专利名称：无人直升机飞行动力学模型复合辨识方法
技术领域：
本发明是用于辨识无人直升机飞行动力学模型的方法，能够安全、精确和充分地辨识无人直升机的飞行动力学模型。主要应用在航空航天和无人机等技术领域。
背景技术：
无人直升机的飞行动力学模型反映直升机在飞行状态下，对控制输入的操纵响应特性。传统的方法是在直升机的飞行过程中，飞行员对直升机施加操纵指令，以激励直升机做出动态响应。此方法在有人驾驶直升机上已得到成功的验证。然而，该方法很难在无人驾驶直升机上应用。主要原因是，与有人驾驶直升机不同，无人直升机的操纵人员需要在地面上通过肉眼观察并操纵直升机。因此不能像有人驾驶直升机的飞行员一样，始终在直升机舱内观察直升机的状态并操纵。在无人直升机飞行状态下的动力学模型辨识实验中，直升机飞行速度快，很容易飞出地面操纵人员的视线，因而无法对其继续控制。目前仅发现一种方法，即美国卡耐基-梅隆大学提出的恒定加速度法。其原理是 使无人直升机保持恒定的加速度，经一段预先测量的距离加速后，得到实验需要的飞行速度。然而，恒定的加速度、准确的加速距离和实验开始后的飞行速度保持，均由地面操纵人员观察并操纵完成，其精度很难保证。此外，由于恒定加速度法也不能解决直升机飞出视线的问题，所以实验的时间非常有限，因而难以对直升机进行充分的激励。本发明通过引入飞行控制计算机的辅助操纵，一方面保证无人直升机飞行安全， 另一方面保证直升机的飞行状态不发生过大的变化。此外，由于飞行控制计算机的辅助操纵，无人直升机的飞行距离不再受操纵人员视线的限制，可以对无人直升机充分地激励而不受操纵距离的限制，进而得以完整地进行辨识实验。与恒定加速度法相比，本发明利用飞行控制计算机的辅助操纵而保证稳定的飞行状态，故可以辨识得到精确的动力学模型。此外，本发明还可以显著提高无人直升机辨识实验的安全性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于精确地辨识无人直升机飞行动力学模型的方法。本发明的特征在于，含有无人直升机、飞行控制计算机、传感器组、机载数据电台、地面数据电台、地面站、遥控发射机和遥控接收机，其中飞行控制计算机、传感器组和机载数据电台通过减震螺栓安装在无人直升机机身上；传感器组集成有3轴角速度陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁力计、GPS接收机，其中3轴角速度陀螺仪、3轴加速度计通过减震螺栓安装在无人直升机靠近重心的位置上，以提高角速度和线加速度的测量精度；3轴磁力计和GPS接收机通过柔性泡沫材料固定安装在无人直升机的尾梁上，以避免旋翼和机身金属部件对磁场测量和GPS信号的影响；传感器组3可以实时测量得到无人直升机的3轴角速度、3轴线加速度、3轴欧拉角和空间坐标，经融合处理后，表示成飞行数据 (0 = [乂，祀，<3〗]7，以实时发送给飞行控制计算机
Ya= kA(t)，yA(t)，zA(t)]T为无人直升机的空间坐标;Π Α = [pA(t)，qA(t)，rA(t)]T为无人直升机的3轴角速度；Aa= [uA (t)，vA (t)，wA (t)]无人直升机的 3 轴线速度；Ξα= [ΦΑα)，eA(t)，无人直升机的 3 轴欧拉角;在辨识实验中，地面飞行员将根据实验要求，将针对无人直升机的某一或全部通道，施加遥控指令SKC(t) = [5EC1(t), 5EC2(t),L, SKCn(t)]T，以激励无人直升机做出相应的动态响应；遥控接收机，用于接收地面飞行员通过遥控发射机发出的遥控指令δ RC(t)，并实时发送给飞行控制计算机；飞行控制计算机，用于在无人直升机飞行辨识过程中，辅助操纵无人直升机的飞行，使之保持相对稳定的飞行状态，并保证一些重要的飞行参数如飞行速度和高度不发生过大变化；飞行控制计算机根据飞行数据Aa = [uA(t), vA(t)，wA(t)]T和实验预定的飞行速度Ac= [u。(t)，V。(t)，w。(t)]T，实时计算出控制指令δ Ae(t)，以维持无人直升机始终保持在预定飞行速度K = [uc(t), vc(t), wc(t)]T附近；其中，飞行控制计算机的控制指令 5AC(t)可由下式计算得到
权利要求
1.无人直升机飞行动力学模型复合辨识方法，其特征在于，含有无人直升机、飞行控制计算机、传感器组、机载数据电台、地面数据电台、地面站、遥控发射机和遥控接收机，其中飞行控制计算机、传感器组和机载数据电台通过减震螺栓安装在无人直升机机身上； 传感器组集成有3轴角速度陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁力计、GPS接收机，其中3轴角速度陀螺仪、3轴加速度计通过减震螺栓安装在无人直升机靠近重心的位置上，以提高角速度和线加速度的测量精度；3轴磁力计和GPS接收机通过柔性泡沫材料固定安装在无人直升机的尾梁上，以避免旋翼和机身金属部件对磁场测量和GPS信号的影响；传感器组3可以实时测量得到无人直升机的3轴角速度、3轴线加速度、3轴欧拉角和空间坐标，经融合处理后， 表示成飞行数据 (0 = [乂，ΠΚ，Ξ〗;Τ，以实时发送给飞行控制计算机 Ya = [xA(t)，yA(t)，zA(t)]T为无人直升机的空间坐标； Π Λ = [pA(t)，qA(t)，rA(t)]T为无人直升机的3轴角速度； Aa = [uA(t)，vA(t)，wA(t)]T为无人直升机的3轴线速度； ξα= [ΦΑα)，eA(t)，无人直升机的3轴欧拉角； 在辨识实验中，地面飞行员将根据实验要求，将针对无人直升机的某一或全部通道，施加遥控指令sKC(t) = [δΕΕ1 α), 5EC2(t),L, δκηα)]τ，以激励无人直升机做出相应的动态响应；遥控接收机，用于接收地面飞行员通过遥控发射机发出的遥控指令sKe(t)，并实时发送给飞行控制计算机；飞行控制计算机，用于在无人直升机飞行辨识过程中，辅助操纵无人直升机的飞行，使之保持相对稳定的飞行状态，并保证一些重要的飞行参数如飞行速度和高度不发生过大变化；飞行控制计算机根据飞行数据Aa=[…(。， (。， (^？和实验预定的飞行速度Λ。 =[U。(t)，V。(t)，W。(t)]T，实时计算出控制指令δ Ae(t)，以维持无人直升机始终保持在预定飞行速度K= [uc (t), v。(t)，w。(t)]T附近；其中，飞行控制计算机的控制指令δΑ。α)可由下式计算得到
全文摘要
无人直升机飞行动力学模型复合辨识方法属于无人机动力学建模领域，其特征在于，含有无人直升机、飞行控制计算机、传感器组、机载数据电台、地面数据电台、地面站、遥控发射机和遥控接收机，其中，地面飞行员的遥控指令负责实施对无人直升机的激励，飞行控制计算机的自控指令用于使无人直升机保持在预定的飞行速度，并保障飞行安全性；飞行控制计算机将遥控指令与自控指令合成得到舵机指令，以操纵无人直升机完成辨识实验。本发明同时引入了地面飞行员的遥控指令和飞行控制计算机的自控指令，并使之相互配合，能够精确、安全地辨识无人直升机的飞行动力学模型。
文档编号G05B17/02GK102298332SQ20111016302
公开日2011年12月28日 申请日期2011年6月17日 优先权日2010年12月30日
发明者朱纪洪, 王冠林 申请人:清华大学