[發明專利]撲翼飛行器復合飛行策略仿真建模方法

有效

• 申請號: 201610004284.0
• 申請日: 2016-01-06
• 公開（公告）號: CN105676672B
• 公開（公告）日: 2017-05-31
• 發明（設計）人: 鐘京洋;宋筆鋒;楊文青;付鵬;張紅梅;唐偉;薛棟;梁少然;年鵬
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05B17/02
• 分類號: G05B17/02
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務所11337
• 代理人: 席小東

1.一種撲翼飛行器復合飛行策略仿真建模方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1，獲取被研究的撲翼飛行器的基本參數，包括：參考面積、飛行器質量以及飛行器轉動慣量；

步驟2，對撲翼飛行器進行風洞實驗，基于風洞實驗數據以及撲翼飛行器的基本參數，建立氣動模型；其中，所建立的氣動模型為多輸入多輸出系統，其輸入變量包括實際飛行速度、實際撲動幅度、實際撲動頻率、實際飛行攻角、實際機體角速率、實際舵量、參考面積和空氣密度；其輸出變量為作用在全機的力及力矩；

步驟3，基于剛體六自由度模型方程，對撲翼飛行器的動力學進行數學建模，得到動力學模型；其中，所述動力學模型為多輸入多輸出系統，其輸入變量包括作用在全機的力及力矩、飛行器質量以及飛行器轉動慣量；其輸出變量包括實際飛行速度、實際飛行高度、實際飛行姿態、實際飛行攻角和實際機體角速率；

步驟4，建立復合飛行規劃模塊；所述復合飛行規劃模塊用于對復合飛行過程進行描述；

其中，對所述復合飛行過程進行描述具體指：對撲動-滑翔過渡過程、滑翔過程、滑翔-撲動過渡過程的各個不同時間節點的基準撲動幅度值和基準撲動頻率值進行規劃設計，從而使撲翼飛行器進行撲動-滑翔-撲動的復合飛行過程；

步驟5，基于風洞試驗數據，通過二維線性插值，建立飛行功率與撲動頻率、撲動幅度的關系，得到飛行能量消耗計算模型；

步驟6，建立控制率模型；

步驟7，根據所述氣動模型、所述動力學模型、所述復合飛行規劃模塊、所述飛行能量消耗計算模型和所述控制率模型之間的邏輯關系，將所述氣動模型、所述動力學模型、所述復合飛行規劃模塊、所述飛行能量消耗計算模型和所述控制率模型進行相互連接并整理，搭建得到最終的仿真模型；

其中，步驟4中，所述復合飛行規劃模塊對所述復合飛行過程進行描述具體指：

第1過程：正常撲動飛行過程：給出撲動飛行過程的起始時間節點t0和結束時間節點t1，給出起始時間節點t0到結束時間節點t1之間的基準撲動頻率和基準撲動幅度，在本過程中，設基準撲動頻率的給定值為L1，基準撲動幅度的給定值為F1；

第2過程：撲動到滑翔的過渡過程：撲-滑過渡的起始時間即為t1，給出撲-滑過渡的結束時間t1+△t1；在撲-滑過渡過程△t1時間長度中，使基準撲動幅度從F1按一定的變化規律向0趨近；使基準撲動頻率從L1按一定的變化規律向0趨近；

第3過程：滑翔過程：滑翔過程的起始時間即為t1+△t1，給出滑翔過程的結束時間t1+△t1+t2；在滑翔過程，使基準撲動幅度和基準撲動頻率的給定值均為0；

第4過程：滑翔到撲動的過渡過程，滑-撲過渡過程的起始時間即為t1+△t1+t2，給出滑-撲過渡過程的結束時間t1+△t1+t2+△t2+△t3；在滑-撲過渡過程，使基準撲動幅度和基準撲動頻率的給定值分別恒定為F1和L1；

第5過程：恢復到第1過程的撲動飛行過程；

還包括：

步驟8，按照所述復合飛行規劃模塊所建立的復合飛行過程，進行仿真；仿真過程為：

步驟8.1，當進行第1過程的仿真時，控制率模型同時啟動三組控制率單元，即：第1控制率單元包括串聯的第1外環高度控制器、內環姿態控制器、舵量求和單元、限幅器以及舵機模型；第2控制率單元為串聯的第1外環速度控制器、撲動頻率求和單元、速率改變限制器以及限幅器；第3控制率單元為串聯的第2外環速度控制器、撲動幅度求和單元、速率改變限制器以及限幅器；通過所述第1控制率單元、所述第2控制率單元和所述第3控制率單元的作用，使所述控制率模型輸出當前時刻的實際舵量值、實際撲動頻率值和實際撲動幅度值；

所述實際舵量值、實際撲動頻率值和實際撲動幅度值輸入到所述氣動模型，同時，所述氣動模型接收所述動力學模型輸出的實際飛行速度、實際飛行攻角和實際機體角速率；所述氣動模型輸出作用于全機的力和力矩；

所述氣動模型輸出的作用于全機的力和力矩輸出給所述動力學模型；所述動力學模型同時讀取到飛行器質量和飛行器轉動慣量，所述動力學模型計算得到當所述力和力矩作用于全機時，狀態發生改變后的撲翼飛行器的飛行參數；其中，所述飛行參數包括狀態調整后的實際飛行速度、狀態調整后的實際飛行高度、狀態調整后的實際飛行姿態、狀態調整后的實際飛行攻角和狀態調整后的實際機體角速率；

然后，所述動力學模型將狀態調整后的實際飛行攻角、狀態調整后的實際機體角速率和狀態調整后的實際飛行速度輸出給所述氣動模型；

所述動力學模型將狀態調整后的實際飛行速度、狀態調整后的實際飛行高度和狀態調整后的實際飛行姿態輸出給所述控制率模型的三組控制率單元；

所述第1控制率單元的所述第1外環高度控制器比較狀態調整后的實際飛行高度和飛行高度設定值之間的偏差，得到飛行姿態設定值，然后，將所述飛行姿態設定值輸出給所述內環姿態控制器；所述內環姿態控制器比較飛行姿態設定值和狀態調整后的實際飛行姿態之間的偏差，所述內環姿態控制器輸出舵量調整量，再將舵量調整量和已知的配平舵量初值求和，經過限幅器限幅和舵機模型調制后，得到實際舵量值；

另外，所述第2控制率單元的所述第1外環速度控制器比較狀態調整后的實際飛行速度和飛行速度設定值之間的偏差，得到撲動頻率調整量，再將撲動頻率調整量和基準撲動頻率求和，此處的基準撲動頻率的值即來自于復合飛行規劃模塊，基準撲動頻率的值在本過程值為L1；撲動頻率調整量和基準撲動頻率的和值輸出給速率改變限制器后，再輸入到限幅器，經限幅器作用后，得到用于輸出給氣動模型的實際撲動頻率；

另外，所述第3控制率單元的所述第2外環速度控制器比較狀態調整后的實際飛行速度和飛行速度設定值之間的偏差，得到撲動幅度調整量，再將撲動幅度調整量和基準撲動幅度求和，此處的基準撲動頻率的值即來自于復合飛行規劃模塊，基準撲動頻率的值在本過程值為F1；撲動幅度調整量和基準撲動幅度的和值輸出給速率改變限制器后，再輸入到限幅器，經限幅器作用后，得到用于輸出給氣動模型的實際撲動幅度；

由此實現了控制率模型、氣動模型和動力學模型的閉環反饋，進而保證在進行第1過程的仿真時，保證撲翼飛行器按飛行速度設定值和飛行高度設定值進行定高定速飛行；

步驟8.2，當進行第2過程的仿真時，將第1過程中所采用的外環控制率去除，即：去除控制率模型的第2控制率單元和第3控制率單元，去除第1控制率單元的第1外環高度控制器，僅保留第1控制率單元的內環姿態控制器、舵量求和單元、限幅器以及舵機模型，內環姿態控制器接收比較飛行姿態設定值和真實飛行姿態之間的偏差，輸出舵量調整量，再將舵量調整量和已知的配平舵量給定值求和，經過限幅器限幅和舵機模型作用后，得到實際舵量值，實際舵量值又輸入到氣動模型，由此實現飛行器俯仰姿態的保持；同時，所述氣動模型通過讀取所述復合飛行規劃模塊，讀取到按線性或非線性規律不斷減少的基準撲動幅度和基準撲動頻率，此處的基準撲動幅度和基準撲動頻率即為飛行器實際的撲動幅度和實際撲動頻率，然后，氣動模型產生作用于全機的力和力矩，再將作用于全機的力和力矩輸出給動力學模型，由此實現飛行器姿態保持下，進行實際撲動幅度和實際撲動頻率不斷減小的撲動到滑翔的過渡過程；

步驟8.3，當進行第3過程的仿真時，將第1過程中所采用的外環控制率去除，即：去除控制率模型的第2控制率單元和第3控制率單元，去除第1控制率單元的第1外環高度控制器，僅保留第1控制率單元的內環姿態控制器、舵量求和單元、限幅器以及舵機模型，內環姿態控制器接收比較飛行姿態設定值和真實飛行姿態之間的偏差，輸出舵量調整量，再將舵量調整量和已知的配平舵量給定值求和，經過限幅器限幅和舵機模型作用后，得到實際舵量值，實際舵量值又輸入到氣動模型，由此實現飛行器俯仰姿態的保持；同時，所述氣動模型通過讀取所述復合飛行規劃模塊，讀取到本過程中基準撲動幅度和基準撲動頻率均為0，產生作用于全機的力和力矩，再將作用于全機的力和力矩輸出給動力學模型，由此實現飛行器姿態保持下，進行實際撲動幅度和實際撲動頻率均為0的滑翔過程；

步驟8.4，當進行第4過程的仿真時，同時啟動控制率模型所包括的三組控制率單元，同時，通過讀取所述復合飛行規劃模塊，讀取到本過程中的基準撲動幅度值和基準撲動頻率值分別與第1過程的基準撲動幅度值和基準撲動頻率值相等，即：本過程中，基準撲動幅度值為F1；基準撲動頻率值為L1；

然后，按照步驟8.1的閉環反饋結構，實現了控制率模型、氣動模型和動力學模型的閉環反饋，使撲翼飛行器完成滑翔-撲動過渡過程；

步驟8.5，當進行第5過程的仿真時，按照步驟8.1的閉環反饋結構，實現了控制率模型、氣動模型和動力學模型的閉環反饋，最終實現撲翼飛行器按飛行速度設定值和飛行高度設定值進行定高定速飛行；

還包括：

步驟9，在按照復合飛行規劃模塊所建立的復合飛行過程進行仿真的過程中，飛行能量消耗計算模型實時接收到每一仿真時刻撲動飛行器的實際撲動頻率和實際撲動幅度，從而可計算得到每一仿真時刻撲動飛行器的實際飛行功率；將仿真整個過程的實際飛行功率進行積分運算，得到仿真整個過程的飛行能量消耗；再基于相關執行機構及電池的效率模型，獲取最終的能量消耗；

步驟10，通過對仿真整個過程的飛行能量消耗進行分析，并與恒定撲動飛行情況做對比，評價撲翼飛行器的復合飛行能力。

2.根據權利要求1所述的撲翼飛行器復合飛行策略仿真建模方法，其特征在于，步驟10具體為：

以飛行相同距離的能量消耗，以及相同時間內的前飛距離作為不同飛行策略的評價指標；以滑翔階段高度下降的速率，以及滑翔階段后恢復正常撲動飛行時初始高度和速度的時間作為撲翼飛行器復合飛行能力的判定指標。