專利名稱：用來對(duì)動(dòng)力翼翼型的飛行進(jìn)行自動(dòng)控制的方法和系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用來對(duì)動(dòng)力翼翼型的飛行(the flight of powerwing airfoils)進(jìn)行自動(dòng)控制的系統(tǒng)和方法，特別是適用于 通過這個(gè)與"轉(zhuǎn)盤"型系統(tǒng)相連的動(dòng)力翼翼型的飛行來使產(chǎn)生 的電能達(dá)到最優(yōu)。
背景技術(shù)：
眾所周知，關(guān)于無人飛機(jī)(UAV)的飛行有大量的文獻(xiàn)和許 多的技術(shù)方案。正如大家所知道的那樣，人對(duì)機(jī)翼翼型如風(fēng)箏 飛行的控制主要來自于眼睛對(duì)機(jī)翼翼型空間位置和方向的估 計(jì)，由此提供感知數(shù)據(jù)從而實(shí)現(xiàn)對(duì)牽引繩索的操控。機(jī)翼翼型 的自動(dòng)操控必然要通過上述這種人的敏感性的精確再現(xiàn)來實(shí) 現(xiàn)。
然而現(xiàn)有的技術(shù)和文獻(xiàn)中并沒有對(duì)動(dòng)力翼翼型的飛行特別 是"動(dòng)力風(fēng)箏"的飛行進(jìn)行自動(dòng)控制的解決方案和研究結(jié)果，
事實(shí)上，大家均認(rèn)為與這種控制相關(guān)的問題具有多樣性和復(fù)雜 性，由此需要使用最先進(jìn)的控制方法和算法。事實(shí)上，動(dòng)力翼 翼型的飛行及其建模會(huì)涉及到多變量非線性系統(tǒng)的使用，其所 監(jiān)測的控制規(guī)范相對(duì)于參數(shù)的變化和無法精確建模的動(dòng)力性能 來說具有相對(duì)較強(qiáng)的要求。基于這種特性，控制系統(tǒng)還必須提 供控制校正功能，其基于虛擬模型設(shè)計(jì)出來，在實(shí)現(xiàn)的時(shí)候采 用實(shí)際系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)值。根據(jù)Nyquist和Bode的大量工作，在對(duì) 控制進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)所采用的系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型的近似性會(huì)給實(shí)際系統(tǒng) 的控制帶來 一 些問題，這個(gè)領(lǐng)域的研究人員始終關(guān)注于這些問 題。然而，僅僅是從70到80年代開始才出現(xiàn)相關(guān)的研究成果， 由此才能對(duì)控制系統(tǒng)分析和結(jié)合中所用模型的不確定性所產(chǎn)生 的影響進(jìn)行系統(tǒng)地、定量地處理，因此才在魯棒控制(robust control)領(lǐng)域中產(chǎn)生大量的研究成果。由于這些方法能用來解 決現(xiàn)實(shí)存在的大部分問題，因此必須通過適當(dāng)?shù)谋孀R(shí)方法來獲 得這些特性，同時(shí)這些方法能用在所控制的實(shí)際系統(tǒng)的測量結(jié) 果上，這類參考文獻(xiàn)就是魯棒辨識(shí)、面向控制的辨識(shí)或者是集 員辨識(shí)。上述這些方面主要存在下面的成果
-Horowitz, "Synthesis of Feedback Control systems", Acadimic Press, 1963;
-Menga g.， Milanese M.， Negro A.， "Min-max quadratic cost contol of systems described by approximate models",正EE Trans. Aut. Contr， 1976;
6- J.C. Doyle,"Guaranteed margins ofr LQG regulators",正EE Trans. Aut. Contr, 1978;
- V.L. Kharitonov, "Asymptotic stability of an equilibrium position of a family of systems of linear differential equations", differential Equations, 1979;
-G Zames， "Feedback and optimal sensitivity",正EE Trans. Aut. Contr， 1981-1982;
-H. Kimura^ "Robust stabilizability for a class of transfer fUnction"，正EE
Trans. Aut. Contr， 1984; -J.C. Doyle， k. Glover, P.R Khaigonekar, B.A. Francis, "State space solution
to standard H-2 and H-inf control problems",正EE Trans. Aut. Contr， 1989; -S.P. Bhattacharyya, H. Chapellat, L.H. keel， "Robust Control: The Parametric
Approach", Prentice Hall， 1995; -K. Zhou， J. C. Doyle， K. Glover, "Robust and Optimal Control", Prentice
Hall, 1996;
-M. Milanese, R. Tempo, A. Vicino (Eds)， "Robustness in Identification and control", Plemmij London, 1989;
- 正EE Trans. On Aut. Contr" "Special Issue on System Identification for Robust Control Desigh"， 1992;
- A.B. Kurzhanksi, V.M. Veliov (Eds)， "Modeling Techniques for Uncertain Systems", Birkhauser， 1984;
-B. Ninness and CI C. Goodwin, "Estimation of model quality", Automatics, 1995;
-M. Milanese, J. Norton, H. Piet-Lahanier， E. Walter (Eds)， "Bounding Approaches to System Identification", Plenum Press, 1996;
- J. R. Partington, "Interpolation, Identification, and Sampling", Clarendon Press; 1996;
-H.Kimura， M. Milanese (Org.), Invited Session "Model Set Theoty in Identification and Control", 38th正EE CDC， Phoenix, 1999;
陽 J. chen， G Gu， "Control~oriented system identification: an H-infinity approach", John Wiley, 2000;
-Int. J. of Robust and Nonlinear Control, Special Issue on "Robust control from data", M. Milanese, M. Taragna Eds" 2004.
除了上述這些文獻(xiàn)和著作，在魯棒辨識(shí)和控制方面具有國 際水平的新方法和算法還有其它的國際性文章，特別是下面 這些文獻(xiàn)所涉及的線性非線性復(fù)合系統(tǒng)近似模型的辨識(shí)方 法
-M. Milanese, G Belforte: "Estimation theory and uncertainty intervals evaluation in presence of unknown but bouned errors: linear families of model and estimators",正EE Transactions on Automatic Control, vol. 27， n. 2， April 1982.
陽 M. Milanese, R. Tempo:，，Optimal Algorithms Theory for robust estimation
and prediction",正EE Trans. AC, August 1985. -B.Z. Kacewicz， M. Milanese, A. Vicino: "Conditionally optimal algorithms
and estimation of reduced order models" Invited paper 2nd Int. Symposiumon Optimal Algorithms, new yorkj 1987. Also Journal of complexity ol. 4， pp. 73-85， 1988.
-M. Milanese, A. Vicino， "optimal estimation theory for dynamic systems with set membership uncertainty: an overview", Automatical vol. 27， 997-1009， 1991;
-L. Giarre， B. Z. Kacewicz， M. Milanese, "Model quality evaluation in set
membership identification", Automatical vol. 33， no. 6， pp. 1133-1139， 1997; -M. Milanese, M. Taragna， "Optimality， approximation, and co啤lexity in Set
Membership H-inf identification",正EE Transactions on Automatic Control,
vol. AC"47(10), pp. 1682-1690,2002; -M. Milanese, C. Novara^ "Set Membership Identification of Nonlinear
Systems", Automatic^ Vol. 40/6， pp. 957-975， 2004; -K. Hsu， M. claassen, C. Novara^ P. Khargonekar, M. Milanese, K Poolla^
"Non-parametric Identification of Static Nonlinearities in a General
Interconnected System", International Federation Automatic Control World
Conference, Prague,2005.
魯棒控制起始于下面文獻(xiàn)所涉及的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù) -M. Milanese, GL Fiorio， S. Malan， "Robust performances control desigh for
a high accuracy calibration device", Auto咖tica， Special Issue on Robust
Control, vol. 29， pp. 147-156， 1993; 陽 S. Malan, M. Milanese, d. Regruto and M. Taragna^ "Robust control from
data via uncertainty model sets indentification"， International Journal of
Robust and Nonlinear Control, Special Issue on "Robust control from data",
2004.
魯棒控制在其飽和度具有抗飽和方法和MPC時(shí)涉及下面的文獻(xiàn) -M. Canale， M. Milanese, "Robust desigh of predictive controllers in presence
of unmodeled dynamics", European Journal of Control, vol. 9， no. 5， 2003; -M. Canale， M. Milanese, Z. Ahmad, E. Matta， "An Improved Semi-Active
Suspension Control Strategy Using Predictive Techniques", Proc.正EE
International Conference on Information & communication Technologies,
Damasco， 2004; 同時(shí)它們對(duì)不同申請(qǐng)部分的申請(qǐng)涉及下面的文獻(xiàn) -M. Milanese, C. Novara^ P. Gabrielli, L. Te皿eriello， "Experimental
Modelling of vertical dynamics of vehicles with controlled suspensions",
SAE World Congress, Detroit^ Michigan, 2004; -M. Milanese, C. Nov叫"Set Membership Prediction of River Flow",
Systems and Control Letters, Vol. 53/1, pp. 31-39， 2004; -A. Chiesa^ "Tecniche di controllo Fault Tolerant per velivoli Senza pilota
(UAV)" Graduating Paper, responsible M. Milanese, Politecnico di Torino,
2004;
-M. Milanese, C. Novara^ L. Pivano， "Structured SM identification of vehicles vertical dynamics", Mathematical and Computer Modelling of Dynamical Systems (Special Issue), 2005.
然而，從上述文獻(xiàn)可知，還沒有一種系統(tǒng)和/或方法用于自動(dòng)
8控制動(dòng)力翼翼型的飛行，其中的翼型為預(yù)測性操作，即其根據(jù) 機(jī)翼翼型自身未來飛行狀況的觀測和預(yù)判來進(jìn)行操作，由于預(yù) 測問題，因此其需要考慮到各種臨界狀況和錯(cuò)誤。
意大利專利申請(qǐng) TO2003A000945 和歐洲專利申請(qǐng) EP04028646.0,均要求了本申請(qǐng)人的優(yōu)先權(quán)，公開了一種將通 過對(duì)動(dòng)力翼翼型的飛行進(jìn)行預(yù)測自適應(yīng)控制來將氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)
換成電能的系統(tǒng)，其中的翼型連接到一種"轉(zhuǎn)盤"型系統(tǒng)上。 在該系統(tǒng)中，最好是采用一種系統(tǒng)和一種方法來自動(dòng)控制所用 動(dòng)力翼翼型的飛行，由此就能根據(jù)上述申請(qǐng)所述的模式來實(shí)時(shí) 地驅(qū)動(dòng)機(jī)翼翼型。然而，在現(xiàn)有的技術(shù)中，還沒有系統(tǒng)能夠以 一種高效地方式來對(duì)"轉(zhuǎn)盤"型系統(tǒng)中所用的機(jī)翼翼型的飛行 進(jìn)行控制。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的目的在于通過一種系統(tǒng)和方法來解決現(xiàn)有技 術(shù)中的上述問題，該系統(tǒng)和方法基于對(duì)機(jī)翼翼型未來飛行狀態(tài)的 觀測和預(yù)判根據(jù)"優(yōu)選控制策略"以一種預(yù)測的方式來對(duì)動(dòng)力翼 翼型的飛行進(jìn)行自動(dòng)控制，這其中要考慮由預(yù)測帶來的各種臨界 狀況和錯(cuò)誤，從而能夠避免局部極大、振動(dòng)和驅(qū)動(dòng)不穩(wěn)。
本發(fā)明的另一個(gè)目的是提供一種系統(tǒng)和一種方法來自動(dòng)控制 意大利專利申請(qǐng)TO2003A000945和歐洲專利申請(qǐng)EP04028646.0 中所述"轉(zhuǎn)盤"型系統(tǒng)中所用動(dòng)力翼翼型的飛行。
本發(fā)明的上述和其它目的和優(yōu)點(diǎn)通過一種如權(quán)利要求1所述 的用來自動(dòng)控制動(dòng)力翼翼型飛行的系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)，這一點(diǎn)通過下面 的說明將更加清楚。
此外，本發(fā)明的上述和其它目的和優(yōu)點(diǎn)通過一種如權(quán)利要求 27所述的用來自動(dòng)控制動(dòng)力翼翼型飛行的方法來實(shí)現(xiàn)。


參照附圖，下面通過本發(fā)明的一些非限定性的優(yōu)選實(shí)施例來 描述本發(fā)明，其中
圖1是一方塊圖，其展示的是本發(fā)明自動(dòng)控制動(dòng)力翼翼型飛 行的系統(tǒng)中的主要部件；
圖2a的曲線圖表示的是一種與一動(dòng)力翼翼型相關(guān)的參照系 統(tǒng)，其中的動(dòng)力翼翼型約束于一種已知的"轉(zhuǎn)盤"型系統(tǒng)；
圖2b的示圖表示的是一重力加速度矢量的矢量分量；
圖3的示圖表示的是動(dòng)力翼翼型相對(duì)于氣流方向和感知的航 行區(qū)域；
一圖4a的示圖表示的是本發(fā)明方法中動(dòng)力翼翼型的三維飛行目 標(biāo)；
圖4b表示的是圖4a中示圖的平面示圖5表示的是圖4在帶有本發(fā)明方法的一些參數(shù)時(shí)的示圖；以及
圖6表示的是已知"轉(zhuǎn)盤"型系統(tǒng)在機(jī)翼翼型通過本發(fā)明系 統(tǒng)和/或方法進(jìn)行驅(qū)動(dòng)時(shí)其中某些飛行步驟下的頂視圖。
優(yōu)選實(shí)施例
在下面的說明中，本發(fā)明系統(tǒng)和方法的描述將以一種優(yōu)選地、 示例性地方式來針對(duì)意大利專利申請(qǐng)TO2003A000945和歐洲專 利申請(qǐng)EP04028646.0中所述動(dòng)力翼翼型飛行的自動(dòng)控制進(jìn)行。因 此，由于簡化的考慮，對(duì)于下面將要提到的與現(xiàn)有"轉(zhuǎn)盤"型系 統(tǒng)相同的部件，其詳細(xì)說明必須參考上述的申請(qǐng)。顯然，本發(fā)明 的系統(tǒng)和方法也能用于其它的、不同于"轉(zhuǎn)盤"型系統(tǒng)的場合， 其中只要在本領(lǐng)域技術(shù)人員的能力范圍之內(nèi)進(jìn)行適當(dāng)?shù)刈兏?可。
在本文中，我們假定至少有一個(gè)動(dòng)力翼翼型的飛行是由這樣 的一種驅(qū)動(dòng)單元進(jìn)行控制的，該驅(qū)動(dòng)單元配有交流電動(dòng)絞盤，其 中的翼型通過相應(yīng)的兩根驅(qū)動(dòng)纜通過到絞盤上，這一點(diǎn)參見 TO2003A000945和EP04028646.0。
參見圖la，我們可以看，本發(fā)明用來自動(dòng)控制至少一個(gè)動(dòng)力 翼翼型2飛行的系統(tǒng)1包括
-第一檢測裝置3，其裝在動(dòng)力翼翼型2上，用來檢測出第一 信息3a，該信息至少涉及翼型2在空間的位置和方向及其三維加
-'第二檢測裝置5,其裝在地面上，用來檢測出第二信息5a, 該信息至少涉及機(jī)翼翼型2驅(qū)動(dòng)纜上的拉力以及驅(qū)動(dòng)單元9配重 的位置；
-第一信息3a和第二信息5a的處理和控制裝置7，其用來將 這些信息的內(nèi)容轉(zhuǎn)換驅(qū)動(dòng)單元9的機(jī)械驅(qū)動(dòng)操作從而沿著飛行軌 道驅(qū)動(dòng)機(jī)翼翼型2,該飛行軌道能夠使機(jī)翼翼型所處氣流作用在 機(jī)翼翼型2上的"提升"作用最大，并能使氣流所產(chǎn)生的動(dòng)能達(dá) 到最大；事實(shí)上，我們還可以看到，如果動(dòng)力翼翼型沒有以"提 升"的方式掃過氣流的風(fēng)鋒，那么不僅僅是由此施加到驅(qū)動(dòng)纜上 的牽引力(其由此也能作用在"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)的臂上)遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于將 通過"拖拽"作用將機(jī)翼翼型停留于最大風(fēng)阻點(diǎn)中所施加的力， 而且機(jī)翼翼型在"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生剎車效應(yīng)的區(qū)域也完全 消失了；更為特別的是，處理和控制裝置7包括一個(gè)幾何電機(jī) (geometrical motor) 7a，其能夠?qū)Φ?一 信息3a進(jìn)行處理從而將 機(jī)翼翼型2的位置、加速度和方向信息返回給一個(gè)常規(guī)類型的數(shù) 字控制器7b，該控制器能夠?qū)︱?qū)動(dòng)單元9的絞盤進(jìn)行操作9a,從 而對(duì)驅(qū)動(dòng)纜的牽引力進(jìn)行控制；以及
-第一信息3a到處理和控制裝置7特別是幾何電機(jī)7a的變送 系統(tǒng)。
此外，本發(fā)明的系統(tǒng)可包括一個(gè)基于魯棒控制原理實(shí)現(xiàn)的不 穩(wěn)定消耗驅(qū)動(dòng)器(instability dissipation drive)。
為了更好地理解第一檢測裝置3直接采集第一信息3a的工作
10模式，其它的信息可由第一信息3a間接獲得，從而知道哪種第一 檢測裝置3可用在本發(fā)明的系統(tǒng)1中，最好是簡單地檢査一下表 征機(jī)翼翼型2在空間位置的幾何位置信息。參見圖2a，從中可以 看到每一個(gè)機(jī)翼翼型2(其從專利申請(qǐng)TO2003A000945和 EP04028646.0所述"轉(zhuǎn)盤"型系統(tǒng)20的臂20a伸出)，通過兩根 驅(qū)動(dòng)纜21限制到地面上，同時(shí)假想線L連接翼型2的端點(diǎn)，由 此在空間一平面內(nèi)形成一個(gè)三角形OAB。氣動(dòng)研究中需要引入飛 機(jī)姿態(tài)中的翻滾、俯仰和偏航等概念。對(duì)于機(jī)翼翼型2來說，來 自臂20a的驅(qū)動(dòng)纜21的輸出噴嘴會(huì)形成一個(gè)約束，其迫使我們放 棄這些經(jīng)典的術(shù)語(偏航、翻滾、俯仰)。現(xiàn)在，讓我們來參考一 個(gè)理想的參考坐標(biāo)系XYZref，將其與系統(tǒng)20的臂20a合在一起， 這樣重力加速度就僅在Z軸上存在分量。讓我們進(jìn)一步來考慮一 條將臂20a的端點(diǎn)與機(jī)翼翼型2的中點(diǎn)相連的假想線。該線段， 如上所述，相對(duì)于水平面XYref具有一個(gè)角度Ct，同時(shí)將該線段投 射到水平面XYref上時(shí)其相對(duì)于軸Xref具有一個(gè)角度y。角度(X和Y
確定了機(jī)翼翼型2的空間位置。然而，幾何位置信息只有在引入
了方向概念時(shí)才是完整的。為此，讓我們?cè)賮砜紤]一下上述的三
角形。三角形OAB處于一個(gè)平面內(nèi)，該平面相對(duì)于地面參考系統(tǒng) 的位置會(huì)根據(jù)機(jī)翼翼型2飛行狀態(tài)而實(shí)時(shí)變化。因此，術(shù)語----機(jī)翼翼型2的方向定義的是平面所述的角度p，其不同于角度ct和
Y,其中的平面是三角形和水平面XYref所處的平面。盡管為了導(dǎo)
出機(jī)翼翼型2的空間位置和方向，需要采用一個(gè)人為的地面觀察
系統(tǒng)，該系統(tǒng)有可能會(huì)因云層或缺乏能見度而受到影響，同時(shí)這
些問題在系統(tǒng)1與操作著飛行高度很髙的機(jī)翼翼型2的"轉(zhuǎn)盤" 型系統(tǒng)20結(jié)合使用時(shí)會(huì)更嚴(yán)重。
因此，作為優(yōu)選，為了導(dǎo)出機(jī)翼翼型2的空間位置和方向及 其加速度，第一檢測裝置3包括多個(gè)MEMS型三維加速度計(jì)，其 至少組合有一個(gè)加子羅盤。后者可用一個(gè)Fluxgate型或其它類型 的磁力計(jì)來實(shí)現(xiàn)從而能夠提供出一個(gè)大大精確于人類視線在完美 觀察條件下所能達(dá)到精度的可靠精度。更為特別的是，機(jī)翼翼型 2至少帶有一個(gè)磁計(jì)力和至少兩個(gè)三維加速度計(jì)，其布置在機(jī)翼 翼型的端部，優(yōu)選為機(jī)翼翼型外壁上驅(qū)動(dòng)纜的連接點(diǎn)旁邊。因此， 這些裝載在機(jī)翼翼型上的加速度計(jì)能夠?qū)崿F(xiàn)下面的功能
-使系統(tǒng)1能夠識(shí)別識(shí)別出機(jī)翼翼型的空間位置和方向；
-提供多維并且即時(shí)的加速度數(shù)據(jù)，其可用來校正本發(fā)明方
法中控制回路的反饋，這一點(diǎn)正如下面所述將通過系統(tǒng)1 來實(shí)現(xiàn)；
-校正重力矢量有可能因猛烈的氣動(dòng)加速度而產(chǎn)生的錯(cuò)誤預(yù) 判。
磁力計(jì)提供的僅是一個(gè)加速度計(jì)不能提供信息，即，機(jī)翼翼 型2繞重力軸的旋轉(zhuǎn)。
11系統(tǒng)1中所用的加速度計(jì)對(duì)很寬范圍的加速度都非常敏感， 該范圍從靜止加速度如重力加速度到頻率具有幾kHz的加速度。
顯然，三維加速度計(jì)為自身定義了一個(gè)卡笛爾(Cartesian)參 考坐標(biāo)系XYZa，這一點(diǎn)如圖2b所示。假定在某一個(gè)瞬時(shí)內(nèi)，這 種參照系與理想的卡笛爾坐標(biāo)系XYZa重合，針對(duì)重力(靜止) 加速度的敏感度實(shí)際上就能區(qū)分出加速度的變化，因?yàn)榧铀俣扔?jì) 因參照系XYZA起點(diǎn)實(shí)際位移只會(huì)出現(xiàn)傾斜的變化，其被定義為 氣動(dòng)加速度，所表示的是動(dòng)力翼翼型的飛行。
通常來講，三維加速度計(jì)會(huì)在空間中有一個(gè)瞬時(shí)的位置。因 此，矢量g,其用來表示重力加速度(以一個(gè)常量模數(shù)的形式)、 方向和感知度，可以沿著三個(gè)平行于軸XA、 Ya、 Za的矢量方向 分解成三個(gè)分量。顯然，通過下面的坐標(biāo)變換可以將坐標(biāo)系XYZA 中重力矢量g的位置變到球坐標(biāo)中
由此可以得到 0 = asin(X )
其中，。tan是反tangent(x)函數(shù)，其模糊精度為(+/-)冗/2。
每一個(gè)加速度都受到兩種加速度。如上所述，重力加速度會(huì) 矢量疊加到機(jī)翼翼型相對(duì)于固定參照系XYZref實(shí)際運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生的 氣動(dòng)加速度上。因此，第一檢測裝置3能夠，智能裝載在機(jī)翼翼 型上，運(yùn)行合適的算法從而將重力加速度與氣動(dòng)加速度區(qū)分開來， 其一方面通知球坐標(biāo)系，后者指出相對(duì)于加速度計(jì)坐標(biāo)系的重力 矢量分量(由此還有相對(duì)于固定參照系的加速度計(jì)的傾斜)，其另 一方面通知?dú)鈩?dòng)加速度的實(shí)時(shí)評(píng)估結(jié)果。加速度的測量結(jié)果，首 先能夠?qū)崿F(xiàn)的是實(shí)時(shí)控制技術(shù)，其能夠強(qiáng)制性地驅(qū)動(dòng)機(jī)翼翼型的 飛行，這一點(diǎn)將在后面對(duì)本發(fā)明的方法進(jìn)行描述時(shí)看到。該測量
結(jié)果還能用來即時(shí)校正估算加速度計(jì)方向時(shí)所必須用到的角度e
和(p,同時(shí)將加速度數(shù)據(jù)合起來還能進(jìn)一步用來評(píng)估機(jī)翼翼型的 飛行軌跡，由此就能得到其飛行的所有信息。
由于我們必須能夠區(qū)分出機(jī)翼翼型運(yùn)動(dòng)中繞其一端旋轉(zhuǎn)的運(yùn) 動(dòng)，因此必須使機(jī)翼翼型至少提供兩個(gè)加速度計(jì)。此時(shí)，機(jī)翼翼 型的中心例如只裝上一個(gè)加速度計(jì)，由此切向速度可近似地由 vpo)"來表示，其中的to表示相對(duì)轉(zhuǎn)速，r表示加速度計(jì)到旋轉(zhuǎn)中 心的距離(此時(shí)，其就是機(jī)翼翼型寬度的一半)。該速度并不能正 確地描述出機(jī)翼翼型的運(yùn)動(dòng)，其"自由"端的旋轉(zhuǎn)軌跡具有兩倍 的正切速度vt = to*r，其向心加速度等于ac = vt2/r。因此將兩個(gè)加速度計(jì)布置在機(jī)翼翼型上能夠形成一個(gè)具有高性能和高剪切頻率的 六坐標(biāo)軸慣性平臺(tái)，該平臺(tái)能夠識(shí)別出六個(gè)軸上的運(yùn)動(dòng)，并能描 述出機(jī)翼翼型的位置和方向。
只需整體地考慮這種配置的加速度計(jì)就能感知到繞著一條軸 的轉(zhuǎn)動(dòng)，這種轉(zhuǎn)動(dòng)不會(huì)在平行于Zref的軸向上帶來變化。因此， 必須使機(jī)翼翼型至少帶有一個(gè)磁力計(jì)以便補(bǔ)償因雙重積分所帶來
的偏移。兩個(gè)加速度計(jì)與纜21從臂21a上的輸出點(diǎn)一起構(gòu)成了一
個(gè)完全已知的三角形，其每條邊的長度都是已知的。唯一未知的
數(shù)據(jù)是臂與兩根纜21 (考慮兩根纜21之間內(nèi)括銳角的對(duì)分線) 之間投射到水平面XYwf上時(shí)的角度。通過對(duì)纜繩在臂21輸出點(diǎn) 上的直接測量能夠輕松地從地面上估出該角度。
正如上面說的那樣，第二檢測裝置5能夠檢測出第二信息5a， 該信息至少涉及驅(qū)動(dòng)單元9配重狀態(tài)下絞盤實(shí)際或模擬作用在機(jī) 翼翼型2驅(qū)動(dòng)纜上的拉力和位置；更為特別的是，配重能夠?qū)?qiáng) 風(fēng)所產(chǎn)生的過多能夠吸收并保存為勢能或電能，并且在機(jī)翼翼型 相對(duì)于風(fēng)力處于停置狀態(tài)時(shí)返回這部分能量。因此，第二檢測裝 置5可包括用來測量驅(qū)動(dòng)纜偏轉(zhuǎn)的應(yīng)變儀和安裝在驅(qū)動(dòng)單元絞盤 上的編碼器；該編碼器，能夠與交流電機(jī)相連，從而能夠用來檢 測已從絞盤上繞出的驅(qū)動(dòng)纜的長度，并由此得到機(jī)翼翼型到驅(qū)動(dòng) 單元之間的距離，以及同一機(jī)翼翼型的兩根驅(qū)動(dòng)纜之間的長度差。 此外，第二檢測裝置5還可包括有接近傳感器，其用來檢測"轉(zhuǎn) 盤"系統(tǒng)操作臂噴嘴出口處驅(qū)動(dòng)纜之間的夾角。
第二檢測裝置5還可包括有光學(xué)或微波地面人工觀測系統(tǒng)以
便觀測機(jī)翼翼型的位置。地面光學(xué)觀測系統(tǒng)相對(duì)于微波觀測系統(tǒng) 而言有一個(gè)不可忽視的缺點(diǎn)，這就是其觀測取決于云層的透視度，
所述云層有可能會(huì)擋住機(jī)翼翼型從而無法觀測。 一臺(tái)有效的人工 觀測系統(tǒng)在安全性方面具有重要的意義，其能提供必要的信息從 而避免與直升機(jī)和小型飛行相撞。
由第一和第二檢測裝置3、 5所測量的第一和第二信息3a、 5a 以及機(jī)翼翼型的空間位置至少可以以下面三種不同的方式獲得
a) 通過幾何電機(jī)對(duì)來自加速度計(jì)和磁力計(jì)的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理；
特別是通過對(duì)加速度信號(hào)的雙重積分能夠獲得機(jī)翼翼型位置矢 量的長度；
b) 將從絞盤編碼器所獲得的數(shù)據(jù)與在操作臂端部所獲得纜繩
和操作臂之間角度的測量值組合起來；必須注意的是，從操作 臂端部這里，只有兩根驅(qū)動(dòng)纜之間的角度，作為一個(gè)整體能夠 與與操作臂一起評(píng)估出來；
c) 采用人工觀測系統(tǒng)此時(shí)必須加上信息導(dǎo)出時(shí)因圖像獲取
和分解所產(chǎn)生的延遲。
同樣，可通過對(duì)加速度計(jì)數(shù)據(jù)的處理以及人工觀測系統(tǒng)的使 用來獲取機(jī)翼翼型的空間方向。
13加速度必須在機(jī)翼翼型這里獲得，因?yàn)橛晌恢眯畔⒂?jì)算出第 二導(dǎo)出信息所引發(fā)的延遲無法與強(qiáng)制驅(qū)動(dòng)機(jī)翼翼型飛行時(shí)所用的 實(shí)時(shí)控制技術(shù)相兼容。這就意味著裝載在機(jī)翼翼型上的人工智能 構(gòu)成了控制系統(tǒng)1的一個(gè)不可分割的部分。
在另一個(gè)實(shí)施例中，可在機(jī)翼翼型結(jié)構(gòu)中使用流變聚合物， 由此能夠直接在裝載點(diǎn)這里實(shí)現(xiàn)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)；此時(shí)，可能提供這樣 的第一檢測裝置，其還包括其它的傳感器，這些傳感器能夠提供 由復(fù)合材料的反饋信息所導(dǎo)出的信號(hào)從而有助于或檢測出機(jī)翼翼 型的空間位置。
基于上述的內(nèi)容可知，機(jī)翼翼型位置和方向的測量結(jié)果有可 能會(huì)變成多余的。更為特別的是，由直接得到的位置和方向信息 開始的加速度評(píng)估，盡管無助于實(shí)時(shí)冗余，但其有助于形成系統(tǒng) 在評(píng)估機(jī)翼翼型飛行特性時(shí)的診斷冗余。
在本文中，在本發(fā)明的方法中特別適合將虛擬傳感器與系統(tǒng)1 的第一和/或第二檢測裝置一起布置。實(shí)際上，第一和第二檢測裝 置中的傳感器所測量的許多參量都能，在某一傳感器失效時(shí)，通 過觀測者/Kalman過濾器由其它傳感器的測量結(jié)果估算出來，其 中的觀測者/Kalman過濾器在設(shè)計(jì)上取決于機(jī)翼翼型動(dòng)態(tài)特性的 模型。采用虛擬傳感器代替某些實(shí)際傳感器來實(shí)現(xiàn)所需的冗余水 平，其優(yōu)點(diǎn)是顯然的，整體上講，其取決于物理傳感器的成本以 及傳感器安裝和傳感器與控制系統(tǒng)之間進(jìn)行通訊所涉及問題的狀 況。這些優(yōu)點(diǎn)特別適合于裝載在機(jī)翼翼型上的傳感器，其中的優(yōu) 點(diǎn)還要加上重量和能量的消耗。從這個(gè)意義上講，可以結(jié)合虛擬 傳感器在氣動(dòng)領(lǐng)域中應(yīng)用時(shí)所導(dǎo)出的那些實(shí)驗(yàn)結(jié)果，這一點(diǎn)可以 參考下面的文獻(xiàn)s" Rilevazione， isolamento e recupero of the guasti of the sensori di assetto di aeromobili，，， Graduation Thesis, Responsibles: M. Milanese(Dip. Automatica e Informatica)， S Chiesa (Dip. Ingegneria Aerospaziale)， M. birindelli (Alenia), Politecnico di Torino, 2003 by E. Corigliano, 同時(shí)在汽車領(lǐng)域可 參考下面的文獻(xiàn)"Experimental results in vehicle sideslip angle estimation" SAE 2006， Detroit di M. Milanese, D. Regruto， e A. Fortina.
用來驅(qū)動(dòng)機(jī)翼翼型的數(shù)字控制器7b需要可靠及實(shí)時(shí)的加速度 和位置信息。特別是，描述機(jī)翼翼型在三維空間中性能的三維加 速度必須在機(jī)翼翼型所在的高度這里獲得。
接著是，第一信息3a在機(jī)翼翼型和處理控制裝置7之間的變 送系統(tǒng)必須滿足嚴(yán)格的性能和能量吸收要求。為了滿足這些要求， 并且作為優(yōu)選為了避免機(jī)翼翼型和地面處理控制裝置7之間形成 明顯的電連接從而避免給大氣中可能存在的靜電形成導(dǎo)路，該變 送系統(tǒng)可通過至少一根數(shù)據(jù)光纖集成在機(jī)翼翼型的驅(qū)動(dòng)纜中。
將光纖插入到纜繩中必須考慮到驅(qū)動(dòng)纜通常要配上高模數(shù)的 光纖，同時(shí)其工作環(huán)境對(duì)于凱夫拉爾纖維(kevlar)和UHMW聚 乙烯纖維來說均非常嚴(yán)格。眾所周知，凱夫拉爾纖維可能具有滲 出物從而有可能會(huì)吸收水分，由此在遇到酸雨或局部污染物時(shí)會(huì)提高其導(dǎo)電性，因此必須使用由THFT做成的保護(hù)層或編織物， 其同時(shí)具有防腐蝕功能。在這種情況下，光纖自然要處于殼層和 纖維束之間，由此會(huì)在長度上形成一定的自由度，從而令光纖部 分少受纜繩彈性變形的影響。
在使用UHMW聚乙烯時(shí)，同樣需要考慮到凱夫拉爾纖維中的 問題，同時(shí)還要考慮其自身的使用問題，這就是所謂的"蠕變"， 即在外力下不可逆的伸長，這一問題會(huì)導(dǎo)致帶有光纖的纜繩的頻 繁更換，由此會(huì)減少其實(shí)際工作時(shí)間。這里需要考慮將那些與聚 乙烯相關(guān)的并且能夠減少這類問題的材料結(jié)合進(jìn)來與UHMW纖 維束內(nèi)的光纖編織起來。然而，必須強(qiáng)調(diào)的是，截面的直徑會(huì)增 加，因此纜繩的工作負(fù)載必須根據(jù)所需的最大受力而確定，不要 出現(xiàn)蠕變，也不要增加氣動(dòng)拖力，即纜繩施加給空氣的阻力。此 外，對(duì)機(jī)翼翼型的纜繩截面進(jìn)行幾何定型從而使它們的形狀具有 更低的拖拽力更高的提升力是一個(gè)很好的解決方式。
纜繩中的其它光纖可用來給裝載在機(jī)翼翼型上的第一檢測裝 置提供電力。在一種多模式低損耗光纖中，在地面端引入足量的 光線，這些光線會(huì)通過一種例如由GaAS制成的微光電模塊在機(jī) 翼翼型端轉(zhuǎn)換回來。
作為選擇，該4送系統(tǒng)能夠以無線電波的形式來傳送第一信 息，這種解決方案被認(rèn)為是最佳的通訊方法，其不需要電連接， 從能量的觀點(diǎn)來是需要的。
即使光纖解決了信息傳送的問題，出于冗余設(shè)計(jì)的原因仍然 需要保留無線電傳送的額外資源。如果用無線通訊作為光纖通訊 的備份方案，那么可用看門狗發(fā)出指令進(jìn)行激活，這里要仔細(xì)注 意光流確認(rèn)的中斷。
顯然，無線傳送系統(tǒng)可采用各種通訊協(xié)議將第一信息發(fā)送給 地面處理和控制裝置。如果采用例如單向連續(xù)流協(xié)議，那么低通 訊級(jí)，物理層，將是無線電波的介質(zhì)，其可以是一種簡單的FSK 調(diào)制器，用來對(duì)傳感器的數(shù)字信息進(jìn)行連續(xù)地有源地調(diào)制，但其 存在連續(xù)的能量吸收。可以通過諸如下面的方法來減少傳送信息 所需的時(shí)間和功率
-高增益定向天線 一種天線，其不會(huì)對(duì)氣流增加阻力，它
的導(dǎo)線與現(xiàn)有的幾何結(jié)構(gòu)相適配合適的位置可以是纜繩 長度上靠近機(jī)翼翼型的位置，或者是機(jī)翼翼型的壁面上。 這兩個(gè)位置的優(yōu)點(diǎn)是，其始終指向驅(qū)動(dòng)單元，因此可以將 相對(duì)應(yīng)的、與處理和控制裝置通訊的接收天線包起來；
-載波抑制這是一種已知的單側(cè)波段傳送方案，其能節(jié)約 能量，但會(huì)降低傳送的位速率；
-異步激活該方案需要變送器上裝有一種特定的軟件，其
采用視頻壓縮關(guān)鍵幀概念能對(duì)數(shù)據(jù)流的意義進(jìn)行評(píng)估，并 且只在最有意義的時(shí)候才傳送信息。該方案的優(yōu)點(diǎn)非常有
15用，類似于數(shù)據(jù)壓縮系數(shù)，這里也可通過計(jì)算得到能量需 求降低系數(shù)。
作為選擇，還可采用數(shù)據(jù)包協(xié)議(datagram packet protocol),
其與互聯(lián)網(wǎng)中用來傳送數(shù)據(jù)流的協(xié)議一樣不需要特征序列和有效 性檢査，其適于電影和無線廣播。由于該協(xié)議是雙向的，因此檢 査通訊周期和相關(guān)電吸收性的負(fù)擔(dān)可轉(zhuǎn)移到接收站控制器，后者 只需在需要的時(shí)候才對(duì)傳感器進(jìn)行査詢，或者是査詢傳感器從而 將控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模式與實(shí)際的狀態(tài)對(duì)齊。
作為選擇，還可采用異步協(xié)商傳輸協(xié)議，該協(xié)議在實(shí)施進(jìn)更為 復(fù)雜，但其能夠集合上述方案的所有優(yōu)點(diǎn)。事實(shí)上，這一種非常 小但強(qiáng)大的雙向通訊協(xié)議，其能同時(shí)從第一檢測裝置側(cè)和處理控 制裝置側(cè)開始通訊。沒有堆棧就沒有潛伏期，從而不會(huì)損害到位 速率。
在另一實(shí)施方式中，還可使用超聲波傳送系統(tǒng)。 無論怎樣，在機(jī)翼翼型上裝兩個(gè)加速度計(jì)和一個(gè)磁力計(jì)會(huì)以每 秒數(shù)千次的采樣頻率產(chǎn)生七個(gè)信息流。從機(jī)翼翼型到地面的原始 數(shù)據(jù)流，除了對(duì)傳送來講數(shù)量過多以外，其基本上對(duì)幾何電機(jī)沒
有用處幾何電機(jī)必須以一個(gè)與系統(tǒng)的尺寸和時(shí)間常數(shù)相兼容的 頻率周期運(yùn)轉(zhuǎn)，向數(shù)字控制器連續(xù)地提供最新的位置數(shù)據(jù)，并假
定更為合理的數(shù)據(jù)作為輸入。為此，可加上一個(gè)預(yù)處理裝置11, 以便對(duì)機(jī)翼翼型上的所有或部分第一信息3a進(jìn)行預(yù)處理從而提 供出經(jīng)過預(yù)處理的第一信息3a',該信息既適合于傳送又適合幾 何電機(jī)7a進(jìn)行輕松地處理。為此，加速度計(jì)上可帶有集成的預(yù)處 理DSP (數(shù)字信號(hào)處理——Digital Signal Processing)裝置11。
此外，如前所述，用來采集有用信息從而知道機(jī)翼翼型飛行軌 跡的MEMS型加速度計(jì)既對(duì)靜態(tài)加速度(重力)敏感，又對(duì)動(dòng)態(tài) 加速度敏感。由于必須采用重力(靜態(tài))加速度來測量有用的角 度從而獲得機(jī)翼翼型的位置和方向，因此這里會(huì)有一個(gè)問題，即 要將靜態(tài)加速度與機(jī)翼翼型受到的猛烈的氣動(dòng)加速度隔離開。這 一點(diǎn)可通過一種合適的算法來實(shí)現(xiàn)，該算法必須以必要的速率周 期運(yùn)轉(zhuǎn)，該速率不應(yīng)與變送系統(tǒng)可獲得的變送速率相兼容，因此 該算法必須由裝載在機(jī)翼翼型上的預(yù)處理裝置ll來實(shí)現(xiàn)。
本發(fā)明的系統(tǒng)1至少還包括一個(gè)供電系統(tǒng)，該系統(tǒng)用來給第一 檢測裝置和變送系統(tǒng)中裝載在機(jī)翼翼型上的部件提供電力；上述 第一裝置和部件可通過它們自己的電池來自我供電。然而，必須 考慮到下面的事實(shí)，即本發(fā)明的系統(tǒng)1，如果與"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)一 起使用，那么就需要很高的能量自理能力，這樣才能避免頻繁地 將機(jī)翼翼型降到地面來更換電池或進(jìn)行充電，從而也避免"轉(zhuǎn)盤" 系統(tǒng)必須停止工作所帶來的負(fù)擔(dān)。此外，最好是將下面的因素考 慮進(jìn)來，即系統(tǒng)1應(yīng)當(dāng)能夠耐受自然力和自然事件，如雨、雪、 冰、大風(fēng)、大氣靜電、白天、晚上、和太陽。為了能夠滿足機(jī)翼 翼型上有限的能量需求，另一個(gè)解決方案是自供電，其采用太陽 能和可見風(fēng)能部件。實(shí)際上，供電系統(tǒng)可包括光電薄膜模塊，其 布置在一個(gè)塑料支撐件上，最好是能夠裝在機(jī)翼翼型上，條件是不會(huì)改變翼型的重量和氣動(dòng)特性。顯然，這些模塊應(yīng)當(dāng)能夠產(chǎn)生 足夠的能量以便提供給所裝載的電子設(shè)備，同時(shí)在夜晚還能提高 畜電池的再充電能力。
作為選擇，還可以機(jī)翼翼型周圍始終存在的可見風(fēng)的氣流；此 時(shí)供電系統(tǒng)至少包括一個(gè)微型風(fēng)力渦輪，其插入到一個(gè)小型永磁 性磁體發(fā)生器內(nèi)，并由可見風(fēng)提供電能。
本發(fā)明進(jìn)一步涉及一種方法，該方法優(yōu)選通過如前所述的系統(tǒng) 1自動(dòng)控制動(dòng)力翼翼型的飛行。更為特別的是，本發(fā)明的方法根 據(jù)"優(yōu)選的控制策略"基于對(duì)機(jī)翼翼型未來飛行狀況的觀測和預(yù) 測來進(jìn)行預(yù)測性地操作，其中要考慮到由上述預(yù)測所帶來的臨界 狀況和錯(cuò)誤，從而避免出現(xiàn)局部最大、振動(dòng)以及機(jī)翼翼型驅(qū)動(dòng)失 穩(wěn)。如前所述，本發(fā)明的系統(tǒng)l按如下方式構(gòu)成處理和控制裝
置7獲取輸入信息如位置、加速度、力和其它幾何參量，然后對(duì) 這些信息進(jìn)行處理，最后作為輸出是操作絞盤從而對(duì)機(jī)翼翼型的 飛行軌跡進(jìn)行控制。
為了更好地描述本發(fā)明方法的邏輯，需要再次考慮機(jī)翼翼型的 動(dòng)力特性。參見圖3，從中可以示意性地看到機(jī)翼翼型2所攔截 的風(fēng)鋒或氣流W即時(shí)的狀況，其中的參照點(diǎn)就在驅(qū)動(dòng)纜21于地 面的約束點(diǎn)。事實(shí)上，圖3描述了一個(gè)四分之一球，其實(shí)際上就 是機(jī)翼翼型2的飛行區(qū)域，該區(qū)域的中心就是所謂的"動(dòng)力區(qū)域"， 機(jī)翼翼型2在這里對(duì)驅(qū)動(dòng)纜21具有最大的牽引力。在"動(dòng)力區(qū)域" 31之外，即窗口區(qū)域32，機(jī)翼翼型2在這里對(duì)驅(qū)動(dòng)纜21的牽引 力大大降低。窗口的邊緣33,即機(jī)翼翼型所能飛到的邊緣區(qū)域， 其對(duì)驅(qū)動(dòng)纜21的牽引力極速降低。
參見圖4a和4b，現(xiàn)在假定，此時(shí)機(jī)翼翼型2布置在理想的"目 標(biāo)"平面P的中心，即兩根驅(qū)動(dòng)纜21之間夾角等分線的正交平面 的中心。本發(fā)明的方法，通過系統(tǒng)1就能確定機(jī)翼翼型2是否要 從平面P中心的當(dāng)前位置開始進(jìn)行下面可能的飛行軌跡之一TVh
TV2、 TV3.......TVn。在該平面P上，可將機(jī)翼翼型2根據(jù)所需
時(shí)間T0、 L、 T2.......Tn行前的飛行軌跡分開從而達(dá)到每一個(gè)點(diǎn)。
更為特別的是，可能考慮下面連續(xù)的時(shí)間間隔，這些時(shí)間間隔對(duì) 應(yīng)于"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)操作臂20a連續(xù)動(dòng)作的角度位置。因此，機(jī)翼 翼型2的飛行軌跡就會(huì)與操作臂20a的運(yùn)動(dòng)同步。
為了簡化起見，讓我們以機(jī)翼翼型2的坐標(biāo)來考慮圖4b?？?笛爾坐標(biāo)系統(tǒng)與機(jī)翼翼型2相整合，并將其移到空間位置上。由 此，機(jī)翼翼型2始終都處于平面P的中心，只有時(shí)間在不斷變化。 該圖并沒有指出必須要經(jīng)過的點(diǎn)，因此這是一個(gè)對(duì)未來的評(píng)估。 在經(jīng)過了第一時(shí)間間隔To時(shí)，與機(jī)翼翼型集成在一起的參照系再 次畫出一個(gè)與前完全相同的"目標(biāo)"，其中的不同僅僅是時(shí)間Tj 變成To了，以此類推。因此，Tt表示的是機(jī)翼翼型2在步驟1 內(nèi)在其飛行軌跡內(nèi)所能達(dá)到的一組點(diǎn)，T2表示的是在步驟2內(nèi)所 能達(dá)到的一組點(diǎn)，以此類推。機(jī)翼翼型2始終都處在"目標(biāo)"平 面P的中心。
為了簡化起見，圖2a和2b作為示例展示了到時(shí)間T2為止的
17"目標(biāo)"平面P,但顯然所看到的步驟數(shù)n可以是不同的數(shù)字。
為了評(píng)估出自己的控制策略并選擇出機(jī)翼翼型所必須完成的 飛行軌跡，本發(fā)明的方法需要用到飛行和控制參數(shù)。
參見圖5，其中可以看到"目標(biāo)"平面P上繪出了本發(fā)明方法 中的一些飛行和控制參數(shù)。
圖5以一種簡化的形式展示了這些參數(shù)如何在空間中變化的， 其中減少了模型中"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)-平移的復(fù)雜性，模型也與機(jī) 翼翼型2的參照系集成在一起。這些參數(shù)的形態(tài)和特性是信息的 核心部分，其能使控制器確定出機(jī)翼翼型2的飛行策略。實(shí)際上， 采用這種方式能夠表示出到達(dá)理想高度Q的最佳運(yùn)動(dòng)方式、方向 和位置，從而具有最佳的風(fēng)，或者是具有最佳的迎風(fēng)角度，但同 時(shí)其也能表示其它的參數(shù)，如所需的最大牽引區(qū)域T、禁止區(qū)域 ZI (該區(qū)域內(nèi)例如會(huì)存在結(jié)構(gòu)無法耐受的應(yīng)力狀態(tài)、失穩(wěn)、受力 過大)以及系統(tǒng)1的功能參數(shù)保持在其動(dòng)態(tài)參數(shù)一半的區(qū)域，如 用來保持機(jī)翼翼型2的飛行參數(shù)不變并且用來快速調(diào)節(jié)驅(qū)動(dòng)纜長 度(動(dòng)態(tài)長度)的配重C保持在其態(tài)動(dòng)參數(shù)一半的區(qū)域。區(qū)域C 對(duì)應(yīng)于配重，其是假定用來提升配重或降低配重的位置。此外， 驅(qū)動(dòng)單元絞盤也有一些參數(shù)，因?yàn)樗鼈兛山o出纜繩的絕對(duì)長度。 高度參數(shù)Q的區(qū)域表示的是最佳的高度區(qū)域。操縱參數(shù)M的區(qū)域 表示的是在機(jī)翼翼型2飛行中完成最重要操縱即方位改變的最佳 區(qū)域，其包括有突然操控，此時(shí)機(jī)翼翼型2經(jīng)驅(qū)動(dòng)在兩種飛行之 間進(jìn)行快速轉(zhuǎn)換。參見圖6可以看到，整體上講，如果動(dòng)力翼翼 型2沒有掃過氣流的風(fēng)鋒，那么不僅僅是由此施加到驅(qū)動(dòng)纜上的 牽引力(其由此也能作用在"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)20的臂上)遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于將 機(jī)翼翼型停留于最大風(fēng)阻點(diǎn)(拖拽點(diǎn))中所施加的力，而且機(jī)翼 翼型在"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)20旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生剎車效應(yīng)的區(qū)域也完全消失了 。 在上風(fēng)區(qū)域37，或迎風(fēng)區(qū)域中，驅(qū)動(dòng)機(jī)翼翼型2飛行的能力能夠 完成方位轉(zhuǎn)換，其包括在兩個(gè)橫向區(qū)域36、 38之間的快速轉(zhuǎn)換， 此時(shí)，機(jī)翼翼型2在空氣中行進(jìn)的距離至少等于圓周弧線34的三 倍，圓周弧線34是"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)20沿著該弧線行進(jìn)時(shí)所影響的 弧線。飛行控制中必須小心操縱控制除了要快速完成之外還不能 對(duì)能量的產(chǎn)生形成不好的影響。在圖6中，每一個(gè)機(jī)翼翼型的位 置都是隨機(jī)的，即該圖像應(yīng)當(dāng)被看到是"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)操作的頂部 快照。在這種配置下，每個(gè)機(jī)翼翼型都不用去査找最大的風(fēng)力， 避開已耗盡的風(fēng)鋒區(qū)域以便緊前面的機(jī)翼翼型通過。
每一區(qū)域(髙度、配重等)的大小都正比于相應(yīng)參數(shù)的允許公 差。反過來，每一個(gè)參數(shù)都有一個(gè)相應(yīng)的權(quán)重Pq、 Pc、 Pm、 PZI、 Pt， 一個(gè)相對(duì)于所有髙度來說的相對(duì)髙度，這一點(diǎn)將在下面進(jìn)行 描述。
從圖5所示的平面P可知， 一旦完成了操作并經(jīng)過了時(shí)間To， 就走到一個(gè)新的重新計(jì)算出來的平面P以便作出下面的決定。如 果球形狀態(tài)不變，那么與每一個(gè)參數(shù)相關(guān)的區(qū)域就會(huì)集中。為所 關(guān)心的每一個(gè)參數(shù)選擇圖形表示的最佳區(qū)域是一種方法，其能解 決不確定性并能理解哪一個(gè)決定必須做出。該策略在不落入局部
18最大的情況非常適用，即那些看上去是最佳但實(shí)際不是的位置。
本方法始終具有這樣的信息，其要么是直接獲得，要么是由系 統(tǒng)1檢測裝置的檢測的第一和第二信息的所導(dǎo)出，該信息涉及機(jī) 翼翼型的飛行高度，涉及配重的動(dòng)態(tài)特性，涉及牽引力的大小， 涉及禁止區(qū)域中的安全計(jì)算，涉及操控的時(shí)間。讓我們考慮一下 例如機(jī)翼翼型飛行中最重要的操控，其被定義為方位變換。確定
是否進(jìn)行方位變換的是下面的這種觸發(fā)事件實(shí)際上，在該狀態(tài) 下，本發(fā)明的發(fā)法能夠提供一種緊急操作步驟，其中機(jī)翼翼型的 操控必須具有最大的優(yōu)先級(jí)。這里不要排除的是，通過遠(yuǎn)觀策略 自動(dòng)地設(shè)計(jì)出操控，而不需要提供建議。如果能夠達(dá)到一種好的 評(píng)估時(shí)間深度，變換會(huì)出現(xiàn)在根據(jù)當(dāng)前信息和參數(shù)所計(jì)算出的理 想時(shí)間點(diǎn)上，因?yàn)槲覀兿氲降淖蠲髦堑膭?dòng)作就是不撤消牽引，不 使配重失去動(dòng)態(tài)特性，并且在不進(jìn)入到禁止區(qū)域的情況下與一定 的高度相適應(yīng)。
方法步驟，其在每一步都要確定機(jī)翼翼型飛行軌跡的朝向，可 虛擬地表示為一個(gè)矩陣，例如就像下表1所示的矩陣，其對(duì)每一
個(gè)參數(shù)在時(shí)間To、 T2..... T3在正交平面上相對(duì)于驅(qū)動(dòng)纜的
重心都包含有最佳的坐標(biāo)系XY。
表1
參數(shù)權(quán)重ToT2, T3
高度PqQXoYoQX山QX2Y2■QXnYn
配重PcCXoYoC X山CX2Y2■CXnYn
牽引力PtTX。YoT X!Y!TX2Y2>TXnYn
禁止區(qū) 域PziZIX。YoZI XiYiZIX2Y2…ZIXnYn
操控PmMX。YoM X山MX2Y2 MXnYn
結(jié)果RXoYoRRX2Y2 . RXn Yii
PTPToPTiPT2■PTn
因此，表1中的矩陣包含有所需數(shù)據(jù)。但是當(dāng)前的高度和所需 的高度之間的高度差可使人讀取數(shù)字控制邏輯，或是錯(cuò)誤計(jì)算。
這種特性就是矩陣的本質(zhì)實(shí)質(zhì)上講，對(duì)于To、 Tb T2..... Tn
來說，有當(dāng)前的坐標(biāo)系和所需的坐標(biāo)系。矩陣中所處理的所有參
數(shù)都會(huì)在時(shí)間To、 TV T2..... Tn生成數(shù)值XY。然后，本方法
將機(jī)翼翼型所處的狀態(tài)照下來，并將圖5中的平面變換成數(shù)字和 坐標(biāo)?？紤]到例如高度問題，矩陣值QXoYo指出了髙度參數(shù)附近 的一個(gè)點(diǎn)，其趨向于圖5中髙度Q區(qū)域的中心。圓形將所有都在 時(shí)間上變?yōu)橐恢?，其中的趨勢很清楚T卜T2提高。在牽引的情 況下，本方法可能已經(jīng)計(jì)算出理想點(diǎn)隨著時(shí)間的演變因此所需 數(shù)據(jù)的形式不是圓形。
顯然，每一個(gè)相關(guān)參數(shù)的相對(duì)權(quán)重Pq、 Pc、 Pm、 Pzi、 Pt均可 設(shè)定，并且這種設(shè)定可以是動(dòng)態(tài)的(可逆的)。通過分析例如所需 高度相對(duì)于當(dāng)前高度的平均誤差等，本方法就能意識(shí)到那些最難 滿足的參數(shù)。逆向過程能夠校正那些最關(guān)鍵參數(shù)的權(quán)重，從而使 得那些關(guān)于這些參數(shù)決定變得更為重要。此類誤差可給出一個(gè)結(jié)
19果，例如對(duì)每一個(gè)參數(shù)來說標(biāo)化成相對(duì)于最大誤差值的一個(gè)百分 比結(jié)果。例如，如果時(shí)間的權(quán)重始終都在動(dòng)態(tài)變化的中心區(qū)之外， 并且其有可能會(huì)到，那么這種標(biāo)化能夠?qū)φ`差最大的參數(shù)進(jìn)行定 位。對(duì)每一個(gè)參數(shù)的權(quán)重進(jìn)行調(diào)整可以是一種獨(dú)立的過程。
一旦采集了每一個(gè)參數(shù)的最佳坐標(biāo)，那么本方法就會(huì)提供一個(gè) 步驟，其中會(huì)對(duì)時(shí)間To時(shí)刻所有坐標(biāo)的矢量和進(jìn)行計(jì)算。得到的 矢量是RXoYo,其仍然不是機(jī)翼翼型必須移動(dòng)的飛行軌跡的方向， 因?yàn)檫€要考慮到對(duì)未來的預(yù)判。然后本方法計(jì)算出所有未來步驟 的矢量和RXiY卜RX2Y2、 ...、 RXnYn,然后再引入時(shí)間權(quán)重PT0、
PT卜PT2.....PTn,其會(huì)給短期策略優(yōu)先權(quán)，同時(shí)還會(huì)避免機(jī)翼
翼型處于潛在的危險(xiǎn)區(qū)域中。
顯然，時(shí)間權(quán)重PTo、 PT^ PT2..... PTn是可設(shè)定的。
通過表1中矩陣的計(jì)算，本發(fā)明的方法將一理想的瞬時(shí)坐標(biāo) (目標(biāo))定位于操縱機(jī)翼翼型沿其飛行軌跡會(huì)飛到的位置。 一旦 發(fā)現(xiàn)該理想坐標(biāo)，就必須小心驅(qū)動(dòng)纜的操縱和控制從而使機(jī)翼翼 型達(dá)到其目標(biāo)位置。然后，本方法還包括下面的一個(gè)步驟選擇 最佳路徑(最短路徑，繞過禁止區(qū)域等)從而將機(jī)翼翼型從當(dāng)前 的位置帶到目標(biāo)位置。因此，在該步驟中，本方法會(huì)根據(jù)所要達(dá) 到的目標(biāo)位置來確定最佳飛行軌跡以便在達(dá)到該目標(biāo)位置時(shí)所用 的時(shí)間最短，這是因?yàn)槭箼C(jī)翼翼型始終處于最佳的目標(biāo)位置才能 保證其在最安全的情況下產(chǎn)生出最大的能量，并且與動(dòng)態(tài)特性保 持最大的兼容。在該步驟中，問題的核心是如何在牽引中變換目 標(biāo)坐標(biāo)。因此，選擇最佳路徑這一步中需要采用一種由機(jī)翼翼型 動(dòng)態(tài)模型(dynamic model of the wing foil——FVM)所支持的慣 性巡航系統(tǒng)(Inertial Navigation System——INS)，該系統(tǒng)會(huì)考^t 到機(jī)翼翼型的飛行公式和慣量，以及根據(jù)纜繩牽引力差而有所不 同的反應(yīng)百分?jǐn)?shù)。慣量和牽引力描述的是機(jī)翼翼型的操作規(guī)律； 最好是對(duì)所有的可能路徑進(jìn)行評(píng)估同時(shí)用決策樹對(duì)操作性進(jìn)行評(píng) 估從而將最佳路徑的(預(yù)測性)評(píng)估考慮進(jìn)來。在該步驟中，將 表觀速度和牽引力考慮進(jìn)來，人們就能夠?qū)ψ罴崖窂讲呗赃M(jìn)行精 確地評(píng)估了。慣性導(dǎo)航和動(dòng)態(tài)模型所給出信息之間的協(xié)同，即由 機(jī)翼翼型的位置、控制輸入和機(jī)翼翼型上操作力的歷史記錄所獲 得的運(yùn)動(dòng)模型已經(jīng)通過汽車的動(dòng)態(tài)公式在過去廣泛展示出來(例 如，Koifman和Bar-Itzhack在1999年，Ma等人在2003年的研 究成果)。這些研究成果表明，采有汽車模型的主要優(yōu)點(diǎn)就是提高 了對(duì)INS中錯(cuò)誤源的觀察能力。
在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)INS中，機(jī)翼翼型，相對(duì)于參考系統(tǒng)n=[N，E，D] 的位置(pn)、速度(vn)和Eulero角(v)/)通過下式計(jì)算出來
20其中，g"是重力加速度，^是三個(gè)軸上的加速度矢量，^是旋
轉(zhuǎn)速度。^、 ^分別是變換和旋轉(zhuǎn)矩陣，其定義如下
<formula>formula see original document page 21</formula>
0 ~ sece c一 sece
其中s(.)、 c (.)和t (.)表示sen(.)、 cos (.)和tan (.),同 時(shí)v[i-[(p, 6, v(/]是Eulero角。
具有六個(gè)自由度的機(jī)翼翼型動(dòng)態(tài)模型(FVM)由一組公式構(gòu)成， 這些公式借助于機(jī)翼翼型的控制變量提供了機(jī)翼翼型的狀態(tài)變 量，其包括位置、速度、Eulero角、和轉(zhuǎn)速，其假定為從系統(tǒng)1 已知。機(jī)翼翼型的運(yùn)動(dòng)可通過下面系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)方程來描述，其中 作用在車輛上的力是機(jī)翼翼型位置、速度、Eulero角和當(dāng)前轉(zhuǎn)速
的函數(shù)
w = gii - pv + gz + [Fz /m] p = C3pq - C4gr ++ C2iV
g = C7/ r - C6(p2 — r2) + C5M
其中Vb-[U，V，W]是沿著機(jī)翼翼型參照系三個(gè)軸的速度分量， cob-[p，q，r]是機(jī)翼翼型的轉(zhuǎn)速，F(xiàn)x、 Fy、 Fz和I、 M、 N是作用在機(jī) 翼翼型上的力和動(dòng)量沿其軸向的分量。gx、 gy、 gz是重力加速度 矢量在機(jī)翼翼型參數(shù)系中分解后的分量，其中質(zhì)量為m。系數(shù)C0-9 從慣性矩陣I獲得。
例如，這里有兩種方法，通過該方法，機(jī)翼翼型FVM的動(dòng)態(tài) 模型可用作慣性巡航系統(tǒng)的支持第一種方法是指機(jī)翼翼型速度 和高度的比較和校正，其中的速度和高度由INS和FVM獨(dú)立地 獲得。第二種方法采用的是加速度和旋轉(zhuǎn)速度的預(yù)測，其通過 FVM所完成從而實(shí)現(xiàn)慣性測量單元(IMU)的直接校準(zhǔn)。在上述 兩種情況下，INS都會(huì)對(duì)機(jī)翼翼型的位置、速度和Eulero角(其 用來描述旋轉(zhuǎn))進(jìn)行處理，以便將機(jī)翼翼型上裝載的IMU所提供的加速度和旋轉(zhuǎn)速度集成起來。然而，在第一種方法中，機(jī)翼翼 型模型采用飛機(jī)自己的控制輸入計(jì)算出機(jī)翼翼型的速度和角度。 此外，F(xiàn)MV和INS的實(shí)際實(shí)施中利用了基于四元算術(shù)的最新發(fā)展 成果。Extended Kalman Filter(EKF)---擴(kuò)展型Kalman過濾器的任 務(wù)就是通過對(duì)INS和FVM分別產(chǎn)生的速度和角度數(shù)據(jù)之間的差 來評(píng)估出INS和FVM的誤差。
在第二種方法中，F(xiàn)MV用來計(jì)算直接由控制輸入得到的加速 度和旋轉(zhuǎn)速度的評(píng)估值。因此，擴(kuò)展型Kalman過濾器的輸入就 由FVM計(jì)算出的加速度和旋轉(zhuǎn)速度的評(píng)估值與那些由所用傳感 器讀取的數(shù)值之間的差構(gòu)成。因此，EKF用來評(píng)估傳感器和FVM 之間加速度和旋轉(zhuǎn)速度的誤差，然后將該誤差用來校正傳感器和 FVM。
然而，機(jī)翼翼型的操縱還有一個(gè)校準(zhǔn)的問題。事實(shí)上，人可以 確定出操縱的量，但該量仍然需要定義。實(shí)際工作中在增益過大 時(shí)有一個(gè)振動(dòng)的危險(xiǎn)，這是因?yàn)閼T性會(huì)使運(yùn)動(dòng)鏈的彈性(絞盤在 地面上，而操縱發(fā)生在空氣中)和測量結(jié)果被延后。因此，這里 有一個(gè)危險(xiǎn)就是進(jìn)行未校準(zhǔn)的、不足的或過度的操縱，其會(huì)迫使 進(jìn)行連續(xù)地校正(反向補(bǔ)償)，出現(xiàn)的風(fēng)險(xiǎn)就是不可控的振動(dòng)。為 了解決這組問題，控制領(lǐng)域中已開發(fā)出許多諸如Hinf和上述 Kalman過濾器的技術(shù)，其會(huì)將執(zhí)行延遲作為控制系統(tǒng)必須控制的 一種干擾或一種噪聲，具體方式是用過濾器和系統(tǒng)校準(zhǔn)方法或自 校準(zhǔn)方法來優(yōu)化并限制上述的操縱。本發(fā)明所述的方法還可具有 預(yù)判功能，其時(shí)間深度是本發(fā)明系統(tǒng)信息處理能力的函數(shù)。其它 用來實(shí)現(xiàn)上述問題預(yù)測的特征是處理和控制裝置接收與加速度有 關(guān)的信息。因此，過度操縱相對(duì)于運(yùn)動(dòng)實(shí)際出現(xiàn)的時(shí)間來說可被 提前預(yù)判出來，這一點(diǎn)會(huì)使系統(tǒng)處于一種亞臨界狀態(tài)，在該狀態(tài) 下，由于傳感器能夠在運(yùn)動(dòng)之前提供數(shù)據(jù)180度，因此振動(dòng)不會(huì) 被觸發(fā)。如果位置的數(shù)據(jù)能夠直接獲得，那么一旦加速度形成了 損壞，那么就會(huì)進(jìn)行新的操作。
通過上述內(nèi)容可知，本發(fā)明的方法包括下面的步驟
a) 通過第一檢測裝置3檢測出與機(jī)翼翼型當(dāng)前飛行軌跡相關(guān)
的第一信息3a;通過預(yù)處理裝置11重新處理所有或部分第一 信息3a從而獲得經(jīng)過預(yù)處理的第一信息3a':
b) 通過第二檢測裝置5a檢測出與機(jī)翼翼型當(dāng)前飛行軌跡相關(guān) 的第二信息5a;
c) 通過變送系統(tǒng)將第一信息3a、3a'發(fā)送到處理和控制裝置7, 特別是幾何電機(jī)7a;
d) 將第二信息5a發(fā)送到處理和控制裝置7,特別是幾何電機(jī) 7a;
e) 從第一信息3a、 3a'和第二信息，直接或間接地獲得至少與
22機(jī)翼翼型當(dāng)前位置XY和當(dāng)前飛行軌跡相關(guān)、與配重動(dòng)態(tài)特性 相關(guān)以及與驅(qū)動(dòng)纜牽引力相關(guān)的數(shù)值；
f) 確定飛行和控制參數(shù)，如高度Q、配重的動(dòng)態(tài)特性C、操縱性
M、禁止區(qū)域ZI、驅(qū)動(dòng)纜上牽引力T;有可能的話還要確定出 上述每一個(gè)參數(shù)的允許誤差；
g) 為每一個(gè)飛行和控制參數(shù)確定出其權(quán)重Pq、 Pc、 Pm、 Pzi、
PT;
h) 為每一個(gè)參數(shù)計(jì)算下面時(shí)刻T0、 Th T2..... Tn的最佳坐
標(biāo)XY;
i) 計(jì)算出所有坐標(biāo)在時(shí)刻To時(shí)矢量和RX0Y0;
j)計(jì)算出未來所有時(shí)刻TV T2.....Tn的矢量和RXtY卜RX2Y2、
…、RXnYn:
k) 為這些矢量和確定并應(yīng)用時(shí)間權(quán)重PTo、PTi、PT2.....PTn;
1)從RXJ卜RX2Y2、 ...、 RXnYn選擇出最佳的一個(gè)作為機(jī)翼翼 型操縱必須依從的理想瞬時(shí)坐標(biāo)(目標(biāo))；
m) 選擇出最佳的飛行軌跡路徑TV卜TV2、 TV3、 ...、 TVn從
而將機(jī)翼翼型從當(dāng)前位置帶到目標(biāo)位置；
n) 通過系統(tǒng)l的數(shù)字控制器7b來作用驅(qū)動(dòng)單元從而將機(jī)翼翼
型從坐標(biāo)的當(dāng)前位置帶到目標(biāo)位置；作為優(yōu)選是采用由機(jī)翼翼 型的動(dòng)態(tài)模型(FVM)所支持的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS);
o) 按時(shí)間間隔At即控制循環(huán)頻率重復(fù)步驟a)到n);本發(fā)明
的方法還可包括下面的步驟，即逆向調(diào)節(jié)At的長度，從而能 夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)循環(huán)頻率的調(diào)節(jié)。如果At短了，那么本方法一項(xiàng)精確 詳細(xì)的，但也有可能是過度、極其遠(yuǎn)視并且短期的預(yù)分析，因 為步驟n有可能在時(shí)間上距離當(dāng)前的時(shí)間不能全面地達(dá)到最佳 時(shí)間長度因此就必須將對(duì)未來預(yù)測的那些步驟與長度步驟相 關(guān)聯(lián)，從而使機(jī)翼翼型完成飛行軌跡所需要的時(shí)間深度達(dá)到最 佳。因此，最好是評(píng)估出進(jìn)行一項(xiàng)預(yù)測該預(yù)測能夠覆蓋未來大 多數(shù)情況的幾率合理的假設(shè)是"轉(zhuǎn)盤系統(tǒng)多于一次的旋轉(zhuǎn)是
沒有用的，因?yàn)樵诜€(wěn)定狀態(tài)下，這種狀態(tài)會(huì)不斷地重復(fù)進(jìn)行。
At的理想長度可能是其應(yīng)當(dāng)對(duì)應(yīng)于一項(xiàng)復(fù)雜操縱的長度，如機(jī) 翼翼型的方位變換。
2權(quán)利要求
1. 一種自動(dòng)控制至少一個(gè)動(dòng)力翼翼型(2)飛行的系統(tǒng)(1)，所述動(dòng)力翼型(2)由一驅(qū)動(dòng)單元(9)控制，該驅(qū)動(dòng)單元(9)配備兩臺(tái)絞盤，所述動(dòng)力翼翼型(2)通過兩根驅(qū)動(dòng)纜(21)連接到兩個(gè)絞盤上，其特征在于該系統(tǒng)包括-第一檢測裝置(3)，其裝在所述動(dòng)力翼翼型(2)上，用來檢測出第一信息(3a)，該信息至少涉及所述動(dòng)力翼型(2)在空間的位置和方向以及所述動(dòng)力翼翼型(2)受到的加速度；-第二檢測裝置(5)，其裝在地面上，用來檢測出第二信息(5a)，該信息至少涉及所述機(jī)翼翼型(2)所述驅(qū)動(dòng)纜(21)上的拉力以及所述驅(qū)動(dòng)單元(9)配重的位置；-所述第一信息(3a)和所述第二信息(5a)的處理和控制裝置(7)，其用來將所述這些信息(3a、5a)的內(nèi)容轉(zhuǎn)換成一機(jī)械驅(qū)動(dòng)操作，其作用在所述驅(qū)動(dòng)單元(9)的所述絞盤上從而驅(qū)動(dòng)所述動(dòng)力翼翼型(2)沿著一飛行軌跡TV1、TV2、TV3、...、TVn前進(jìn)，該飛行軌跡能夠使所述動(dòng)力翼翼型所處氣流W作用在所述動(dòng)力翼翼型(2)上的“提升”作用最大，并能使氣流所產(chǎn)生的動(dòng)能達(dá)到最大；以及-所述第一信息(3a)到所述處理和控制裝置(7)的變送系統(tǒng)。
2. 如權(quán)利要求1的系統(tǒng)，其特征在于所述處理和控制裝置(7)包括一個(gè)幾何電機(jī)(7a),其能夠?qū)λ龅谝恍畔?3a)進(jìn)行處理從而將所述機(jī)翼翼型(2)的位置、加速度和方向信息(7c)返回給一個(gè)數(shù)字控制器(7b)，該控制器能夠?qū)λ鲵?qū)動(dòng)單元(9)的所述絞盤進(jìn)行操作(9a)，從而對(duì)所述驅(qū)動(dòng)纜(21)的牽引力進(jìn)行控制。
3. 如權(quán)利要求2的系統(tǒng)，其特征在于所述變送系統(tǒng)將所述第一信息(3a)變送到所述幾何電機(jī)(7a)。
4. 如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于該系統(tǒng)包括一個(gè)失穩(wěn)消耗驅(qū)動(dòng)器。
5. 如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于所述第一檢測裝置(3)包括有多個(gè)三維加速度計(jì)。
6. 如權(quán)利要求5的系統(tǒng)，其特征在于所述三維加速度計(jì)是MEM型。
7. 如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于所述第一檢測裝置(3)包括—個(gè)電子羅盤。
8. 如權(quán)利要求7的系統(tǒng)，其特征在于所述電子羅盤是Fluxgate磁力計(jì)。
9. 如權(quán)利要求5的系統(tǒng)，其特征在于兩臺(tái)所述三維加速度計(jì)中的每一臺(tái)均布置在所述機(jī)翼翼型(2)各自端頭上面與所述驅(qū)動(dòng)纜(21)在所述機(jī)翼翼型(2)壁面上連接點(diǎn)相鄰的位置處。l的系統(tǒng)，其特征在于所述第二檢測裝置 其能夠測量出所述驅(qū)動(dòng)纜(21)的偏轉(zhuǎn)。l的系統(tǒng)，其特征在于所述第二檢測裝置 其布置在所述驅(qū)動(dòng)單元(9)的所述絞盤
10. 如權(quán)利要求 (5)包括有應(yīng)變儀
11. 如權(quán)利要求 (5)包括有編碼器上。
12. 如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于所述第二檢測裝置 (5)包括有接近傳感器。
13. 如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于所述第二檢測裝置 (5)包括有一個(gè)地面人工觀測系統(tǒng)。
14. 如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于所述機(jī)翼翼型(2) 由流變聚合物制成。
15. 如權(quán)利要求1的系統(tǒng)，其特征在于所述第一 (3)和/ (5)檢測裝置包括有虛擬傳感器。如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于所述變送系統(tǒng)可通 一根數(shù)據(jù)光纖集成在所述機(jī)翼翼型(2)的所述驅(qū)動(dòng)纜中-如權(quán)利要求1或16的系統(tǒng)，其特征在于所述驅(qū)動(dòng)纜(21) 翼翼型形狀的截面?；虻诙?br> 16. 過至少(21)
17. 具有機(jī)
18. 線發(fā)射
19. 聲波型。
20. 如權(quán)利要求 連續(xù)式單向流協(xié)議。
21. 如權(quán)利要求 數(shù)據(jù)包協(xié)議。
22. 如權(quán)利要求 異步協(xié)商傳輸協(xié)議。
23. 如權(quán)利要求 處理裝置(11),其用來對(duì)所述機(jī)翼翼型(2)上的所有或部分 第一信息(3a)進(jìn)行預(yù)處理從而提供出經(jīng)過預(yù)處理的第一信息(3a，)。
24. 如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于該系統(tǒng)至少包括一 個(gè)供電系統(tǒng)，該系統(tǒng)用來給裝載在所述機(jī)翼翼型(2)上的所 述第一檢測裝置(3)和所述變送系統(tǒng)提供電力。
25. 如權(quán)利要求24的系統(tǒng)，其特征在于所述供電系統(tǒng)包括 有光電簿膜模塊，共裝在所述機(jī)翼翼型(2)上的塑料支持上。
26. 如權(quán)利要求24的系統(tǒng)，其特征在于該供電系統(tǒng)包括一 個(gè)微型風(fēng)力渦輪，其插入到一 個(gè)永磁性磁力發(fā)生器內(nèi)。
27. —種方法，該方法通過如前面權(quán)利要求之一所述的系 統(tǒng)(1)自動(dòng)地控制動(dòng)力翼翼型(2)的飛行，其特征在于，該 方法包括下面的步驟如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于所述變送系統(tǒng)是無 &。如權(quán)利要求l的系統(tǒng)，其特征在于所述變送系統(tǒng)為超l的系統(tǒng)，其特征在于所述變送系統(tǒng)采用l的系統(tǒng)，其特征在于所述變送系統(tǒng)采用l的系統(tǒng)，其特征在于所述變送系統(tǒng)采用 l的系統(tǒng)，其特征在于該系統(tǒng)包括一個(gè)預(yù)a) 通過所述第一檢測裝置(3)檢測出與機(jī)翼翼型當(dāng)前飛行軌跡相關(guān)的所述第一信息(3a);b) 通過所述第二檢測裝置(5a)檢測出與所述機(jī)翼翼型當(dāng)前飛行軌跡相關(guān)的第二信息(5a);c) 通過所述變送系統(tǒng)將所述第一信息(3a、 3a')發(fā)送到處理和控制裝置(7);d) 將所述第二信息(5a)發(fā)送到所述處理和控制裝置(7);e) 從所述第一信息(3a、 3a')和所述第二信息，直接或間接地獲得至少與所述機(jī)翼翼型當(dāng)前位置XY和當(dāng)前飛行軌跡相關(guān)、與所述配重動(dòng)態(tài)特性相關(guān)以及與所述驅(qū)動(dòng)纜牽引力相關(guān)的數(shù)值；f) 確定飛行和控制參數(shù)；g) 為所述每一個(gè)飛行和控制參數(shù)確定出其權(quán)重Pq、 Pc、Pm、 Pzi、 Pt;h) 為每一個(gè)所述參數(shù)計(jì)算下面時(shí)刻T0、 TV T2..... Tn的最佳坐標(biāo)XY;i) 計(jì)算出所有坐標(biāo)在所述時(shí)刻To時(shí)的矢量和RX0Y0;j)計(jì)算出未來所有時(shí)刻T卜T2..... Tn的矢量和RH5C2Y2、…、RXnYn;k) 為這些矢量和確定并應(yīng)用時(shí)間權(quán)重PTo、 Pl\、 PT2、...、PTn;1)從所述矢量和RX!Y卜RX2Y2.....RXnYn中選擇出最佳的一個(gè)作為所述機(jī)翼翼型(2)操縱必須依從的理想瞬時(shí)坐標(biāo)(目標(biāo))；m) 選擇出最佳的飛行軌跡路徑TVh TV2、 TV3、 ... 、 TVn從而將所述機(jī)翼翼型(2)從所述當(dāng)前位置帶到所述目標(biāo)位置；n) 通過所述數(shù)字控制器(7b)來作用所述驅(qū)動(dòng)單元(9)從而將所述機(jī)翼翼型(2)從所述坐標(biāo)的所述當(dāng)前位置帶到所述目標(biāo)位置；o) 按時(shí)間間隔At重復(fù)步驟a)到n)。
28. 如權(quán)利要求27的方法，其特征在于其包括，在步驟a) 和步驟b)之間，通過所述預(yù)處理裝置(11)重新處理所有或 部分所述第一信息(3a)從而獲得經(jīng)過預(yù)處理的第一信息(3a，)。
29. 如權(quán)利要求27的方法，其特征在于所述飛行和控制 參數(shù)是高度Q、配重的動(dòng)態(tài)特性C、操縱性M、禁止區(qū)域ZI、 所述驅(qū)動(dòng)纜(21)上牽引力T。
30. 如權(quán)利要求27的方法，其特征在于所述步驟f)包 括下面的步驟確定出上述每一個(gè)參數(shù)的允許誤差。
31. 如權(quán)利要求27的方法，其特征在于所述步驟m)使 用由所述機(jī)翼翼型的動(dòng)態(tài)模型(FVM)所支持的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)。
32. 如權(quán)利要求27的方法，其特征在于其包括一個(gè)應(yīng)急 步驟從而指出需要對(duì)機(jī)翼翼型進(jìn)行操縱的最大優(yōu)先級(jí)。
33. 如權(quán)利要求27的方法，其特征在于其包括下面的步驟 逆向校正所述飛行和控制參數(shù)。
34. 如權(quán)利要求27的方法，其特征在于其包括下面的步驟 通過Hinf技術(shù)和/或Kalman過濾器來校準(zhǔn)所述操縱。
35. 如權(quán)利要求27的方法，其特征在于其包括下面的步驟 逆向調(diào)節(jié)所述時(shí)間間隔At的長度。
36. 如權(quán)利要求1至26任一的系統(tǒng)(1)與"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng) (20) —起使用。
37. 如權(quán)利要求27至35任一的方法與"轉(zhuǎn)盤"系統(tǒng)(20) 一起使用。
全文摘要
一種自動(dòng)控制至少一個(gè)動(dòng)力翼翼型(2)飛行的系統(tǒng)(1)，其包括第一檢測裝置(3)，其裝在所述動(dòng)力翼翼型(2)上，用來檢測出第一信息(3a)，該信息至少涉及所述動(dòng)力翼型(2)在空間的位置和方向以及所述動(dòng)力翼翼型(2)受到的加速度；第二檢測裝置(5)，其裝在地面上，用來檢測所述機(jī)翼翼型(2)的所述驅(qū)動(dòng)纜(21)上的拉力以及所述驅(qū)動(dòng)單元(9)配重的位置；處理和控制裝置(7)，其用來將所述這些信息(3a、5a)的內(nèi)容轉(zhuǎn)換成一機(jī)械驅(qū)動(dòng)操作，該操作作用在所述驅(qū)動(dòng)單元(9)的所述絞盤上從而驅(qū)動(dòng)所述動(dòng)力翼翼型(2)沿著一飛行軌跡TV₁、TV₂、TV₃、...、TV_n前進(jìn)，該飛行軌跡能夠使所述動(dòng)力翼翼型上產(chǎn)生的“提升”作用最大。本發(fā)明還公開了一種方法，該方法用來通過系統(tǒng)(1)自動(dòng)控制至少一個(gè)動(dòng)力翼翼型(2)的飛行。
文檔編號(hào)F03D5/00GK101460735SQ200680054960
公開日2009年6月17日 申請(qǐng)日期2006年5月10日 優(yōu)先權(quán)日2006年5月10日
發(fā)明者馬西莫·伊波利托 申請(qǐng)人:輕型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)研究有限公司