NO344081B1 - Fremgangsmåte og anordning for å navigere et luftfartøy - Google Patents

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).

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 fordelet eller flykte fra forfølgerne. I nærvær av fiendtlige styrker, kan en enkel murvegg, et piggtrådgjerde, et varm, hygninger 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, UAV'er utstyrt mod 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 ar 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, refsing, vaipunkter etc.

Alle luftfartøy trenger informasjon om deres lokale vindfelt for å kunne utføre navigasjon - dette inkluderer UAV. Mindre UAVer er tier utsatt for atmosfæriske påvirkninger enn større UAVer éller 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 traghetsmomentssensorer. 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 førete 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 direkté 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 målet en bakkehastighet tilknyttet luftfartøyet. Anordningen estimerer luftfartøyets lufthastighet basert på luftfartøyets akselerasjon asog kontrollerte aerodynamiske krefter som er påtrykt luftfartøyet, og anslår et vindfelt som oppleves av luftfartøyet basert på bakkehastigheten og lutthastigheten, Basert på det estimert vindfeltet, navigerer anordningen luftfartøyet.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen et akselerometer konfigurert til å måle luftfartøyets akselerasjon as.

Luftfartøyet kan ha en masse m. Anordningen kan multiplisere akselerasjonen aBmed massen m som resulterer i en nødvendig luftfartøykraft for erfart bevegelse F. Anordningen kan beregne en kontrollert aerodynamikk FAmed en modell av den kontrollerte aerodynamikk FAsom i det minste har luftfartøyets rotasjonshastighet ώ og kontrolltilstanden δ som inngangsverdier, i tillegg til et estimat av nåværende lufthastighet FAAnordningen kan subtrahere den kontrollerte aerodynamikk FAfra den nødvendige luftfartøykraft for erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftmotstandskraft F0,Anordningen kan også beregne en ufiltrert lufthastighet Vhfra den beregnede luftmotstandskraft Fpved hjelp av reversbaregning av en modell av luftmotstandskraften F;, som er avhengig av den ufiltrert lufthastighet FA.

I noen utførelser subtraherer anordningen den beregnede, ufiltrert lufthastighet FAfra den målte bakkehastighet VCresulterende i en betregnet ufiltrert vindhastighet F».

I noen utførelser filtrerer anordningen den beregnede

ufiltrerte vindhastighet W$med et lavpassfilter resulterende i en beregnet, filtrert vindhastighet F^.

I noen utførelser subtraherer anordningen den beregnede, filtrert vindhastighet F» fra den målte bakkehastighet F0resulterende i estimatet for nåværende lufthastighet FA.

I noen utførelser beregner anordningen luftmotstandskraften Ρο med:

hvori F er lufthastigheten, d,;, er luftmotstandskoeffisienten, p er en massetetthet og Å er et referanseareal .

I noen utførelser beregner anordningen vindstyrke og/eller vindretning fra den beregnede, filtrerte vindhastighet F»,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 utførelsesformet er aerodynamikken responsive til kontrolltilstandseffekten definert av modellen for kontrollert aerodynamikk F,-v.

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 aBog 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 as.

Anordningen kan omfatte en multiplikator som er tilpasset til å multiplisere akselerasjonen a» med massen m som resulterer i en nødvendig luftfartøykraft for erfart bevegelse F.

Anordningen kan omfatte midler for å beregne en kontrollert aerodynamikk F3⁄4med en modell av den kontrollerte aerodynamikk F3⁄4som i det minste har luftfartøyets rotasjonshastighet w og kontrolltilstanden δ 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 Fafra den nødvendige luftfartøykraft for erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftmotstandskraft F:;,Anordningen kan omfatte midler for å beregne en ufiltrert lufthastighet VAfra den beregnede luftmotstandskraft Fpved hjelp av reversberegning av en modell av luftmotstandskraften F0som er avhengig av den ufiltrert lufthastighet VA.

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

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

I noen utførelser omfatter anordningen en tredje subtraherer som er tilpasset til å subtrahere den beregnede, filtrert vindha stighet Vw fra den målte bakkehastighet Vsresulterende i estimatet for nåværende lufthastighet VA .

I noen utførelser omfatter anordningen midler for å beregne luftmotstandskraften FR med;

hvori V er lufthastigheten, CDer 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 V*, 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 atførelseser 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 aerodynamikken responsive til kontroll tilstandseffekten definert av modellen for kontrollert aerodynamikk FA,

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 an 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 luftfutøyets 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 i 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 hovedeller halerotorer dersom luftfartøyet er eksemplifisert som et helikopter) og delvis av luftmotstanden som påtrykkes luftfartøyets skrog. De styrte aerodynamiske krefter kan modelleres som 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 lufthastighét. Den filtrerte versjon av lufthastighetén 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 lufthastighét 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 lufthastigaht fra den målte bakkehastighet , idet lufthastigheten ar estimert basert på luftfartøyets målté 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 an størrelse som representerer den vindhastigheten projisert i horisontalplanet,

Utførelsesformene heri har mange fordeler, av hvilke en ikke-uttøromende liste over eksempler følger:

En fordel utførelsesformene heri er at de gjør det mulig at en høyere overordnet systemyteise 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 ay tegningene

Utførelsesformene heri vil na bil beskrevet ytterligere i nærmere detalj i eten påfølgende detalj erte beskrivelse med henvisning til de vedlagte tegninger som illustrerer utførelsesformene og der;

Fig, 1a et en skjematisk tegning som illustrerer en utførelsesform av et luftfartøy som omfatter en hovedrotor og en halerotor.

Fig, 1b er en skjematisk tegning som illustrerer utførelsesformer av en hovedrotor.

Fig. 1c er en skjematisk tegning som illustrerer utføreisesformer 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 utførelsen© 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 ev 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, ω er rotasjonsraten, m er massen og if 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 aerodymnamiske krafter (påtrykt hoved" og halerotoren) , PA, og kreftene påtrykt helikopter skroget som luftmotstand ~ denne sammenheng er vist i ligning 5.

Begrunnelsen for å dele opp de påtrykte krefter i de to spesifikke komponenter FAog Fo, 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 gjor det mulig å beregne kreftene enkelt, men den muliggjør ikke en enkel reversheregning for å finne lufthastigheten , Selv om reversheregning 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 do separate krefter FAand Fo substitueres 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 tenner som er skalert av masse er ekvivalent med luftfartøyets skrogakselerasjon - vist i likning 9.

Denne skrogakselerasjon måles direkte av akselerometere innenfor en treghetsmålingsenehet (ΙΜU) i luftfartøyet. Dette forhold gjør det praktisk mulig at forholdet som beregner skrogluftmotstanden (ligning 3) 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 (FA) være kjent. Denne modellen vil typisk være sammensatt funksjon som tar hensyn til et bredt spekter av luftfartøyets tilstander, inkludert

lufthastigheten (V), rotasjonsraten (w),og styretilstand (8) - vist i ligning 11.

I det følgende er et eksempel på en modell av helikopterets kontrollerte aerodynamikk beskrevet under henvisning til figurene 1a, 1b og 1c. I tilfelle av et helikoptere, om det er store eller små, er de viktigste aerodynamiske komponenter hoved- og halerotorene - dette er vist i figur 1a. Rotoren illustrert til venstre er hovedrotoren og rotoren vist til høyre i figur 1a er halerotoren. I det følgende, angir bokstaven M hovedrotoren, og T indikerer halerotoren. Pilene representerer et xyz-koordinatsystem for hovedrotoren og for halerotoren . Parameteren FxM representerer kraften på hovedrotoren i x-retningen, FyM representerer 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 FZT representerer kra ften på halerotoren i z-retningen, Hovedrotoren produserer de dominerende kreftene som gjør at luftfartøyet kan holdes i luften og manøvreres, mens haierotoren 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-IDG Black Hornet Nano Unmanned Aircraft benyttet til å demonstrere denne prosedyren for et helikopters hovedog 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 (ω eller p,q,r), og hoved- og halerotor styringstilstandene (& or Øgfωτ). 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 1a, og de resulterende kraft forholdet, 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 a 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 Brox Dynamics PD-100 Black Hornet Nano Unmanned Aircraft tar (ikke inkludert konstanter) , hvor parametrene er basert på definisjonene i figur 1b, 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 1c, 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.

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. CDbetegner

luftmotstandkoeffisientvektoren for hver av de tre

luftfartøyaksene, og 4 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. Vindhastighetaestimatet 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 rotasj onsratene, tyngdekraften, luftfartøymasse, målt akselerasjon, styretilstander og bakkehastighet. Disse inngangstilstander blir så brukt til å béregne 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 A)også beregnet ved hjelp av rotasjonsratene, styretilstandene 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 (FD) er beregnet, blir luftfartøyets lufthastighet (WAti) 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 luftfartøytilntander må kanskje vurderes. Det er viktig å merke seg at den beregnede lufthastighet er ufiltreft, og benyttes ikke som luft hasligheten i aerodynamikkberegningene ,

Idet en prediksjon av nåværende ufiltrert lufthastighet er kjent, blir den ufiltrerte vindhastighet beregnert ved å kombinere bakkehastighet (Vc) 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 skai fremstilles. For Prox Dynamics PD--100 Black Hornet Nano Unmanned Aircraft benyttes en Type IX 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 estimeringsproséssen 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 det lokale vindfelt gjennom et lavpassfilter ved bruk av f,eks en type U -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 bakkehastighetskoraponenter 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 on 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

ordentering 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 fet 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 1 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 utforelsestormer omfatter anordningen 500 et akselerometer konfigurert for å måle luftfartøyets akselerasjon a8. 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 lufthastigbet 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 a» med massen m, resulterende i en nødvendig luftfartøykraft for erfart bevegelse F.

Trinn 401b

I noen utførelsesformer, beregner enheten 500 en styrt aerodynamikk FAmed en modell av den styrte aerodynamikk 3⁄4 som har i det minste en rotasjonsrate ω og en styretilstand til luftfartøyet δ som inngangsverdi i tillegg til et estimat for nåværende lufthastighet 3⁄4 .

I noen utførelsesformer er aerodynamikken responsiv på styretilstandsinnvirkninger definert av modellen for styrt aerodynamikk 3⁄4 ,

Trinn 401c

I noen utførelsesformer subtraherer anordningen 500 den styrte aerodynamikk 3⁄4 fra den nødvendige luftfartøykraft for erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftflotstandskraft,

Trinn 401d

I noen utførelsesformer, beregner anordingen 500 en ufiltrert lufthastighet VAfra den beregnede luftmotstandskraft 3⁄4 ved hjelp av reversberegning av en modell av luftmotstandskraft Fasom er avhengig av den ufiltrerte lufthastighet 3⁄4 .

Luftmotstandskraften Fakan beregnes ved:

Hvor V er lufthastigheten, C#er en luftmotstandskoeffisient , p er en massetetthet, og Å er et referanseareal „

Trinn 4O1e

I noen utførelsesformer subtraherer anordningen 500 den beregnede filtrerte vindhastighet fra den målte bakkehastighet VGresulterende i estimatet for nåværende lufthastίghet 3⁄4 .

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 fra den målte bakkehastighet 3⁄4 resulterende i en beregnet ufiltrert vindhastighet Vw.

Trinn 403b

I noen utførelsesformer filterer anordningen 500 den beregnede ufiltrerte vindhastighet 3⁄4, 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/elier 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 før måling av bakkehastigheten i det minste én av en treghetsnavigasjonenhet, et Globalt Posisjonerings System , GP3~enhet og en autopilot.

-

Anordningen 500 omfatter midler 533 for å beregne luftfartøyets lufthastigheten basert på luftfartøyets akselerasjon asog 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 a3.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 en multiplikator 503 tilpasset til å multiplisere akselerasjonen aKmed massen m. resulterende .1. en nødvendig luftfartøykraft for den erfarte bevegelse F»

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 505 for å beregne en styrt aerodynamikk FAved hjelp av en modell av den styrte aerodynamikk F3⁄4som i det minste har luftfartøyets rotasjonsrate ca og styretilstand δ som inngangsverdier i tillegg til et estimate for den nåværende lufthastighet

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 en første subtraherer 507 tilpasset til å subtrahere den styrte aerodynamikk Pkfra den nødvendige luftfartøykraft for erfart bevegelse F resulterende i en beregnet luftrmotstandkraft /3⁄4 .

1 noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 510 for å beregne en ufiltrert lufthastighet VAfra den beregnede luftmotstandskraft P8gjennom reversberegning av en modell av luftrmotstandskraft Fssom er avhengig av den ufiltrerte lufthastighet V*.

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 en andre subtraherer 512 tilpasset til å subtrahere den beregnede ufiltrerte lufthastighet VAfra den målte bakkehastighet 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 vindhas tighete 3⁄4*

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

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 517 for å beregne luftmotstandskraften i3⁄4 ved:

Hvor V er lufthastigheten, C0er en luttmotstandskoeffisient , p er en masaetetthet., og A er et referanseareal .

I noen utførelsesformer omfatter anordningen 500 midler 519 for å beregne en vindstyrke og/eller vindretning fra beregnet, filtrert vindhastighet 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 vindretn ingen.

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

I noen utførelsesformer er aerodynamikk respons iv på styretilstandsinnvirkninger definert av modellen for styrt aerodynamikk F3⁄4.

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-proeessor &n FFGA-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-plats, 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, akselerabor, multiplikator, midler for å beregne en styrt aerodynamikk F3⁄4, første subtraherer, midler for å beregne en ufiltrert lufthastighet andre subtraherer, lavpassfilter , tredje subtraherer, midler for å

^

beregne luftmotstandskraften Fotmidlerfor 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 msaskinvare,, 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-achip» (SoG),

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, tali, 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.