專利名稱：一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器及其指令生成方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于無人機(jī)的飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器及其指令生成方法。
背景技術(shù)：
可變飛行無人機(jī)是在常規(guī)固定翼飛機(jī)基礎(chǔ)上增加推力/拉力矢量裝置，既實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)的短距起降能力，又具有固定翼飛機(jī)的高速巡航能力，從而降低了對起飛著陸環(huán)境的依賴，并高效的執(zhí)行任務(wù)，具有廣闊的應(yīng)用前景?？蓛A轉(zhuǎn)的旋翼與矢量噴管是推力/拉力矢量比較有代表性的形式。可見，推力/ 拉力矢量可能會包含多個操縱量，除了油門操縱外，某些操縱量主要產(chǎn)生俯仰操作效應(yīng)，某些操縱量主要產(chǎn)生偏航操作效應(yīng)，某些操縱量主要產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)操作效應(yīng)。因此，可以將推力/ 拉力矢量的操縱面與氣動操縱面統(tǒng)稱為廣義操縱面。如果將推力/拉力矢量垂直向上拉動或者垂直向下推動對應(yīng)的傾轉(zhuǎn)角定義為90°，將推力/拉力矢量水平向前拉動或者垂直向后推動的傾轉(zhuǎn)角定義為0°，可變飛行模態(tài)無人機(jī)從直升機(jī)懸停狀態(tài)到固定翼飛行模態(tài)轉(zhuǎn)化過程中空速逐漸增加，傾轉(zhuǎn)角逐漸減小，推力/拉力矢量操作效能逐漸退化，氣動操縱面操作效能逐漸增強(qiáng)?？勺冿w行模態(tài)無人機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換控制首先遇到的問題是模態(tài)轉(zhuǎn)換如何導(dǎo)引，轉(zhuǎn)換過程中需要控制哪些狀態(tài)量，并且這些狀態(tài)量的指令是如何被導(dǎo)引變化的問題。模態(tài)轉(zhuǎn)換過程是平衡狀態(tài)連續(xù)更新的過程，在某傾轉(zhuǎn)角下，空速只有處在某限定的對應(yīng)范圍之內(nèi)，無人機(jī)才能穩(wěn)定平飛。不同的空速、傾轉(zhuǎn)角對應(yīng)關(guān)系可能會導(dǎo)致姿態(tài)角或者某些有效操縱面的大幅度波動，影響轉(zhuǎn)換效果，甚至引起安全事故。模態(tài)轉(zhuǎn)換過程平衡狀態(tài)是通過力與力矩的配平操作來完成，而可變飛行模態(tài)無人機(jī)操縱面數(shù)量多于方程數(shù)量導(dǎo)致多解問題，不同操縱面偏轉(zhuǎn)范圍及所承擔(dān)的操作效能不同，試湊的方法工作量大，效率低下，很難達(dá)到好的配平效果。因此，需要設(shè)計(jì)高效的優(yōu)化迭代算法，實(shí)現(xiàn)整個模態(tài)轉(zhuǎn)換過程合理配平。由于模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的無人機(jī)的狀態(tài)連續(xù)變化，控制律可能需要融合無人機(jī)的狀態(tài)平衡值值及廣義操縱面的控制矢量平衡值信息，從而增強(qiáng)對于整個模態(tài)的適應(yīng)性。許多研究者往往采用試湊的方法實(shí)現(xiàn)可變飛行模態(tài)無人機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的配平，配平過程未考慮綜合優(yōu)化姿態(tài)角及操縱面偏轉(zhuǎn)角，穩(wěn)定性較差，計(jì)算復(fù)雜，沒有指出怎么利用配平數(shù)據(jù)來生成指令系統(tǒng)來引導(dǎo)自動模態(tài)轉(zhuǎn)換飛行，也沒有充分的將配平信息作為指令系統(tǒng)的輸出，應(yīng)用用于控制律，可變飛行模態(tài)無人機(jī)的自動模態(tài)轉(zhuǎn)換受到限制。因此， 需要給出可變飛行模態(tài)無人機(jī)的控制策略，設(shè)計(jì)高效、優(yōu)化算法實(shí)現(xiàn)全過程的合理配平，并且利用配平值設(shè)計(jì)模態(tài)轉(zhuǎn)換的指令系統(tǒng)和平衡值系統(tǒng)，從而為平穩(wěn)、安全的模態(tài)轉(zhuǎn)換控制提供依據(jù)
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提出一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器及其指令生成方法，本發(fā)明在于將模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的配平等效為依次完成由傾轉(zhuǎn)角與期望俯仰角組合組成的序列中各組合狀態(tài)的配平，特定的傾轉(zhuǎn)角與期望俯仰角組合狀態(tài)下通過代價(jià)函數(shù)指導(dǎo)迭代優(yōu)化配平，實(shí)現(xiàn)了狀態(tài)矢量與廣義操縱面控制矢量的配平值隨著傾轉(zhuǎn)角與空速指令平穩(wěn)變化。將配平結(jié)果序列采用分段曲線擬合方法建立導(dǎo)引指令生成器、被控狀態(tài)指令生成器、狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器和廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器所有內(nèi)部函數(shù)。本發(fā)明提出一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器，包括導(dǎo)引指令生成器、被控狀態(tài)指令生成器、狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器和廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器；模態(tài)轉(zhuǎn)換指令TL與時(shí)間t進(jìn)入到導(dǎo)引指令生成器后，根據(jù)傾轉(zhuǎn)角生成函數(shù)τ (TL，t)生成導(dǎo)引模態(tài)轉(zhuǎn)換的傾轉(zhuǎn)角指令τ，根據(jù)空速生成函數(shù)Vkg(TL，t)生成空速指令Vkg，并將傾轉(zhuǎn)角指令τ和空速指令 Vkg均發(fā)送至被控狀態(tài)指令生成器、狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器和廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器；通過被控狀態(tài)指令生成器得到空速指令vkg、高度指令&、側(cè)偏距指令A(yù)g和偏航角指令；通過狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器得到狀態(tài)矢量平衡值X* ；通過廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器得到廣義操縱面控制矢量的平衡值δ\本發(fā)明提出一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器的指令生成方法，具體包括以下幾個步驟步驟一確定的模態(tài)轉(zhuǎn)換飛行的導(dǎo)引方式及無人機(jī)被控狀態(tài)量(1)選取傾轉(zhuǎn)角與空速的組合作為模態(tài)轉(zhuǎn)換飛行的引導(dǎo)方式；(2)無人機(jī)被控狀態(tài)量選取為空速、高度、側(cè)偏距、偏航角；高度指令為固定值Htl， 側(cè)偏距指令為0，偏航角指令是由航線中從點(diǎn)與到點(diǎn)經(jīng)緯度信息計(jì)算得到的確定值，空速指令由模態(tài)轉(zhuǎn)換過程配平后確定的傾轉(zhuǎn)角生成函數(shù)τ (TL，t)與空速生成函數(shù)Vkg(TL，t)確定。步驟二 (1)確定無人機(jī)能夠平穩(wěn)轉(zhuǎn)換的合理配平的原則俯仰角配平值等于期望俯仰角，廣義操縱面控制矢量中各個控制量的配平值相對于其偏轉(zhuǎn)范圍最小。(2)確定滿足合理配平的代價(jià)函數(shù)，包含俯仰角配平值礦與期望俯仰角A的差值、 廣義操縱面控制矢量的操作權(quán)限及廣義操縱面控制矢量配平值相對于最大偏轉(zhuǎn)范圍的偏轉(zhuǎn)角信息。選取代價(jià)函數(shù)C為
權(quán)利要求
1.一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器，其特征在于包括導(dǎo)引指令生成器、被控狀態(tài)指令生成器、狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器和廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器；模態(tài)轉(zhuǎn)換指令TL與時(shí)間t進(jìn)入到導(dǎo)引指令生成器后，根據(jù)傾轉(zhuǎn)角生成函數(shù)τ (TL，t)生成導(dǎo)引模態(tài)轉(zhuǎn)換的傾轉(zhuǎn)角指令τ，根據(jù)空速生成函數(shù)Vkg(TL，t)生成空速指令Vkg，并將傾轉(zhuǎn)角指令τ和空速指令 Vkg均發(fā)送至被控狀態(tài)指令生成器、狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器和廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器；通過被控狀態(tài)指令生成器得到空速指令vkg、高度指令&、側(cè)偏距指令A(yù)g和偏航角指令；通過狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器得到狀態(tài)矢量平衡值X* ；通過廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器得到廣義操縱面控制矢量的平衡值δ\
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器，其特征在于所述的被控制狀態(tài)指令生成器由空速指令生成函數(shù)Vkg( τ，Vkg)、高度指令生成函數(shù)Η8(τ， Vkg)、側(cè)偏距指令生成函數(shù)Dzg( τ，Vkg)、偏航角指令生成函數(shù)Vg( τ，Vkg)組成；空速指令生成函數(shù)Vkg( τ，Vkg)根據(jù)傾轉(zhuǎn)角指令τ，解算出空速指令Vkg ；高度指令生成函數(shù)Hg( τ，Vkg) 根據(jù)傾轉(zhuǎn)角指令τ與空速指令Vkg，解算得出高度指令Hg ；側(cè)偏距指令生成函數(shù)Dzg(LVkg) 根據(jù)傾轉(zhuǎn)角指令τ與空速指令Vkg，解算得出側(cè)偏距指令Dzg，偏航角指令生成函數(shù)Ψ8(τ， Vkg)根據(jù)傾轉(zhuǎn)角指令τ與空速指令Vkg，解算得出偏航角指令Vg。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器，其特征在于所述的狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器由狀態(tài)指令生成函數(shù)τ，Vkg)構(gòu)成，其中，Vkg)包含了無人機(jī)的空速基準(zhǔn)值生成函數(shù)、迎角基準(zhǔn)值生成函數(shù)α*(τ，Vkg)、側(cè)滑角基準(zhǔn)值生成函數(shù)，Vkg)、滾轉(zhuǎn)角速率基準(zhǔn)值生成函數(shù)偏航角速率基準(zhǔn)值生成函數(shù) <(廠&)、俯仰角速率基準(zhǔn)值生成函數(shù) :(r,&)、俯仰角基準(zhǔn)值生成函數(shù)V(^tg)、偏航角基準(zhǔn)值生成函數(shù)Ψ*(τ，Vkg)、滾轉(zhuǎn)角基準(zhǔn)值生成函數(shù)Υ*(τ，Vkg)、高度基準(zhǔn)值生成函數(shù) Η*(τ, Vkg)、側(cè)偏距基準(zhǔn)值生成函數(shù)漢(廠 )、升降速度基準(zhǔn)值生成函數(shù)工和側(cè)偏速度基準(zhǔn)值生成函數(shù)(τ,Vkg)，狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器根據(jù)相應(yīng)的基準(zhǔn)值生成函數(shù)生成對應(yīng)傾轉(zhuǎn)角及空速導(dǎo)引指令下相應(yīng)的無人機(jī)狀態(tài)矢量平衡值X*。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器，其特征在于所述的廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器由狀態(tài)指令生成函數(shù)S τ，Vkg)構(gòu)成，其中δ*(τ，Vkg)包含了傾轉(zhuǎn)角基準(zhǔn)指令生成函數(shù)為τ*(τ，Vkg)、副翼基準(zhǔn)指令生成生成函數(shù)之(廠&)、 方向舵基準(zhǔn)指令生成生成函數(shù)《*沁&)、升降舵基準(zhǔn)指令生成生成函數(shù)<(廠&)、油門基準(zhǔn)指令生成生成函數(shù)、推力/拉力滾轉(zhuǎn)操縱量基準(zhǔn)指令生成生成函數(shù) Kxi (^Kg) ^…、推力/拉力偏航操縱量基準(zhǔn)指令生成生成函數(shù)‘(r,&)、S;y2(r,Vkgy··, ‘>,&)、推力/拉力俯仰操縱量基準(zhǔn)指令生成生成函數(shù) Kzl{rykgy ^2 (τ, Vkg),-, t 3(r,&)，其中叫表示推力/拉力矢量滾轉(zhuǎn)操縱面的數(shù)目， n2表示推力/拉力矢量偏航操縱面的數(shù)目，n3表示推力/.拉力矢量俯仰操縱面的數(shù)目，狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器根據(jù)相應(yīng)的基準(zhǔn)指令生成函數(shù)生成對應(yīng)傾轉(zhuǎn)角及空速導(dǎo)引指令下的相應(yīng)廣義操縱面控制矢量的平衡值δ\
5. 一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器的指令生成方法，其特征在于具體包括以下幾個步驟步驟一確定的模態(tài)轉(zhuǎn)換飛行的導(dǎo)引方式及無人機(jī)被控狀態(tài)量(1)選取傾轉(zhuǎn)角與空速的組合作為模態(tài)轉(zhuǎn)換飛行的引導(dǎo)方式；(2)無人機(jī)被控狀態(tài)量選取為空速、高度、側(cè)偏距、偏航角；高度指令為固定值Htl，側(cè)偏距指令為0，偏航角指令是由航線中從點(diǎn)與到點(diǎn)經(jīng)緯度信息計(jì)算得到的確定值，空速指令由模態(tài)轉(zhuǎn)換過程配平后確定的傾轉(zhuǎn)角生成函數(shù)τ (TL，t)與空速生成函數(shù)Vkg(TL，t)確定；步驟二 (1)確定無人機(jī)平穩(wěn)轉(zhuǎn)換的配平原則俯仰角配平值等于期望俯仰角，廣義操縱面控制矢量中各個控制量的配平值相對于其偏轉(zhuǎn)范圍最??；(2)確定滿足配平的代價(jià)函數(shù)C為
全文摘要
本發(fā)明提出一種可變飛行模態(tài)無人機(jī)廣義指令生成器及其指令生成方法，該指令生成器包括導(dǎo)引指令生成器、被控狀態(tài)指令生成器、狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器和廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器。將模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的配平等效為依次完成由傾轉(zhuǎn)角與期望俯仰角組合組成的序列中各組合狀態(tài)的配平，特定傾轉(zhuǎn)角與期望俯仰角組合狀態(tài)下通過代價(jià)函數(shù)指導(dǎo)迭代優(yōu)化配平，實(shí)現(xiàn)了狀態(tài)矢量與廣義操縱面控制矢量的配平值隨著傾轉(zhuǎn)角與空速指令平穩(wěn)變化。將配平結(jié)果序列采用分段曲線擬合方法建立導(dǎo)引指令生成器、被控狀態(tài)指令生成器、狀態(tài)基準(zhǔn)值生成器和廣義操縱面基準(zhǔn)指令生成器所有的內(nèi)部函數(shù)。且本發(fā)明利用matlab數(shù)學(xué)軟件高效、準(zhǔn)確的實(shí)現(xiàn)迭代優(yōu)化配平與曲線擬合的工作。
文檔編號G05B17/00GK102289207SQ20111015254
公開日2011年12月21日 申請日期2011年6月8日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月8日
發(fā)明者劉智, 王勇 申請人:北京航空航天大學(xué)