本發(fā)明屬于雷達及自動控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種固定翼無人機避障系統(tǒng)及其避障方法以及固定翼無人機。

背景技術(shù)：

固定翼無人機是一種具有高航速，長航距，大載重的飛行器。鑒于其具有很多四軸無人機所不具備的優(yōu)良性能，固定翼無人機在地礦勘探、電網(wǎng)巡檢、地形測繪等諸多方面得到了廣泛應用?？紤]到固定翼無人機所工作環(huán)境大多地形復雜，需要進行障礙物規(guī)避以防止墜機造成重大損失。然而由于固定翼無人機航速高、轉(zhuǎn)向慢，其機動性較低，不具備空中懸?；蛐》秶鞭D(zhuǎn)向等功能。因此需要設計一種固定翼無人機自動避障系統(tǒng)。

無人機行業(yè)的主流避障系統(tǒng)都是針對小型四軸飛行器設計的。因為四軸飛行器的航速低、航距短、機動性強，所以采用的大多為基于超聲波、紅外線、激光雷達和圖像識別作為傳感器的避障系統(tǒng)。這些小型無人機通過搭載上述傳感器來探測航線前方障礙物并實現(xiàn)對障礙物的躲避。然而由于基于以上傳感器避障系統(tǒng)的探測距離十分有限，只有距障礙物5到10米才能發(fā)現(xiàn)障礙物并進行躲避。而激光雷達工作時受天氣和大氣影響大。在大雨、濃煙、濃霧等壞天氣里，傳播距離大受影響，同時影響激光雷達的測量精度。其次，由于激光雷達的波束極窄,無法探測前方較大區(qū)域的航線周邊環(huán)境。這對于具有高航速、低機動性的固定翼無人機是完全無法使用的。因此目前適合固定翼無人機使用的避障系統(tǒng)，還沒有行之有效的解決方案。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對上述問題，本發(fā)明提供了一種固定翼無人機避障系統(tǒng)及其避障方法以及固定翼無人機，以解決現(xiàn)有技術(shù)中避障系統(tǒng)探測距離短，避障時間短，探測角度小，易受時間、環(huán)境、氣候影響以及價格昂貴的技術(shù)問題。

第一方面，本發(fā)明提供一種固定翼無人機避障系統(tǒng)，包括無人機飛行控制模塊和毫米波雷達模塊，其中：

所述毫米波雷達模塊，設置于所述固定翼無人機上，用于持續(xù)的發(fā)射接收毫米波波束或固定間隔時間的發(fā)射接收毫米波波束，探測所述固定翼無人機的前方航線環(huán)境，并將探測結(jié)果信號傳輸至所述無人機飛行控制模塊；

所述無人機飛行控制模塊，用于根據(jù)所述探測結(jié)果信號控制所述固定翼無人機進行飛行和避障。

進一步的，所述毫米波雷達模塊發(fā)射接收毫米波波束的方向為一個所述固定翼無人機前方的設定角度范圍，所述設定的角度范圍大于所述固定翼無人機的最大避讓范圍。

進一步的，所述無人機飛行控制模塊包括飛行姿態(tài)調(diào)節(jié)單元和避障規(guī)劃單元；

所述飛行姿態(tài)調(diào)節(jié)單元根據(jù)所述探測結(jié)果信號調(diào)節(jié)所述固定翼無人機的飛行姿態(tài)；

所述避障規(guī)劃單元根據(jù)所述探測結(jié)果信號調(diào)整所述固定翼無人機的飛行模式和航線規(guī)劃。

進一步的，所述固定翼無人機的飛行模式包括自駕模式和避障模式，其中：所述自駕模式為所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機保持原規(guī)劃航線飛行的飛行模式；

所述避障模式為所述無人機飛行控制模塊依據(jù)所述探測結(jié)果控制所述固定翼無人機來重新選擇安全路線避開障礙物的飛行模式。

可選的，固定翼無人機避障系統(tǒng)還包括遠程控制裝置和/或gps模塊，所述遠程控制裝置用于遠程控制并實時監(jiān)控所述固定翼無人機，所述gps模塊用于定位引導所述固定翼無人機返回原有航線。

另一方面，本發(fā)明還提供一種固定翼無人機避障系統(tǒng)的避障方法，包括以下步驟：

毫米波雷達模塊持續(xù)的發(fā)射接收毫米波波束或固定間隔時間的發(fā)射機收毫米波波束，探測所述固定翼無人機的前方航線環(huán)境，并將探測結(jié)果信號傳輸至所述無人機飛行控制模塊；

所述無人機飛行控制模塊根據(jù)所述探測結(jié)果信號控制所述固定翼無人機進行飛行和避障。

進一步的，所述無人機飛行控制模塊根據(jù)所述探測結(jié)果信號控制所述固定翼無人機進行飛行和避障，包括：

當所述探測結(jié)果信號為前方無障礙物，則所述固定翼無人機的飛行模式繼續(xù)為自駕模式，保持原規(guī)劃航線繼續(xù)飛行；

當所述探測結(jié)果信號為前方有障礙物，則所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機的飛行模式為避障模式，避開障礙物并返回原規(guī)劃航線飛行。

可選的，所述避開障礙物并返回原規(guī)劃航線飛行包括：

當所述障礙物范圍不超出所述固定翼無人機的最大避讓范圍，則所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機執(zhí)行轉(zhuǎn)向指令調(diào)整航向繞過障礙物返回原航線飛行；

當所述障礙物范圍超出所述固定翼無人機的最大避讓范圍，所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機執(zhí)行上升盤旋指令直至障礙物范圍不超出所述固定翼無人機的最大避讓范圍，所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機執(zhí)行轉(zhuǎn)向指令調(diào)整航向繞過障礙物返回原航線飛行。

進一步的，所述固定翼無人機的最大避讓范圍的計算方法是：在所述固定翼無人機的最大爬升角、最大俯沖角和向左右轉(zhuǎn)彎的最大角度相等的情況下，所述固定翼無人機的最大避讓范圍為一個圓形區(qū)域；

所述圓形區(qū)域的半徑為：

所述圓形區(qū)域的圓心偏離距離為：

所述圓心偏離的方向是所述固定翼無人機航線上的風向；

其中，

m為毫米波雷達最大探測距離；v4為固定翼無人機的毛速度；θ為固定翼無人機的最大爬升角、最大俯沖角和向左右轉(zhuǎn)彎的最大角度；v2'為風速的水平分量；v2″為風速的垂直分量。

再一方面，本發(fā)明還提供一種固定翼無人機，應用前述的固定翼無人機避障系統(tǒng)和/或采用前述的避障方法。

本發(fā)明的有益效果在于：該固定翼無人機避障系統(tǒng)將毫米波雷達模塊設置于所述固定翼無人機上，用于持續(xù)的發(fā)射接收毫米波波束或固定間隔時間的發(fā)射接收毫米波波束，探測所述固定翼無人機的前方航線環(huán)境，并將探測結(jié)果信號傳輸至無人機飛行控制模塊；然后無人機飛行控制模塊根據(jù)探測結(jié)果信號控制固定翼無人機進行飛行和避障。由于在固定翼無人機避障系統(tǒng)中采用了毫米波雷達模塊，可以有效的探測距離，提前對障礙物進行預警并具有充足時間對障礙物進行躲避；可以探測較大的前方空域，探測效率高，同時整個系統(tǒng)的成本較低。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的硬件結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明的控制框圖；

圖3是本發(fā)明所使用的毫米波雷達結(jié)構(gòu)框圖；

圖4是三角波調(diào)制信號的頻率隨時間變化規(guī)律；

圖5是當固定翼無人機的爬升角、俯沖角、左右轉(zhuǎn)向角近似時近似圓的避讓范圍數(shù)學模型；

圖6是固定翼無人機在最大爬升角時的速度分解坐標圖；

圖7是固定翼無人機在航線有風情況下的最大避讓范圍示意圖；

圖8是雷達探測得到前方障礙物的具體分布情況示意圖；

圖9是固定翼無人機避障時的速度在垂直平面分解圖；

圖10是固定翼無人機避障后的速度在垂直平面分解圖；

圖11是固定翼無人機避障模式的流程控制圖。

具體實施方式

本發(fā)明提供了一種固定翼無人機避障系統(tǒng)及其避障方法以及固定翼無人機，已解決現(xiàn)有技術(shù)中探測距離短，避障時間短，探測角度小，易受時間、環(huán)境、氣候影響以及價格昂貴的技術(shù)問題。

本申請實施例中的技術(shù)方案為解決上述結(jié)束問題，總體思路如下：

提供一種固定翼無人機避障系統(tǒng)，包括無人機飛行控制模塊和毫米波雷達模塊，其中：所述毫米波雷達模塊，設置于所述固定翼無人機上，用于持續(xù)的發(fā)射接收毫米波波束或固定間隔時間的發(fā)射接收毫米波波束，探測所述固定翼無人機的前方航線環(huán)境，并將探測結(jié)果信號傳輸至所述無人機飛行控制模塊；所述無人機飛行控制模塊，用于根據(jù)所述探測結(jié)果信號控制所述固定翼無人機進行飛行和避障。通過在固定翼無人機避障系統(tǒng)中采用毫米波雷達模塊，基于毫米波雷達的優(yōu)點，可以有效的探測距離，達到120m以上，可以提前對障礙物進行預警并具有充足時間對障礙物進行躲避，毫米波雷達的波束角為30度左右，可以探測較大的前方空域，探測效率高，可以在雨雪、沙塵、霧霾、多云等天氣環(huán)境下以及黑夜條件下有效工作，同時整個系統(tǒng)的成本較低。

為了更好的理解上述技術(shù)方案，下面通過附圖以及具體實施例對本發(fā)明的技術(shù)方案做詳細的說明，應當理解本發(fā)明實施例以及實施例中的具體特征是對本發(fā)明技術(shù)方案的詳細的說明，而不是對本發(fā)明技術(shù)方案的限定，在不沖突的情況下，本發(fā)明實施例以及實施例中的技術(shù)特征可以相互組合。

第一方面，本發(fā)明實施例提供了一種固定翼無人機避障系統(tǒng)，其硬件結(jié)構(gòu)參考附圖1，包括：

毫米波雷達模塊，設置于所述固定翼無人機上，用于持續(xù)的或固定間隔時間的發(fā)射接收毫米波波束，探測所述固定翼無人機的前方航線環(huán)境，并將探測結(jié)果信號傳輸至所述無人機飛行控制模塊；

在實際應用中，所述毫米波雷達模塊搭載在固定翼無人機的具體部位，如機翼、機身中部、尾翼，裝載雷達的個數(shù)，毫米波雷達掃描的方式等等，在保證掃描區(qū)域的精確性和實時性的條件下，可以根據(jù)實際情況做出調(diào)整，不必嚴格拘泥于本方案的界定。

所述無人機飛行控制模塊根據(jù)所述探測結(jié)果信號控制所述固定翼無人機進行飛行和避障；

上述部件均安裝在固定翼無人機上，所述固定翼無人機還包括一些必要部件，這些必要部件可以是舵機、機體和發(fā)動機等等，飛行控制模塊通過對上述部件的控制可以實現(xiàn)對固定翼無人機進行飛行姿態(tài)和飛行航線的控制和調(diào)整；

另外，本申請的避障系統(tǒng)還包括遠程控制裝置，實際應用中一般是地面基站，也可以是手持遙控裝置，可以對固定翼無人機發(fā)出飛行指令，并對其進行實時監(jiān)控。

可選的，固定翼無人機上還包括gps模塊，應用無人機的定位和導航。

整個避障系統(tǒng)的控制參考附圖2，首先由毫米波雷達模塊發(fā)射并接收波束對前方環(huán)境進行探測，而后將前方環(huán)境通過串口傳遞至無人機飛行控制模塊，如果無人機飛行控制模塊判斷前方無障礙物，則固定翼無人機的飛行模式為自駕模式，即通過一系列算法控制舵機來調(diào)整姿態(tài)并確保無人機沿航線行駛；如果判斷前方有障礙物，則固定翼無人機的飛行模式切換至避障模式，由無人機飛行控制模塊控制舵機進行規(guī)避。全程則由遠程控制裝置(地面基站)對固定翼無人機的飛行進行飛行指令下達及實時監(jiān)控。

毫米波雷達模塊工作時發(fā)射機產(chǎn)生連續(xù)的高頻等幅波，其頻率是相對于時間按三角波變化。壓控振蕩器在調(diào)制信號的作用下產(chǎn)生發(fā)射信號，發(fā)射信號的一部分由天線向外發(fā)射出去，一部分作為混頻器的本振信號，而發(fā)射出去的信號在遇到目標物體發(fā)射回來由天線接受形成回波信號。系統(tǒng)將接受到的回波信號和本振信號在混頻器內(nèi)混頻。由于回波和發(fā)射信號相比頻率產(chǎn)生變化，因此混頻后的信號出現(xiàn)差額電壓。該目標距離信息就包含在混頻后的信號內(nèi)，之后對該差頻信號進行放大、限幅測頻，得出其相關(guān)的距離信息，這就是毫米波雷達測距的基本原理。

基于調(diào)頻三角波調(diào)制的毫米波雷達的工作框圖如附圖3所示，該系統(tǒng)包括天線、射頻前段、中頻放大濾波、數(shù)據(jù)處理模塊。中射頻前段由調(diào)制器、壓控震蕩器、定向耦合器、環(huán)流器以及混頻器構(gòu)成。系統(tǒng)首先由模擬電路產(chǎn)生三角波，通過天線發(fā)射出去?；夭ㄐ盘栍商炀€接受作為混頻器的一個輸入信號，而另一個則由定向耦合器提供。天線接受的回波信號振幅較小，但是定向耦合器提供的信號會大很多。系統(tǒng)中本振和回波信號經(jīng)過混頻器完成混頻和檢波后得出差頻信號。

毫米波雷達的工作原理是發(fā)射一個調(diào)制信號為三角波的電磁波，周期內(nèi)頻率是連續(xù)變化，利用回波與與發(fā)射信號的頻差來獲得探測目標距離，同時獲得目標的距離與速度信息。三角波調(diào)制信號的頻率隨時間變化規(guī)律如圖4所示:

δf是掃頻帶寬，t是調(diào)制三角波第周期，τ是發(fā)射信號與回波信號的時延，fd發(fā)射信號與回波信號的差頻。我們可以看到發(fā)射信號與回波信號頻率變化是一樣的，只是在時間上有一個時延。與目標距離r的關(guān)系為

r為目標距離，c為電磁波傳播速度，根據(jù)三角形相似原理得：

目標距離r為：

δf和t一定，只要測得差頻fd，就可以測得r。

本實施例采用的毫米波雷達的具體工作參數(shù)如下表1：

表1毫米波雷達參數(shù)

由于在飛行過程中，固定翼無人機的機頭指向在不接受飛控指令的情況下，機頭的指向是不變的，因此當需要探測固定翼無人機飛行前方障礙物的整體大小的時候，需要毫米波雷達發(fā)射和接收毫米波波束的方向是可調(diào)的，在實際設計中，米波雷達模塊發(fā)射接收毫米波波束的方向為一個所述固定翼無人機前方的設定角度范圍，所述設定的角度范圍大于所述固定翼無人機飛行中能躲避障礙物的最大角度范圍。

所述固定翼無人機飛行中能躲避障礙物的最大角度范圍也就是固定翼無人機的機體最大轉(zhuǎn)向角，該角度由無人機機型決定，設定無人機的爬升角、俯沖角、左右轉(zhuǎn)向角近似，所以我們在此建立一近似圓的避讓范圍數(shù)學模型；則，在某一時刻，一定時間內(nèi)固定翼無人機的可避讓空間范圍為一圓錐，如附圖5所示，在簡化的無風條件下，由于雷達最大探測距離為120m，故當探測到前方障礙物時，飛機可避讓范圍在與障礙物同一豎直面上為一以原航向投影點o為圓心，以r＝120·tanθ為半徑的近似圓形區(qū)域為所述固定翼無人機飛行中能躲避障礙物的最大角度范圍。

在有風條件下，我們將風速v2分解為：

(1)與原航向同一方向的分量v2'；

(2)與原航向垂直方向的分量v2″；

基于b系對機體速度做出分解：

設機體在最大爬升角時，速度為v4，則如附圖6所示，此時，

水平方向毛速度為:v4·cosθ

水平方向凈速度為v4·cosθ-v2'

垂直方向速度為v4·sinθ.

參考附圖7：

1)原先避障圓形區(qū)域的半徑變?yōu)?/p>

得到當前風速下躲避區(qū)域的圓形半徑；

2)原先避障區(qū)域的圓心偏移距離產(chǎn)生為

此為當前風速的垂直方向分量對無人機的偏離作用距離，方向與風向一致。當前風速下躲避區(qū)域的圓形半徑和當前風速的垂直方向分量對無人機的偏離作用距離最終得到的圓形區(qū)域即為固定翼無人機在有風的情況下的最大避讓范圍。

上述算法基于固定翼無人機飛行過程中最大爬升角、最大俯沖角和向左右轉(zhuǎn)彎的最大角度近似相等，建立了飛機可以安全避障的圓形區(qū)域的模型，若固定翼無人機的最大爬升角、最大俯沖角和左右轉(zhuǎn)彎的角度差距比較大，也可以建立其他形狀的安全避障區(qū)域的模型，如近似為橢圓，或者利用建模方法將避障區(qū)域模型精確地表示出來。

在本實施例中，所述無人機飛行控制模塊包括飛行姿態(tài)調(diào)節(jié)單元和避障規(guī)劃單元；

所述飛行姿態(tài)調(diào)節(jié)單元根據(jù)所述探測結(jié)果信號調(diào)節(jié)所述固定翼無人機的飛行姿態(tài)；

所述避障規(guī)劃單元根據(jù)所述探測結(jié)果信號調(diào)整所述固定翼無人機的飛行模式和航線規(guī)劃，固定翼無人機的飛行模式包括自駕模式和避障模式；

所述自駕模式為所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機保持原規(guī)劃航線飛行；所述避障模式為所述無人機飛行控制模塊依據(jù)所述探測結(jié)果控制所述固定翼無人機來重新選擇安全路線避開障礙物。

在具體設計中，飛行姿態(tài)調(diào)節(jié)單元將加速度傳感器和磁場傳感器采集到的數(shù)據(jù)傳遞至基于stm32的飛行控制模塊中進行互補濾波，通過利用四元數(shù)算法實現(xiàn)對無人機在空中飛行姿態(tài)的實時讀取。同時飛行控制模塊對固定翼無人機上的舵機及無刷直流電機進行調(diào)控，從而實現(xiàn)無人機的姿態(tài)穩(wěn)定及航向控制。

避障規(guī)劃單元通過毫米波雷達模塊不斷發(fā)射接收雷達波束，對航向前方進行環(huán)境探測。通過對毫米波雷達模塊收到波束的判斷決定固定翼無人機所處飛行模式。若無波束返回，則固定翼無人機繼續(xù)處于自駕模式，若檢測到波束返回，則固定翼無人機切換至避障模式。在避障模式下，通過毫米波雷達模塊對前方環(huán)境的探測來重新選擇安全路線對障礙物進行躲避。

另一方面，基于上述固定翼無人機避障系統(tǒng)的固定翼無人機的避障方法，包括以下步驟：

毫米波雷達模塊持續(xù)的發(fā)射接收毫米波波束或固定間隔時間的發(fā)射機收毫米波波束，探測所述固定翼無人機的前方航線環(huán)境，并將探測結(jié)果信號傳輸至所述無人機飛行控制模塊；

所述無人機飛行控制模塊根據(jù)所述探測結(jié)果信號控制所述固定翼無人機進行飛行和避障。

其中，所述無人機飛行控制模塊根據(jù)所述探測結(jié)果信號控制所述固定翼無人機進行飛行和避障，包括：

當所述探測結(jié)果信號為前方無障礙物，則所述固定翼無人機的飛行模式繼續(xù)為自駕模式，保持原規(guī)劃航線繼續(xù)飛行；

當所述探測結(jié)果信號為前方有障礙物，則所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機的飛行模式為避障模式，避開障礙物并返回原規(guī)劃航線飛行。

其中，所述避開障礙物并返回原規(guī)劃航線飛行包括：

當所述障礙物范圍不超出所述固定翼無人機的最大避讓范圍，則所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機執(zhí)行轉(zhuǎn)向指令調(diào)整航向繞過障礙物返回原航線飛行；

當所述障礙物范圍超出所述固定翼無人機的最大避讓范圍，所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機執(zhí)行上升盤旋指令直至障礙物范圍不超出所述固定翼無人機的最大避讓范圍，所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機執(zhí)行轉(zhuǎn)向指令調(diào)整航向繞過障礙物返回原航線飛行。

在實際應用中，具體的避障方法，請參考附圖11，包括以下步驟：

s1：固定翼無人機在巡航狀態(tài)下處于自駕模式，毫米波雷達模塊持續(xù)的或固定間隔時間的向所述固定翼無人機前方發(fā)射毫米波波束，同時所述毫米波雷達模塊接收毫米波返回波束信號；

s2：當所述毫米波雷達模塊沒有接收到毫米波返回波束信號，則無人機飛行控制模塊判斷所述固定翼無人機前方無障礙物，所述無人機飛行控制模塊控制固定翼無人機的飛行模式繼續(xù)為自駕模式，返回s1；

當所述毫米波雷達模塊接收到毫米波返回波束信號，則無人機飛行控制模塊判斷所述固定翼無人機前方有障礙物并計算出障礙物與所述固定翼無人機之間的距離，所述無人機飛行控制模塊控制固定翼無人機的飛行模式為避障模式進行避障；

s3：當所述無人機飛行控制模塊控制固定翼無人機的飛行模式為避障模式，所述毫米波雷達模塊改變發(fā)射的毫米波波束的方向，向所述固定翼無人機飛行中能躲避障礙物的最大角度范圍內(nèi)發(fā)射毫米波波束，同時所述毫米波雷達模塊接收毫米波返回波束信號；

s4：當s3中所述毫米波雷達模塊沒有接收到毫米波返回波束信號，則無人機飛行控制模塊判斷s3中所述毫米波雷達發(fā)射的毫米波波束的方向為安全航行方向，所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機執(zhí)行轉(zhuǎn)向指令調(diào)整航向為所述安全航行方向；

當s3中所述毫米波雷達模塊在任意所述毫米波雷達發(fā)射的毫米波波束的方向接均收到毫米波返回波束信號，則所述無人機飛行控制模塊判斷所述固定翼無人機當前航向前障礙物大于無人機閃避能力，所述無人機飛行控制模塊控制所述固定翼無人機執(zhí)行上升盤旋指令，所述固定翼無人機盤旋一周后繼續(xù)執(zhí)行s3直至所述固定翼無人機避開障礙物；

s5:所述固定翼無人機返回原有航線，避障結(jié)束，繼續(xù)進入s1，固定翼無人機在巡航狀態(tài)下處于自駕模式。

在步驟s1中，毫米波雷達一般采用持續(xù)的向所述固定翼無人機前方發(fā)射毫米波波束，采用該方法的好處是在固定翼無人機速度快、航線地形復雜情況下不會漏掉任何可能出現(xiàn)的障礙，但是這種模式下，雷達比較耗電，對于飛行速度較慢且航線環(huán)境簡單情況下的固定翼無人機，可以采用毫米波雷達模塊固定間隔時間的向所述固定翼無人機前方發(fā)射毫米波波束的模式，只要保持固定間隔時間小于所述毫米波雷達模塊有效探測距離與所述固定翼無人機的最大速度的比值，既可保證障礙物的準確探測。

在步驟s2中，無人機飛行控制模塊計算出障礙物與所述固定翼無人機之間的距離采用的方法可以采用本文前述的公式得到：

在步驟s3中，毫米波雷達模塊改變發(fā)射的毫米波波束的方向，此時毫米波波束的方向應當根據(jù)固定翼無人機的具體型號決定，例如在固定翼無人機的爬升角、俯沖角、左右轉(zhuǎn)向角近似的情況下，毫米波波束的方向應當是圖5所示的圓形范圍。在固定翼無人機的爬升角、俯沖角、左右轉(zhuǎn)向角不同的情況下，毫米波波束的方向應當是一個橢圓形或者近似橢圓形范圍。

同時在步驟s3中，也要考慮風速的影響，加上風速的影響，毫米波波束的方向應當是附圖7所示的范圍。

所述圓形區(qū)域的半徑為：

所述圓形區(qū)域的圓心偏離距離為：

所述圓心偏離的方向是所述固定翼無人機航線上的風向；

其中，

m為毫米波雷達最大探測距離；v4為固定翼無人機的毛速度；θ為固定翼無人機的最大爬升角、最大俯沖角和向左右轉(zhuǎn)彎的最大角度；v2'為風速的水平分量；v2″為風速的垂直分量。

在步驟s4中，毫米波雷達模塊接收毫米波返回波束信號，參考附圖8，圖中的圓為可避讓區(qū)域，若該園的圓心處有反射波束，則判斷原航線方向有障礙物需要避讓，此時有兩種情況：

1)若圓完全在障礙物內(nèi)，即毫米波雷達模塊在任意所述毫米波雷達發(fā)射的毫米波波束的方向接均收到毫米波返回波束信號，則判斷無人機無法通過轉(zhuǎn)向避障，立即執(zhí)行上升盤旋指令。

2)若圓部分在障礙物外，即步驟s3中所述毫米波雷達模塊沒有接收到毫米波返回波束信號，則判斷無人機可以通過轉(zhuǎn)向避障，如沒有接收到毫米波波束返回信號的m位置，固定翼無人機即可選擇位置m通過。

若無人機從距離圓心較近點m飛過，如附圖9所示則無人機在避障過程中在垂直面上速度分量為om方向，此時，將無人機的速度在該垂直平面上進行分解：

z軸方向：

x軸方向：

以上方向調(diào)整由無人機飛控完成相關(guān)指令。

如附圖10所示，在無人機越過障礙物后，應再次回到原航線以保證正常工作并順利到達目的地。則在無人機越過障礙物所在豎直平面后，飛控下達指令給飛機兩個與之前大小相同，方向相反的分速度：

z軸方向：

x軸方向：

分速度維持時長為：

如此回到原航線上，同時恢復原定航向。

在步驟s4中，固定翼無人機在上升盤旋算法的控制下通過航點控制讓飛機進行一個近似矩形的上升盤旋，設定由固定翼無人機機體本身飛行性能決定最大爬升角為15度，最小盤旋半徑為40米，每執(zhí)行一次盤旋指令無人機可爬升約65米，即從初始點依次向矩形的另三個頂點航行得到一個水平面上成40米*40米矩形的螺旋上升航跡。當無人機航行完一次矩形航跡后，其雷達指向恰好為原前進方向，此時再次對毫米波波束返回波進行檢測判斷，此時有兩種情況：

(1)沒有檢測到返回波束，則判斷為當下高度已超過前方障礙物高度，向原前進方向航行并進入自駕模式。

(2)檢測到返回波束，則判斷為當下高度尚未超過前方障礙物高度，繼續(xù)執(zhí)行該上升盤旋指令，直到檢測不到返回波束再跳出循環(huán)。

作為本實施例的優(yōu)化，s5中所述固定翼無人機通過gps模塊定位返回原有航線。

上述固定翼無人機避障方法，針對固定翼無人機的特點，設計的避障方法與飛行控制裝置緊密結(jié)合，解決了固定翼無人機在自動巡航狀態(tài)下無法有效躲避前方障礙物的問題，可以讓固定翼無人機有效規(guī)避障礙，避免了事故的發(fā)生，解除了在復雜地形環(huán)境下固定翼無人機墜毀的安全隱患。

作為上述避障系統(tǒng)和避障方法的具體應用，任何安裝上述避障系統(tǒng)或應用避障方法的固定翼無人機經(jīng)過調(diào)試均能實現(xiàn)有效避障，實現(xiàn)安全飛行，因此本申請對于固定翼飛機的機型并不做限制。

盡管已描述了本發(fā)明的優(yōu)選實施例，但本領(lǐng)域內(nèi)的技術(shù)人員一旦得知了基本創(chuàng)造性概念，則可對這些實施例作出另外的變更和修改。所以，所附權(quán)利要求意欲解釋為包括優(yōu)選實施例以及落入本發(fā)明范圍的所有變更和修改。

顯然，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對本發(fā)明進行各種改動和變型而不脫離本發(fā)明的精神和范圍。這樣，倘若本發(fā)明的這些修改和變型屬于本發(fā)明權(quán)利要求及其等同技術(shù)的范圍之內(nèi)，則本發(fā)明也意圖包含這些改動和變型在內(nèi)。