基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無(wú)人直升機(jī)建模方法
【專利摘要】基于光纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無(wú)人直升機(jī)建模方法，其包括恒張力釋放狀態(tài)下的柔性光纜動(dòng)力學(xué)建模和面向飛行控制系統(tǒng)的光纜敷設(shè)無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，其中恒張力釋放狀態(tài)下的柔性光纜動(dòng)力學(xué)建模包括單個(gè)光纜段的受力計(jì)算方法和整體光纜動(dòng)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(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型包括無(wú)人直升機(jī)平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型和無(wú)人直升機(jī)參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)系統(tǒng)，設(shè)定a)整條待布設(shè)的光纜由N個(gè)光纜段構(gòu)成；b)各段逐次從釋放機(jī)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(gè)端點(diǎn)；d)各個(gè)剛性桿之間通過絞進(jìn)行連接。本發(fā)明為無(wú)人直升機(jī)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(wú)人直升機(jī)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(wú)人直升機(jī)的敷設(shè)柔性光纜的參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)系 統(tǒng)，屬于航空【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002] 無(wú)人直升機(jī)由于其具備起降便捷、定點(diǎn)懸停、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)的特點(diǎn)，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(guó)外開展無(wú)人直升機(jī)研制比較早的國(guó)家有美國(guó)、 英國(guó)、加拿大、德國(guó)等。其中美國(guó)上世紀(jì)50年代就開始研究無(wú)人直升機(jī)，60年代QH-50A反 潛遙控直升機(jī)試飛成功，在越南戰(zhàn)爭(zhēng)中美國(guó)陸軍就使用QH-50D無(wú)人直升機(jī)執(zhí)行偵察、戰(zhàn)場(chǎng) 監(jiān)視、炮兵目標(biāo)觀測(cè)等任務(wù)。由于無(wú)人直升機(jī)飛行控制技術(shù)存在諸多難點(diǎn)，所W無(wú)人直升機(jī) 相對(duì)于固定翼無(wú)人機(jī)而言，技術(shù)和應(yīng)用的發(fā)展一直較為遲緩。
[0003] 在無(wú)人直升機(jī)中，共軸雙旋翼是一種重要的直升機(jī)布局形式，共軸雙旋翼無(wú)人直 升機(jī)和常規(guī)無(wú)人機(jī)布局有很大差別，共軸雙旋翼無(wú)人直升機(jī)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(jiǎng)；同時(shí)通過上下旋翼總距的差動(dòng)操作來(lái)實(shí)現(xiàn)無(wú)人直升機(jī)的航向操縱，兩 幅旋翼在直升機(jī)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(wú)人直 升機(jī)由于獨(dú)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(jī)構(gòu)，所W系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)建模必須綜合考慮拖拽式的柔性光纜對(duì)飛 行器動(dòng)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(duì)用于光纜快速敷設(shè)的無(wú)人直升機(jī)飛行器平臺(tái)、光纜釋放機(jī)構(gòu) 和光纜所組成的綜合體進(jìn)行統(tǒng)一建模，從而獲得無(wú)人直升機(jī)在進(jìn)行快速光纜敷設(shè)時(shí)的動(dòng)力 學(xué)模型，為該無(wú)人直升機(jī)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(wú)人直升機(jī)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(dòng)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(jì)實(shí)際應(yīng)用的光纜敷設(shè)無(wú)人 直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，并設(shè)計(jì)一個(gè)安全的參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)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(wú)人直升機(jī)建模方法如 下： 1恒張力釋放狀態(tài)下的柔性光纜動(dòng)力學(xué)建模方法 由于光纜的一端固定于直升機(jī)平臺(tái)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?cè)谶M(jìn)行光纜受力分析時(shí)，可W認(rèn)為光纜 的一端為固定端，該固定端靜止或勻速運(yùn)動(dòng)。同時(shí)為了使用多剛體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法描述光 纜運(yùn)動(dòng)，設(shè)定： a) 整條待布設(shè)的光纜由N個(gè)光纜段構(gòu)成； b) 各段逐次從釋放機(jī)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(gè)端點(diǎn)； d)各個(gè)剛性桿之間通過絞進(jìn)行連接。
[000引單個(gè)光纜段的受力計(jì)算方法 考慮到直升機(jī)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(yàn)公式化1)和化2)進(jìn)行計(jì)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(lái)流速度之間的夾角，翼弦抬頭為正，翼弦低頭為負(fù)，常用符號(hào)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(duì)于風(fēng)的速度為Vw"d，第J個(gè)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(gè)光纜段相對(duì)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(wú)人直升機(jī)建模方法，其包括恒張力釋放狀態(tài)下的柔性 光纜動(dòng)力學(xué)建模和面向飛行控制系統(tǒng)的光纜敷設(shè)無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，其中恒張力釋放 狀態(tài)下的柔性光纜動(dòng)力學(xué)建模包括單個(gè)光纜段的受力計(jì)算方法和整體光纜動(dòng)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(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型包括無(wú)人直升機(jī)平臺(tái)動(dòng)力學(xué) 模型和無(wú)人直升機(jī)參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)系統(tǒng)，其特征在于：設(shè)定 a) 整條待布設(shè)的光纜由N個(gè)光纜段構(gòu)成； b) 各段逐次從釋放機(jī)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(gè)端點(diǎn)； d) 各個(gè)剛性桿之間通過絞進(jìn)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(wú)人直升機(jī)建模方法，其特征在 于：所述單個(gè)光纜段的受力計(jì)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(yàn)公式（3. 1)和（3. 2)進(jìn)行計(jì)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(fù)， Cdj^ 0. 022+1.Isin3Qj (3. 1) Cl產(chǎn)I.Isin2ajcosaj (3. 2) 光纜段相對(duì)于風(fēng)的速度為Vwind，第J個(gè)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(gè)光纜段相對(duì)于風(fēng)的速度丫丨的大小為：
其中，V-第J個(gè)光纜段相對(duì)于風(fēng)的速度； Vj第J個(gè)光纜段質(zhì)心的速度； Vj-! 第J-I個(gè)光纜段質(zhì)心的速度； Vwind一-風(fēng)速； -第J個(gè)光纜段相對(duì)于風(fēng)的速度在水平方向的分量； -第J個(gè)光纜段相對(duì)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(dòng)阻力系數(shù)為Cw、氣動(dòng)升力系數(shù)為Cu,每個(gè)光纜段上的氣動(dòng)力主要 包括氣動(dòng)阻力和氣動(dòng)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(dòng)阻力 Ff和氣動(dòng)升力P分別為：
式（3. 4)、（3. 5)中 Ff---第J光纜段的氣動(dòng)阻力； Ff-第J光纜段的氣動(dòng)升力； P 空氣密度； Cd-光纜段的氣動(dòng)阻力系數(shù)； Q---光纜段的氣動(dòng)升力系數(shù)d-光纜段直徑； V/ -第J光纜段相對(duì)于風(fēng)的速度；eD--第J光纜段的氣動(dòng)阻力方向單位矢量； A-第J光纜段的氣動(dòng)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(diǎn)處的氣動(dòng)力Z7/?的值為：
FT° -第J光纜段質(zhì)點(diǎn)處的氣動(dòng)力； Ff-第J光纜段的氣動(dòng)阻力； 竚一第J光纜段的氣動(dòng)升力； Ff+1 ---第J+1光纜段的氣動(dòng)阻力； 玲+1 -第J+1光纜段的氣動(dòng)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(wú)人直升機(jī)建模方法，其特征在 于：所述整體光纜動(dòng)力學(xué)模型建立方法包括：將整條光纜看作是由多個(gè)剛性桿通過絞進(jìn)行 連接的結(jié)構(gòu)體，針對(duì)無(wú)人直升機(jī)布設(shè)光纜的實(shí)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(jī)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(jī)平臺(tái)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(cè)量獲得； 1. 2. 3直升機(jī)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(jī)平臺(tái)所拖曳的停留在空中的光纜段的長(zhǎng)度固定； 將各個(gè)光纜段間的運(yùn)動(dòng)約束關(guān)系轉(zhuǎn)化為各個(gè)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(duì)于結(jié)點(diǎn)Mj-1，其質(zhì)量為Iv1，結(jié)點(diǎn)Mj，其質(zhì)量為，設(shè)這兩個(gè)結(jié)點(diǎn)所受的氣動(dòng)力分別 為和，則各個(gè)光纜段結(jié)點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)方程為

和％_lb.分別是j-1所受的空氣動(dòng)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(tái)z軸的夾角； Allh-和Al1),分別是j-1段光纜所受的空氣動(dòng)力在X和y方向的分量；g為重力常數(shù)； 各個(gè)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(zhǎng)度，9」為j段光纜與飛行器平臺(tái)z軸的夾角，《』為j段光纜與飛行器平臺(tái)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(gè)式子中的加速度項(xiàng)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(jiǎn)后得到各光纜段結(jié)點(diǎn)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(diǎn)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(zhǎng)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(gè)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(wú)人機(jī)平臺(tái)速度以及風(fēng)速恒定時(shí)，整個(gè)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(lái)控制張力的原理；這個(gè)結(jié)果也表明，恒張力控 制不僅僅是為了滿足光纜強(qiáng)度要求T/j、于光纜規(guī)定的張力，同時(shí)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(duì)飛行器平臺(tái)的 力與力矩的擾動(dòng)，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(wú)人直升機(jī)建模方法，所述面向控 制的光纜敷設(shè)共軸雙旋翼無(wú)人直升機(jī)平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型包括： 將直升機(jī)運(yùn)動(dòng)表不成如下矢量方程： X =/(X,//), (3.17) 這里X是直升機(jī)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(jī) 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(dòng)總距； 直升機(jī)線運(yùn)動(dòng)方程為：
其中m為直升機(jī)質(zhì)量，EX、EY、EZ為作用在直升機(jī)機(jī)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(gè)坐標(biāo)軸上的分量對(duì)直升機(jī)平臺(tái)運(yùn)動(dòng)的影響明確列出，并表 示為Tx，Ty，Tz,;
式（3. 19)中，Ixx是直升機(jī)對(duì)OX軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，Iyy是直升機(jī)對(duì)OY軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，Izz是直升機(jī)對(duì)OZ軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；Ixz是直升機(jī)對(duì)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(wú)人直升機(jī)平臺(tái)三軸的力矩； 對(duì)于用于光纜敷設(shè)的無(wú)人機(jī)平臺(tái)來(lái)說，其動(dòng)力學(xué)特征主要包括光纜的動(dòng)力學(xué)和共軸雙 旋翼直升機(jī)各組成部件的動(dòng)力學(xué)特性共同決定，附圖顯示共軸雙旋翼無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)建 模中，光纜以及各個(gè)飛行器平臺(tái)的部件氣動(dòng)特性與飛行器平臺(tái)總體運(yùn)動(dòng)特性之間的關(guān)系； 將式（3. 14)線性化后，將直升機(jī)的狀態(tài)空間方程表達(dá)如下：
其中：b-橫向旋翼?yè)]舞角；a-縱向旋翼?yè)]舞角； 其特征在于：處理光纜影響的方法是將其作為直升機(jī)平臺(tái)的一個(gè)外在擾動(dòng)，通過對(duì)平 臺(tái)模型中相應(yīng)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)增加修正量的方式，來(lái)獲得與現(xiàn)實(shí)一致的模型響應(yīng)；氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)及其 修正量可以通過下面的參數(shù)辨識(shí)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(dòng)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(duì)旋翼?yè)]舞角影響的修正量，g/k為光纜組件對(duì)飛行 平臺(tái)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(wú)人直升機(jī)建模方法，所述基于光 纜敷設(shè)的共軸雙旋翼無(wú)人直升機(jī)參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)系統(tǒng)包括飛行器平臺(tái)和地面設(shè)備兩個(gè)部分， 所述飛行器平臺(tái)上分別加裝慣性測(cè)量單元InertialMeasuringUnit，簡(jiǎn)稱IMU、全球定位 系統(tǒng)GlobalPositioningSystem，簡(jiǎn)稱GPS、磁航向計(jì)、激光高度表和數(shù)據(jù)記錄儀、控制器， 所述慣性測(cè)量單元頂U(kuò)與、所述GPS、所述磁航向計(jì)、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(hào)處理，并輸出至控制單元，從而控制飛行器平臺(tái)的動(dòng) 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(jī)構(gòu)，二是自動(dòng) 模式，即利用直升機(jī)內(nèi)置穩(wěn)定算法進(jìn)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(wú)線電遙控發(fā)射機(jī)，簡(jiǎn)稱RC、數(shù)傳終端和地面控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，該地 面控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)與所述RC遙控發(fā)射機(jī)連接，該地面控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)還與數(shù)傳終端連接； 所述飛行器平臺(tái)上集成有傳感器，該傳感器將測(cè)量飛行器平臺(tái)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(duì)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(tái)的位置、三軸角速率和歐拉角數(shù)據(jù)；這些飛行器平臺(tái)參數(shù)、遙控接收機(jī)的控制 給定、執(zhí)行機(jī)構(gòu)的行程都將被控制器打上時(shí)標(biāo)，統(tǒng)一存儲(chǔ)于數(shù)據(jù)記錄儀中，同時(shí)將該數(shù)據(jù)下 傳至地面計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，地面計(jì)算機(jī)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(tái)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(tái)，航模操縱手施加給飛行 器平臺(tái)的激勵(lì)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(tái)的控制器；同時(shí)，這兩個(gè)信號(hào)首先被地面計(jì)算機(jī)采集，地面計(jì)算機(jī)通過數(shù)據(jù)終 端獲得了飛行器平臺(tái)的飛行參數(shù)；當(dāng)飛行器平臺(tái)的姿態(tài)角大于給定的預(yù)警值時(shí)，此時(shí)飛行 器處于比較危險(xiǎn)的狀態(tài)，控制器安全切換邏輯單元將斷開接收機(jī)所獲得的航模操縱手的激 勵(lì)信號(hào)，直接將飛行器平臺(tái)處于控制器的閉環(huán)控制之下，保證飛行器平臺(tái)的安全。
【文檔編號(hào)】G05B17/02GK104503258SQ201410693671
【公開日】2015年4月8日 申請(qǐng)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(qǐng)人:深圳市鳴鑫航空科技有限公司