一种无人机自适应着陆导航的方法及装置与流程

1.本发明涉及一种飞行控制领域，尤其涉及一种无人机自适应着陆导航的方法及装置。


背景技术：

2.受到地理环境(如机场外高楼)、空管(如有其它无人机在同一空域有飞行任务，不允许在特定高度着陆)等限制，无人机在着陆前的空域会有不同的要求，通常横侧向的条件比较宽泛，不存在规划难题，主要是受飞行高度的影响，无人机只能限制在某一高度下飞行。对于飞行导航与控制来讲，在不通过操作员人工干预的情况下很难实现可以应对不同着陆高度要求的导航算法对飞行进行引导并完成定点着陆。
3.目前普遍的无人机在着陆下滑的导航设计都采用固定下滑角度高度控制的控制方式，这种方法逻辑较为简单，主要通过高度控制保证着陆位置精度。也有少数采取下滑+拉平的控制方式，在下滑阶段的控制方式与上述方式相同，在下滑阶段后加入拉平阶段，牺牲位置的控制精度对升降速率进行调整。如图1所示，具体方式为：k为空管允许的下滑初始点，b点为退出下滑阶段进入拉平阶段的转段点，h为进入拉平阶段时无人机的飞行高度，g为理想着陆点，也是地面坐标系的原点。地面坐标系中，x轴为水平位置坐标轴，向右为正(无人机由k窗口向g点着陆，待飞距离＝(0
‑
无人机水平坐标位置)，该值随无人机下滑而逐渐减小)，y轴为高度坐标轴，向上为正。无人机在kb段为下滑阶段，纵向控制为高度控制，kb的连线即为给定下滑线，λ为下滑阶段的下滑角，即kb延长线与x轴的夹角。无人机在bg段为拉平阶段，纵向控制为升降速度控制，防止接地时的升降速率过大导致起落架损伤。此段bg的连线不是给定轨迹曲线，可能在实际飞行中受到风干扰影响向发生改变。
4.根据场地需求以某一下滑角度直线下滑的算法，可能会因下滑角度陡峭导致接地时下降速率过大(设计给定下滑线时考虑无风状态，下降速率＝真空速*下滑角度的正弦值，下降速率和下滑角度成正比)，但对于带有起落架采取轮式起降的无人机来说，接地时升降速率过大对于起落架的损伤较大，会减少使用寿命。少数无人机在着陆前可通过图1中拉平的方式增大俯仰角保证着陆姿态并同时减小着陆升降速率，但是拉平阶段的纵向控制需要放弃高度控制转为升降速率控制，无人机不按给定航线飞行，在受到常值风干扰的情况下无法保证着陆位置精度，最终导致着陆点的位置与理想接地点g相差较大。
5.因此，如何在满足不同的机场或空域的限定条件的情况下自适应地生成着陆航线，如何在保证升降速度的同时保证着陆的位置精准等问题成为本领域技术人员亟待解决的问题。


技术实现要素：

6.本发明旨在解决上述问题之一。
7.本发明的主要目的在于提供一种无人机自适应着陆导航的方法。
8.本发明的另一目的在于提供一种无人机自适应着陆导航的装置。
9.为达到上述目的，本发明的技术方案具体是这样实现的：
10.本发明一方面提供了一种无人机的自适应着陆导航的方法，包括：
11.步骤1、以无人机当前位置的待飞距离为自变量确定下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)：
12.h
g
(x)＝a1+a2x+a3x2+a4x3公式(1)，
13.其中，x表示所述无人机的当前位置距离理想着陆点的水平待飞距离，h
g
(x)表示所述无人机的当前位置距离理想着陆点的水平待飞距离为x时的飞行高度，a1为第一航线拟合参数，a2为第二航线拟合参数，a3为第三航线拟合参数，a4为第四航线拟合参数；
14.步骤2、确定所述下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)的一阶微分求导方程：
[0015][0016]
其中，表示所述无人机在任意飞行高度处的曲线斜率；
[0017]
步骤3、根据机场和空管的要求获取所述无人机进入下滑窗口时允许的飞行高度h
a
的值和所述下滑窗口距离理想着陆点的水平待飞距离x0的值；根据所述无人机的机型获取着陆接地时允许的飞行高度h
b
的值和着陆接地时距离理想着陆点的水平距离x1的值；
[0018]
步骤4、将所述h
a
的值、所述x0的值、所述h
b
的值和所述x1的值依次代入所述公式(1)和所述公式(2)中，建立航线拟合参数组的方程组：
[0019][0020]
步骤5、求解所述航线拟合参数组的方程组，得到所述第一航线拟合参数a1、所述第二航线拟合参数a2、所述第三航线拟合参数a3和所述第四航线拟合参数a4；
[0021]
步骤6、将求解得到的所述第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4的值代入所述公式(1)得到符合所述机场和空管以及所述无人机的机型的要求的无人机下滑阶段的给定高度拟合曲线。
[0022]
可选的，所述着陆接地时距离理想着陆点的水平距离x1的值为0；
[0023]
所述无人机着陆接地时允许的飞行高度h
b
为所述无人机着陆时重心相对地面的高度。
[0024]
可选的，当h
g
＝h
a
，x＝x0时，的值为0；当h
g
＝h
b
，x＝x1时，其中，hyd表示所述无人机着陆时期望的升降速率，v
x
表示所述无人机的水平飞行速度。
[0025]
可选的，所述无人机的水平飞行速度v
x
通过以下公式计算得到：
[0026]
其中，v
g
表示所述无人机的给定真空速，所述hyd的值小于所述无人机的落架能承受的最大升降速率。
[0027]
可选的，所述求解所述航线拟合参数组的方程组，得到所述第一航线拟合参数a1、
所述第二航线拟合参数a2、所述第三航线拟合参数a3和所述第四航线拟合参数a4，包括：
[0028]
设矩阵a为：(’代表转置)，
[0029]
矩阵b为：
[0030]
设c矩阵为求解矩阵，c＝inv(b)*a，得出的c矩阵四个值分别为所述第一航线拟合参数a1、所述第二航线拟合参数a2、所述第三航线拟合参数a3和所述第四航线拟合参数a4的值
[0031]
本发明另一方面提供了一种无人机的自适应着陆导航的装置，包括：
[0032]
给定高度拟合曲线构建模块，用于以无人机当前位置的待飞距离为自变量确定下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)：
[0033]
h
g
(x)＝a1+a2x+a3x2+a4x3公式(1)，
[0034]
其中，x表示所述无人机的当前位置距离理想着陆点的水平待飞距离，h
g
(x)表示所述无人机的当前位置距离理想着陆点的水平待飞距离为x时的飞行高度，a1为第一航线拟合参数，a2为第二航线拟合参数，a3为第三航线拟合参数，a4为第四航线拟合参数；
[0035]
所述给定高度拟合曲线构建模块，还用于确定所述下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)的一阶微分求导方程：
[0036][0037]
其中，表示所述无人机在任意飞行高度处的曲线斜率；
[0038]
获取模块，用于根据机场和空管的要求获取所述无人机进入下滑窗口时允许的飞行高度h
a
的值和所述下滑窗口距离理想着陆点的水平待飞距离x0的值；根据所述无人机的机型获取着陆接地时允许的飞行高度h
b
的值和着陆接地时距离理想着陆点的水平距离x1的值；
[0039]
求解模块，用于将所述h
a
的值、所述x0的值、所述h
b
的值和所述x1的值依次代入所述公式(1)和所述公式(2)中，建立航线拟合参数组的方程组：
[0040][0041]
所述求解模块，还用于求解所述航线拟合参数组的方程组，得到所述第一航线拟合参数a1、所述第二航线拟合参数a2、所述第三航线拟合参数a3和所述第四航线拟合参数a4；将求解得到的所述第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4的值代入所述公式(1)得到符合所述机场和空管以及所述无人机的机型的要求的无人机下滑阶段的给定高度拟合曲线。
[0042]
可选的，所述着陆接地时距离理想着陆点的水平距离x1的值为0；
[0043]
所述无人机着陆接地时允许的飞行高度h
b
为所述无人机着陆时重心相对地面的高度。
[0044]
可选的，当h
g
＝h
a
，x＝x0时，的值为0；当h
g
＝h
b
，x＝x1时，其中，hyd表示所述无人机着陆时期望的升降速率，v
x
表示所述无人机的水平飞行速度。
[0045]
可选的，所述无人机的水平飞行速度v
x
通过以下公式计算得到：
[0046]
其中，v
g
表示所述无人机的给定真空速，所述hyd的值小于所述无人机的落架能承受的最大升降速率。
[0047]
可选的，所述求解模块通过以下方式求解所述航线拟合参数组的方程组，得到所述第一航线拟合参数a1、所述第二航线拟合参数a2、所述第三航线拟合参数a3和所述第四航线拟合参数a4：
[0048]
设矩阵a为：(’代表转置)，
[0049]
矩阵b为：
[0050]
设c矩阵为求解矩阵，c＝inv(b)*a，得出的c矩阵四个值分别为所述第一航线拟合参数a1、所述第二航线拟合参数a2、所述第三航线拟合参数a3和所述第四航线拟合参数a4的值。
[0051]
由上述本发明提供的技术方案可以看出，本发明提供了一种无人机自适应着陆导航的方法及装置，可以根据不同的机场或空管的适航要求以及各种无人机机型的适航要求自适应地拟合出最优的给定高度拟合曲线，保证了无人机可在不同机场适应不同的下滑窗口要求，并在保证接地升降速度的同时保证着陆的位置精度。
附图说明
[0052]
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他附图。
[0053]
图1为现有技术提供的无人机着陆轨迹设计的示意图；
[0054]
图2为本发明实施例1提供的无人机自适应着陆导航的方法的流程图；
[0055]
图3为本发明实施例1提供的着陆导航航线示意图；
[0056]
图4为本发明实施例1提供的一个应用示例中求解航线拟合参数后的给定高度拟合曲线和实际飞行高度的示意图；
[0057]
图5为本发明实施例1提供的一个应用示例中求解航线拟合参数后的给定高度拟合曲线中的升降速度变化曲线示意图；
[0058]
图6为本发明实施例1提供的无人机自适应着陆导航的装置的结构示意图。
具体实施方式
[0059]
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
[0060]
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或数量或位置。
[0061]
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0062]
实施例1
[0063]
本实施例中，面对不同的空管和场地限制的要求以及各种机型的无人机着陆时的位置精度要求和升降速率，在设计着陆轨迹时，主要针对以下几个方面考虑：(1)进入下滑航线前的飞行高度要求；(2)进入下滑航线时距离着陆点的距离要求(3)着陆接地时无人机的升降速率要求；(4)着陆接地时的着陆位置精度要求(定点着陆，着陆时无人机距离理想着陆点前后不能超过50m)。其中，第(1)点与第(2)点的要求通常由机场当地的空管提出；第(3)点中，无人机的升降速率对于不同的无人机机型和起落架强度来说有不同的要求，通常根据起落架设备的承受能力或其他飞行控制需求而定；第(4)点中，着陆时的位置精度通常要求越高越好，尽可能实现定点着陆。
[0064]
因此，本实施例通过以下思路来确定下滑阶段的给定高度拟合曲线，即给定高度拟合曲线：设计一套参数可自适应机场场地和空管要求的给定高度拟合曲线h
g
(x)，在保证可以按照机场空管要求高度和待飞距离进入下滑窗口的同时，接地时的着陆精度和下降速率也符合设计需求。
[0065]
由于无人机在进入下滑阶段时通常通过调整俯仰角使无人机跟随给定高度的方式保证无人机跟随下滑线飞行，因此需要设计给定高度的导航算法。
[0066]
因此，本发明实施例提供了一种无人机自适应着陆导航的方法。如图2所示，该无人机自适应着陆导航的方法，包括以下步骤(s101
‑
s106)：
[0067]
s101、以无人机当前位置的待飞距离为自变量确定下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)：
[0068]
h
g
(x)＝a1+a2x+a3x2+a4x3公式(1)
[0069]
其中，x表示无人机的当前位置距离理想着陆点的水平待飞距离，h
g
(x)表示无人
机的当前位置距离理想着陆点的水平待飞距离为x时的飞行高度，a1为第一航线拟合参数，a2为第二航线拟合参数，a3为第三航线拟合参数，a4为第四航线拟合参数；理想着陆点即为图1中的g点。
[0070]
本实施例中，无人机在进入下滑阶段着陆轨迹的给定高度值可以通过公式(1)表示，通过公式(1)中x和h
g
一一对应的关系保证任意时刻无人机的位置精度。
[0071]
s102、确定下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)的一阶微分求导方程：
[0072][0073]
公式(2)中对x进行求导的意义是：针对公式(1)中给定高度拟合曲线的给定高度h
g
，的值表示在任意高度给定值“h
g”处的曲线斜率，即该点所对应下滑角度的正切值，反应了给定高度拟合曲线中无人机实时的下滑角度λ。
[0074]
s103、根据机场和空管的要求获取无人机进入下滑窗口时允许的飞行高度h
a
的值和下滑窗口距离理想着陆点的水平待飞距离x0的值；根据无人机的机型获取着陆接地时允许的飞行高度h
b
的值和着陆接地时距离理想着陆点的水平距离x1的值；
[0075]
本实施例中，根据机场和空管的要求，不同的机场和空管允许的下滑窗口的h
a
的值和x0的值不同，需根据实际飞入的机场要求实时获取。此外，h
b
的值和x1的值对于不同的无人机机型和起落架强度来说有不同的要求，通常根据起落架设备的承受能力或其他飞行控制需求而定。其中，作为本实施例中一种可选的实施方式，无人机着陆接地时允许的飞行高度h
b
可以为无人机着陆时重心相对地面的高度，一般来说，无人机着陆时重心相对地面的高度略高于起落架离地高度。该数值与飞行器设计相关，不同机型的重心对地高度不同，通常在1m以上。
[0076]
s104、将h
a
的值、x0的值、h
b
的值和x1的值依次代入公式(1)和公式(2)中，建立航线拟合参数组的方程组：
[0077][0078]
作为本实施例中的一种可选实施方式，在无人机进入下滑窗口时，h
g
＝h
a
，x＝x0，其中，h
a
为进入下滑窗口时允许的飞行高度，x0为下滑窗口距离理想着陆点的水平待飞距离，由于机场和空管的要求不同，相应的，h
a
和x0的取值不同。本实施例中，通过选取符合机场和空管要求的h
a
和x0的取值，可以保证下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)可以按照机场和空管要求的高度和待飞距离进入下滑窗口。
[0079]
由于无人机进入下滑窗口的点与无人机退出定高阶段(进入下滑窗口之前为定高平飞阶段)的点为同一点，可视为进入下滑阶段的初始角度等于定高平飞的下滑角度(0
°
)，即下滑曲线的斜率为0，因此，上述航线拟合参数组的方程组中，的值为0。
[0080]
作为本实施例中的一种可选实施方式，无人机在着陆接地时，h
g
＝h
b
，x＝x1，其中，h
b
为无人机着陆接地时的飞行高度，x1为无人机着陆接地时距离理想着陆点的水平距离的
值。本实施例中，理想着陆点为g点(参见图1和图3)，g点为本算法设计中地面坐标系原点，无人机在着陆接地时，当前位置在水平方向上与原点重合，因此，x1的值为0。由于无人机机型和起落架强度来说有不同的要求，相应的，h
b
的取值通常根据起落架设备的承受能力或其他飞行控制需求而定，也会不同。本实施例中，通过选取符合无人机机型和起落架强度要求的h
b
的取值，可以保证无人机在按照下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)进行着陆接地时的着陆精度和下降速率也符合设计需求。
[0081]
参见图3，针对g点，的值为着陆时期望的下滑线斜率，对应的下滑角λ也反应了无人机在该点飞行速度的方向，可通过给定真空速v
g
与升降速度hyd计算所得。作为本实施例中的一种可选方式，具体计算方法如下：的值为下滑角λ的正切值，从数值上等于无人机在该点升降速率与水平方向速度的比值(即给定真空速v
g
在地面坐标系中纵向分量与水平分量的比值)，其中，hyd为无人机着陆时期望的升降速率，该数值需根据起落架强度考虑取值，通常要略低于起落架所能承受的最大升降速率(如起落架允许以最大1.5m/s的升降速率着陆，则该值可设置为1～1.2m/s)。v
x
为无人机的水平飞行速度，作为本实施例中一种可选的所述方式，该值可以通过将给定真空速v
g
在地面坐标系正交分解后勾股定理计算所得：
[0082]
s105、求解航线拟合参数组的方程组，得到第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4；
[0083]
本实施例中，在步骤s104中将符合机场和空管要求的h
a
和x0、符合无人机机型以及起落架设备的承受能力的h
b
和x1以及代入航线拟合参数组的方程组后，就可以求解到航线拟合参数(a1、a2、a3和a4)，而且，求解到的航线拟合参数(a1、a2、a3和a4)可自适应地生成符合机场场地和空管要求以及满足着陆精度和下降速率要求的给定高度拟合曲线h
g
(x)，在保证可以按照要求高度和待飞距离进入下滑窗口的同时，接地时的着陆精度和下降速率也符合设计需求。
[0084]
下面，作为本实施例一种可选的实施方式，本实施例提供一种具体的求解航线拟合参数组的方程组，得到第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4的实现方式，但本发明并不限于此，本发明对于求解方程组的方式不做限制。
[0085]
根据该航线拟合参数组的方程组的构成和特点，写成矩阵计算的形式便于计算。
[0086]
设矩阵a为：(’代表转置)。
[0087]
矩阵b为：
[0088]
设c矩阵为求解矩阵，c＝inv(b)*a，得出的c矩阵四个值分别为a1、a2、a3和a4的值。
[0089]
以某长航时无人机为例，无人机的重心距离高度h
b
为1.02m，其给定真空速v
g
为30.55m/s，起落架允许最大升降速率为1.2m/s，故设计无人机着陆时期望的升降速度hyd为
‑
0.6m/s。针对某机场的适航空管要求，下滑窗口距离理想着陆点水平距离x0为4800m，高度差h
a
约为310m。
[0090]
根据上述情况，h
a
＝310m，h
b
＝1m，
[0091]
由于待飞距离x的值相对较大，将公式中待飞距离的量采取0.01的比例尺处理。
[0092]
因此：矩阵a为：[310 0 1
‑
0.0117]’[0093]
矩阵b为：
[0094]
通过计算求得：a1＝1，a2＝
‑
0.0117，a3＝0.4028，a4＝
‑
0.0056。
[0095]
s106、将求解得到的第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4的值代入公式(1)得到符合机场和空管以及无人机的机型的要求的无人机下滑阶段的给定高度拟合曲线。
[0096]
具体地，将上述具体方式中求解得到的a1＝1，a2＝
‑
0.0117，a3＝0.4028，a4＝
‑
0.0056代入公式(1)得到无人机下滑阶段的给定高度拟合曲线如下：
[0097]
h
g
(x)＝1
‑
0.0117x+0.4028x2‑
0.0056x3[0098]
参见图4和图5，图4为求解航线拟合参数后的给定高度拟合曲线和实际飞行高度的示意图。图5为该给定高度拟合曲线中的升降速度变化曲线示意图。
[0099]
图4中横坐标为飞行距离，纵坐标为飞行高度。从实际效果来看，在使用本实施例提供的无人机自适应着陆导航的方法对无人机进行引导后，可以保证精准的着陆位置的精确性，当无人机的飞行高度为1.023m时(即无人机重心对地高度为1.023m时)，飞行距离为4800m，无人机在理想着陆点着陆，实现了精准着陆控制。图5中展现了升降速度变化趋势，对比图1可知，下滑曲线前半段下滑角逐渐增大，因此，升降速度较大，后半段临近接地，下滑角逐渐减小，因此升降速度逐渐减小，最终接地时升降速度为
‑
0.5843m/s，满足设计要求，随后无人机转入滑跑段，升降速度为0m/s。
[0100]
通过本发明实施例提供的无人机自适应着陆导航的方法，可以根据不同的机场或空管的适航要求以及各种无人机机型的适航要求自适应地拟合出最优的着陆导航航线，保证了无人机可在不同机场适应不同的下滑窗口要求，并在保证接地升降速度的同时保证着陆的位置精度。
[0101]
实施例2
[0102]
本实施例提供了一种无人机的自适应着陆导航的装置。该装置可以安装于无人机内，可以实施实施例1中提供的无人机的自适应着陆导航的方法。本实施例仅对该无人机的自适应着陆导航的装置的结构做简要描述，其他未尽事宜请参见实施例1中的描述。
[0103]
如图6所示，该无人机的自适应着陆导航的装置包括：给定高度拟合曲线构建模块、获取模块和求解模块，其中：
[0104]
给定高度拟合曲线构建模块，用于以无人机当前位置的待飞距离为自变量确定下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)：
[0105]
h
g
(x)＝a1+a2x+a3x2+a4x3公式(1)，
[0106]
其中，x表示无人机的当前位置距离理想着陆点的水平待飞距离，h
g
(x)表示无人机的当前位置距离理想着陆点的水平待飞距离为x时的飞行高度，a1为第一航线拟合参数，a2为第二航线拟合参数，a3为第三航线拟合参数，a4为第四航线拟合参数；
[0107]
给定高度拟合曲线构建模块，还用于确定下滑阶段的给定高度拟合曲线h
g
(x)的一阶微分求导方程：
[0108][0109]
其中，表示无人机在任意飞行高度处的曲线斜率；
[0110]
获取模块，用于根据机场和空管的要求获取无人机进入下滑窗口时允许的飞行高度h
a
的值和下滑窗口距离理想着陆点的水平待飞距离x0的值；根据无人机的机型获取着陆接地时允许的飞行高度h
b
的值和着陆接地时距离理想着陆点的水平距离x1的值；
[0111]
求解模块，用于将h
a
的值、x0的值、h
b
的值和x1的值依次代入公式(1)和公式(2)中，建立航线拟合参数组的方程组：
[0112][0113]
求解模块，还用于求解航线拟合参数组的方程组，得到第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4；将求解得到的第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4的值代入公式(1)得到符合机场和空管以及无人机的机型的要求的无人机下滑阶段的给定高度拟合曲线。
[0114]
作为本实施例中的一种可选实施方式，着陆接地时距离理想着陆点的水平距离x1的值为0；
[0115]
无人机着陆接地时允许的飞行高度h
b
为无人机着陆时重心相对地面的高度。
[0116]
作为本实施例中的一种可选实施方式，当h
g
＝h
a
，x＝x0时，的值为0；当h
g
＝h
b
，x＝x1时，其中，hyd表示无人机着陆时期望的升降速率，v
x
表示无人机的水平飞行速度。
[0117]
作为本实施例中的一种可选实施方式，无人机的水平飞行速度v
x
通过以下公式计算得到：其中，v
g
表示无人机的给定真空速，hyd的值为1～1.2m/s。
[0118]
作为本实施例中的一种可选实施方式，求解模块通过以下方式求解航线拟合参数组的方程组，得到第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4：
[0119]
设矩阵a为：(’代表转置)，
[0120]
矩阵b为：
[0121]
设c矩阵为求解矩阵，c＝inv(b)*a，得出的c矩阵四个值分别为第一航线拟合参数a1、第二航线拟合参数a2、第三航线拟合参数a3和第四航线拟合参数a4的值。
[0122]
通过本发明实施例提供的无人机自适应着陆导航的装置，可以根据不同的机场或空管的适航要求以及各种无人机机型的适航要求自适应地拟合出最优的给定高度拟合曲线，保证了无人机可在不同机场适应不同的下滑窗口要求，并在保证接地升降速度的同时保证着陆的位置精度。
[0123]
流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。
[0124]
应当理解，本发明的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，多个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，如果用硬件来实现，和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(pga)，现场可编程门阵列(fpga)等。
[0125]
本技术领域的普通技术人员可以理解实现上述实施例方法携带的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，该程序在执行时，包括方法实施例的步骤之一或其组合。
[0126]
此外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理模块中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。所述集成的模块如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。
[0127]
上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。
[0128]
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
[0129]
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨
的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。本发明的范围由所附权利要求及其等同限定。