本發(fā)明涉及一種撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)提取方法，尤其是一種基于相干激光雷達(dá)微多普勒檢測(cè)系統(tǒng)的撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)提取方法，屬于激光雷達(dá)應(yīng)用探測(cè)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

1、目前，微多普勒技術(shù)已廣泛應(yīng)用于旋翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)的研究領(lǐng)域，研究者們?cè)谶@一方向上取得了較大進(jìn)展。旋翼無人機(jī)的旋翼在飛行過程中產(chǎn)生了顯著且規(guī)律的微動(dòng)效應(yīng)，這使得微多普勒技術(shù)在其運(yùn)動(dòng)特征分析中得到廣泛應(yīng)用。然而，與旋翼無人機(jī)研究的熱度相比，針對(duì)撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)的研究則相對(duì)滯后。撲翼無人機(jī)由于其獨(dú)特的飛行機(jī)制(旋翼無人機(jī)截然不同)，其翅膀通過模擬自然界鳥類或昆蟲的撲動(dòng)產(chǎn)生升力和推進(jìn)力。這種飛行動(dòng)作不僅在時(shí)間上表現(xiàn)出非線性、非穩(wěn)定的復(fù)雜變化，還在空間上形成多維的動(dòng)力學(xué)特征。撲翼運(yùn)動(dòng)帶來的微多普勒信號(hào)在頻率、振幅、相位等多個(gè)維度上存在更大的不確定性，這使得對(duì)撲翼運(yùn)動(dòng)的參數(shù)提取存在巨大困難。撲翼無人機(jī)翅膀的周期性撲動(dòng)會(huì)產(chǎn)生更為復(fù)雜且多變的微動(dòng)信號(hào)，導(dǎo)致其微動(dòng)信號(hào)表現(xiàn)出更為復(fù)雜的頻率和振幅特征。盡管撲翼無人機(jī)在某些應(yīng)用領(lǐng)域中具有潛在的優(yōu)勢(shì)，但其微動(dòng)特征的研究仍處于起步階段，尚需進(jìn)一步系統(tǒng)化的探索和研究。

2、如何快速準(zhǔn)確地探測(cè)識(shí)別撲翼無人機(jī)是檢測(cè)和識(shí)別領(lǐng)域需要探索的問題。目前現(xiàn)有撲翼無人機(jī)多為一段式結(jié)構(gòu)，小部分撲翼無人機(jī)為兩段式結(jié)構(gòu)，對(duì)此，本發(fā)明針對(duì)現(xiàn)有撲翼無人機(jī)特點(diǎn)，利用激光微多普勒特點(diǎn)，提出了一種基于激光回波時(shí)頻特性的撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)提取方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)的提取。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明為解決背景技術(shù)存在的上述問題，提出了一種基于激光回波時(shí)頻特性的撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)提取方法。該方法利用撲翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)微多普勒時(shí)頻譜特征，將所需的微動(dòng)參數(shù)從中求解出來。

2、為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采取的技術(shù)方案是：

3、基于激光回波時(shí)頻特性的撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)提取方法，所述方法包括以下步驟：

4、步驟1：建立基于多散射中心的矩形一段式撲翼無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)模型和基于多散射中心的矩形-三角形復(fù)合兩段式撲翼無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)模型；

5、步驟2：在不同方位角和俯仰角下，仿真獲得一段式撲翼無人機(jī)和兩段式撲翼無人機(jī)的時(shí)頻譜；

6、步驟3：針對(duì)不同結(jié)構(gòu)的撲翼無人機(jī)進(jìn)行參數(shù)提取。

7、進(jìn)一步的是，步驟1中，將所述基于多散射中心的矩形-三角形復(fù)合兩段式撲翼無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)模型的翅膀簡(jiǎn)化為兩個(gè)部分，即上臂和前臂；上臂等效成具有厚度的長(zhǎng)方形，前臂等效成具有厚度的三角形，上臂兩端與肩關(guān)節(jié)和肘關(guān)節(jié)連接，前臂兩端與肘關(guān)節(jié)和腕關(guān)節(jié)連接；

8、所述矩形一段式撲翼無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)模型只有一個(gè)上臂，上臂兩端與肩關(guān)節(jié)和肘關(guān)節(jié)連接。

9、進(jìn)一步的是，步驟1中，所述矩形一段式撲翼無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)模型的建立過程是：

10、肘關(guān)節(jié)的位置表示為p1＝[x1,y1,z1]，其中：

11、x1(t)＝v·t?(17)

12、y1(t)＝l1cos[ψ1(t)·π/180]?(18)

13、z1(t)＝y(tǒng)1(t)·tan[ψ1(t)·π/180]?(19)

14、其中：v表示水平方向上飛向雷達(dá)的速度，l1表示上臂的長(zhǎng)度，ψ1表示上臂隨時(shí)間變化的撲翼角度；

15、上臂隨時(shí)間變化的撲翼角度表達(dá)式如下式(1)所示：

16、ψ1(t)＝a1cos(2πfflapt)+ψ10?(1)

17、其中：a1表示上臂的最大撲翼角度，fflap表示撲翼頻率，ψ10表示上臂撲打的滯后角度。

18、進(jìn)一步的是，步驟1中，所述兩段式的撲翼無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)模型的建立過程是：

19、肘關(guān)節(jié)的位置表示為p1＝[x1,y1,z1]，其中：

20、x1(t)＝v·t?(17)

21、y1(t)＝l1cos[ψ1(t)·π/180]?(18)

22、z1(t)＝y(tǒng)1(t)·tan[ψ1(t)·π/180]?(19)

23、其中：v表示水平方向上飛向雷達(dá)的速度，l1表示上臂的長(zhǎng)度，ψ1表示上臂隨時(shí)間變化的撲翼角度；

24、腕關(guān)節(jié)的位置表示為p2＝[x2,y2,z2]，其中：

25、x2(t)＝v·t?(20)

26、y2(t)＝l1cos[ψ1(t)·π/180]+l2·cos[ψ1(t)-ψ2(t)]?(21)

27、z2(t)＝z1(t)+[y2(t)-y1(t)]·tan{[ψ1(t)-ψ2(t)]·π/180}?(22)

28、其中：l1表示上臂的長(zhǎng)度，l2表示前臂的長(zhǎng)度，ψ2表示前臂隨時(shí)間變化的撲翼角度；

29、上臂隨時(shí)間變化的撲翼角度表達(dá)式如下式(1)所示：

30、ψ1(t)＝a1cos(2πfflapt)+ψ10?(1)

31、其中：a1表示上臂的最大撲翼角度，fflap表示撲翼頻率，ψ10表示上臂撲打的滯后角度；

32、前臂隨時(shí)間變化的撲翼角度表達(dá)式如下式(2)所示：

33、ψ2(t)＝a2cos(2πfflapt)+ψ20?(2)

34、其中：a2表示前臂的最大撲翼角度，ψ20表示前臂撲打的滯后角度，ψ2(t)表示前臂隨時(shí)間變化的撲翼角度。

35、進(jìn)一步的是，步驟2中，所述在不同方位角和俯仰角下，仿真獲得一段式撲翼無人機(jī)和兩段式撲翼無人機(jī)的時(shí)頻譜；其包括以下步驟：

36、步驟21：仿真獲得一段式撲翼無人機(jī)的時(shí)頻譜；

37、雷達(dá)坐標(biāo)系為x-y-z，設(shè)雷達(dá)q位于坐標(biāo)原點(diǎn)o，撲翼無人機(jī)坐標(biāo)系為x-y-z，上臂中心處為坐標(biāo)原點(diǎn)o點(diǎn)，撲翼目標(biāo)繞著x軸做撲翼運(yùn)動(dòng)，撲翼無人機(jī)初始時(shí)刻位于點(diǎn)o(x0,y0,z0)處，此時(shí)，撲翼目標(biāo)原點(diǎn)o點(diǎn)到雷達(dá)q距離為r0，方位角為α，俯仰角為β；

38、撲翼目標(biāo)在x-o-y平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)方向沿x軸正向運(yùn)動(dòng)，則t時(shí)刻撲翼無人機(jī)目標(biāo)位置為o′(x0+vt·,y0,z0)，此時(shí)撲翼目標(biāo)原點(diǎn)o′點(diǎn)到雷達(dá)q距離為：

39、

40、其中：r是撲翼目標(biāo)原點(diǎn)o′點(diǎn)到雷達(dá)q距離，v是撲翼無人機(jī)水平方向上飛向雷達(dá)的速度；

41、在t時(shí)刻，為獲得某一時(shí)刻的回波信號(hào)，假設(shè)某個(gè)散射點(diǎn)為p，雷達(dá)q的視線向量為撲翼目標(biāo)原點(diǎn)o′點(diǎn)到雷達(dá)q距離為r，向量與的夾角為γ，假設(shè)時(shí)刻為t時(shí)雷達(dá)q與散射點(diǎn)p距離為rp(t)；由三角形余弦定理計(jì)算出散射點(diǎn)p到激光雷達(dá)q的距離模長(zhǎng)rp(t)：

42、

43、其中：lp是散射點(diǎn)p到目標(biāo)原點(diǎn)o′的距離，cosγ是向量與的夾角的余弦；

44、將式(4)簡(jiǎn)化為：

45、

46、向量與的投影cosγ表示為：

47、

48、則最終距離公式表示為：

49、

50、由于激光頻段的時(shí)頻特征的外輪廓峰值表征的是頂點(diǎn)的微多普勒峰值，所以選取左肘關(guān)節(jié)點(diǎn)和左腕關(guān)節(jié)點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算；

51、左肘關(guān)節(jié)點(diǎn)距雷達(dá)q距離表示為：

52、

53、其中：

54、左肘關(guān)節(jié)點(diǎn)微多普勒頻移的計(jì)算公式表示為：

55、

56、其中：

57、則平動(dòng)產(chǎn)生的頻移ft表示為：

58、

59、同理，右肘關(guān)節(jié)點(diǎn)微多普勒頻移的計(jì)算公式表示為：

60、

61、步驟22：仿真獲得兩段式撲翼無人機(jī)的時(shí)頻譜；

62、在上述仿真獲得一段式撲翼無人機(jī)的時(shí)頻譜的基礎(chǔ)上，

63、左腕關(guān)節(jié)點(diǎn)距雷達(dá)q距離表示為：

64、

65、其中：

66、左腕關(guān)節(jié)點(diǎn)微多普勒頻移的計(jì)算公式表示為：

67、

68、其中：l2表示前臂的長(zhǎng)度，ψ1表示上臂隨時(shí)間變化的撲翼角度，ψ2表示前臂隨時(shí)間變化的撲翼角度；

69、同理，右腕關(guān)節(jié)點(diǎn)微多普勒頻移的計(jì)算公式表示為：

70、

71、進(jìn)一步的是，仿真波長(zhǎng)為1064nm，仿真方位角范圍為30°～80°，俯仰角范圍為20°～80°。

72、進(jìn)一步的是，步驟3中，所述針對(duì)不同結(jié)構(gòu)的撲翼無人機(jī)進(jìn)行參數(shù)提取，其具體提取步驟是：

73、步驟31：一段式撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)提?。?/p>

74、在時(shí)頻譜上，左、右撲翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)模型上臂運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的最大頻移在

75、n＝1,2,3...存在交點(diǎn)；

76、式中，t表示時(shí)間，t表示撲翼運(yùn)動(dòng)的周期，n表示從1開始的正整數(shù)；

77、通過提取交點(diǎn)最大的微多普勒頻移，代入交點(diǎn)頻移的表達(dá)式，能夠獲取上臂的長(zhǎng)度與上臂的撲翼角度的乘積值，再通過式(9)和式(13)這兩個(gè)肘關(guān)節(jié)的表達(dá)式，能夠分別獲得上臂的長(zhǎng)度與上臂的撲翼角度；

78、左肘關(guān)節(jié)點(diǎn)微多普勒頻移的計(jì)算公式表示為：

79、

80、其中：

81、式中：λ表示波長(zhǎng)，a1表示上臂的最大撲翼角度，l1表示上臂的長(zhǎng)度，fflap表示撲翼頻率；

82、同理，右肘關(guān)節(jié)點(diǎn)微多普勒頻移的計(jì)算公式表示為：

83、

84、步驟32：兩段式撲翼無人機(jī)微動(dòng)參數(shù)提取；

85、步驟321：兩段式撲翼無人機(jī)上臂微動(dòng)參數(shù)提??；

86、根據(jù)肘關(guān)節(jié)微多普勒頻移表達(dá)式(9)和(13)，推導(dǎo)出內(nèi)輪廓最大頻移出現(xiàn)的時(shí)間的表達(dá)式，進(jìn)而獲得上臂的最大撲翼角度與上臂的長(zhǎng)度；

87、步驟322：兩段式撲翼無人機(jī)前臂微動(dòng)參數(shù)提??；

88、撲翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)模型前臂運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的最大頻移滿足：

89、此類型函數(shù)形式，

90、根據(jù)此形式的函數(shù)表達(dá)式能夠近似得到上臂的長(zhǎng)度、前臂的長(zhǎng)度與前臂的最大撲翼角度之間的數(shù)學(xué)關(guān)系。

91、進(jìn)一步的是，步驟31中，所述交點(diǎn)頻移的表達(dá)式為：

92、

93、式中：λ表示波長(zhǎng)，a1表示上臂的最大撲翼角度，l1表示上臂的長(zhǎng)度，fflap表示撲翼頻率，α表示方位角，β表示俯仰角，t表示時(shí)間，fi表示交點(diǎn)頻移；

94、通過交點(diǎn)頻移的表達(dá)式獲取l1與a1的乘積的表達(dá)式為：

95、

96、通過式(15)，推導(dǎo)上臂的最大撲翼角度a1的表達(dá)式為：

97、

98、式中：表示主峰頻帶最大頻移出現(xiàn)的時(shí)間；

99、上臂的長(zhǎng)度l1的表達(dá)式為：

100、

101、進(jìn)一步的是，步驟321中，所述內(nèi)輪廓最大頻移出現(xiàn)的時(shí)間由如下表達(dá)式?jīng)Q定：

102、g(t)＝sin2πfflapt·sin[a1cos(cos2πfflapt)-φ]?(26)

103、一階導(dǎo)數(shù)為零的點(diǎn)為函數(shù)的極值點(diǎn)，將上述函數(shù)的導(dǎo)數(shù)設(shè)為零以找到極值點(diǎn)，通過求解方程(26)，確定上臂的最大撲翼角度a1；

104、

105、根據(jù)公式(15)可以推導(dǎo)出l1與a1的乘積的表達(dá)式為：

106、

107、通過公式(25)求得上臂的長(zhǎng)度l1。

108、進(jìn)一步的是，步驟322中，所述滿足此類型函數(shù)形式，根據(jù)此類型函數(shù)形式，所述前臂運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的最大頻移表達(dá)式近似表示為：

109、

110、通過公式(16)能夠求得：

111、

112、由于撲翼運(yùn)動(dòng)模型在運(yùn)動(dòng)過程中存在前臂撲動(dòng)滯后角，因此撲翼運(yùn)動(dòng)模型有效長(zhǎng)度近似表示為：

113、l≈(l1+l2)cosψ20(30)

114、式中：l1表示上臂的長(zhǎng)度，l2表示前臂的長(zhǎng)度，ψ20表示前臂撲打的滯后角度；

115、基于上述公式，近似得到上臂的長(zhǎng)度、前臂的長(zhǎng)度與前臂的最大撲翼角度之間的數(shù)學(xué)關(guān)系，其表達(dá)式為：

116、la2≈l2′a2′(32)。

117、本發(fā)明相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)的有益效果是：本發(fā)明的方法根據(jù)撲翼無人機(jī)微多普勒時(shí)頻譜隨方位角和俯仰角的變化規(guī)律，提出了基于時(shí)頻交點(diǎn)、主峰頻移輪廓時(shí)間近似以及最大頻移表達(dá)式近似的微動(dòng)參數(shù)提取方法，用于估算撲翼無人機(jī)的上臂、前臂的長(zhǎng)度和撲翼角度。本發(fā)明的方法可有效實(shí)現(xiàn)撲翼無人機(jī)的上臂、前臂的長(zhǎng)度和撲翼角度的微動(dòng)參數(shù)的提取，為激光微多普勒體制探測(cè)技術(shù)在目標(biāo)精確探測(cè)與識(shí)別應(yīng)用方面提供了一種新技術(shù)途徑。