一種低速固定翼無人機縱向可控域及穩定性分析方法
2024-04-14 22:13:05
1.本發明涉及無人機技術領域，具體是一種低速固定翼無人機縱向可控域及穩定性分析方法。
背景技術：
2.在飛行器設計及應用領域中，飛行包線一定程度上表徵了飛行性能，而在無人機控制系統設計過程中，更多關注點在於平衡狀態穩定性以及可控能力。平衡狀態解算通常稱為配平，目前配平方法一般為確定目標工作點處的飛行空速和航跡傾角，進一步通過迭代方法解算對應配平迎角、升降舵偏和推力。該方法具有耦合嚴重、求解效率低等劣勢，且穩定性無法直接判斷，需要進一步藉助小擾動線性化或極點分布方法，增加計算複雜度。
3.此外，無人機在自主著陸過程中，通常分為無動力下滑、拉飄和滑跑等階段。控制目標包含高度、速度、下沉率及飛機姿態。其中，下沉率和速度有關，且會進一步影響高度變化情況，三者間存在耦合和約束關係。常規控制方法設計中，重點在於目標狀態是否可達且穩定，往往忽略狀態轉移過程，以及目標狀態間的平衡約束關係，缺少直觀的公式或者圖表對狀態轉移過程進行顯式分析，這會影響實際飛行控制效果。
4.綜上所述，傳統的無人機控制特性、穩定性分析及控制方法設計過程在應用中存在一定缺陷，很難滿足實際需求。
技術實現要素：
5.針對現有無人機控制方法設計過程中存在的技術缺陷，本發明提供一種低速固定翼無人機縱向可控域及穩定性分析方法，具有耦合程度低、求解高效、圖解直觀性強等優點。
6.為實現上述目的，本發明提供一種低速固定翼無人機縱向可控域及穩定性分析方法，包括如下步驟：
7.步驟1，確定無人機迎角和航跡傾角狀態的期望工作範圍；
8.步驟2，遍歷迎角和航跡傾角狀態的期望工作範圍，將迎角和航跡傾角期望值代入配平計算，得到配平升降舵偏、配平空速和配平推力；
9.步驟3，以迎角為橫軸、航跡傾角為縱軸，將配平升降舵偏、配平空速和配平推力以等高線分布的形式表示，得到全狀態配平等高線分布圖；
10.步驟4，在全狀態配平等高線分布圖中引入飛行器性能約束和控制約束條件，得到無人機的可控域；
11.步驟5，在可控域內選擇無人機期望的工作點，計算該期望工作點鄰域內速度、迎角變化趨勢，得到速度迎角相圖，並通過速度迎角相圖判斷該期望工作點的穩定性，具體地：在速度迎角相圖將某一配平狀態附近的迎角和速度變化情況以帶有箭頭的趨勢線的形式表示，根據趨勢特性可進一步判定該配平狀態的穩定性。
12.與現有技術相比，本發明具有如下有益技術效果：
13.1、本發明在配平狀態快速計算的過程中，通過調整配平狀態計算順序，避免了迎角和升降舵偏同時變化帶來的升力係數、阻力係數和俯仰力矩係數三者的耦合問題，大大降低了單一配平狀態的求解複雜度，提高了全狀態配平計算效率；
14.2、本發明中在基於全狀態配平等高線分布圖確定可控域的過程中，將飛行包線範圍內的配平狀態及分布以可視化的形式展現，直觀地表現出無人機操控條件約束下的可控域分布情況，通過在可控域中選擇需求工作點及其轉移過程狀態，可實現控制過程平穩過渡，避免了實際控制過程中指令不滿足平衡約束帶來的跟蹤精度差、降速難等問題；
15.3、本發明在基於迎角速度相圖進行穩定性分析的過程中，將某一配平狀態附近的迎角和速度變化情況以帶有箭頭的趨勢線的形式表示，直觀地反映出該配平狀態的穩定性，並且通過穩定性分析，可對該工作點控制律設計進行相應調整，最終實現在該平衡工作點附近的穩定控制。
附圖說明
16.為了更清楚地說明本發明實施例或現有技術中的技術方案，下面將對實施例或現有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對於本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖示出的結構獲得其他的附圖。
17.圖1為本發明實施例中低速固定翼無人機縱向可控域及穩定性分析方法的流程圖；
18.圖2為本發明實施例中針對某無人機特性得到的可控域等高線分布圖；
19.圖3為本發明實施例中針對圖2中s1和s2點得到的迎角速度相圖。
20.本發明目的的實現、功能特點及優點將結合實施例，參照附圖做進一步說明。
具體實施方式
21.下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發明的一部分實施例，而不是全部的實施例。基於本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本發明保護的範圍。
22.需要說明，本發明實施例中所有方向性指示(諸如上、下、左、右、前、後
……
)僅用於解釋在某一特定姿態(如附圖所示)下各部件之間的相對位置關係、運動情況等，如果該特定姿態發生改變時，則該方向性指示也相應地隨之改變。
23.另外，本發明各個實施例之間的技術方案可以相互結合，但是必須是以本領域普通技術人員能夠實現為基礎，當技術方案的結合出現相互矛盾或無法實現時應當認為這種技術方案的結合不存在，也不在本發明要求的保護範圍之內。
24.本實施例公開了一種低速固定翼無人機縱向可控域及穩定性分析方法，參考圖1，具體包括如下步驟1-步驟5。
25.步驟1，根據無人機設計飛行性能，確定無人機迎角和航跡傾角狀態的期望工作範圍；
26.步驟2，遍歷迎角和航跡傾角狀態的期望工作範圍，將迎角和航跡傾角期望值代入
配平計算，得到配平升降舵偏、配平空速和配平推力，其中，配平計算的具體實施方式為：
27.步驟2.1，獲取無人機的升力係數、阻力係數及俯仰力矩係數隨迎角和升降舵偏的變化情況；
28.步驟2.2，建立氣動力、重力和發動機推力的力和力矩的平衡方程組，為：
[0029][0030]
式中，q為動壓，空速隱含在動壓q中，s為無人機機翼浸潤面積，γ為航跡傾角，t為推力，c
l
(α，δe)、cd(α，δe)、cm(α，δe)為步驟2.1所確定的無人機的升力係數、阻力係數、俯仰力矩係數，且c
l
(α，δe)、cd(α，δe)、cm(α，δe)均與無人機的迎角α和升降舵偏δe相關；
[0031]
步驟2.3，基於無人機迎角和航跡傾角狀態的期望工作範圍限定配平狀態的迎角和航跡傾角，通過式(1)中平衡方程組的第三式，應用梯度下降法可解算出當前配平迎角對應升降舵偏，迭代公式為：
[0032]
δe(k+1)＝δe(k)+μ(0-cm(α
trim
,δe(k)))
ꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0033]
式中，δe(k+1)為第k+1次迭代的升降舵偏，δe(k)為第k次迭代的升降舵偏，μ為迭代係數，用於調整迭代收斂特性，α
trim
為配平狀態的迎角；
[0034]
步驟2.4，將配平狀態的迎角、航跡傾角及步驟2.3所得到的升降舵偏代入式(1)中平衡方程組的第二式，得到配平空速，為：
[0035][0036]
式中，v
a,trim
為配平空速，θ
trim
為配平狀態俯仰角，ρ為空氣密度，m為無人機質量，g為重力加速度，c
d,trim
為配平狀態阻力係數，c
l,trim
為配平狀態升力係數；
[0037]
步驟2.5，將配平狀態的迎角、航跡傾角及步驟2.3所得到的升降舵偏、步驟2.4所得到的配平空速代入式(1)中平衡方程組的第一式，得到配平推力，為：
[0038][0039]
式中，t
trim
為配平推力。
[0040]
步驟3，以迎角為橫軸、航跡傾角為縱軸，將配平升降舵偏、配平空速、配平推力以等高線分布的形式表示，得到全狀態配平等高線分布圖，具體地：
[0041]
在步驟2配平計算的基礎上，遍歷計算預期工作範圍內不同配平迎角和航跡傾角對應的配平升降舵偏、空速及發動機推力狀態，再以迎角為橫坐標、航跡傾角為縱坐標，畫出配平空速、發動機推力、升降舵偏及對應俯仰角的等高線分布，即得到全狀態配平等高線分布圖。在全狀態配平等高線分布圖中，某一點對應的迎角、航跡傾角、空速、升降舵偏、發動機推力及俯仰角為同一組配平狀態。
[0042]
步驟4，在全狀態配平等高線分布圖中引入飛行器性能約束和控制約束條件，得到無人機的可控域，具體地：
[0043]
在全狀態配平等高線分布圖中，確定零推力等高線至最大推力等高線區域、升降舵偏限制區域以及空速非負區域，三個區域相交的部分為即為無人機的可控域，進一步可
在圖中設計不同狀態平穩轉換過程。
[0044]
步驟5，在可控域內選擇無人機期望的工作點，計算該期望工作點鄰域內速度、迎角變化趨勢，得到速度迎角相圖，並通過速度迎角相圖判斷該期望工作點的穩定性，其具體實施過程為：
[0045]
步驟5.1，在全狀態配平等高線分布圖中選取無人機期望的工作點，並限定該工作點的推力和俯仰角；
[0046]
步驟5.2，建立迎角和速度的動力學微分方程，為：
[0047][0048]
式中，va為無人機的速度，α為無人機的迎角，d為阻力，θc為期望工作點對應的俯仰角，tc為期望工作點對應的推力，l為升力；將步驟5.1中無人機期望的工作點的推力和俯仰角代入所述動力學微分方程，遍歷計算無人機期望的工作點處空速和迎角鄰域內的變化率；
[0049]
步驟5.3，根據無人機期望的工作點處空速和迎角鄰域內的變化率得到迎角速度相圖，並通過迎角速度相圖判斷步驟5.1中無人機期望的工作點的穩定性。
[0050]
圖2即為根據某無人機特性計算得到的全狀態配平等高線分布圖，圖2中粗實線表示配平推力等高線分布，縱向虛線表示速度分布，縱向細實線表示配平舵偏角，斜向點線表示俯仰角。控制舵偏限幅正負30度，圖2中舵偏分布在限幅範圍內，因此零推力線和最大推力線中間的區域為可控域。圖2中速度等高線分布隨迎角增加變得稀疏，其中11m/s和10m/s速度線圍成的y型區域內，速度變化很小而迎角變化較大，因此在該區域內配平狀態對速度變化較敏感。
[0051]
選取圖2中s1和s2點為期望工作點，即限定推力和俯仰角，計算附近區域內速度和迎角變化趨勢，得到圖3所示的針對s1和s2狀態的迎角速度相圖。圖3中趨勢變化情況可以直觀地判斷出s1工作點為不穩定鞍點，s2狀態為穩定焦點。
[0052]
以上所述僅為本發明的優選實施例，並非因此限制本發明的專利範圍，凡是在本發明的發明構思下，利用本發明說明書及附圖內容所作的等效結構變換，或直接/間接運用在其他相關的技術領域均包括在本發明的專利保護範圍內。