本發(fā)明涉及無人機技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種旋翼無人機的動力學(xué)建模方法及裝置。

背景技術(shù)：

旋翼無人機屬于微小型無人直升機的一種，具有體積小、重量輕、飛行高度低以及機動性強等優(yōu)點，具有廣闊的應(yīng)用前景。

通過對旋翼無人機的動力學(xué)建模，可以進(jìn)一步修正旋翼無人機的模擬飛行數(shù)據(jù)，從而使得其和實際飛行參數(shù)相吻合。在傳統(tǒng)的動力學(xué)建模模型中，一般采用頻域建?；驎r域建模，單純的頻域建?；驎r域建模不能較為準(zhǔn)確表達(dá)旋翼無人機的動力學(xué)特性，模擬精確度不高。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明為了解決現(xiàn)有的動力學(xué)建模數(shù)據(jù)不能較為準(zhǔn)確表達(dá)旋翼無人機的動力學(xué)特性，模擬精確度不高的問題，提供了一種旋翼無人機的動力學(xué)建模方法及裝置。

本發(fā)明提供了一種旋翼無人機的動力學(xué)建模方法，所述方法包括：

獲取旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)；

根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到所述旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值；

通過所述修正參數(shù)估值和飛行數(shù)據(jù)從所述六自由度模型得到所述旋翼無人機的動力學(xué)建模。

進(jìn)一步的，所述飛行數(shù)據(jù)包括所述旋翼無人機飛行輸出的脈沖寬度調(diào)制數(shù)值和待查詢的螺旋槳的總升力，所述獲取旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)，包括：

根據(jù)預(yù)先構(gòu)建的脈沖寬度調(diào)制數(shù)值與螺旋槳的總升力之間的對應(yīng)關(guān)系，以及預(yù)先構(gòu)建的電壓與脈沖寬度調(diào)制數(shù)值的對應(yīng)關(guān)系，獲得不同電壓下對應(yīng)的脈沖寬度調(diào)制數(shù)值和所述螺旋槳的總升力。

進(jìn)一步的，所述修正參數(shù)估值包括動力有效系數(shù)，所述根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到所述旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值，包括：

以所述旋翼無人機的螺旋槳的總升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到動力有效系數(shù)。

進(jìn)一步的，所述方法還包括：

獲取所述旋翼無人機進(jìn)行動力學(xué)建模所對應(yīng)的風(fēng)場數(shù)據(jù)；

所述修正參數(shù)估值還包括風(fēng)場阻力系數(shù)，所述以所述旋翼無人機的螺旋槳的總升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到動力有效系數(shù)，包括：

以所述飛行數(shù)據(jù)中的歐拉角、螺旋槳的總升力、所述旋翼無人機的質(zhì)量、所述旋翼無人機的線位移以及所述風(fēng)場數(shù)據(jù)為輸入，在所述旋翼無人機的位置自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的動力有效系數(shù)和風(fēng)場阻力系數(shù)。

進(jìn)一步的，所述修正參數(shù)估值包括總力矩系數(shù)，所述根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到所述旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值，包括：

以所述旋翼無人機各個螺旋槳產(chǎn)生的升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到總力矩系數(shù)。

進(jìn)一步的，所述以所述旋翼無人機各個螺旋槳產(chǎn)生的升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到總力矩系數(shù)，包括：

以所述飛行數(shù)據(jù)中的角速度、各個螺旋槳升力、轉(zhuǎn)動慣量、電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸原點的距離以及電機轉(zhuǎn)軸到機體重心的距離為輸入，在所述旋翼無人機的姿態(tài)自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的總力矩系數(shù)。

本發(fā)明還提供了一種旋翼無人機的動力學(xué)建模裝置，包括：

飛行數(shù)據(jù)獲取模塊，用于獲取旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)；

修正參數(shù)估值模塊，用于根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到所述旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值；

動力學(xué)建模模塊，用于通過所述修正參數(shù)估值和飛行數(shù)據(jù)從所述六自由度模型得到所述旋翼無人機的動力學(xué)模型。

進(jìn)一步的，所述修正參數(shù)估值包括動力有效系數(shù)，所述修正參數(shù)估值模塊進(jìn)一步用于以所述旋翼無人機的螺旋槳的總升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到動力有效系數(shù)。

進(jìn)一步的，還包括：

風(fēng)場數(shù)據(jù)獲取模塊，用于獲取所述旋翼無人機進(jìn)行動力學(xué)建模所對應(yīng)的風(fēng)場數(shù)據(jù)；所述修正參數(shù)估值還包括風(fēng)場阻力系數(shù)，所述修正參數(shù)估值模塊進(jìn)一步用于以所述飛行數(shù)據(jù)中的歐拉角、螺旋槳的總升力、所述旋翼無人機的質(zhì)量、所述旋翼無人機的線位移以及所述風(fēng)場數(shù)據(jù)為輸入，在所述旋翼無人機的位置自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的動力有效系數(shù)和風(fēng)場阻力系數(shù)。

進(jìn)一步的，所述修正參數(shù)估值包括總力矩系數(shù)，所述修正參數(shù)估值模塊進(jìn)一步用于以所述旋翼無人機各個螺旋槳產(chǎn)生的升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計得到總力矩系數(shù)。

本發(fā)明通過牛頓定律對旋翼無人機進(jìn)行建模，構(gòu)建出表達(dá)其動態(tài)特征的六自由度模型，模型簡化了旋翼無人機的動力學(xué)特征表達(dá)參數(shù)的數(shù)量，通過對六個自由度上的任一自由度的動力學(xué)特征表達(dá)參數(shù)的調(diào)整，即可進(jìn)行相關(guān)參數(shù)的修正，在簡化動力學(xué)特征的基礎(chǔ)上使得無人機動力學(xué)特征的模擬更為精準(zhǔn)；模擬以飛行數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，各個自由度上的參數(shù)估值的修正相互獨立，減少了各個自由度上的參數(shù)估值的關(guān)聯(lián)性，從而進(jìn)一步的分別在前后，左右，上下，俯仰，滾轉(zhuǎn)及偏航六個自由度上的模擬的精度的提高。

附圖說明

此處的附圖被并入說明書中并構(gòu)成本說明書的一部分，示出了符合本發(fā)明的實施例，并于說明書一起用于解釋本發(fā)明的原理。

圖1是實施例1中旋翼無人機的動力學(xué)建模方法的流程示意圖；

圖2是四旋翼無人機的電機設(shè)定示意圖；

圖3是實施例2中旋翼無人機的動力學(xué)建模方法的流程示意圖；

圖4是旋翼無人機的動力學(xué)建模裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5是傳統(tǒng)動力學(xué)建模仿真結(jié)果示意圖；

圖6是本發(fā)明動力學(xué)建模仿真結(jié)果示意圖。

具體實施方式

這里將詳細(xì)地對示例性實施例執(zhí)行說明，其示例表示在附圖中。下面的描述涉及附圖時，除非另有表示，不同附圖中的相同數(shù)字表示相同或相似的要素。以下示例性實施例中所描述的實施方式并不代表與本發(fā)明相一致的所有實施方式。相反，它們僅是與如所附權(quán)利要求書中所詳述的、本發(fā)明的一些方面相一致的裝置和方法的例子。

實施例1：

如圖1所示，本實施例提供一種旋翼無人機的動力學(xué)建模方法，所述方法包括：

步驟101，獲取旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)。

飛行數(shù)據(jù)是旋翼無人機在飛行過程中的各種參數(shù)，包括但不限于旋翼無人機的質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量、重心、螺旋槳升力、歐拉角、角速度等。飛行數(shù)據(jù)主要包括直接獲取以及離線方式獲取兩種方式。所謂直接獲取，是指在飛行過程中可以直接讀取的數(shù)據(jù)；所謂離線方式獲取，包括通過預(yù)先構(gòu)建關(guān)系對應(yīng)的關(guān)系查詢，也包括一些基礎(chǔ)物理數(shù)據(jù)的測量，例如距離、質(zhì)量等數(shù)據(jù)。在一具體的實施例中，飛行數(shù)據(jù)可以包括但不限于旋翼無人機的線位移，旋翼無人機的質(zhì)量，螺旋槳的總升力，各個螺旋槳的升力，歐拉角，角速度，繞機體坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動慣量，電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸原點的距離和電機轉(zhuǎn)軸到重心的距離等。

飛行數(shù)據(jù)中的歐拉角和角速度可以直接獲取。具體的，歐拉角通過陀螺儀測量獲得；角速度通過機體坐標(biāo)軸上的分量測量獲得。

飛行數(shù)據(jù)中的旋翼無人機的質(zhì)量，電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸原點的距離，電機轉(zhuǎn)軸到機體重心的距離，繞機體坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動慣量以及各個螺旋槳的升力均采用離線測量的方式獲取。具體的，無人機的質(zhì)量通過離線稱量獲得；電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸的距離通過離線直接測量的方式獲得；電機轉(zhuǎn)軸到機體重心的距離也可以通過離線直接測量的方式獲得，重心的確定可以采取平衡測定的方法，也可以通過假定與機體坐標(biāo)軸原點重疊的方式確定，從而測量；繞機體坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動慣量通過離線測量獲得的質(zhì)量和轉(zhuǎn)動點到轉(zhuǎn)軸的垂直距離的離線測量后計算獲得；各個螺旋槳的升力通過離線測量槳葉長度、螺距、槳寬度、轉(zhuǎn)速以及大氣壓后通過經(jīng)驗系數(shù)調(diào)整獲得。

進(jìn)一步闡述螺旋槳的總升力的獲得方式。

首先構(gòu)建螺旋槳的總升力與脈沖寬度調(diào)制數(shù)值的對應(yīng)關(guān)系。通過離線測量的方式測定不同的PWM(Pulse Width Modulation，脈沖寬度調(diào)制)數(shù)值對應(yīng)的螺旋槳的總升力，并進(jìn)行記錄，從而獲得螺旋槳的總升力與脈沖寬度調(diào)制數(shù)值的對應(yīng)關(guān)系。

然后測量出在不同電壓下的不同PWM數(shù)值。具體的，將電壓區(qū)間分為10等份或者按照一定規(guī)則分為20份，PWM區(qū)間分為10等份或者按照一定規(guī)則分為20份，這樣可以測量出在不同電壓下的不同PWM值(200＝10×20組數(shù)據(jù))，并記錄，從而得到電壓與PWM數(shù)值的對應(yīng)關(guān)系。

通過螺旋槳的總升力與脈沖寬度調(diào)制數(shù)值的對應(yīng)關(guān)系、電壓與PWM數(shù)值的對應(yīng)關(guān)系，從而得到不同電壓下的螺旋槳的總升力。

步驟102，根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到所述旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值。

首先對旋翼無人機的飛行模型進(jìn)行簡化，以使飛行模型更容易通過牛頓定律構(gòu)建六自由度模型進(jìn)行表達(dá)，具體如下：

(1)忽略結(jié)構(gòu)的變形，將旋翼無人機視為剛體；

(2)旋翼無人機機體結(jié)構(gòu)完全對稱；

(3)忽略槳葉的變形，將槳葉視為剛體(通過模型參數(shù)補償)；

(4)在旋翼無人機起飛點上地面坐標(biāo)系與機體坐標(biāo)系重合；

(5)不考慮旋翼揮舞，升力與反扭力矩與旋翼轉(zhuǎn)速的平方成比例關(guān)系(通過模型參數(shù)補償)；

(6)不考慮地面效應(yīng)的作用；

(7)升力系數(shù)與阻力系數(shù)為常數(shù)；

(8)歐拉角速率等于體坐標(biāo)系下角速率。

經(jīng)過上述簡化后，旋翼無人機在空間中的運動可認(rèn)為由空間平動(沿三個軸的線運動)和空間轉(zhuǎn)動(繞三個軸的轉(zhuǎn)動)構(gòu)成，即可以將其看成一個六自由度的剛體(前后，左右，上下，俯仰，滾轉(zhuǎn)及偏航)。

所謂六自由度指的是位置和姿態(tài)，其中位置包括高度方向，南北方向和東西方向；姿態(tài)包括俯仰，滾轉(zhuǎn)，偏航三個角度。

飛行數(shù)據(jù)包括傳感器測量得到的無人機的位置，速度信息和姿態(tài)信息，以及實際飛行過程中的脈寬調(diào)制信號。位置信息為無人機在空中的位置，高度(上下)，東西(左右)，和南北(前后)。速度信息包括在三個位置方向上變化快慢的信息。姿態(tài)信息包括俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，偏航角以及俯仰角速度，滾轉(zhuǎn)角速度，以及偏航角速度。

進(jìn)一步，在一個示例性的實施例中，對四旋翼無人機坐標(biāo)軸進(jìn)行設(shè)定。關(guān)于坐標(biāo)軸的設(shè)定：地面坐標(biāo)系NED(north，east，down),無人機機體坐標(biāo)系：以重心為原點，x軸，y軸將四旋翼無人機四個電機劃分在不同的區(qū)域，z軸符合右手定則。假設(shè)機體重心和幾何中心重合。幾何中心定義為平面中心在四個電機軸線連線的中點，與重心在同一平面。如圖2所示，電機逆時針編號分別為電機1、電機2、電機3和電機4，電機1位于由x、y軸構(gòu)建的第一象限中。電機1和電機3逆時針轉(zhuǎn)動，電機2和電機4順時針轉(zhuǎn)動。

根據(jù)模型簡化和坐標(biāo)軸設(shè)定，通過牛頓-歐拉方程分別在地面坐標(biāo)系中建立線運動方程和在機體坐標(biāo)系中建立方程，獲得六自由度模型的數(shù)學(xué)模型表達(dá)式為：

其中，為四旋翼無人機的線位移x，y，z的二階導(dǎo)數(shù)，φ，θ，ψ為歐拉角，T為螺旋槳的總升力，C_x，C_y，C_z為動力有效系數(shù)，m為四旋翼無人機的質(zhì)量；

為p，q，r的一階導(dǎo)數(shù)，p，q，r為角速度在機體坐標(biāo)軸x_b，y_b，z_b上的分量，I_x，I_y，I_z為繞機體坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動慣量，F(xiàn)₁，F(xiàn)₂，F(xiàn)₃，F(xiàn)₄分別為各個螺旋槳產(chǎn)生的升力，C_p，C_q，C_r為總力矩系數(shù)，L_e，L_arm分別為電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸原點的距離以及電機轉(zhuǎn)軸到機體重心的距離。在本實施例中，電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸原點的距離與電機轉(zhuǎn)軸到機體重心的距離相同。

本實施例是以四旋翼無人機為例，其中的方法可以應(yīng)用至六旋翼，八旋翼以及其他多旋翼無人機中。根據(jù)上述牛頓-歐拉方程可知，對于六旋翼，八旋翼以及其他多旋翼無人機前后，左右和上下自由度并不與各個螺旋槳產(chǎn)生的升力直接相關(guān)。與各個螺旋槳產(chǎn)生的升力直接相關(guān)的自由度為俯仰，滾轉(zhuǎn)及偏航。因此，將上述牛頓-歐拉方程中的四旋翼螺旋槳產(chǎn)生的升力F₁，F(xiàn)₂，F(xiàn)₃，F(xiàn)₄替換為六旋翼中的六個旋翼對應(yīng)的升力F₁，F(xiàn)₂，F(xiàn)₃，F(xiàn)₄，F(xiàn)₅，F(xiàn)₆或者八旋翼中的八個旋翼對應(yīng)的升力F₁，F(xiàn)₂，F(xiàn)₃，F(xiàn)₄，F(xiàn)₅，F(xiàn)₆，F(xiàn)₇，F(xiàn)₈之間的疊加關(guān)系即可。

將上述參數(shù)代入六自由度模型中，從而獲得在與實際數(shù)據(jù)最接近的情況下的修正參數(shù)估值。

在一實施例中，當(dāng)修正參數(shù)估值包括動力有效系數(shù)時，通過上述數(shù)學(xué)模型可以得知，步驟102根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到所述旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值的具體實施方式可以為：

以所述旋翼無人機的螺旋槳的總升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到動力有效系數(shù)。

具體的，以所述旋翼無人機的螺旋槳的總升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到動力有效系數(shù)的具體實施方式進(jìn)一步可以為：

以所述飛行數(shù)據(jù)中的歐拉角、螺旋槳的總升力、旋翼無人機的質(zhì)量以及旋翼無人機的線位移為輸入，在所述旋翼無人機的位置自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的動力有效系數(shù)。

在一實施例中，當(dāng)修正參數(shù)估值包括總力矩系數(shù)時，通過上述數(shù)學(xué)模型可以得知，步驟102根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到所述旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值的具體實施方式可以為：

以所述旋翼無人機各個螺旋槳產(chǎn)生的升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到總力矩系數(shù)。

具體的，以所述旋翼無人機各個螺旋槳產(chǎn)生的升力為基準(zhǔn)，在所述由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)所述旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到總力矩系數(shù)的具體實施方式進(jìn)一步可以為：

以所述飛行數(shù)據(jù)中的角速度、各個螺旋槳升力、轉(zhuǎn)動慣量、電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸原點的距離以及電機轉(zhuǎn)軸到機體重心的距離為輸入，在所述旋翼無人機的姿態(tài)自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的總力矩系數(shù)。

步驟103，通過所述修正參數(shù)估值和飛行數(shù)據(jù)從所述六自由度模型得到所述旋翼無人機的動力學(xué)模型。

本實施例的修正參數(shù)估值具有以下優(yōu)點：模型簡化了旋翼無人機的動力學(xué)特征表達(dá)參數(shù)的數(shù)量，通過對六個自由度上的任一自由度的動力學(xué)特征表達(dá)參數(shù)的調(diào)整，即可進(jìn)行相關(guān)參數(shù)的修正，在簡化動力學(xué)特征的基礎(chǔ)上使得無人機的動力學(xué)特征的模擬更為精準(zhǔn)；模擬以飛行數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，各個自由度上的參數(shù)估值的修正相互獨立，減少了各個自由度上的參數(shù)估值的關(guān)聯(lián)性，從而進(jìn)一步的分別在前后，左右，上下，俯仰，滾轉(zhuǎn)及偏航六個自由度上的模擬的精度的提高。帶參數(shù)的模型中的最后一項偏航角加速度的式子中，滾轉(zhuǎn)角速度采用四旋翼螺旋槳產(chǎn)生的升力F₁，F(xiàn)₂，F(xiàn)₃，F(xiàn)₄，這樣可以減少公式中的參數(shù)復(fù)雜度，提高無人機系統(tǒng)建模的統(tǒng)一性。

實施例2：

在考慮風(fēng)場的擾動的影響的條件下對旋翼無人機的飛行進(jìn)行模擬，采用與實施例1相同的假設(shè)和坐標(biāo)系。

如圖3所示，本實施例提供一種旋翼無人機的動力學(xué)建模方法，模擬方法包括：

步驟201，獲取旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)。

飛行數(shù)據(jù)的獲取方式與實施例1采用相同的方式。

步驟202，獲取所述旋翼無人機進(jìn)行動力學(xué)建模所對應(yīng)的風(fēng)場數(shù)據(jù)。

風(fēng)場數(shù)據(jù)是指以旋翼無人機為中心，旋翼無人機相對于氣流在坐標(biāo)軸上的相對速度。具體的，通過離線的方式獲得旋翼無人機相對于氣流的速度。風(fēng)場數(shù)據(jù)與旋翼無人機飛行的坐標(biāo)一一對應(yīng)，在任一坐標(biāo)位置，均有一相對應(yīng)的風(fēng)場數(shù)據(jù)。

可以理解的是，步驟202可以后于步驟201執(zhí)行，也可以先于步驟201執(zhí)行，還可以與步驟201同步或交叉執(zhí)行，本發(fā)明實施例不作限定。

步驟203，以所述風(fēng)場數(shù)據(jù)為負(fù)因子，在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計得到修正參數(shù)估值。

其中，修正參數(shù)估值包括動力有效系數(shù)和風(fēng)場阻力系數(shù)。由于風(fēng)場擾動影響的考慮，可以根據(jù)牛頓定律進(jìn)一步構(gòu)建在風(fēng)場擾動影響下的六自由度模型，根據(jù)旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計得到旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值包括的動力有效系數(shù)和風(fēng)場阻力系數(shù)。

根據(jù)模型簡化和坐標(biāo)軸設(shè)定，通過牛頓-歐拉方程分別在地面坐標(biāo)系中建立線運動方程和在機體坐標(biāo)系中建立方程，并增加風(fēng)場擾動相關(guān)項，獲得四旋翼無人機六自由度模型的數(shù)學(xué)模型表達(dá)式為：

其中，為四旋翼無人機的線位移x，y，z的二階導(dǎo)數(shù)，φ，θ，ψ為歐拉角，T為螺旋槳的總的升力，C_x，C_y，C_z為動力有效系數(shù)，v_x，v_y，v_z是四旋翼無人機相對于氣流的速度，是風(fēng)場阻力系數(shù)，m為四旋翼無人機的質(zhì)量；

為p，q，r的一階導(dǎo)數(shù)，p，q，r為角速度在機體坐標(biāo)軸x_b，y_b，z_b上的分量，I_x，I_y，I_z為繞機體坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動慣量，F(xiàn)₁，F(xiàn)₂，F(xiàn)₃，F(xiàn)₄為各個螺旋槳產(chǎn)生的升力，C_p，C_q，C_r為總力矩系數(shù)，L_e，L_arm分別為電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸原點的距離以及電機轉(zhuǎn)軸到機體重心的距離。

從公式可以看出，上面六個方程可以將四旋翼無人機的動力學(xué)特征分為六個自由度。從上述數(shù)學(xué)模型可以看出，總力矩系數(shù)C_p，C_q，C_r與風(fēng)場數(shù)據(jù)無關(guān)，不受風(fēng)場作用的影響，其具體獲取方法可以與實施例1中相同。而動力有效系數(shù)C_x，C_y，C_z會受風(fēng)場作用的影響，其系數(shù)大小與風(fēng)場數(shù)據(jù)v_x，v_y，v_z有關(guān)。

具體的，從上述數(shù)學(xué)模型可以看出，步驟203以所述風(fēng)場數(shù)據(jù)為負(fù)因子，在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計得到修正參數(shù)估值的具體實施方式可以為：

以所述飛行數(shù)據(jù)中的歐拉角、螺旋槳的總升力、所述旋翼無人機的質(zhì)量、所述旋翼無人機的線位移以及所述風(fēng)場數(shù)據(jù)為輸入，在所述旋翼無人機的位置自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的動力有效系數(shù)和風(fēng)場阻力系數(shù)。

為了求得在各自由度上與實際飛行數(shù)據(jù)更為接近的模擬數(shù)據(jù)，進(jìn)一步的，通過定義能量密度的方式來獲取在誤差e最小的情形下的動力有效系數(shù)和風(fēng)場阻力系數(shù)的最優(yōu)取值以及總力矩系數(shù)的最優(yōu)取值。在各自由度上可以采用類似的方式進(jìn)行定義和最優(yōu)值的獲取。具體如下：

定義x自由度上的如下能量函數(shù)：

J(e)＝min{e^T*e}

f₂(a)＝m*a-m*g

e＝f₁(φ，θ，ψ)*C_x-k_xv_x-f₂(a)

通過最小二乘法，求得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的c_x，k_x的估測值為：

其中：

測量值的個數(shù)為n，加速度測量值為

俯仰角測量值為

滾轉(zhuǎn)角測量為

偏航角為

高度速度測量值為

進(jìn)一步的，定義y自由度上的如下能量函數(shù)：

J(e)＝min{e^T*e}

f₂(a)＝m*a-m*g

e＝f₁(φ，θ，ψ)*Cy-kyvy-f2(a)

通過最小二乘法，求得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的Cy，ky的估測值為：

其中：

測量值的個數(shù)為n，加速度測量值為

俯仰角測量值為

滾轉(zhuǎn)角測量為

偏航角為

高度速度測量值為

進(jìn)一步的，定義z自由度如下能量函數(shù)：

J(e)＝min{eT*e}

f2(a)＝m*a-m*g

e＝f₁(φ，θ，ψ)*C_z-k_zv_z-f₂(a)

通過最小二乘法，求得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的C_z，k_z的估測值為：

其中：

測量值的個數(shù)為n，加速度測量值為

俯仰角測量值為

滾轉(zhuǎn)角測量為

偏航角為

高度速度測量值為

進(jìn)一步的，定義p自由度如下能量函數(shù)：

J(e)＝min{e^T*e}

通過最小二乘法，求得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下C_p的估測值為：

其中：

測量值的個數(shù)為n，

通過測量角加速度并轉(zhuǎn)換得到

四個螺旋槳產(chǎn)生的升力分別為F₁，F(xiàn)₂，F(xiàn)₃和F₄，

進(jìn)一步的，定義q自由度如下能量函數(shù)：

J(e)＝min{e^T*e}

通過最小二乘法，求得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下C_q的估測值為：

其中：

測量值的個數(shù)為n，

通過測量角加速度并轉(zhuǎn)換得到

四個螺旋槳產(chǎn)生的升力分別為F₁，F(xiàn)₂，F(xiàn)₃和F₄，

進(jìn)一步的，定義r自由度如下能量函數(shù)：

J(e)＝min{e^T*e}

通過最小二乘法，求得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下C_r的估測值為：

其中：

測量值的個數(shù)為n，加速度測量值為

俯仰角測量值為

滾轉(zhuǎn)角測量為

偏航角為

高度速度測量值為

步驟204，通過所述修正參數(shù)估值和飛行數(shù)據(jù)從所述六自由度模型得到所述旋翼無人機的動力學(xué)模型。

由圖5可以看到采用傳統(tǒng)的純理論模型，模型與測量數(shù)據(jù)的關(guān)系，V(z)和Accel(z)分別為高度自由度上速度和加速度。可以看出純理論模型能夠表達(dá)一定的加速度準(zhǔn)度，準(zhǔn)度只能夠達(dá)到65.38％。速度準(zhǔn)度為-700.2％，在這種情況下，速度誤差隨時間積累發(fā)散很快。

由圖6可以看到采用本發(fā)明的模型，模型與測量數(shù)據(jù)的關(guān)系，V(z)和Accel(z)分別為高度自由度上速度和加速度。可以看出本發(fā)明的模型能夠表達(dá)一定的加速度準(zhǔn)度，準(zhǔn)度能夠達(dá)到88.21％。速度準(zhǔn)度能達(dá)到為83.54％，高度自由度上的速度和加速度能夠很大程度上接近于實際情況。

本實施例在實施例1的四旋翼無人機動力學(xué)方程的基礎(chǔ)上引入了風(fēng)場擾動項，能夠?qū)L(fēng)場的影響精確的反映在模型之中，依據(jù)該模型編制仿真程序，能夠提高仿真系統(tǒng)的仿真精度，使得仿真系統(tǒng)與實際情況更為貼近。

實施例3：

本實施例還提供了一種旋翼無人機的動力學(xué)建模裝置，該裝置可以用于執(zhí)行上述實施例1與實施例2中任一項所述的方法。如圖4所示，該裝置包括：飛行數(shù)據(jù)獲取模塊301，修正參數(shù)估值模塊302和動力學(xué)建模模塊303。

飛行數(shù)據(jù)獲取模塊301用于獲取旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)；修正參數(shù)估值模塊302用于根據(jù)旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到旋翼無人機在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中的修正參數(shù)估值；動力學(xué)建模模塊303用于通過修正參數(shù)估值和飛行數(shù)據(jù)從六自由度模型得到旋翼無人機的動力學(xué)模型。

飛行數(shù)據(jù)包括旋翼無人機飛行輸出的脈沖寬度調(diào)制數(shù)值和待查詢的螺旋槳的總升力，飛行數(shù)據(jù)獲取模塊301具體用于根據(jù)預(yù)先構(gòu)建的脈沖寬度調(diào)制數(shù)值與螺旋槳的總升力之間的對應(yīng)關(guān)系，以及預(yù)先構(gòu)建的電壓與脈沖寬度調(diào)制數(shù)值的對應(yīng)關(guān)系，獲得不同電壓下對應(yīng)的脈沖寬度調(diào)制數(shù)值和所述螺旋槳的總升力。

修正參數(shù)估值可以包括動力有效系數(shù)，修正參數(shù)估值模塊302進(jìn)一步用于以旋翼無人機的螺旋槳的總升力為基準(zhǔn)，在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計，得到動力有效系數(shù)。

具體的，修正參數(shù)估值模塊302以飛行數(shù)據(jù)中的歐拉角、螺旋槳的總升力、所述旋翼無人機的質(zhì)量以及旋翼無人機的線位移為輸入，在旋翼無人機的位置自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的動力有效系數(shù)。

飛行數(shù)據(jù)獲取模塊301獲取旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)后，經(jīng)過修正參數(shù)估值模塊302進(jìn)行參數(shù)估計，得到修正參數(shù)估值后應(yīng)用于動力學(xué)建模模塊303，以獲得動力學(xué)建模模型。

在其他的實施例中，該裝置還可以包括風(fēng)場數(shù)據(jù)獲取模塊，用于獲取旋翼無人機進(jìn)行動力學(xué)建模所對應(yīng)的風(fēng)場數(shù)據(jù)。

修正參數(shù)估值還包括風(fēng)場阻力系數(shù)，修正參數(shù)估值模塊302進(jìn)一步用于以飛行數(shù)據(jù)中的歐拉角、螺旋槳的總升力、所述旋翼無人機的質(zhì)量、所述旋翼無人機的線位移以及所述風(fēng)場數(shù)據(jù)為輸入，在旋翼無人機的位置自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的動力有效系數(shù)和風(fēng)場阻力系數(shù)。

修正參數(shù)估值包括總力矩系數(shù)，修正參數(shù)估值模塊302進(jìn)一步用于以旋翼無人機各個螺旋槳產(chǎn)生的升力為基準(zhǔn)，在由牛頓定律構(gòu)建的六自由度模型中根據(jù)旋翼無人機的飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)估計得到總力矩系數(shù)。

具體的，修正參數(shù)估值模塊302以飛行數(shù)據(jù)中的角速度、各個螺旋槳升力、轉(zhuǎn)動慣量、電機轉(zhuǎn)軸到機體坐標(biāo)軸原點的距離以及電機轉(zhuǎn)軸到機體重心的距離為輸入，在旋翼無人機的姿態(tài)自由度上采用最小二乘法，獲得在能量函數(shù)達(dá)到最小值的情況下的總力矩系數(shù)。

本領(lǐng)域技術(shù)人員可以理解，實現(xiàn)上述實施例方法的全部或部分流程，可以通過計算機程序來指令相關(guān)的硬件來完成，所述的程序可存儲于計算機可讀存儲介質(zhì)中。其中，所述計算機可讀存儲介質(zhì)為磁盤、光盤、只讀存儲記憶體或隨機存儲記憶體等。

應(yīng)當(dāng)理解的是，本發(fā)明并不局限于上面已經(jīng)描述并在附圖中示出的精確結(jié)構(gòu)，并且可以在不脫離其范圍執(zhí)行各種修改和改變。本發(fā)明的范圍僅由所附的權(quán)利要求來限制。