固定翼无人飞行器灾难最小化控制装置及方法技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种固定翼无人飞行器灾难最小化控制装
置及方法。
背景技术
在技术飞速发展的今天，随着能源存储技术和智能芯片及电机控制芯片的飞速发
展，固定翼无人飞行器的进步与日俱增，无人固定翼无人飞行器更是登上历史舞台，渗透进
方方面面，在探测，侦察，航拍，救援等领域占有一席之地。
随着人类对固定翼无人飞行器的应用越来越广，有着更长续航、更强动力的固定
翼无人飞行器得到了人们的青睐往往被委以重任。然而，固定翼无人飞行器在高空执行任
务的过程，会遇到来自外界的多个因素的影响，比如雷电，雨水，风，一旦固定翼无人飞行器
发生意外，产生坠毁事故，不仅会损失任务数据，还可能会伤及生命，毁坏房屋。
发明内容
本发明提供一种固定翼无人飞行器灾难最小化控制装置及方法，其能够在固定翼
无人飞行器发生不可逆故障时，将灾难后果降低到最低。
为解决上述问题，本发明是通过以下技术方案实现的：
固定翼无人飞行器灾难最小化控制装置，由第二控制系统、失控检测及控制系统、
驱动系统、呼救系统、GPS和备用电源组成；上述失控检测及控制系统包括失控处理器、陀螺
仪、加速计、气压传感器和地磁感应器；陀螺仪、加速计、气压传感器和地磁感应器的输出端
与失控处理器连接；备用电源与第二控制系统、失控检测及控制系统、驱动系统、呼救系统
和GPS的电源端连接；第二控制系统与失控检测及控制系统的失控处理器相连，失控检测及
控制系统的失控处理器与驱动系统相连；GPS与第二控制系统相连；第二控制系统的输出端
与呼救系统连接。
上述方案中，所述呼救系统由高频发射机与呼救信号产生电路组成；呼救信号产
生电路的输入端与第二控制系统的输出端连接；呼救信号产生电路的输出端与高频发射机
的输入端连接。
固定翼无人飞行器灾难最小化控制方法，包括步骤如下：
步骤1.固定翼无人飞行器在空中执行任务，失控检测及控制系统检测到固定翼无
人飞行器遇到不可逆损坏，机身失控时，则失控检测及控制系统马上启动第二驱动系统去
代替固定翼无人飞行器的第一驱动系统，以维持飞机平衡并发送失控指令到第二控制系
统；
步骤2.第二控制系统接收到失控指令，调用GPS数据确定当前地点，将当前地点定
位于第二控制系统内置的地图上，并在该地点附近寻找安全的降落点；同时，第二控制系统
计算出一条安全降落几率最大的线路，以坐标形式发送到失控检测及控制系统；
步骤3.失控检测及控制系统按照接收到的坐标，调用三轴电子罗盘采集方向信
息，向降落点滑翔降落；
步骤4.成功降落后，第二控制系统将所在点坐标通过呼救系统对外发射。
上述方案中，失控检测及控制系统的控制过程如下：
步骤1)失控检测及控制系统中的失控处理器一直对陀螺仪、加速计及气压传感器
的数据进行监控采集，将数据进行傅里叶变换，得到其在频域上的频谱；一旦在频谱内得到
超过阈值的频率分量，则判断固定翼无人飞行器失控坠机；
步骤2)判断为坠机后，失控检测及控制系统通过第二驱动系统对固定翼无人飞行
器进行快速稳定操作，并向第二控制系统发送失控指令；失控指令包括当前高度H1、当前速
度V1和当前方向；
步骤3)失控检测及控制系统接收到第二控制系统发来的转弯半径，调用地磁感应
器采集方向信息，控制驱动系统达到控制方向的目的；
步骤4)旋转结束后，失控检测及控制系统向第二控制系统发送转向成功指令，成
功指令包括当前高度H2和当前速度V2；
步骤5)失控检测及控制系统反复接收第二控制系统的速度及落地坐标指令，不断
校正方向，直到完成降落任务；
步骤6)失控检测及控制系统的失控处理器检测到陀螺仪和气压传感器数据稳定，
判断为降落成功，向第二控制系统发送降落完毕指令。
上述方案中，第二控制系统的控制过程如下：
步骤1)当第二控制系统收到失控检测及控制系统发来的失控指令后，调用GPS获
取当前地点坐标，参考当前高度H1，使用自由落体方程计算出最短落地时间T1，再根据当前
航向速度V1与自由落体时间T1计算出最短飞行距离L1，以此距离为半径定为最小落地范
围，寻找此范围外的最近可降落点；随后结合当前高度H1、当前速度V1，采取以平衡下滑速
度条件下最大可用滚转角对应的转弯半径值为转弯半径R的方法来调整航向，接着使用
直线下滑滑翔降落；
步骤2)第二控制系统由失控检测及控制系统得到的当前高度H1、当前速度V1和当
前方向以及系统预定的最大可用滚转角，运用迭代法，得到盘旋转弯的转弯半径，将转弯半
径发送到失控检测及控制系统，进行飞行航向调整；
步骤3)第二控制系统收到失控检测及控制系统发过来的转向成功指令，得到转向
后的当前高度H2和当前速度V2，并再次开启GPS得到转向后距离降落点距离L2；并以系统预
定的速度控制固定翼无人飞行器纵向下落；
步骤4)第二控制系统收到失控检测及控制系统发回的降落完毕指令，再次调用
GPS获取当前降落点坐标，发送到呼救系统。
与现有技术相比，本发明与固定翼无人飞行器原系统形成冗余结构，平时正常工
作时本发明装置不参与固定翼无人飞行器控制流程，而仅在固定翼无人飞行器出现故障时
工作，并能够使得灾难后果降低到最低。
附图说明
图1为固定翼无人飞行器灾难最小化控制装置的原理示意图。
图2为失控检测及控制系统的原理示意图。
图3为搭载有固定翼无人飞行器灾难最小化控制装置的固定翼无人飞行器的原理
示意图。
图4为失控检测及控制系统的控制流程图。
图5为第二控制系统的控制流程图。
具体实施方式
本发明装置即固定翼无人飞行器灾难最小化控制装置，如图1所示，主要由第二控
制系统、失控检测及控制系统、驱动系统、呼救系统、GPS和备用电源组成。上述失控检测及
控制系统如图2所示，包括失控处理器、陀螺仪、加速计、气压传感器和地磁感应器。陀螺仪、
加速计、气压传感器和地磁感应器的输出端与失控处理器连接。备用电源与第二控制系统、
失控检测及控制系统、驱动系统、呼救系统和GPS的电源端连接。第二控制系统与失控检测
及控制系统的失控处理器相连，失控检测及控制系统的失控处理器与驱动系统相连。GPS与
第二控制系统相连。第二控制系统的输出端与呼救系统连接。
所述第二控制系统由可编程单片机及其外围组成。所述第二驱动系统由舵机驱动
芯片及其外围电路组成，其只有控制方向的功能。所述呼救系统由高频发射机与呼救信号
产生电路组成；呼救信号产生电路的输入端与第二控制系统的输出端连接；呼救信号产生
电路的输出端与高频发射机的输入端连接。
图3为搭载有固定翼无人飞行器灾难最小化控制装置的固定翼无人飞行器的原理
示意图。原有固定翼无人飞行器上设有总能源、第一驱动系统、第一控制系统、导航系统、舵
机和其他部件。本发明在原有固定翼无人飞行器上增设了最小化灾难装置。本发明装置发
挥功能需要与完整固定翼无人飞行器系统进行配合，具有对固定翼无人飞行器系统的基本
控制能力。本发明装置与固定翼无人飞行器原系统形成冗余结构，平时正常工作时本发明
装置不参与固定翼无人飞行器控制流程。
本发明最小化灾难的目的有：1.远离村庄等人口密集地点，避免伤及人类。2.远离
江河湖泊及高山，避免无法回收机体。
基于上述装置所实现的固定翼无人飞行器灾难最小化控制方法，包括如下步骤：
步骤1.固定翼无人飞行器在空中执行任务，遇到不可逆损坏，机身失控，则本发明
装置的失控检测及控制系统马上启动本发明装置中的第二驱动系统，代替原固定翼无人飞
行器的第一驱动系统，以维持飞机平衡并发送失控指令到第二控制系统。
步骤2.第二控制系统接收到失控指令，调用GPS数据确定当前地点，将当前地点定
位于装置内置的地图上，判断附近村庄、湖泊、高山及公路位置，尽可能控制固定翼无人飞
行器远离村庄、湖泊和高山，尽量向平缓地带靠近。第二控制系统计算出一条安全降落几率
最大的线路，以坐标形式发送到失控检测及控制系统。
步骤3.失控检测及控制系统按照接收到的坐标，调用三轴电子罗盘采集方向信
息，向降落点滑翔降落。
步骤4.成功降落后，第二控制系统将所在点坐标通过呼救系统对外发射。
图4为失控检测及控制系统的控制流程图。当固定翼无人飞行器发生失控时，会发
生以下几种状况：
(1)航向方向上突然加速，并且高度快速下降；
(2)固定翼无人飞行器失衡，机身绕横轴或者纵轴旋转。
失控检测及控制系统中的失控处理器一直对陀螺仪、加速计及气压传感器的数据
进行监控采集，将数据进行傅里叶变换，得到其在频域上的频谱。风等自然因素对运行中的
固定翼无人飞行器造成的影响，是相对固定的冲击，在频谱上表现为某一或数量极少的频
率分量。若为失控，则会在频谱内得到范围宽且大量的频率分量，进而判断是否失控坠机。
此方法可以有效避免由风等自然因素造成的误判。
判断为坠机后，失控检测及控制系统对固定翼无人飞行器进行快速稳定操作，并
向第二控制系统发送失控指令，失控指令包括失控激活码、当前高度H1、当前速度V1以及当
前方向。
失控检测及控制系统接收到第二控制系统发来的转弯半径，调用地磁感应器采集
方向信息，控制驱动系统达到控制方向的目的。
旋转结束后，向第二控制系统发送转向成功指令，指令包括当前高度H2、当前速度
V2。
反复接收第二控制系统的速度及落地坐标指令，不断校正方向，直到完成降落任
务。
落地后陀螺仪、气压传感器数据稳定，判断为降落成功，向第二控制系统发送降落
完毕指令。
图5为第二控制系统的控制流程图。在当第二控制系统收到失控指令，则调用GPS
获取当前地点坐标，参考当前高度H1，使用自由落体方程计算出最短落地时间T1，再根据当
前航向速度V1与自由落体时间T1计算出最短飞行距离L1，以此距离为半径定为最小落地范
围，寻找此范围外的最近可降落点。随后结合当前高度H1、当前速度V1，采取以平衡下滑速
度条件下最大可用滚转角对应的转弯半径值为转弯半径R的方法来调整航向，接着使用
直线下滑滑翔降落。
转弯半径，计算如下：
根据绕圆柱平衡下滑的固定翼无人飞行器质点动力学方程，有：
CL(a)QS sinφ＝(mV2cos2γ)/R (1a)
CL(a)QS cosφ＝mg cosγ (1b)
CD(a)QS＝mgsinγ (1c)
式中：CL(a)和CD(a)分别为升力系数与阻力系数,且均为迎角a的函数；Q为动压；S
为机翼面积；为滚转角；m为固定翼无人飞行器质量；V为速度；γ为航迹倾角；R为转弯半
径；g为重力加速度。
由失控检测及控制系统的传感器得到的当前高度H1，当前速度V1，航迹倾角以及
最大可用滚转角取60°作为数据，运用迭代法，可得到盘旋转弯的转弯半径R，将转弯半径R
发送到失控检测及控制系统，进行飞行航向调整。
计算过程：
由于S机翼面积，滚转角，m固定翼无人飞行器质量，V速度，γ航迹倾角，g重力加
速度都是已知参数，故式子(1b)可以变换为：
将其右边替换掉(1a)左边的CL(a)QS：
则有：
收到失控检测及控制系统发过来的转向成功指令，得到转向后的高度H2、速度V2。
并再次开启GPS得到转向后距离降落点距离L2。由于固定翼无人飞行器失去动力后速度会
下降，当速度下降到一定程度时会失速坠毁，为避免失速，定义失速为V’,则飞行最小速度
Vmin>V’。舵机可以控制固定翼无人飞行器纵向下落速度，达到控制航向上速度的目的。则
舵机间接控制航向速度，使用恒定60°滚转角计算转弯半径发送到失控检测及控制系统调
整由风等外力因素带来的航向偏移，达到准确降落的目的。
由于固定翼无人飞行器以横向最小速度Vmin着陆，降落轨迹约为直线，Vmin取
70％×V2到80％×V2。
则有方程：
L2＝T2×Vmin (2)
H2＝VH×T2 (3)
收到失控检测及控制系统发回的降落完毕指令，再次调用GPS获取当前降落点坐
标，发送到呼救系统。