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一种新的无人机偏航航迹计算方法 　　某型无人机模拟操作软件在偏航航迹计算上利用中分纬度航迹公式的方法，该方法虽然逻辑简单、容易编程，但中分纬度航迹计算公式是在将地球近似为圆球体的基础上推导出来的，而实际地球形状应该以地球椭球为基准，因此软件计算出的航迹不可避免地会产生误差.同时，软件在航道计算上也存在一定误差：①在无人机飞越赤道、本初子午线和极点时误差较大;②在小偏航角的状态下 (theta;lt;0.1deg;) 因计算精度问题不能得到正确的飞行航迹.本文利用子午线弧长正反解公式，提出了一种新的方法.该方法基于 WGS84 世界大地坐标系，通过对速度进行分解，分别对一定时间间隔无人机飞过的经度与纬度进行计算，再进行特殊情况判别(如飞越赤道等)，最终得到无人机在飞行一定时间后的经纬度坐标.该方法为减小计算量，利用二项式定理得到子午线弧长正解公式;为提高方法精度，利用两点 Hermite 插值得到子午线弧长反解公式，计算无人机等高飞行时的航迹经纬度.最后进行了仿真验证. 　　1 方法原理 　　WGS84 世界大地坐标系是基于卫星跟踪数据、卫星测高和地面中立数据建立的参考系，代表目前美国国防部使用参考系的最高技术水平.它是右手地心直角坐标系，其坐标系定义如图 1 所示.其中，原点 O 为地球质心;Z 轴指向ZWGS84国际地球参考系 IERS 极的方向(IRP);X 轴指向国际地球坐标系 IERS 参考子午面且垂直于Z 轴的方向;Y 轴与其他两轴构成右手地心直角坐标系.已知几何常数为：长半轴 a=6 378 137.0 m，短半轴 b=6356752.3142m. 　　2 方法设计 　　为了避免讨论椭球上任意弧段的弧长这一复杂问题，现将速度矢量 v 进行分解，得平行于该点的经线圈切线的速度矢量 vB和平行于该点的纬度圈切线的速度矢量 vL，vB与 v 的夹角为航迹角 alpha;。 　　本文方法根据以直代曲的思想，以无人机初始速度矢量方向上等长的直线代替无人机实际飞行的弧段来简化计算，通过细化 Dt 可以得到较高的精度. 　　当无人机作曲线运动时速度矢量与真北的夹角在随时变化，因此需要计算一定时间间隔Dt 后 无 人 机 的 航 迹 角 ，以 达 到 修 正 航 迹 的 目的.利用微元的思想，可以有效模拟无人机在小偏航角状态下的飞行轨迹. 　　3 仿真验证 　　本文仿真验证包括以下 3 个内容. 　　1) 设无人机的飞行高度为 4000 m，飞行速度为 50m/s，初始航迹角为 30deg;，偏航角为 0.1deg;，初始纬度为 0deg;，初始经度为 0deg;.计算无人机在小偏航角状态下的偏航航迹，其计算结果如图 4 所示(图中预定航迹是指没有加偏航角时无人机的飞行航迹，实际航迹是指加偏航角时无人机的飞行航迹). 　　2) 设无人机的飞行高度为 4000 m，飞行速度为 50m/s，初始航迹角为 120deg;，偏航角为 0deg;;输入初始纬度为北纬 20deg;，初始经度为西经 20deg;.通过飞行轨迹和数据，验证本文方法对无人机飞越赤道和本初子午时的航迹计算是否正确. 　　3) 设无人机的飞行高度为 4000 m，飞行速度为 50 m/s，初始航迹角为 30deg;，偏航角为 0deg;;输入初始纬度为北纬 66deg;，初始经度为西经 15deg;.通过飞行轨迹和数据验证本算法对无人机飞越极点时的航迹计算是否正确. 　　4 结束语 PoLI 　　针对某型无人机模拟操作软件在偏航航迹计算上存在的问题，充分考虑了无人机穿越本初子午线、赤道和极点等情况，提出了一种基于WGS84 世界大地坐标系的简单有效的计算方法，得到了比较精确的航迹坐标.该方法系统资源占用量小，精度高，可运用于其他飞行器模拟操作软件的偏航航迹计算.