基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法
【專利摘要】基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法，其包括恒張力釋放狀態(tài)下的柔性光纜動力學(xué)建模和面向飛行控制系統(tǒng)的光纜敷設(shè)無人直升機動力學(xué)模型，其中恒張力釋放狀態(tài)下的柔性光纜動力學(xué)建模包括單個光纜段的受力計算方法和整體光纜動力學(xué)模型建立方法；面向飛行控制系統(tǒng)的光纜敷設(shè)無人直升機動力學(xué)模型包括無人直升機平臺動力學(xué)模型和無人直升機參數(shù)辨識試驗系統(tǒng)，設(shè)定a)整條待布設(shè)的光纜由N個光纜段構(gòu)成；b)各段逐次從釋放機構(gòu)中釋放，正在釋放的光纜段的速度與剛釋放的光纜段的速度一致；c)各光纜段均視作剛性桿，其質(zhì)量集中于各光纜段的一個端點；d)各個剛性桿之間通過絞進行連接。本發(fā)明為無人直升機的飛行控制系統(tǒng)研制提供支持。
【專利說明】基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種用于共軸雙旋翼無人直升機的敷設(shè)柔性光纜的參數(shù)辨識試驗系 統(tǒng)，屬于航空【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002] 無人直升機由于其具備起降便捷、定點懸停、機動性強的特點，因此作戰(zhàn)用途廣 泛，具有非?？捎^的作戰(zhàn)潛力和發(fā)展前景。國外開展無人直升機研制比較早的國家有美國、 英國、加拿大、德國等。其中美國上世紀(jì)50年代就開始研究無人直升機，60年代QH-50A反 潛遙控直升機試飛成功，在越南戰(zhàn)爭中美國陸軍就使用QH-50D無人直升機執(zhí)行偵察、戰(zhàn)場 監(jiān)視、炮兵目標(biāo)觀測等任務(wù)。由于無人直升機飛行控制技術(shù)存在諸多難點，所W無人直升機 相對于固定翼無人機而言，技術(shù)和應(yīng)用的發(fā)展一直較為遲緩。
[0003] 在無人直升機中，共軸雙旋翼是一種重要的直升機布局形式，共軸雙旋翼無人直 升機和常規(guī)無人機布局有很大差別，共軸雙旋翼無人直升機具有繞同一軸線正反旋轉(zhuǎn)的上 下兩幅旋翼，由于兩幅旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反，所W其產(chǎn)生的扭矩在航向恒定的情況下相互抵 消，因而取消了尾獎；同時通過上下旋翼總距的差動操作來實現(xiàn)無人直升機的航向操縱，兩 幅旋翼在直升機的飛行過程中既是升力面又是縱橫向和航向的操縱面。共軸雙旋翼無人直 升機由于獨特的布局形式，非常適合光纜一類柔性線纜的快速敷設(shè)，但由于光纜快速敷設(shè) 設(shè)及柔性電纜及其放線機構(gòu)，所W系統(tǒng)的動力學(xué)建模必須綜合考慮拖拽式的柔性光纜對飛 行器動力學(xué)特性的影響，因此其建模方法比較復(fù)雜。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的是針對用于光纜快速敷設(shè)的無人直升機飛行器平臺、光纜釋放機構(gòu) 和光纜所組成的綜合體進行統(tǒng)一建模，從而獲得無人直升機在進行快速光纜敷設(shè)時的動力 學(xué)模型，為該無人直升機的飛行控制系統(tǒng)研制提供支持。
[0005] 本發(fā)明包括W下兩部分內(nèi)容 本發(fā)明的第一方面提供將基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法，其將恒張 力釋放狀態(tài)下的柔性光纜轉(zhuǎn)換為多剛體動力學(xué)建模。
[0006] 本發(fā)明第二方面提供一種可W面向飛行控制系統(tǒng)設(shè)計實際應(yīng)用的光纜敷設(shè)無人 直升機動力學(xué)模型，并設(shè)計一個安全的參數(shù)辨識試驗系統(tǒng)。
[0007] 本發(fā)明的第一方面提供的基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法如 下： 1恒張力釋放狀態(tài)下的柔性光纜動力學(xué)建模方法 由于光纜的一端固定于直升機平臺之上，另一端為自由端，光纜在恒張力釋放裝置控 制下在保證光纜張力恒定的情況下釋放。因此，我們在進行光纜受力分析時，可W認為光纜 的一端為固定端，該固定端靜止或勻速運動。同時為了使用多剛體系統(tǒng)動力學(xué)方法描述光 纜運動，設(shè)定： a) 整條待布設(shè)的光纜由N個光纜段構(gòu)成； b) 各段逐次從釋放機構(gòu)中釋放，正在釋放的光纜段的速度與剛釋放的光纜段的速度一 致； C)各光纜段均視作剛性桿，其質(zhì)量集中于各光纜段的一個端點； d)各個剛性桿之間通過絞進行連接。
[000引單個光纜段的受力計算方法 考慮到直升機用于光纜敷設(shè)的工程需求，第j段繩子的阻力系數(shù)〔。，.和升力系數(shù)C U由 工程經(jīng)驗公式化1)和化2)進行計算，其中a j.為第j段繩子的攻角，攻角也稱迎角，為 翼弦與來流速度之間的夾角，翼弦抬頭為正，翼弦低頭為負，常用符號a表示； Cdj> 0. 02化 1. Isin3a J (3.1) CyW 1. Isin 2 a jCos a J (3.。 光纜段相對于風(fēng)的速度為Vw"d，第J個光纜段質(zhì)屯、的速度為Vi，則根據(jù)力的平衡和力 的分解原理，第J個光纜段相對于風(fēng)的速度可的大小為：

【權(quán)利要求】
1. 基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法，其包括恒張力釋放狀態(tài)下的柔性 光纜動力學(xué)建模和面向飛行控制系統(tǒng)的光纜敷設(shè)無人直升機動力學(xué)模型，其中恒張力釋放 狀態(tài)下的柔性光纜動力學(xué)建模包括單個光纜段的受力計算方法和整體光纜動力學(xué)模型建 立方法；面向飛行控制系統(tǒng)的光纜敷設(shè)無人直升機動力學(xué)模型包括無人直升機平臺動力學(xué) 模型和無人直升機參數(shù)辨識試驗系統(tǒng)，其特征在于：設(shè)定 a) 整條待布設(shè)的光纜由N個光纜段構(gòu)成； b) 各段逐次從釋放機構(gòu)中釋放，正在釋放的光纜段的速度與剛釋放的光纜段的速度一 致； c) 各光纜段均視作剛性桿，其質(zhì)量集中于各光纜段的一個端點； d) 各個剛性桿之間通過絞進行連接。
2. 如權(quán)利要求1所述的基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法，其特征在 于：所述單個光纜段的受力計算方法包括第j段繩子的阻力系數(shù)Cw和升力系數(shù)Cu由工程 經(jīng)驗公式（3. 1)和（3. 2)進行計算，其中a」為第j段繩子的攻角，翼弦抬頭為正，翼弦低 頭為負， Cdj^ 0. 022+1.Isin3Qj (3. 1) Cl產(chǎn)I.Isin2ajcosaj (3. 2) 光纜段相對于風(fēng)的速度為Vwind，第J個光纜段質(zhì)心的速度為V:，則根據(jù)力的平衡和力 的分解原理，第J個光纜段相對于風(fēng)的速度丫丨的大小為：
其中，V-第J個光纜段相對于風(fēng)的速度； Vj第J個光纜段質(zhì)心的速度； Vj-! 第J-I個光纜段質(zhì)心的速度； Vwind一-風(fēng)速； -第J個光纜段相對于風(fēng)的速度在水平方向的分量； -第J個光纜段相對于風(fēng)的速度在豎直方向的分量； i水平方向的方向向量；j豎直方向的方向向量； 設(shè)第J段光纜的氣動阻力系數(shù)為Cw、氣動升力系數(shù)為Cu,每個光纜段上的氣動力主要 包括氣動阻力和氣動升力，根據(jù)受力分析并結(jié)合式（3. 1)、（3. 2)得，第J段光纜的氣動阻力 Ff和氣動升力P分別為：
式（3. 4)、（3. 5)中 Ff---第J光纜段的氣動阻力； Ff-第J光纜段的氣動升力； P 空氣密度； Cd-光纜段的氣動阻力系數(shù)； Q---光纜段的氣動升力系數(shù)d-光纜段直徑； V/ -第J光纜段相對于風(fēng)的速度；eD--第J光纜段的氣動阻力方向單位矢量； A-第J光纜段的氣動升力方向單位矢量； 根據(jù)以上的推導(dǎo)可得出第J段光纜質(zhì)點處的氣動力Z7/?的值為：
FT° -第J光纜段質(zhì)點處的氣動力； Ff-第J光纜段的氣動阻力； 竚一第J光纜段的氣動升力； Ff+1 ---第J+1光纜段的氣動阻力； 玲+1 -第J+1光纜段的氣動升力； Fjd、Ff、VLW1JwimnFT'Ff、竚、Ff+1、玲+1 均為矢量。
3.如權(quán)利要求1所述的基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法，其特征在 于：所述整體光纜動力學(xué)模型建立方法包括：將整條光纜看作是由多個剛性桿通過絞進行 連接的結(jié)構(gòu)體，針對無人直升機布設(shè)光纜的實際狀態(tài)，設(shè)定如下建模條件： 1.2. 1由于光纜的第一段盤繞在恒張力鋪設(shè)機構(gòu)上，所以設(shè)定該第一段光纜段為固定 端且固定于直升機平臺之上，光纜最后一段為貫序著陸的自由端； 1. 2. 2自由端所受到的在X軸、y軸上力分量通過測量獲得； 1. 2. 3直升機在正常布設(shè)光纜的過程中，其飛行高度保持固定，即在光纜全部釋放之 前，直升機平臺所拖曳的停留在空中的光纜段的長度固定； 將各個光纜段間的運動約束關(guān)系轉(zhuǎn)化為各個光纜段張力的遞推關(guān)系，最后得出光纜段 約束力Tj與系統(tǒng)外力的線性關(guān)系； 對于結(jié)點Mj-1，其質(zhì)量為Iv1，結(jié)點Mj，其質(zhì)量為，設(shè)這兩個結(jié)點所受的氣動力分別 為和，則各個光纜段結(jié)點的運動方程為

和％_lb.分別是j-1所受的空氣動力在X和y方向的分量；g為重力常數(shù)； 其中，!!^為j-1段光纜的質(zhì)量，a(j_1)x為j-1段光纜X方向的加速度，a(j_1)y為j-1段 光纜y方向的加速度，IV$j-l段光纜所受的外力，L為j段光纜所受的外力，0 段 光纜與飛行器平臺z軸的夾角； Allh-和Al1),分別是j-1段光纜所受的空氣動力在X和y方向的分量；g為重力常數(shù)； 各個光纜段的加速度約束關(guān)系為：
其中為j段光纜在X方向的加速度，a#為j段光纜在y方向的加速度，L為j段 光纜的長度，9」為j段光纜與飛行器平臺z軸的夾角，《』為j段光纜與飛行器平臺z軸夾 角的角速度；將式（3. 7)帶入式（3. 10)得到式（3. 12)，式（3. 8)和（3. 9)分別代入（3. 11) 式中，各個式子中的加速度項被消掉，獲得各段光纜之間的鉸約束力遞推關(guān)系：
解上述線性方程組（3. 12) (3. 13) (3. 14)，經(jīng)過化簡后得到各光纜段結(jié)點的張力約束關(guān) 系如下的線性方程： Tj+1=Aj+Jj+Bj.Jj-i+Cj.i(j= 2, 3, ? ? ?n-1) (3. 15) 1代表結(jié)點Mj所受的張力； 根據(jù)（3. 12)式，可以列出如下方程組：
其中，A#、Bm、CV1，均為系數(shù)，其取值與光纜段的長度、質(zhì)量和姿態(tài)有關(guān)；從上述約束 關(guān)系的推導(dǎo)過程，可以得出三個系數(shù)僅與光纜段的位移和速度有關(guān)；這說明在定高飛行情 況下，當(dāng)光纜釋放速度、無人機平臺速度以及風(fēng)速恒定時，整個光纜及光纜段所受到的張力 也恒定，這也是我們通過控制光纜釋放速度來控制張力的原理；這個結(jié)果也表明，恒張力控 制不僅僅是為了滿足光纜強度要求T/j、于光纜規(guī)定的張力，同時保持光纜的張力使其具備 規(guī)定的空中姿態(tài)，確保不與旋翼發(fā)生卷繞或干涉，此外也是為了降低光纜對飛行器平臺的 力與力矩的擾動，有利于系統(tǒng)的操穩(wěn)特性。
4.如權(quán)利要求1所述的基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法，所述面向控 制的光纜敷設(shè)共軸雙旋翼無人直升機平臺動力學(xué)模型包括： 將直升機運動表不成如下矢量方程： X =/(X,//), (3.17) 這里X是直升機的狀態(tài)矢量，i即數(shù)學(xué)意義上的X的導(dǎo)數(shù)，U是控制輸入變量，這里x=[U，V，w，q)，e，￥，p，q，r|，其中各參數(shù)代表的含義分別為：滾轉(zhuǎn)角速率p，俯仰角速率q，航向角 速率r，滾轉(zhuǎn)角（}>，俯仰角0，航向角it，前向速度u，側(cè)向速度V，垂直速度w，u是直升機 的控制輸入變量，[ulat,ulon,ucol,uyaw],其中ulat橫向周期變矩，ulon縱向周期變矩， ucol主槳距總矩，uyaw上下旋翼差動總距； 直升機線運動方程為：
其中m為直升機質(zhì)量，EX、EY、EZ為作用在直升機機體軸x，y，z方向上的合力，這 里我們將光纜整體的張力在各個坐標(biāo)軸上的分量對直升機平臺運動的影響明確列出，并表 示為Tx，Ty，Tz,;
式（3. 19)中，Ixx是直升機對OX軸的轉(zhuǎn)動慣量，Iyy是直升機對OY軸的轉(zhuǎn)動慣量，Izz是直升機對OZ軸的轉(zhuǎn)動慣量；Ixz是直升機對OX軸的慣性積；EL、EM、EN分別為繞三 軸的力矩和，同樣的，LTX、MTY、NTZ分別表示光纜組件繞無人直升機平臺三軸的力矩； 對于用于光纜敷設(shè)的無人機平臺來說，其動力學(xué)特征主要包括光纜的動力學(xué)和共軸雙 旋翼直升機各組成部件的動力學(xué)特性共同決定，附圖顯示共軸雙旋翼無人直升機動力學(xué)建 模中，光纜以及各個飛行器平臺的部件氣動特性與飛行器平臺總體運動特性之間的關(guān)系； 將式（3. 14)線性化后，將直升機的狀態(tài)空間方程表達如下：
其中：b-橫向旋翼揮舞角；a-縱向旋翼揮舞角； 其特征在于：處理光纜影響的方法是將其作為直升機平臺的一個外在擾動，通過對平 臺模型中相應(yīng)氣動導(dǎo)數(shù)增加修正量的方式，來獲得與現(xiàn)實一致的模型響應(yīng)；氣動導(dǎo)數(shù)及其 修正量可以通過下面的參數(shù)辨識的方法統(tǒng)一獲得； 根據(jù)上述方法，確定的系統(tǒng)模型結(jié)構(gòu)為：
其中，Ba，Ab，La，Lb，Lu，Lv，Ma，Mb，Mu，Mv，Xu，Yv，Xa，Yb均為氣動導(dǎo)數(shù)-;這些也就是我 需要確定的參數(shù)，a/t，為光纜組件對旋翼揮舞角影響的修正量，g/k為光纜組件對飛行 平臺姿態(tài)角影響的修正量。
5.如權(quán)利要求1所述的基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機建模方法，所述基于光 纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無人直升機參數(shù)辨識試驗系統(tǒng)包括飛行器平臺和地面設(shè)備兩個部分， 所述飛行器平臺上分別加裝慣性測量單元InertialMeasuringUnit，簡稱IMU、全球定位 系統(tǒng)GlobalPositioningSystem，簡稱GPS、磁航向計、激光高度表和數(shù)據(jù)記錄儀、控制器， 所述慣性測量單元頂U與、所述GPS、所述磁航向計、所述激光高度表、所述數(shù)據(jù)記錄儀均 連接至所述控制器，并由控制器將信號處理，并輸出至控制單元，從而控制飛行器平臺的動 作，本系統(tǒng)中設(shè)置兩種工作模式，一是透明模式，即直接由操作手控制執(zhí)行機構(gòu)，二是自動 模式，即利用直升機內(nèi)置穩(wěn)定算法進行閉環(huán)控制共軸雙旋翼的姿態(tài)； 所述地面設(shè)備包括無線電遙控發(fā)射機，簡稱RC、數(shù)傳終端和地面控制計算機系統(tǒng)，該地 面控制計算機系統(tǒng)與所述RC遙控發(fā)射機連接，該地面控制計算機系統(tǒng)還與數(shù)傳終端連接； 所述飛行器平臺上集成有傳感器，該傳感器將測量飛行器平臺的三軸角速度、線加速 度、航向角、三軸位置、三軸線速度，以及相對高度及高度變化率，經(jīng)過卡爾曼濾波之后將形 成飛行器平臺的位置、三軸角速率和歐拉角數(shù)據(jù)；這些飛行器平臺參數(shù)、遙控接收機的控制 給定、執(zhí)行機構(gòu)的行程都將被控制器打上時標(biāo)，統(tǒng)一存儲于數(shù)據(jù)記錄儀中，同時將該數(shù)據(jù)下 傳至地面計算機系統(tǒng)，地面計算機采集航模操縱手的輸入，并記錄數(shù)據(jù)終端傳回的飛行器 平臺控制及飛行參數(shù)； 其特征在于：在起始狀態(tài)下，航模操縱手直接控制飛行器平臺，航模操縱手施加給飛行 器平臺的激勵為橫向周期變距、縱向周期變距，該橫向周期變距和縱向周期變距直接傳遞 給飛行器平臺的控制器；同時，這兩個信號首先被地面計算機采集，地面計算機通過數(shù)據(jù)終 端獲得了飛行器平臺的飛行參數(shù)；當(dāng)飛行器平臺的姿態(tài)角大于給定的預(yù)警值時，此時飛行 器處于比較危險的狀態(tài)，控制器安全切換邏輯單元將斷開接收機所獲得的航模操縱手的激 勵信號，直接將飛行器平臺處于控制器的閉環(huán)控制之下，保證飛行器平臺的安全。
【文檔編號】G05B17/02GK104503258SQ201410693671
【公開日】2015年4月8日 申請日期:2014年11月26日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月26日
【發(fā)明者】不公告發(fā)明人 申請人:深圳市鳴鑫航空科技有限公司