【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及变体飞行器，尤其涉及基于dqn-pid框架的变体飞行器智能决策与控制。
技术介绍
1、随着飞行技术的发展，变体飞行器因其重要的军事价值受到越来越多的关注，变体飞行器的概念在二战期间由德国科学家首次提出，美国贝尔x-5是第一款可变后掠翼飞机，后来f-111、f-14等飞机都采用了这种技术，可变后掠角可以提升飞机的气动特性，近年来，折叠翼、伸缩翼和可变机鼻等变形方式也被应用于飞机上，这些可变装置能有效提升飞机的气动特性，做出传统飞机难以实现的快速滚转抬升动作，扩大飞机的飞行包络或者提升飞机的最大飞行速度，变体飞行器的研究目前主要为变形设计和变形控制，在研究变体飞行器的控制中，由于飞机的升力系数和阻力系数会随着飞机的变形而改变，很难通过空气动力学参数分析飞机的性能，需要建模然后分析它；变体飞行器在现实中难以应用有三个原因，首先是成本昂贵，变体飞行器需要变形，对于硬件的要求高，可变模块需要和机体稳定的连接，不能应用易损材料，其次是重量更大，变体飞行器要实现变形，就要应用稳固的材料，而这些材料往往重量较大，而且和传统飞机相比，变体飞行器变形需要电机等系统的运转，这些模块会导致增重，最后是系统复杂，庞大的系统难以用控制算法做出规划；变体飞行器建模和控制的困难在于可变部分，传统控制方法不能准确的控制目标，随着强化学习的发展，基于强化学习的智能控制为稳定准确地控制变体飞行器提供了帮助，近年来，强化学习逐渐成为航空领域中路径规划和轨迹跟踪等任务的主要研究方法，通过强化学习算法，在遥感图像分析领域，可以完成飞机的侦察策略框架，通常无人
2、但是经本专利技术人探索发现该技术方案仍然存在至少以下缺陷：
3、第一、该方法的变体飞行器建模为三自由度，不够精确。
4、第二、该方法的飞行控制模式比较简单，与现实差距较大。
技术实现思路
1、有鉴于此，本专利技术的目的在于提出基于dqn-pid框架的变体飞行器智能决策与控制，以解决变体飞行器建模为三自由度，不够精确，以及飞行控制模式比较简单，与现实差距较大的问题。
2、基于上述目的，本专利技术提供了基于dqn-pid框架的变体飞行器智能决策与控制。
3、基于dqn-pid框架的变体飞行器智能决策与控制，包括变体飞行器，所述变体飞行器的机翼左侧部分与机身相连，右侧部分通过铰链与左侧部分连接，铰链中包含作为动力装置的电机，当飞行器变形时，电机会使机翼右侧绕铰链旋转，并与机翼左侧形成一些特定的角度，机翼被称为折叠翼，折叠翼已经应用于波音777x，当变体飞行器飞行时，机翼的安装角度也可以改变，这意味着翼根左侧的弦线和机身轴线之间的角度可以改变，就像f-8上的机翼一样，可变机翼安装角的设计可以使变体飞行器在起飞和着陆过程中实现更大的迎角并增加升力，而且不会影响前方能见度，折叠翼的设计可以增加飞行器气动特性的多样性，并且在地面停机时节省空间。
4、进一步的，所述机翼右侧向上折叠时，折叠角度为正，当机翼顺时针旋转时，安装角度增加(当翼根弦线和机体轴线在同一方向时，安装角＝0°)，机翼是0°安装角和15°折叠角的机翼，机翼为15°安装角和-10°折叠角的机翼，折叠角度规定在[-20°，-15°，-10°，-5°，0°，5°，10°，15°，20°]中选取，安装角度范围为[-15°，15°]之间。
5、进一步的，所述变体飞行器的气动仿真，假设在变体飞行器机体坐标系的三个轴上，整个飞机受的力可以看作机身、机翼和水平尾翼上的合力，整个飞机的力矩可以看作机身、机翼和水平尾翼上的合力矩，这种假设是因为这机翼的折叠角和安装角的不同组合太多了，如果将每个组合的stp文件单独放入fluent中进行有限元计算，将花费太长时间，因此，机翼和机身间的部分涡流的影响被忽略了，在仿真计算过程中，将机身和各种变形机翼的stp文件分别放入fluent中进行有限元模拟，并给它们设置相同方向的三个坐标轴，这里坐标系选为传统的机体坐标系，即oxbybzb,原点为飞行器的质心，x轴在飞行器对称平面内，平行于机身轴线并指向前，z轴也在对称平面内，垂直于x轴指向下，y轴垂直于对称平面，指向右，通过在坐标轴上设置不同的空气流速，可以获得不同的力和力矩数据，在相同折叠角的情况下，通过调整z轴和x轴的空气速度，可以实现用0°安装角来表征机翼在所有安装角下的力和力矩，取9种不同折叠角度的机翼stp文件和水平尾翼的stp文件，然后将它们输入到ansys中，根据飞机的设计，设计了不同的速度采样点：y轴为[-10，-5，0，5，10]m/s，x轴为[25，30，35，40，45，50]m/s，z轴为[-20，-10，0，10，20]m/s，共计150个组合，然后使用fluent模块测量变体飞行器不同速度组合下三个轴上的力和力矩，得到了150个速度组合下9种不同折叠角的机翼的仿真数据，但飞行器在实际飞行时，在三个轴上的速度是一个连续值，而我们得到的是几个离散的观测速度的数据，经过拟合力、力矩和速度之间的关系后，就可以得到所有速度下飞行器的受力和力矩。
6、进一步的，所述变体飞行器的六自由度物理模型，根据仿真结果，在机体坐标系中建立了变体飞行器的物理模型，在建立了六自由度物理模型后，可以通过观察其中变量的变化率来分析飞行器的气动特性，在本专利中，需要将从仿真中获得的已知数据填入方程中，然后使用pid算法对其进行控制，飞行器的动力学方程有三个，定义在机体坐标系下，飞行器的绕质心动力学方程有三个，定义在机体坐标系下，飞行器的运动学方程有三个，定义在地面坐标系下，飞行器的绕质心运动学方程有三个，定义在地面坐标系下，以上的12个方程可以完整地计算飞机的姿态、位置及其一阶导数，即角速度和线速度，将力和力矩填入方程中，然后用欧拉法积分即可得到飞行器的位姿和线速度、角速度等状态数据，这样，六自由度的物理模型就搭建完毕，它结合了从仿真中获得的数据，并为飞行控制和强化学习智能决策提供了本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.基于DQN-PID框架的变体飞行器智能决策与控制，包括变体飞行器，其特征在于，所述变体飞行器的机翼左侧部分与机身相连，右侧部分通过铰链与左侧部分连接，铰链中包含作为动力装置的电机，当飞行器变形时，电机会使机翼右侧绕铰链旋转，并与机翼左侧形成一些特定的角度，机翼被称为折叠翼，折叠翼已经应用于波音777x，当变体飞行器飞行时，机翼的安装角度也可以改变，这意味着翼根左侧的弦线和机身轴线之间的角度可以改变，就像F-8上的机翼一样，可变机翼安装角的设计可以使变体飞行器在起飞和着陆过程中实现更大的迎角并增加升力，而且不会影响前方能见度，折叠翼的设计可以增加飞行器气动特性的多样性，并且在地面停机时节省空间。
2.根据权利要求1所述的基于DQN-PID框架的变体飞行器智能决策与控制，其特征在于，所述机翼右侧向上折叠时，折叠角度为正，当机翼顺时针旋转时，安装角度增加(当翼根弦线和机体轴线在同一方向时，安装角＝0°)，机翼是0°安装角和15°折叠角的机翼，机翼为15°安装角和-10°折叠角的机翼，折叠角度规定在[-20°，-15°，-10°，-5°，0°，5°，10°，15°，20°
3.根据权利要求2所述的基于DQN-PID框架的变体飞行器智能决策与控制，其特征在于，所述变体飞行器的气动仿真，假设在变体飞行器机体坐标系的三个轴上，整个飞机受的力可以看作机身、机翼和水平尾翼上的合力，整个飞机的力矩可以看作机身、机翼和水平尾翼上的合力矩，这种假设是因为这机翼的折叠角和安装角的不同组合太多了，如果将每个组合的stp文件单独放入Fluent中进行有限元计算，将花费太长时间，因此，机翼和机身间的部分涡流的影响被忽略了，在仿真计算过程中，将机身和各种变形机翼的stp文件分别放入Fluent中进行有限元模拟，并给它们设置相同方向的三个坐标轴，这里坐标系选为传统的机体坐标系，即Oxbybzb,原点为飞行器的质心，x轴在飞行器对称平面内，平行于机身轴线并指向前，z轴也在对称平面内，垂直于x轴指向下，y轴垂直于对称平面，指向右，通过在坐标轴上设置不同的空气流速，可以获得不同的力和力矩数据，在相同折叠角的情况下，通过调整z轴和x轴的空气速度，可以实现用0°安装角来表征机翼在所有安装角下的力和力矩，取9种不同折叠角度的机翼stp文件和水平尾翼的stp文件，然后将它们输入到Ansys中，根据飞机的设计，设计了不同的速度采样点：y轴为[-10，-5，0，5，10]m/s，x轴为[25，30，35，40，45，50]m/s，z轴为[-20，-10，0，10，20]m/s，共计150个组合，然后使用Fluent模块测量变体飞行器不同速度组合下三个轴上的力和力矩，得到了150个速度组合下9种不同折叠角的机翼的仿真数据，但飞行器在实际飞行时，在三个轴上的速度是一个连续值，而我们得到的是几个离散的观测速度的数据，经过拟合力、力矩和速度之间的关系后，就可以得到所有速度下飞行器的受力和力矩。
4.根据权利要求3所述的基于DQN-PID框架的变体飞行器智能决策与控制，其特征在于，所述变体飞行器的六自由度物理模型，根据仿真结果，在机体坐标系中建立了变体飞行器的物理模型，在建立了六自由度物理模型后，可以通过观察其中变量的变化率来分析飞行器的气动特性，在本专利中，需要将从仿真中获得的已知数据填入方程中，然后使用PID算法对其进行控制，飞行器的动力学方程有三个，定义在机体坐标系下，飞行器的绕质心动力学方程有三个，定义在机体坐标系下，飞行器的运动学方程有三个，定义在地面坐标系下，飞行器的绕质心运动学方程有三个，定义在地面坐标系下，以上的12个方程可以完整地计算飞机的姿态、位置及其一阶导数，即角速度和线速度，将力和力矩填入方程中，然后用欧拉法积分即可得到飞行器的位姿和线速度、角速度等状态数据，这样，六自由度的物理模型就搭建完毕，它结合了从仿真中获得的数据，并为飞行控制和强化学习智能决策提供了环境。
5.根据权利要求4所述的基于DQN-PID框架的变体飞行器智能决策与控制，其特征在于，所述变体飞行器的智能决策包括PID飞控算法、DQN-PID框架、PID算法和智能决策效果。
6.根据权利要求5所述的基于DQN-PID框架的变体飞行器智能决策与控制，其特征在于，所述PID飞控算法是迄今为止最常见的控制算法之一，大多数反馈回路都是通过这种方法或其变形来控制的，PID调节器及其变形是工业过程控制中最常见的控制器，PID实现变体飞行器的飞行控制，步长为0.1s，包括变体飞行器在巡航状态下的位姿调整、上升的飞行控制、转弯的飞行控制和变体飞行器的调平都是在PID控制算法下实现的，变体飞行器有四个...
【技术特征摘要】
1.基于dqn-pid框架的变体飞行器智能决策与控制，包括变体飞行器，其特征在于，所述变体飞行器的机翼左侧部分与机身相连，右侧部分通过铰链与左侧部分连接，铰链中包含作为动力装置的电机，当飞行器变形时，电机会使机翼右侧绕铰链旋转，并与机翼左侧形成一些特定的角度，机翼被称为折叠翼，折叠翼已经应用于波音777x，当变体飞行器飞行时，机翼的安装角度也可以改变，这意味着翼根左侧的弦线和机身轴线之间的角度可以改变，就像f-8上的机翼一样，可变机翼安装角的设计可以使变体飞行器在起飞和着陆过程中实现更大的迎角并增加升力，而且不会影响前方能见度，折叠翼的设计可以增加飞行器气动特性的多样性，并且在地面停机时节省空间。
2.根据权利要求1所述的基于dqn-pid框架的变体飞行器智能决策与控制，其特征在于，所述机翼右侧向上折叠时，折叠角度为正，当机翼顺时针旋转时，安装角度增加(当翼根弦线和机体轴线在同一方向时，安装角＝0°)，机翼是0°安装角和15°折叠角的机翼，机翼为15°安装角和-10°折叠角的机翼，折叠角度规定在[-20°，-15°，-10°，-5°，0°，5°，10°，15°，20°]中选取，安装角度范围为[-15°，15°]之间。
3.根据权利要求2所述的基于dqn-pid框架的变体飞行器智能决策与控制，其特征在于，所述变体飞行器的气动仿真，假设在变体飞行器机体坐标系的三个轴上，整个飞机受的力可以看作机身、机翼和水平尾翼上的合力，整个飞机的力矩可以看作机身、机翼和水平尾翼上的合力矩，这种假设是因为这机翼的折叠角和安装角的不同组合太多了，如果将每个组合的stp文件单独放入fluent中进行有限元计算，将花费太长时间，因此，机翼和机身间的部分涡流的影响被忽略了，在仿真计算过程中，将机身和各种变形机翼的stp文件分别放入fluent中进行有限元模拟，并给它们设置相同方向的三个坐标轴，这里坐标系选为传统的机体坐标系，即oxbybzb,原点为飞行器的质心，x轴在飞行器对称平面内，平行于机身轴线并指向前，z轴也在对称平面内，垂直于x轴指向下，y轴垂直于对称平面，指向右，通过在坐标轴上设置不同的空气流速，可以获得不同的力和力矩数据，在相同折叠角的情况下，通过调整z轴和x轴的空气速度，可以实现用0°安装角来表征机翼在所有安装角下的力和力矩，取9种不同折叠角度的机翼stp文件和水平尾翼的stp文件，然后将它们输入到ansys中，根据飞机的设计，设计了不同的速度采样点：y轴为[-10，-5，0，5，10]m/s，x轴为[25，30，35，40，45，50]m/s，z轴为[-20，-10，0，10，20]m/s，共计150个组合，然后使用fluent模块测量变体飞行器不同速度组合下三个轴上的力和力矩，得到了150个速度组合下9种不同折叠角的机翼的仿真数据，但飞行器在实际飞行时，在三个轴上的速度是一个连续值，而我们得到的是几个离散的观测速度的数据，经过拟合力、力矩和速度之间的关系后，就可以得到所有速度下飞行器的受力和力矩。
4.根据权利要求3所述的基于dqn-pid框架的变体飞行器智能决策与控制，其特征在于，所述变体飞行器的六自由度物理模型，根据仿真结果，在机体坐标系中建立了变体飞行器的物理模型，在建立了六自由度物理模型后，可以通过观察其中变量的变化率来分析飞行器的气动特性，在本专利中，需要将从仿真中获得的已知数据填入方程中，然后使用pid算法对其进行控制，飞行器的动力学方程有三个，定义在机体坐标系下，飞行器的绕质心动力学方程有三个，定义在机体坐标系下，飞行器的运动学方程有三个，定义在地面坐标系下，飞行器的绕质心运动学方程有三个，定义在地面坐标系下，以上的12个方程可以完整地计算飞机的姿态、位置及其一阶导数，即...
【专利技术属性】
技术研发人员：谭俊波，杨智程，郭冠求，王学谦，
申请(专利权)人：武汉华柔机器人技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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