[發(fā)明專利]一種飛翼無人機多舵面鏈式直接控制分配與重構(gòu)方法

在審

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• 申請日: 2020-11-18
• 公開（公告）號: CN112487551A
• 公開（公告）日: 2021-03-12
• 發(fā)明（設計）人: 李春濤;蘇子康;徐忠楠;李雪兵;解明揚;趙振根
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F111/04;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 吳旭

本發(fā)明公開了一種飛翼無人機多舵面鏈式直接控制分配與重構(gòu)方法，首先應用牛頓剛體動力學理論建立無人機角動力學模型；然后分析系統(tǒng)舵面操縱效率以及操縱耦合，根據(jù)操縱品質(zhì)劃分舵面等級；再處理系統(tǒng)內(nèi)存在約束，采用離散方法將實際物理舵面存在的速度約束問題轉(zhuǎn)化為一個采樣周期內(nèi)的位置約束，整合系統(tǒng)位置約束與速度約束；然后考慮系統(tǒng)舵面分級及約束設計鏈式控制分配法，采用直接分配法優(yōu)化鏈式分配中對每一級控制量的求取，實現(xiàn)系統(tǒng)角動量控制指令的合理高效分配；最終，應用改進的鏈式直接分配法將系統(tǒng)控制重構(gòu)問題轉(zhuǎn)化為故障模式下的控制分配問題，進而實現(xiàn)系統(tǒng)控制重構(gòu)，有效提高多舵面無人機系統(tǒng)控制分配的效率與準確度。

技術(shù)領域

本發(fā)明涉及一種飛翼無人機多舵面鏈式直接控制分配與重構(gòu)技術(shù)，屬于無人機飛行控制領域。

背景技術(shù)

隨著無人機技術(shù)的不斷發(fā)展，多舵面飛行器飛行控制系統(tǒng)的研究引起了國內(nèi)外學者的廣泛關注，其中針對飛翼無人機的研究與應用的關注度最高。但多舵面架構(gòu)下的飛翼無人機，因舵面數(shù)量的增加，各通道操縱耦合現(xiàn)象也愈加明顯，系統(tǒng)控制難度增大；同時，為彌補飛翼無人機力臂較短的缺陷，控制時常需多組舵面協(xié)同作用以產(chǎn)生所需控制效應，從而使得多舵面系統(tǒng)控制律難以設計。為此提出了將控制律設計與舵面偏轉(zhuǎn)分離的設計思路，通過引入控制分配環(huán)節(jié)，將控制律產(chǎn)生的三軸力矩(或系數(shù))實時地分配到各個舵面上，從而解決多舵面引起的控制律難以設計的問題。

目前，應用較廣泛的飛翼無人機控制分配方法有：直接分配、廣義逆、鏈式分配等。其中直接分配法通過轉(zhuǎn)矩可達空間使舵面在考慮位置約束的情況下最大可能的實現(xiàn)所需分配的控制量。但此法忽略了舵面轉(zhuǎn)動速率約束，使得控制精度不高。廣義逆法則主要通過解算最優(yōu)解及控制效率矩陣的方式，使各氣動操作面平均承擔無人機操縱任務，未考慮各操縱面操縱效率，浪費了氣動能力。鏈式分配法雖考慮了各級操作面的操縱效率，但各級控制量的求取均采用廣義逆法，使系統(tǒng)在操縱面出現(xiàn)飽和時產(chǎn)生許多不必要的附加力矩，浪費了操縱面的操縱能力。因此，需要提出一種既充分考慮系統(tǒng)內(nèi)約束，又實現(xiàn)對控制量合理高效分配的方法。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：針對上述現(xiàn)有技術(shù)，提出一種飛翼無人機多舵面鏈式直接控制分配與重構(gòu)方法，有效地降低多舵面飛機控制律設計難度，提高飛翼無人機多操縱面控制分配的效率與精度。

技術(shù)方案：一種飛翼無人機多舵面鏈式直接控制分配與重構(gòu)方法，包括如下步驟：

步驟1：根據(jù)無人機已知的氣動數(shù)據(jù)以及發(fā)動機數(shù)據(jù)，應用牛頓剛體動力學理論建立無人機角動力學模型；

步驟2：根據(jù)步驟1中無人機角動力學模型，分析系統(tǒng)舵面的操縱效率以及操縱耦合，根據(jù)操縱品質(zhì)劃分舵面等級；

步驟3：處理系統(tǒng)內(nèi)存在約束，采用離散方法將速度約束問題轉(zhuǎn)為一個采樣周期內(nèi)的位置約束問題，整合系統(tǒng)位置約束與速度約束；

步驟4：結(jié)合步驟2中系統(tǒng)舵面分級和步驟3中系統(tǒng)約束，設計鏈式控制分配系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，采用直接分配法優(yōu)化鏈式分配中對每一級控制量的求取，實現(xiàn)系統(tǒng)角動量控制指令的分配；

步驟5：根據(jù)步驟4的鏈式直接控制分配方法，將控制重構(gòu)問題轉(zhuǎn)換為故障模式下的控制分配問題，實現(xiàn)系統(tǒng)控制重構(gòu)。

進一步的，所述無人機為面對稱布局的剛體，質(zhì)量為定常數(shù)，其幾何形狀與質(zhì)量分布均相對于機體坐標系Ox_bz_b平面對稱，慣性積I_xy＝I_zy＝0；所述步驟1中，應用牛頓剛體動力學理論得到系統(tǒng)角動力學模型：

其中，l_,M_,N為無人機機體坐標系三軸力矩分量，p,q,r為無人機繞機體坐標系三軸的角速度，I_x,I_y,I_z為機體坐標系三軸轉(zhuǎn)動慣量，I_zx為機體坐標系x,z軸間慣性積。