[發明專利]一種針對撲翼飛行器的振動控制方法及裝置

有效

• 申請號: 201610169573.6
• 申請日: 2016-03-23
• 公開（公告）號: CN105644784B
• 公開（公告）日: 2017-09-15
• 發明（設計）人: 賀威;陳宇楠;呂垌;孫長銀
• 申請（專利權）人: 北京科技大學
• 主分類號: B64C33/02
• 分類號: B64C33/02
• 代理公司: 北京市廣友專利事務所有限責任公司11237
• 代理人: 張仲波

技術領域

本發明涉及自動控制技術領域，特別是指一種針對撲翼飛行器的振動控制方法及裝置。

背景技術

近年來，隨著人們對無人機技術需求的持續增加，以及先進制造技術、新材料技術和新能源技術的飛速發展，使微型飛行機器的研究成為技術熱點。1992年在未來軍事技術的研討會上，美國國防高級研究計劃局首次提出了較完整的微型飛行器(MAV，Micro Air Vehicles)的概念。MAV是無人機中用途廣泛的一個類別，可用來在一些特定環境下視察、監督或搜索目標。

由于無人機在軍用和民用方面的需求增加，設計者們力求減輕無人機的重量，同時提高系統的可操作性。因此，目前無人機的設計廣泛采用重量較輕的柔性機翼。與剛性機翼相比較，柔性機翼主要的優點為靈活性高、成本效益好、更加敏捷以及性能好等。然而，靈活的柔性機翼容易振動，產生預期外的誤差。

發明內容

本發明要解決的技術問題是提供一種針對撲翼飛行器的振動控制方法及裝置，能夠有效地抑制由外界擾動引起的柔性機翼變形的問題。

為解決上述技術問題，本發明的實施例提供一種針對撲翼飛行器的振動控制方法,所述針對撲翼飛行器的振動控制方法包括：

以二自由度的柔性機翼為研究對象，計算系統動能、勢能和虛功；

利用哈密頓原理建立系統動力學模型；

根據所述系統動力學模型設置邊界控制率，所述邊界控制率包括F(t)和M(t)，所述F(t)為邊界控制力輸入，M(t)為邊界扭矩輸入；

根據系統動力學模型結合邊界控制率對柔性機翼進行控制。

優選的，所述以二自由度的柔性機翼為研究對象，計算系統動能、勢能和虛功，包括：

將系統的動能E_k(t)表示如下：

其中，空間變量x和時間變量t是相互獨立的,m是柔性機翼的單位展長質量；I_ρ是柔性翼的慣性極距；y(x,t)是xOy坐標系中位置x、時間t處的彎曲位移；θ(x,t)是相應的偏轉角度位移；

將系統的勢能E_p(t)表示如下：

其中，EI_b表示抗彎剛度，GJ是扭轉剛度；

由以上兩個剛度產生的虛功δW_c(t)為：

其中x_ec表示機翼質心到彎曲中心的距離；

Kelvin-Voigt阻尼力所做的虛功δW_d(t)為：

其中，η是Kelvin-Voigt阻尼系數；

分布干擾做的虛功δW_f(t)為：

其中x_ac表示氣動中心到彎曲中心的距離；F_b是沿著機翼方向未知的時變分布式干擾；

邊界控制力對系統所做的虛功δW_u(t)為：

δW_u(t)＝F(t)δy(L,t)+M(t)δθ(L,t) (6)

上式中，F(t)是邊界控制力輸入；M(t)是邊界扭矩輸入；

于是，總虛功為：

δW(t)＝δ[W_c(t)+W_d(t)+W_f(t)+W_u(t)] (7)

優選的，所述利用哈密頓原理建立系統動力學模型，包括：

利用哈密頓平穩作用量原理：

此處δ代表變分符號，求得系統動力學模型的控制方程為：

求得系統動力學模型的邊界條件為：

y(0,t)＝y′(0,t)＝y″(L,t)＝θ(0,t)＝0 (10)

優選的，所述在系統動力學模型基礎上設計邊界控制器，包括兩個控制律：F(t)和M(t)，所述F(t)為邊界控制力輸入，M(t)為邊界扭矩輸入，包括：

構造李雅普諾夫候選函數如下

V(t)＝V₁(t)+Δ(t) (13)

其中，V₁(t)和Δ(t)分別定義為

以上兩式中α和β都是較小的正權系數；

通過使李雅普諾夫候選函數正定，李雅普諾夫函數對時間t的導數負定設計邊界控制率。