftfartøyet.;

11. En fremgangsmåte i følge kravene 1-10, hvori aerodynamikk responsiv på styretilstandspåvirkninger er —* definert av en modell av styrt aerodynamikk FA.

12. En fremgangsmåte i følge kravene 1 - 11, hvori luftfartøyet er en «Unmanned Aerial Vehicle», UAV.

13. En anordning tilpasset til å navigere et luftfartøy, anrodningen omfatter: et middel for å måle en bakkehastighet tilknyttet luftfartøyet; et middel for å estimere en lufthastighet til luftfartøyet basert på en akselerasjon aB til luftfartøyet og styrte aerodynamsike krefter påtrykt luftfatøyet; et middel for å estimere et vindfelt erfart av luftfartøyet basert på bakkehastigheten og lufthastigheten; og et middel for å navigere luftfartøyet basert på det estimerte vindfelt.

14. En anordning i følge krav 13, hvori luftfartøyet har en masse m, og hvori anordningen videre omfatter: et akselerometer konfigurert til å måle luftfartøyets akselerasjon aB, en multiplikator tilpasset til å multiplisere akselerasjonen aB med massen m resulterende i en nødvendig luftfartøykraft for erfart bevegelse F. et middel for å beregne en styrt aerodynamikk FA med en modell av den kontrollerte aerodynamikk FA som i det minste har en rotasjonshastighet a) til luftfartøyet og en styretilstand 8 som inngangsverdier, i tillegg til et estimat av nåværende lufthastighet KA; en første subtraherer tilpasset til å subtrahere den styrte aerodynamikk FA fra den nødvendige luftfartøykraft for erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftmotstandskraft F0; og et middel for å beregne en ufiltrert lufthastighet VA fra den beregnede luftmotstandskraft Fa ved hjelp av reversberegning av en modell av luftmotstandskraften Fd som er avhengig av den ufiltrert lufthastighet VA.

15. En anordning i følge krav 14, som videre omfatter: En andre subtraherer tilpasset til å subtrahere den beregnede ufiltrerte lufthastighet VA fra den målte bakkehastighet VG resulterende i en beregnet ufiltrert vindhastighet Vw,

16. En anordning i følge krav 15, som videre omfatter: et lavpassfilter tilpasset til å filtrere den beregnede ufiltrerte vindhastighet Vw resulterende i en beregnet filtrert vindhastighet Vw.

17. En anordning i følge krav 16, som videre omfatter: En tredje subtraherer tilpasset til å subtrahere den beregnede filtrerte vindhastighet Vw fra den målte bakkehastighet VG resulterende i det nåværende estimat for lufthastigheten Va.

18. En anordning i følge kravene 14 - 16, som videre omfatter:mket middel for å beregne luftmotstanden FBmed:

hvori V er lufthastigheten, Ca er luftmotstandskoeffisienten, p er en massetetthet og A er et referanseareal.

19. En anordning i følge krav 18, som omfatter: Et middel for å beregne vindstyrken og/eller vindretningen fra den beregnede, filtrerte vindhastighet %} og et middel for å vise en indikasjon av vindstyrken og/eller vindretningen på en skjerm i luftfartøyet.

20. En anordning i følge krav 19, hvori indikasjonen er representert med en pil hvis retning korresponderer med vindretningen.

21. En anordning i følge krav 20, som videre omfatter: Et middel for å farvelegge pilen slik at en bestemt farve indikerer en vindstyrke innenfor et visst vindstyrkeintervall.

22. Anordningen i følge kravene 13 - 21, hvori lufthastigheten er en lokal lufthastighet, og hvori vindfeltet er et lokalt vindfelt lokalisert i nærheten av luftfartøyet.

23. Anordning i følge kravene 13 - 22, hvori aerodynamikk responsiv på styretilstandspåvirkninger er definert av en modell av styrt aerodynamikk Fft.

24. Anordningen i følge kravene 13 - 22, hvori luftfartøyet er en «Unmanned Aerial Vehicle», UAV.

25. Anordningen i følge kravene 13 - 24, hvori middelet for å måle bakkehastighet er i det minste én av en treghetsnavigasjonsenhet, en Globalt Posisjonering System, GPS, -enhet og en autopilot.