本發(fā)明屬于無人直升機技術領域，具體涉及一種無人直升機燃油預估方法。

背景技術：

現有的飛機燃油預估模型中采用比較典型的預估模型：有基于能量平衡原理的燃油消耗估計模型、應用能量狀態(tài)法預估模型，而這些模型考慮因素不全面，基本上不考慮風速、溫度對耗油率的影響并且上述模型應用的參數很多基本上都需要通過查閱飛機性能的相關參數圖，使用很不方便。除此之外，該模型基本上只考慮巡航或定速階段的燃油消耗。因此該模型很難在工程中得到應用。

利用神經網絡建立了升力和阻力、推力和燃油流量的關系模型，避免了性能圖表查詢的手工操作，提高了計算速度。但該模型沒有考慮飛機運動相關數據，無法直接的估算實際燃油消耗量。Trani應用一定量的性能數據庫數據，結合跟飛記錄數據，訓練神經網絡，得到燃油消耗值。但這種方式對性能數據的選擇要求高，而且無法考慮氣象因素和水平面燃油消耗，飛機在爬升、下降時飛行姿態(tài)、飛機氣動外形變化較大，數據點采集效果欠佳。而此種方法中神經網絡結構收斂速度較慢，預測精度有限。

無人直升機具備懸停、低速飛行等特殊性，在執(zhí)行任務時，有很多不確定性。上述方法和模型很難在無人直升機上工程應用。

技術實現要素：

本發(fā)明的目的:為了解決上述問題，本發(fā)明提供一種無人直升機燃油預估方法，基于大量實驗試飛數據基礎上，采用耗油率數字圖表和飛行參數分析與統(tǒng)計的耗油率結合的技術方案，提高了燃油預估精度。

本發(fā)明的技術方案:一種無人直升機燃油預估方法，基于查耗油率數字圖表和飛行參數分析與統(tǒng)計的耗油率結合的一種混合預估方法，包括以下步驟；

步驟一、根據無人直升機飛行航線對所述飛行航線分析，確定無人直升機飛行航線包含的過程和階段；

步驟二、預估無人機各階段的平均油耗率和各階段的持續(xù)時間t(i)并估算每個階段的平均消耗油量；

步驟三、將各階段的消耗油量進行疊加運算整個飛行過程中燃油消耗量，計算公式如下：

其中GF為燃油消耗量，n為航線飛行包含的飛行階段，為第i個飛行階段的平均耗油率，t(i)為第i階段的持續(xù)時間；

優(yōu)選的，所述步驟二求解每階段持續(xù)時間t(i)過程中，利用空速和地速的差值以及姿態(tài)量、航向模擬估算風速和風向且需經多次改變航向進行估算。

優(yōu)選地，所述步驟二估算每個階段的平均油耗過程中，需獲得每個時刻的瞬時油耗。

優(yōu)選地，所述估算每個時刻的瞬時油耗采用查耗油率數字圖表和飛行參數分析與統(tǒng)計的耗油率結合的方法，計算公式如下：

其中RF為耗油率，fS是通過查耗油率數字圖表得到的耗油；fR是根據飛行參數分析與統(tǒng)計得到的耗油率，C是比例因子；W為飛行重量，HP為大氣高度，Th為大氣溫度，V為飛行速度。

優(yōu)選地，所述比例因子C的范圍為0到1，隨著對飛行參數的分析與統(tǒng)計，有效樣本數N不斷增加，比例因子C不斷增加。

優(yōu)選地，所述耗油率數字圖表為多種典型飛機重量W和高度密度H排列組合得到的空速與耗油率的對應關系圖表并存入本地數據庫。

優(yōu)選地，所述飛行參數分析與統(tǒng)計的原理為根據飛行參數、狀態(tài)，利用數據庫中對應該階段的耗油率關系表并參考數據庫中樣本數據，利用線性差值算法，得到該階段/該時刻的耗油率fR。

本發(fā)明的技術效果:本發(fā)明基于查耗油率數字圖表和飛行參數分析與統(tǒng)計的耗油率結合的自訓練的燃油預估的方法是將兩種燃油預估方法相結合的一種混合預估方法，考慮了溫度和風速等因素對燃油預估的影響，大大提高了預估的精度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種無人直升機燃油預估方法的一優(yōu)選實施例的飛行前燃油預估流程示意圖。

圖2為為本發(fā)明一種無人直升機燃油預估方法的一優(yōu)選實施例的飛行中燃油預估流程示意圖。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下面結合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護范圍的限制。

下面結合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明，請參閱圖1至圖2；

無人直升機在不同飛行過程中，耗油率明顯不同。根據無人直升機的使用特點，此處我們將無人直升機分為如下幾個典型飛行過程，分別為：地面開車過程、懸停過程、加速過程、減速過程、爬升過程、下滑過程、定速/巡航過程。每個過程可以包含若干階段，比如在加速過程中，可以包含加速到V1的階段，加速到V2的階段等等。一般過程的每個階段在時間上是不連續(xù)的，比如進入加速過程的加速完成V1階段后，進入定速巡航過程D1階段，然后進入加速到V2階段后，速度穩(wěn)定后又進入定速巡航過程的D2階段。當無人直升機的飛行航線確定后，我們對航線進行分析，確定無人直升機包含哪些過程、階段，然后計算每個階段的平均耗油率和持續(xù)時間，平均耗油率與持續(xù)時間相乘得到該階段的消耗預估油量。最后將每個階段的預估油量相加即得到整個飛行過程的總油量預估。計算公式如下：

其中GF為燃油消耗量，單位為千克(kg),n為航線飛行包含的飛行階段，(RF)(i)為第i個飛行階段的平均耗油率，單位為千克/秒(kg/s)，t(i)為第i階段的持續(xù)時間。

一般情況，風速對持續(xù)時間t(i)影響比較大。根據飛行控制中速度的控制策略，一般我們采取空速作為信號控制量。當保持空速不變時，風速對地速影響很大，而無人直升機飛行速度一般比較低，從而很大程度上影響燃油消耗。沒有在飛機安裝測風速風向的設備情況下，估算出風速和風向對預估燃油消耗量有著重要意義。

根據飛行控制的姿態(tài)控制策略，當無人直升機懸停在空中時，風速作為干擾量，飛機為了穩(wěn)定會調整姿態(tài)達到飛機平臺穩(wěn)定，通過姿態(tài)的調整量和航向，我們簡單估算風速風向。

當飛行過程中，空速和地速的差值以及姿態(tài)量、航向模擬估算風速和風向，當飛機多次改變航向時，對風速和風向估算越準確。得到風速和風向后，根據預設航線很容易出t(i)，實時校準對航線的燃油預估值。

在燃油預估方法中，要估算每個階段的平均油耗，需要獲得每個時刻的瞬時油耗。計算瞬時油耗采用查耗油率數字圖表和飛行參數分析與統(tǒng)計的耗油率結合的方法。計算公式如下：

其中RF為耗油率，單位為千克/秒(kg/s)。fS是通過查耗油率數字圖表得到的耗油。fR是根據飛行參數分析與統(tǒng)計得到的耗油率。C是比例因子，范圍0到1，代表通過飛行參數分析與統(tǒng)計得到的耗油率對RF影響程度，隨著對飛行參數的分析與統(tǒng)計，有效樣本數N不斷增加，比例因子C不斷增加，隨著C增加，fR在RF比例越來越大。

fS計算方法：

在獲取fS時，飛機起飛重量和高度密度(density height)對耗油率影響很大，不考慮風速的影響。我們這里用到的耗油率數字圖表是一種在典型起飛重量和典型高度密度的情況下，空速與耗油率的對應關系表。綜合飛機的平臺參數和執(zhí)行任務的場景與性質，我們選取3種典型的飛機重量(W1，W2，W3)，4種典型高度密度(H1 0m，H2 1500m，H3 2000m，H4 3000m)，這兩種典型情況排列組合，得到12張空速與耗油率的對應關系曲線/圖表。我們把這12張圖表數字化，存入本地數據庫。

當一條飛行航線(航線包括飛行總距離，總時間，每個階段的飛行速度、高度、動作、任務信息等)確定后，根據飛行總距離和時間，選擇一個典型起飛重量，然后計算該航線不同飛行階段的高度密度Hd，Hd是與氣壓高度Hp和大氣溫度Th有關。具體計算公式如下：

其中Hd為密度高度，Hp為大氣高度(飛行前可用海拔高度等效，飛行過程中根據當前飛行參數顯示的飛機參數)，Th為大氣溫度，如果不能獲得高空大氣溫度，可以用機場環(huán)境溫度，并結合飛機與機場的高度差，估算出高空中大氣溫度，δ為密度比，Δ為壓力比，θ為溫度比。

當選擇飛機起飛重量并計算高度密度Hd后，根據該起飛重量下，4個典型高度密度表，利用一維線性差值得到該密度高度下速度與油耗的對應關系，從而得到fS。

fR計算方法：

根據無人直升機使用特點，用戶可以直接在地面站監(jiān)控軟件中實時監(jiān)控飛機平臺參數，包括當前油量、飛機姿態(tài)、速度(空速、地速)、高度(大氣高度、海拔高度等)、階段狀態(tài)等參數。

在飛機飛行過程中，根據飛機的參數我們很容易確定飛機的飛行階段。當飛機開始進入某一飛行階段時，開始統(tǒng)計進入該階段的飛機當前燃油剩余量、飛機俯仰角、滾轉角、真航向、空速、地速、大氣高度、海拔高度、大氣溫度、退出該階段的燃油剩余量。然后根據這些參數計算該階段持續(xù)時間、燃油消耗量以及估算出風速和風向。利用數據庫技術，將獲取和計算的該階段的參數信息(包括該階段持續(xù)時間、燃油消耗量、大氣高度、海拔高度、大氣溫度、風速、風向、飛機重量等)記錄在數據庫相應數據表中。

通過不斷飛行和試驗，數據庫中記錄的樣本數據越來越多，每次飛行結束后，系統(tǒng)自動對數據庫每個數據表進行數據統(tǒng)計和分析，修正耗油率數據庫關系表，這就我們說的基于飛行參數分析的耗油率自訓練的方法。

飛行參數分析與統(tǒng)計的原理是根據現在飛行參數、狀態(tài)，然后利用數據庫中對應該階段的耗油率關系表并參考數據庫中樣本數據，利用差值等算法，得到該階段/該時刻的耗油率fR。

通過飛行參數分析與統(tǒng)計獲得耗油率的方法的核心是根據以前的飛行數據，自動建立樣本數據庫和耗油率關系庫。建立數據庫時，最重要的一個參數變量是飛機當前的油量，通過飛機當前油量的變化得到某個飛行階段的耗油量，進而通過算法得到耗油率等信息，因此當前油量的顯示準確性對建立數據庫表起到至關重要的作用。

目前大部分無人直升機獲取當前油量都是通過油箱內的傳感器獲得。然而實驗證明，飛機姿態(tài)對油量傳感器的測量結果有很大的影響。因此我們需要根據飛機姿態(tài)變化，對油量傳感器測量結果做進一步修正，該修正方法依然通過實驗數據獲得。我們將飛機固定在模擬臺上，燃油在飛機中加入固定量油(添加的油量我們已知)，然后通過模擬臺改變飛機姿態(tài)(俯仰和滾轉)，然后記錄在該姿態(tài)下，燃油傳感器測量值。經過大量實驗數據，擬合出油量顯示值、俯仰角、滾轉角與真實油量的關系函數，然后通過該函數修正當前油量顯示。

最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術方案，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，本領域的普通技術人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發(fā)明各實施例技術方案的精神和范圍。