专利名称：一种无人机侧向领航方法
技术领域：
本发明属于无人机导航技术领域，具体地说，是指一种无人机侧向领航方法。
技术背景无人机导航的基本任务是精确确定飞机的空间位置，并使其能够沿期望的轨迹飞行。目 前的区域导航方法，能够允许飞机在台基导航设备的基准台覆盖范围内或在自主导航设备能 力有限范围内或两者配合下按任何希望的飞行路径飞行。其中的台基导航设备，包括传统的 以地面电台为基础的陆基导航设备和卫星导航系统为基础的星基导航设备。在航线结构上， 区域导航的航线就是由航路点系列组成的连线，这些航路点是脱离电台台址而自行设定的任何地理位置；在定位方法上，区域导航定的是飞机在地球上的绝对位置；在导航算法上，区 域导航按飞机计划转换到航线坐标，计算出向前方航路点飞行的待飞距离和航迹的侧向偏移， 所有的计算在大圆航线上进行。目前无人机侧向领航控制系统的工作原理如图l所示。该侧向领航方法根据期望航线以 及由传感器获得的飞机位置、高度、航向角信息，连续实时计算飞机相对于期望航线的侧偏 距及航向角偏差等领航参数，并同由姿态运动传感器获得的飞机姿态运动信息一同输入至侧 向控制回路得到舵偏度指令，由舵回路根据舵偏度指令控制无人机飞行，最终实现引导无人 机沿着期望航线飞行。上述的领航方法在计算飞机侧偏距时，通常以地球圆球模型进行计算，计算精度在十几 到几十米左右。由于地球绕其极轴转动，所以赤道各处的地球半径较其极轴方向的半径长， 地球类似于一旋转椭球体。因此现有的这种领航方法对于精度要求较高的无人机是不适用的。 另外，由于无人机侧向领航方法给出的是侧偏距及航向角偏差参数，在常值侧风干扰下将会 有出现控制稳态偏差，若能够提供侧偏移速度信息则可将控制的稳态误差消除。因此，有必 要考虑地球的椭球体模型，研究能够提供高精度的侧偏距信息，并提供侧偏移速度信息的领 航方法。发明内 容本发明的目的是提出一种无人机侧向领航方法，根据无人机的位置信息以及期望航线得 到无人机的侧偏距以及侧偏移速度，进而引导无人机沿期望航线飞行。本发明的无人机侧向领航方法通过以下步骤实现步骤一根据无人机的当前地理纬度^、航线从点(Z。，A)的地理讳度5。、航线到点 (A，A)的地理纬度B,以及无人机的高度H信息，由式(1)、 (2)、 (3)计算无人机的地心讳度A(.、航线从点地心讳度^,。、航线到点地心纬度S<formula>formula see original document page 0</formula>(1)(2)(3)上式中依据WGS—84坐标系，地球长半轴i 。 = 6378137.0m ，地球短半轴 i A = 6356752.3m 。步骤二根据步骤一中得到的无人机的地心炜度A:(.、航线从点地心绊度^M。、航线到 点地心纬度5,1以及无人机的地理经度丄、航线从点(",S。)地理经度丄。、航线到点(丄pg)地 理经度A、无人机的高度H信息，由式(4)、 (5)、 (6)计算无人机当前位置点在WGS—84 坐标系中的天向分量k ，航线从点在WGS—84坐标系中的天向分量k。，航线到点在WGS_84 坐标系中的天向分量k,。<formula>formula see original document page 0</formula>步骤三根据步骤二中得到的天向分量k、 k。、 k,以及无人机当前地理纬度B，由式(7) 计算侧偏距A。<formula>formula see original document page 0</formula>依据WGS—84坐标系，式中的地球椭偏度/ = 0.003352811 ; ka = arccoski xk0步骤四根据无人机当前位置(丄，巧、航线从点(i:。，^)、航线到点(L^、)信息，由式(S)、(9)、 (10)、计算无人机当前点在当地水平坐标系中的北向分量j，航线从点在当地水平坐 标系中的天向分量k"航线到点在当地水平坐标系中的天向分量k;:<formula>formula see original document page 6</formula>步骤五根据步骤四中得到的无人机当前点在当地水平坐标系中的北向分量j，航线从 点在当地水平坐标系中的天向分量k,，航线到点在当地水平坐标系中的天向分量k3，结合无人机的北向地速^ ，东向地速^，由式(11)计算侧偏移速度A^:<formula>formula see original document page 6</formula>步骤六将步骤四及步骤五中得到的飞机的侧偏距A及侧偏移速度"^输出至侧向控制 回路得到舵偏度指令，由舵回路根据舵偏度指令控制无人机飞行，最终实现引导飞机沿着期 望航线飞行。本发明提出的无人机侧向领航方法的优点在于(1)根据无人机的位置信息以及无人机 的期望航线得到无人机的侧偏距以及侧偏移速度，能够引导无人机沿期望航线飞行，在常值 恻风千扰下为控制稳态误差的消除提供前提；(2)本方法在计算过程中考虑了地球为椭球体， 计算结果精度高，适用于对于精度要求较高的无人机领航。附图
l是现有的无人机侧向领航控制系统工作原理示意图；图2是本发明的无人机侧向领航控制系统工作原理示意图；图3是不同垂线和讳度之间的关系示意图；图4是S, >^时侧偏距、侧偏移速度及地速的几何关系示意图；图5是A <^时侧偏距、侧偏移速度及地速的几何关系示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的无人机恻向领航方法作进一步说明。本发明的目的是提出一种无人机侧向领航方法，根据无人机的位置信息以及期望航线得 到无人机的侧偏距以及侧偏移速度，进而引导无人机沿期望航线飞行。本发明的无人机侧向 领航方法控制系统的工作原理如图2所示。本发明的侧向领航方法根据期望航线以及由传感器获得的无人机位置、高度及地速信息，连续实时计算飞机相对于期望航线的侧偏距及侧偏 移速度等领航参数，并同由姿态运动传感器获得的飞机姿态运动信息一同输入至侧向控制回 路得到舵偏度指令，由舵回路根据舵偏度指令控制无人机飞行，最终实现引导无人机沿着期 望航线飞行。为了描述无人机相对于地球的位置，进行无人机的导航定位，首先需要进行参考椭球系 的选取。由于卫星技术和遥测技术的发展，目前已可利用卫星测量的办法取得全球性的大地 测量数据，从而拟和出全球大地坐标系。WGS_84坐标系正是于1984年制定的全球大地坐 标系，适应于全球定位。选取WGS一84坐标系，即确定了地球长半轴A、短半轴A和地球 椭偏度/参数，依据该坐标系，地球长半轴i 。 =6378137.0m，短半轴i 6 = 6356752.3m ，地 球椭偏度/ =0.003352811 。依据如下步骤计算无人机的侧偏距A^及侧偏移速度D^ :步骤一计算无人机的地心纬度S、航线从点地心讳度^.。、航线到点地心讳度^^。 根据无人机当前地理纬度^，航线从点地理纬度A，航线到点地理纬度A以及无人机的 高度H，可以计算无人机的地心纬度A,.、航线从点地心纬度5w.。、航线到点地心讳度5,,(1， 如式(1)、 (2)、 (3):^'05ATI-妙.妙o(1)(2)(3)地球表面某点常用的垂线和讳度有地理垂线和地理讳度、地心垂线和地心讳度。其中， 地理垂线是指参考椭球上某点处的法线，地理垂线与赤道平面的夹角为地理讳度；地心垂线 是指参考椭球上某点到地球中心的连线，地心垂线与赤道平面的夹角为地心讳度，如图3所 示。设无人机当前位置为C，地心为O，图3中CA为地理垂线，地理讳度为S ， CO为地 心垂线，地心纬度为Bw.。步骤二:计算无人机当前位置C在WGS_84坐标系中的天向分量k ，航线从点(丄。，B。)在 WGS—84坐标系中的天向分量k。，航线到点(A,A )在WGS—84坐标系中的天向分量k,。根据无人机的地心讳度5『、地理经度￡ 、航线从点地心纬度S/:T.Q 、航线从点地理经度Z。、 航线到点地心纬度^ ,、航线到点地理经度A以及无人机的高度H，可以计算得到无人机当 前位置C在WGS_84坐标系中的天向分量k ，航线从点(A)，化)在WGS—84坐标系中的天 向分量k。，航线到点仏,A)在WGS—84坐标系中的天向分量、，如式(4)、 (5)、 (6):cos(A,(.).cos(丄) cos(5/;r)'sin(i)— sin(D cos(5w.0)'cos(Z0) cos(^(.o).sin(丄o)— sin(D cos(Dcos(l!) cos(D sin(丄,)— sin(5iri) _步骤三计算侧偏距A。根据步骤二中所求得的无人机天向分量k、 k。、 kt，以及无人机当前地理纬度S，计算 侧偏距A。-「 1(4)(5)(6)1 +21 + (1-/2).妙1、(7)其中，a = arccosk, x kn、|kxk0'k步骤四计算无人机当前位置C在当地水平坐标系中的北向分量j，航线从点在当地水 平坐标系中的天向分量^ ，航线到点在当地水平坐标系中的天向分量k3 。根据无人机当前地理纬度S、地理经度丄、航线从点地理纬度5。、航线从点地理经度丄。、 航线到点地理纬度A、航线到点地理经度丄,，可以计算无人机当前点在当地水平坐标系中的 北向分量j，航线从点在当地水平坐标系中的天向分量k,，航线到点在当地水平坐标系中的 天向分量k;:—sin(外cos(丄)-sin(外sin(丄) (8)cos⑨ cos(S。)-cos(丄。)k, = cos08o)-sin(丄o) (9) sin(A) cos(g).cos(l!)，k3= cos(^).sin(丄,) (10) sin(A)步骤五计算侧偏移速度"a。图4及图5分别给出了 A > &和A < S。时无人机相对于期望航线的侧偏距、侧偏移速度及地速的几何关系示意图。其中a^i;为当地水平坐标系，其原点O位于无人机质心，OIg轴指向当地正北，Oi;轴指向当地正东；^表示地速；A表示侧偏距，定义无人机在期望航线的欲飞方向的右侧为正；A^为侧偏移速度，定义使A正向增加时为正；^为当地水平坐 标系内，垂直于当前航线，沿侧偏距A增大的方向与北方向之间的夹角。根据无人机当前位置点在当地水平坐标系中的北向分量j ，航线从点(z。,5。)在当地水平坐标系中的天向分量k2，航线到点仏,《)在当地水平坐标系中的天向分量k3，可以计算夹角p。p = arccoskjk，(11) 东向地速^，以(12) 东向地速J^，以(13)|k3xk2由图4可以看出^>5。时，侧偏移速度Z^与无人机的北向地速^ 及夹角P的关系为由图5可以看出^<^。时，侧偏移速度Z^与无人机的北向地速^ 及夹角P的关系为步骤六将步骤四及步骤五中得到的飞机的侧偏距Dz及侧偏移速度DZrf输出至侧向控制 回路得到舵偏度指令，由舵回路根据舵偏度指令来控制无人机飞行，最终实现引导无人机沿 着期望航线飞行。本发明提供的侧向领航方法根据期望航线以及由传感器获得的无人机位置、高度、地速 信息，连续实时计算无人机相对于期望航线的侧偏距"z及侧偏移速度Z^等领航参数，并同由姿态运动传感器获得的无人机姿态运动信息一同输入至侧向控制回路得到舵偏度指令，由 舵回路根据舵偏度指令来控制无人机飞行，最终实现引导无人机沿着期望航线飞行。本发明 的领航方法在常值侧风干扰下为控制稳态误差的消除提供前提，并在计算过程中考虑了地球 为椭球体，所得到的领航精度高，适用于对于精度要求较高的无人机领航。
权利要求
1、一种无人机侧向领航方法，其特征在于步骤一、根据无人机的当前地理纬度B、航线从点(L0，B0)的地理纬度B0、航线到点(L1，B1)的地理纬度B1以及无人机的高度H信息，计算无人机的地心纬度BEC、航线从点地心纬度BEC0、航线到点地心纬度BEC全文摘要
本发明提供了一种无人机侧向领航方法，该方法根据期望航线以及无人机位置、高度、地速信息，连续实时计算无人机相对于期望航线的侧偏距D<sub>Z</sub>及侧偏移速度D<sub>Zd</sub>等领航参数，并同无人机姿态运动信息一同输入至侧向控制回路得到舵偏度指令，最终引导无人机沿着期望航线飞行。本发明的领航方法在常值侧风干扰下为控制稳态误差的消除提供前提，并在计算过程中考虑了地球为椭球体，所得到的领航精度高，适用于对于精度要求较高的无人机领航。
文档编号G01C21/20GK101266150SQ20081010623
公开日2008年9月17日 申请日期2008年5月9日 优先权日2008年5月9日
发明者崔中兴, 方晓星, 瑛 王, 王养柱, 波 田 申请人:北京航空航天大学