基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法

基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法
【专利摘要】基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法，其包括恒张力释放状态下的柔性光缆动力学建模和面向飞行控制系统的光缆敷设无人直升机动力学模型，其中恒张力释放状态下的柔性光缆动力学建模包括单个光缆段的受力计算方法和整体光缆动力学模型建立方法；面向飞行控制系统的光缆敷设无人直升机动力学模型包括无人直升机平台动力学模型和无人直升机参数辨识试验系统，设定a)整条待布设的光缆由N个光缆段构成；b)各段逐次从释放机构中释放，正在释放的光缆段的速度与刚释放的光缆段的速度一致；c)各光缆段均视作刚性杆，其质量集中于各光缆段的一个端点；d)各个刚性杆之间通过绞进行连接。本发明为无人直升机的飞行控制系统研制提供支持。
【专利说明】基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法

【技术领域】
[0001] 本发明设及一种用于共轴双旋翼无人直升机的敷设柔性光缆的参数辨识试验系 统，属于航空【技术领域】。

【背景技术】
[0002] 无人直升机由于其具备起降便捷、定点悬停、机动性强的特点，因此作战用途广 泛，具有非常可观的作战潜力和发展前景。国外开展无人直升机研制比较早的国家有美国、 英国、加拿大、德国等。其中美国上世纪50年代就开始研究无人直升机，60年代QH-50A反 潜遥控直升机试飞成功，在越南战争中美国陆军就使用QH-50D无人直升机执行侦察、战场 监视、炮兵目标观测等任务。由于无人直升机飞行控制技术存在诸多难点，所W无人直升机 相对于固定翼无人机而言，技术和应用的发展一直较为迟缓。
[0003] 在无人直升机中，共轴双旋翼是一种重要的直升机布局形式，共轴双旋翼无人直 升机和常规无人机布局有很大差别，共轴双旋翼无人直升机具有绕同一轴线正反旋转的上 下两幅旋翼，由于两幅旋翼旋转方向相反，所W其产生的扭矩在航向恒定的情况下相互抵 消，因而取消了尾奖；同时通过上下旋翼总距的差动操作来实现无人直升机的航向操纵，两 幅旋翼在直升机的飞行过程中既是升力面又是纵横向和航向的操纵面。共轴双旋翼无人直 升机由于独特的布局形式，非常适合光缆一类柔性线缆的快速敷设，但由于光缆快速敷设 设及柔性电缆及其放线机构，所W系统的动力学建模必须综合考虑拖拽式的柔性光缆对飞 行器动力学特性的影响，因此其建模方法比较复杂。


【发明内容】

[0004] 本发明的目的是针对用于光缆快速敷设的无人直升机飞行器平台、光缆释放机构 和光缆所组成的综合体进行统一建模，从而获得无人直升机在进行快速光缆敷设时的动力 学模型，为该无人直升机的飞行控制系统研制提供支持。
[0005] 本发明包括W下两部分内容 本发明的第一方面提供将基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法，其将恒张 力释放状态下的柔性光缆转换为多刚体动力学建模。
[0006] 本发明第二方面提供一种可W面向飞行控制系统设计实际应用的光缆敷设无人 直升机动力学模型，并设计一个安全的参数辨识试验系统。
[0007] 本发明的第一方面提供的基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法如 下： 1恒张力释放状态下的柔性光缆动力学建模方法 由于光缆的一端固定于直升机平台之上，另一端为自由端，光缆在恒张力释放装置控 制下在保证光缆张力恒定的情况下释放。因此，我们在进行光缆受力分析时，可W认为光缆 的一端为固定端，该固定端静止或匀速运动。同时为了使用多刚体系统动力学方法描述光 缆运动，设定： a) 整条待布设的光缆由N个光缆段构成； b) 各段逐次从释放机构中释放，正在释放的光缆段的速度与刚释放的光缆段的速度一 致； C)各光缆段均视作刚性杆，其质量集中于各光缆段的一个端点； d)各个刚性杆之间通过绞进行连接。
[000引单个光缆段的受力计算方法 考虑到直升机用于光缆敷设的工程需求，第j段绳子的阻力系数〔。，.和升力系数C U由 工程经验公式化1)和化2)进行计算，其中a j.为第j段绳子的攻角，攻角也称迎角，为 翼弦与来流速度之间的夹角，翼弦抬头为正，翼弦低头为负，常用符号a表示； Cdj> 0. 02化 1. Isin3a J (3.1) CyW 1. Isin 2 a jCos a J (3.。 光缆段相对于风的速度为Vw"d，第J个光缆段质屯、的速度为Vi，则根据力的平衡和力 的分解原理，第J个光缆段相对于风的速度可的大小为：

【权利要求】
1. 基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法，其包括恒张力释放状态下的柔性 光缆动力学建模和面向飞行控制系统的光缆敷设无人直升机动力学模型，其中恒张力释放 状态下的柔性光缆动力学建模包括单个光缆段的受力计算方法和整体光缆动力学模型建 立方法；面向飞行控制系统的光缆敷设无人直升机动力学模型包括无人直升机平台动力学 模型和无人直升机参数辨识试验系统，其特征在于：设定 a) 整条待布设的光缆由N个光缆段构成； b) 各段逐次从释放机构中释放，正在释放的光缆段的速度与刚释放的光缆段的速度一 致； c) 各光缆段均视作刚性杆，其质量集中于各光缆段的一个端点； d) 各个刚性杆之间通过绞进行连接。
2. 如权利要求1所述的基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法，其特征在 于：所述单个光缆段的受力计算方法包括第j段绳子的阻力系数Cw和升力系数Cu由工程 经验公式（3. 1)和（3. 2)进行计算，其中a」为第j段绳子的攻角，翼弦抬头为正，翼弦低 头为负， Cdj^ 0. 022+1.Isin3Qj (3. 1) Cl产I.Isin2ajcosaj (3. 2) 光缆段相对于风的速度为Vwind，第J个光缆段质心的速度为V:，则根据力的平衡和力 的分解原理，第J个光缆段相对于风的速度丫丨的大小为：
其中，V-第J个光缆段相对于风的速度； Vj第J个光缆段质心的速度； Vj-! 第J-I个光缆段质心的速度； Vwind一-风速； -第J个光缆段相对于风的速度在水平方向的分量； -第J个光缆段相对于风的速度在竖直方向的分量； i水平方向的方向向量；j竖直方向的方向向量； 设第J段光缆的气动阻力系数为Cw、气动升力系数为Cu,每个光缆段上的气动力主要 包括气动阻力和气动升力，根据受力分析并结合式（3. 1)、（3. 2)得，第J段光缆的气动阻力 Ff和气动升力P分别为：
式（3. 4)、（3. 5)中 Ff---第J光缆段的气动阻力； Ff-第J光缆段的气动升力； P 空气密度； Cd-光缆段的气动阻力系数； Q---光缆段的气动升力系数d-光缆段直径； V/ -第J光缆段相对于风的速度；eD--第J光缆段的气动阻力方向单位矢量； A-第J光缆段的气动升力方向单位矢量； 根据以上的推导可得出第J段光缆质点处的气动力Z7/?的值为：
FT° -第J光缆段质点处的气动力； Ff-第J光缆段的气动阻力； 竚一第J光缆段的气动升力； Ff+1 ---第J+1光缆段的气动阻力； 玲+1 -第J+1光缆段的气动升力； Fjd、Ff、VLW1JwimnFT'Ff、竚、Ff+1、玲+1 均为矢量。
3.如权利要求1所述的基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法，其特征在 于：所述整体光缆动力学模型建立方法包括：将整条光缆看作是由多个刚性杆通过绞进行 连接的结构体，针对无人直升机布设光缆的实际状态，设定如下建模条件： 1.2. 1由于光缆的第一段盘绕在恒张力铺设机构上，所以设定该第一段光缆段为固定 端且固定于直升机平台之上，光缆最后一段为贯序着陆的自由端； 1. 2. 2自由端所受到的在X轴、y轴上力分量通过测量获得； 1. 2. 3直升机在正常布设光缆的过程中，其飞行高度保持固定，即在光缆全部释放之 前，直升机平台所拖曳的停留在空中的光缆段的长度固定； 将各个光缆段间的运动约束关系转化为各个光缆段张力的递推关系，最后得出光缆段 约束力Tj与系统外力的线性关系； 对于结点Mj-1，其质量为Iv1，结点Mj，其质量为，设这两个结点所受的气动力分别 为和，则各个光缆段结点的运动方程为

和％_lb.分别是j-1所受的空气动力在X和y方向的分量；g为重力常数； 其中，!!^为j-1段光缆的质量，a(j_1)x为j-1段光缆X方向的加速度，a(j_1)y为j-1段 光缆y方向的加速度，IV$j-l段光缆所受的外力，L为j段光缆所受的外力，0 段 光缆与飞行器平台z轴的夹角； Allh-和Al1),分别是j-1段光缆所受的空气动力在X和y方向的分量；g为重力常数； 各个光缆段的加速度约束关系为：
其中为j段光缆在X方向的加速度，a#为j段光缆在y方向的加速度，L为j段 光缆的长度，9」为j段光缆与飞行器平台z轴的夹角，《』为j段光缆与飞行器平台z轴夹 角的角速度；将式（3. 7)带入式（3. 10)得到式（3. 12)，式（3. 8)和（3. 9)分别代入（3. 11) 式中，各个式子中的加速度项被消掉，获得各段光缆之间的铰约束力递推关系：
解上述线性方程组（3. 12) (3. 13) (3. 14)，经过化简后得到各光缆段结点的张力约束关 系如下的线性方程： Tj+1=Aj+Jj+Bj.Jj-i+Cj.i(j= 2, 3, ? ? ?n-1) (3. 15) 1代表结点Mj所受的张力； 根据（3. 12)式，可以列出如下方程组：
其中，A#、Bm、CV1，均为系数，其取值与光缆段的长度、质量和姿态有关；从上述约束 关系的推导过程，可以得出三个系数仅与光缆段的位移和速度有关；这说明在定高飞行情 况下，当光缆释放速度、无人机平台速度以及风速恒定时，整个光缆及光缆段所受到的张力 也恒定，这也是我们通过控制光缆释放速度来控制张力的原理；这个结果也表明，恒张力控 制不仅仅是为了满足光缆强度要求T/j、于光缆规定的张力，同时保持光缆的张力使其具备 规定的空中姿态，确保不与旋翼发生卷绕或干涉，此外也是为了降低光缆对飞行器平台的 力与力矩的扰动，有利于系统的操稳特性。
4.如权利要求1所述的基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法，所述面向控 制的光缆敷设共轴双旋翼无人直升机平台动力学模型包括： 将直升机运动表不成如下矢量方程： X =/(X,//), (3.17) 这里X是直升机的状态矢量，i即数学意义上的X的导数，U是控制输入变量，这里x=[U，V，w，q)，e，￥，p，q，r|，其中各参数代表的含义分别为：滚转角速率p，俯仰角速率q，航向角 速率r，滚转角（}>，俯仰角0，航向角it，前向速度u，侧向速度V，垂直速度w，u是直升机 的控制输入变量，[ulat,ulon,ucol,uyaw],其中ulat横向周期变矩，ulon纵向周期变矩， ucol主桨距总矩，uyaw上下旋翼差动总距； 直升机线运动方程为：
其中m为直升机质量，EX、EY、EZ为作用在直升机机体轴x，y，z方向上的合力，这 里我们将光缆整体的张力在各个坐标轴上的分量对直升机平台运动的影响明确列出，并表 示为Tx，Ty，Tz,;
式（3. 19)中，Ixx是直升机对OX轴的转动惯量，Iyy是直升机对OY轴的转动惯量，Izz是直升机对OZ轴的转动惯量；Ixz是直升机对OX轴的惯性积；EL、EM、EN分别为绕三 轴的力矩和，同样的，LTX、MTY、NTZ分别表示光缆组件绕无人直升机平台三轴的力矩； 对于用于光缆敷设的无人机平台来说，其动力学特征主要包括光缆的动力学和共轴双 旋翼直升机各组成部件的动力学特性共同决定，附图显示共轴双旋翼无人直升机动力学建 模中，光缆以及各个飞行器平台的部件气动特性与飞行器平台总体运动特性之间的关系； 将式（3. 14)线性化后，将直升机的状态空间方程表达如下：
其中：b-横向旋翼挥舞角；a-纵向旋翼挥舞角； 其特征在于：处理光缆影响的方法是将其作为直升机平台的一个外在扰动，通过对平 台模型中相应气动导数增加修正量的方式，来获得与现实一致的模型响应；气动导数及其 修正量可以通过下面的参数辨识的方法统一获得； 根据上述方法，确定的系统模型结构为：
其中，Ba，Ab，La，Lb，Lu，Lv，Ma，Mb，Mu，Mv，Xu，Yv，Xa，Yb均为气动导数-;这些也就是我 需要确定的参数，a/t，为光缆组件对旋翼挥舞角影响的修正量，g/k为光缆组件对飞行 平台姿态角影响的修正量。
5.如权利要求1所述的基于光缆敷设的共轴双旋翼无人直升机建模方法，所述基于光 缆敷设的共轴双旋翼无人直升机参数辨识试验系统包括飞行器平台和地面设备两个部分， 所述飞行器平台上分别加装惯性测量单元InertialMeasuringUnit，简称IMU、全球定位 系统GlobalPositioningSystem，简称GPS、磁航向计、激光高度表和数据记录仪、控制器， 所述惯性测量单元頂U与、所述GPS、所述磁航向计、所述激光高度表、所述数据记录仪均 连接至所述控制器，并由控制器将信号处理，并输出至控制单元，从而控制飞行器平台的动 作，本系统中设置两种工作模式，一是透明模式，即直接由操作手控制执行机构，二是自动 模式，即利用直升机内置稳定算法进行闭环控制共轴双旋翼的姿态； 所述地面设备包括无线电遥控发射机，简称RC、数传终端和地面控制计算机系统，该地 面控制计算机系统与所述RC遥控发射机连接，该地面控制计算机系统还与数传终端连接； 所述飞行器平台上集成有传感器，该传感器将测量飞行器平台的三轴角速度、线加速 度、航向角、三轴位置、三轴线速度，以及相对高度及高度变化率，经过卡尔曼滤波之后将形 成飞行器平台的位置、三轴角速率和欧拉角数据；这些飞行器平台参数、遥控接收机的控制 给定、执行机构的行程都将被控制器打上时标，统一存储于数据记录仪中，同时将该数据下 传至地面计算机系统，地面计算机采集航模操纵手的输入，并记录数据终端传回的飞行器 平台控制及飞行参数； 其特征在于：在起始状态下，航模操纵手直接控制飞行器平台，航模操纵手施加给飞行 器平台的激励为横向周期变距、纵向周期变距，该横向周期变距和纵向周期变距直接传递 给飞行器平台的控制器；同时，这两个信号首先被地面计算机采集，地面计算机通过数据终 端获得了飞行器平台的飞行参数；当飞行器平台的姿态角大于给定的预警值时，此时飞行 器处于比较危险的状态，控制器安全切换逻辑单元将断开接收机所获得的航模操纵手的激 励信号，直接将飞行器平台处于控制器的闭环控制之下，保证飞行器平台的安全。
【文档编号】G05B17/02GK104503258SQ201410693671
【公开日】2015年4月8日 申请日期:2014年11月26日 优先权日:2014年11月26日
【发明者】不公告发明人 申请人:深圳市鸣鑫航空科技有限公司