本發(fā)明涉及一種模擬多軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，尤其涉及一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，屬于無人機技術領域。

背景技術：

近十幾年來，隨著復合材料、動力系統(tǒng)、傳感器、尤其是飛行控制等技術的研究進展，無人機得到了迅速的發(fā)展，正日益成為人們關注的焦點。無人機具有獨特的飛行性能及使用價值。無人機駕駛儀作為無人機控制的核心部件，在真正應用于無人機之前，不僅僅要經過多次軟件模擬仿真，更需要經過多重嚴格的地面測試，只有通過機載傳感器和執(zhí)行機構的實際驗證，才能保證無人機的可靠實際飛行?；谝陨显?，利用三自由度、六自由度飛行模擬實驗仿真平臺對無人機飛行進行測試是必不可少的，本專利方法要解決的問題就是，消耗較小的硬件軟件成本，將三自由度實驗仿真平臺拓展為六自由度仿真平臺，從而模擬更真實的飛行環(huán)境，進而保證先進的無人機控制算法能夠成功應用于無人機控制中。

目前無人機的功能還十分有限，飛行主要由操作手在地面遙控完成，大多還不具備自主飛行能力。無人直升機的自主飛行研究在國際上也是非常前沿的課題。國內的設計方法，多數(shù)是通過大量的飛行試驗來調整飛行控制參數(shù)，最終找到合適的控制律。但是飛行試驗一旦失敗，無人直升機有墜機的危險，很容易遭到毀滅性的損壞，將造成試驗成本大幅度增加和研制周期的加長。因此，飛行控制實驗平臺成為無人直升機飛行控制系統(tǒng)設計的一個重要步驟。

現(xiàn)有飛行控制系統(tǒng)中大多數(shù)飛行器仿真實驗平臺為飛行器姿態(tài)模擬三自由度轉臺，比如專利cn101794524a：《一種飛行器姿態(tài)模擬三自由度電動轉臺》，其三自由度電動轉臺由基座和三個運動框架組成，模擬飛行器的三維姿態(tài)運動。這種方法存在的問題是缺少飛行器的在x、y、z軸方向上的位移控制實驗，甚至由于位移數(shù)據缺失造成實驗結果與架機實操的不一致，帶來飛行安全等隱患。

由于三自由度實驗平臺的局限性，目前已經有一部分人開始著手研究六自由度實驗平臺，比如專利cn102180270a：《一種微小型旋翼飛行器實驗平臺及應用》，實驗臺底座固定在地面上或其他平面上，實驗臺底座與球關節(jié)軸承的定子之間連接有六維力傳感器，六維力傳感器通過電纜連接至上位計算機，球關節(jié)軸承的轉子與微小型旋翼式飛行器固連，微小型旋翼式飛行器上安裝有機載電路硬件，機載電路硬件采用電纜或無線通信的方式與上位計算機進行實時通訊。這些實驗平臺雖然可以進行六自由度仿真實驗，但其結構與三自由度實驗平臺完全不同，無法簡單的將三自由度實驗平臺改造升級為六自由度實驗平臺，在已經有三自由度實驗平臺時需重新購買六自由度實驗平臺才能進行六自由度實驗仿真，成本昂貴，另外，這些實驗平臺位移數(shù)據需要設計單獨的上位機程序進行觀察，進一步提高了成本，也損失了方便性。

再者，國內外關于無人機飛控系統(tǒng)驗證平臺的相關報道仍然比較少，而商品化的仿真平臺，雖然功能齊全，接口完善，能夠滿足驗證飛控算法的需求，但是銷售價格非常高，構造也比較復雜，維護成本高，不能廣泛應用于學生試驗和實際操作。例如quanser公司的qball-x4飛控仿真平臺，quanser公司1990年成立于加拿大，一致致力于促進教學科研與實際工程的結合，qball-x4飛控仿真平臺是該公司所研制開發(fā)的一套全封閉能夠真實模擬四旋翼飛行的實時仿真控制平臺，該平臺被國內外多所高校所采用，來驗證飛行控制算法。quanserqball-x4基于四旋翼直升機設計，其中四旋翼安裝有4個10英寸螺旋槳，整個四旋翼附在一個保護性的碳化纖維籠子里面，保證了飛行中的安全性，使得這種無人機可以在實驗室內應用，能最大程度降低潛在的破壞性。然而其高昂的價格阻礙了大多數(shù)科研人員和學生的使用。相比于國外而言，國內的飛控系統(tǒng)仿真平臺還處在研制階段，且成本也比較高，因此一套低成本的仿真驗證平臺就顯得格外有價值，這樣不僅可以使得學生可以低成本獲得仿真平臺，從而加快理論研究，也可以廣泛應用于學生教學和試驗中。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明公開的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法要解決的技術問題是：基于在四軸飛行器位置固定的條件下實現(xiàn)模擬四軸飛行器的衛(wèi)星導航定位狀態(tài)，并獲得四軸飛行器的模擬飛行軌跡；此外，具有下述優(yōu)點：(1)在已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺基礎上，無需改變三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺的結構，能夠實現(xiàn)增加已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺在空間位置坐標下的三個自由度模擬與測試；(2)位移數(shù)據直接轉換為定位數(shù)據發(fā)送給飛行器，能夠直接通過飛行器的地面站直接讀取四軸飛行器的衛(wèi)星導航定位信息并顯示在地面站中，不需要設計單獨的上位機程序進行觀察四軸飛行器的衛(wèi)星導航定位信息或位移信息。(3)成本低廉、使用方便。

本發(fā)明的目的是通過下述技術方案實現(xiàn)的：

本發(fā)明公開的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，包括如下步驟：

步驟一：在四軸飛行器位置固定的條件下，基于已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺，搭建模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的裝置。

所述的模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的裝置包括模擬定位模塊、四軸飛行器和地面站。所述的模擬定位模塊包括姿態(tài)傳感器、單片機、反相器。姿態(tài)傳感器通過串口把四軸飛行器姿態(tài)數(shù)據發(fā)送給單片機。四軸飛行器輸出s.bus信號，并將s.bus信號經反相器后通過串口將電機轉速發(fā)送給單片機。單片機通過串口模擬導航定位信號的數(shù)據協(xié)議格式，將模擬衛(wèi)星導航定位信息發(fā)送給四軸飛行器。四軸飛行器連續(xù)接收到的模擬衛(wèi)星導航定位信息能夠顯示在地面站的地圖界面形成飛行軌跡。

步驟二：根據實際使用的四軸飛行器各部分元件的型號，設置四軸飛行器的質量m、槳葉面積a、電機最大、最小轉速、四軸飛行器側面面積、四軸飛行器正面面積、四軸飛行器初始高度等初始化參數(shù)；此外，在模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位狀態(tài)之前，需要確定四軸飛行器在衛(wèi)星導航中的初始位置。

步驟二中所述的確定四軸飛行器在衛(wèi)星導航中的初始位置，優(yōu)選方法一或方法二：

方法一：直接在單片機中設置四軸飛行器在衛(wèi)星導航中初始位置的經緯度數(shù)據。

方法二：外接衛(wèi)星導航定位模塊到模擬定位模塊中的單片機上，單片機接收到外接衛(wèi)星導航定位模塊的有效定位信息后，將四軸飛行器在衛(wèi)星導航中的初始位置設置為外接衛(wèi)星導航定位模塊所定位的位置。

步驟三：接收并解析四軸飛行器姿態(tài)信息和電機轉速ω。

姿態(tài)傳感器通過串口發(fā)送四軸飛行器當前姿態(tài)信息，單片機通過解析得出四軸飛行器當前的俯仰角θ、橫滾角φ和偏航角ψ。四軸飛行器的s.bus信號經過反相器反相后經過單片機解析，得出四軸飛行器油門大小g，油門的最小值和最大值對應四軸飛行器的電機轉速ω的最大值和最小值，所述的電機轉速ω的最大值和最小值在步驟二中設置，而且，由于當前四軸飛行器多采用無刷直流電機，速度由電調自動調節(jié)并穩(wěn)定在目標速度上，所以油門大小g和電機轉速ω呈線性關系：

ω＝k(g-gmin)+ωmin公式1

其中：ω為電機(旋翼)轉速；

g為油門大小，最大值與最小值之間一般相差1000；

gmin,ωmin分別為油門最小值和電機轉速最小值；

k為油門大小和電機轉速之間的系數(shù)，且其值滿足：

ωmax＝k(gmax-gmin)+ωmin公式2

其中：gmax,ωmax分別為油門最大值和電機轉速最大值；

通過公式1和公式2，經過單片機處理，得出四軸飛行器的電機轉速ω。

步驟四：濾波處理。

為避免由于姿態(tài)、電機轉速采集異常造成的模擬衛(wèi)星導航定位位置信息計算異常，單片機需要對采集的數(shù)據進行濾波處理。

所述濾波處理優(yōu)選限幅濾波法、中位值濾波法或平均值濾波法。

步驟五：計算四軸飛行器受到的升力t、阻力f。

電機產生的升力t的大小通過電機轉速和飛行器參數(shù)計算：

t＝cτρar²ω²公式3

其中：cτ為旋翼姿態(tài)參數(shù)，可近似取為常數(shù)；

ρ為空氣密度，可近似取為常數(shù)；

a為槳葉面積，根據實際飛行器設置數(shù)值；

r為旋翼半徑，根據實際飛行器設置數(shù)值。

空氣阻力f的計算公式為：

其中：c為空氣阻力系數(shù)，根據四軸飛行器形狀改變，可設置為常數(shù)；

ρ為空氣密度，可近似取為常數(shù)；

s為物體迎風面積，與飛行器大小及姿態(tài)相關，可根據飛行器設置為常數(shù)；

v為物體與空氣的相對運動速度，由于本方法不考慮風速對飛行器的影響，所以v也是四軸飛行器的飛行速度，四軸飛行器的初始飛行速度為0；

根據公式4能夠計算出四軸飛行器在東、北、天三個方向的空氣阻力。

步驟六：計算四軸飛行器在東-北-天三個方向的加速度、速度和位移。

電機轉速產生的力的方向與四軸飛行器坐標系右(x)-前(y)-上(z)的z軸正方向重合。將四軸飛行器坐標系中與z軸正方向重合的升力，轉化到東-北-天的慣性坐標系中，通過坐標變換得出電機產生的升力在東-北-天的慣性坐標系中的坐標表示，公式如下：

其中：fe,fn,fs分別為四軸飛行器所受合力在東、北、天三個方向的分力；

θ,φ,ψ分別為四軸飛行器的俯仰角、橫滾角和偏航角；

fe,fn,fs為四軸飛行器在東、北、天三個方向的空氣阻力；

m為飛行器質量；

g為重力常數(shù)。

根據四軸飛行器在東、北、天三個方向的分力和牛頓第二定律計算出四軸飛行器在東、北、天三個方向的加速度、通過對加速度的積分累加，得到四軸飛行器在東、北、天三個方向的速度，通過對速度的積分累加，得到四軸飛行器在東、北、天三個方向的位移。

步驟七：根據步驟六的位移數(shù)據計算需要模擬的衛(wèi)星導航定位信息位置坐標，并發(fā)送給四軸飛行器。四軸飛行器通過廣播或串口與地面站通訊，并在地面站中顯示四軸飛行器的衛(wèi)星導航定位信息。

水平方向位置的經緯度計算方法如下公式：

latitude＝latitude_init+shift_nouth*9.009*10^-6公式6

longitude＝longitude_init+shift_east*9.009*10^-6*cos(latitude)公式7

其中：latitude為緯度，取值范圍為-90°到90°，其中負數(shù)代表南緯，正數(shù)代表北緯；

longitude為經度，取值范圍為-180°到180°，其中負數(shù)代表東經，正數(shù)代表西經；

shift_east，shift_nouth分別為計算出的四軸飛行器在東、北方向的位移。

垂直方向位置和步驟六中天方向的位移相同。

根據計算出的飛行器的模擬衛(wèi)星導航定位信息的位置坐標，通過串口發(fā)送給四軸飛行器，在四軸飛行器相連的地面站中即能夠觀察到四軸飛行器接收到的衛(wèi)星導航定位信息。

步驟七中通過串口發(fā)送給四軸飛行器，串口發(fā)送協(xié)議根據四軸飛行器的固件進行選擇，優(yōu)選nmea或ubx。

步驟一、七中所述的地面站優(yōu)選missionplanner、qground。

步驟八：重復進行步驟三到七，與四軸飛行器相連的地面站中即能夠觀察到四軸飛行器接收到的衛(wèi)星導航定位信息飛行器的連續(xù)軌跡，即四軸飛行器的飛行軌跡。

所述的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，在已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺基礎上，實現(xiàn)對四軸飛行器衛(wèi)星導航定位信息的模擬，能夠在地面站中觀察四軸飛行器的經緯度、高度的信息，即實現(xiàn)增加已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺的在空間位置坐標下的三個自由度測試。

所述的衛(wèi)星導航定位優(yōu)選gps、北斗定位。

有益效果：

1、本發(fā)明公開的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，提出通過傳感器采集四軸飛行器的姿態(tài)信息和電機轉速，計算出四軸飛行器位移信息的方法，并模擬衛(wèi)星導航定位信息的位置坐標發(fā)送給四軸飛行器，通過地面站能夠觀察模擬四軸飛行器的衛(wèi)星導航定位信息并獲得四軸飛行器的模擬飛行軌跡。

2、本發(fā)明公開的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，在已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺基礎上，實現(xiàn)對四軸飛行器衛(wèi)星導航定位信息的模擬，能夠在地面站中觀察四軸飛行器的經緯度、高度的信息，即無需改變三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺的結構，實現(xiàn)增加已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺的在空間位置坐標下的三個自由度測試。

3、相比目前其他觀察四軸飛行器位移數(shù)據的四軸飛行器實驗平臺，本發(fā)明公開的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，位移數(shù)據直接轉換為定位數(shù)據發(fā)送給飛行器，能夠直接通過飛行器的地面站直接讀取四軸飛行器的衛(wèi)星導航定位信息并顯示在地面站中，不需要設計單獨的上位機程序進行觀察四軸飛行器的衛(wèi)星導航定位信息和位移信息。

4、本發(fā)明公開的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，其中單片機、姿態(tài)傳感器、反相器的價格低、體積小，節(jié)省空間，提高系統(tǒng)的集成度，并且能夠利用四軸飛行器的s.bus信號線的正負極進行供電，能夠很方便的安裝在各種四軸飛行器實驗平臺。

附圖說明

圖1是模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的裝置系統(tǒng)框圖；

圖2是本發(fā)明公開的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法的流程圖。

具體實施方式

為了更好的說明本發(fā)明的目的和優(yōu)點，下面結合附圖和實例對發(fā)明內容做進一步說明。

實施例1：

將該模擬gps設備安裝到三自由度仿真驗證平臺之后，將初始位置設定為當前位置，并正確連接飛行器，通過飛行器的地面站軟件(missionplanner、qground)都觀察到了飛行器的飛行位移情況，且觀察到的飛行情況與對飛行器施加的控制完全符合。

本實施例公開的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法

步驟一：在四軸飛行器位置固定的條件下，基于已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺，搭建模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的裝置。

單片機選用基于arm32位的cortex^tm-m3內核的stm32f103。姿態(tài)傳感器選用高精度慣性導航模塊jy-901，模塊內部集成了姿態(tài)解算器，配合動態(tài)卡爾曼濾波算法，能夠在動態(tài)環(huán)境下準確輸出模塊的當前姿態(tài)。反相器模塊選用74ls06芯片，該芯片包含6路反相緩沖器/驅動器，采用集電極開路輸出。飛行器選用一款刷入apm固件的pixhawk四軸飛行器，四軸飛行器安裝在三自由度轉臺上。飛行器的s.bus輸出模塊與反相器連接，并為處理器和姿態(tài)傳感器提供電源，gps接收模塊通過串口與處理器stm32f103連接。

步驟二：根據實際使用的四軸飛行器各部分元件的型號，設置四軸飛行器的質量、槳葉面積、電機最大、最小轉速、四軸飛行器側面面積、四軸飛行器正面面積等初始化參數(shù)；并設置四軸飛行器在衛(wèi)星導航中的初始位置為東經116.20234°，北緯39.80884°，初始高度為0。

初始化參數(shù)列表如下：

步驟三：接收并解析四軸飛行器姿態(tài)信息和電機轉速。

姿態(tài)傳感器通過串口發(fā)送四軸飛行器當前姿態(tài)信息，單片機通過解析得出四軸飛行器當前的俯仰角θ、橫滾角φ和偏航角ψ。四軸飛行器的s.bus信號經過反相器反相后經過單片機解析，得出四軸飛行器油門大小g，油門的最小值gmin和最大值gmax對應四軸飛行器的電機轉速的最小值ωmin和最大值ωmax，所述的電機轉速的最小值ωmin和最大值ωmax在步驟二中設置，而且，由于當前四軸飛行器多采用無刷直流電機，速度由電調自動調節(jié)并穩(wěn)定在目標速度上，所以油門和電機轉速基本呈線性關系：

ω＝k(g-gmin)+ωmin公式1

其中：ω為電機(旋翼)轉速；

g為油門大小，最大值為1400，最小值為400；

gmin,ωmin分別為油門最小值和電機轉速最小值；

k為油門大小和電機轉速之間的系數(shù)，且其值滿足：

ωmax＝k(gmax-gmin)+ωmin公式2

其中：gmax,ωmax分別為油門最大值和電機轉速最大值；

通過公式1和公式2，計算可得k值為10，經過單片機處理，得出四軸飛行器的電機轉速ω。

步驟四：濾波處理。

為避免由于姿態(tài)、電機轉速采集異常造成的模擬衛(wèi)星導航定位位置信息計算異常，單片機需要對采集的數(shù)據進行濾波處理。

所述濾波處理優(yōu)選限幅濾波法、中位值濾波法或平均值濾波法。

步驟五：計算四軸飛行器受到的升力、阻力。

電機產生的升力t的大小通過電機轉速ω和飛行器參數(shù)計算：

t＝cτρar²ω²公式3

其中：cτ為旋翼姿態(tài)參數(shù)，可取0.05；

ρ為空氣密度，可取0.129(kg/m²)；

a為槳葉面積，根據實際飛行器設置為0.003(m²)；

r為旋翼半徑，根據實際飛行器設置為0.11(m)。

空氣阻力f的計算公式為：

其中：c為空氣阻力系數(shù)，取值為1；

ρ為空氣密度，可取0.129(kg/m²)；

s為物體迎風面積，與飛行器大小及姿態(tài)相關，可根據四軸飛行器的選型設置為常數(shù)，計算東、北方向的空氣阻力時取四軸飛行器側面面積為0.015(m²)，計算天方向的空氣阻力時取四軸飛行器正面面積為0.04(m²)；

v為物體與空氣的相對運動速度，由于本方法不考慮風速對飛行器的影響，所以v也是四軸飛行器的飛行速度，四軸飛行器的初始飛行速度為0；。

根據公式4可以計算出四軸飛行器在東、北、天三個方向的空氣阻力。

步驟六：計算四軸飛行器在東-北-天三個方向的加速度、速度和位移。

電機轉速產生的力的方向與四軸飛行器坐標系右(x)-前(y)-上(z)的z軸正方向重合。將四軸飛行器坐標系中與z軸正方向重合的升力，轉化到東-北-天的慣性坐標系中，通過坐標變換得出電機產生的升力在東-北-天的慣性坐標系中的坐標表示，公式如下：

其中：fe,fn,fs分別為四軸飛行器所受合力在東、北、天三個方向的分力θ,φ,ψ分別為四軸飛行器的俯仰角、橫滾角和偏航角；

fe,fn,fs為四軸飛行器在東、北、天三個方向的空氣阻力；

m為四軸飛行器質量；

g為重力常數(shù)，取9.8(n/kg)。

根據四軸飛行器在東、北、天三個方向的分力和牛頓第二定律計算出四軸飛行器在東、北、天三個方向的加速度、通過對加速度的積分累加，得到四軸飛行器在東、北、天三個方向的速度，通過對速度的積分累加，得到四軸飛行器在東、北、天三個方向的位移。

步驟七：根據步驟六的位移數(shù)據計算需要模擬的衛(wèi)星導航定位信息位置坐標，并發(fā)送給四軸飛行器。四軸飛行器通過廣播或串口與地面站通訊，并在地面站中顯示四軸飛行器的衛(wèi)星導航定位信息。

水平方向位置計算方法如下公式：

latitude＝latitude_init+shift_nouth*9.009*10^-6公式6

longitude＝longitude_init+shift_east*9.009*10^-6*cos(latitude)公式7

其中：latitude為緯度，取值范圍為-90°到90°，其中負數(shù)代表南緯，正數(shù)代表北緯；

longitude為經度，取值范圍為-180°到180°，其中負數(shù)代表東經，正數(shù)代表西經；

shift_east，shift_nouth分別為計算出的四軸飛行器在東、北方向的位移。

垂直方向位置和步驟六中四軸飛行器在天方向的位移相同。

根據計算出的飛行器的模擬衛(wèi)星導航定位信息的位置坐標，通過串口發(fā)送給四軸飛行器，在四軸飛行器相連的地面站中即能夠觀察到四軸飛行器接收到的衛(wèi)星導航定位信息。

步驟七中通過串口發(fā)送給四軸飛行器，串口發(fā)送協(xié)議選擇ubx協(xié)議。

步驟一、七中所述的地面站選擇missionplanner和qground。

步驟八：重復進行步驟三到七，與四軸飛行器相連的地面站missionplanner和qground中都能夠觀察到四軸飛行器接收到的衛(wèi)星導航定位信息飛行器的連續(xù)軌跡，即四軸飛行器的飛行軌跡。

所述的一種模擬四軸飛行器衛(wèi)星導航定位的方法，在已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺基礎上，實現(xiàn)對四軸飛行器gps信息的模擬，能夠在地面站中觀察四軸飛行器的經緯度、高度的信息，即實現(xiàn)增加已有三自由度飛行器姿態(tài)模擬平臺的在空間位置坐標下的三個自由度測試。

以上所述的具體描述，對發(fā)明的目的、技術方案和有益效果進行了進一步詳細說明，所應理解的是，以上所述僅為本發(fā)明的具體實施例而已，并不用于限定本發(fā)明的保護范圍，凡在本發(fā)明的精神和原則之內，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內。