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一種傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真建模方法及其系統(tǒng)的制作方法

文檔序號(hào):4142256閱讀:544來(lái)源:國(guó)知局
專(zhuān)利名稱(chēng):一種傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真建模方法及其系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域
本發(fā)明屬于無(wú)人機(jī)飛行控制領(lǐng)域,涉及一種無(wú)人機(jī)建模方法,尤其是將機(jī)理與辨識(shí)建模相結(jié)合的針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)進(jìn)行建模的方法。
背景技術(shù)
傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)作為一種將固定翼飛機(jī)和直升機(jī)特點(diǎn)融為一體的新型飛行器,是近年來(lái)國(guó)內(nèi)外本領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)。該飛行器機(jī)翼兩端分別安上發(fā) 動(dòng)機(jī)短艙,起飛和降落可以像雙旋翼直升機(jī)那樣實(shí)現(xiàn);前飛時(shí)短艙向前傾轉(zhuǎn),旋翼產(chǎn)生向前的推力,類(lèi)似于螺旋槳飛機(jī)。傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)既具有常規(guī)直升機(jī)的垂直起降和南中懸停能力,又具有固定翼飛行器飛行速度快的優(yōu)點(diǎn),具有非常高的應(yīng)用價(jià)值。傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器有別于傳統(tǒng)的定翼飛行器與旋翼飛行器,結(jié)構(gòu)上更加復(fù)雜,不是兩者的簡(jiǎn)單組合,其動(dòng)力學(xué)特性比常規(guī)飛行器復(fù)雜的多,如何準(zhǔn)確建模是傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)研究工作中迫切需要解決的一個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題。機(jī)理建模可以通過(guò)對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)的研究得出完整的非線(xiàn)性模型,而辨識(shí)建??梢酝ㄟ^(guò)對(duì)真實(shí)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析得到準(zhǔn)確的模型參數(shù)。這種機(jī)理建模與辨識(shí)建模相結(jié)合的方法在飛行器的建??梢匀〉昧撕芎玫男Ч鸒

發(fā)明內(nèi)容
技術(shù)問(wèn)題
本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種基于傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)非線(xiàn)性模型的無(wú)人機(jī)仿真建模方法,其利用系統(tǒng)辨識(shí)的方法,對(duì)線(xiàn)性化后的模型進(jìn)行了辨識(shí)。技術(shù)方案
為了解決上述的技術(shù)問(wèn)題,本發(fā)明的傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真建模方法包括下列步驟步驟一采用分體法對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的旋翼、機(jī)翼、機(jī)身、平尾和垂尾五個(gè)機(jī)體部分分別進(jìn)行建模,得到傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的非線(xiàn)性模型集;
步驟二 分別對(duì)步驟一所述的五個(gè)機(jī)體部分建立機(jī)體運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,通過(guò)解耦與小擾動(dòng)線(xiàn)性化分析得到待辨識(shí)線(xiàn)性模型的傳遞函數(shù),為模型結(jié)構(gòu)的辨識(shí)提供線(xiàn)性模型集;
步驟三采集傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),并存儲(chǔ)在計(jì)算機(jī)中;
步驟四對(duì)步驟三所得的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理,采用低階多項(xiàng)式滑動(dòng)擬合法進(jìn)行數(shù)據(jù)野值識(shí)別與剔除,并使用拉格朗日插值公式對(duì)野值進(jìn)行補(bǔ)正;
步驟五利用可變帶寬及可變采樣頻率的四階低通數(shù)字濾波器對(duì)步驟四所述的經(jīng)過(guò)預(yù)處理的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理;步驟六基于步驟五得到的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和步驟二得到的線(xiàn)性模型集,通過(guò)按損失函數(shù)定階法得到線(xiàn)性模型集的優(yōu)選模型階次,再分別利用經(jīng)典最小二乘法和非線(xiàn)性可分離的最小二乘法辨識(shí)得到離散模型,再通過(guò)離散一連續(xù)轉(zhuǎn)換得到傳遞函數(shù),最終得到傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真模型。更進(jìn)一步地,步驟一中,在機(jī)翼、平尾和垂尾模型中分別加入旋翼對(duì)它們的氣動(dòng)干擾參數(shù)。原因是傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的質(zhì)心隨著短艙傾角的變化而變化,而且傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)既有旋翼又有機(jī)翼,它們之間的氣動(dòng)干擾非常復(fù)雜而且重要,因此在建模過(guò)程中既需要考慮飛機(jī)質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)變化,又需要在機(jī)翼、平尾和垂尾模型中分別加入旋翼對(duì)它們的氣動(dòng)干擾,以此來(lái)提升模型的準(zhǔn)確性。為了能夠得到一個(gè)優(yōu)化的模型結(jié)構(gòu),本發(fā)明的方法采用了模型結(jié)構(gòu)辨識(shí),即基于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和線(xiàn)性模型集,利用按損失函數(shù)定階的方法確定線(xiàn)性模型的優(yōu)選階次。因?yàn)橥ㄟ^(guò)分析得到的線(xiàn)性模型階次均為四階,對(duì)應(yīng)的離散模型也是四階,本方法將四階作為模型階次的上限,利用按損失函數(shù)定階的方法從一階到四階之間給出一個(gè)優(yōu)選模型階次。
在步驟四中,針對(duì)飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的預(yù)處理,采用低階多項(xiàng)式滑動(dòng)擬合法進(jìn)行數(shù)據(jù)野值的識(shí)別與剔除并使用拉格朗日插值公式對(duì)野值進(jìn)行補(bǔ)正;設(shè)計(jì)了可變帶寬及可變采樣頻率的四階低通數(shù)字濾波器,對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波,技術(shù)指標(biāo)為=3ωρ,且ω>ω( 時(shí)阻帶衰減為3倍頻衰減40dB。本發(fā)明的方法最終基于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)及線(xiàn)性模型集,通過(guò)按損失函數(shù)定階的方法得到了線(xiàn)性模型的優(yōu)選模型階次;分別利用經(jīng)典最小二乘法和非線(xiàn)性可分離的最小二乘法辨識(shí)得到了離散模型,再通過(guò)離散一連續(xù)轉(zhuǎn)換得到傳遞函數(shù),并且最終得到的模型既能保證較好的辨識(shí)效果又能滿(mǎn)足模型階次較低,最后通過(guò)與GTRS模型的對(duì)比對(duì)辨識(shí)后的模型進(jìn)行了驗(yàn)證。本發(fā)明的用于實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真建模方法的系統(tǒng),包括用于安裝傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)并模擬其飛行狀態(tài)的飛行模擬實(shí)驗(yàn)架和用于采集傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛行信息的數(shù)據(jù)采集裝置,其中,所述的數(shù)據(jù)采集裝置采集記載傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛行狀態(tài)信息的傳感器信號(hào)和操縱輸入信號(hào)并傳輸?shù)絇C機(jī)中進(jìn)行儲(chǔ)存。其中,所述的飛行模擬實(shí)驗(yàn)架包括分別模擬傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航飛行狀態(tài)的實(shí)驗(yàn)支架。有益效果
本發(fā)明的仿真建模方法采用分體建模法,同時(shí)考慮了飛機(jī)質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)變化和旋翼對(duì)機(jī)翼、平尾和垂尾的氣動(dòng)干擾,通過(guò)離散一連續(xù)轉(zhuǎn)換得到辨識(shí)效果良好且能滿(mǎn)足模型階次較低的模型。用于實(shí)現(xiàn)該方法的系統(tǒng)可以模擬飛行器的多自由度飛行狀態(tài),為仿真過(guò)程提供了可靠的信息輸入。


圖1是傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)基本坐標(biāo)系示意 圖2是系統(tǒng)辨識(shí)流程 圖3是傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型結(jié)構(gòu) 圖4是傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)辨識(shí)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)結(jié)構(gòu)示意圖;圖5是數(shù)據(jù)采集軟件流程 圖6是基于NSLS法(非線(xiàn)性可分離的最小二乘法)的滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航線(xiàn)性模型辨識(shí)輸出與實(shí)測(cè)輸出示意 圖7是基于NSLS法的線(xiàn)性模型辨識(shí)輸出與實(shí)測(cè)輸出示意 圖8是基于NSLS法的偏航線(xiàn)性模型辨識(shí)輸出與實(shí)測(cè)輸出示意圖。
具體實(shí)施例方式以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步說(shuō)明。
實(shí)施例一
本實(shí)施例為一種傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真建模方法,其包括下列步驟
步驟一采用分體法對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的旋翼、機(jī)翼、機(jī)身、平尾和垂尾五個(gè)機(jī)體部分分別進(jìn)行建模,得到傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的非線(xiàn)性模型集;如圖1所示,本發(fā)明采用分體法對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的旋翼、機(jī)翼、機(jī)身、平尾和垂尾五個(gè)部分分別進(jìn)行建模,從而提升動(dòng)力學(xué)模型的準(zhǔn)確性,完善了傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的非線(xiàn)性模型。步驟二 分別對(duì)步驟一所述的五個(gè)機(jī)體部分建立機(jī)體運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,通過(guò)解耦與小擾動(dòng)線(xiàn)性化分析得到待辨識(shí)線(xiàn)性模型的傳遞函數(shù),為模型結(jié)構(gòu)的辨識(shí)提供線(xiàn)性模型集;
步驟三采集傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),并存儲(chǔ)在計(jì)算機(jī)中;
步驟四對(duì)步驟三所得的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理,采用低階多項(xiàng)式滑動(dòng)擬合法進(jìn)行數(shù)據(jù)野值識(shí)別與剔除,并使用拉格朗日插值公式對(duì)野值進(jìn)行補(bǔ)正;
步驟五利用可變帶寬及可變采樣頻率的四階低通數(shù)字濾波器對(duì)步驟四所述的經(jīng)過(guò)預(yù)處理的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理;
步驟六基于步驟五得到的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和步驟二得到的線(xiàn)性模型集,通過(guò)按損失函數(shù)定階法得到線(xiàn)性模型集的優(yōu)選模型階次,再分別利用經(jīng)典最小二乘法和非線(xiàn)性可分離的最小二乘法辨識(shí)得到離散模型,再通過(guò)離散一連續(xù)轉(zhuǎn)換得到傳遞函數(shù),最終得到傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真模型。如圖2所示,首先通過(guò)理論分析方法給出了傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的非線(xiàn)性模型,經(jīng)過(guò)簡(jiǎn)化得到線(xiàn)性模型,為模型結(jié)構(gòu)的辨識(shí)提供了模型集;然后搭建了傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的辨識(shí)實(shí)驗(yàn)平臺(tái),包括地面模擬飛行實(shí)驗(yàn)支架的搭建和數(shù)據(jù)采集裝置的設(shè)計(jì);接著進(jìn)行的辨識(shí)實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì),包括輸入信號(hào)的設(shè)計(jì)、數(shù)據(jù)采樣頻率及數(shù)據(jù)長(zhǎng)度的選擇,對(duì)采集的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了預(yù)處理;最后基于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),分別利用最小二乘法和非線(xiàn)性可分離的最小二乘法辨識(shí)得到了傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)直升機(jī)模態(tài)下的線(xiàn)性模型,并對(duì)辨識(shí)結(jié)果進(jìn)行了分析。如圖3所示,為得到的傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型結(jié)構(gòu)圖。圖6-圖8為基于NSLS法的模型辨識(shí)輸出與實(shí)測(cè)輸出對(duì)比示意圖,圖6中兩條曲線(xiàn)的似然度σ=73.94,圖7中兩條曲線(xiàn)的似然度σ =84. 2,圖8中兩條曲線(xiàn)的似然度σ =86. 01。可以看出,利用NSLS法得到的辨識(shí)模型的辨識(shí)輸出曲線(xiàn)和實(shí)測(cè)輸出曲線(xiàn)擬合效果較好,證明模型的準(zhǔn)確性較高。實(shí)施例二
如圖4、圖5所示,本實(shí)施例為一種用于實(shí)現(xiàn)實(shí)施例一所述的仿真方法的系統(tǒng),包括用于安裝傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)并模擬其飛行狀態(tài)的飛行模擬實(shí)驗(yàn)架和用于采集傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛行信息的數(shù)據(jù)采集裝置,其中,所述的數(shù)據(jù)采集裝置采集記載傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛行狀態(tài)信息的傳感器信號(hào)和操縱輸入信號(hào)并傳輸?shù)絇C機(jī)中進(jìn)行儲(chǔ)存。所述的飛行模擬實(shí)驗(yàn)架包括分別模擬傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航飛行狀態(tài)的實(shí)驗(yàn)支架。
權(quán)利要求
1.一種傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真建模方法,其特征在于,包括下列步驟步驟一采用分體法對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的旋翼、機(jī)翼、機(jī)身、平尾和垂尾五個(gè)機(jī)體部分分別進(jìn)行建模,得到傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的非線(xiàn)性模型集;步驟二 分別對(duì)步驟一所述的五個(gè)機(jī)體部分建立機(jī)體運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,通過(guò)解耦與小擾動(dòng)線(xiàn)性化分析得到待辨識(shí)線(xiàn)性模型的傳遞函數(shù),為模型結(jié)構(gòu)的辨識(shí)提供線(xiàn)性模型集;步驟三采集傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),并存儲(chǔ)在計(jì)算機(jī)中;步驟四對(duì)步驟三所得的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理,采用低階多項(xiàng)式滑動(dòng)擬合法進(jìn)行數(shù)據(jù)野值識(shí)別與剔除,并使用拉格朗日插值公式對(duì)野值進(jìn)行補(bǔ)正;步驟五利用可變帶寬及可變采樣頻率的四階低通數(shù)字濾波器對(duì)步驟四所述的經(jīng)過(guò)預(yù)處理的飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理;步驟六基于步驟五得到的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和步驟二得到的線(xiàn)性模型集,通過(guò)按損失函數(shù)定階法得到線(xiàn)性模型集的優(yōu)選模型階次,再分別利用經(jīng)典最小二乘法和非線(xiàn)性可分離的最小二乘法辨識(shí)得到離散模型,再通過(guò)離散一連續(xù)轉(zhuǎn)換得到傳遞函數(shù),最終得到傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真模型。
2.如權(quán)利要求1所述的傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真建模方法,其特征在于,步驟一中,在機(jī)翼、平尾和垂尾模型中分別加入旋翼對(duì)它們的氣動(dòng)干擾參數(shù)。
3.一種用于實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1所述的方法的系統(tǒng),其特征在于,包括用于安裝傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)并模擬其飛行狀態(tài)的飛行模擬實(shí)驗(yàn)架和用于采集傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛行信息的數(shù)據(jù)采集裝置,其中,所述的數(shù)據(jù)采集裝置采集記載傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛行狀態(tài)信息的傳感器信號(hào)和操縱輸入信號(hào)并傳輸?shù)絇C機(jī)中進(jìn)行儲(chǔ)存。
4.如權(quán)利要求3所述的系統(tǒng),其特征在于,所述的飛行模擬實(shí)驗(yàn)架包括分別模擬傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航飛行狀態(tài)的實(shí)驗(yàn)支架。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)仿真建模方法及其系統(tǒng),所述的建模方法利用系統(tǒng)辨識(shí)的方法,對(duì)線(xiàn)性化后的模型進(jìn)行了辨識(shí),同時(shí)考慮了飛機(jī)質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)變化和旋翼對(duì)機(jī)翼、平尾和垂尾的氣動(dòng)干擾,通過(guò)離散—連續(xù)轉(zhuǎn)換得到辨識(shí)效果良好且能滿(mǎn)足模型階次較低的模型。所述的系統(tǒng)包括用于安裝傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)并模擬其飛行狀態(tài)的飛行模擬實(shí)驗(yàn)架和用于采集傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛行信息的數(shù)據(jù)采集裝置,可以模擬飛行器的多自由度飛行狀態(tài),為仿真過(guò)程提供了可靠的信息輸入。
文檔編號(hào)B64F5/00GK103010485SQ20121056226
公開(kāi)日2013年4月3日 申請(qǐng)日期2012年12月21日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月21日
發(fā)明者曹云峰, 莊麗葵, 王彪, 徐硯峰, 朱國(guó)鳴, 謝也, 胡亮, 申珊穎 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)
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