本發(fā)明屬于無人機控制，特別涉及一種采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸?？刂品椒?。

背景技術(shù)：

1、固定翼無人機在飛行過程中，若其在豎直狀態(tài)時氣動中心位于重心下方，處于不穩(wěn)定狀態(tài)，且懸停或者下降時氣動舵面的效果非常有限，常常受到側(cè)風(fēng)等外部擾動的影響，導(dǎo)致其姿態(tài)難以保持穩(wěn)定。因此，為了提高其飛行的穩(wěn)定性和安全性，此問題迫切需要解決。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、發(fā)明目的：為了克服以上不足，本發(fā)明的目的是提供一種采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸?？刂品椒?，通過施加縱向周期激勵來增強固定翼無人機在豎直懸停狀態(tài)下的姿態(tài)穩(wěn)定性的方法，該方法通過建立固定翼無人機縱平面內(nèi)的飛行力學(xué)模型，并對力學(xué)模型進(jìn)行合理推導(dǎo)與轉(zhuǎn)化，分析固定翼無人機在受到縱向周期激勵時的動態(tài)響應(yīng)，從而實現(xiàn)對無人機姿態(tài)的有效控制，提高其運行的安全性和穩(wěn)定性。

2、技術(shù)方案：為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸停控制方法，包括：

3、s1）：首先建立固定翼無人機縱平面內(nèi)飛行力學(xué)模型；

4、s2）：對s1）中建立的固定翼無人機縱平面內(nèi)飛行力學(xué)模型進(jìn)行推導(dǎo)并簡化，得到簡化后的新的無人機縱平面內(nèi)飛行力學(xué)模型；

5、s3）：對s2）中得到的新的無人機縱平面內(nèi)飛行力學(xué)模型的穩(wěn)定性進(jìn)行分析；

6、s4）：通過周期激勵參數(shù)對新的無人機縱平面內(nèi)飛行力學(xué)模型進(jìn)行驗證。

7、本發(fā)明中所述的采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸停控制方法，所述s1）中建立固定翼無人機縱平面內(nèi)飛行力學(xué)模型具體如下：

8、假設(shè)固定翼無人機在縱平面內(nèi)運動，忽略橫向運動和滾轉(zhuǎn)、偏航的影響，僅考慮以下變量：

9、：飛機縱軸相對于豎直面的角度；

10、：俯仰角速度；

11、：俯仰角加速度；

12、t：螺旋槳推力；

13、g：無人機重力；

14、m：無人機的質(zhì)量；

15、g：重力加速度；

16、i：無人機的轉(zhuǎn)動慣量；

17、m：合力矩

18、僅考慮無人機保持姿態(tài)穩(wěn)定，即不轉(zhuǎn)動或在小角度內(nèi)轉(zhuǎn)動，不考慮無人機直線漂移時，假設(shè)無人機的力學(xué)模型為剛體繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動，

19、無人機縱平面內(nèi)飛行力學(xué)模型為：

20、

21、其中，i為無人機的轉(zhuǎn)動慣量，為俯仰角加速度，m為合力矩；

22、當(dāng)重力和氣動阻力均過無人機重心，不產(chǎn)生俯仰力矩，只考慮螺旋槳動力周期變化即縱向激勵的影響，因此強制舵面不偏轉(zhuǎn)，此時舵面引起的俯仰力矩也為0；

23、假設(shè)螺旋槳推力過無人機重心，則此時螺旋槳推力也不提供俯仰力矩；此狀態(tài)下飛機懸停時，飛行速度近乎為0，因此沒有飛行時相對氣流產(chǎn)生的升力，同樣沒有相對氣流產(chǎn)生的氣動力矩：?則：

24、

25、其中，

26、其中，為滑流區(qū)內(nèi)機翼產(chǎn)生的升力引起的氣動力矩，為風(fēng)擾動引起的力矩，為滑流區(qū)內(nèi)機翼產(chǎn)生的升力，d為滑流區(qū)內(nèi)機翼產(chǎn)生的升力作用線到重心的垂直距離。

27、本發(fā)明中所述的采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸停控制方法，當(dāng)無人機位于滑流區(qū)內(nèi)其機翼產(chǎn)生的升力主要與螺旋槳推力、浸潤面積、螺旋槳面積和氣動系數(shù)有關(guān)，對于任一機翼，其螺旋槳滑流區(qū)內(nèi)機翼產(chǎn)生的升力l可由經(jīng)典公式給出：

28、，

29、其中：為空氣密度，為機翼上的有效流速，這里主要來自于螺旋槳滑流。

30、s為滑流區(qū)內(nèi)的有效機翼面積，為機翼的升力系數(shù)；

31、螺旋槳后方機翼上的速度模型為：

32、

33、其中，t為螺旋槳推力；a為螺旋槳槳盤面積；

34、將速度模型帶入升力公式整理后可得：

35、，

36、其中，l為螺旋槳滑流區(qū)內(nèi)機翼產(chǎn)生的升力；s為受螺旋槳滑流影響的機翼面積；

37、其中，給螺旋槳推力施加周期變化，定義：

38、，

39、其中，為螺旋槳基礎(chǔ)推力，，

40、

41、其中，g為無人機重力；m為無人機的質(zhì)量；g為重力加速度；為俯仰角加速度；

42、i為無人機的轉(zhuǎn)動慣量；為引入的參數(shù)，物理意義為螺旋槳拉力變化的幅值；

43、當(dāng)不考慮風(fēng)擾動時，上式可化為：

44、

45、將上式標(biāo)準(zhǔn)化

46、

47、

48、令，，；

49、則上式化為

50、

51、引入一個零均值的項：

52、最后得到以下方程：

53、

54、式中，和是參數(shù)，該方程有理論研究當(dāng)參數(shù)和取得某些值時系統(tǒng)將處于穩(wěn)定狀態(tài)。

55、本發(fā)明中所述的采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸?？刂品椒?，所述s4）中通過周期激勵參數(shù)對新的無人機縱平面內(nèi)飛行力學(xué)模型進(jìn)行驗證過程如下：所述方程采用奇異攝動法求解；

56、根據(jù)floquet理論，凡是具有周期性系數(shù)的線性微分方程，都存在過度曲線把平面分割成穩(wěn)定區(qū)域和不穩(wěn)定區(qū)域，而且過渡曲線是在方程解的周期是或時產(chǎn)生的，沿著過渡曲線，方程至少有一個解是周期性的，具有周期或；

57、將方程的解和參數(shù)均展開成的冪級數(shù)：

58、

59、

60、代入原方程，按的次數(shù)整理，有

61、（1）

62、（2）

63、（3）

64、……

65、為了確保周期是或，只能有；

66、令由微分公式(1)知其有兩個線性無關(guān)的特解和；

67、令，為常數(shù)

68、代入公式（2）得

69、（4）

70、為了消除久期項，須滿足

71、公式（4）的一階周期解為

72、

73、代入公式（3）得

74、（5）；

75、為了消除久期項，須滿足

76、因此，公式（5）的二階周期解為

77、

78、因此原方程的周期解為

79、

80、對應(yīng)的過渡曲線為

81、

82、因此，可以根據(jù)、的值畫出穩(wěn)定性圖譜。

83、本發(fā)明中所述的采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸?？刂品椒ǎ谙到y(tǒng)內(nèi)，

84、，

85、其中，，

86、對于一架確定的無人機來說，參數(shù)可近似看作由無人機本身參數(shù)確定，此時

87、

88、當(dāng)時，可知影響系統(tǒng)是否穩(wěn)定的變量主要與參數(shù)b有關(guān)，即推力周期變化的幅值b決定了系統(tǒng)是否能夠保持穩(wěn)定。

89、本發(fā)明中所述的采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸停控制方法，根據(jù)穩(wěn)定性圖譜，當(dāng)確定時，總可以得到使得系統(tǒng)穩(wěn)定的取值范圍，此時對于

90、

91、總能使得無人機系統(tǒng)在豎直狀態(tài)懸停時保持穩(wěn)定。

92、上述技術(shù)方案可以看出，本發(fā)明具有如下有益效果：

93、本發(fā)明所述的一種采用縱向周期性激勵的固定翼豎直懸?？刂品椒?，通過施加縱向周期激勵來增強固定翼無人機在豎直懸停狀態(tài)下的姿態(tài)穩(wěn)定性的方法，該方法通過建立固定翼無人機縱平面內(nèi)的飛行力學(xué)模型，并對力學(xué)模型進(jìn)行合理推導(dǎo)與轉(zhuǎn)化，分析固定翼無人機在受到縱向周期激勵時的動態(tài)響應(yīng)，從而實現(xiàn)對無人機姿態(tài)的有效控制，提高其運行的安全性和穩(wěn)定性。

94、2、本發(fā)明中通過讓無人機推力周期性變化，可以在一定程度上給無人機提供一個俯仰恢復(fù)力矩，從而可以抵消面對突風(fēng)等情況時的微小擾動，進(jìn)一步提高其可控性和飛行的安全性和穩(wěn)定性。