專利名稱：無人直升機飛行動力學模型復合辨識方法
技術領域：
本發明是用于辨識無人直升機飛行動力學模型的方法，能夠安全、精確和充分地辨識無人直升機的飛行動力學模型。主要應用在航空航天和無人機等技術領域。
背景技術：
無人直升機的飛行動力學模型反映直升機在飛行狀態下，對控制輸入的操縱響應特性。傳統的方法是在直升機的飛行過程中，飛行員對直升機施加操縱指令，以激勵直升機做出動態響應。此方法在有人駕駛直升機上已得到成功的驗證。然而，該方法很難在無人駕駛直升機上應用。主要原因是，與有人駕駛直升機不同，無人直升機的操縱人員需要在地面上通過肉眼觀察并操縱直升機。因此不能像有人駕駛直升機的飛行員一樣，始終在直升機艙內觀察直升機的狀態并操縱。在無人直升機飛行狀態下的動力學模型辨識實驗中，直升機飛行速度快，很容易飛出地面操縱人員的視線，因而無法對其繼續控制。目前僅發現一種方法，即美國卡耐基-梅隆大學提出的恒定加速度法。其原理是 使無人直升機保持恒定的加速度，經一段預先測量的距離加速后，得到實驗需要的飛行速度。然而，恒定的加速度、準確的加速距離和實驗開始后的飛行速度保持，均由地面操縱人員觀察并操縱完成，其精度很難保證。此外，由于恒定加速度法也不能解決直升機飛出視線的問題，所以實驗的時間非常有限，因而難以對直升機進行充分的激勵。本發明通過引入飛行控制計算機的輔助操縱，一方面保證無人直升機飛行安全， 另一方面保證直升機的飛行狀態不發生過大的變化。此外，由于飛行控制計算機的輔助操縱，無人直升機的飛行距離不再受操縱人員視線的限制，可以對無人直升機充分地激勵而不受操縱距離的限制，進而得以完整地進行辨識實驗。與恒定加速度法相比，本發明利用飛行控制計算機的輔助操縱而保證穩定的飛行狀態，故可以辨識得到精確的動力學模型。此外，本發明還可以顯著提高無人直升機辨識實驗的安全性。
發明內容
本發明的目的在于提供一種用于精確地辨識無人直升機飛行動力學模型的方法。本發明的特征在于，含有無人直升機、飛行控制計算機、傳感器組、機載數據電臺、地面數據電臺、地面站、遙控發射機和遙控接收機，其中飛行控制計算機、傳感器組和機載數據電臺通過減震螺栓安裝在無人直升機機身上；傳感器組集成有3軸角速度陀螺儀、3軸加速度計、3軸磁力計、GPS接收機，其中3軸角速度陀螺儀、3軸加速度計通過減震螺栓安裝在無人直升機靠近重心的位置上，以提高角速度和線加速度的測量精度；3軸磁力計和GPS接收機通過柔性泡沫材料固定安裝在無人直升機的尾梁上，以避免旋翼和機身金屬部件對磁場測量和GPS信號的影響；傳感器組3可以實時測量得到無人直升機的3軸角速度、3軸線加速度、3軸歐拉角和空間坐標，經融合處理后，表示成飛行數據 (0 = [乂，祀，<3〗]7，以實時發送給飛行控制計算機
Ya= kA(t)，yA(t)，zA(t)]T為無人直升機的空間坐標;Π Α = [pA(t)，qA(t)，rA(t)]T為無人直升機的3軸角速度；Aa= [uA (t)，vA (t)，wA (t)]無人直升機的 3 軸線速度；Ξα= [ΦΑα)，eA(t)，無人直升機的 3 軸歐拉角;在辨識實驗中，地面飛行員將根據實驗要求，將針對無人直升機的某一或全部通道，施加遙控指令SKC(t) = [5EC1(t), 5EC2(t),L, SKCn(t)]T，以激勵無人直升機做出相應的動態響應；遙控接收機，用于接收地面飛行員通過遙控發射機發出的遙控指令δ RC(t)，并實時發送給飛行控制計算機；飛行控制計算機，用于在無人直升機飛行辨識過程中，輔助操縱無人直升機的飛行，使之保持相對穩定的飛行狀態，并保證一些重要的飛行參數如飛行速度和高度不發生過大變化；飛行控制計算機根據飛行數據Aa = [uA(t), vA(t)，wA(t)]T和實驗預定的飛行速度Ac= [u。(t)，V。(t)，w。(t)]T，實時計算出控制指令δ Ae(t)，以維持無人直升機始終保持在預定飛行速度K = [uc(t), vc(t), wc(t)]T附近；其中，飛行控制計算機的控制指令 5AC(t)可由下式計算得到
權利要求
1.無人直升機飛行動力學模型復合辨識方法，其特征在于，含有無人直升機、飛行控制計算機、傳感器組、機載數據電臺、地面數據電臺、地面站、遙控發射機和遙控接收機，其中飛行控制計算機、傳感器組和機載數據電臺通過減震螺栓安裝在無人直升機機身上； 傳感器組集成有3軸角速度陀螺儀、3軸加速度計、3軸磁力計、GPS接收機，其中3軸角速度陀螺儀、3軸加速度計通過減震螺栓安裝在無人直升機靠近重心的位置上，以提高角速度和線加速度的測量精度；3軸磁力計和GPS接收機通過柔性泡沫材料固定安裝在無人直升機的尾梁上，以避免旋翼和機身金屬部件對磁場測量和GPS信號的影響；傳感器組3可以實時測量得到無人直升機的3軸角速度、3軸線加速度、3軸歐拉角和空間坐標，經融合處理后， 表示成飛行數據 (0 = [乂，ΠΚ，Ξ〗;Τ，以實時發送給飛行控制計算機 Ya = [xA(t)，yA(t)，zA(t)]T為無人直升機的空間坐標； Π Λ = [pA(t)，qA(t)，rA(t)]T為無人直升機的3軸角速度； Aa = [uA(t)，vA(t)，wA(t)]T為無人直升機的3軸線速度； ξα= [ΦΑα)，eA(t)，無人直升機的3軸歐拉角； 在辨識實驗中，地面飛行員將根據實驗要求，將針對無人直升機的某一或全部通道，施加遙控指令sKC(t) = [δΕΕ1 α), 5EC2(t),L, δκηα)]τ，以激勵無人直升機做出相應的動態響應；遙控接收機，用于接收地面飛行員通過遙控發射機發出的遙控指令sKe(t)，并實時發送給飛行控制計算機；飛行控制計算機，用于在無人直升機飛行辨識過程中，輔助操縱無人直升機的飛行，使之保持相對穩定的飛行狀態，并保證一些重要的飛行參數如飛行速度和高度不發生過大變化；飛行控制計算機根據飛行數據Aa=[…(。， (。， (^？和實驗預定的飛行速度Λ。 =[U。(t)，V。(t)，W。(t)]T，實時計算出控制指令δ Ae(t)，以維持無人直升機始終保持在預定飛行速度K= [uc (t), v。(t)，w。(t)]T附近；其中，飛行控制計算機的控制指令δΑ。α)可由下式計算得到
全文摘要
無人直升機飛行動力學模型復合辨識方法屬于無人機動力學建模領域，其特征在于，含有無人直升機、飛行控制計算機、傳感器組、機載數據電臺、地面數據電臺、地面站、遙控發射機和遙控接收機，其中，地面飛行員的遙控指令負責實施對無人直升機的激勵，飛行控制計算機的自控指令用于使無人直升機保持在預定的飛行速度，并保障飛行安全性；飛行控制計算機將遙控指令與自控指令合成得到舵機指令，以操縱無人直升機完成辨識實驗。本發明同時引入了地面飛行員的遙控指令和飛行控制計算機的自控指令，并使之相互配合，能夠精確、安全地辨識無人直升機的飛行動力學模型。
文檔編號G05B17/02GK102298332SQ20111016302
公開日2011年12月28日 申請日期2011年6月17日 優先權日2010年12月30日
發明者朱紀洪, 王冠林 申請人:清華大學