[發(fā)明專(zhuān)利]撲翼飛行器復(fù)合飛行策略仿真建模方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201610004284.0
• 申請(qǐng)日: 2016-01-06
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN105676672B
• 公開(kāi)（公告）日: 2017-05-31
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）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(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): G05B17/02
• 分類(lèi)號(hào): G05B17/02
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務(wù)所11337
• 代理人: 席小東

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空航天技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種撲翼飛行器復(fù)合飛行策略仿真建模方法。

背景技術(shù)

微型撲翼飛行器(Flapping Wing Micro Air Vehicle，簡(jiǎn)稱(chēng)FMAV)是一種載有微型傳感器，用于偵察和監(jiān)視，以撲動(dòng)翼作為動(dòng)力裝置的體積小、重量輕的飛行器。微型撲翼飛行器在軍事和民用中具有廣泛應(yīng)用前景，已成為近十年來(lái)各國(guó)微型飛行器研究領(lǐng)域的熱門(mén)課題。隨著對(duì)鳥(niǎo)類(lèi)飛行機(jī)理研究的進(jìn)步，相關(guān)微機(jī)電技術(shù)(MEMS)和新型材料等領(lǐng)域的快速發(fā)展，仿生撲翼飛行器的研究水平也在不斷提高。

對(duì)撲翼飛行器進(jìn)行仿真建模，并采用仿真方法研究撲翼飛行器飛行性能，屬于撲翼飛行器研究中的重要途徑之一。目前，所建立的撲翼飛行器仿真模型，僅能夠仿真撲翼飛行器以恒定速度飛行的狀態(tài)，而無(wú)法實(shí)現(xiàn)類(lèi)似鳥(niǎo)類(lèi)的撲動(dòng)-滑翔等復(fù)合飛行狀態(tài)，因此，現(xiàn)有技術(shù)所建立的撲翼飛行器仿真模型，其仿真度有限，不利于更為精確的研究撲翼飛行器飛行性能。

發(fā)明內(nèi)容

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種撲翼飛行器復(fù)合飛行策略仿真建模方法，可有效解決上述問(wèn)題。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

本發(fā)明提供一種撲翼飛行器復(fù)合飛行策略仿真建模方法，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(shù)，包括：參考面積、飛行器質(zhì)量以及飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；

步驟2，對(duì)撲翼飛行器進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，基于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)以及撲翼飛行器的基本參數(shù)，建立氣動(dòng)模型；其中，所建立的氣動(dòng)模型為多輸入多輸出系統(tǒng)，其輸入變量包括實(shí)際飛行速度、實(shí)際撲動(dòng)幅度、實(shí)際撲動(dòng)頻率、實(shí)際飛行攻角、實(shí)際機(jī)體角速率、實(shí)際舵量、參考面積和空氣密度；其輸出變量為作用在全機(jī)的力及力矩；

步驟3，基于剛體六自由度模型方程，對(duì)撲翼飛行器的動(dòng)力學(xué)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模，得到動(dòng)力學(xué)模型；其中，所述動(dòng)力學(xué)模型為多輸入多輸出系統(tǒng)，其輸入變量包括作用在全機(jī)的力及力矩、飛行器質(zhì)量以及飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；其輸出變量包括實(shí)際飛行速度、實(shí)際飛行高度、實(shí)際飛行姿態(tài)、實(shí)際飛行攻角和實(shí)際機(jī)體角速率；

步驟4，建立復(fù)合飛行規(guī)劃模塊；所述復(fù)合飛行規(guī)劃模塊用于對(duì)復(fù)合飛行過(guò)程進(jìn)行描述；

其中，對(duì)所述復(fù)合飛行過(guò)程進(jìn)行描述具體指：對(duì)撲動(dòng)-滑翔過(guò)渡過(guò)程、滑翔過(guò)程、滑翔-撲動(dòng)過(guò)渡過(guò)程的各個(gè)不同時(shí)間節(jié)點(diǎn)的基準(zhǔn)撲動(dòng)幅度值和基準(zhǔn)撲動(dòng)頻率值進(jìn)行規(guī)劃設(shè)計(jì)，從而使撲翼飛行器進(jìn)行撲動(dòng)-滑翔-撲動(dòng)的復(fù)合飛行過(guò)程；

步驟5，基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過(guò)二維線(xiàn)性插值，建立飛行功率與撲動(dòng)頻率、撲動(dòng)幅度的關(guān)系，得到飛行能量消耗計(jì)算模型；

步驟6，建立控制率模型；

步驟7，根據(jù)所述氣動(dòng)模型、所述動(dòng)力學(xué)模型、所述復(fù)合飛行規(guī)劃模塊、所述飛行能量消耗計(jì)算模型和所述控制率模型之間的邏輯關(guān)系，將所述氣動(dòng)模型、所述動(dòng)力學(xué)模型、所述復(fù)合飛行規(guī)劃模塊、所述飛行能量消耗計(jì)算模型和所述控制率模型進(jìn)行相互連接并整理，搭建得到最終的仿真模型。

優(yōu)選的，步驟4中，所述復(fù)合飛行規(guī)劃模塊對(duì)所述復(fù)合飛行過(guò)程進(jìn)行描述具體指：

第1過(guò)程：正常撲動(dòng)飛行過(guò)程：給出撲動(dòng)飛行過(guò)程的起始時(shí)間節(jié)點(diǎn)t0和結(jié)束時(shí)間節(jié)點(diǎn)t1，給出起始時(shí)間節(jié)點(diǎn)t0到結(jié)束時(shí)間節(jié)點(diǎn)t1之間的基準(zhǔn)撲動(dòng)頻率和基準(zhǔn)撲動(dòng)幅度，在本過(guò)程中，設(shè)基準(zhǔn)撲動(dòng)頻率的給定值為L(zhǎng)1，基準(zhǔn)撲動(dòng)幅度的給定值為F1；

第2過(guò)程：撲動(dòng)到滑翔的過(guò)渡過(guò)程：撲-滑過(guò)渡的起始時(shí)間即為t1，給出撲-滑過(guò)渡的結(jié)束時(shí)間t1+△t1；在撲-滑過(guò)渡過(guò)程△t1時(shí)間長(zhǎng)度中，使基準(zhǔn)撲動(dòng)幅度從F1按一定的變化規(guī)律向0趨近；使基準(zhǔn)撲動(dòng)頻率從L1按一定的變化規(guī)律向0趨近；

第3過(guò)程：滑翔過(guò)程：滑翔過(guò)程的起始時(shí)間即為t1+△t1，給出滑翔過(guò)程的結(jié)束時(shí)間t1+△t1+t2；在滑翔過(guò)程，使基準(zhǔn)撲動(dòng)幅度和基準(zhǔn)撲動(dòng)頻率的給定值均為0；

第4過(guò)程：滑翔到撲動(dòng)的過(guò)渡過(guò)程，滑-撲過(guò)渡過(guò)程的起始時(shí)間即為t1+△t1+t2，給出滑-撲過(guò)渡過(guò)程的結(jié)束時(shí)間t1+△t1+t2+△t2+△t3；在滑-撲過(guò)渡過(guò)程，使基準(zhǔn)撲動(dòng)幅度和基準(zhǔn)撲動(dòng)頻率的給定值分別恒定為F1和L1；

第5過(guò)程：恢復(fù)到第1過(guò)程的撲動(dòng)飛行過(guò)程。

優(yōu)選的，還包括：

步驟8，按照所述復(fù)合飛行規(guī)劃模塊所建立的復(fù)合飛行過(guò)程，進(jìn)行仿真；仿真過(guò)程為：