一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法
专利汇可以提供一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 涉及一种折叠翼 飞行器 的动 力 学建模与稳定控制方法，首先，将带有折叠翼的飞行器看作多刚体系统，建立飞行器的多刚体动力学模型；其次，计算机翼折叠过程中的 气动 参数与折叠 角 之间的函数关系；再次，根据解耦条件结合飞行器的运动学方程、动力学方程和导航方程进行解耦，得到飞行器的纵向运动方程，分析飞行器动态特性；最后，将飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项及参数时变项视为系统内外总扰动，对总扰动进行实时估计和补偿，针对补偿后的系统设计PD 控制器 ，实现速度通道和高度通道的解耦控制。本发明简化了建模过程，避免了对 转动惯量 的求导；控制器抗干扰能力强、控制 精度 高，适用于多种变体飞行器的 变形 稳定控制。，下面是一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法专利的具体信息内容。
1.一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法，其特征在于：步骤如下：
步骤一、基于凯恩方法建立带有折叠翼飞行器的多刚体动力学模型，得到飞行器的平动方程和转动方程；
步骤二、根据机翼的几何参数在折叠过程中的变化计算飞行器的气动参数与折叠角之间的函数关系；
步骤三、根据飞行器的解耦条件对上述折叠翼飞行器的运动方程组进行解耦，得到飞行器的纵向非线性运动方程，分析机翼折叠过程中纵向飞行参数的变化；
步骤四、针对速度通道和高度通道分别设计基于自抗扰理论的稳定控制器，实现变形过程中的稳定控制；
针对飞行器的纵向动力学方程，分别设计基于自抗扰理论的PD稳定控制器，首先，针对速度通道设计二阶ESO来估计速度通道的非线性项，针对估计后的系统设计PD控制器实现速度稳定控制；其次，高度通道为内外环回路，针对高度外回路设计PID控制器，其中控制量为指令俯仰角，针对俯仰内回路设三阶ESO对俯仰通道的非线性进行估计，针对估计后的系统设计PD控制器，实现俯仰角的指令控制。
2.根据权利要求1所述的一种折叠翼飞行器的动力学建模方法，其特征在于；所述步骤一的具体过程如下：首先，将飞行器看做是由五个独立刚体组成的多刚体系统，所述的五个独立刚体分别为机体、左折叠翼内翼、左折叠翼外翼、右折叠翼内翼、右折叠翼外翼；建立基本坐标系，包括地面坐标系fg-Oxgygzg、机体坐标系fb-Oxbybzb、速度坐标系fa-Oxayaza、折叠翼体坐标系fi(i＝1,,2,3,4)，其中，1表示左折叠翼内翼，2表示左折叠翼外翼，3表示右折叠翼内翼，4表示右折叠翼外翼；根据矢量求导法则，首先求取各刚体的速度矢量和加速度矢量，选取机体速度和角速度为广义速度，分别求取各刚体速度相对于广义速度的偏速度，求取凯恩方程，得到飞行器的平动方程和转动转动方程如下：
式中：vb表示机体的速度在机体坐标系下的分量列阵，在速度坐标系下表示为vb(a)＝[V
0 0]T，上标a表示速度坐标系，V表示飞行速率；ωb表示机体坐标系相对于地面坐标系的角速度在机体坐标系下的分量列阵，记为ωb＝[p q r]T；F表示多刚体系统所受到的合外力在机体坐标系下的分量列阵，包括气动力、推力和重力；FS表示机翼折叠带来的附加力在机体坐标系下的分量列阵；I表示飞行器相对于Ob的转动惯量在fb下的投影；MA表示飞行器所受到的气动力矩在机体坐标系下的分量列阵；MS表示机体折叠带来的附加力矩在机体坐标系下的分量列阵。
3.根据权利要求2所述的一种折叠翼飞行器的动力学建模方法，其特征在于；所述机翼折叠带来的附加力与机体折叠带来的附加力矩在机体坐标系下的表示为：
式中：R、rb1、rb3、r12、r34分别表示Og到Ob的位置矢量在fg下的分量列阵、Ob到O1和O3的位置矢量在fb下的分量列阵、O1到O2的位置矢量在f1下的分量列阵、O3到O4的位置矢量在f3下的分量列阵；变量上“.”表示在投影坐标系下求对时间求一阶导，变量上“..”表示在投影连坐标系下求对时间求二阶导，上标“×”表示变量的叉乘；Aij表示fj到fi的转换矩阵；Ωi、ωi分别表示fi相对于fg的角速度在fi下的分量列阵、fi相对于fb的角速度在fi下的分量列阵；
Si，Ii， 表示第i个机翼对Oi的静矩、转动惯量矩阵和拟惯量矩阵在fi下的投影，表示为：
Si＝∫ridm
× ×
Ii＝-∫ri ri dm
式中：ri表示fi原点到质量微元dmi的位置矢量在fi下的分量列阵；Sbi、Ibi、 表示第i个机翼相对于Ob原点的静矩分量列阵、转动惯量矩阵和耦合转动惯量矩阵在fb下的投影，表示为：
Sbi＝mirbi+AbiSi
Ibi＝-∫(rbi×+Abiri×Aib)(rbi×+Abiri×Aib)dm
式中：rbi表示Ob到Oi的位置矢量在在fb下的分量列阵；Abi表示fi到fb的转换矩阵，且有Aib＝AbiT。
4.根据权利要求1所述的一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法，其特征在于：所述步骤二的具体过程如下：
根据空气动力学可知，飞机所受到的气动力和力矩可以表示为：
其中，L、D、MAyM分别表示飞机所受到的升力、阻力、俯仰力矩；ρ表示空气密度；v表示飞行速度；Sw表示机翼的参考面积；cA表示平均气动弦长；
经过线性化之后的飞行器气动系数可表示为：
其中，CL0、CD0、Cm0分别表示基本升力系数、零升阻力系数、零升俯仰力矩系数；CLα、CDα、Cmα分别表示升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数对迎角的导数； 分别表示升力系数和俯仰力矩系数对舵偏角的导数；α、δe分别表示迎角、舵偏角； 分别表示无量纲俯仰角速度、无量纲迎角变化率；Cmq、 分别表示俯仰力矩系数对无量纲俯仰角速度和无量纲迎角变化率的导数；
折叠翼飞行器在变形过程中，其受到的气动力和力矩会随着折叠角变化而发生大幅变化，为了在后续控制器设计及数值仿真中准确模拟气动，需要首先计算得到不同折叠角对应的气动数据并拟合出关于折叠角的函数；DATCOM软件能够利用飞行器的外形快速得到大量气动参数，计算便捷，适用于飞行器的理论验证阶段；因此，本文使用DATCOM软件，通过改变机身外的半翼展SSPNE、理论半翼展SSPN、内翼后掠角SAVSI和内翼上反角DHDADI来实现机翼的折叠；根据DATCOM软件计算得到的参数，利用MATLAB进行参数拟合；可以得到气动参数与折叠角之间的函数关系为：
5.根据权利要求1所述的一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法，其特征在于：所述步骤三的具体过程如下：
首先，对飞行器的运动方程组进行解耦，利用解耦条件可以得到飞行器的纵向运动方程如下：
其次，对飞行器进行配平，当飞行器处于定直平飞时，可以得到如下配平条件：
直接针对计算出的平衡点，对其进行拟合可以得到如下关系式为：
利用水平无侧滑飞行条件，将飞机解耦为纵向运动和横侧向运动，同时根据平衡点的定义增加条件：俯仰角速度q＝0和俯仰角加速度 后构成基准运动的条件，这样的基准运动条件将有利于飞机运动方程的线性化处理和解耦分组；即：
β＝φ＝p＝q＝r＝0，
根据飞行器的纵向非线性动力学方程组选取状态量和控制输入量为：
X＝[ΔV Δα Δq Δθ Δh]T，U＝[ΔδT Δδe]T
故可以得到线性化后的方程的系数矩阵表达式如下所示：
6.根据权利要求1所述的一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法，其特征在于：所述步骤四的具体过程如下：
S41、根据纵向运动方程将速度通道写成以下形式：
式中：fV为非线性项，bV为控制系数，其表达式为：
bV为时变量，而要实现自抗扰控制，只需要知道bV的估计值即可，取变形前的初始值作为其估计值，即
式中：α0为初始平衡时的攻角；则速度通道等效为：
式中：fV'＝fV+(bV-bV0)δT为新的总扰动形式，UV＝bV0δT为等效控制量；
设计二阶ESO为：
式中：zv1是ESO对实际速度的估计，zv2是对速度通道总扰动fv'的估计；非线性函数fal(ev1,av1,δv1)的表达式为：
式中：αv1和δv1为可调参数并满足0＜αv1＜1，δv1＞0；只要参数βv1、βv2选择合适，满足收敛和稳定条件，当其稳定时，ESO状态将满足以下收敛关系：
zv1→V,zv2→fv'
由此可知，若设计如下形式的控制量：
UV＝UV0-zv2
利用估计量zv2等效补偿可将速度通道方程化为一阶线性系统：
针对此一阶线性系统设计PD控制器为：
式中：Vc为指令速度；
最终得到油门开度的指令控制量为
δT＝(UV0-zv2)/bv0；
S42、将高度通道分为内外环，外环为高度回路，内环为俯仰角回路；高度回路中，控制量为俯仰角θ，状态量为高度，针对高度回路设计PID控制器得到指令俯仰角，作为俯仰角回路的指令输入，俯仰角回路中，控制量为舵偏角δe，针对俯仰角回路设计三阶扩ESO，利用PD反馈控制器进行指令俯仰角的稳定控制。
7.根据权利要求6所述的一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法，其特征在于：所述步骤S42的具体过程如下：
S421、外环高度回路中，根据纵向运动方程中的高度方程直接设计PID稳定控制器为：
式中：hc为指令速度，控制量θc将作为内回路的指令值；
S422、内环俯仰角回路中，纵向运动方程可得到俯仰角回路运动方程具有如下形式：
式中：fθ为非线性项，bθ为控制系数，表达式为：
为实现自抗扰控制，取bθ初始值作为其估计值，故有：
式中：V0表示初始速度；故俯仰角回路可等效为：
式中，fθ'＝fθ+(bθ-bθ0)uθ为新总扰动形式，Uθ＝bθ0δe为等效控制量；
S423、设计俯仰角回路的三阶ESO为：
式中：zθ1是ESO对俯仰角θ的估计，zθ2ESO对俯仰角速度q的估计，zθ3是对俯仰回路总扰动fθ'的估计；只要参数βθ1、βθ2、βθ3选择合适，满足收敛和稳定条件，当其稳定时，ESO状态将满足以下收敛关系：
zθ2→θ,zθ2→q,zθ3→fθ'
故利用估计量zθ3对俯仰回路实施动态反馈控制补偿：
Uθ＝Uθ0-zθ3
则俯仰回路可化为二阶线性系统：
S424、针对补偿后的二阶系统设计PD反馈控制器：
式中：θc为指令速度；
最终得到舵偏角的质量控制量为：
δe＝(Uθ0-zθ2)/bθ0。
一种折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制方法
技术领域
背景技术
发明内容
具体实施方式
| 标题 | 发布/更新时间 | 阅读量 |
|---|---|---|
| 一种锥体结构无耗气水增速增压新动能装置 | 2020-05-11 | 641 |
| 压缩空气储能系统的储气室容量估算方法及装置 | 2020-05-08 | 117 |
| 二维聚焦激光差分干涉仪及平板边界层密度脉动测量方法 | 2020-05-08 | 640 |
| 一种喷管存放及快速更换装置 | 2020-05-08 | 708 |
| 用于涡轮机的推进器、飞行器部分以及飞行器 | 2020-05-08 | 977 |
| 一种应用于5G移动通信的旋转天线 | 2020-05-08 | 824 |
| 用于飞行器部件的致动器、机翼、飞行器及机翼设计方法 | 2020-05-11 | 489 |
| 一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置 | 2020-05-11 | 509 |
| 一种获取全天候有效土壤水分的方法 | 2020-05-11 | 805 |
| 四缸大扭矩对置发动机 | 2020-05-08 | 417 |
高效检索全球专利专利汇是专利免费检索,专利查询,专利分析-国家发明专利查询检索分析平台，是提供专利分析，专利查询，专利检索等数据服务功能的知识产权数据服务商。
我们的产品包含105个国家的1.26亿组数据，免费查、免费专利分析。
专利汇分析报告产品可以对行业情报数据进行梳理分析，涉及维度包括行业专利基本状况分析、地域分析、技术分析、发明人分析、申请人分析、专利权人分析、失效分析、核心专利分析、法律分析、研发重点分析、企业专利处境分析、技术处境分析、专利寿命分析、企业定位分析、引证分析等超过60个分析角度，系统通过AI智能系统对图表进行解读，只需1分钟，一键生成行业专利分析报告。
