本發(fā)明涉及一種自主返航的方法，尤其涉及一種無人機(jī)自主返航的方法。

背景技術(shù)：

無人機(jī)返航涉及到各類傳感器，其中加速度計(jì)用于測量無人機(jī)在三軸方向的線加速度，陀螺儀用于測量無人機(jī)圍繞三軸的角速度，磁力計(jì)測試磁場強(qiáng)度及方向，氣壓計(jì)通過測量大氣壓強(qiáng)的變化來確定高度，紅外測距傳感器用于測試與障礙物的距離等。

當(dāng)無人機(jī)的各傳感器均失效狀態(tài)下，無人機(jī)無法確認(rèn)航線等信息，因此無法實(shí)現(xiàn)返航，而本案基于無人機(jī)的衛(wèi)星定位系統(tǒng)，致力于單獨(dú)利用衛(wèi)星定位系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)安全返航的研究。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是解決上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，針對(duì)當(dāng)各傳感器失效后無人機(jī)無法安全返航的問題，提供一種無人機(jī)自主返航的方法。

為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案為：

一種無人機(jī)自主返航的方法，無人機(jī)由當(dāng)前位置移動(dòng)至第一偏移位置，計(jì)算出當(dāng)前位置與遙控端位置的距離、第一偏移位置與遙控端位置的距離及當(dāng)前位置與第一偏移位置的距離，通過以上三個(gè)距離數(shù)據(jù)計(jì)算出在第一偏移位置處當(dāng)前位置至第一偏移位置的飛行方向與遙控端的初始偏角，

電調(diào)模塊調(diào)整無人機(jī)的航向沿順時(shí)針方向或逆時(shí)針方向偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)角度與初始偏角之和不大于180°，由第一偏移位置移動(dòng)至第二偏移位置，計(jì)算出第一偏移位置與遙控端位置的距離、第二偏移位置與遙控端位置的距離及第一偏移位置與第二偏移位置的距離，通過以上三個(gè)距離數(shù)據(jù)計(jì)算出在第二偏移位置處第一偏移位置至第二偏移位置的飛行方向與遙控端的終端偏角，

通過初始偏角與終端偏角對(duì)比，確認(rèn)無人機(jī)的航向轉(zhuǎn)向方向，電調(diào)模塊根據(jù)飛行方向與遙控端的偏角調(diào)整無人機(jī)的航向。

進(jìn)一步地，電調(diào)模塊調(diào)整無人機(jī)的航向偏轉(zhuǎn)初始偏角的角度數(shù)，再由第一偏移位置移動(dòng)至第二偏移位置，

如果第一偏移位置與遙控端位置的距離等于第二偏移位置與遙控端位置的距離和第一偏移位置與第二偏移位置的距離之和，那么無人機(jī)的航向偏轉(zhuǎn)方向正確，

如果仍然存在終端偏角時(shí)，那么無人機(jī)的航向偏轉(zhuǎn)方向錯(cuò)誤，電調(diào)模塊按照原偏轉(zhuǎn)方向相反的轉(zhuǎn)向調(diào)整無人機(jī)的航向，偏轉(zhuǎn)角度為終端偏角的角度，

如果第二偏移位置與遙控端位置的距離等于第一偏移位置與遙控端位置的距離和第一偏移位置與第二偏移位置的距離之和，那么無人機(jī)的航向處于反向狀態(tài)，電調(diào)模塊調(diào)整無人機(jī)的航向反向。

進(jìn)一步地，無人機(jī)位置與遙控端位置的距離計(jì)算為，

地心為O、無人機(jī)位置的地表投射點(diǎn)為B、遙控端位置為A、A至地軸的垂直節(jié)點(diǎn)為C、B與地軸的平行線上具有一節(jié)點(diǎn)D，CD垂直于地軸，BD所在軸線與赤道的交點(diǎn)為E，其中B的經(jīng)度為j2、緯度為w2，A的經(jīng)度為j1、緯度為w1，地球半徑為R；

根據(jù)三角形余弦定理，就能算出A、B兩點(diǎn)與地心O形成的夾角θ：

θ=arccos[cosw1*cosw2*cos(j1 – j2) + sinw1*sinw2]

△ACD中，AC=R* cosw1；DC=R* cosw2；∠ACD= j1 – j2；

根據(jù)余弦定理：AD2= (R* cosw1)2 + (R* cosw2)2 – 2R2cosw1*cosw2*cos(j1 – j2)

又DB = DE + BE = R* sinw1 + R*sinw2

而△ABD為直角三角形，所以

AB2 = AD2+ DB2= 2R2– 2R2* cosw1*cosw2*cos(j1 – j2) +2R2* sinw1*sinw2

在△AOB中，AO = BO=R，因此有余弦定理可得：

cosθ= cosw1*cosw2*cos(j1 – j2) + sinw1*sinw2

A、B兩點(diǎn)之間的距離為：。

本發(fā)明的有益效果主要體現(xiàn)在：

1.當(dāng)無人機(jī)各傳感器失效后，單獨(dú)通過衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)即可完成安全返航；

2.通過無人機(jī)的位置信息與遙控端的位置信息對(duì)比、以及電調(diào)模塊的調(diào)試實(shí)現(xiàn)航向確認(rèn)，最終實(shí)現(xiàn)無人機(jī)基于衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的安全返航；

3.各項(xiàng)計(jì)算數(shù)據(jù)信息量小，計(jì)算速度快，航向確認(rèn)響應(yīng)迅速有效；

4.提高了航行的安全性。

附圖說明

圖1是本發(fā)明中終端偏角γ角度大于初始偏角α角度時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明中終端偏角γ角度小于初始偏角α角度時(shí)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是無人機(jī)和遙控端位于地球上的示意圖；

圖4是圖3的展開示意圖。

具體實(shí)施方式

本發(fā)明提供一種無人機(jī)自主返航的方法。以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明技術(shù)方案進(jìn)行詳細(xì)描述，以使其更易于理解和掌握。

一種無人機(jī)自主返航的方法，如圖1至圖4所示，無人機(jī)由當(dāng)前位置1移動(dòng)至第一偏移位置2，計(jì)算出當(dāng)前位置1與遙控端位置4的距離、第一偏移位置2與遙控端位置4的距離及當(dāng)前位置1與第一偏移位置2的距離，通過以上三個(gè)距離數(shù)據(jù)可分別計(jì)算出三個(gè)角的角度，獲得在第一偏移位置處當(dāng)前位置1至第一偏移位置2的飛行方向與遙控端位置4的初始偏角α。而電調(diào)模塊任意調(diào)整無人機(jī)的航向，沿順時(shí)針方向或逆時(shí)針方向偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)角度β與初始偏角α之和不大于180°，針對(duì)四翼無人機(jī)，即通過調(diào)整其中一組翼的轉(zhuǎn)速，加速或減速一定時(shí)間進(jìn)行轉(zhuǎn)向角度調(diào)整，調(diào)整后，由第一偏移位置2移動(dòng)至第二偏移位置3，計(jì)算出第一偏移位置2與遙控端位置4的距離、第二偏移位置3與遙控端位置4的距離及第一偏移位置2與第二偏移位置3的距離，通過以上三個(gè)距離數(shù)據(jù)計(jì)算出在第二偏移位置處第一偏移位置至第二偏移位置的飛行方向與遙控端的終端偏角γ，通過初始偏角與終端偏角對(duì)比，確認(rèn)無人機(jī)的航向轉(zhuǎn)向方向，電調(diào)模塊根據(jù)飛行方向與遙控端的偏角調(diào)整無人機(jī)的航向。

具體地，如圖1所示，當(dāng)終端偏角γ角度大于初始偏角α角度時(shí)，無人機(jī)的航向轉(zhuǎn)向反向錯(cuò)誤，此時(shí)電調(diào)模塊調(diào)整無人機(jī)的航向反向轉(zhuǎn)動(dòng)終端偏角的角度即完成航向的矯正；如圖2所示，當(dāng)終端偏角γ角度小于初始偏角α?xí)r，無人機(jī)的航向轉(zhuǎn)向正確，此時(shí)電調(diào)模塊調(diào)整無人機(jī)的航向按原方向轉(zhuǎn)動(dòng)終端偏角的角度即完成航向的矯正。航向矯正后無人機(jī)即朝向遙控端位置4返航。

優(yōu)選實(shí)施例中，電調(diào)模塊調(diào)整無人機(jī)的航向偏轉(zhuǎn)初始偏角α的角度數(shù)，此情況下，偏轉(zhuǎn)角度β與初始偏角α之和不作限定，再由第一偏移位置2移動(dòng)至第二偏移位置3，如果第一偏移位置2與遙控端位置4的距離等于第二偏移位置3與遙控端位置4的距離和第一偏移位置2與第二偏移位置3的距離之和，那么無人機(jī)的航向偏轉(zhuǎn)方向正確，航向?yàn)槌蜻b控端位置，即返航方向。

如果仍然存在終端偏角時(shí)，那么無人機(jī)的航向偏轉(zhuǎn)方向錯(cuò)誤，電調(diào)模塊按照原偏轉(zhuǎn)方向相反的轉(zhuǎn)向調(diào)整無人機(jī)的航向，偏轉(zhuǎn)角度為終端偏角的角度，經(jīng)偏轉(zhuǎn)后的航向?yàn)榉岛椒较颉?/p>

如果第二偏移位置與遙控端位置的距離等于第一偏移位置與遙控端位置的距離和第一偏移位置與第二偏移位置的距離之和，那么無人機(jī)的航向處于反向狀態(tài)，及航向與返航方向完全反向了，通過電調(diào)模塊調(diào)整無人機(jī)的航向反向即可，順時(shí)針方向或逆時(shí)針方向旋轉(zhuǎn)180°即可，航向糾正后即可安全返航。

以下為無人機(jī)位置與遙控端位置的距離計(jì)算：

如圖3和圖4所示，其中圖3無人機(jī)和遙控端位于地球上的示意圖，而圖4是圖3的展開圖，地心為O、無人機(jī)位置的地表投射點(diǎn)為B、遙控端位置為A、A至地軸的垂直節(jié)點(diǎn)為C、B與地軸的平行線上具有一節(jié)點(diǎn)D，CD垂直于地軸，BD所在軸線與赤道的交點(diǎn)為E，其中B的經(jīng)度為j2、緯度為w2，A的經(jīng)度為j1、緯度為w1；w為緯度，范圍-90°~﹢90°，通常北緯取正，南緯取負(fù)；j為經(jīng)度，范圍-180°~﹢180°，通常東經(jīng)取正，西經(jīng)取負(fù)，l為地軸，MO，NO為赤道平面與兩經(jīng)線平面的相交線。地球半徑為R。

根據(jù)三角形余弦定理，就能算出A、B兩點(diǎn)與地心O形成的夾角θ：

θ=arccos[cosw1*cosw2*cos(j1 – j2) + sinw1*sinw2]

△ACD中，AC=R* cosw1；DC=R* cosw2；∠ACD= j1 – j2；

根據(jù)余弦定理：AD2= (R* cosw1)2 + (R* cosw2)2 – 2R2cosw1*cosw2*cos(j1 – j2)

又DB = DE + BE = R* sinw1 + R*sinw2

而△ABD為直角三角形，所以

AB2 = AD2+ DB2= 2R2– 2R2* cosw1*cosw2*cos(j1 – j2) +2R2* sinw1*sinw2

在△AOB中，AO = BO=R，因此有余弦定理可得：

cosθ= cosw1*cosw2*cos(j1 – j2) + sinw1*sinw2

A、B兩點(diǎn)之間的距離為：。

由于地表周長很長，因此AB之間的距離弧度可忽略不計(jì)。

需要說明的是，計(jì)算的主體為無人機(jī)或遙控端，當(dāng)主體為無人機(jī)時(shí)，此時(shí)僅需要將遙控端的地理位置信息發(fā)送至無人機(jī)即可，由無人機(jī)自行計(jì)算和飛控，也可以由遙控端完成計(jì)算，此時(shí)需要無人機(jī)向地面報(bào)告自己的位置信息，遙控端計(jì)算后，將飛行控制命令發(fā)送至無人機(jī)，無人機(jī)根據(jù)飛行控制命令完成航向調(diào)整及返航。

通過以上描述可以發(fā)現(xiàn)，本發(fā)明揭示了一種無人機(jī)自主返航的方法，當(dāng)無人機(jī)各傳感器失效后，單獨(dú)通過衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)即可完成安全返航；通過無人機(jī)的位置信息與遙控端的位置信息對(duì)比、以及電調(diào)模塊的調(diào)試實(shí)現(xiàn)航向確認(rèn)，最終實(shí)現(xiàn)無人機(jī)基于衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的安全返航；各項(xiàng)計(jì)算數(shù)據(jù)信息量小，計(jì)算速度快，航向確認(rèn)響應(yīng)迅速有效；提高了航行的安全性。

以上對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行了充分描述，需要說明的是，本發(fā)明的具體實(shí)施方式并不受上述描述的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員依據(jù)本發(fā)明的精神實(shí)質(zhì)在結(jié)構(gòu)、方法或功能等方面采用等同變換或者等效變換而形成的所有技術(shù)方案，均落在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。