一种倾转旋翼无人机过渡模式模型辨识方法技术

本发明专利技术公开了一种倾转旋翼无人机过渡模式模型辨识方法，利用频域辨识方法确定未知参数，通过试验对不同空速不同短舱倾角情况下的无人机进行辨识，从而得到倾转旋翼无人机过渡模式模型。本发明专利技术采用作动器输出量作为模型输入量，采用本发明专利技术的技术方案，最终可在任意控制器任意控制分配策略下通过试验得到各作动器的操纵导数，这样建立的模型不仅能够真实反映倾转旋翼无人机的过渡模式飞行特性，还能为控制系统设计提供便利。

【技术实现步骤摘要】
一种倾转旋翼无人机过渡模式模型辨识方法
本专利技术属于无人机飞行控制与建模
，尤其涉及一种针对倾转旋翼无人机过渡模型进行辨识的方法。
技术介绍
倾转旋翼无人机作为一种兼具固定翼飞机和直升机特点的新型垂直起降飞行器，自诞生起就是国内外研究的热点。该无人机机翼两侧分别安装发动机短舱，起飞和降落的实现与双旋翼直升机类似；前飞时短舱向前倾转，旋翼产生向前的推力，类似螺旋桨飞机。倾转旋翼无人机既具有常规直升机的垂直起降和空中悬停能力，又具有固定翼飞机速度快、载重量大、航程长等优点，无论军用还是民用都具有很高的应用价值。倾转旋翼无人机共有三种飞行模式，分别是直升机模式、过渡模式和固定翼模式。其中过渡模式由旋翼和舵面共同操纵，旋翼和舵面的操纵导数不仅与短舱倾角和空速有关，也会随着控制器或者控制分配方法的改变而改变，两套操纵系统相对于仅有一套操纵系统的情况更加复杂。因此需要一种能够在任意控制器任意控制分配策略情况下通过合理的试验得到建模或者控制系统设计所需的作动器操纵导数的有效方法。
技术实现思路
为了解决上述已有技术存在的不本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种倾转旋翼无人机过渡模式模型辨识方法，其特征在于，包括以下步骤：/nS1：根据飞行力学、空力动力学及运动学原理，建立倾转旋翼无人机的非线性模型；/nS2：针对倾转旋翼无人机过渡模式飞行特性设计基本控制律和控制分配策略以及辨识方案；/nS3：试验并采集试验数据，从中选取与待辨识参数有关的数据，对数据进行预处理之后转换成CIFER软件能够处理的数据类型；/nS4：对步骤S1得到的非线性模型进行小扰动线性化，建立传递函数和状态方程，确定模型参数辨识的线性模型；/nS5：将步骤S3得到的数据经过CIFER软件的FRESPID、MISOSA和COMPOSITE部分生成MIMO频率响应数据库，保留相...

【技术特征摘要】
1.一种倾转旋翼无人机过渡模式模型辨识方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：根据飞行力学、空力动力学及运动学原理，建立倾转旋翼无人机的非线性模型；
S2：针对倾转旋翼无人机过渡模式飞行特性设计基本控制律和控制分配策略以及辨识方案；
S3：试验并采集试验数据，从中选取与待辨识参数有关的数据，对数据进行预处理之后转换成CIFER软件能够处理的数据类型；
S4：对步骤S1得到的非线性模型进行小扰动线性化，建立传递函数和状态方程，确定模型参数辨识的线性模型；
S5：将步骤S3得到的数据经过CIFER软件的FRESPID、MISOSA和COMPOSITE部分生成MIMO频率响应数据库，保留相干值且相干值曲线不振荡的数据用于辨识，若辨识频段内的频域数据超过三分之二不符合CIFER软件设定的相干值标准，则返回步骤S2重新设计辨识方案；
S6：通过CIFER软件的参数化模型辨识功能即NAVFIT和DERIVID进行频域辨识，满足Jave≤100准则得到待辨识参数，Jave为辨识代价函数，再将步骤S4得到的线性模型通过VERIFY进行时域验证，若rms拟合误差Jrms≤1.0～2.0且Theil不等式系数TIC≤0.25～0.3则表示辨识得到的模型通过时域验证，否则，返回步骤S4，重新确定线性模型，通过对各个通道的辨识，得到完整的倾转旋翼无人机过渡模式的模型。


2.根据权利要求1所述的一种倾转旋翼无人机过渡模式模型辨识方法，其特征在于，所述步骤S2设计的基本控制律及控制分配策略为INDI控制器配合伪逆法进行姿态角的控制，具体实现如下：
无人机非线性动力学系统方程为：



其中，x为n维状态量，为x的导数，u为p维控制输入；y为m维输出，f(x)为x的非线性函数，h(x)为x的线性函数，g(x,u)为x和u线性函数；
定义



其中，A为f(x)+g(x,u)对x的偏导数，B为g(x,u)对u的偏导数，设某一时刻状态量和输入量为(x0,u0)，期望的闭环动态特性为当控制律的计算频率足够高，步长足够小时，设计增量动态逆控制律为：



其中，Δu为控制增量，hx为g(x,u)对x的偏导数。


3.根据权利要求1或2所述的一种倾转旋翼无人机过渡模式模型辨识方法，其特征在于，所述步骤S2设计的辨识方案包括试验科目、试验次数、输入信号和辨识方法；辨识方案具体为：
每次试验应在控制空速和短舱倾角尽量保持不变的情况下分别进行俯仰、滚转及偏航通道的辨识试验两到三次，待辨识通道称为主通道，其余称为副通道。由于过渡模式存在两套操纵系统，采用混合操纵方式仅能辨识出混合操纵量与无人机响应的输入输出关系，为得到作动器操纵导数，还需要进行仅有旋翼作用或者仅有舵面作用的试验。受试验条件以及控制系统设计所限，一般不容易同时得到无人机仅在旋翼操纵和仅在舵面操纵情况下的试验数据，此时先进行混合操纵的试验，再选取可以获得高质量响应的单操纵方式进行试验。
采用扫频信作为主通道的输入信号，扫频幅值引起的飞机角度响应为±5°...

【专利技术属性】
技术研发人员：蔡志浩，赵艳琪，赵江，王英勋，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11