本發(fā)明涉及飛行器參數(shù)采集研究領(lǐng)域，具體涉及一種對(duì)稱布局多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置的檢測(cè)方法。

背景技術(shù)：

近年來，隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)、自動(dòng)控制技術(shù)和高性能傳感器技術(shù)的發(fā)展，無人機(jī)在農(nóng)業(yè)、民用、工業(yè)和軍事領(lǐng)域受到普遍關(guān)注并得到了大力的發(fā)展。目前，無人機(jī)種類繁多，有固定翼、單旋翼、多旋翼、無人飛艇、無人傘翼機(jī)等，其中多旋翼無人機(jī)從結(jié)構(gòu)角度細(xì)分，可分為對(duì)稱布局和非對(duì)稱布局兩種，對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)因其便于操作上手又最為常見。

同時(shí)，隨著對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)的普及，對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)飛行的安全穩(wěn)定性越來越得到重視，作為無人機(jī)的“大腦”，飛行控制系統(tǒng)也愈發(fā)的凸顯出其重要性。飛行控制系統(tǒng)能夠?qū)崟r(shí)采集各傳感器測(cè)量的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)、接收命令及數(shù)據(jù)，經(jīng)計(jì)算處理，輸出控制指令給執(zhí)行機(jī)構(gòu)，同時(shí)將無人機(jī)的狀態(tài)數(shù)據(jù)及工作狀態(tài)參數(shù)實(shí)時(shí)送回地面測(cè)控站。飛行控制系統(tǒng)是保證無人機(jī)飛行穩(wěn)定的關(guān)鍵，因此得到對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)飛行狀態(tài)的準(zhǔn)確數(shù)據(jù)，便顯得尤為重要。

對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)的動(dòng)態(tài)受力中心是對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)所有旋翼升力的合力作用在無人機(jī)機(jī)體上的一個(gè)作用點(diǎn)，受力中心的位置隨著無人機(jī)飛行參數(shù)及姿態(tài)的改變不斷動(dòng)態(tài)變化著，對(duì)于對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)的穩(wěn)定性影響極其顯著?，F(xiàn)有飛行控制系統(tǒng)測(cè)得的對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)種類較少，大多集中在旋翼轉(zhuǎn)速、控制電流、地磁角度等層面，并未從每架對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)自身獨(dú)特的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)出發(fā)，缺乏動(dòng)態(tài)受力中心位置研究，同樣對(duì)于對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)重心和動(dòng)態(tài)受力中心二者動(dòng)態(tài)關(guān)系的研究較少。以上原因?qū)е嘛w行控制系統(tǒng)和對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)不能完美的契合在一起，對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)的飛行還總是存在給種各樣的小問題。那么設(shè)計(jì)一種對(duì)稱布局多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置的檢測(cè)方法便具有顯著的科學(xué)意義。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明為了克服目前現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，針對(duì)對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)變化中的穩(wěn)定性問題，提供了一種對(duì)稱布局多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置的檢測(cè)方法。能夠準(zhǔn)確得到對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)的動(dòng)態(tài)受力中心位置，以輔助飛行控制系統(tǒng)更好操控對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)飛行狀態(tài)。

本發(fā)明解決上述技術(shù)問題的技術(shù)方案是：

一種對(duì)稱布局多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置的檢測(cè)方法，其特征在于，包括以下步驟：

(1)對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)靜止，采集無人機(jī)旋翼面幾何中心位置信息，得到具體旋翼面區(qū)域內(nèi)幾何中心位置圖形方程；

(2)對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)起飛任意飛行，利用幾何中心位置圖形方程得到無人機(jī)重心位置信息，以動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)形式記錄；

(3)利用傳感器實(shí)時(shí)采集無人機(jī)各旋翼轉(zhuǎn)速和空間姿態(tài)位置信息，提取二者數(shù)據(jù)特征，得到無人機(jī)飛行軌跡方程和空間姿態(tài)方程；

(4)利用得到的空間姿態(tài)方程結(jié)合旋翼面區(qū)域內(nèi)幾何中心位置圖形方程，得到無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置方程，并將動(dòng)態(tài)受力中心位置轉(zhuǎn)換為動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)形式記錄；

(5)將重心的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)和動(dòng)態(tài)受力中心位置的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)進(jìn)行實(shí)時(shí)比較，得到二者的動(dòng)態(tài)變化關(guān)系；

(6)飛行控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)處理比對(duì)二者動(dòng)態(tài)關(guān)系，協(xié)助無人機(jī)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，以保證飛行穩(wěn)定性。

具體的，所述無人機(jī)為對(duì)稱布局結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)，所有旋翼在同一平面內(nèi)對(duì)稱布置，且旋翼槳葉形狀大小一致。

優(yōu)選的，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)形狀可為圓形、方形等。

具體的，所述步驟(1)中，對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)旋翼面區(qū)域內(nèi)幾何中心位置圖形方程為pj＝f1(x1，x2，x3.....x2m)，其中2m為旋翼總數(shù)，m為任意正整數(shù)。

具體的，所述步驟(2)中，對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)重心位置動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)為g(gx，gy，gz)，其中x、y、z為空間坐標(biāo)三個(gè)方向分量。

優(yōu)選的，所述步驟(2)中，所述重心位置與步驟(1)采集的幾何中心位置關(guān)系為g(gx，gy，gz)＝rjgpj，其中rjg為位置關(guān)系轉(zhuǎn)化系數(shù)，依據(jù)每架無人機(jī)自身獨(dú)特的結(jié)構(gòu)特性而定。

優(yōu)選的，所述步驟(3)中，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)各旋翼轉(zhuǎn)速自無人機(jī)前進(jìn)方向順時(shí)針起分別為n1、n2.......n2m；所述空間姿態(tài)位置信息由傳感器測(cè)定，包括飛行速度v、飛行高度h、飛行用時(shí)t、俯仰角α、翻滾角β、航向角γ及地理坐標(biāo)信息。

具體的，所述空間姿態(tài)信息還包括無人機(jī)的飛行速度變化均勻程度以及飛行高度變化情況。

具體的，所述步驟(3)中，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)飛行軌跡方程為l＝f2(v，h，t)；

具體的，所述步驟(3)中，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)空間姿態(tài)方程為kz＝f5[lf3(α，β，γ)]f4(n1、n2.....n2m)，其中f4(n)為旋翼轉(zhuǎn)速方程。

優(yōu)選的，所述步驟(4)中，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置方程為dz＝f6(pjkz)，轉(zhuǎn)換為動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)形式為d(dx，dy，dz)，轉(zhuǎn)換方程為d(dx，dy，dz)＝f7(z)dz，其中其中x、y、z為空間坐標(biāo)三個(gè)方向分量，f7(z)為動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)轉(zhuǎn)換方程。

具體的，所述步驟(5)中，所述重心的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)和動(dòng)態(tài)受力中心位置的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)二者的關(guān)系方程為d＝f8(k)g，其中f8(k)為動(dòng)態(tài)空間矢量關(guān)系轉(zhuǎn)換方程。

優(yōu)選的，所述步驟(6)中，各傳感器將采集到的相關(guān)信息通過通信模塊實(shí)時(shí)傳送給飛行控制系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)分析比對(duì)重心和動(dòng)態(tài)受力中心二者動(dòng)態(tài)關(guān)系，經(jīng)計(jì)算處理，輸出控制指令給執(zhí)行機(jī)構(gòu)，增強(qiáng)飛行穩(wěn)定性，同時(shí)將采集到的各種數(shù)據(jù)返回給地面站。

優(yōu)選的，所述通信模塊為無線傳輸模式。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有如下優(yōu)點(diǎn)和有益效果：

1、本發(fā)明能夠準(zhǔn)確得到對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)的動(dòng)態(tài)受力中心位置，以輔助無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)更好操控對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)飛行狀態(tài)，使飛行更加平穩(wěn)，大大增加了安全性和可靠性。

2、本發(fā)明通過對(duì)重心的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)和動(dòng)態(tài)受力中心位置的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)進(jìn)行實(shí)時(shí)比較，得到二者的動(dòng)態(tài)變化關(guān)系，從一個(gè)全新的角度闡釋了無人機(jī)飛行的原理，具有極強(qiáng)的創(chuàng)新性和前瞻性。

3、本發(fā)明適用于各旋翼數(shù)、各類型的對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)，對(duì)各類型的對(duì)稱布局無人機(jī)的穩(wěn)定性增強(qiáng)均有效，針對(duì)性強(qiáng)、應(yīng)用性強(qiáng)。

4、本發(fā)明可將對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)調(diào)節(jié)至最佳飛行狀態(tài)，能夠提高無人機(jī)能源利用率，增長滯空時(shí)間，提高工作效率，減少不必要的損耗，具有綠色高效的特點(diǎn)。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的對(duì)稱布局多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置的檢測(cè)方法的流程圖。

圖2是本發(fā)明的對(duì)稱布局多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置的檢測(cè)方法中對(duì)稱布局的無人機(jī)重心位置動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)形式的轉(zhuǎn)化方法流程圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合實(shí)施例及附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述，但本發(fā)明的實(shí)施方式不限于此。

參見圖1和圖2，本發(fā)明的對(duì)稱布局多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置的檢測(cè)方法包括以下步驟：

(1)對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)靜止，采集無人機(jī)旋翼面幾何中心位置信息，得到具體旋翼面區(qū)域內(nèi)幾何中心位置圖形方程；

(2)對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)起飛任意飛行，利用幾何中心位置圖形方程得到無人機(jī)重心位置信息，以動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)形式記錄；

(3)利用傳感器實(shí)時(shí)采集無人機(jī)各旋翼轉(zhuǎn)速和空間姿態(tài)位置信息，提取二者數(shù)據(jù)特征，得到無人機(jī)飛行軌跡方程和空間姿態(tài)方程；

(4)利用得到的空間姿態(tài)方程結(jié)合旋翼面區(qū)域內(nèi)幾何中心位置圖形方程，得到無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置方程，并將動(dòng)態(tài)受力中心位置轉(zhuǎn)換為動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)形式記錄；

(5)將重心的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)和動(dòng)態(tài)受力中心位置的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)進(jìn)行實(shí)時(shí)比較，得到二者的動(dòng)態(tài)變化關(guān)系；

(6)飛行控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)處理比對(duì)二者動(dòng)態(tài)關(guān)系，協(xié)助無人機(jī)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，以保證飛行穩(wěn)定性。

所述無人機(jī)為對(duì)稱布局結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)，所有旋翼在同一平面內(nèi)對(duì)稱布置，且旋翼槳葉形狀大小一致。

所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)形狀可為圓形、方形等。

所述步驟(1)中，對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)旋翼面區(qū)域內(nèi)幾何中心位置圖形方程為pj＝f1(x1，x2，x3.....x2m)，其中2m為旋翼總數(shù)，m為任意正整數(shù)，該方程以無人機(jī)各旋翼位置為基礎(chǔ)圖形參數(shù)，對(duì)無人機(jī)旋翼面區(qū)域內(nèi)幾何中心位置進(jìn)行限定。

具體的，通過matlab進(jìn)行積分計(jì)算，將運(yùn)算結(jié)果再次利用matlab生成二維幾何圖像，得到旋翼面有效邊界區(qū)域內(nèi)幾何中心位置的圖形方程。

所述步驟(2)中，對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)重心位置動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)為g(gx，gy，gz)，其中x、y、z為空間坐標(biāo)三個(gè)方向分量。

所述步驟(2)中，所述重心位置與步驟(1)采集的幾何中心位置關(guān)系為g(gx，gy，gz)＝rjgpj，其中rjg為位置關(guān)系轉(zhuǎn)化系數(shù)，依據(jù)每架無人機(jī)自身獨(dú)特的結(jié)構(gòu)特性而定。

具體的，采用isight軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)轉(zhuǎn)換。

所述步驟(3)中，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)各旋翼轉(zhuǎn)速自無人機(jī)前進(jìn)方向順時(shí)針起分別為n1、n2.......n2m；所述空間姿態(tài)位置信息由傳感器結(jié)合北斗導(dǎo)航定位系統(tǒng)測(cè)定，包括飛行速度v、飛行高度h、飛行用時(shí)t、俯仰角α、翻滾角β、航向角γ及地理坐標(biāo)信息。

所述空間姿態(tài)信息還包括無人機(jī)的飛行速度變化均勻程度以及飛行高度變化情況。

所述步驟(3)中，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)飛行軌跡方程為l＝f2(v，h，t)；

具體的，由北斗導(dǎo)航定位系統(tǒng)測(cè)得，利用matlab對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行優(yōu)化處理，得到飛行軌跡方程。

所述步驟(3)中，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)空間姿態(tài)方程為kz＝f5[lf3(α，β，γ)]f4(n1、n2.....n2m)，其中f4(n)為旋翼轉(zhuǎn)速方程。

具體的，建立無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型，采用lpv法則將其線性化。結(jié)合pid算法和位置控制器，對(duì)無人機(jī)旋翼機(jī)動(dòng)效果進(jìn)行仿真比較，得到旋翼轉(zhuǎn)速方程。

利用遺傳算法尋優(yōu)，獲得無人機(jī)姿態(tài)信息參數(shù)最佳值，通過對(duì)最佳控制參數(shù)的回歸分析，得到不規(guī)則布局的多旋翼無人機(jī)的空間姿態(tài)方程。

所述步驟(4)中，所述對(duì)稱布局的多旋翼無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置方程為dz＝f6(pjkz)，轉(zhuǎn)換為動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)形式為d(dx，dy，dz)，轉(zhuǎn)換方程為d(dx，dy，dz)＝f7(z)dz，其中其中x、y、z為空間坐標(biāo)三個(gè)方向分量，f7(z)為動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)轉(zhuǎn)換方程。

具體的，對(duì)無人機(jī)進(jìn)行三維建模，使用通用有限元分析軟件abaqus對(duì)無人機(jī)受載情況下應(yīng)力應(yīng)變及穩(wěn)定性進(jìn)行分析，利用耦合解法，部分變量全場聯(lián)立，得到無人機(jī)動(dòng)態(tài)受力中心位置方程。采用isight軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)轉(zhuǎn)換。

所述步驟(5)中，所述重心的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)和動(dòng)態(tài)受力中心位置的動(dòng)態(tài)空間矢量坐標(biāo)二者的關(guān)系方程為d＝f8(k)g，其中f8(k)為動(dòng)態(tài)空間矢量關(guān)系轉(zhuǎn)換方程。

具體的，同樣采用isight軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)矢量空間坐標(biāo)點(diǎn)轉(zhuǎn)換。

所述步驟(6)中，各傳感器將采集到的相關(guān)信息通過通信模塊實(shí)時(shí)傳送給飛行控制系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)實(shí)時(shí)分析比對(duì)重心和動(dòng)態(tài)受力中心二者動(dòng)態(tài)關(guān)系，經(jīng)計(jì)算處理，輸出控制指令給執(zhí)行機(jī)構(gòu)，增強(qiáng)飛行穩(wěn)定性，同時(shí)將采集到的各種數(shù)據(jù)返回給地面站。

所述通信模塊為無線傳輸模式。

上述為本發(fā)明較佳的實(shí)施方式，但本發(fā)明的實(shí)施方式并不受上述內(nèi)容的限制，其他的任何未背離本發(fā)明的精神實(shí)質(zhì)與原理下所作的改變、修飾、替代、組合、簡化，均應(yīng)為等效的置換方式，都包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。