一種無人自主飛艇及其飛行控制系統的建立方法

一種無人自主飛艇及其飛行控制系統的建立方法
【專利摘要】本發明涉及一種無人自主飛艇及其飛行控制系統的建立方法，它包括三個并排設置的橢球形氣囊，中間的橢球形氣囊大于兩側的兩個橢球形氣囊，兩側的兩個橢球形氣囊對稱設置在中間的橢球形氣囊兩側，且分別與中間的橢球形氣囊側部連接，使三個橢球形氣囊內部連通；中間的橢球形氣囊的腹部設置的吊艙內設置有一飛行控制系統，飛行控制系統包括傳感器信息預處理單元和飛行控制器單元。飛行控制器接收傳感器信息預處理器的傳感器信息，并通過兩個數據鏈路和遙控通道與地面控制中心進行信息交互，實現飛艇的自主控制或手動控制。本發明采用的三橢球形飛艇顯著增加了飛艇的載荷能力，飛行控制系統的建立方法可以廣泛應用于各種無人飛艇的自主飛行控制。
【專利說明】
【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種飛艇及其飛行控制系統的建立方法，特別是關于一種無人自主飛 艇及其飛行控制系統的建立方法。 一種無人自主飛艇及其飛行控制系統的建立方法

【背景技術】
[0002] 飛艇是21世紀初發展起來的新興技術，屬于輕于空氣（LTA)的航空器，與重于空 氣（ΗΤΑ)的航空器升空的原理完全不同，飛艇是依靠空氣靜浮力升空。飛艇具備許多無可 比擬的優點，比如：起降場地不受條件限制，能長時間懸停空中，低速巡航，能源消耗少，經 濟成本低和環境污染小等，但是不可避免的也存在著操縱不夠靈活，飛行速度較慢和易受 風力影響等缺點。飛艇有著非常廣泛的應用，在軍事領域，飛艇可以用于空中預警、偵察巡 視、武器發射、通信中繼、電子戰和后勤補給；在民用領域，飛艇可以用于物資運輸、環境監 測、城市交通指揮、森林火警監控、工程勘測、航空拍攝、旅游觀光和廣告宣傳。
[0003] 常見的飛艇多為紡錘形，這是因為這種流線型的旋轉體形狀能夠獲得空氣升力與 空氣阻力之間的最佳比例。當飛艇因為搭載應用設備而需要提高載荷能力的時候，可以通 過增加飛艇長度的方式來實現。然而，飛艇長度的不斷增加，一方面加大了生產難度和成 本，另一方面降低了空中飛行的可控性和穩定性。因此，單純通過增加飛艇長度的方式來提 1?載荷能力的方法并不可取。
[0004] 目前，大多數的飛艇為載人飛艇或遙控飛艇，但是無論是載人飛艇或是遙控飛艇， 都需要熟練的駕駛人員或操縱人員，而且為了保證人員的安全性，對于一些難以進入或危 險的環境區域，無論是載人飛艇還是遙控飛艇都無法完成作業任務。因此，為了在未知區域 或者受到核污染、化學污染的危險環境中完成探索、搜救等作業任務，必須讓飛艇脫離人為 干預和操縱，實現飛艇的自主控制，讓飛艇自動完成各項飛行任務。


【發明內容】

[0005] 針對上述問題，本發明的目的是提供一種載荷能力顯著提高，可自動完成滯空、巡 航等飛行作業任務，完全避免人員安全性問題的無人自主飛艇及其飛行控制系統的建立方 法。
[0006] 為實現上述目的，本發明采取以下技術方案：一種無人自主飛艇，其特征在于：它 包括三個并排設置的橢球形氣囊，中間的橢球形氣囊大于兩側的兩個橢球形氣囊，所述兩 側的兩個橢球形氣囊對稱設置在所述中間的橢球形氣囊兩側，且分別與所述中間的橢球形 氣囊側部連接，使三個橢球形氣囊內部連通；所述中間的橢球形氣囊的腹部設置有一吊艙， 所述吊艙內設置有一飛行控制系統，所述飛行控制系統包括傳感器信息預處理單元和飛行 控制器單元；所述傳感器信息預處理單元包括九軸慣導、多模衛星定位、氣壓高度傳感器、 溫度傳感器、濕度傳感器和無線傳感器，以及用于接收各傳感器數據的傳感器信息預處理 器；其中，所述九軸慣導由加速度傳感器、三軸陀螺儀和地磁傳感器集成，所述多模衛星定 位由GPS和北斗系統集成；所述飛行控制器單元包括一飛行控制器、兩個數據鏈路、一遙控 通道和一地面控制中心；所述飛行控制器采用一高速數字信號處理器。
[0007] 所述數字信號處理器包括一 150MHz/150MIPS的32位中央處理器，一 128K字節內 置閃存，一 18K字節靜態隨機存儲器，十六個十二位模擬數字轉換通道，兩個非同步串聯端 口，一串行外設接口和一控制器局域網絡端口。
[0008] 所述飛行控制器接收所述傳感器信息預處理器傳輸的傳感器信息，并通過兩個所 述數據鏈路和所述遙控通道與所述地面控制中心進行信息交互，實現飛艇姿態和速度的自 主控制或通過所述遙控通道實現手動控制。
[0009] 所述的一種無人自主飛艇的飛行控制系統的建立方法，包括以下步驟：
[0010] 1)根據牛頓-歐拉方程推導飛艇的動力學模型；
[0011] 2)根據飛艇的動力學模型計算飛艇的浮力FB、重力Fe和推進力F P;
[0012] 3)根據飛艇的動力學模型計算飛艇的氣動壓力FA和流體慣性力& ;
[0013] 4)由飛艇的動力學模型推導出飛艇飛行的狀態方程；
[0014] 5)在飛行過程中，根據預設航線和實時指令，通過改變控制變量，進而改變飛艇的 飛行狀態變量，實現對飛艇飛行姿態和軌跡的自動控制。
[0015] 所述步驟1)中，飛艇的動力學模型為： ^ fFG ^ (fA (ρΛ (fp\
[0016] Mx= + + ' + + , B) \^Gj \^-AJ \^l) P)
[0017] 其中，方程左邊的M = diag(m m m Ix Iy Iz)是質量矩陣，m是飛艇的質量，Ix、Iy 和Iz是飛艇滾轉、俯仰和偏航的轉動慣量；x= [u v w p q r]T表示飛艇的飛行狀態變量， 即x表示飛艇的線速度和角速度，其中u、v和w分別表示從飛艇的體積中心沿著艇身對稱 軸指向艇頭、艇腹和右舷三個方向的線速度，P、q和r分別代表飛艇滾轉、俯仰和偏航運動 三個方向軸的角速度；方程右邊表示飛艇所受的合力和合力矩，其中，F B、Fe、FA、&、FP分別 表示浮力、重力、氣動壓力、流體慣性力和推進力；M B、Me、MA、Mp MP分別表示浮力、重力、氣動 壓力、流體慣性力和推進力的力矩。
[0018] 所述步驟2)中，所述浮力FB的計算公式為：
[0019] FB = P V,
[0020] 其中，P表示空氣密度，V表示飛艇體積；
[0021] 所述重力Fe的計算公式為：
[0022] Fg = mg,
[0023] 其中，g表示重力加速度；
[0024] 所述推進力FP的計算公式為：
[0025] FP = c1n2+c2nv,
[0026] 其中，表示推進裝置固有的參數，η表示推進電機的轉速，v表示飛艇的速率。 [0027] 所述步驟3)中，所述飛艇的氣動壓力FA以及由氣動壓力FA產生的氣動力矩吣包 括阻力X a、側力Ya、升力Za以及滾轉力矩La、俯仰力矩M a和偏航力矩Na ;所述氣動壓力Fa 和所述氣動力矩Ma由氣動系數決定，所述氣動系數包括阻力系數Cx、側力系數CY、升力系數 Cz、滾轉力矩系數Q、俯仰力矩系數Cm和偏航力矩系數Cn，所述氣動系數通過飛艇網格模型 進行仿真計算獲得；所述氣動壓力F A和所述氣動力矩吣與所述氣動系數的關系如下： [0028] 所述阻力Xa的計算公式為：
[0029] X^.QV^C,-
[0030] 其中，=
[0031] 所述側力Ya的計算公式為：
[0032] y=qV^C),
[0033] 所述升力Za的計算公式為：
[0034] Z. =~〇V^C7 -
[0035] 所述滾轉力矩La的計算公式為：
[0036] La = QVQ,
[0037] 所述俯仰力矩Ma的計算公式為：
[0038] Ma = QVCm,
[0039] 所述偏航力矩Na的計算公式為：
[0040] Na = QVCn ；
[0041] 所述流體慣性力&采用附加質量矩陣Madd的形式來計算： ~m 0 0 0 0 0 " 0 m22 0 0 0 0 0 0 ηι'' 0 0 0
[0042] - 0 0 U /"44 ο ο ' Ο Ο Ο ? ιη55 Ο 0 0 0 0 0 ιη(6
[0043] 其中，π?η = k^m，m22 = m33 = k2m, m44 = 0, m55 = m66 = k' Ιζ 九，k2, k' 是 Lamb k 系 數，這些參數均通過飛艇模型實測得到。
[0044] 所述步驟4)中，由飛艇的數學模型推導出飛艇飛行的狀態方程：
[0045] X = f (X，u)，
[0046] 其中，向量X = [u v w p q r]T表示飛艇的飛行狀態變量，向量u = (η δ ^ δ d)T 表示控制變量，η表示推進電機的轉速，δ e表示推進舵的調節角度，δ d表示尾舵的調節角 度，f()是映射函數。
[0047] 本發明由于采取以上技術方案，其具有以下優點：1、本發明無人自主飛艇由于采 用的是三橢球形，不但基本保持了空氣升力和空氣阻力之間的最佳比例，而且在保持飛艇 長度一定的前提下，顯著增加了飛艇的載荷能力，實驗數據表明，三橢球形飛艇的載荷能力 是同樣長度的紡錘形飛艇的載荷能力的4倍以上。2、本發明采用的三橢球形飛艇的側面積 與紡錘形飛艇相近，因而飛艇所受大氣氣流的影響，尤其是側風的影響并未隨飛艇體積增 大而增大，提高了飛艇飛行的穩定性和可控性。3、本發明由于建立的飛行控制系統能夠使 飛艇在無人干預的情況下進入危險環境或未知區域，可以有效的實現飛艇的自動升空、著 陸、懸停、定點飛行和巡航，自動完成滯空、巡航等飛行作業任務，可以完全避免人員安全性 的問題。4、本發明飛行控制系統由于采用多傳感器相互補償，并且通過冗余設計，保證了飛 行控制系統的穩定性和可靠性。5、本發明采用的飛行控制電路板設有充足的模擬數字轉換 通道及通訊端口，能夠支持眾多外接器件，如GPS、無線數據傳輸模塊，聲納、激光陀螺儀等 傳感器，具備良好的擴展性。6、本發明飛行控制系統由于將多種傳感器、飛行控制電路板和 無線通信模塊進行系統集成，可以在最大程度上實現整個飛行控制系統的緊湊和高效。本 發明可以廣泛應用于各種無人飛艇的自主飛行控制，完成預設的飛行作業任務。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0048] 圖1是本發明三橢球形飛艇的六視圖，其中圖1 (a)是飛艇的俯視圖順時針旋轉90 度；圖1(b)是飛艇的前視圖；圖1(c)是飛艇的俯視圖；圖1(d)是飛艇的后視圖；圖1(e) 是飛艇的仰視圖；圖1 (f)是飛艇的俯視圖逆時針旋轉90度；
[0049] 圖2是本發明飛行控制系統的設計框架圖。

【具體實施方式】
[0050] 下面結合附圖和實施例對本發明的技術方案做詳細描述。
[0051] 如圖1所示，本發明無人自主飛艇包括三個并排設置的橢球形氣囊，中間的橢球 形氣囊1大于兩側的兩個橢球形氣囊2，兩側的兩個橢球形氣囊2對稱設置在中間的橢球形 氣囊1兩側，且分別與中間的橢球形氣囊1側部連接，使三個橢球形氣囊內部連通。在中間 的橢球形氣囊1的腹部設置有一吊艙3,吊艙3內設置有一飛行控制系統，該飛行控制系統 包括傳感器信息預處理單元和飛行控制器單元（如圖2所示）。傳感器信息預處理單元包 括九軸慣導、多模衛星定位、氣壓高度傳感器、溫度傳感器、濕度傳感器和無線傳感器，以及 用于接收處理各傳感器數據的傳感器信息預處理器。其中，九軸慣導由加速度傳感器、三軸 陀螺儀和地磁傳感器集成；多模衛星定位由GPS和北斗系統集成。飛行控制器單元包括一 飛行控制器、兩個數據鏈路、一遙控通道、一地面控制中心，飛行控制器采用高速數字信號 處理器，該數字信號處理器包括一 150MHz/150MIPS的32位中央處理器，一 128K字節內置 閃存，一 18K字節靜態隨機存儲器，16個十二位模擬數字轉換通道，一非同步串聯端口，一 串行外設接口和一控制器局域網絡端口。為控制飛艇的推進電機，飛行控制系統提供8路 飛行控制伺服電機輸出和6路負載伺服電機輸出。
[0052] 上述實施例中，如圖2所示，飛行控制器接收傳感器信息預處理器傳輸的傳感器 信息，并通過兩個數據鏈路和遙控通道與地面控制中心進行信息交互，實現飛艇姿態和速 度的自主控制或通過遙控通道實現手動控制。該飛行控制器單元的核心是飛行控制器，該 飛行控制器裝載了自動飛行控制程序，能夠實現的功能包括：接收傳感器的數據、故障處 理、數據記錄、與地面控制中心的三個數據鏈路通信并實現遙控操作、推進電機控制、推進 舵控制和尾舵控制。其中，地面站的三個數據鏈路指的是數據鏈路1、數據鏈路2和遙控通 道；推進電機、推進舵和尾舵分別決定飛艇的飛行速度、航向和姿態。
[0053] 上述實施例中，本發明中傳感信息預處理器單元的功能是對多傳感器的信息進行 采集和預處理，并對多傳感器的誤差進行補償。通過采用多傳感器相互補償，并且通過冗余 設計來保證飛艇運動狀態信息的可靠性，為自動飛行控制提供所需要的控制信息，如飛艇 的飛行高度、經緯度、速度、航向角和姿態角等。九軸慣導通過加速度傳感器、三軸陀螺儀和 地磁傳感器相互補償計算出比較準確的包括俯仰角和偏航角的飛艇姿態角，并將數據傳輸 給傳感器信息預處理器。多模衛星定位通過集成GPS和北斗兩套衛星定位系統，將飛艇的 海拔高度、經緯度、速度和航向角傳輸至傳感器信息預處理器，不但確保了在惡劣環境下衛 星定位的可靠性，而且顯著提高了衛星定位的精度。氣壓高度傳感器測量大氣壓力來計算 飛艇的海拔高度信息，將數據傳輸至傳感器信息預處理器，有效補償多模衛星定位系統的 高度誤差。溫度和濕度傳感器測量的溫度和濕度信息傳輸至傳感器信息預處理器為氣壓高 度傳感器提供所需的溫度和濕度信息。此外，傳感器信息預處理器還可以通過無線傳感網 技術接收飛艇中所搭載應用設備的信息。
[0054] 本實施例中，為滿足實際的載荷能力要求，實際測得生產的飛艇模型中間的橢球 形氣囊1的長度為17014mm，最大半徑為2073mm ;兩側的橢球形氣囊2大小相同，長度為 13788mm，最大半徑 1685mm。
[0055] 本發明的飛行控制系統可以實現三橢球形無人自主飛艇的手動遙控和自動駕駛 兩種飛行控制方式。在飛艇的起飛和降落階段，當飛艇處于遙控人員的視距范圍內時，可以 采用手動遙控方式，當飛艇超出遙控人員的視距范圍后，即可切換到自動駕駛方式。在自動 駕駛時，由地面站負責對空中飛艇實施自動控制，根據飛艇上搭載的傳感器采集的數據，通 過自動控制程序完成預先設定的飛行任務，如滯空、巡航、定點飛行等。本發明飛艇的自動 控制需要對飛艇進行數學建模，然后在數學模型基礎上分析飛艇的運動狀態變量和控制變 量之間的關系，進而推導出飛艇飛行的狀態方程。本發明無人自主飛艇的飛行自動控制系 統的建立方法，包括以下步驟：
[0056] 1)根據牛頓-歐拉方程推導飛艇的動力學模型： f F Λ (F Λ (F Λ f F Λ (F Λ
[0057] Mx= B + G + Λ + 1 + P (1)
[0058] 其中，方程左邊的M = diag(m m m Ix Iy Iz)是質量矩陣，m是飛艇的質量，Ix、Iy 和Iz是飛艇滾轉、俯仰和偏航的轉動慣量；x= [u v w p q r]T表示飛艇的飛行狀態變量， 即x表示飛艇的線速度和角速度，其中u、v和w分別表示從飛艇的體積中心沿著艇身對稱 軸指向艇頭、艇腹和右舷三個方向的線速度，P、q和r分別代表飛艇滾轉、俯仰和偏航運動 三個方向軸的角速度；方程右邊表示飛艇所受的合力和合力矩，其中，F B、Fe、FA、&、FP分別 表示浮力、重力、氣動壓力、流體慣性力和推進力；M B、Me、MA、Mp MP分別表示浮力、重力、氣動 壓力、流體慣性力和推進力的力矩。
[0059] 2)根據飛艇的動力學模型計算飛艇的浮力FB、重力Fe和推進力F P。
[0060] 飛艇的浮力和重力均屬于空氣靜力，推進力是由推進裝置產生，因而這些力及其 產生的力矩基本不受飛艇形狀的影響。浮力F B的計算公式為：
[0061] FB = P V (2)
[0062] 其中，P表不空氣密度，V表不飛艇體積。
[0063] 重力FG的計算公式為：
[0064] Fg = mg (3)
[0065] 其中，g表示重力加速度。
[0066] 推進力FP的計算公式為：
[0067] FP = c1n2+c2nv (4)
[0068] 其中，表示推進裝置固有的參數，η表示推進電機的轉速，v表示飛艇的速率。
[0069] 3)根據飛艇的動力學模型計算飛艇的氣動壓力FA和流體慣性力&，這兩種力都屬 于空氣動力。本發明設計的三橢球形飛艇由于形狀獨特，因此在空氣動力學方面的計算方 面與傳統飛艇有著顯著的差異。
[0070] 飛艇所受的氣動壓力FA以及由氣動壓力產生的氣動力矩MA包括阻力X a、側力Ya、 升力za以及滾轉力矩La、俯仰力矩M a和偏航力矩Na ;氣動壓力和氣動力矩由氣動系數決定， 氣動系數包括阻力系數Cx、側力系數CY、升力系數C z、滾轉力矩系數Q、俯仰力矩系數Cm和 偏航力矩系數Cn，氣動系數可以通過飛艇網格模型進行仿真計算獲得。本發明的三橢球形 飛艇網格模型采用GAMBIT程序作為面網格的生成工具，采用TGrid程序作為體網格的生成 工具生成。根據該網格模型進行仿真計算，就可以得到氣動系數，進而得到氣動壓力？ 4和 氣動力矩Ma。
[0071] 阻力Xa的計算公式為：
[0072] X=-QV^Cx (5)
[0073] 其中，0 = |/?八
[0074] 側力Ya的計算公式為：
[0075] γ?=0ν^：γ (6)
[0076] 升力Za的計算公式為：
[0077] Zr=-QV^Cz ( 7)
[0078] 滾轉力矩La的計算公式為：
[0079] La = QVC! (8)
[0080] 俯仰力矩Ma的計算公式為：
[0081] Ma = QVCm (9)
[0082] 偏航力矩Na的計算公式為：
[0083] Na = QVCn (10)
[0084] 飛艇所受的流體慣性力一般采用附加質量矩陣Madd的形式來計算： ~mn 0 0 0 0 0 ' 0 m22 0 0 0 0 0 0 ιηλλ 0 0 0
[0085] Vf , = Λ Λ (11) 0 0 0 川 44 ο ο Ο Ο Ο Ο m55 Ο 0 0 0 0 0 m C6
[0086] 其中，mn = k^m，m22 = m33 = k2m，m44 = 0, m55 = m66 = k，Ιζ 九，k2, k，是 Lamb k 系 數，這些參數均可以通過飛艇模型實測得到。
[0087] 4)由飛艇的動力學模型推導出飛艇飛行的狀態方程，形式可以簡寫如下：
[0088] X = f (x, u) (12)
[0089] 其中，向量x = [u v w p q r]T表示飛艇的飛行狀態變量，向量u = (η δ ^ δ d)T 表示控制變量，η表示推進電機的轉速，δ e表示推進舵的調節角度，δ d表示尾舵的調節角 度，f()是映射函數。
[0090] 5)在飛行過程中，根據預設航線和實時指令，通過改變控制變量，進而改變飛艇的 飛行狀態變量，實現對飛艇飛行姿態和軌跡的自動控制。
[0091] 基于式（12)所示的飛艇飛行狀態方程，技術人員可以編寫出本發明三橢球形飛 艇自動飛行控制系統的控制軟件。在飛行過程中，根據預設航線和實時指令，通過改變控制 變量，進而改變飛艇的飛行狀態變量，實現對飛艇飛行姿態和軌跡的自動控制。
[0092] 上述各實施例僅用于說明本發明，其中各部件的結構、連接方式和制作工藝等都 是可以有所變化的，凡是在本發明技術方案的基礎上進行的等同變換和改進，均不應排除 在本發明的保護范圍之外。
【權利要求】
1. 一種無人自主飛艇，其特征在于：它包括三個并排設置的橢球形氣囊，中間的橢球 形氣囊大于兩側的兩個橢球形氣囊，所述兩側的兩個橢球形氣囊對稱設置在所述中間的橢 球形氣囊兩側，且分別與所述中間的橢球形氣囊側部連接，使三個橢球形氣囊內部連通；所 述中間的橢球形氣囊的腹部設置有一吊艙，所述吊艙內設置有一飛行控制系統，所述飛行 控制系統包括傳感器信息預處理單元和飛行控制器單元；所述傳感器信息預處理單元包括 九軸慣導、多模衛星定位、氣壓高度傳感器、溫度傳感器、濕度傳感器和無線傳感器，以及用 于接收各傳感器數據的傳感器信息預處理器；其中，所述九軸慣導由加速度傳感器、三軸陀 螺儀和地磁傳感器集成，所述多模衛星定位由GPS和北斗系統集成；所述飛行控制器單元 包括一飛行控制器、兩個數據鏈路、一遙控通道和一地面控制中心；所述飛行控制器采用一 高速數字信號處理器。
2. 如權利要求1所述的一種無人自主飛艇，其特征在于：所述數字信號處理器包括一 150MHz/150MIPS的32位中央處理器，128K字節內置閃存，18K字節靜態隨機存儲器，十六個 十二位模擬數字轉換通道，兩個非同步串聯端口，一個串行外設接口和一個控制器局域網 絡端口。
3. 如權利要求1或2所述的一種無人自主飛艇，其特征在于：所述飛行控制器接收所 述傳感器信息預處理器傳輸的傳感器信息，并通過所述兩個數據鏈路和遙控通道與所述地 面控制中心進行信息交互。
4. 一種如權利要求1到3任一項所述的無人自主飛艇的飛行控制系統的建立方法，包 括以下步驟： 1) 根據牛頓-歐拉方程推導飛艇的動力學模型； 2) 根據飛艇的動力學模型計算飛艇的浮力FB、重力Fe和推進力FP ; 3) 根據飛艇的動力學模型計算飛艇的氣動壓力FA和流體慣性力& ; 4) 由飛艇的動力學模型推導出飛艇飛行的狀態方程； 5) 在飛行過程中，根據預設航線和實時指令，通過改變控制變量，進而改變飛艇的飛行 狀態變量，實現對飛艇飛行姿態和軌跡的自動控制。
5. 如權利要求4所述的一種無人自主飛艇的飛行控制系統的建立方法，其特征在于： 所述步驟1)中，飛艇的動力學模型為： (π \ (F \ (F \ (F \ (F \ Μχ=β + ° + λ^ι + ρ, \^pJ 其中，方程左邊的M = diag (m m m Ix Iy Iz)是質量矩陣，m是飛艇的質量，Ix、Iy和Iz 是飛艇滾轉、俯仰和偏航的轉動慣量；X= [u v w p q r]T表示飛艇的飛行狀態變量，即x 表示飛艇的線速度和角速度，其中u、v和w分別表示從飛艇的體積中心沿著艇身對稱軸指 向艇頭、艇腹和右舷三個方向的線速度，p、q和r分別代表飛艇滾轉、俯仰和偏航運動三個 方向軸的角速度；方程右邊表示飛艇所受的合力和合力矩，其中，F B、Fe、FA、F:、FP分別表示 浮力、重力、氣動壓力、流體慣性力和推進力以8、]? (；、]^、]\11、]^分別表示浮力、重力、氣動壓力、 流體慣性力和推進力的力矩。
6. 如權利要求4或5所述的一種無人自主飛艇的飛行控制系統的建立方法，其特征在 于：所述步驟2)中，所述浮力FB的計算公式為： FB = P V， 其中，p表示空氣密度，v表示飛艇體積； 所述重力Fe的計算公式為： Fg = mg, 其中，g表示重力加速度； 所述推進力FP的計算公式為： FP = c1n2+c2nv, 其中，Cp c2表示推進裝置固有的參數，η表示推進電機的轉速，V表示飛艇的速率。
7.如權利要求4或5所述的一種無人自主飛艇的飛行控制系統的建立方法，其特征在 于：所述步驟3)中，所述飛艇的氣動壓力FA以及由氣動壓力FA產生的氣動力矩ΜΑ包括阻 力X a、側力Ya、升力Za以及滾轉力矩La、俯仰力矩M a和偏航力矩Na;所述氣動壓力FA和所述 氣動力矩MA由氣動系數決定，所述氣動系數包括阻力系數C x、側力系數CY、升力系數Cz、滾 轉力矩系數Q、俯仰力矩系數C m和偏航力矩系數Cn，所述氣動系數通過飛艇網格模型進行 仿真計算獲得；所述氣動壓力F A和所述氣動力矩MA與所述氣動系數的關系如下： 所述阻力Xa的計算公式為： X=-QVJCx - 其中，= 所述側力Ya的計算公式為： ra=W 所述升力za的計算公式為： z.=-Qvh:z - 所述滾轉力矩La的計算公式為： La = QVCX, 所述俯仰力矩Ma的計算公式為： Ma = QVCffl, 所述偏航力矩Na的計算公式為： Na = QVCn ； 所述流體慣性力h采用附加質量矩陣Madd的形式來計算： ~mu 0 0 0 0 0 ' 0 m22 0 0 0 0 0 0 川" 0 0 0 M ,, = , ak, 0 0 0 m 44 0 0 0 0 0 0 m 55 0 0 0 0 0 0 m 66_ 其中，mn = Iqm，m22 = m33 = k2m，m44 = 0, m55 = m66 = k' Iz ;k1? k2, k' 是 Lamb k 系數， 這些參數均通過飛艇模型實測得到。
8. 如權利要求6所述的一種無人自主飛艇的飛行控制系統的建立方法，其特征在于： 所述步驟3)中，所述飛艇的氣動壓力FA以及由氣動壓力FA產生的氣動力矩MA包括阻力X a、 側力Ya、升力Za以及滾轉力矩La、俯仰力矩M a和偏航力矩Na ;所述氣動壓力和所述氣動力 矩由氣動系數決定，所述氣動系數包括阻力系數Cx、側力系數CY、升力系數C z、滾轉力矩系 數Q、俯仰力矩系數Cm和偏航力矩系數Cn，所述氣動系數通過飛艇網格模型進行仿真計算 獲得；所述氣動壓力F A和所述氣動力矩MA與所述氣動系數的關系如下： 所述阻力xa的計算公式為： n 盧 c:'v， 其中，(? = 7 ; 所述側力Ya的計算公式為： 所述升力za的計算公式為： z^-Q^c, > 所述滾轉力矩La的計算公式為： La = QVCX, 所述俯仰力矩Ma的計算公式為： Ma = QVCffl, 所述偏航力矩Na的計算公式為： Na = QVCn ； 所述流體慣性力h采用附加質量矩陣Madd的形式來計算： ~mn 0 0 0 0 0 ~ 0 m22 0 0 0 0 0. nu' 0 0 0 aM 0 0 0 m 44 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 U mMi 其中，mn = k^m, m22 = m33 = k2m，m44 = 0, m55 = m66 = k' Iz ;1^，k2, k，是 Lamb k 系數， 這些參數均通過飛艇模型實測得到。
9. 如權利要求4或5或8所述的一種無人自主飛艇的飛行控制系統的建立方法，其特 征在于：所述步驟4)中，由飛艇的數學模型推導出飛艇飛行的狀態方程： X = f (X，U)， 其中，向量X= [u v w p q r]T表示飛艇的飛行狀態變量，向量u= (η δε δ?)τ表示 控制變量，η表示推進電機的轉速，δ e表示推進舵的調節角度，δ (1表示尾舵的調節角度， f()是映射函數。
10. 如權利要求6或7所述的一種無人自主飛艇的飛行控制系統的建立方法，其特征在 于：所述步驟4)中，由飛艇的數學模型推導出飛艇飛行的狀態方程： X = f (x, u), 其中，向量X= [u v w p q r]T表示飛艇的飛行狀態變量，向量u= (η δε δ?)τ表示 控制變量，η表示推進電機的轉速，δ e表示推進舵的調節角度，δ (1表示尾舵的調節角度， f()是映射函數。
【文檔編號】G05D1/10GK104118555SQ201410333398
【公開日】2014年10月29日 申請日期:2014年7月14日 優先權日:2014年7月14日
【發明者】宋藝, 麥金耿, 楊思強, 王啟寧 申請人:北京大學