專利名稱：基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種無人直升機數(shù)學模型的構(gòu)建方法，特別涉及ー種基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法，屬于無人直升機建模領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
無人直升機運動機理極其復雜，通過機理建模方法難以建立準確的數(shù)學模型，而且機理建模法模型階次高，算法復雜，難以滿足實時性的要求。試飛辨識建模是ー種新興的建模手段，其通過開展飛行試驗，運用系統(tǒng)辨識方法得到無人直升機的數(shù)學模型。相比機理建模法，試飛辨識建模能得到低階且非常準確的數(shù)學模型。但是，試飛辨識建模只能得到一個工作點處的線性模型，該模型可用于對象特性分析、控制律設(shè)計、飛行品質(zhì)分析，卻不能用于全過程仿真。而全過程仿真是在工程研究中一種必須的驗證手段，通過全過程仿真，可以在地面狀態(tài)下對飛行控制系統(tǒng)的控制邏輯、魯棒性、可靠性進行全面的檢驗。而全包線數(shù)學模型是全過程仿真的基礎(chǔ)。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決試飛辨識模型無法用于全過程仿真的局限性，本發(fā)明提供了ー種基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法，通過將多個工作點的線性模型進行集成，得到全包線的數(shù)學模型，以滿足全過程仿真的需求。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是ー種基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法，其特征在于以試飛辨識模型為基礎(chǔ)，將無人直升機的飛行包線劃分為mXn個區(qū)間，m、n為自然數(shù)，每個飛行包線區(qū)間內(nèi)無人直升機的動態(tài)特性用一個線性模型來近似表征，通過ー組線性模型覆蓋整個飛行包線，并對該組線性模型進行全量狀態(tài)解算，再針對非穩(wěn)定飛行狀態(tài)對該組線性模型進行修正，并對該組線性模型進行加風，從而得到全包線范圍內(nèi)的數(shù)學模型。由于試飛辨識模型具有非常高的精度，因此用本發(fā)明方法構(gòu)建的數(shù)學模型能非常準確地反映全包線范圍內(nèi)的動態(tài)特性，由于模型采用線性方式實現(xiàn)，因此運算量小，非常容易滿足實時性要求。該方法實現(xiàn)過程簡單，開發(fā)周期短，適合小型低成本無人直升機系統(tǒng)使用。


圖1是飛行包線劃分示意2是線性模型組原理3是線性模型組解算流程圖4是協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎原理5是加風原理圖
具體實施例方式本發(fā)明的基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法以試飛辨識模型為基礎(chǔ)，將無人直升機的飛行包線劃分為mXn個區(qū)間，m、n為自然數(shù)，每個飛行包線區(qū)間內(nèi)的動態(tài)特性用一個線性模型來近似表征。這樣，通過ー組線性模型，即可覆蓋整個飛行包線，從而得到全包線范圍內(nèi)的數(shù)學模型。由于試飛辨識只能在穩(wěn)定飛行狀態(tài)下進行，因此只能得到懸停或平飛狀態(tài)下的線性模型，為了使線性模型組具有和非線性模型類似的特性， 還需要對模型進行修正。同時，為了滿足仿真的需求，需要在模型中加入風場信息。本發(fā)明方法具體包括如下步驟飛行包線區(qū)間的劃分、模型解算、模型修正和模型加風。1、飛行包線區(qū)間的劃分無人直升機的飛行包線由飛行速度和飛行高度決定，因而按照飛行高度和空速將其飛行包線劃分為若干區(qū)間，如圖1所示，本具體實施方式
中高度以200m為間隔，空速以 5m/s為間隔進行飛行包線區(qū)間的劃分。在每個飛行包線區(qū)間內(nèi)取其中間點作為特征工作點，辨識其動力學模型，包括A、B陣，配平輸入和配平狀態(tài)。由于空速對無人直升機運動特性的影響較大，因此對空速的劃分應該相對密集。2、模型解算線性模型是特定飛行狀態(tài)下的小擾動模型，是以增量的形式進行解算的，而非線性模型的輸入和輸出都是全量的。線性模型組要實現(xiàn)與非線性模型相同的功能，必須將模型的輸入和輸出都轉(zhuǎn)化成全量。線性模型組的原理如圖2所示，其中u為全量輸入，χ為全量狀態(tài)，u_trim為當前飛行狀態(tài)下的配平輸入，x_trim為當前飛行狀態(tài)下的配平狀態(tài)。Au為輸入増量，Δχ為狀態(tài)增量，A、B分別為飛行狀態(tài)對應包線區(qū)間內(nèi)的狀態(tài)矩陣和輸入矩陣。其中u_trim，x_ trim、A、B可通過試飛辨識得到。可以看出，模型內(nèi)部的解算都是基于增量的，而模型的輸入和輸出都是全量。模型的解算流程如圖3所示，根據(jù)當前的空速和高度計算當前狀態(tài)的配平輸入u_ trim、配平狀態(tài)x_trim和A、B陣；模型全量輸入u減去配平輸入u_trim可得到輸入增量八11，模型全量狀態(tài)1減去配平狀態(tài)^廿加可得到狀態(tài)增量Δ χ ；輸入增量和狀態(tài)增量經(jīng)過狀態(tài)方程解算，可得到狀態(tài)增量的變化率M，Afc AAx+ BAu ；狀態(tài)變化率M經(jīng)過一次微分方程迭代，即為下一時刻的狀態(tài)增量Δχ ；加上該配平點的配平狀態(tài)x_trim即得到下ー時刻的全量狀態(tài)χ ；根據(jù)全量狀態(tài)解算得到模型輸出，供傳感器模塊使用。以上描述的是線性模型組從輸入到輸出完整的計算流程?？梢钥闯觯€性模型組在毎次迭代過程中都需要使用當前飛行狀態(tài)下模型的配平輸入、配平狀態(tài)和A、B陣。如何計算模型的配平輸入、配平狀態(tài)和A、B陣，是構(gòu)建線性模型組的ー個要點。1)配平輸入和配平狀態(tài)根據(jù)劃分的包線區(qū)間，得到了無人直升機在特定空速和高度條件下的線性模型， 其中包含各個狀態(tài)點的配平輸入和配平狀態(tài)，根據(jù)這些數(shù)據(jù)，按照空速和高度可插值計算出全包線范圍內(nèi)模型的配平輸入和配平狀態(tài)。2)A、B 陣A、B陣為直升機在配平點處的擾動模型，反映了直升機的動態(tài)特性。而當飛行高度和空速發(fā)生小幅度的變化吋，直升機的動態(tài)特性不會發(fā)生大的變化。因此可以認為，ー對A、 B陣可以覆蓋一定的包線區(qū)間。按照劃分的包線區(qū)間，每個區(qū)間內(nèi)都有一個與之對應的A、 B陣，模型解算時，根據(jù)空速和高度可確定當前所處的包線區(qū)間，即可確定相對應的A、B陣。3、模型修正由于試飛辨識只能在穩(wěn)定飛行狀態(tài)下進行，因此線性模型組使用的線性模型是穩(wěn)定平飛狀態(tài)和穩(wěn)定懸停狀態(tài)下的模型，而無人直升機所處的某些飛行狀態(tài)并非穩(wěn)定飛行狀態(tài)，如斜爬升、斜下降、懸?；剞D(zhuǎn)、垂直上升、垂直下降以及協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎等。因此有必要針對這些狀態(tài)進行合理的修正。以上飛行模態(tài)中，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時線性模型組和非線性模型之間的差異最大，其他飛行模態(tài)下，二者差異相對較小，因此主要針對協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)對線性模型組進行修正。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的運動機理如圖4所示，當無人直升機進入?yún)f(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)吋，首先通過操縱橫向周期變距建立滾轉(zhuǎn)角，提供向心力，通過操縱尾槳距產(chǎn)生偏航角速率，當滾轉(zhuǎn)角和偏航角速率滿足以下關(guān)系時
權(quán)利要求
1.ー種基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法，其特征在于以試飛辨識模型為基礎(chǔ)，將無人直升機的飛行包線劃分為個區(qū)間， "·、 為自然數(shù)，每個飛行包線區(qū)間內(nèi)無人直升機的動態(tài)特性用一個線性模型來近似表征， 通過ー組線性模型覆蓋整個飛行包線，并對該組線性模型進行全量狀態(tài)解算，再針對非穩(wěn)定飛行狀態(tài)對該組線性模型進行修正，并對該組線性模型進行加風，從而得到全包線范圍內(nèi)的數(shù)學模型。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法，其特征在于飛行包線區(qū)間的劃分以高度和空速為依據(jù)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法，其特征在于全量狀態(tài)解算過程中模型內(nèi)部的解算都是基于增量形式，而模型的輸入和輸出都是全量形式。
4.如權(quán)利要求1所述的基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法，其特征在于非穩(wěn)定飛行狀態(tài)為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于線性模型組的無人直升機全包線數(shù)學模型構(gòu)建方法，它以試飛辨識線性模型為基礎(chǔ)，每個工作點處的線性模型能夠近似表征一個飛行包線區(qū)間內(nèi)的運動特性，從而以一組線性模型來表征全包線范圍內(nèi)無人直升機的動態(tài)特性。其構(gòu)建方法包括飛行包線區(qū)間的劃分、模型的解算、模型修正以及模型加風，以實現(xiàn)類似非線性模型的特性。該方法模型置信度高、實時性好，而且實現(xiàn)過程簡單，開發(fā)周期短，適合小型低成本無人直升機使用。
文檔編號G05B17/02GK102566446SQ20121001289
公開日2012年7月11日 申請日期2012年1月16日 優(yōu)先權(quán)日2012年1月16日
發(fā)明者孫春貞, 尹亮亮, 祖家奎 申請人:南京航空航天大學