本發(fā)明屬于飛行器建模仿真領(lǐng)域，特別是基于Simulink/S-function的模型的構(gòu)建方法。

背景技術(shù)：

建立被控對象的數(shù)學(xué)模型是無人機(jī)飛行控制律設(shè)計以及仿真試驗的基礎(chǔ)。Simulink作為對MATLAB語言運(yùn)算環(huán)境的擴(kuò)展，在保持MATLAB一般性能基礎(chǔ)上，結(jié)合工具箱的使用，可以完成對連續(xù)系統(tǒng)、離散系統(tǒng)、連續(xù)與離散混合系統(tǒng)的動態(tài)性能的仿真與分析，并且可以觀察仿真的執(zhí)行過程，由于其強(qiáng)大的仿真功能，使其成為無人機(jī)建模仿真領(lǐng)域的首選語言。Simulink中的S-Function模塊提供了靈活的建模機(jī)制，使用特定的語法使動態(tài)系統(tǒng)具有交互功能，允許用戶按自己的需要方便地創(chuàng)建任意可以由算法描述的系統(tǒng)模塊。較之使用Simulink內(nèi)嵌模塊庫中的模塊，使用Simulink/S-Function進(jìn)行無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型的建立能夠更好的適應(yīng)各種不同無人機(jī)模型，因此被廣泛采用。

S-Function均采用約定的函數(shù)形式，每個S-Function均需定義系統(tǒng)的輸入變量u，輸出變量y，狀態(tài)變量x。在使用S-Function建立無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型時，主要通過編寫初始化(mdlInitializeSizes)、連續(xù)狀態(tài)更新(mdlDerivatives)以及輸出計算(mdlOutputs)這三個函數(shù)實現(xiàn)。

其中，初始化函數(shù)(mdlInitializeSizes)中需對模型中的輸入變量個數(shù)、輸出變量個數(shù)以及狀態(tài)變量個數(shù)進(jìn)行確定，并針對模型初始狀態(tài)對狀態(tài)變量進(jìn)行初始化處理。通常在建立無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型時，輸入變量定義為各舵面偏度、發(fā)動機(jī)控制量、起落架狀態(tài)以及三軸風(fēng)擾動，狀態(tài)變量定義為飛機(jī)的三軸位置、速度、角速度以及姿態(tài)角，輸出變量按系統(tǒng)設(shè)計需要定義，通常在狀態(tài)變量的基礎(chǔ)上增加迎角、側(cè)滑角等物理量。輸出計算函數(shù)(mdlOutputs)中根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)變量對系統(tǒng)的輸出變量進(jìn)行計算并輸出。而連續(xù)狀態(tài)更新函數(shù)(mdlDerivatives)中對系統(tǒng)的狀態(tài)變量進(jìn)行計算和更新以便Simulink對各狀態(tài)進(jìn)行數(shù)值積分解算，是建立數(shù)學(xué)模型的主要部分和關(guān)鍵。通常的連續(xù)狀態(tài)更新函數(shù)的實現(xiàn)方式如下：首先根據(jù)無人機(jī)與氣動相關(guān)的當(dāng)前狀態(tài)，包括迎角、側(cè)滑角、高度、馬赫數(shù)、起落架狀態(tài)、各舵面偏度等，根據(jù)吹風(fēng)數(shù)據(jù)獲得各氣動力和力矩導(dǎo)數(shù)，計算氣動力和力矩；進(jìn)而根據(jù)與發(fā)動機(jī)動力模型相關(guān)的當(dāng)前狀態(tài)，包括高度、馬赫數(shù)、發(fā)動機(jī)油門控制量等，由動力模型解算發(fā) 動機(jī)推力以及耗油率；然后根據(jù)與飛機(jī)本體特性模型相關(guān)的當(dāng)前狀態(tài)，包括起落架狀態(tài)、油量狀態(tài)等，由飛機(jī)本體特性模型解算飛機(jī)當(dāng)前質(zhì)量、質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動慣量和慣性積；綜合上述數(shù)據(jù)，求得無人機(jī)合外力與合外力矩；最終在此基礎(chǔ)上，在選擇適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)系的前提下，根據(jù)六自由度動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程，求取無人機(jī)各狀態(tài)量導(dǎo)數(shù)，通常包括三軸速度分量、三軸角速度分量、三軸位置、三軸姿態(tài)角，即更新連續(xù)狀態(tài)并輸出至函數(shù)返回值。其中，在計算氣動模型、發(fā)動機(jī)動力模型時，對于建模精度要求不高的無人機(jī)而言，一般采用忽略次要因素后通過數(shù)據(jù)擬合后的函數(shù)解算各特性，而對于建模精度要求較高的無人機(jī)而言，一般采用數(shù)組存儲各數(shù)據(jù)表格并通過插值函數(shù)運(yùn)算的方式實現(xiàn)。

上述的建模方法存在以下不足：當(dāng)對不同無人機(jī)構(gòu)建其數(shù)學(xué)模型時，由于氣動特性、動力特性以及飛機(jī)本體特性均不同，建模時均需重復(fù)以上過程，過程復(fù)雜，代碼工作量大，效率較低；對于建模精度要求較高的無人機(jī)而言，尤其是大包線多操縱面無人機(jī)，由于狀態(tài)量變化范圍較大，控制舵面的耦合，氣動特性和動力特性均很復(fù)雜，則吹風(fēng)數(shù)據(jù)以及發(fā)動機(jī)動力模型數(shù)據(jù)均采用多維表格的形式，表格維數(shù)和數(shù)量均很多，數(shù)據(jù)量龐大，使用數(shù)組存儲以及手動編程的方法不但工作量大，還容易出現(xiàn)不易發(fā)現(xiàn)的數(shù)據(jù)錯誤，導(dǎo)致仿真模型喪失原本該具有的精度。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型建立方法，基于Simulink/S-function實現(xiàn)，可適用于各種無人機(jī)數(shù)學(xué)建模和仿真。本發(fā)明所建立的無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型的輸入和輸出狀態(tài)與通常的無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型相同，即可實現(xiàn)通常意義下的無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型的全部功能，內(nèi)部通過綜合數(shù)據(jù)解算模型和動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型兩部分實現(xiàn)將氣動特性、動力特性以及飛機(jī)本體特性等與具體飛機(jī)特性相關(guān)的解算從由S-function實現(xiàn)的模型中分離出來，轉(zhuǎn)為由Simulink內(nèi)嵌模塊實現(xiàn)。

本發(fā)明的一種無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型建立方法，通過以下步驟實現(xiàn)：

步驟一：建立綜合數(shù)據(jù)解算模型，利用Simulink內(nèi)嵌模塊庫中的多維插值模塊進(jìn)行氣動模型、發(fā)動機(jī)動力模型、飛機(jī)本體特性模型的解算和封裝。其中，各多維數(shù)據(jù)表由變量形式定義，通過配置文件載入具體數(shù)值。

綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸入為：

高度H、馬赫數(shù)Ma、迎角α、側(cè)滑角β、飛機(jī)質(zhì)量M、各舵面偏度δ_i(i＝1……n，n 為舵面?zhèn)€數(shù))、發(fā)動機(jī)控制量δ_p，起落架狀態(tài)UCStatus；

綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸出為：

氣動系數(shù)，包括升力系數(shù)C_L、阻力系數(shù)C_D、側(cè)力系數(shù)C_C、俯仰力矩系數(shù)C_m、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)C_l、偏航力矩系數(shù)C_n、俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)C_mq、滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)C_lp、偏航交感導(dǎo)數(shù)C_np、偏航阻尼導(dǎo)數(shù)C_nr、滾轉(zhuǎn)交感導(dǎo)數(shù)C_lr；動力參數(shù)，包括推力P、耗油率Q；重心位置，包括X軸重心位置X_t、Y軸重心位置Y_t、Z軸重心位置Z_t；轉(zhuǎn)動慣量及慣性積，包括X軸轉(zhuǎn)動慣量I_x、Y軸轉(zhuǎn)動慣量I_y、Z軸轉(zhuǎn)動慣量I、X軸與Z軸慣性積I_xz；幾何參數(shù)，包括翼展l、平均空氣動力弦長b_A、參考面積S、發(fā)動機(jī)推力線偏心距y_P、推力線與機(jī)體縱軸夾角

步驟二：定義動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型，利用Simulink/S-function實現(xiàn)，使用英美坐標(biāo)系。

定義動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型輸入變量為：

綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸出，即包括氣動系數(shù)、動力參數(shù)、重心位置、轉(zhuǎn)動慣量及慣性積以及幾何參數(shù)。除此之外，還包括三軸風(fēng)干擾，即X軸風(fēng)速V_wx、Y軸風(fēng)速V_wy、Z軸風(fēng)速V_wz。

定義動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型狀態(tài)變量為：

機(jī)體坐標(biāo)系下三軸速度分量，包括X軸速度u、Y軸速度v、Z軸速度w；機(jī)體坐標(biāo)系下三軸角速度分量，包括X軸角速度p、Y軸角速度q、Z軸角速度r；地理坐標(biāo)系下三軸位置分量，包括X軸位置xd、Y軸位置yd、Z軸位置zd；機(jī)體坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)之間的關(guān)系即三軸姿態(tài)角，包括俯仰角θ、滾轉(zhuǎn)角φ、偏航角飛機(jī)質(zhì)量M。

定義動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型輸出變量為：

系統(tǒng)的狀態(tài)變量，即三軸速度分量、三軸角速度分量、三軸位置分量、三軸姿態(tài)角、飛機(jī)質(zhì)量；除此之外，還應(yīng)包括高度H、馬赫數(shù)Ma、迎角α、側(cè)滑角β。

步驟三：實現(xiàn)動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的初始化函數(shù)(mdlInitializeSizes)，根據(jù)步驟二中定義對無人機(jī)動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的輸入變量個數(shù)、輸出變量個數(shù)以及狀態(tài)變量個數(shù)進(jìn)行確定，并根據(jù)模型初始狀態(tài)對狀態(tài)變量進(jìn)行初始化處理。

步驟四：實現(xiàn)動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的連續(xù)狀態(tài)更新函數(shù)(mdlDerivatives)。首先根據(jù)當(dāng)前的速度以及模型輸入三軸風(fēng)干擾計算空速V_k，迎角α、側(cè) 滑角β。然后根據(jù)輸入的氣動系數(shù)計算相應(yīng)的氣動力和力矩；然后根據(jù)機(jī)體坐標(biāo)系下無人機(jī)動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程解算三軸速度分量、三軸角速度分量、三軸位置分量、三軸姿態(tài)角的狀態(tài)量導(dǎo)數(shù)；然后根據(jù)輸入的耗油率計算無人機(jī)質(zhì)量狀態(tài)的導(dǎo)數(shù)；最后更新十三個狀態(tài)量的導(dǎo)數(shù)并輸出至函數(shù)返回值。

步驟五：實現(xiàn)動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的輸出計算函數(shù)(mdlOutputs)。根據(jù)飛機(jī)狀態(tài)變量以及系統(tǒng)輸出變量的定義，輸出相應(yīng)的物理量至函數(shù)返回值。

步驟六：連接綜合數(shù)據(jù)解算模型以及動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型，將綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸出作為動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)解算模型的輸入，再進(jìn)行封裝形成完整的無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

(1)通過建立綜合數(shù)據(jù)解算模型，將氣動特性、動力特性以及飛機(jī)本體特性等與具體飛機(jī)特性相關(guān)的解算從模型中分離出來，而所建立的動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)解算模型，在針對不同的無人機(jī)進(jìn)行建模時可以完全重用，降低了代碼之間的耦合度，減少了建模工作量；

(2)綜合數(shù)據(jù)解算模型通過Simulink內(nèi)嵌模塊庫中的多維插值模塊進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，無需編制程序，并通過配置文件載入具體數(shù)值，可處理多維數(shù)大規(guī)模的數(shù)據(jù)量，降低了由于編碼失誤造成的風(fēng)險；

(3)所建立的動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型中相對于通常的12維方程組增加了質(zhì)量狀態(tài)變量方程，將飛行過程中的由于發(fā)動機(jī)耗油率引起的質(zhì)量變化與其他狀態(tài)統(tǒng)一考慮，方程更具合理性和實用性。

附圖說明

圖1是本發(fā)明無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型的結(jié)構(gòu)示意；

圖2是本發(fā)明所提供的基于Simulink/S-Function進(jìn)行的無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型建立方法流程。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的具體實施方式作進(jìn)一步說明。

由圖1所示，本發(fā)明所建立的無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型包括兩部分：綜合數(shù)據(jù)解算模型和動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型。其中，綜合數(shù)據(jù)解算模型主要用于根據(jù)飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)以及吹風(fēng)數(shù)據(jù)、動力模型數(shù)據(jù)以及飛機(jī)本體特性模型數(shù)據(jù)解算模型解算中所需參數(shù)。綜合數(shù) 據(jù)解算模型的輸入包括高度H、馬赫數(shù)Ma、迎角α、側(cè)滑角β、飛機(jī)質(zhì)量M、各舵面偏度δ_i(i＝1……n，n為舵面?zhèn)€數(shù))、發(fā)動機(jī)控制量δ_p，起落架狀態(tài)UCStatus。綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸出包括氣動系數(shù)、動力參數(shù)、重心位置、轉(zhuǎn)動慣量及慣性積以及幾何參數(shù)，輸出參數(shù)作為動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)的輸入。動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型用于根據(jù)模型初始狀態(tài)、綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸出、三軸風(fēng)干擾狀態(tài)等計算機(jī)體坐標(biāo)系下無人機(jī)動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程以及質(zhì)量狀態(tài)方程，進(jìn)而得到各模型狀態(tài)以及用于綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸入變量，包括高度H、馬赫數(shù)Ma、迎角α、側(cè)滑角β，此外，模型狀態(tài)中的飛機(jī)質(zhì)量也用于綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸入。綜合數(shù)據(jù)解算模型和動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型綜合后構(gòu)成無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型，其輸入為各舵面偏度δ_i、發(fā)動機(jī)控制量δ_p，起落架狀態(tài)UCStatus，三軸風(fēng)干擾，輸出為三軸速度分量、三軸角速度分量、三軸位置分量、三軸姿態(tài)角、飛機(jī)質(zhì)量、高度、馬赫數(shù)、迎角、側(cè)滑角。

由圖2所示，本發(fā)明所提供的基于Simulink/S-Function進(jìn)行的無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型建立方法可由下列步驟實現(xiàn)。

步驟一：建立綜合數(shù)據(jù)解算模型，利用Simulink內(nèi)嵌模塊庫中的多維插值模塊進(jìn)行氣動模型、發(fā)動機(jī)動力模型、飛機(jī)本體特性模型的解算和封裝。其中，各多維數(shù)據(jù)表由變量形式定義，通過配置文件載入具體數(shù)值。

綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸入為：

高度H、馬赫數(shù)Ma、迎角α、側(cè)滑角β、飛機(jī)質(zhì)量M、各舵面偏度δ_i(i＝1……n，n為舵面?zhèn)€數(shù))、發(fā)動機(jī)控制量δ_p，起落架狀態(tài)UCStatus；

綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸出為：

氣動系數(shù)，包括升力系數(shù)C_L、阻力系數(shù)C_D、側(cè)力系數(shù)C_C、俯仰力矩系數(shù)C_m、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)C_l、偏航力矩系數(shù)C_n、俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)C_mq、滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)C_lp、偏航交感導(dǎo)數(shù)C_np、偏航阻尼導(dǎo)數(shù)C_nr、滾轉(zhuǎn)交感導(dǎo)數(shù)C_lr；動力參數(shù)，包括推力P、耗油率Q；重心位置，包括X軸重心位置X_t、Y軸重心位置Y_t、Z軸重心位置Z_t；轉(zhuǎn)動慣量及慣性積，包括X軸轉(zhuǎn)動慣量I_x、Y軸轉(zhuǎn)動慣量I_y、Z軸轉(zhuǎn)動慣量I、X軸與Z軸慣性積I_xz；幾何參數(shù)，包括翼展l、平均空氣動力弦長b_A、參考面積S、發(fā)動機(jī)推力線偏心距y_P、推力線與機(jī)體縱軸夾角

步驟二：定義動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型，利用Simulink/S-function實現(xiàn)，使用英美坐標(biāo)系。

由于S-Function均采用約定的函數(shù)形式，每個S-Function均需定義系統(tǒng)的輸入變量u，輸出變量y，狀態(tài)變量x。因此，需首先對動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的輸入變量、輸出變量進(jìn)行定義。

定義動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型輸入變量為：

綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸出，即包括氣動系數(shù)、動力參數(shù)、重心位置、轉(zhuǎn)動慣量及慣性積以及幾何參數(shù)。除此之外，還包括三軸風(fēng)干擾，即X軸風(fēng)速V_wx、Y軸風(fēng)速V_wy、Z軸風(fēng)速V_wz。

定義動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型狀態(tài)變量為：

機(jī)體坐標(biāo)系下三軸速度分量，包括X軸速度u、Y軸速度v、Z軸速度w；機(jī)體坐標(biāo)系下三軸角速度分量，包括X軸角速度p、Y軸角速度q、Z軸角速度r；地理坐標(biāo)系下三軸位置分量，包括X軸位置xd、Y軸位置yd、Z軸位置zd；機(jī)體坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)之間的關(guān)系即三軸姿態(tài)角，包括俯仰角θ、滾轉(zhuǎn)角φ、偏航角飛機(jī)質(zhì)量M。

定義動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型輸出變量為：

系統(tǒng)的狀態(tài)變量，即三軸速度分量、三軸角速度分量、三軸位置分量、三軸姿態(tài)角、飛機(jī)質(zhì)量；除此之外，還應(yīng)包括高度H、馬赫數(shù)Ma、迎角α、側(cè)滑角β。

步驟三：實現(xiàn)動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的初始化函數(shù)(mdlInitializeSizes)。

初始化函數(shù)(mdlInitializeSizes)中需對模型中的輸入變量個數(shù)、輸出變量個數(shù)以及狀態(tài)變量個數(shù)進(jìn)行確定，并針對模型初始狀態(tài)對狀態(tài)變量進(jìn)行初始化處理。根據(jù)步驟二中定義，即可對無人機(jī)動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的輸入變量個數(shù)、輸出變量個數(shù)以及狀態(tài)變量個數(shù)進(jìn)行確定，并根據(jù)模型初始狀態(tài)對狀態(tài)變量進(jìn)行初始化處理。

步驟四：實現(xiàn)動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的連續(xù)狀態(tài)更新函數(shù)(mdlDerivatives)。具體步驟如下：

首先根據(jù)當(dāng)前的速度以及模型輸入三軸風(fēng)干擾計算空速V_k，迎角α、側(cè)滑角β；

空速向量可由機(jī)體坐標(biāo)系下的三軸分量表示：

V_k＝[u_k v_k w_k]^T

則根據(jù)空速、地速與風(fēng)速的關(guān)系可計算空速：

表示從地面坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的變換矩陣，[w_xg w_yg w_zg]^T表示三軸風(fēng)干擾。

迎角可由下式計算：

側(cè)滑角可由下式計算：

然后根據(jù)輸入的氣動系數(shù)計算相應(yīng)的氣動力和力矩；

升力：

阻力：

側(cè)力：

俯仰力矩：

滾轉(zhuǎn)力矩：

偏航力矩：

然后根據(jù)機(jī)體坐標(biāo)系下無人機(jī)動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)方程解算三軸速度分量、三軸角速度分量、三軸位置分量、三軸姿態(tài)角的狀態(tài)量導(dǎo)數(shù)，具體為：

質(zhì)心移動動力學(xué)方程：

繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動動力學(xué)方程：

質(zhì)心運(yùn)動學(xué)方程：

角速度之間的關(guān)系：

然后根據(jù)輸入的耗油率Q計算無人機(jī)質(zhì)量狀態(tài)的導(dǎo)數(shù)：

最后更新十三個狀態(tài)量的導(dǎo)數(shù)并輸出至函數(shù)返回值x：

步驟五：實現(xiàn)動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型的輸出計算函數(shù)(mdlOutputs)。

根據(jù)飛機(jī)狀態(tài)變量以及系統(tǒng)輸出變量的定義，輸出相應(yīng)的物理量至函數(shù)返回值。即將系統(tǒng)的狀態(tài)變量三軸速度分量、三軸角速度分量、三軸位置分量、三軸姿態(tài)角、飛機(jī)質(zhì)量輸出，同時輸出高度H、馬赫數(shù)Ma、迎角α、側(cè)滑角β等參數(shù)。

步驟六：連接綜合數(shù)據(jù)解算模型以及動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型，將綜合數(shù)據(jù)解算模型的輸出作為動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)解算模型的輸入，再進(jìn)行封裝形成完整的無人機(jī)非線性數(shù)學(xué)模型。

由上述步驟可看出，通過分別建立綜合數(shù)據(jù)解算模型和動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型，降低了代碼之間的耦合度，減少了建模工作量；通過利用Simulink內(nèi)嵌模塊庫建模的 方式可通過模塊化圖形化的處理方式避免了手動編程的工作，通過配置文件載入具體數(shù)值可避免由于編程過程中帶來的數(shù)據(jù)移植錯誤的風(fēng)險，也進(jìn)一步加強(qiáng)了模塊的可重用性，即若數(shù)據(jù)表維度以及各維度坐標(biāo)不變而僅具體數(shù)據(jù)發(fā)生更改時，僅需重新配置相應(yīng)數(shù)據(jù)文件而不用更改模型結(jié)構(gòu)；所建立的動力學(xué)、運(yùn)動學(xué)及質(zhì)量狀態(tài)解算模型在針對不同的無人機(jī)進(jìn)行建模時可以完全重用，并且相對于通常的12維方程組增加了質(zhì)量狀態(tài)變量方程，將飛行過程中的由于發(fā)動機(jī)耗油率引起的質(zhì)量變化與其他狀態(tài)統(tǒng)一考慮，方程更具合理性和實用性。