一種固定翼無人機降落系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本實用新型涉及無人機技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種固定翼無人機降落系統(tǒng)，解決了現(xiàn)有固定翼無人機在進近階段需要較長的降落長度的技術(shù)問題。包括設(shè)定系統(tǒng)、測速系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和動力系統(tǒng)；所述設(shè)定系統(tǒng)，用于確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度和閾值；所述測速系統(tǒng)，用于獲取所述無人機的實際飛行速度；所述控制系統(tǒng)，用于獲取所述預(yù)期速度與所述實際飛行速度的差值，根據(jù)所述差值的絕對值與所述閾值調(diào)整所述無人機的動力系統(tǒng)輸出。本實用新型通過無人機實際飛行速度與預(yù)期速度之間的偏差完成對無人機飛行速度的調(diào)節(jié)，實現(xiàn)通過速度閉環(huán)控制的方法來進行固定翼無人機降落，根據(jù)本實用新型提供的技術(shù)方案可以讓固定翼無人機縮短降落全過程的距離。
【專利說明】
一種固定翼無人機降落系統(tǒng)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本實用新型涉及無人機技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種固定翼無人機降落系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002]固定翼飛機簡稱定翼機，是指由動力裝置產(chǎn)生前進的推力或拉力，由機身的固定機翼產(chǎn)生升力，在大氣層內(nèi)飛行的重于空氣的航空器。
[0003]滑行降落是現(xiàn)有固定翼無人機的一種降落方法，滑行降落主要有兩個階段，進近階段和著陸階段。其中進近階段指無人機在空中接近降落點并降低高度的階段，著陸階段指無人機到達地面并減速到停機的階段。
[0004]固定翼無人機在空中飛行速度較高，無人機在進近階段中需要把速度降低才能進入著落階段，現(xiàn)有的無人機在空中減速主要靠空氣阻力來減速。
[0005]現(xiàn)有無人機降落方法具有以下缺陷:一、空氣阻力減速效率比較低，因此固定翼無人機在進近階段需要有較長距離，無法在短距離內(nèi)做到快速減速;二、無人機著陸前速度具有較大不確定性，固定翼無人機在相同速度下的順風和逆風受到的空氣阻力差別較大，會導(dǎo)致著陸前速度不確定。因此現(xiàn)有固定翼無人機降落方法在進近階段需要有較大凈空空間和較長的距離，限制了固定翼無人機的應(yīng)用場合。
【實用新型內(nèi)容】
[0006]本實用新型的發(fā)明目的在于提供一種固定翼無人機降落系統(tǒng)，本實用新型提供的技術(shù)方案通過使用速度閉環(huán)控制的方法對固定翼無人機的降落速度進行控制，解決了現(xiàn)有固定翼無人機采用滑行降落時需要有較大凈空空間和較長的距離的技術(shù)問題。
[0007]為了解決上述技術(shù)問題，本實用新型提供一種固定翼無人機降落系統(tǒng)，包括:設(shè)定系統(tǒng)、測速系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和動力系統(tǒng);所述設(shè)定系統(tǒng)，用于確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度和閾值;所述測速系統(tǒng)，用于獲取所述無人機的實際飛行速度;所述控制系統(tǒng)，用于獲取所述預(yù)期速度與所述實際飛行速度的差值，根據(jù)所述差值的絕對值與所述閾值調(diào)整所述無人機的動力系統(tǒng)輸出，令調(diào)整后的實際飛行速度與所述預(yù)期速度之間的偏差不大于所述閾值。
[0008]進一步的，所述設(shè)定系統(tǒng)包括:通過接收地面控制站發(fā)送的消息來確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度的無線接收裝置;或者通過儲存有所述無人機預(yù)配置信息來確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度的儲存裝置。
[0009]進一步的，所述測速系統(tǒng)包括:設(shè)置在所述無人機上的慣性傳感器，用于確定所述無人機的實際飛行速度;或者設(shè)置在所述無人機上的衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備，用于確定所述無人機的實際飛行速度。
[0010]進一步的，所述控制系統(tǒng)包括:用于獲取所述預(yù)期速度與所述實際飛行速度的差值，并得到所述差值的絕對值與閾值之間比較值的數(shù)據(jù)處理模塊，和根據(jù)所述比較值控制所述無人機的動力系統(tǒng)輸出的指令控制模塊，令調(diào)整后的實際飛行速度與所述預(yù)期速度之間的偏差不大于所述閾值。
[0011]進一步的，所述無人機的動力系統(tǒng)包括螺旋槳，所述無人機的動力系統(tǒng)開啟正推以加速，所述螺旋槳正向旋轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生與所述無人機前進方向相同的力;所述無人機的動力系統(tǒng)開啟反推以減速，所述螺旋槳反向旋轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生于所述無人機前進方向相反的力。
[0012]由上可見，應(yīng)用本實用新型實施例的技術(shù)方案，有如下有益效果:
[0013]本實用新型通過檢測無人機的飛行速度，并反饋至無人機控制系統(tǒng)，通過無人機實際飛行速度與預(yù)期速度之間的偏差完成對無人機飛行速度的調(diào)節(jié)，實現(xiàn)了通過速度閉環(huán)控制的方法來進行固定翼無人機的降落，根據(jù)本實用新型提供的技術(shù)方案可以讓固定翼無人機縮短降落全過程的距離。
【附圖說明】
[0014]為了更清楚地說明本實用新型實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對本實用新型實施例或現(xiàn)有技術(shù)的描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹。顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本實用新型的一部分實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動性的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0015]圖1為本實用新型實施例無人機降落過程示意圖；
[0016]圖2為本實用新型實施例1流程框圖；
[0017]圖3為本實用新型實施例2結(jié)構(gòu)框圖；
[0018]圖4為本實用新型實施例閉環(huán)控制流程框圖。
【具體實施方式】
[0019]下面將結(jié)合本實用新型實施例中的附圖，對本實用新型實施例中的技術(shù)方案進行清楚、完整地描述。顯然，所描述的實施例僅僅是本實用新型一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒緦嵱眯滦椭械膶嵤├?，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本實用新型保護的范圍。
[0020]實施例1
[0021]如圖1所示，本實施例公開了一種固定翼無人機降落方法，降落過程分為兩個階段，進近階段10和著陸階段20，與傳統(tǒng)方法相比，區(qū)別在于進近階段10，進近階段10使用動力系統(tǒng)反推的方法，降低無人機速度。本方法通過檢測無人機的飛行速度，并反饋至無人機控制系統(tǒng)，通過無人機實際飛行速度與預(yù)期速度之間的偏差完成對無人機飛行速度的調(diào)節(jié)，實現(xiàn)了通過速度閉環(huán)控制的方法來進行縮短降落全過程的距離。
[0022]如圖2所示，該方法中，首先SI確定所述無人機進入進近階段10時的預(yù)期速度和閾值。
[0023]確定所述無人機進入進近階段10時的預(yù)期速度的方式有多種。如地面控制站根據(jù)降落場地的長度計算出無人機進入著陸階段時的飛行速度，通過計算得到的飛行速度和無人機預(yù)配置的降落時的俯沖角，則可計算出無人機進入進近階段時所需的預(yù)期速度，地面控制站通過無線遙控方式將該預(yù)期速度發(fā)送給無人機的控制系統(tǒng)，完成預(yù)期速度的確定?；蛘咚鰺o人機直接根據(jù)預(yù)配置的信息，確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度。
[0024]同時還需確定閾值，閾值用于與預(yù)期速度和飛行速度的差值作比較，進而完成無人機對速度的閉環(huán)控制。閾值越大，飛行速度與預(yù)期速度的偏差越大，閉環(huán)控制的精確度越低；閾值越小，飛行速度則越接近預(yù)期速度，閉環(huán)控制的精確度越大。但是閾值越小，對無人機控制系統(tǒng)的要求則越高，控制系統(tǒng)需要采用高精度和高靈敏度的元器件，大大增加了無人機的制作成本。因此閾值可以根據(jù)降落場地允許無人機著陸階段的長度進行確定。
[0025]在完成預(yù)期速度和閾值的確定后，S2所述無人機確定所述無人機的實際飛行速度。所述無人機根據(jù)設(shè)置在所述無人機上的空速傳感器，確定所述無人機的實際飛行速度；或者所述無人機根據(jù)設(shè)置在所述無人機上的慣性傳感器，確定所述無人機的實際飛行速度;或者所述無人機根據(jù)設(shè)置在所述無人機上的衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備，確定所述無人機的實際飛行速度?；蛘?，采用上述確定方法中的一種或多種，確保無人機實際飛行速度的準確性。
[0026]確定預(yù)期速度和實際飛行速度后，S3所述無人機根據(jù)所述預(yù)期速度和所述實際飛行速度，調(diào)整所述無人機的動力系統(tǒng)輸出，以使得所述無人機調(diào)整后的實際飛行速度與所述預(yù)期速度之間的偏差不大于所述閾值。
[0027]無人機調(diào)整動力系統(tǒng)輸出的方法包括:當所述實際飛行速度小于所述預(yù)期速度，且所述實際飛行速度與預(yù)期速度之間的偏差超過所述閾值時，所述無人機的動力系統(tǒng)開啟正推以加速；當所述實際飛行速度大于所述預(yù)期速度，且所述實際飛行速度與預(yù)期速度之間的偏差超過所述閾值時，所述無人機的動力系統(tǒng)開啟反推以減速。通過上述方法對無人機飛行速度調(diào)整后，飛行速度與預(yù)期速度之間的差值會在零至閾值范圍內(nèi)，并接近預(yù)期速度，進而完成對實際飛行速度的閉環(huán)控制。
[0028]其中所述無人機的動力系統(tǒng)包括螺旋槳，所述無人機的動力系統(tǒng)開啟正推以加速時，所述螺旋槳正向旋轉(zhuǎn)，螺旋槳產(chǎn)生與無人機飛行方向相反的氣流，氣流產(chǎn)生與氣流方向相反的反作用力作用在螺旋槳上，即氣流對螺旋槳產(chǎn)生與所述無人機前進方向相同的推力，進而對無人機進行加速;所述無人機的動力系統(tǒng)開啟反推以減速時，所述螺旋槳反向旋轉(zhuǎn)，螺旋槳產(chǎn)生與無人機飛行方向相同的氣流，氣流產(chǎn)生與氣流方向相反的反作用力作用在螺旋槳上，即氣流對螺旋槳產(chǎn)生與所述無人機前進方向相反的推力，進而對無人機進行減速。
[0029]如圖4所示，在對飛行速度進行調(diào)節(jié)的整個過程中，根據(jù)當前飛行速度作為反饋量，通過將檢測到的飛行速度反饋至無人機，將飛行速度與預(yù)期速度的差值與閾值作比對，通過比對結(jié)果實時增減對動力系統(tǒng)的控制量，進而通過控制動力系統(tǒng)達到調(diào)節(jié)飛行速度的效果，構(gòu)成了速度的閉環(huán)控制系統(tǒng)，達到對預(yù)期速度的控制。整個反饋控制過程在整個降落過程中一直持續(xù)進行，并周期調(diào)整所述無人機的動力系統(tǒng)輸出，具體可以間隔0.1秒獲取一次當前速度進行反饋，并修正動力系統(tǒng)的控制量。
[0030]實施例2
[0031]本實施例公開了一種固定翼無人機降落系統(tǒng)，降落過程分為兩個階段，進近階段10和著陸階段20，與傳統(tǒng)方法相比，區(qū)別在于進近階段10，進近階段10使用動力系統(tǒng)反推的方法，降低無人機速度。
[0032]如圖3所示，該降落系統(tǒng)包括用于確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度和閾值的設(shè)定系統(tǒng)30、用于獲取所述無人機的實際飛行速度的測速系統(tǒng)40和根據(jù)預(yù)期速度和飛行速度調(diào)整所述無人機的動力系統(tǒng)輸出的控制系統(tǒng)50。
[0033]具體的，在該降落系統(tǒng)中先通過設(shè)定系統(tǒng)30確定所述無人機進入進近階段10時的預(yù)期速度和閾值。設(shè)定系統(tǒng)30確定所述無人機進入進近階段10時的預(yù)期速度和閾值的方式有多種，可以是通過接收地面控制站發(fā)送的消息的無線接收裝置，地面控制站根據(jù)降落場地的長度計算出無人機進入著陸階段20時的飛行速度，通過計算得到的飛行速度和無人機預(yù)配置的降落時的俯沖角，則可計算出無人機進入進近階段10時所需的預(yù)期速度，同時根據(jù)場地的要求計算出飛行速度允許出現(xiàn)的閾值，地面控制站通過無線遙控方式將該預(yù)期速度和閾值發(fā)送給無人機的無線接收裝置，進而完成預(yù)期速度的確定;或者可以是通過儲存有所述無人機預(yù)配置信息的儲存裝置，所述無人機可以直接根據(jù)預(yù)配置的信息，確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度和閾值。
[0034]在完成預(yù)期速度和閾值的確定后，所述無人機通過測速系統(tǒng)40確定所述無人機的實際飛行速度。該測速系統(tǒng)40可以是設(shè)置在所述無人機上的空速傳感器;或者設(shè)置在所述無人機上的慣性傳感器;又或者是設(shè)置在所述無人機上的衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備，確定所述無人機的實際飛行速度?；蛘?，采用上述確定方法中的一種或多種，確保無人機實際飛行速度的準確性。
[0035]確定預(yù)期速度和實際飛行速度后，控制系統(tǒng)50根據(jù)所述預(yù)期速度和所述實際飛行速度，調(diào)整所述無人機的動力系統(tǒng)60輸出，以使得所述無人機調(diào)整后的實際飛行速度與所述預(yù)期速度之間的偏差不大于所述閾值。
[0036]在調(diào)整無人機的動力系統(tǒng)60輸出方法中，包括:當所述實際飛行速度小于所述預(yù)期速度，且所述實際飛行速度與預(yù)期速度之間的偏差超過所述閾值時，控制系統(tǒng)50發(fā)出控制指令，控制動力系統(tǒng)60開啟正推以加速飛行速度；當所述實際飛行速度大于所述預(yù)期速度，且所述實際飛行速度與預(yù)期速度之間的偏差超過所述閾值時，控制系統(tǒng)50發(fā)出控制指令，控制動力系統(tǒng)60開啟反推以減速。通過上述方法對無人機飛行速度調(diào)整后，飛行速度與預(yù)期速度之間的差值會在零至閾值范圍內(nèi)，并接近預(yù)期速度，進而完成對實際飛行速度的閉環(huán)控制。
[0037]其中所述無人機的動力系統(tǒng)60包括具有螺旋槳的風扇發(fā)動機，所述無人機的動力系統(tǒng)開啟正推以加速時，所述螺旋槳正向旋轉(zhuǎn)，螺旋槳產(chǎn)生與無人機飛行方向相反的氣流，氣流產(chǎn)生與氣流方向相反的反作用力作用在螺旋槳上，即氣流對螺旋槳產(chǎn)生與所述無人機前進方向相同的推力，進而對無人機進行加速;所述無人機的動力系統(tǒng)開啟反推以減速時，所述螺旋槳反向旋轉(zhuǎn)，螺旋槳產(chǎn)生與無人機飛行方向相同的氣流，氣流產(chǎn)生與氣流方向相反的反作用力作用在螺旋槳上，即氣流對螺旋槳產(chǎn)生與所述無人機前進方向相反的推力，進而對無人機進行減速?；蛘?，動力系統(tǒng)可以為噴氣發(fā)動機，與風扇發(fā)動機不同的是，噴氣發(fā)動機在無人機需要減速時，開啟朝向飛行方向的噴氣裝置，或者調(diào)整噴氣發(fā)動機的朝向，使之朝向飛行方向。
[0038]如圖4所示，在對飛行速度進行調(diào)節(jié)的整個過程中，根據(jù)當前飛行速度作為反饋量，通過將檢測到的飛行速度反饋至無人機，將飛行速度與預(yù)期速度的差值與閾值作比對，通過比對結(jié)果實時增減對動力系統(tǒng)的控制量，進而通過控制動力系統(tǒng)達到調(diào)節(jié)飛行速度的效果，構(gòu)成了速度的閉環(huán)控制系統(tǒng)，達到對預(yù)期速度的控制。整個反饋控制過程在整個降落過程中一直持續(xù)進行，并周期調(diào)整所述無人機的動力系統(tǒng)輸出，具體可以間隔0.1秒獲取一次當前速度進行反饋，并修正動力系統(tǒng)的控制量。
[0039]以上所述的實施方式，并不構(gòu)成對該技術(shù)方案保護范圍的限定。任何在上述實施方式的精神和原則之內(nèi)所作的修改、等同替換和改進等，均應(yīng)包含在該技術(shù)方案的保護范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1.一種固定翼無人機降落系統(tǒng)，其特征在于，包括:設(shè)定系統(tǒng)、測速系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和動力系統(tǒng)； 所述設(shè)定系統(tǒng)，用于確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度和閾值； 所述測速系統(tǒng)，用于獲取所述無人機的實際飛行速度； 所述控制系統(tǒng)，用于獲取所述預(yù)期速度與所述實際飛行速度的差值，根據(jù)所述差值的絕對值與所述閾值調(diào)整所述無人機的動力系統(tǒng)輸出，令調(diào)整后的實際飛行速度與所述預(yù)期速度之間的偏差不大于所述閾值。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的固定翼無人機降落系統(tǒng)，其特征在于，所述設(shè)定系統(tǒng)包括: 通過接收地面控制站發(fā)送的消息來確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度的無線接收裝置;或者 通過儲存有所述無人機預(yù)配置信息來確定所述無人機進入進近階段時的預(yù)期速度的儲存裝置。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的固定翼無人機降落系統(tǒng)，其特征在于，所述測速系統(tǒng)包括: 設(shè)置在所述無人機上的慣性傳感器，用于確定所述無人機的實際飛行速度;或者 設(shè)置在所述無人機上的衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備，用于確定所述無人機的實際飛行速度。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的固定翼無人機降落系統(tǒng)，其特征在于，所述控制系統(tǒng)包括: 用于獲取所述預(yù)期速度與所述實際飛行速度的差值，并得到所述差值的絕對值與閾值之間比較值的數(shù)據(jù)處理模塊，和 根據(jù)所述比較值控制所述無人機的動力系統(tǒng)輸出的指令控制模塊，令調(diào)整后的實際飛行速度與所述預(yù)期速度之間的偏差不大于所述閾值。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的固定翼無人機降落系統(tǒng)，其特征在于，所述無人機的動力系統(tǒng)包括螺旋槳， 所述無人機的動力系統(tǒng)開啟正推以加速，所述螺旋槳正向旋轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生與所述無人機前進方向相同的力； 所述無人機的動力系統(tǒng)開啟反推以減速，所述螺旋槳反向旋轉(zhuǎn)，以產(chǎn)生于所述無人機前進方向相反的力。
【文檔編號】G05D1/10GK205644283SQ201620260574
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年3月31日
【發(fā)明人】柯宗澤, 鄭晨, 賈若倫, 李宛隆
【申請人】中晟啟天（深圳）科技有限公司