專(zhuān)利名稱(chēng)：一種基于磁航向傳感器的無(wú)人機(jī)航向自動(dòng)修正方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于無(wú)人機(jī)飛行控制領(lǐng)域，具體地說(shuō)是指一種基于磁航向傳感器的無(wú)人機(jī)航向自 動(dòng)修正技術(shù)。
背景技術(shù)：
飛機(jī)的航向角是指飛機(jī)縱軸的水平投影線與水平面上某一基準(zhǔn)線之間的夾角。根據(jù)所取 的基準(zhǔn)線不同，可以將航向角分為真航向角、磁航向角、羅航向角、大圓航向角和陀螺航向 角等等。其中，真子午線與飛機(jī)縱軸在水平面上投影線的夾角稱(chēng)為真航向角，是用來(lái)確定飛 機(jī)航向并參與閉環(huán)控制的重要飛行參數(shù)，尤其是針對(duì)于自主起降式無(wú)人機(jī)，在飛機(jī)起降階段 需要高精度的真航向角信息來(lái)控制飛機(jī)對(duì)準(zhǔn)跑道飛/滑行。因此，如何得到實(shí)時(shí)準(zhǔn)確的真航向 角信息是無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中需要面對(duì)的問(wèn)題。
磁航向傳感器是測(cè)量地磁航向角的有效手段，具有體積小、重量輕、安裝易、能耗低等 特點(diǎn)。磁航向傳感器通過(guò)磁敏感元件感受傳感器本身三個(gè)軸線方向的地磁分量并輸出，根據(jù) 這三個(gè)地磁分量，加上飛機(jī)的姿態(tài)信息，則可以得到飛機(jī)的磁航向角。
所謂磁航向角，指的是磁子午線與飛機(jī)縱軸在水平面上的夾角。由于磁子午線與真子午 線方向并不一致，磁航向角并不是真航向角，磁航向角與真航向角之間的偏差稱(chēng)之為磁差。 另外，由于飛機(jī)上存在著鐵磁場(chǎng)和電磁場(chǎng)，當(dāng)磁航向傳感器裝上飛機(jī)之后，測(cè)得的磁分量受 到這些磁場(chǎng)的干擾，則會(huì)出現(xiàn)羅差。實(shí)際的磁航向傳感器輸出的信息量是加上羅差影響的磁 航向角，即羅航向角。附圖l中給出了真航向角、磁航向角及羅航向角的關(guān)系示意圖，真航 向角加磁差值就等于磁航向角。
不同的飛機(jī)，其羅差值是不相同的，而且由于飛機(jī)磁場(chǎng)的大小和方向隨飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)而變化， 同一飛機(jī)的不同航向上的羅差值也不相同。即便如此，羅差是可以通過(guò)校驗(yàn)試驗(yàn)消除其影響 的，這在很多相關(guān)文獻(xiàn)中都可以找到試驗(yàn)的方法。而地球磁差隨著時(shí)間、地點(diǎn)的不同而對(duì)羅 差造成不同的影響，以往的飛行過(guò)程中，某一地點(diǎn)的磁差是通過(guò)查磁差圖來(lái)獲得的，在每次 飛行時(shí)都需要査圖獲得飛機(jī)起飛或降落地點(diǎn)的磁差值，并通過(guò)測(cè)控鏈路來(lái)裝訂該數(shù)據(jù)，利用磁航向角與磁差值做差得到飛機(jī)的真航向角，流程繁瑣，操控人員的工作量大。 發(fā) 明 內(nèi) 容
本發(fā)明的目的是提出一種基于磁航向傳感器的無(wú)人機(jī)航向自動(dòng)修正方法，通過(guò)該方法能 夠在飛機(jī)所在地磁差未知的情況下，通過(guò)無(wú)人機(jī)航向自動(dòng)修正方法來(lái)得到真航向角，并作為 有效的傳感器反饋信息應(yīng)用于飛行控制系統(tǒng)。
應(yīng)用本發(fā)明提供的修正方法首先在飛行前將飛機(jī)沿跑道中心線放置，根據(jù)跑道上的兩個(gè) 地標(biāo)點(diǎn)經(jīng)緯度信息以及安裝于飛機(jī)上的磁航向傳感器輸出信息得到磁差值，并將此磁差值作 為常量裝訂到飛控計(jì)算機(jī)，通過(guò)磁差值和磁航向角計(jì)算飛機(jī)的真航向角，具體包括如下步驟:
步驟一首先將飛機(jī)沿跑道中心線放置，使飛機(jī)機(jī)體縱軸與跑道中心線盡量重合。
步驟二飛機(jī)收到"起飛"指令時(shí)，機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)地標(biāo)點(diǎn)1和地標(biāo)點(diǎn)2的經(jīng)緯度 信息解算飛機(jī)此時(shí)的原始真航向角y。。
步驟三通過(guò)機(jī)上磁航向傳感器得到飛機(jī)的磁航向角^，根據(jù)原始真航向角^以及從磁 航向傳感器上接收到的磁航向角^計(jì)算磁差值A(chǔ)^ 。
步驟四機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)將磁航向角^與該磁差值A(chǔ)^相減，得到飛機(jī)的真航向角^: 飛機(jī)根據(jù)真航向角^開(kāi)始起飛。
步驟五在后續(xù)的飛行及著陸過(guò)程中，重復(fù)步驟四，實(shí)時(shí)的接收磁航向角^并計(jì)算真航 向角^，使飛機(jī)以真航向角^進(jìn)行飛行和降落。
步驟四或者步驟五中得到的飛機(jī)真航向角W將通過(guò)測(cè)控鏈路下傳顯示，供操控人員監(jiān)控 參考，并參與飛行控制回路。
本發(fā)明的無(wú)人機(jī)航向自動(dòng)修正方法的優(yōu)點(diǎn)是
(1) 該修正方法無(wú)需査磁差圖獲得當(dāng)?shù)卮挪睿瑴p少人為誤差；
(2) 對(duì)于無(wú)人機(jī)操控人員所需了解的信息量降低，操控流程簡(jiǎn)化。


圖l是真航向角、磁航向角及羅航向角的關(guān)系示意圖； 圖2是本發(fā)明中實(shí)現(xiàn)航向自動(dòng)修正的原理示意圖。
具體實(shí)施例方式
下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明。
本發(fā)明涉及一種基于磁航向傳感器的無(wú)人機(jī)航向自動(dòng)修正方法。根據(jù)跑道上的兩個(gè)地標(biāo)
點(diǎn)經(jīng)緯度信息以及安裝于飛機(jī)上的磁航向傳感器輸出信息得到磁差值，通過(guò)磁差值和磁航向 角信息計(jì)算得到飛機(jī)的真航向角。
自主起降型無(wú)人機(jī)的飛行需要根據(jù)實(shí)際的機(jī)場(chǎng)位置來(lái)定制相應(yīng)的起降航向，也就是真航 向，此時(shí)必然需要在跑道中心線上選取兩個(gè)位置點(diǎn)作為參考。這兩點(diǎn)的經(jīng)諱度信息可以通過(guò) 嚴(yán)格的標(biāo)定得到，并分別稱(chēng)為地標(biāo)點(diǎn)l和地標(biāo)點(diǎn)2。根據(jù)這兩地標(biāo)點(diǎn)的經(jīng)諱度信息，可以解 算出跑道中心線與正北方向的夾角，即跑道中心線與真子午線之間的夾角一真航向角，真航 向角、磁差和磁航向角之間的關(guān)系圖如圖2所示，磁航向角減去磁差就得到真航向角。此時(shí)，
若將飛機(jī)沿跑道中心線放置，飛機(jī)上安裝的磁航向傳感器所測(cè)得的磁航向角K與根據(jù)兩個(gè)地 標(biāo)點(diǎn)經(jīng)緯度信息解算出的原始真航向角^之差即為當(dāng)?shù)卮挪钪礎(chǔ)^。飛行過(guò)程中，在一定的
飛行范圍內(nèi)，此磁差值A(chǔ)^的數(shù)值變化并不會(huì)很大，并且，自主起降型無(wú)人機(jī)通常起降于同 一機(jī)場(chǎng)，其具有精確真航向角W需求的階段為飛行的起降階段，因此根據(jù)起飛前得到的磁差 值可以對(duì)無(wú)人機(jī)的真航向角進(jìn)行不斷修正。本發(fā)明提供的一種基于磁航向傳感器的無(wú)人 機(jī)航向自動(dòng)修正方法是按照以下步驟實(shí)現(xiàn)的
步驟一首先將飛機(jī)沿跑道中心線放置，使飛機(jī)機(jī)體縱軸與跑道中心線盡量重合，如圖 2所示的是本發(fā)明提供方法的原理圖。跑道的中心線上有兩個(gè)地標(biāo)點(diǎn)1和地標(biāo)點(diǎn)2，地標(biāo)點(diǎn)1 和地標(biāo)點(diǎn)2的連線即為跑道的中心線。
步驟二飛機(jī)收到"起飛"指令時(shí)，機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)4艮據(jù)地標(biāo)點(diǎn)1和地標(biāo)點(diǎn)2的經(jīng)諱度 信息解算飛機(jī)此時(shí)的原始真航向角W。。
設(shè)原始真航向角為W。， ^e[-;r,;r],地標(biāo)點(diǎn)2的經(jīng)度為I。，緯度為B。，地標(biāo)點(diǎn)1的經(jīng)度 為A ，緯度為A ，地標(biāo)點(diǎn)1在地球坐標(biāo)系中的天向分量為k,，地標(biāo)點(diǎn)2在地球坐標(biāo)系中的天 向分量為k。，地標(biāo)點(diǎn)2在地球坐標(biāo)系中的北向分量為Jo，則
<formula>formula see original document page 5</formula>
步驟三通過(guò)機(jī)上磁航向傳感器得到飛機(jī)的磁航向角^，根據(jù)原始真航向角^。以及從磁 航向傳感器上獲得的磁航向角^計(jì)算磁差值A(chǔ)^ 。
<formula>formula see original document page 6</formula>
步驟四通過(guò)磁航向傳感器實(shí)時(shí)的獲得磁航向角，機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)將磁航向角^與磁差 A^相減，得到飛機(jī)的真航向角W:
<formula>formula see original document page 6</formula>
飛機(jī)根據(jù)真航向角^開(kāi)始起飛。
步驟五在后續(xù)的飛行及著陸過(guò)程中，重復(fù)步驟四，實(shí)時(shí)的獲得磁航向角^并計(jì)算真航 向角^，使飛機(jī)以真航向角^進(jìn)行飛行和降落。
步驟四或者步驟五中得到的飛機(jī)真航向角^將通過(guò)測(cè)控鏈路下傳顯示，供操控人員監(jiān)控 參考，并參與飛行控制回路。
從上述的磁航向修正方法中可以看出，在進(jìn)行真航向角的計(jì)算時(shí)，只需要用磁航向角減 去磁差即可，而因?yàn)轱w機(jī)的起飛和降落是在同一個(gè)機(jī)場(chǎng)即可以認(rèn)為飛機(jī)起飛和降落時(shí)的磁差 值是相等的，因此飛機(jī)起飛和降落的過(guò)程中直接根據(jù)飛機(jī)上磁航向傳感器測(cè)得的磁航向角與 起飛前獲得的磁差值來(lái)實(shí)時(shí)得到飛機(jī)不同飛行狀態(tài)的真航向角。該修正方法原理簡(jiǎn)單，方便 有效，無(wú)需查磁差圖獲得當(dāng)?shù)卮挪?，并且?duì)無(wú)人機(jī)操控人員所需了解的信息量降低，操控流 程簡(jiǎn)化。
權(quán)利要求
1、一種基于磁航向傳感器的無(wú)人機(jī)航向自動(dòng)修正方法，其特征在于包括以下步驟步驟一首先將飛機(jī)沿跑道中心線放置，使飛機(jī)機(jī)體縱軸與跑道中心線盡量重合。步驟二飛機(jī)收到“起飛”指令時(shí)，機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)地標(biāo)點(diǎn)1和地標(biāo)點(diǎn)2的經(jīng)緯度信息解算飛機(jī)此時(shí)的原始真航向角ψ0。步驟三通過(guò)機(jī)上磁航向傳感器得到飛機(jī)的磁航向角ψ1，計(jì)算磁差值Δψ。步驟四機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)將磁航向角ψ1與該磁差值Δψ相減，得到飛機(jī)的真航向角ψ，飛機(jī)根據(jù)真航向角ψ開(kāi)始起飛。步驟五在后續(xù)的飛行及著陸過(guò)程中，重復(fù)步驟四，實(shí)時(shí)的接收磁航向角ψ1并計(jì)算真航向角ψ，使飛機(jī)以真航向角ψ進(jìn)行飛行和降落。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的磁航向自動(dòng)修正方法，其特征在于步驟二中所述的地標(biāo)點(diǎn)1和 地標(biāo)點(diǎn)2的連線與跑道中心線重合。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種基于磁航向傳感器的無(wú)人機(jī)航向自動(dòng)修正方法，可應(yīng)用于自主起降型無(wú)人機(jī)的航向自動(dòng)修正。通過(guò)兩個(gè)地標(biāo)點(diǎn)的經(jīng)緯度信息獲得真航向角，通過(guò)磁航向傳感器獲得磁航向角，得到機(jī)場(chǎng)所在地的磁差，實(shí)時(shí)計(jì)算飛機(jī)飛行和起降過(guò)程中的真航向角。本發(fā)明提供的方法原理簡(jiǎn)單，不需差磁差圖，對(duì)于無(wú)人機(jī)操控人員所需了解的信息量降低，操控流程簡(jiǎn)化。
文檔編號(hào)G05D1/10GK101201627SQ20071030417
公開(kāi)日2008年6月18日 申請(qǐng)日期2007年12月25日 優(yōu)先權(quán)日2007年12月25日
發(fā)明者方曉星, 王宏倫, 王金提 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)