基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法技术

本发明专利技术涉及基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法，针对无人机的非线性动力学模型，抽取了对各个运动自由度具有解耦控制作用的虚拟控制量；结合虚拟控制量对非线性模型的解耦简化，分析了模式过渡过程中的时变动力学特性；设计了增益调度策略处理上述动力学特性的变化，以获得实现飞行模式解耦的直升机模式与固定翼飞机模式虚拟控制量；之后，为上述两组虚拟控制量开展了典型控制律的设计，并基于李雅普诺夫理论与无源性进行了模式过渡过程中的稳定性分析。本发明专利技术设计了符合双倾转旋翼无人机模式过渡过程动力学特性的增益调度策略，为具有解耦控制效果的虚拟控制量设计了控制律，实现了典型并列式双倾转旋翼无人机的模式过渡控制。人机的模式过渡控制。人机的模式过渡控制。

【技术实现步骤摘要】
基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法


[0001]本专利技术涉及无人机控制
，具体说是基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法。

技术介绍

[0002]倾转旋翼无人机基于可倾转的旋翼组件以及空气动力学部分，具有定点悬停与快速巡航能力，兼具了旋翼无人机与固定翼无人机的双重优势。其中的并列式双倾转旋翼无人机相比于具有对称结构的多倾转旋翼无人机，具有更大的有效载荷与续航时间，可应用范围更广。但是由于单个旋翼的机械结构更为复杂，双倾转旋翼无人机的控制效率更低，控制难度更大。另外，在由直升机模式过渡至固定翼飞机模式时，飞行器的旋翼会发生由竖直位置到水平位置的倾转，并进行纵向的加速，这种变化的飞行器结构以及飞行状态导致了大范围的非线性动力学特性，对控制器性能提出了严格的要求；且在飞行模式的过渡过程中，飞行器又兼具了旋翼矢量以及气动操纵面的双重控制，具有一定的控制冗余，如何进行合理的分配是模式安全过渡的关键。因而，双倾转旋翼无人机的模式过渡控制方法，一直都是无人机控制
的研究热点与难点。
[0003]为了解决倾转旋翼无人机的模式过渡控制问题，目前大部分适于工程应用的方法多基于增益调度策略建立飞行控制结构。所建立的模式过渡控制方法为多组典型旋翼倾转角度处的倾转旋翼无人机分别设计控制器，之后根据飞行速度或旋翼倾转角度进行不同控制量的平滑或直接切换。但是，上述方法多是基于人类经验进行控制器平滑切换权重与直接切换逻辑的设计，依赖的是单个控制器本身的稳定域，较难基于理论验证模式过渡过程中的系统稳定，因而缺乏必要的理论依据。

技术实现思路

[0004]本专利技术所要解决的技术问题是克服现存在方法的不足，提出一种基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法：基于对双倾转旋翼无人机动力学特性的分析，设计符合其模式过渡过程动力学特性的增益调度策略，为具有运动自由度与飞行模式解耦控制效果的虚拟控制量设计控制律，并以稳定性分析作为上述控制方法的理论依据，使用虚拟控制量控制律与增益调度策略实现典型并列式双倾转旋翼无人机的模式过渡控制。
[0005]本专利技术为实现上述目的所采用的技术方案是：
[0006]基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法，包括以下步骤：
[0007]通过参数辨识实验获取包括机体的尺寸、转动惯量及气动参数在内的机体信息，建立并列式双倾转旋翼无人机的非线性动力学模型，获取并列式双倾转旋翼无人机对平移与旋转动力学状态具有解耦控制效果的虚拟控制量；
[0008]将虚拟控制量带入并列式双倾转旋翼无人机的非线性动力学模型，得到并列式双倾转旋翼无人机的平移动力学模型以及旋转动力学模型；
[0009]建立符合并列式双倾转旋翼无人机模式过渡的增益调度策略，并分别带入并列式
双倾转旋翼无人机的平移动力学模型以及旋转动力学模型，得到并列式双倾转旋翼无人机模式解耦后的虚拟控制量；
[0010]根据并列式双倾转旋翼无人机模式解耦后的虚拟控制量，通过控制律，对并列式双倾转旋翼无人机进行控制。
[0011]所述并列式双倾转旋翼无人机的非线性动力学模型包括平移动力学状态以及旋转动力学状态，具体为：
[0012]平移动力学状态：
[0013][0014]旋转动力学状态：
[0015][0016]其中，平移动力学状态[v
x v
y v
z
]T
为惯性系下的速度，旋转动力学状态[φ θ ψ]T
为姿态角，m为质量，为时变的惯量矩阵，c为时变的科氏与离心矩阵，i
n
为旋翼倾转角度，90
°
表示旋翼竖直，0
°
表示旋翼水平，[a
sL a
sR
]T
为左右旋翼纵向挥舞角，[b
sL b
sR
]T
为左右旋翼横向挥舞角，[δ
cL δ
cR
]T
为左右旋翼总距角，T
mr
(
·
)为旋翼拉力函数，α为攻角，β为侧滑角，为气动力向量，为气动力矩向量，[M
Qx M
Qz
]T
为旋翼反扭矩产生的力矩，[δ
a δ
e δ
r
]T
为副翼、升降舵、方向舵偏转角，为左右旋翼相对于重心的位置，h
r
为旋翼距离倾转轴的距离。
[0017]所述具有解耦控制效果的虚拟控制量包括：
[0018]平移动力学特性的虚拟控制量为[θ
ref φ
ref δ
c
]T
，其中，θ
ref
为俯仰角的期望值，φ
ref
为滚转角的期望值，δ
c
为左右旋翼总距角的均值，即旋转动力学特性的虚拟控制量为[Δδ
c a
s Δa
s
|δ
a δ
e δ
r
]T
，其中，Δδ
c
为左右旋翼总距角的差动，即a
s
为左右旋翼纵向挥舞角的均值，即Δa
s
为左右旋翼纵向挥舞角的差动，即[δ
a δ
e δ
r
]T
为副翼、升降舵、方向舵偏转角。
[0019]所述并列式双倾转旋翼无人机的平移动力学模型为：
[0020][0021]其中，其中，和是将简化忽略的动力学特性作为扰动考虑的合并项；
[0022][0023][0024]均为正定的对角阵，其中K
mr
为旋翼拉力与总距关系式T
mr
＝K
mr
·
δ
c
+b
mr
中的常数项，b
mr
为时变扰动项；
[0025]所述并列式双倾转旋翼无人机的旋转动力学模型为：
[0026][0027]其中，在0
°
<i
n
<90
°
时
[0028][0029][0030]均为正定的对角阵，Q0为空气动压，C
la
、C
me
和C
nr
为正的相关气动参数，V为巡航速度，和是将简化忽略的动力学特性作为扰动考虑的合并项。
[0031]所述符合并列式双倾转旋翼无人机模式过渡的增益调度策略为：
[0032]sinθ
ref
＝-u
xH sini
n-u
zA cosi
n
,sinφ
ref
＝u
yH
＝u
yA
,δ
c
＝-u
zH sini
n
+u
xA cosi
n
,
[0033][Δδ...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法，其特征在于，包括以下步骤：通过参数辨识实验获取包括机体的尺寸、转动惯量及气动参数在内的机体信息，建立并列式双倾转旋翼无人机的非线性动力学模型，获取并列式双倾转旋翼无人机对平移与旋转动力学状态具有解耦控制效果的虚拟控制量；将虚拟控制量带入并列式双倾转旋翼无人机的非线性动力学模型，得到并列式双倾转旋翼无人机的平移动力学模型以及旋转动力学模型；建立符合并列式双倾转旋翼无人机模式过渡的增益调度策略，并分别带入并列式双倾转旋翼无人机的平移动力学模型以及旋转动力学模型，得到并列式双倾转旋翼无人机模式解耦后的虚拟控制量；根据并列式双倾转旋翼无人机模式解耦后的虚拟控制量，通过控制律，对并列式双倾转旋翼无人机进行控制。2.根据权利要求1所述的基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法，其特征在于，所述并列式双倾转旋翼无人机的非线性动力学模型包括平移动力学状态以及旋转动力学状态，具体为：平移动力学状态：旋转动力学状态：其中，平移动力学状态[v
x v
y v
z
]
T
为惯性系下的速度，旋转动力学状态[φ θ ψ]
T
为姿态角，m为质量，为时变的惯量矩阵，为时变的科氏与离心矩阵，i
n
为旋翼倾转角度，90
°
表示旋翼竖直，0
°
表示旋翼水平，[a
sL a
sR
]
T
为左右旋翼纵向挥舞角，[b
sL b
sR
]
T
为左右旋翼横向挥舞角，[δ
cL δ
cR
]
T
为左右旋翼总距角，T
mr
(
·
)为旋翼拉力函数，α为攻角，β为侧滑角，为气动力向量，为气动力矩向量，[M
Qx M
Qz
]
T
为旋翼反扭矩产生的力矩，[δ
a δ
e δ
r
]
T
为副翼、升降舵、方向舵偏转角，为左右旋翼相对于重心的位置，h
r
为旋翼距离倾转轴的距离。
3.根据权利要求1所述的基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法，其特征在于，所述具有解耦控制效果的虚拟控制量包括：平移动力学特性的虚拟控制量为[θ
ref φ
ref δ
c
]
T
，其中，θ
ref
为俯仰角的期望值，φ
ref
为滚转角的期望值，δ
c
为左右旋翼总距角的均值，即旋转动力学特性的虚拟控制量为[Δδ
c a
s Δa
s
|δ
a δ
e δ
r
]
T
，其中，Δδ
c
为左右旋翼总距角的差动，即a
s
为左右旋翼纵向挥舞角的均值，即Δa
s
为左右旋翼纵向挥舞角的差动，即[δ
a δ
e δ
r
]
T
为副翼、升降舵、方向舵偏转角。4.根据权利要求1所述的基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法，其特征在于，所述并列式双倾转旋翼无人机的平移动力学模型为：其中，和是将简化忽略的动力学特性作为扰动考虑的合并项；动考虑的合并项；均为正定的对角阵，其中K
mr
为旋翼拉力与总距关系式T
mr
＝K
mr
·
δ
c
+b
mr
中的常数项，b
mr
为时变扰动项；所述并列式双倾转旋翼无人机的旋转动力学模型为：所述并列式双倾转旋翼无人机的旋转动力学模型为：其中，在0
°
<i
n
<90
°
时
均为正定的对角阵，Q0为空气动压，C
la
、C
me
和C
nr
为正的相关气动参数，V为巡航速度，和是将简化忽略的动力学特性作为扰动考虑的合并项。5.根据权利要求1所述的基于动力学分析的双倾转旋翼无人机模式过渡控制方法，其特征在于，所述符合并列式双倾转旋翼无人机模式过渡的增益调度策略为：sinθ
ref
＝-u
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＝u
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,其中，u
xH

【专利技术属性】
技术研发人员：何玉庆，李琦，刘重，周浩，郑锐剑，褚玲玲，谷丰，孙晓舒，
申请(专利权)人：中国科学院沈阳自动化研究所，
类型：发明
国别省市：