[發(fā)明專利]無人機數(shù)據(jù)鏈電磁環(huán)境效應預測方法及設備

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010468146.4
• 申請日: 2020-05-28
• 公開（公告）號: CN111614418A
• 公開（公告）日: 2020-09-01
• 發(fā)明（設計）人: 陳亞洲;王玉明;張冬曉;程二威;趙敏;許彤
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍陸軍工程大學
• 主分類號: H04B17/373
• 分類號: H04B17/373;H04B17/336;H04B17/345;H04B17/391;H04B7/185
• 代理公司: 石家莊輕拓知識產(chǎn)權代理事務所(普通合伙) 13128
• 代理人: 郭明月

1.一種無人機數(shù)據(jù)鏈電磁環(huán)境效應預測方法，其特征在于：包括模型單元，預測單元、判別單元，模型單元包括模型單元一，模型單元二，其中：

模型單元一，建立無人機飛行模型，分析無人機飛行過程中，數(shù)據(jù)鏈機載端與地面端空間信息交互的應用場景，從而建立無人機空間位置、無人機飛行姿態(tài)、電磁干擾源空間位置的模型；

模型單元二，依據(jù)模型單元一中得到的無人機空間位置、無人機飛行姿態(tài)，結(jié)合無人機數(shù)據(jù)鏈地面端發(fā)射功率、無人機數(shù)據(jù)鏈地面端與機載端天線特性，建立無人機數(shù)據(jù)鏈機載端工作信號接收模型；

預測單元，計算干信比；

判別單元，將預測單元得到的干信比定義為外界電磁干擾對無人機數(shù)據(jù)鏈的動態(tài)壓制系數(shù)K，而無人機數(shù)據(jù)鏈能夠承受的最大允許壓制系數(shù)為K_s，當K≤K_s，不會造成數(shù)據(jù)鏈通信中斷；當KK_s，數(shù)據(jù)鏈通信中斷。

2.根據(jù)權利要求1所述的無人機數(shù)據(jù)鏈電磁環(huán)境效應預測方法，其特征在于：還包括模型單元三，模型單元三依據(jù)模型單元一中電磁干擾源空間位置，結(jié)合電磁干擾源的輻射特性、干擾模式，以及模型單元二中的無人機數(shù)據(jù)鏈機載端接收天線特性，建立無人機數(shù)據(jù)鏈機載端干擾信號接收模型，從而供預測單元計算干信比。

3.根據(jù)權利要求2所述的無人機數(shù)據(jù)鏈電磁環(huán)境效應預測方法，其特征在于：預測單元包括預測單元一和預測單元二，其中：

預測單元一，依據(jù)模型單元二得到的無人機數(shù)據(jù)鏈機載端工作信號接收模型，以及模型單元三得到的無人機數(shù)據(jù)鏈機載端干擾信號接收模型來計算干信比；

預測單元二包括與模型單元一對應的電磁干擾源，以及與模型單元二對應的數(shù)據(jù)鏈控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)鏈監(jiān)測系統(tǒng)，預測單元二將模型單元二的計算數(shù)據(jù)輸出至數(shù)據(jù)鏈控制系統(tǒng)，再由數(shù)據(jù)鏈監(jiān)測系統(tǒng)計算干信比，其中：

數(shù)據(jù)鏈控制系統(tǒng)，將模型單元二得到的無人機數(shù)據(jù)鏈機載端工作信號接收模型反饋至數(shù)據(jù)鏈機載端與地面端信息鏈路上的可調(diào)節(jié)衰減部件當中；

數(shù)據(jù)鏈監(jiān)測系統(tǒng)，從可調(diào)節(jié)衰減部件中讀取機載端工作信號強度和干擾信號強度，并計算干信比。

4.根據(jù)權利要求3所述的無人機數(shù)據(jù)鏈電磁環(huán)境效應預測方法，其特征在于：在模型單元一中，當無人機飛離地面控制站，處于遠場飛行狀態(tài)，將地面控制站、無人機、電磁干擾源均視為點源，以地面控制站為原點O、地平面為基準平面建立空間直角坐標系xyz，且其中x軸為無人機水平飛行狀態(tài)下的機身軸向，z軸為地平面的法線方向；

開始t₀時刻，無人機位于空間直角坐標系O’點處，電磁干擾源位于點I處；

以初始時刻無人機位置O’為另一原點，在無人機水平飛行狀態(tài)下建立機體直角坐標系x’y’z’，該坐標系與原始坐標系xyz的坐標軸方向保持一致；

無人機繞x’軸旋轉(zhuǎn)，滾轉(zhuǎn)角為γ；繞y’軸旋轉(zhuǎn)，俯仰角為α；繞z’軸旋轉(zhuǎn)，航向角為β，旋轉(zhuǎn)角度以右手旋轉(zhuǎn)方向為正方向；

基于坐標系x’y’z’，無人機變換姿態(tài)過程中，對應于原始坐標系xyz的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航的變換矩陣表示為T_γ、T_α、T_β；

設無人機初始飛行速度為v(t)，機身姿態(tài)角為(γ₀,α₀,β₀)，則t₀時刻，若無人機調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)角度(γ,α,β)，此時無人機飛行速度矢量變?yōu)関’(t)＝v(t)T_γT_αT_β；

由無人機飛行速度矢量v’(t)可求得t時刻后，無人機數(shù)據(jù)鏈機載端與地面端之間的相對位置R。