本發(fā)明涉及無人機控制技術(shù)，尤其涉及一種無人機飛行控制方法和飛行控制系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

由于中小型無人機因機體容積、起飛重量和整體成本等因素，不能像大型無人機可以搭載多種傳感器，所以目前中小型無人機僅使用“空速”或者“地速”一個參數(shù)進行控制，這樣無人機在遭遇湍流、風切變、側(cè)風、低空地面效應(yīng)等因素影響時，飛行的穩(wěn)定性和安全性將降低，影響飛行安全。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

鑒于現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述缺陷，本發(fā)明提供一種無人機飛行控制方法和飛行控制系統(tǒng)，以解決現(xiàn)有無人機由于僅使用“空速”或“地速”一個參數(shù)進行飛行控制，導致無人機飛行穩(wěn)定性和安全性得不到保證的問題。本發(fā)明是通過如下技術(shù)方案來實現(xiàn)的：

一種無人機飛行控制方法，包括如下步驟：

步驟a：實時檢測所述無人機的空速和地速；

步驟b：對檢測到的所述無人機的空速和地速進行實時誤差修正，得到所述無人機的實時真空速和實時真地速；

步驟c：根據(jù)所述無人機的實時真空速和實時真地速對所述無人機進行飛行控制。

進一步地，當所述無人機為固定翼飛機時，所述步驟c中，根據(jù)所述固定翼飛機的真空速和真地速控制所述固定翼飛機的動力。

進一步地，當所述無人機為直升機時，所述步驟c中，根據(jù)所述直升機的真空速和真地速控制所述直升機的旋翼總距。

進一步地，當所述無人機為多旋翼飛行器時，所述步驟c中，根據(jù)所述多旋翼飛行器的真空速和真地速控制所述多旋翼飛行器的前向推進電機轉(zhuǎn)速。

進一步地，所述步驟c中采用pid控制算法對所述無人機進行飛行控制。

進一步地，對檢測到的所述無人機的空速進行誤差修正的步驟包括：

對檢測到的所述無人機的空速進行機械誤差修正，得到校正空速；

對所述校正空速進行空氣動力誤差修正，得到指示空速；

對所述指示空速進行空氣壓縮性誤差修正，得到當量空速；

對所述當量空速進行空氣密度誤差修正，得到所述無人機的真空速。

一種無人機飛行控制系統(tǒng)，包括：

檢測傳感器模塊，用于實時檢測所述無人機的空速和地速；

誤差修正模塊，用于對檢測到的所述無人機的空速和地速進行實時誤差修正，得到所述無人機的實時真空速和實時真地速；

飛行控制模塊，用于根據(jù)所述無人機的實時真空速和實時真地速對所述無人機進行飛行控制。

進一步地，當所述無人機為固定翼飛機時，所述飛行控制模塊根據(jù)所述固定翼飛機的真空速和真地速控制所述固定翼飛機的動力。

進一步地，當所述無人機為直升機時，所述飛行控制模塊根據(jù)所述直升機的真空速和真地速控制所述直升機的旋翼總距。

進一步地，當所述無人機為多旋翼飛行器時，所述飛行控制模塊根據(jù)所述多旋翼飛行器的真空速和真地速控制所述多旋翼飛行器的前向推進電機轉(zhuǎn)速。

進一步地，所述飛行控制模塊采用pid控制算法對所述無人機進行飛行控制。

進一步地，所述誤差修正模塊包括：

機械誤差修正子模塊，用于對檢測到的所述無人機的空速進行機械誤差修正，得到校正空速；

空氣動力誤差修正子模塊，用于對所述校正空速進行空氣動力誤差修正，得到指示空速；

空氣壓縮性誤差修正子模塊，用于對所述指示空速進行空氣壓縮性誤差修正，得到當量空速；

空氣密度誤差修正子模塊，用于對所述當量空速進行空氣密度誤差修正，得到所述無人機的真空速。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明提供的無人機飛行控制方法和飛行控制系統(tǒng)實時檢測無人機的空速和地速，并對其進行實時修正得到無人機的實時真空速和實時真地速，更加真實客觀地反映了無人機相對于空氣的速度，并在此基礎(chǔ)上結(jié)合無人機的實時真空速和實時真地速對無人機進行飛行控制，能夠有效保證無人機在遭遇湍流、風切變、側(cè)風、低空地面效應(yīng)等因素影響時的飛行穩(wěn)定性和安全性。

附圖說明

圖1：本發(fā)明實施例提供的無人機飛行控制方法的流程示意圖。

圖2：本發(fā)明實施例提供的無人機飛行控制方法中無人機空速誤差修正流程示意圖；

圖3：本發(fā)明實施例提供的無人機飛行控制系統(tǒng)的組成示意圖；

圖4：本發(fā)明實施例提供的無人機飛行控制系統(tǒng)中誤差修正模塊的組成示意圖。

具體實施方式

下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(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發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。通常在此處附圖中描述和示出的本發(fā)明實施例的組件可以以各種不同的配置來布置和設(shè)計。因此，以下對在附圖中提供的本發(fā)明的實施例的詳細描述并非旨在限制要求保護的本發(fā)明的范圍，而是僅僅表示本發(fā)明的選定實施例?；诒景l(fā)明的實施例，本領(lǐng)域技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動的前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。

如圖1所示，本發(fā)明實施例提供了一種無人機飛行控制方法，包括如下步驟：

步驟a：實時檢測無人機的空速和地速；

步驟b：對檢測到的無人機的空速和地速進行實時誤差修正，得到無人機的實時真空速和實時真地速；

步驟c：根據(jù)無人機的實時真空速和實時真地速對無人機進行飛行控制。

當無人機為固定翼飛機時，步驟c中，根據(jù)固定翼飛機的真空速和真地速控制固定翼飛機的動力。

當無人機為直升機時，步驟c中，根據(jù)直升機的真空速和真地速控制直升機的旋翼總距。

當無人機為多旋翼飛行器時，步驟c中，根據(jù)多旋翼飛行器的真空速和真地速控制多旋翼飛行器的前向推進電機轉(zhuǎn)速。

步驟c中采用pid控制算法對無人機進行飛行控制。

如圖2所示，對檢測到的無人機的空速進行誤差修正的步驟包括：

對檢測到的無人機的空速進行機械誤差修正，得到校正空速；

對校正空速進行空氣動力誤差修正，得到指示空速；

對指示空速進行空氣壓縮性誤差修正，得到當量空速；

對當量空速進行空氣密度誤差修正，得到無人機的真空速。

如圖3所示，本發(fā)明另一實施例提供了一種無人機飛行控制系統(tǒng)，包括：

檢測傳感器模塊1，用于實時檢測無人機的空速和地速；

誤差修正模塊2，用于對檢測到的無人機的空速和地速進行實時誤差修正，得到無人機的實時真空速和實時真地速；

飛行控制模塊3，用于根據(jù)無人機的實時真空速和實時真地速對無人機進行飛行控制。

當無人機為固定翼飛機時，飛行控制模塊3根據(jù)固定翼飛機的真空速和真地速控制固定翼飛機的動力。

當無人機為直升機時，飛行控制模塊3根據(jù)直升機的真空速和真地速控制直升機的旋翼總距。

當無人機為多旋翼飛行器時，飛行控制模塊3根據(jù)多旋翼飛行器的真空速和真地速控制多旋翼飛行器的前向推進電機轉(zhuǎn)速。

飛行控制模塊3采用pid控制算法對無人機進行飛行控制。

如圖4所示，誤差修正模塊2包括：

機械誤差修正子模塊201，用于對檢測到的無人機的空速進行機械誤差修正，得到校正空速；

空氣動力誤差修正子模塊202，用于對校正空速進行空氣動力誤差修正，得到指示空速；

空氣壓縮性誤差修正子模塊203，用于對指示空速進行空氣壓縮性誤差修正，得到當量空速；

空氣密度誤差修正子模塊204，用于對當量空速進行空氣密度誤差修正，得到無人機的真空速。

最后應(yīng)說明的是：上述各實施例僅用于說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進行了詳細的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當理解：其依然可以對前述實施例所記載的技術(shù)方案進行修改，或者對其中部分或全部技術(shù)特征進行等同替換。而這些修改或替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實施例技術(shù)方案的范圍。