本发明涉及一种固定翼无人机空中加油平台及其加油方法，特别是基于差分gps引导的固定翼无人机空中加油试验平台的设计方法，属于固定翼无人机控制技术领域。
背景技术：
中小型固定翼无人机目前广泛应用在国土勘测、森林防火以及航拍等领域，但由于中小型固定翼无人机携带燃料有限，其航时较短。
如果实现了固定翼无人机空中加油，甚至无人机为无人机加油，那么在理论上讲，军用无人机可以不间断在空中执行航拍、预警以及攻击等任务，这对无人机的应用将是跨越式的进步。
技术实现要素：
本发明需要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种高精确度的固定翼无人机空中加油平台及其加油方法。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
一种固定翼无人机空中加油平台，包括加油机和受油机，所述加油机上安装有加油软管和动基站gps，加油软管的端部具有锥套，所述受油机上安装有受油杆和移动站gps，所述动基站gps和移动站gps均为差分gps。
一种固定翼无人机空中加油平台的加油方法，包括：
步骤一：设定加油机的预设航线和受油机的预设航线，两条航线接近，加油机和受油机按照预设航线飞行；
步骤二：加油机上的动基站gps通过无线数传模块将伪距信息实时发送给受油机上的移动站gps，移动站gps接收该信息以及卫星信号，通过处理获得加油机高精度的位置信息；
步骤三：受油机根据加油机的位置信息基于差分gps的引导几何解算出加油机和受油机之间的距离，设受油机和加油机都处于由南向北直线飞行，以加油机为原点，建立北东地为x,y,z轴的坐标系，x轴为正北方向，y是正东方向，z指向地心方向；
步骤四：受油机改变航线，逐渐向加油机靠近，受油机在z轴方向和y轴方向逐渐向加油机靠近，首先授油杆在高度方向上逐渐靠近锥套，授油杆顶端的高度与锥套的高度逐渐相同，即z逐渐为0，受油机通过升降舵和油门来完成飞行高度的控制调节，受油机的纵向控制律为：
其次受油机逐渐在前进方向上逐渐靠近加油机，即在由南向北飞行的情况下y轴相对距离逐渐为0，受油机通过副翼和方向舵完成横侧向加速度的控制调节，受油机的的横侧向控制律为：
步骤五：受油机向加油机移动，受油机的油门通道控制如下：
作为进一步的优选方案，步骤三中，设加油机动基站gps的天线在机体坐标系内位置为[xosyoszos]，加油机的锥套在机体坐标系内位置为[xzsyzszzs]，锥套与机体连接点在机体坐标系内位置为[xzjyzjzzj]，加油机重心在地面标系的位置为[xjyjzj]，加油机的姿态角为[φθψ]，则加油机动基站gps的天线在地面坐标系中的位置为：
锥套与加油机的机体连接点在地面坐标系内位置为：
设加油机的加油软管长度为l，加油软管与水平面的夹角为λ，则将加油机动基站gps天线位置转换到锥套中心位置的变化量为：
可得受油机gps天线位置到受油杆顶端的平移公式如下：
其中，θ是受油机的俯仰角、φ是受油机的滚转角、ψ是受油机的航向角，
设[xbsybszbs]为受油杆顶端在机体坐标系内的位置，设[xgsygszgs]为受油机gps天线在机体坐标系内的位置，最终可得加油锥套中心与受油杆顶端之间的相对位置为：
其中，[δxδyδz]为受油机gps天线与加油机gps天线之间的相对位置关系。
与现有技术相比，本发明的一种固定翼无人机空中加油方法，采用高精度差分gps引导，gps精度达到了cm级，此固定翼无人机空中加油平台稳定性强，并且可以用差分gps引导验证光流引导，并且采用特殊的锥套收放机构，保证了加油机飞行过程中锥套的平稳性。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
其中，1-加油机，2-加油软管，3-动基站gps，4-锥套，5-受油机，6-受油杆，7-移动站gps。
具体实施方式
下面结合附图详细说明本发明的优选技术方案。
如图1所示，本发明的一种固定翼无人机空中加油平台，提出的固定翼无人机空中加油试验平台采用两架固定翼无人机分别加装模拟锥套和模拟受油管，用于模拟加/受油机，并在空中完成软式受油的模拟对接过程。
具体的说，加油机上安装有加油软管和动基站gps，加油软管的端部具有锥套，所述受油机上安装有受油杆和移动站gps，所述动基站gps和移动站gps均为差分gps。
无人机系统指模拟加油机、受油机的固定翼无人机，包含机体、飞控系统、航电系统、操纵系统和动力系统。无人机系统主要由加油机和受油机组成。加油机安装模拟加油吊舱，受油机安装模拟加油杆。加油机选用前拉式固定翼模型飞机为机体，前置电动机和螺旋桨不会影响模拟加油软管和锥套的释放。动力采用电机与螺旋桨，相对于汽油发动机震动更小，速度调节范围更大，并且电机的响应速度更快，飞行速度控制更加精准。受油机选用腰推形式的固定翼模型飞机为机体，电机与螺旋桨安装在机体中间位置，不会阻碍安装在机头的摄像机拍摄。同样受油机采用电机与螺旋桨作为动力系统。加油机和受油机由飞控系统控制飞行，飞控系统是无人机实现高性能、安全飞行的关键，飞控系统可以控制加受油机自动起飞、自动航迹跟踪、锥套的自动收放等指令。
受油任务系统指安装在加油机、受油机上的关于空中加油的载荷，包括模拟加油锥套、模拟加油杆、加油软管、光学引导系统、差分gps等。该系统包括卫星引导单元、光学引导单元、记录单元和数据传输单元几部分。卫星引导单元可以提供高精度的位置信息，光学引导单元用来采集图像，经过图像处理可以产生加受油机的相对位姿信息，进而可以引导受油机飞行，最终实现基于差分gps引导的空中加油。记录单元可以存储每次飞行的飞行状态信息及加油任务信息。数据传输单元可以将加受油机的状态信息实时传送至地面站，显示给地面操纵人员，也可以实时上传飞行指令、加油指令。
模拟加油吊舱与模拟加油杆采用3d打印技术制作，制作灵活性高，重量轻。
地面系统指位于地面的设备，包括地面测控站、无线图传及显示屏和无线数传等。地面系统包括数据接收单元和数据分析单元。其中数据接收单元主要包括计算机、无线数传等。数据分析单元指安装于计算机的数据分析软件，包括missionplanner测控软件和matlab软件。
具体的说，加油机上安装有加油软管和动基站gps，加油软管的端部具有锥套，所述受油机上安装有受油杆和移动站gps，所述动基站gps和移动站gps均为差分gps。
加油机采用前拉式固定翼模型飞机，该模型飞机翼展2.6m，全长2m，载重5kg，巡航速度90km/h，巡航时间2h。动力系统可以采用60cc汽油发动机或者电动机。受油机拟采用双尾撑腰推形式模型飞机，该飞机翼展2.6米，采用电机与螺旋桨为动力，腰推方式布局，非常有利于前向拍摄。该模型飞机载重4kg左右。摄像机安装于机头部位，飞机其他部件不影响拍摄。
本发明的飞行控制单元采用32位浮点型单片机，控制器为stm32f407。主控制器stm32f407是cortex-m4架构的32位单片机，时钟频率高达168mhz。
gps卫星定位系统采用novatecoem617板块，由于oem617模块可以配置成差分gps，本设计采用巧妙的设计方法，将原来置于地面的oem617模块配置成动基站，然后将另一块gps接收机配置成移动站。将动基站置于加油机中，将移动站置于授油机中，它们通过无线数传模块进行通信。动基站通过无线数传模块将伪距信息实时发送给移动站，移动站接收该信息以及卫星信号，通过处理可以获得高精度的位置信息，位置精度一般小于5cm。
姿态传感器采用mti-300，它是xsens公司生产的一种高精度小型化mems传感器。该姿态传感器精度高、体积小并且重量轻。
一种固定翼无人机空中加油平台的加油方法，包括：
步骤一：设定加油机的预设航线和受油机的预设航线，两条航线接近，加油机和受油机按照预设航线飞行；
步骤二：加油机上的动基站gps通过无线数传模块将伪距信息实时发送给受油机上的移动站gps，移动站gps接收该信息以及卫星信号，通过处理获得加油机高精度的位置信息；
步骤三：受油机根据加油机的位置信息基于差分gps的引导几何解算出加油机和受油机之间的距离，以加油机为原点，北东地为x,y,z轴的坐标系下，至授油杆的前端的坐标，差分gps引导几何将移动站gps和动基站gps之间的相对距离转换成授油杆前端和锥套之间的距离；设受油机和加油机都处于由南向北直线飞行，以加油机为原点，建立北东地为x,y,z轴的坐标系，x轴为正北方向，y是正东方向，z指向地心方向；
步骤四：受油机改变航线，逐渐向加油机靠近，受油机在z轴方向和y轴方向逐渐向加油机靠近，首先授油杆在高度方向上逐渐靠近锥套，授油杆顶端的高度与锥套的高度逐渐相同，即z逐渐为0，受油机通过升降舵和油门来完成飞行高度的控制调节，受油机的纵向控制律为：
其次受油机逐渐在航线(即前进方向)上逐渐靠近加油机，即在由南向北飞行的情况下y轴相对距离逐渐为0，受油机通过副翼和方向舵完成横侧向加速度的控制调节，受油机的的横侧向控制律为：
步骤五：受油机向加油机移动，受油机的油门通道控制如下：
加油机的横侧向加速度、纵向控制律、油门通道控制均与受油机相同；此处受油机的导航指令即是受油杆前端相对于锥套的x轴距离逐渐减小，y轴，z轴相对距离为0。而加油机的导航指令则是根据在地面站上预先设定的航线，解算出飞机相对于航线的侧偏距，高度差，以及飞机的期望速度并以此来导航加油机。不同的是授油机根据引导几何计算出的以加油机为原点的北东地相对距离用于导航授油机，而加油机的导航却是预先设定的航线。
步骤三中，设加油机动基站gps的天线在机体坐标系内位置为[xosyoszos]，加油机的锥套在机体坐标系内位置为[xzsyzszzs]，锥套与机体连接点在机体坐标系内位置为[xzjyzjzzj]，加油机重心在地面标系的位置为[xjyjzj]，加油机的姿态角为[φθψ]，则加油机动基站gps的天线在地面坐标系中的位置为：
锥套与加油机的机体连接点在地面坐标系内位置为：
设加油机的加油软管长度为l，加油软管与水平面的夹角为λ，则将加油机动基站gps天线位置转换到锥套中心位置的变化量为：
可得受油机gps天线位置到受油杆顶端的平移公式如下：
相应角度为受油机的姿态角，
其中，θ是受油机的俯仰角、φ是受油机的滚转角、ψ是受油机的航向角，设[xbsybszbs]为受油杆顶端在机体坐标系内的位置，设[xgsygszgs]为受油机gps天线在机体坐标系内的位置，最终可得加油锥套中心与受油杆顶端之间的相对位置为：
其中，[δxδyδz]为受油机gps天线与加油机gps天线之间的相对位置关系。
加油机飞行控制结构，按照内外控制回路的不同，可以将飞行控制系统分为内回路和外回路。内回路是飞机的姿态控制系统，用来控制飞机的飞行姿态。外回路是轨迹控制回路，利用制导回路计算期望速度和位置信息，控制无人机的高度、速度和偏航距，使无人机沿着预定航线飞行。根据控制通道划分，飞行控制系统又可分为纵向控制系统和侧向控制系统。纵向控制系统控制无人机在垂直面内的运动，包括无人机的速度和高度控制，侧向控制系统控制无人机在横向的运动，即对无人机的侧向偏移进行控制。本设计采用经典pid控制对无人机的纵向外回路控制律进行设计，采用l1非线性控制方法对舰载无人机的侧向外回路控制律进行设计。
l1非线性控制方法，最早是由sanghyukpark和johndeyst提出。l1非线性控制方法相对于传统经典控制方法，在曲线段跟踪的侧向偏移控制和抗扰动方面都表现出了较好的效果。下面将对侧向l1控制的基本原理进行简单介绍。
在期望轨迹上选择一个“参考点”(referencepoint)，利用这个参考点来计算侧向加速度。参考点——位于期望航迹上，且与飞机的距离长度为l1的点，侧向加速度可以表示为：
如下是制导方程两个重要的特性：
(1)侧向加速度的方向取决于l1与无人机速度矢量的夹角。例如，选择的参考点位于无人机速度矢量的右方，则会产生让无人机向右修正的加速度。换言之，控制的结果会使无人机的速度方向渐渐和l1的方向一致。
(2)在任何时刻都可由参考点和无人机的位置确定一段半径为r的圆弧，该圆弧与无人机的速度方向相切
无人机侧向控制外回路即侧向轨迹控制回路，其反馈信号为无人机侧向偏移量y、地速vg，目的是为了抑制和消除加油机自动航线飞行时的侧向偏移。
纵向控制通道控制俯仰角和高度保持，包含3个回路：俯仰阻尼内回路、俯仰角保持回路和高度控制回路。俯仰阻尼内回路通过imu输出的俯仰角速率wy进行反馈，构成俯仰角阻尼内环，同时，根据组合导航输出的俯仰角反馈构成俯仰角控制外回路。由于小型无人机在平飞时会有一个常值迎角，故在俯仰角控制回路加入常值配平俯仰角指令，并在升降舵加入相应的配平舵面角。高度保持回路位于最外层回路，通过设定的高度值和组合导航的输出高度值形成高度偏差，从而转换成相应的俯仰角指令，该回路采用比例积分控制方式。俯仰角指令要加入指令限幅，防止出现无人机的过大机动动作。
授油机控制律和加油机控制律基本一致，只是授油机将根据不同的阶段使用不同的控制策略。
加油过程分为接近段、对接段、加油段以及脱离段，在接近段时根据差分gps输出的相对位置在轨迹中解算出相对高度差，待飞距以及期望侧向加速度，用相对高度差控制升降舵，用期望侧向加速度控制副翼和方向舵，根据待飞距以及加油机的速度控制授油机的速度。在对接段时则是根据光学引导完成对接，加油段和接近段基本一致。而在脱离段时，则是用gps绝对位置来控制飞机，使飞机进入脱离段的航线。
差分gps引导系统给出了实际测量的受油杆和锥套相对位置，反馈给飞控的导航控制器，形成了位置导航的负反馈系统，实际相对位置与相对位置指令的差值作为控制器输入，期望的滚转角、俯仰角与飞行速度是控制器的输出。而姿态环的控制与加油机的姿态控制相同。当受油机与加油机位置差小于15m时启用光学引导系统。当受油机与锥套的相对位置为0时进入加油阶段，此时的位置控制指令是受油机与锥套相对位置不变保持5s钟，时间结束后首先降低受油机的巡航速度，使两机相对位置加大，受油机再逐渐过渡到差分gps引导飞行控制上。
导引律设计，首先从gps引导切换到视觉引导时要设计视觉引导的飞行轨迹指令，一般期望的横侧向及纵向相对位置为零，期望的前向相对位置指令为从当前位置以-1m/s的相对速度逐渐减小，直到受油杆与锥套完成对接，期望的前向位置保持不变。通过光学引导系统测量的相对位置信息和上述期望的飞行轨迹指令得到相对位置偏差，设计pid控制器可以得到期望的姿态角指令。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。