一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统的制作方法

文档序号:8511331
一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种飞行导航方法及系统,尤其是一种实时仿真直升机飞行导航方法 及系统。
【背景技术】
[0002] 直升机有其独特的飞行特征,它能够垂直起落不需要机场跑道,能够空中悬停便 于观察和救护,能够任意方向飞行,完成包括侧飞、后飞、倒飞甚至空中停机时的自旋着陆 等固定翼飞机无法完成的动作。因而,直升机比固定翼飞机具有更加复杂的气动特性,即便 是有经验的飞行员,也很难做到得心应手的控制直升机空中姿态的变化,对于多数驾驶员, 尤其是新手或准备学习直升机驾驶的人员,一套实时仿真直升机飞行导航系统有着及其重 要的模拟飞行意义。
[0003]目前,直升机模拟器的主要构成是在六自由度平台上加装模拟座舱来实现。输入 系统由总矩杆、驾驶杆、脚蹬等组成;输出系统由显示器、扬声器等组成。核心算法采用小扰 动方程 其实质是通过已知的状态向量和控制向量,求解下一刻的状态向量,以完成飞行状态 的实时变化。
[0004] 但是,目前的方法只能根据输入的控制向量,计算飞行状态,难以实现按指定飞行 路径的飞行导航,更无法实现特殊飞行姿态如侧飞、后飞、倒飞和空中停机时的自旋着陆等 的导航。

【发明内容】

[0005] 有鉴于此,本申请提供一种一种实时仿真直升机飞行导航方法及系统,其能避免 特殊飞行姿态,:如侧飞、后飞、倒飞和空中停机时的自旋着陆的导航问题,使得直升机能按 照指定飞行路径进行飞行导航。
[0006] 本申请公开了一种实时仿真直升机飞行导航方法,其包括以下步骤: 51 :定制飞行计划,设定包括直升机的机型参数、本次飞行的起始点和目标点的信息, 飞行环境参数,最优策略选取方式信息; 52 :设定第一时间间隔,每隔一段第一时间间隔,就触发判定直升机是否到达所述飞行 计划的目标点,若是则跳至步骤六,若否则跳转至步骤三; 53 :进行路径规划,根据直升机当前的位置信息和目标点信息,采用路径规划方法,计 算出飞行线路; S4:设定第二时间间隔,根据直升机的当前时刻飞行计划所应处在的位置信息、航向信 息以及第二时间间隔后直升机的位置信息进行导航计算; 55 :获取直升机当前的位置信息及航向信息,跳转至步骤二; 56 :结束导航。
[0007] 优选地,所述第一时间间隔为30秒。
[0008] 优选地,所述第二时间间隔为5秒。
[0009] 优选地,所述导航计算包括使用小扰动线性化全面运动方程//Ai'二FAT+MA3T 通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量。
[0010] 优选地,所述导航计算具体包含以下步骤: 541 :根据不同直升机的参数,推出状态矩阵和控制矩阵; 542 :定制直升机的运动路线; 543 :通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量; 544 :通过映射计算得到直升机输入系统的位移量。
[0011] 优选地,直升机输入系统包括直升机的驾驶杆、总矩杆和脚蹬。
[0012] 优选地,所述通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量包括:通过 麗it)=jr\>Ajr)+jr^MMr)得到控制向量 Air=JrjlWAir-。
[0013] 优选地,所述通过映射计算得到直升机输入系统的位移量包括:根据S=EDAir 计算得到根据导航当前直升机输入系统应该处于的位置信息以及当前直升机输入系统实 际处于的位置信息^,得到当前直升机输入系统的位移变化量AS。
[0014] 同时,本申请公开了一种实时仿真直升机飞行导航系统,包括: 飞行计划输入模块1,其用于定制直升机的飞行计划; 路径规划模块2,设定第一时间间隔,用于每隔一段时间间隔,判定是否到达直升机此 次飞行计划的目标点,若未到达目标点,则根据直升机当前的位置点和此次飞行计划的目 标点进行飞行路径规划; 导航计算模块3,设定第二时间间隔,根据直升机的当前位置信息、航向信息以及第二 时间间隔后直升机的位置信息进行导航计算,并获取直升机当前的位置信息及航向信息。
[0015] 优选地,所述第一时间间隔为30秒。
[0016] 优选地,所述第二时间间隔为5秒。
[0017] 优选地,所述导航计算包括使用小扰动线性化全面运动方程//Δ^_ = FAiT+Af AJT 通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量。
[0018] 优选地,所述导航计算具体包含以下步骤: 541 :根据不同直升机的参数,推出状态矩阵和控制矩阵; 542 :定制直升机的运动路线; 543 :通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量; 544 :通过映射计算得到直升机输入系统的位移量。
[0019] 优选地,直升机输入系统包括直升机的驾驶杆、总矩杆和脚蹬。
[0020] 优选地,所述通过位姿反解计算直升机输入系统的位移向量包括:通过 Jr气 JMiD=μ^〇?γ)+λτ^(μλιτ)得到控制向量 ait=。
[0021] 优选地,所述通过映射计算得到直升机输入系统的位移量包括:根据S=MMJT 计算得到根据导航当前直升机输入系统应该处于的位置信息以及当前直升机输入系统实 际处于的位置信息各,得到当前直升机输入系统的位移变化量AS。
【附图说明】
[0022] 为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案,下面将对实施例或现 有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本 申请中记载的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,还可以根据这些附图获得其他 的附图。
[0023] 图1为本申请中实时仿真直升机飞行导航方法流程图; 图2为本申请中实时仿真直升机飞行导航系统模块图。
[0024] 图3为两个第一时间间隔之间经过导航计算的直升机飞行线路示意图。
【具体实施方式】
[0025] 为了使本领域的人员更好地理解本申请中的技术方案,下面将结合本申请实施例 中的附图,对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅 是本申请一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例,本领域普通技术人 员所获得的所有其他实施例,都应当属于本申请保护的范围。
[0026] 为了解决现有技术中存在的问题,本申请公开了一种实时仿真直升机飞行导航方 法及系统,其中引入了直升机全量运动方程、小扰动线性化方程,根据矩阵变换理论,提出 一种新的位姿反解方法,根据已知的飞行器位移和姿态,求解机构输入件的位置,同时考虑 延迟等因素,将修正后的结果传至显示器或扬声器,从而实现飞行导航。
[0027] 下面结合本申请附图进一步说明本申请具
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