[發(fā)明專利]一種混合構(gòu)型固定翼無人機機動仿真控制律設(shè)計方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202111256987.X
• 申請日: 2021-10-27
• 公開（公告）號: CN113885358B
• 公開（公告）日: 2023-09-26
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 王茂霖;呂人力;管祥民
• 申請（專利權(quán)）人: 中國民航管理干部學院;浙江建德通用航空研究院
• 主分類號: G05B17/02
• 分類號: G05B17/02
• 代理公司: 北京睿博行遠知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11297
• 代理人: 董自亮

1.一種混合構(gòu)型固定翼無人機機動仿真控制律設(shè)計方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1、根據(jù)固定翼無人機的特征參數(shù)，包括質(zhì)量、慣性矩、慣性積、弦長、展長、機翼面積、氣動靜導(dǎo)數(shù)以及動導(dǎo)數(shù)，根據(jù)飛機飛行動力學對固定翼無人機進行六自由度建模，建模過程包括地面坐標系、機體坐標系、氣流坐標系、航跡坐標系以及各坐標系之間的轉(zhuǎn)換矩陣；

步驟2、建立基于非線性動態(tài)逆方法的控制律核心模塊，通過數(shù)值方法求解得到任意狀態(tài)下的控制矩陣，即通過代入0輸入值方法求解控制矩陣F，通過數(shù)值差分方法求解控制矩陣G，控制律核心包括內(nèi)環(huán)和外環(huán)，外環(huán)根據(jù)迎角、側(cè)滑角和速度滾轉(zhuǎn)角指令求解得到三軸角速度指令，內(nèi)環(huán)根據(jù)角速度指令求解得到舵面指令；

步驟3、分析所需仿真機動的飛行剖面，根據(jù)運動學特征劃分機動階段，提取每階段關(guān)鍵參數(shù)，確定所需控制的飛行指令，制定機動控制流程圖；

步驟4、根據(jù)步驟3得到的控制指令類型和機動控制流程圖，確定所需的控制律構(gòu)型，然后針對所需仿真機動的飛行特征，確定飛行指令的具體數(shù)值；

步驟5、集成步驟1建立的固定翼無人機六自由度本體運動模型、步驟2建立的無人機控制律核心以及步驟4建立的控制律具體構(gòu)型，結(jié)合飛行指令，完成對所需無人機機動的仿真；

步驟1所述的固定翼無人機六自由度非線性數(shù)學模型，其基本方程如下：

式中，式中，m表示無人機質(zhì)量，g表示當?shù)刂亓铀俣龋梁挺路謩e表示無人機的迎角和側(cè)滑角，u、v、w分別為無人機在機體坐標系下的三軸速度分量，p、q、r分別表示無人機在機體坐標系下的俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航角速率，φ、θ和ψ分別表示無人機的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角，x_E、y_E、z_E分別表示無人機對地面坐標系三個方向的投影位置；q₁至q₄表示用于計算姿態(tài)的四元數(shù)，c₁至c₉表示和本體轉(zhuǎn)動慣量相關(guān)的參數(shù)，和分別表示無人機在機體坐標系下受到的三個方向的氣動力和氣動力矩，對于X_th、Y_th、Z_th和M_T、N_T、L_T分別表示無人機在機體坐標系下受到的三個方向的發(fā)動機推力和發(fā)動機推力矩；

步驟2所述控制律核心，其基本思路如下：

對于多輸入多輸出非線性系統(tǒng)

令則

u＝G^-1(x)(-F(x)+K_c(x_c-x))

式中，u表示控制矩陣，x_c表示目標控制量矩陣，K_c表示增益系數(shù)矩陣；

所使用的目標控制量矩陣包括：

(1)內(nèi)環(huán)變量：俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度、偏航角速度；

(2)外環(huán)變量：迎角、側(cè)滑角、速度滾轉(zhuǎn)角；

步驟3所述的機動階段包括：

(1)水平面內(nèi)連續(xù)S轉(zhuǎn)彎；

(2)破S機動；

(3)桶滾機動；

步驟4所述的控制律構(gòu)型包括：

(1)高度-航跡偏角-速度構(gòu)型；

(2)俯仰角速度-滾轉(zhuǎn)角速度-油門構(gòu)型；

(3)迎角-滾轉(zhuǎn)角速度-油門構(gòu)型；

步驟5所述的飛行指令包括：

(1)高度指令；

(2)航跡偏角指令；

(3)速度指令；

(4)俯仰角速度指令；

(5)滾轉(zhuǎn)角速度指令；

(6)油門指令；

(7)迎角指令。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種混合構(gòu)型固定翼無人機機動仿真控制律設(shè)計方法，其特征在于，所使用的矩陣F(x)和G(x)通過數(shù)值方法求解，即對于任意x，令u＝0，則而G(x)通過數(shù)值差分的方式求得。