本發(fā)明涉及飛行器參數(shù)采集研究領域，具體涉及一種不規(guī)則布局的多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置的檢測方法。

背景技術：

近年來，無人機在農業(yè)、航拍、環(huán)境監(jiān)測和軍事等領域受到普遍關注并得到了大力的發(fā)展，尤其是多旋翼無人機的研究逐漸成為無人機領域研究的熱點。與固定翼無人機相比，多旋翼無人機具有結構簡單、起降要求低、機動性強、成本低等優(yōu)勢，其中多旋翼無人機從結構角度細分，可分為對稱布局和不規(guī)則布局兩種，不規(guī)則布局的多旋翼無人機區(qū)別于傳統(tǒng)的旋翼對稱布局模式，多用于進行特殊用途，具有巨大的研究前景。

不規(guī)則布局的多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心是無人機處在懸停狀態(tài)時，所有旋翼升力的合力作用在無人機機體上的一個作用點。受力中心的位置對于對稱布局的多旋翼無人機的穩(wěn)定性、旋翼慣性、有效負載具有很大影響。目前尚缺乏對于不規(guī)則布局的多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心的研究，常見的飛行控制系統(tǒng)大多從旋翼轉速、旋翼尺寸、控制電流、地磁角度等層面對不規(guī)則布局的多旋翼無人機懸停穩(wěn)定性進行研究，從結構受力設計角度的研究較少。那么設計一種不規(guī)則布局的多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置的檢測方法便具有顯著的科學意義。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種不規(guī)則多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置檢測方法，通過該方法能夠準確得到不規(guī)則布局的多旋翼無人機的懸停狀態(tài)受力中心位置，輔助飛行控制系統(tǒng)更好操控不規(guī)則布局的多旋翼無人機飛行狀態(tài)，為其飛行策略提供參考。

本發(fā)明解決上述技術問題的技術方案是：

一種不規(guī)則多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置檢測方法，其特征在于，包括步驟：

(1)無人機靜止，確定不規(guī)則布局的多旋翼無人機旋翼面有效邊界；

(2)依掘確定的旋翼面有效邊界對無人機進行質量區(qū)域分割，得到無人機旋翼面有效邊界區(qū)域受力分布方程；

(3)采集旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置信息，得到具體旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置的圖形方程；

(4)無人機起飛懸停，利用傳感器實時采集無人機各旋翼轉速、空間位置信息及無人機姿態(tài)信息，得到無人機懸停狀態(tài)下的空間姿態(tài)方程；

(5)利用得到的空間姿態(tài)方程結合旋翼面有效邊界區(qū)域受力分布方程及旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置的圖形方程，得到無人機懸停狀態(tài)受力中心位置方程，并將懸停狀態(tài)下受力中心位置轉換為矢量空間坐標點形式記錄；

(6)飛行控制系統(tǒng)實時對懸停狀態(tài)下受力中心位置信息進行處理分析，協(xié)助無人機進行姿態(tài)調整，以保證飛行穩(wěn)定性。

具體的，所述無人機為不規(guī)則布局結構多旋翼無人機，所有旋翼在同一平面內布置，布局結構整體不對稱，且旋翼槳葉形狀大小一致。

優(yōu)選的，所述無人機形狀可為橢圓形、長方形、梯形等。

具體的，所述步驟(1)中，所述步驟(1)中，將無人機內各實體劃分為由若干圓包圍的區(qū)域，每個圓的直徑為能夠包圍對應實體的最小直徑；以能夠包絡位于最外圍的所有圓的最短周長閉合曲線為不規(guī)則布局的多旋翼無人機旋翼面有效邊界。

優(yōu)選的，所述步驟(2)中，無人機旋翼面有效邊界區(qū)域受力分布方程為F_l＝f₁(x1，x2，x3......xk)，其中k為旋翼面有效邊界內分割的質量區(qū)域數(shù)。

優(yōu)選的，所述步驟(3)中，旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置的圖形方程為P_j＝f₂(x1，x2，x3......xm)，其中m為旋翼總數(shù)，且m為任意正整數(shù)。

具體的，所述步驟(4)中，無人機懸停，整體受力平衡，各旋翼轉速自無人機前進方向順時針起分別為n1、n2.......nm。

優(yōu)選的，所述步驟(4)中，所述空間位置信息為G(g_x，g_y，g_z)，其中x、y、z為空間坐標三個方向分量；所述無人機姿態(tài)信息由傳感器測定，包括飛行高度h、飛行用時t、俯仰角α、翻滾角β及航向角γ等。

優(yōu)選的，所述步驟(4)中，不規(guī)則布局的多旋翼無人機的空間姿態(tài)方程為K_z＝f₅[Gf₃(h，t，α，β，γ)f₄(n1、n2.....nm)]，其中f₄(n)為旋翼轉速方程。

具體的，所述步驟(5)中，無人機懸停狀態(tài)受力中心位置方程為D_z＝f₆(F_lP_jK_z)，轉換為動態(tài)矢量空間坐標點形式為D(d_x，d_y，d_z)，轉換方程為D(d_x，d_y，d_z)＝f₇(z)D_z，其中其中x、y、z為空間坐標三個方向分量，f₇(z)為動態(tài)矢量空間坐標點轉換方程。

具體的，所述步驟(6)中，各傳感器將采集到的相關信息通過通信模塊實時傳送給飛行控制系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)實時對懸停狀態(tài)下受力中心位置信息進行匯總，經計算處理，輸出控制指令給執(zhí)行機構，增強飛行穩(wěn)定性，同時將采集到的各種數(shù)據(jù)返回給地面站。

優(yōu)選的，所述通信模塊為無線傳輸模式。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比，具有如下優(yōu)點和有益效果：

1、本發(fā)明從無人機整體結構受力設計角度出發(fā)，提供了一種不規(guī)則布局的多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置的檢測方法，能夠準確得到不規(guī)則布局的多旋翼無人機的懸停狀態(tài)受力中心位置，以輔助無人機飛行控制系統(tǒng)更好操控無人機飛行狀態(tài)。

2、本發(fā)明將不規(guī)則布局的多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置以動態(tài)空間矢量坐標形式進行了客觀呈現(xiàn)，從一個全新的角度闡釋了無人機飛行的原理，具有極強的創(chuàng)新性和前瞻性。

3、本發(fā)明適用于各旋翼數(shù)、各類型的不規(guī)則布局的多旋翼無人機，對各類型的對稱布局無人機的穩(wěn)定性增強均有效，針對性強、應用性強。

4、本發(fā)明可將不規(guī)則布局的多旋翼無人機調節(jié)至最佳飛行狀態(tài)，使懸停更加平穩(wěn)，大大增加了安全性和可靠性，為其飛行策略提供參考。同時還能夠提高無人機能源利用率，增長滯空時間，提高工作效率，減少不必要的損耗，具有綠色高效的特點。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的不規(guī)則多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置檢測方法的流程圖。

圖2是本發(fā)明的不規(guī)則多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置檢測方法中關于不規(guī)則布局的多旋翼無人機旋翼面有效邊界確定的方法流程圖。

圖3為本發(fā)明的不規(guī)則多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置檢測方法中關于不規(guī)則布局的多旋翼無人機旋翼面有效邊界確定的原理圖。

具體實施方式

下面結合實施例及附圖對本發(fā)明作進一步詳細的描述，但本發(fā)明的實施方式不限于此。

參見圖1和圖2，本發(fā)明的不規(guī)則多旋翼無人機懸停狀態(tài)受力中心位置檢測方法，包括步驟：

(1)無人機靜止，確定不規(guī)則布局的多旋翼無人機旋翼面有效邊界；

(2)依據(jù)確定的旋翼面有效邊界對無人機進行質量區(qū)域分割，得到無人機旋翼面有效邊界區(qū)域受力分布方程；

(3)采集旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置信息，得到具體旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置的圖形方程；

(4)無人機起飛懸停，利用傳感器實時采集無人機各旋翼轉速、空間位置信息及無人機姿態(tài)信息，得到無人機懸停狀態(tài)下的空間姿態(tài)方程；

(5)利用得到的空間姿態(tài)方程結合旋翼面有效邊界區(qū)域受力分布方程及旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置的圖形方程，得到無人機懸停狀態(tài)受力中心位置方程，并將懸停狀態(tài)下受力中心位置轉換為矢量空間坐標點形式記錄；

(6)飛行控制系統(tǒng)實時對懸停狀態(tài)下受力中心位置信息進行處理分析，協(xié)助無人機進行姿態(tài)調整，以保證飛行穩(wěn)定性。

具體的，所述無人機為不規(guī)則布局結構多旋翼無人機，所有旋翼在同一平面內布置，布局結構整體不對稱，且旋翼槳葉形狀大小一致。

所述無人機形狀可為橢圓形、長方形、梯形等。

參見圖2和圖3，具體的，所述步驟(1)中，所述步驟(1)中，將無人機內各實體劃分為由若干圓包圍的區(qū)域，每個圓的直徑為能夠包圍對應實體的最小直徑；以能夠包絡位于最外圍的所有圓的最短周長閉合曲線為不規(guī)則布局的多旋翼無人機旋翼面有效邊界。

所述步驟(2)中，無人機旋翼面有效邊界區(qū)域受力分布方程為F_l＝f₁(x1，x2，x3......xk)，其中k為旋翼面有效邊界內分割的質量區(qū)域數(shù)，通過該方程能夠獲知所有分割區(qū)域的受力。

具體的，通過ICEM網格劃分軟件對有效邊界受力區(qū)域進行網格節(jié)點劃分，把單位面積作用旳力等效的移到節(jié)點上，按變分原理建立節(jié)點與位移的關系式，然后根據(jù)節(jié)點平衡條件，得到無人機旋翼面有效邊界區(qū)域受力分布方程。

所述步驟(3)中，旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置的圖形方程為P_j＝f₂(x1，x2，x3......xm)，其中m為旋翼總數(shù)，且m為任意正整數(shù)，該方程以無人機各旋翼位置為基礎圖形參數(shù)，對無人機旋翼面區(qū)域內幾何中心位置進行限定。

具體的，通過MATLAB進行積分計算，將運算結果再次利用MATLAB生成二維幾何圖像，得到旋翼面有效邊界區(qū)域內幾何中心位置的圖形方程。

所述步驟(4)中，無人機懸停，整體受力平衡，各旋翼轉速自無人機前進方向順時針起分別為n1、n2.......nm。

所述步驟(4)中，所述空間位置信息為G(g_x，g_y，g_z)，其中x、y、z為空間坐標三個方向分量；所述無人機姿態(tài)信息由傳感器結合北斗導航定位系統(tǒng)測定，包括飛行高度h、飛行用時t、俯仰角α、翻滾角β及航向角γ等。

所述步驟(4)中，不規(guī)則布局的多旋翼無人機的空間姿態(tài)方程為K_z＝f₅[Gf₃(h，t，α，β，γ)f₄(n1、n2......nm)]，其中f₄(n)為旋翼轉速方程，該方程以旋翼轉速為主要特征，可以表征懸停過程中各旋翼轉速的變化趨勢，為機體空間姿態(tài)細微升力變化提供參考。

具體的，建立無人機的數(shù)學模型，采用LPV法則將其線性化。結合PID算法和位置控制器，對無人機旋翼機動效果進行仿真比較，得到旋翼轉速方程。

利用遺傳算法尋優(yōu)，獲得無人機姿態(tài)信息參數(shù)最佳值，通過對最佳控制參數(shù)的回歸分析，得到不規(guī)則布局的多旋翼無人機的空間姿態(tài)方程。

所述步驟(5)中，無人機懸停狀態(tài)受力中心位置方程為D_z＝f₆(F_lP_jK_z)，轉換為動態(tài)矢量空間坐標點形式為D(d_x，d_y，d_z)，轉換方程為D(d_x，d_y，d_z)＝f₇(z)D_z，其中其中x、y、z為空間坐標三個方向分量，f₇(z)為動態(tài)欠量空間坐標點轉換方程。

具體的，對無人機進行三維建模，使用通用有限元分析軟件ABAQUS對無人機受載情況下應力應變及穩(wěn)定性進行分析，利用耦合解法，部分變量全場聯(lián)立，得到無人機懸停狀態(tài)受力中心位置方程。采用Isight軟件進行數(shù)據(jù)交換，實現(xiàn)動態(tài)矢量空間坐標點轉換。

所述步驟(6)中，各傳感器將采集到的相關信息通過通信模塊實時傳送給飛行控制系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)實時對懸停狀態(tài)下受力中心位置信息進行匯總，經計算處理，輸出控制指令給執(zhí)行機構，增強飛行穩(wěn)定性，同時將采集到的各種數(shù)據(jù)返回給地面站。

所述通信模塊為無線傳輸模式。

上述為本發(fā)明較佳的實施方式，但本發(fā)明的實施方式并不受上述內容的限制，其他的任何未背離本發(fā)明的精神實質與原理下所作的改變、修飾、替代、組合、簡化，均應為等效的置換方式，都包含在本發(fā)明的保護范圍之內。