固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統的制作方法
【專利摘要】本發明公開了一種固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，包括：人機交互模塊，用于為用戶進行飛行品質評估計算提供操作接口，以及用于用戶查看飛行品質評估結果；數據加載模塊，用于為縱向模態算法模塊提供輸入激勵，將符合試驗要求的飛行試驗數據發送給縱向模態算法模塊；縱向模態算法模塊，用于解析飛行試驗數據，并根據輸入激勵的變化規律計算出低階等效系統模型的辨識參數，即為評估結果；報告導出模塊，用于導出飛行品質評估結果；擴展接口模塊，用于提供通用的集成接口。本發明利用低階系統反映出縱向動穩定性本質的動態特性，解決了現有無人機飛行品質評估領域中高階系統分析困難的問題。
【專利說明】
固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統
技術領域
[0001] 本發明涉及飛機飛行品質評估技術領域，特別是涉及一種固定翼無人機縱向動穩 定性飛行品質評估系統。
【背景技術】
[0002] 飛機飛行品質是涉及飛行安全和駕駛員操縱難易度的飛機的各種特性。飛機的設 計要依據并滿足一定的品質規范。飛機使用初期，人們就開展了飛行品質方面的研究。隨著 飛行速度和高度的提升一級操作系統的日益復雜，飛行品質的內容不斷擴展，要求不斷提 高。其主要內容包括:操縱效能，表示操縱飛機獲得一定范圍的平衡飛行狀態或機動動作的 能力，如升降舵的操縱應保證飛機縱向力矩的平衡，方向舵的操縱應保證水平偏航力矩的 平衡；駕駛力，表示駕駛員為保持平衡狀態或進行機動飛行所需施加于操作系統的力度和 范圍;靜穩定性，表示飛機縱向靜穩定性，按速度靜穩定性等以及與之直接有關的一些操縱 性能指標;動穩定性，各擾動運動模態的阻尼和頻率值;操作系統特性，表示對操作系統的 機械特性和動態特性方面的要求。
[0003] 無人駕駛飛機簡稱無人機，是利用無線電遙控設備和自備的程序控制裝置操縱的 不載人飛機。當前無人機技術發展迅速，廣泛應用于軍民市場。然而無人機飛行品質的研究 一直滯后于無人機的發展，究其原因主要有兩個方面:首先是無人機發展較為迅猛，而無人 機飛行品質研究工作沒有得到并行開展;其次，無人機因其自身特點使得無人機飛行品質 研究較為困難，主要體現在無人機執行任務時是一個閉環的、高度集成的飛行控制系統，飛 行品質評估的行為主體不同于飛機等方面。
[0004] 目前，市場上應用的固定翼無人機的縱向飛行評估軟件存在以下不足:首先，高階 次的飛機系統數學模型非常復雜，很難對飛機性能做出準確的評估;其次，飛行品質評估軟 件均作為獨立軟件運行，不能集成到其他軟件系統;最后，飛行品質評估軟件不支持算法模 型的擴展。
【發明內容】
[0005] 本發明的目的在于克服現有技術的不足，提供一種固定翼無人機縱向動穩定性飛 行品質評估系統，利用低階系統反映出縱向動穩定性本質的動態特性，解決了現有無人機 飛行品質評估領域中高階系統分析困難的問題。
[0006] 本發明的目的是通過以下技術方案來實現的：
[0007] 固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，包括人機交互模塊、數據加載模 塊、報告導出模塊、縱向模態算法模塊和擴展接口模塊；
[0008] 所述人機交互模塊，用于為用戶進行飛行品質評估計算提供操作接口，以及用于 用戶查看飛行品質評估結果；
[0009]所述數據加載模塊，用于為縱向模態算法模塊提供輸入激勵，將符合試驗要求的 飛行試驗數據發送給縱向模態算法模塊；
[0010] 所述縱向模態算法模塊，用于解析飛行試驗數據，并根據輸入激勵的變化規律計 算出低階等效系統模型的辨識參數，即為評估結果；
[0011] 所述報告導出模塊，用于導出飛行品質評估結果；
[0012] 所述擴展接口模塊，用于提供通用的集成接口。
[0013] 所述縱向模態算法模塊包括短周期模態算法模塊和長周期模態算法模塊，短周期 模態算法模塊包括第一短周期模態算法子模塊和第二短周期模態算法子模塊。
[0014]所述短周期模態算法模塊的評估利用低階等效系統單擬配方法，基于最小誤差迭 代法對短周期無阻尼頻率《nsp、阻尼比|sp和等效時間延遲tsp進行估算;第一短周期模態算 法子模塊的等效系統采用的模型為第一模型，即：
[0016]第二短周期模態算法子模塊的等效系統采用的模型為第二模型，即：
[0018] 式中，q_俯仰角速率，Fe_縱向桿力，Nz-法向過載，&和1^-俯仰軸增益，T Q2-俯仰軸 短周期時間常數，ω nsp-短周期無阻尼頻率，|sp-阻尼比，％jPTsp-等效時間延遲。
[0019]所述長周期模態算法模塊的評估利用低階等效系統擬配方法，對阻尼比ξΡ進行估 算，長周期模態算法模塊的等效系統采用的模型為：
[0021]式中，q-俯仰角速率，Fe-縱向桿力，Kq_俯仰軸增益，TQ1-俯仰軸長周期時間常數， ω np-長周期無阻尼頻率，ξΡ-阻尼比。
[0022]所述數據加載模塊加載飛行試驗數據，并按設定的幀結構解析飛行試驗數據，并 將符合試驗要求的飛行試驗數據通過人機交互模塊發送給縱向模態算法模塊。
[0023] 所述人機交互模塊還用于用戶查看飛行試驗數據的時間歷程曲線。
[0024] 所述報告導出模塊導出飛行品質評估結果的方式為:報告導出模塊讀取信息記錄 文件，判定是否存在需要導出的飛行品質評估結果，并將判定結果反饋給用戶，若有需要導 出的飛行品質評估結果，則根據設定的標準文檔模板將結果導出到文檔中去。
[0025] 本發明的有益效果是：
[0026] (1)本發明利用低階系統反映出縱向動穩定性本質的動態特性，解決了現有無人 機飛行品質評估領域中高階系統分析困難的問題；
[0027] (2)本發明將低階等效系統模型與參數辨識相結合，并根據飛機飛行品質規范中 的規定，對模型進行選擇、優化，保證了算法的準確性；
[0028] (3)本發明可以作為獨立軟件運行，同時還提供了可集成化的接口，又可以作為其 他軟件系統的功能組件進行集成調用；
[0029] (4)本發明提供了擴展接口，方便擴展最新的或改進的飛行品質評估算法模塊。
【附圖說明】
[0030] 圖1為本發明固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統的示意圖；
[0031] 圖2為本發明固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統的工作流程示意圖。
【具體實施方式】
[0032]下面結合附圖進一步詳細描述本發明的技術方案，但本發明的保護范圍不局限于 以下所述。
[0033] 如圖1所示，固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，包括人機交互模塊、 數據加載模塊、報告導出模塊、縱向模態算法模塊和擴展接口模塊。
[0034] 所述人機交互模塊，用于為用戶進行飛行品質評估計算提供操作接口，以及用于 用戶查看飛行試驗數據的時間歷程曲線和飛行品質評估結果。
[0035]所述人機交互模塊作為本系統的人機交互接口，向上提供友好的用戶操作界面， 向下為各功能模塊提供友好的編程接口，體現了模塊化設計的思想，既保證了軟件開發的 效率，又提升了軟件的可維護性。
[0036] 所述數據加載模塊，用于為縱向模態算法模塊提供輸入激勵，將符合試驗要求的 飛行試驗數據發送給縱向模態算法模塊。
[0037] 所述數據加載模塊加載飛行試驗數據，并按設定的幀結構解析飛行試驗數據，并 將符合試驗要求的飛行試驗數據通過人機交互模塊發送給縱向模態算法模塊。
[0038] 所述縱向模態算法模塊，用于解析飛行試驗數據，并根據輸入激勵的變化規律計 算出低階等效系統模型的辨識參數，即為評估結果，并根據評估標準給出評估結論。
[0039] 所述縱向模態算法模塊包括短周期模態算法模塊和長周期模態算法模塊，短周期 模態算法模塊包括第一短周期模態算法子模塊和第二短周期模態算法子模塊，第一短周期 模態算法子模塊采用第一模型，第二短周期模態算法子模塊采用第二模型。
[0040] 所述短周期模態算法模塊的評估利用低階等效系統單擬配方法，基于最小誤差迭 代法對短周期無阻尼頻率《nsp、阻尼比| sp和等效時間延遲tsp進行估算;第一短周期模態算 法子模塊的等效系統采用的模型為第一模型，即：
[0042]第二短周期模態算法子模塊的等效系統采用的模型為第二模型，即：
[0044] 式中，q_俯仰角速率，Fe-縱向桿力，Nz-法向過載，^和Kq_俯仰軸增益，T Q2-俯仰軸 短周期時間常數，ω nsp-短周期無阻尼頻率，|sp-阻尼比，％jPTsp-等效時間延遲。
[0045] 短周期模態采用縱向倍脈沖、縱向連續倍脈沖、縱向3211動作作為輸入激勵，同時 保證飛行試驗數據無其他干擾操縱的耦合或擾動；最終的計算結果以短周期無阻尼頻率 ? nsp、阻尼比ξ3ρ和等效時間延遲tsp三張判據圖的形式給出。
[0046]所述長周期模態算法模塊的評估利用低階等效系統擬配方法，對阻尼比ξΡ進行估 算，長周期模態算法模塊的等效系統采用的模型為：
[0048] 式中，q-俯仰角速率，Fe-縱向桿力，Kq_俯仰軸增益，TQ1-俯仰軸長周期時間常數， ω np-長周期無阻尼頻率，ξΡ-阻尼比。
[0049] 長周期模態采用縱向階躍動作作為輸入激勵，同時保證飛行試驗數據無其他干擾 操縱的耦合或擾動;最終的計算結果以阻尼比ξΡ-張判據圖的形式給出。
[0050] 所述報告導出模塊，用于導出飛行品質評估結果。報告導出模塊將飛行品質評估 結果導出到word文檔中去，所述報告導出模塊導出飛行品質評估結果的方式為:報告導出 模塊讀取信息記錄文件，判定是否存在需要導出的飛行品質評估結果，并將判定結果反饋 給用戶，若有需要導出的飛行品質評估結果，則根據設定的標準文檔模板將結果導出到文 檔中去。
[0051] 所述擴展接口模塊，用于提供通用的集成接口，開發者可獨立開發最新的品質評 估算法，依據集成接口的要求編譯輸出評估算法的com組件，即可高效率的完成算法模型的 擴展。
[0052]如圖2所示，本發明固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統的工作流程為： 首先縱向模態算法模塊獲取輸入激勵，并執行縱向穩定性低階等效系統辨識算法，然后輸 出飛行平直評估結果，并對試驗結果進行分析。
[0053]以上所述僅是本發明的優選實施方式，應當理解本發明并非局限于本文所披露的 形式，不應看作是對其他實施例的排除，而可用于各種其他組合、修改和環境，并能夠在本 文所述構想范圍內，通過上述教導或相關領域的技術或知識進行改動。而本領域人員所進 行的改動和變化不脫離本發明的精神和范圍，則都應在本發明所附權利要求的保護范圍 內。
【主權項】
1. 固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，其特征在于:包括人機交互模塊、數 據加載模塊、報告導出模塊、縱向模態算法模塊和擴展接口模塊； 所述人機交互模塊，用于為用戶進行飛行品質評估計算提供操作接口，以及用于用戶 查看飛行品質評估結果； 所述數據加載模塊，用于為縱向模態算法模塊提供輸入激勵，將符合試驗要求的飛行 試驗數據發送給縱向模態算法模塊； 所述縱向模態算法模塊，用于解析飛行試驗數據，并根據輸入激勵的變化規律計算出 低階等效系統模型的辨識參數，即為評估結果； 所述報告導出模塊，用于導出飛行品質評估結果； 所述擴展接口模塊，用于提供通用的集成接口。2. 根據權利要求1所述的固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，其特征在于： 所述縱向模態算法模塊包括短周期模態算法模塊和長周期模態算法模塊，短周期模態算法 模塊包括第一短周期模態算法子模塊和第二短周期模態算法子模塊。3. 根據權利要求2所述的固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，其特征在于： 所述短周期模態算法模塊的評估利用低階等效系統單擬配方法，基于最小誤差迭代法對短 周期無阻尼頻率《nsp、阻尼比| sp和等效時間延遲tsp進行估算;第一短周期模態算法子模塊 的等效系統采用的模型為第一模型，即：第二短周期模態算法子模塊的等效系統采用的模型為第二模型，即：式中，q_俯仰角速率，Fe-縱向桿力，Nz_法向過載，、和Kq_俯仰軸增益，T Q2-俯仰軸短周 期時間常數，《nsp-短周期無阻尼頻率，|sp-阻尼比，％和tsp-等效時間延遲。4. 根據權利要求2所述的固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，其特征在于： 所述長周期模態算法模塊的評估利用低階等效系統擬配方法，對阻尼比％進行估算，長周 期模態算法模塊的等效系統采用的模型為：式中，q_俯仰角速率，Fe-縱向桿力，Kq_俯仰軸增益，TQ1-俯仰軸長周期時間常數，ω np-長周期無阻尼頻率，ξΡ_阻尼比。5. 根據權利要求1所述的固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，其特征在于： 所述數據加載模塊加載飛行試驗數據，并按設定的幀結構解析飛行試驗數據，并將符合試 驗要求的飛行試驗數據通過人機交互模塊發送給縱向模態算法模塊。6. 根據權利要求1所述的固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，其特征在于： 所述人機交互模塊還用于用戶查看飛行試驗數據的時間歷程曲線。7.根據權利要求1所述的固定翼無人機縱向動穩定性飛行品質評估系統，其特征在于： 所述報告導出模塊導出飛行品質評估結果的方式為:報告導出模塊讀取信息記錄文件，判 定是否存在需要導出的飛行品質評估結果，并將判定結果反饋給用戶，若有需要導出的飛 行品質評估結果，則根據設定的標準文檔模板將結果導出到文檔中去。
【文檔編號】G06F17/50GK105868459SQ201610180143
【公開日】2016年8月17日
【申請日】2016年3月24日
【發明人】孫亮, 薛令德, 張雪峰
【申請人】四川漢科計算機信息技術有限公司