一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法技术

本发明专利技术公开了一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，属于固定翼无人机控制技术领域。该方法包括如下步骤：（1）搭建用于验证直接升力控制的固定翼无人机实验平台；（2）利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，并根据气动力矩系数建立鸭式布局无人机模型；（3）在步骤（1）中的固定无人机的直接升力控制系统中加入垂直平移模态经典控制模块；（4）在步骤（1）中的固定无人机的直接升力控制系统中加入纵向显模型跟踪解耦模块；（5）完成试飞验证。本发明专利技术实现了无人机飞行轨迹和姿态之间的稳态解耦，实现纵向位置控制和姿态控制动态解耦。

A Direct Lift Control Method for Fixed-Wing UAV with Duck-Wing Layout

【技术实现步骤摘要】
一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法
本专利技术公开了一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，属于固定翼无人机控制

技术介绍
直接力控制(derictliftcontrol——DLC)是指保证飞机在某些自由度不产生运动的条件下，通过适当的操纵面控制，提供飞机的附加升力或侧力，使飞机作垂直或横侧方向的平移运动，也被称为“非常规机动”。直接升力控制则是通过飞机的一些操纵面在不改变飞机迎角的前提下，改变飞机的升力。在常规控制中，固定翼无人机各个模态耦合性非常严重，在高度控制过程中，一般是通过飞机升降舵控制机体产生的转动，从而改变重力在飞机机体坐标系下的分量，达到控制高度的目的。直接升力则设法去除了这样的耦合因素，它可以产生改变飞机高度的法向力，也就是说只影响飞机力的平衡。一般情况下，直接力控制也称为解耦控制。
技术实现思路
本专利技术提出了一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，实现了无人机飞行轨迹和姿态之间的稳态解耦，提高了高度控制通道的动态响应，并且采用副翼同时同向偏转的方式提供了更大的直接升力，获得更快的纵向系统响应，实现纵向位置控制和姿态控制动态解耦。本专利技术为解决其技术问题采用如下技术方案：一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，包括如下步骤：(1)搭建用于验证直接升力控制的固定翼无人机实验平台；(2)利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，并根据气动力矩系数建立鸭式布局无人机模型；(3)在步骤(1)中的固定无人机的直接升力控制系统中加入垂直平移模态经典控制模块；(4)在步骤(1)中的固定无人机的直接升力控制系统中加入纵向显模型跟踪解耦模块；(5)完成试飞验证。步骤(1)中所述固定翼无人机实验平台采用鸭翼双垂尾尾推式模型飞机“翔飞-III”。所述无人机飞控系统采用32位浮点型单片机控制器STM32F407。所述控制器STM32F407是Cortex-M4架构的32位单片机，时钟频率达168MHZ。所述姿态传感器采用MTi-300。本专利技术的有益效果如下：1、本专利技术基于鸭式布局固定翼无人机设计了垂直平移模态经典控制，实现了无人机飞行轨迹和姿态之间的稳态解耦。2、本专利技术提出采用副翼增升的方法，为无人机提供了更大的直接升力。3、本专利技术将显模型跟踪解耦应用到直接升力控制设计中，实现纵向位置控制和姿态控制动态解耦。附图说明图1为鸭翼无人机直接升力控制方法实现步骤。图2为鸭式无人机气动布局。图3为垂直平移模态结构配置图。图4(a)为经典控制下垂向速度阶跃响应动态过程，图4(b)为经典控制下俯仰角控制的动态过程。图5为纵向显模型跟踪解耦系统矢量表示图。图6(a)为显模型解耦控制下垂向速度阶跃响应动态过程，图6(b)为显模型解耦控制下俯仰角控制的动态过程。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的技术方案进行详细的说明一、固定翼无人机飞行控制系统的硬件实现和结构原理(1)无人机实验平台采用鸭翼双垂尾尾推式模型飞机“翔飞-III”，该飞机翼展3.3m，机长2.5m，有效载荷10kg，巡航时间2h。动力系统采用小松80汽油发动机，并且采用轮式起降方式。无人机具有较大的载重能力和装载空间，可用于航测、巡逻、灾情检测以及侦查等任务，无人采用模块化结构、机翼、尾翼可拆卸，可在较短时间内完成飞行准备。“翔飞-III”无人机的操纵舵面包括鸭翼、副翼、襟翼以及方向舵。襟翼的引入极大的提升了飞机的低速性能在设计飞机之初，利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，其气动布局如图2所示。(2)本专利技术的飞行控制单元采用32位浮点型单片机，控制器为STM32F407。主控制器STM32F407是Cortex-M4架构的32位单片机，时钟频率高达168MHZ。(3)GPS卫星定位系统采用NovatecOEM617板块，其位置精度极高，位一般小于20cm。(4)姿态传感器采用MTi-300，它是XSENS公司生产的一种高精度小型化MEMS传感器，能直接输出高精度的3轴角度、3轴角速率和3轴加速度等数据。静态条件下，滚转角与俯仰角测量偏差在0.2°-0.25°之间；动态情况下，其测量偏差分别为0.3°-1.0°之间，偏航角测量偏差最大为1.0°。提供高达2kHz输出数据频率和低于2ms的数据延迟。(5)无线数传模块采用Xtend模块，该模块发送功率1W，配置全向天线后传输距离可达15km，工作频率为902—928MHz，并且具有调频扩频的功能，保证了无人机飞行过程中地面站与飞控计算机通信的稳定性。二、鸭式布局无人机模型的建立假设无人机为六自由度运动的刚体，并且忽略结构的弹性变形，选用建模状态变量x＝[vαβpqrφθψ]T，其中v是无人机空速，α为迎角，β为侧滑角，p为机体x轴转动角速率，q为机体y轴转动角速率，r为机体z轴转动角速率。φ为滚转角、θ为俯仰角，ψ为航向角。系统输入为u＝[δaδeδrδfδTδae]，δa为副翼舵偏角，δe升降舵偏角，δr方向舵偏角，δf襟翼舵偏角，δT油门输入量，δae为副翼同向偏转的输入量。选取无人机工作状态H＝100m，V＝30m/s在此状态下配平，飞机配平输入utrim＝[0,-0.0077,0,0,0.34,0]，配平状态量xtrim＝[30,0.0211,0,0,0,0,0,0.0211,0]，则其对应的小扰动状态空间模型为：鸭式无人机非线性模型转换成如式(1)所示的线性模型。式中Δx是系统状态量增量，Δy是输出增量，Δu是输入增量，为系统状态量增量的导数。A、B、C分别是系统的状态转移矩阵，系统输入矩阵以及系统输出矩阵。三、直接升力控制系统的设计(1)垂直平移模态经典控制模块设计现阶段无人机着舰技术的研究在纵向控制中几乎都采用高度连续经典闭环控制，通过高度偏差、下沉率以及俯仰角速度等信息得到升降舵指令。在跟踪期望下滑线阶段，经典控制会导致无人机俯仰角不断变化以跟踪期望高度，并且无人机低头对后续拉平控制以及理想着舰点产生影响，因此引出垂直平移模态保持无人机下滑阶段的姿态。无人机接近理想着舰点的控制过程，其实就是对无人机尾钩位置的控制过程，保持姿态不变可以提高尾钩位置的控制精度，从而提高无人机着舰的精度。垂直平移模态是指在飞机俯仰姿态角不变的基础上，通过鸭翼和襟翼控制飞机的垂向速度，襟翼偏转时，必须偏转鸭翼来平衡飞机的俯仰力矩，其传动比设置为K2。由于垂直平移模态下，Δα＝Δγ，Δθ＝0，迎角的改变会引起飞机升力的变化以及俯仰力矩的变化，迎角变化产生的稳定俯仰力矩通过俯仰角控制增稳系统得到补偿，因此垂直平移模态必须加入俯仰角增稳系统。无人机的俯仰力矩包括无人机机基态产生的静稳定性力矩My0，升降舵、襟翼和副翼产生的操纵力矩和俯仰阻尼力矩如下式所示：式中，My为无人机俯仰力矩系数，为鸭翼俯仰力矩操纵系数，为襟翼俯仰力矩操纵系数。δe表示升降舵出舵角，δf表示襟翼出舵角，q表示俯仰角速率。根据无人机俯仰力矩表达式配置垂直平移模态结构如图3所示。由结构配置图可以得到垂直平移模态控制律为：其中,KPV为速度环比例控制器，KIV为速度环积分控制器，KVda为速度环阻尼器，Wg为期望下沉率。W为实际下沉率本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，其特征在于，包括如下步骤：（1）搭建用于验证直接升力控制的固定翼无人机实验平台；（2）利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，并根据气动力矩系数建立鸭式布局无人机模型；（3）在步骤（1）中的固定翼无人机的直接升力控制系统中加入垂直平移模态经典控制模块；（4）在步骤（1）中的固定翼无人机的直接升力控制系统中加入纵向显模型跟踪解耦模块；（5）完成试飞验证。

【技术特征摘要】
1.一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，其特征在于，包括如下步骤：（1）搭建用于验证直接升力控制的固定翼无人机实验平台；（2）利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，并根据气动力矩系数建立鸭式布局无人机模型；（3）在步骤（1）中的固定翼无人机的直接升力控制系统中加入垂直平移模态经典控制模块；（4）在步骤（1）中的固定翼无人机的直接升力控制系统中加入纵向显模型跟踪解耦模块；（5）完成试飞验证。2.根据权利要求1所述一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，其特征在...

【专利技术属性】
技术研发人员：魏治强，李佳欢，王新华，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32