无人直升机控制

无人直升机控制（精选9篇）

无人直升机控制 篇1

0 引言

无人驾驶直升机具有直升机能够垂直起降、空中悬停、转弯迅速灵活的优点,在配置了专门设备之后,就可以完成有人驾驶直升机无法执行的某些空中作业,又可完成固定翼无人驾驶飞机无法完成的某些任务。由于其占用面积小,起降方便灵活,特别适合舰载使用。美国的“火力侦察兵”于2006年实现了自主着舰[1],而国内目前无人直升机自主着舰未见报道。

为了实现无人直升机自主着舰,文献[1]提出了将着舰过程分为两步,第一步是无人直升机自主返航接近舰船,直至位于舰船附近一固定点并与舰船同速同向飞行。第二步为无人直升机以水平侧飞的方式飞行到甲板降落台正上方,再选择适当时机,相对于航行中的舰船垂直降落。文献[1]在第一步中只考虑了无人直升机位于舰船正后方某一点处的着舰引导,并没有提当无人直升机位于其他位置时的着舰引导方法。本文为了解决这个问题,参考文献[2]提出的方法,对着舰引导的第一步——进场引导进行了研究。

为了实现无人直升机的进场引导,本文首先根据直升机目前的空间位置、速度、航向设定航路点,生成参考航线,基于视线制导的思想,形成引导指令,采用显模型跟踪与PID控制的方法设计了飞行控制系统,跟踪参考航线,实现自主返航着舰。

1 无人直升机的着舰过程

根据文献[2]提出的有人直升机着舰的过程,无人直升机着舰过程如下:首先根据无人直升机与舰船当前的空间位置、速度和航向信息,实时生成返航航路点,通过三次样条插值法将航路点插补成一条平滑的参考航线,采用视线制导方法形成引导指令,通过飞行控制系统控制无人直升机跟踪航线与速度指令,实现自主返航着舰。其结构如图1所示。

文献[2]中规定了直升机接近舰船的高度下降线,即美海军规定的直升机着舰进场规范,因此本文无人直升机着舰返航接近舰船也采用该方式。无人直升机首先要以一个较快的速度到达进场线起始位置,并且速度控制在60 m/s以下,高度控制在122 m,为了控制航向为进场线的方向,无人直升机必须采用协调转弯的方法转弯。在进场时,必须同时控制速度缓慢减小,高度沿进场线下降,并保持无人直升机的姿态稳定。最终完成进场时,必须使无人直升机的速度方向与舰船速度方向一致,即无人直升机位于舰船附近一固定点并与舰船并行平飞。

2 无人直升机着舰参考航线的生成

本文的参考航线建立在舰船坐标系上,即坐标原点固定于舰船上,x轴为舰船行驶方向,y轴指向舰船右侧,z轴指向舰船下方。舰船以一个固定的速度向前行驶,参考航线相对与舰船保持不变。

2.1 航路点的生成

航路点即为飞行器在空中飞行时必须跟踪的一个点或一系列的点。这些跟踪点在物理上必须是可实现的。

一般航路点包含三个部分,即航路点的位置信息、无人直升机在航路点附近时的速度信息和无人直升机通过航路点时的航向。因此航路点的生成应考虑6个方面:即无人直升机初始位置、无人直升机的最终位置、起始航向、航路的可行性与安全性以及无人直升机以要求速度接近航路点时的最小转弯半径和无人直升机接近舰船时的高度要求。

根据无人直升机的起始位置,航路点生成可分为3种情况,如图2所示。图2中,点AL1,AL2与AL3为与舰船固连的航路点,这三点连成的直线为下降线AL,下降线AL与x轴存在15°的进场角r。HL1过点AL1并与AL垂直,HL2平行于HL1。无人直升机在着舰的最后阶段必须首先进入AL1点,然后沿着点AL1,AL2与AL3构成的航线进场着舰。根据无人直升机的初始位置的不同,将无人直升机返航区域分成A,B,C三个区域。无人直升机位于不同的区域,生成航路点不同。

当无人直升机位于A区域时,航路点生成器除了生成已有下降航路线上的点以外增加了3个点。这3个航路点放在进场线的哪一边,取决于无人直升机的初始航向。当无人直升机航向在r~r+180°之间时,取R1,R2和F这3个航路点;当无人直升机航向在0~r和r+180°~360°之间时,取L1,L2和F这3个航路点。航路点R1,R2和L1,L2关于AL对称。

当无人直升机位于B区域时,此时航路点生成器会增加“RAD”这段距离,使辅助线HL2下移。再与情况A一样设置三个辅助航路点时,可使这三个辅助航路点进一步远离直升机。这样就能使直升机总能到达第二个航路点。

当无人直升机位于C区域时,如图3所示,只设置一个航路点F且设置在下降线AL的延长线上,延长线的距离为“RAD”。当无人直升机起始位置与HL2太近时,航路点生成器会减小“RAD”这段距离,使直升机能经过航路点F。此航路点F设置目的是为了确定直升机具有正确的航线。

以起始位置为(-3 500,-2 000,-1 000)m,起始航向为50°,最小转弯半径取500 m时为例,此时直升机的起始位置位于C区域,生成的航路点如图3所示。图3中航路点AL1,AL3所连线段为进场线,航路点1为起点,航路点AL3为终点。航路点1,2所连线段的方向为起始航向。

2.2 参考航线的生成

为了将航路点连成一条光滑的曲线,可以采用插值函数。由于采用高阶多项式的插值往往会产生病态的结果,本文就采用了三次样条插值。

三次样条插值是一种考虑到了各个航路点处的速度和加速度不能产生跳变,即无人直升机在接近航路点时的速度和加速度与离开航路点时的速度和加速度要相等的插值方法。在三次样条插值中,要寻找三次多项式,以逼近每对航路点间的曲线,再通过约束航路点处的斜率和曲率是连续的,使得两点确定惟一的三次多项式。因此,给定N个航路点,就会有N-1个三次多项式。

根据上述原理,可以取(xd(θ),yd(θ),zd(θ))如下:

式中:(xd(θ),yd(θ),zd(θ))是飞机应跟踪的位置;θ是轨迹变量,且

则(xd(θ),yd(θ),zd(θ))的导数是:

因为通过航路点(xk-1,yk-1)的轨迹必须满足:

式中k=1,2,…,n,再根据平滑度要求可得:

根据上述方程,对于n个航路点,便有4(n-1)个未知数,若只选择末点的速度或加速度,则可形成4(n-1)个约束,联立求解便可求出所有的未知参数,获得n-1个三次多项式。

以起始位置为(-1 000,-1 000,-1 000)m,起始航向为110°,最小转弯半径取250 m时为例,此时无人直升机起始位置位于区域A,生成的航线如图4所示。图4中航路点AL1,AL3所连线段为进场线,航路点1为起点,航路点8为终点,航路点1,2所连方向为起始航向。

3 无人直升机着舰的轨迹跟踪与控制

为了实现无人直升机对参考航线的跟踪,采用视线法生成制导指令,采用显模型跟踪实现无人直升机对角速率的跟踪,PID控制形成速度的控制。

3.1 视线导引法

在生成的参考航线上,每两个航路点之取100个点作为路径点,如图5所示。图5中无人直升机正位于路径点1附近,而无人直升机的视线指向距离直升机为LPP的路径点3,本文中就把视线的方向定位参考航向。再通过与反馈信号航迹偏转角比较,通过PID控制显模型的滚转角和偏航角,通过协调转弯来控制航向。

根据此原理,基准航向角可由式(5)求得:

式中坐标可由式(6)求得:

式中LPP为常值。

3.2 飞行控制系统设计

本文在内回路采用显模型跟踪控制系统来实现四通道的控制解耦[3],在显模型的基础上利用PID控制来消除姿态误差,最终实现内回路的姿态控制。为了消除无人直升机的侧滑,采取了协调转弯的方式来控制直升机的航向[4]。为了控制直升机的速度,采取了基于路径点的速度跟踪,即在每个路径点上设置参考速度,并将无人直升机速度与其比较,通过PID控制消除误差,使直升机速度跟踪参考速度。

根据直升机进场时的要求,直升机速度应以一个较大的速度接近舰船,并在接近舰船途中慢慢减速至与舰船速度一致。由于本文采用了协调转弯,侧滑角Δβ近乎为0,所以认为直升机速度可以用前向速度u来代替,即控制住了前向速度,就实现了速度控制。

为此设计的控制律为:

式中:KP,KI,KD为控制参数;ΔV=u-Vc,Vc为路径点的参考速度。

4 仿真验证

以起始位置为(-3 500,-2 000,-1 000)m,起始航向为50°,起始速度为30 m/s,最小转弯半径取500 m,船速为10 m/s为例,对某型的无人直升机进行仿真验证。在舰船坐标系上得出的x-y平面轨迹如图6所示,图6中虚线为参考航线,实线为无人直升机的真实飞行航线。可以看到无人直升机在舰船坐标系下很好的跟踪了参考航线,并最终到达了船舶附近的固定点。

图7为无人直升机前向速度变化曲线,可以看出无人直升机在到达进场线之前速度基本不变,在进场线上随着接近舰船速度缓慢下降,直至降至船速附近。但在到达舰船附近固定点时无人直升机的速度并没有完全与舰船相同,比船速稍快了1.5 m/s,在进行无人直升机着舰第二步水平侧飞前还需要稍微调整一下。

图8为无人直升机的高度变化曲线,可以看出无人直升机从舰船上空1 000 m处快速降至进场线高度,再沿着进场线缓慢下降至舰船高度附近。

5 结论

本文对无人直升机自主返航着舰进行了研究,设计了一种无人直升机自主生成航线的方法,并通过视线引导设计制导律来控制轨迹,内回路采用显模型和PID结合来控制姿态和速度。通过仿真验证,初步证明了所设计系统的良好性能,验证了该方法的可行性。

摘要：为实现无人直升机自主返航着舰,根据无人直升机与舰船的位置信息,设计了一种无人直升机自主生成返航航线的方法,并将生成的参考航线离散成路径点,每个路径点都包含了无人机直升机着舰返航要求达到的位置和速度信息。采用视线引导的方法设计了无人直升机制导律,内回路采用基于显模型跟踪与PID相结合的方法,实现了无人直升机对轨迹与速度的跟踪控制。数值仿真表明所设计的系统具有良好的性能。

关键词：无人直升机,轨迹生成,跟踪控制,自主着舰,视线引导

无人直升机控制 篇2

[摘要]本文主要介绍了一款微小型无人直升机的整体控制系统,完成了基于单片机技术的姿态控制系统的硬件设计,并且完成了检测信号的模拟输出和舵机控制的试验。

[关键词]微小型无人直升机 单片机 姿态控制系统

一、控制系统总体方案

整个微小型无人直升机控制系统可分为机载部分和地面部分,机载部分负责维持飞机的稳定飞行并提供图像信息给地面,地面部分根据飞机的姿态及得到的图像信息做出下一步飞行的指令并发给机载部分。考虑到使用环境的复杂情况,由人使用遥控器现场操作可以较好控制飞行,并可对飞行中出现的各种情况及时处理,确保飞行的安全。地面部分与机载部分之间有两条数据链路:一条负责传送图像,一条负责传送飞行状态和指令。图像传送的数据链路通过无线摄像头解决。地面部分可以分为地面工作站和图像处理平台,前者与机载飞行控制器通讯以发送控制命令并获得飞机的飞行状态信息,后者获取机载摄像头的图像并对图像进行处理用以辅助判断,帮助操作者进行遥控操作。机载部分系统包括:飞行姿态测量控制系统模块、图像设备模块、数据链路以及执行舵机群等。地面部分包括控制器、工作站、和图像处理平台。

二、姿态控制系统

微小型无人直升机姿态控制系统的主要功能是稳定直升机的飞行姿态,或者说是稳定直升机的角运动。主要实现方式是在微小型直升机的控制回路上加上一个用于姿态测量的反馈回路,通过传感器得到微小型直升机的姿态信号,然后与要求控制的姿态信号进行比较,通过设计的反馈控制规律使输出的控制信号控制微小型直升机稳定在预期的姿态角度上。微小型直升机姿态测量控制系统包括倾角传感器、控制电路、多个舵机、接收机及遥控接收器等硬件部分。

其中控制电路的功能是接收接收机的操控信号和倾角传感器的输出信号,可以直接输出接收机的信号或者切换到输出遥控信号与传感器反馈信号叠加处理的结果,然后舵机接收控制电路的PWM信号控制直升机的旋翼。倾角传感器实时接收直升机的姿态信号,输出到控制电路。

三、控制系统的硬件实现

对于一般微小型无人直升机而言,其测控系统采用单片机作为控制单元是一种理想的选择,因为其成本低,体积和重量小。本设计采用混合系统级MCU芯片――C8051F320型单片机作为控制中心的姿态控制系统,选用的传感器是双轴的加速度传感器ADXL202,它可在两个方向上检测无人机在姿态上的变化,并输出PWM信号给单片机进行处理。由于飞行有3个姿态角,所以要用2片ADXL202。

单片机处于系统的主导地位,是实现控制算法、完成信号采集和信号转化的核心器件。所有的传感器信号和遥控指令都由单片机来识别和处理。单片机将这些数据按照一定的控制算法运算后,将数据结果转化为控制信号输出到舵机,或者利用数据传输模块,传回到地面接收装置,从而完成对飞行器的航向的测控。由于单片机对电源有要求,为了保证其电源的稳定性,我们还设计了电源稳压保护电路。

直升机的飞行姿态有相互关联的3对方向(航向,横滚和俯仰),每对方向都是关系飞机飞行姿态的直接因素。ADXL202型加速器的测量信号和接收机发送的信号混合控制直升机的姿态。控制电路将加速器的测量信号和遥控器发送的信号进行比较,得到的控制信号来控制舵机的转速。微小型直升机在飞行过程中若受到外力的干扰产生方向的偏差,由加速器测量输出PWM信号发送给控制电路,经过单片机处理和接收机信号比较后输出,采用单片机脉冲计数的`方法,向舵机输出PWM类型的控制指令,操纵舵机的变化,控制保持飞机的姿态。

在基于单片机的姿态测控系统中,选用舵机作为执行器件,控制执行结构的转角和位移。在舵机控制中,一方面需要完成单片机的控制指令输出,从而控制航向变化和航向保持,另一方面需要参考原始的控制指令和加速度的反馈信号完成姿态控制的算法。尽管这两者来源不同,但是对舵机而言并无太大区别。控制信号对舵机的控制就是改变PWM信号的占空比,利用PWM信号占空比的变化改变舵机的位置。

四、软件设计及调试

微小型无人直升机姿态控制系统的软件包括C8051F单片机的初始化、各通道数据的获得、控制算法的实现、输出PWM信号给舵机。C8051F单片机的初始化包括端口管脚的配置、定时器的初始化、PCA初始化。C8051要接收5个通道的PWM信号,即遥控器的三通道PWM信号,ADXL202的2个通道的PWM信号。控制算法是最关键的,首先根据遥控器输入的第三个通道PWM数值进行切换,比如接收到的第三个通过的PWM数值小于150(1.5ms)就切换到输出信号不受ADXL202影响的状态,即输出信号是遥控器的输入信号,中间不经过处理;如果数值大于150(1.5ms)就切换到输出信号是遥控器的输入信号和ADXL202的信号反馈到遥控器的输入信号,如果ADXL202测得有加速度证明航向角度偏离了预期的角度,就要通过修正输出信号保证旋翼保持在预期的转速。

PWM模块有C8051的PCA模块配置为高速输出方式,当PCA0H的值与该模块的寄存器PCA0CPLn和PCA0CPHn中的常数值相等时,CEXn引脚上的逻辑电平发生一次跳变,同时触发一次中断,实现PWM功能。为了试验设计出的印刷电路板是否能够满足输出控制信号的要求,设计了试验程序,来生成固定循环的能够控制舵机按照要求的方向来转动。设计的要求是舵机能够向左以固定频率转动,然后转回平衡位置,以此来循环转动。以此来检验以单片机为核心的控制电路是否能够产生控制信号并且驱动舵机来按要求转动。

经过调试,用数字式示波器证明舵机完全按照单片机的输出控制命令进行转动,方向和延迟都正确。

参考文献:

[1]求是科技.单片机典型模块设计实例导航[M].北京:人民邮电出版社 ,.

无人直升机控制 篇3

关键词：无人直升机,动态逆,着舰控制

直升机着舰不同于陆地降落, 其难度远大于陆地降落。直升机着舰受到舰船尺寸限制、舰船运动、海面风速以及甲板区域紊乱流场影响。因此, 直升机着舰绝不是直升机和舰船的简单叠加, 而是一项复杂的系统工程。无人直升机着舰, 由于是无人驾驶, 因此它无法依靠飞行员的驾驶经验, 从而提高了对飞行控制系统的要求。

无人直升机着舰需要设定好无人直升机飞行的轨迹, 使无人直升机按照设定的飞行轨迹靠近舰船进行着舰操作。

文中根据无人直升机着舰的要求和直升机运动的特殊性, 设计了直升机轨迹跟踪控制系统、无人直升机着舰轨迹, 以及通过数字仿真验证无人直升机着舰过程。

1 控制系统设计

由于无人直升机控制系统的要求较高, 而且直升机4通道之间关系相对复杂, 文中采用动态逆设计控制系统[1], 实现无人直升机的着舰控制。动态逆的基本思想是将非线性系统的所有状态作为控制变量, 然后求解全状态下的逆函数。即用一个来自控制器的信号去驱动对象, 而该控制器的传递函数就是该对象本身传递函数的逆。

无人直升机的非线性模型为$\dot{\mathit{x}}=f(x,u)$, 为了简化设计, 采用近似的直升机线性模型, 然后采用神经网络进行误差补偿。无人直升机线性模型为

$\dot{\mathit{x}}=\mathit{F}\mathit{x}+\mathit{G}\mathit{u}$ (1)

式中, x=[p q r φ ψ u v w]T;p, q, r为机体角速率;φ, θ, ψ, 为机体姿态角;u, v, w为直升机速度在机体轴上的分量;u=[δbδaδpδc]T;δb为纵向周期变距;δa为横向周期变距;δp为尾桨桨距;δc为总距。

直升机的控制系统分为内外两个回路的控制结构:内回路为直升机的姿态控制回路, 外回路为直升机的速度控制回路, 外回路的控制算法计算出改变飞行状态所需的姿态角, 然后将计算出的姿态角输入到内回路, 而内回路则根据相应控制算法对姿态进行控制。

1.1 外回路设计

采用时标分离方法将状态方程中的x分解成两种状态

x1=[p q r φ θ ψ]T (2)

x2=[u v w]T (3)

因为无人直升机模型有4个控制输入, 因此选择4个控制状态, 其中3个机体轴的速度, 1个航向角。另外, 将式 (1) 中的F矩阵和G矩阵分解成如下子矩阵

$\mathit{F}=\left[\begin{array}{ccc}F{}_{11}& F{}_{12}& F{}_{13}\\ F{}_{21}& F{}_{22}& F{}_{23}\\ F{}_{31}& F{}_{32}& F{}_{33}\end{array}\right],\mathit{G}=\left[\begin{array}{cc}G{}_{1\text{b}\text{a}\text{p}}& G{}_{1c}\\ G{}_{2\text{b}\text{a}\text{p}}& G{}_{2c}\\ G{}_{3\text{b}\text{a}\text{p}}& G{}_{3c}\end{array}\right]$

(4)

下标bap分别表示:δb, δa, δp;c表示δc。子矩阵的维数为Fij, Gibap∈R3×3, Gic∈R3, i, j=1, 2, 3。

根据直升机的运动规律, 首先发生变化的是直升机的角速度, 其次是姿态角, 因此外回路的动力学可以写成

$\dot{\mathit{x}}{}_2=F{}_{33}x{}_2+\mathit{G}{}_{\text{o}\text{u}\text{t}}\mathit{u}{}_{\text{o}\text{u}\text{t}}$ (5)

式中, Gout=[F32 (1∶3, 1∶2) G3c], uout=[φcomθcomδc]T。

用指令v2为$\dot{\mathit{x}}{}_2$赋值, 则式 (5) 转换为

uout=G${}_{\text{o}\text{u}\text{t}}^{-1}$ (v2-F33x2) (6)

式中, v2=[vuvvvw]T为外回路的输入控制量。在该式中采用比例积分控制减小速度误差。

1.2 内回路设计

内回路即姿态回路用来跟踪俯仰角、滚转角和预先设定的航向角。俯仰角和滚转角是由外回路形成的。俯仰角和滚转角在式 (6) 中定义, 具体的方程为

$\left[\begin{array}{l}\dot{\mathit{p}}\\ \dot{\mathit{q}}\\ \dot{\mathit{r}}\end{array}\right]=F{}_{11}\left[\begin{array}{l}p\\ q\\ r\end{array}\right]+F{}_{12}\left[\begin{array}{l}\phi \\ \theta \\ \psi \end{array}\right]+F{}_{13}\left[\begin{array}{l}u\\ v\\ w\end{array}\right]+\mathit{G}{}_{1\text{b}\text{a}\text{p}}\left[\begin{array}{l}\delta {}_b\\ \delta {}_a\\ \delta {}_p\end{array}\right]+\mathit{G}{}_{1c}\delta {}_c$

(7)

对于姿态控制, 根据欧拉角定义控制量v1

$\mathit{v}{}_1=\left[\begin{array}{l}v{}_{\phi }\\ v{}_{\theta }\\ v{}_{\psi }\end{array}\right]=\left[\begin{array}{l}v{}_{\text{p}\text{d}\phi }\\ v{}_{\text{p}\text{d}\theta }\\ v{}_{\text{p}\text{d}\psi }\end{array}\right]+\left[\begin{array}{l}\stackrel{\cdot \cdot }{{\displaystyle \phi }}{}_c\\ \stackrel{\cdot \cdot }{{\displaystyle \theta }}{}_c\\ \stackrel{\cdot \cdot }{{\displaystyle \psi }}{}_c\end{array}\right]-\left[\begin{array}{l}v{}_{\text{a}\text{d}\phi }\\ v{}_{\text{a}\text{d}\theta }\\ v{}_{\text{a}\text{d}\psi }\end{array}\right]$

(8)

下标c, pd和ad分别表示指令滤波器输出信号, 比例积分信号和神经网络补偿信号。在文中采用$\dot{\phi }\cong p,\dot{\theta }\cong q,\dot{\psi }\cong r$。根据式 (7) 和式 (8) 得到直升机的控制输入

$\left[\begin{array}{l}\delta {}_b\\ \delta {}_a\\ \delta p\end{array}\right]=\mathit{G}{}_{1\text{b}\text{a}\text{p}}^{-1}\left\{\mathit{v}{}_1-F{}_{11}\left[\begin{array}{l}p\\ q\\ r\end{array}\right]-F{}_{12}\left[\begin{array}{l}\phi \\ \theta \\ \psi \end{array}\right]-F{}_{13}\left[\begin{array}{l}u\\ v\\ w\end{array}\right]-\mathit{G}{}_{1c}\delta {}_c\right\}$

(9)

θc和θcom分别为外回路输出和指令滤波器输出。其他姿态角的形式与俯仰角一致。

图1为控制系统框图, 其中转换矩阵的作用是将地轴速度转换成机体轴速度, 其形式为

1.3 神经网络补偿动态逆误差

神经网络是为了补偿采用无人直升机近似模型产生的动态逆误差, 文献[2]中有关于神经网络结构的详细介绍。

图2为单隐层的神经网络, 该神经网络的输入输出映射关系可以表示为

$v{}_{\text{a}\text{d}k}=b{}_w\theta {}_{wk}+{\displaystyle \sum _{j=1}^{n{}_2}w}{}_{jk}\sigma {}_j(z{}_j),k=1,\cdots ,n{}_3$ (11)

式中, n1, n2和n3分别为神经网络输入层个数, 隐层个数和输出层个数;σ (z) 为神经网络的激活函数。

定义激活函数σ (z) 为σ=[bwσ (z1) , …, σ (zn2) ]T,

式中, bw>0使得权值矩阵W可以包含阈值θw。

定义X=[bvXT]T, 式中bv>0使得权值矩阵V可以包含阈值θv。

根据上述定义, 神经网络的输入输出关系可以写成

$v{}_{\text{a}\text{d}}=\mathit{W}{}^{\text{Τ}}\sigma (\mathit{V}{}^{\text{Τ}}\overline{\mathit{X}})$ (12)

式 (8) 中的神经网络信号[3]可以设定为$\widehat{\mathit{v}}{}_{\text{a}\text{d}}=\mathit{v}{}_{\text{a}\text{d}}+\mathit{v}{}_r$;$\mathit{v}{}_{\text{a}\text{d}}=\widehat{\mathit{W}}{}^{\text{Τ}}\widehat{\mathit{\sigma }}(\widehat{\mathit{V}}{}^{\text{Τ}}\overline{\mathit{X}})$;vr0=-Kr0ζT, Kr0>0;$\mathit{v}{}_{r1}=-{\rm K}{}_{r1}\left(\left|\widehat{\mathit{{\rm Z}}}\right|+\overline{\mathit{{\rm Z}}}\right)\frac{\mathit{\zeta }{}^{\text{Τ}}}{\left|\mathit{\zeta }\right|}\left|\mathit{e}\right|$;ζ=eTPB。

2 轨迹设计及跟踪

2.1 轨迹设计

直升机着舰需要从远离舰船的某一位置靠近舰船, 需要为无人直升机设计合适的飞行轨迹进行着舰[4]。着舰轨迹的设计分成3个部分:

(1) 初始阶段, 开始于稳态飞行, 然后垂直加速形成下降的速度, 而后水平方向开始减速。

(2) 稳定降落, 保持恒定的下滑曲线, 在x轴保持恒定的减速, z轴加速度为零。

(3) 结束阶段, 将x轴和z轴方向的加速度减小为零, 减小下降速度至零, 以稳定结束状态。

3个过程的结束时刻分别为t1, t2和t3。根据运动学定律, x轴方向加速度设定为

z轴方向加速度设定为

其中, x轴和z轴均为地轴参考坐标系中的坐标轴。速度和位移可通过对加速度进行积分获得。

2.2 轨迹跟踪

控制系统外回路的输入为, v2=[vuvvvw]T, 构造外回路的输入量[5]为

$\mathit{v}{}_u={\rm K}{}_{px}(\mathit{X}{}_c-\mathit{X})+{\rm K}{}_{dx}(\dot{\mathit{X}}{}_c-\dot{\mathit{X}})$ (15)

$\mathit{v}{}_v={\rm K}{}_{py}(\mathit{Y}{}_c-\mathit{Y})+{\rm K}{}_{dy}(\dot{\mathit{Y}}{}_c-\dot{\mathit{Y}})$ (16)

$\mathit{v}{}_w={\rm K}{}_{pz}(\mathit{{\rm Z}}{}_c-\mathit{{\rm Z}})+{\rm K}{}_{dz}(\dot{\mathit{{\rm Z}}}{}_c-\dot{\mathit{{\rm Z}}})$ (17)

式中, Kpx, Kpy, Kpz和Kdx, Kdy, Kdz分别为3个通道的比例系数和微分系数。X, Y, Z分别为直升机的实际轨迹;Xc, Yc, Zc分别为直升机的指定轨迹。

3 数字仿真及分析

使用Matlab工具箱对结果进行数字仿真, 设定无人直升机的初始位置, 距离降落台的初始高度为H0=225 m;初始x轴方向速度为V0=80 kn;舰船速度为Vs=40 kn;与舰船在x轴方向的初始间距为ΔX0=2.5 m。

图3所示为直升机轨迹变化, 曲线1为预先设定的直升机飞行轨迹, 曲线2为直升机的实际飞行轨迹。x轴显示无人直升机靠近舰船, 最终飞行到舰船一侧, 并与舰船保持静止, z轴则表示舰船从H0=225 m的高度下降到降落台上方。图4所示为直升机在飞行过程中各姿态角的变化。图5所示为直升机飞行过程中控制输入的变化。根据图3～图5所示, 无人直升机很好地跟踪了轨迹, 控制系统性能符合要求。

4 结束语

采用动态逆方法设计了用于着舰的无人直升机飞行控制系统, 并采用神经网络对动态逆误差进行补偿, 仿真结果显示该控制系统能较好地跟踪指定轨迹, 达到了预期的效果。

参考文献

[1] Lee Seungjae, He Chengjian, Kang Hao.Autopilot Model for a Rotary Wing Aircraft under Ship Airwake and Turbulence[J].Advanced Rotorcraft Technology, Inc., Mountain View, CA, 1999 (8) :940-943.

[2] Mc Farland M B, Calise A J.Multilayer Neural Network and Adaptive Nonlinear Control of Agile Antiair Missiles[J].Journal of Guidance Control, and Dynamics, 2000, 23 (3) :547-553.

[3] 曾国贵.武装直升机飞行控制系统小波神经网络控制研究[D].南京:南京航空航天大学, 2004.

[4] Marcel Bergerman, Omead Amidi, James Ryan Miller, et al.Todd Dudek Cascaded Position and Heading Control of a Robotic Helicopter[C].San Diego, CA, USA:Proceedings of the 2007 IEEE/RSJ International Conference on Intelligent Robots and Systems, 2007.

无人直升机控制 篇4

用面向对象方法设计无人直升机信息处理系统

面向对象的`设计方法在系统设计中得到了越来越广泛的应用.地面信息处理系统是无人机的重要组成部分,在无人机执行任务过程中,地面信息处理系统提供的无人机的飞行参数和设备参数是飞行员实施监控的依据.分析了共轴式无人驾驶直升机地面信息处理系统的特点和需求,应用面向对象的设计方法,设计了无人机测控地面站信息处理系统,该系统具有易重复使用、易改进、易测试、易维护和易扩充等特点.经过多次试飞证明,该系统满足飞行要求.

作 者：赵琦 张晓林 作者单位：北京航空航天大学电子工程系刊 名：北京航空航天大学学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF BEIJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS年，卷(期)：28(4)分类号：V243.5关键词：无人驾驶直升机 遥测 遥控 信息处理 面向对象

无人直升机航空摄影问题研究 篇5

随着我国国民经济的快速发展, 各行各业对地理信息的需求越来越大, 对时效性要求越来越高, 尤其是各种工程规划、工程勘测、工程施工对大比例尺地理信息产品的需求更加旺盛。

无人直升机以尺寸小、结构紧凑、悬停和中速飞行效率高、故障率低和有利于无人驾驶情况下的安全着陆等特点而广泛应用于军事和民用。把无人直升机应用于数字航空摄影, 有如下优势:

设备造价低。无人机较普通航摄飞机价格便宜很多, 且不需要飞行员。

起飞条件限制小。无人直升机可以在狭小的地带垂直起降, 不需要专用的跑道, 所以在复杂地形条件下仍可以进行航空摄影。

影像分辨率高。无人直升机一般是低空飞行, 因此使用普通相机也可获取高分辨率影像, 适合大比例尺地理产品生产。

无人直升机的选择

低速和小尺寸共同决定了无人直升机雷诺系数很低 (105左右) , 这远低于传统飞行器的飞行雷诺数范围 (106~108以上) .在低雷诺系数条件下仍要保持良好的气动性能, 是较为困难的。同时, 无人直升机是一个非线性, 多变量, 强耦合的动态系统。因此, 设计无人机的控制器是一个很困难的任务。这些因素的存在决定了无人直升机技术指标主要体现在自主飞行控制系统和自主飞行的安全距离上。目前世界各国的无人直升机技术水平参差不齐, 从初级的视距遥控飞行到美国诺斯罗普·格鲁曼公司生产的千公里自主飞行ROBOCOPTER, 不一而足, 并且无人直升机的尖端技术在各国均是高度保密的, 不易引进, 本文着重就我国自主技术和可引进技术展开论述。

从航空摄影的角度看, 我们对飞行安全、飞行姿态、飞行高度的稳定有很高要求, 因此, 目前在我国技术条件下, 一般采用视距程控飞行直升机, 其涵盖如下内容:飞行阶段利用控制系统进行程控飞行, 飞行范围在视距内;起飞与降落采取人工遥控方法, 起飞到达一定航高切入程控飞行状态, 降落时到达一定航高切入到人工遥控降落。

该飞行模式对对数字航空摄影的可适用性是很高的。 (1) 程控飞行可以进行教精确的航线 (航迹) 设计, 能很好满足航向重叠度与旁向重叠度要求。 (2) 飞行姿态可以根据天气情况程控调节, 能很好满足航摄姿态要求。 (3) 安全保障较好。人工遥控起降可以有效避免起飞降落阶段地面障碍情况复杂带来的安全隐患;即使直升机机械故障空中停车, 操作员在视距范围内可通过操纵旋翼使其自转, 仍可产生一定升力, 减缓直升机下降趋势, 寻求安全降落;控制系统故障如果出现故障, 可采用控制备份的方法强制飞机自动返航, 然后人工遥控降落;视距范围内可掌握测区上空障碍情况, 可以预先做出应对计划, 出现突发障碍, 如飞来风筝等, 也可快速作出反应;视距内受其他信号干扰、偷袭可进行及时的探测并作出反应。

飞行作业中的几个问题

倾斜角r的改正

无人直升机相对于速度轴系平飞时, 作用在直升机上的力主要有旋空拉力T, 全机重力G, 机体的废阻力X身及尾桨推力T尾。前飞时速度轴系选取的原则是:X铀指向飞行速度V方向;Y轴垂直于X轴向上为正, 2轴按右手法则确定。保持直升机等速直线平飞的力的平衡条件为 (参见图1) 。

X轴:T2=X身, Y轴:T1=G, Z轴:T3约等于T尾。

其中Tl, T2, T3分别为旋翼拉力在X, Y, Z三个方向的分量。对于单旋翼带尾桨直升机, 由于尾桨轴线通常不在旋翼的旋转平面内, 为保持侧向力矩平衡, 直升机稍带倾斜r (参见图2) 。r的度数一般在2.5~3.2度之间。为了摄影时相机主光轴尽量保持与地面垂直, 在安装载有相机的云台时, 应对倾斜角r加以改正, 即把云台向r的反方向倾斜约3度。

飞行振动影响

在飞行中, 与直升机飞行方向一致的旋翼前行桨叶相对于空气的速度较快, 桨叶产生的气动升力要大一些;而后行桨叶相对于空气的速度较慢 (失速) , 产生的气动升力相对较小, 这样, 在整个旋翼面就出现升力的不平衡, 引起旋翼乃至直升机机体的振动。机体振动会影像相片的锐度, 使得相片不清晰。消除振动的影响主要有两个技术途径: (1) 采用自适应旋翼技术或其他赠稳技术消除飞机振动, 但目前这些技术应用还不是很成熟。 (2) 降低摄影曝光时间, 但这也限制了光圈的选择度。

风对飞行方式选择的影响

本文3所述采用数字控制算法, 实现三个姿态的闭环控制, 保证无人机姿态与指令一致的目标是在没有风的影响以及理想大气的前提下, 由于直升机复杂的空气动力学特性, 加上实际飞行中受到风的影响, 一般不能完全达到该目标。因此飞行时必须考虑到风的影响。

无人直升机在逆风的条件下飞行机体受到风的影响最小, 飞机气动性能最好, 但是飞机逆风飞行是一种绝对状态, 当风速V风=0, 飞机地速V gps>0, V gps>V风, 风相对于飞机有相对风速V风相对=-V gps, 所以此时飞机是绝对状态下的逆风飞行;同理, 当V风<V gps时, 即使飞机是顺风飞行, 绝对状态下, 飞机仍是逆风飞行。所以当风速在小于地速的情况下, 一般采用顺风飞行来达到绝对逆风飞行的状态, 因为如果飞机在逆风过大的情况下, 燃料消耗过大, 同时姿态控制也比较困难, 图3给除了无风时飞机的受力分析。

因旋翼每旋转一周分顶风、顺风面, 会产生一个升力差, 速度越大越明显会机体往右倾斜, 需压左副翼修正。如果在有风情况下再逆风飞行, 那么飞机的倾斜会比较厉害, 控制其姿态比较困难。

试验案例

在许昌学院5km2的区域内进行了飞行航摄试验。

飞行参数:

程控飞行半径400m, 风速3级 (飞行安全风速) , 航高240m米,

影像GSD 10cm。

飞机参数:

最大有效载荷30.00kg, 总长度3630mm, 最大巡航速度60km/h, 主旋翼:两叶式螺旋桨, 直径3115mm, 标准油箱1h。

飞行设计:

把测区化为10个面积为0.5km2的飞行区, 逐区顺风飞行。

成果质量分析:

测区影像150张, 影像清晰, 色彩均匀, 无航摄漏洞, 航向重叠度达标率 (达到60%~65%) 100%, 旁向重叠度达标率 (达到30%~35%) 98%, 最大象片倾斜角2°, 最大旋偏角5°, 最大航高差5m, 航线的弯曲度1%, 符合规范要求。如图4。

结束语

通过对无人直升机的选择分析, 探讨了无人直升机在飞行作业中要注意的问题, 并通过试验案例, 使我们在以后的无人直升机作业中能够更好地掌控和使用它。

无人直升机控制 篇6

1 材料与方法

1.1 供试材料

供试作物为水稻, 品种为:五优15。 防治对象为螟虫、稻飞虱、稻纵卷叶螟、纹枯病、稻瘟病等水稻主要病虫害。 施药地点在于都县梓山镇潭头村、仙下乡潭石村、段屋乡胜利村三个乡镇, 每个试验田块早稻水稻生长及病虫发生情况基本一致。 试验防治药剂和剂量相同。 试验药剂为30%己唑醇、12.5%氟环唑、50%吡蚜酮、30%马拉异丙威、20%氯虫苯甲酰胺。

1.2 试验设计

试验共设4处理, 即飞机喷药、专业化防治组织喷药、农民喷药、不防治。 飞机喷药安排在仙下乡潭石村连片300亩, 专业化防治组织喷药安排在梓山镇潭头村连片80亩, 农民喷药安排在段屋乡胜利村连片20亩, 完全不防治安排在梓山镇潭头村2亩。

1.3 施药器械

农用无人直升机为: 珠海银通YT-A10型或云南斯威弗莱电动单旋翼施药机XY8D, 专业化防治组织用山东卫士WSJ-300LC, 农民喷药为工农16型背负式手动喷雾器。

1.4 调查方法

喷药3天后采用五点取样法对病虫为害情况进行统计, 水稻收割后对产量损失情况、防治效益情况、防治农药成本情况进行统计。

1.5 计算方法

2结果与分析

2.1 主要病虫防效情况

由表1可以看出, 4个处理中, 在防治螟虫方面, 飞机喷药田块的枯心率和防效分别为0.02% 、98.57%, 专业化防治组织田块喷药的枯心率和防效分别为0.05%、96.43%, 农民喷药田块的枯心率和防效分别为0.12%、91.43%, 不防治田块的枯心率和防效分别为1.40%、0.00%;在防治稻瘟方面, 由于试验品种在当年早稻轻发生, 因此无法进行统计和比较;在防治飞虱方面, 飞机喷药田块的百丛虫量和防效分别为76只、85.38%, 专业化防治组织喷药田块的百丛虫量和防效分别为85只、83.65%, 农民喷药田块的百丛虫量和防效分别为112只、78.46%, 不防治田块的百丛虫量和防效分别为520只、0.00%;在防治稻纵巻叶螟方面, 飞机喷药田块的卷叶率和防效分别为0.86%、95.74%, 专业化防治组织喷药田块的卷叶率和防效分别为0.92%、95.45%, 农民喷药田块的卷叶率和防效分别为1.65%、91.83%, 不防治田块的卷叶率和防效分别为20.20%、0.00%;在防治纹枯病方面, 飞机喷药田块的病株率和防效分别为13.60% 、82.11%, 专业化防治组织喷药田块的病株率和防效分别为16.80%、77.89%, 农民喷药田块的病株率和防效分别为18.50%、75.66%, 不防治田块的病株率和防效分别为76.00%、0.00%;由此可见, 采用农用无人直升机施药进行专业化防治水稻病虫防效最好, 其次是专业化防治组织喷药和农民喷药。 飞机喷药防治水稻病虫防效明显优于农民喷药, 与专业化防治组织喷药相比有差异, 但差异不显著。

2.2 主要病虫产量损失情况

由表2可以看出, 4个处理中, 飞机喷药田块挽回产量损失和挽回产量损失率分别为172.8kg/亩、34.5%;专业化防治组织喷药田块挽回产量损失和挽回产量损失率分别为158.1 kg/亩、32.5%;农民喷药田块挽回产量损失和挽回产量损失率分别为144.7kg/亩、30.6%。 由此可见, 挽回产量损失最大的是飞机喷药, 其次是专业化防治组织喷药和农民喷药。 各处理产生的差异与防治效果成正相关。

2.3 主要病虫防治效益情况

由表3可以看出, 4个处理中, 飞机喷药田块的打药成本、 打药次数和防治效益分别是82.0元/亩、1.0次、146.1元/亩; 专业化防治组织喷药田块的打药成本、 打药次数和防治效益分别是88.0元/亩、1.2次、120.7元/亩;农民喷药田块的打药成本、打药次数和防治效益分别是108.0元/亩、2.2次、83.0元/亩。由此可见, 防治效益最好的是飞机喷药, 其次是专业化防治组织喷药和农民喷药。 飞机喷药防治的农药成本、农民成本和打药次数比专业化防治组织喷药和农民喷药少。

注:防治用工按15.0元/亩 (次) , 稻谷价格:早稻1.32元/kg。

3 小结与讨论

1) 在水稻分蘖盛期前飞机喷药、专业化防治组织喷药、 农民喷药效果差异不明显, 在水稻分蘖盛期后, 飞机喷药效果最好, 产量损失最少, 防治效益最高, 其次是专业化防治组织, 再次是农民喷药, 而且差异明显。

2) 在施药人员安全方面, 飞机喷药不像专业化组织和农民喷药近距离接触农药, 而是施药人员遥控操作施药, 远离施药环境, 避免导致健康危害, 因而对人身安全最有保障[2]。

3) 在工作效率方面, 飞机喷药专用机拥有GPS导航技术, 自动规划航线, 自主按航线飞行并可自主接力 (即断药补药后, 从断药点开始续喷) , 可以减少人工漏喷重喷的现象[2], 而且飞机喷药的工作效率是每分钟可完成施药2亩, 每小时完成施药超过80~100亩, 每天工作按8小时计算, 飞机喷药可防治400亩, 专业化防治喷药可防治80亩, 农民可防治5亩, 飞机喷药是专业化防治喷药的5倍, 是农民喷药的80倍。

4) 在环境保护方面, 飞机喷药作业高度低, 加之旋翼向下的巨大旋力推动农药雾流对作物从上到下的穿透, 飘移少, 因而高效环保[2]。

5) 飞机喷药技术刚刚起步, 存在以下几点不足:一是农用无人直升机至少要几万或者几十万, 而目前较好的电动喷雾器也就百千元, 因而一次性购买、使用较为困难[3], 难以普及推广使用;二是农用无人直升机生产企业和销售商都较少, 一旦出现质量问题, 售后服务和维修问题难以保障;三是专用药剂缺乏, 农用无人直升机喷药系统必须采用专用超低容量剂, 才能发挥最大优势。 如果使用常规农药进行超低容量喷雾[3], 因用水量极低甚至不需要加水, 雾滴容易挥发无法有效到达目标作物, 防治效果不能保证, 且容易产生药害。

参考文献

[1]李春广, 蒋耀培, 武向文, 等.稻麦病虫草害防后损失产量与实际损失产量的统计方法[J].中国植保导刊, 2014, (1) :56-59.

[2]宋宇.无人直升机植保技术研究进展[J].现代农业科技, 2013, (3) :136-138.

无人直升机控制 篇7

小型无人直升机是一种智能化空中作业平台, 系统尺寸小, 设备量少, 运输方便;相对于固定翼无人机, 能够垂直起落、空中悬停和低空低速灵活飞行, 具有广阔的应用前景。小型无人直升机由机身、旋翼、尾桨、操纵系统、发动机、传动系统、起落架等部分组成。

无人直升机具有在复杂工作环境下工作的优势, 目前在军品和民品两个领域得到了大力发展[1]。桨叶接头是将桨叶安装在桨榖上的重要部件。桨叶受力复杂, 桨叶接头是将桨叶的复杂受力传递给机体首要通过的结构, 其工作环境极其恶劣, 因此, 对其进行受力分析、优化设计十分重要。

2 桨叶接头受力分析

如图1, 跷跷板式旋翼桨叶接头只有两片桨叶。桨毂与桨叶接头连成一体, 共用一个水平铰, 没有垂直铰, 仍然有轴向铰。对悬挂式结构为充分利用离心力卸载作用, 桨叶接头设有结构预锥角, 即两片桨叶不在同一条直线上, 而是上跷一个角度。共用的水平铰比两片桨叶轴线的交点高出一个距离。在设计状态下, 由于两片桨叶的合力在交点相互平衡, 所以水平铰不承受离心力, 其载荷大大减轻。

3 建模分析

ANSYS是目前国内外使用最广泛的计算机辅助分析软件之一, 可广泛应用于航空航天、机械制造、土木工程、汽车交通等工业及科学研究领域[3]。ANSYS推出的Workbench界面简洁清晰, 集所有模块于一体, 更得到计算机辅助分析领域的广泛运用。

桨叶接头是由一个回转体结构在其直径比较粗的一端开槽安装桨叶, 形成两个限动块夹住桨叶并用螺栓穿过的安装形式, 较细的一端做成圆筒通过轴承安装在桨叶接头上。桨叶接头由高强度合金铝加工而成, 结构材料性能参数如表1。

受力分析前将材料性能参数输入到Workbench中的Engineering Data模块, 在Static Structural中选择建好的材料。

CATIA是集建模仿真与一体的软件, 目前广泛应用于各行业, 在航空业应用多年, 是非常成熟的建模软件, 其模型可以与ANSYS Workbench无缝连接。本文利用CATIA建立桨叶接头 (见图2) , 然后在ANSYS Workbench环境中直接引用。

由于桨叶接头是个回转体结构, 不是简单的立方体, 所以不用Workbench的默认网格划分方法而是采用Curvature方法划分网格, 并且选择四面体单元作为有限元离散单元。经过网格划分后桨叶接头通过31244个节点划分为21379个单元。网格划分如图3。

桨叶接头将桨叶所受的力和力矩通过两个向心轴承和一个推力轴承传递给桨叶接头中心, 因此将桨叶接头与两个向心轴承和一个推力轴承的安装面作为静力分析的固定面。离心力由推力轴承传递给桨叶接头中心, 弯矩由两个向心轴承传递给桨叶接头中心。

桨叶接头承受由桨叶传来的各种载荷 (挥舞面的载荷、旋转面的载荷、铰链力矩) 。在直升机各种工作状态, 载荷情况各不相同。根据直升机强度规范, 选用直升机在使用中会发生的并决定结构元件或整机最严重的工作状态的载荷作为桨叶接头静强度计算的载荷[3,4]。

4 分析计算

直升机工作环境复杂, 因此选取三个桨叶冲击较大工况对桨叶接头进行分析。三种外载荷情况下, 安全系数取f=1.2。

4.1 飞行过程

根据实验测量直升机在飞行过程中最大正过载系数n=2, 旋翼最大转速可以达到1.25倍的旋翼额定转速, 即1.25nrotor。调矩杆扭矩Mt由舵机确定。桨叶扭转与摆振不计。

桨叶接头挥舞面受力图如图4。

根据以下旋翼拉力和离心力的关系公式

式中, T-旋翼拉力;N-桨叶离心力;δ-桨叶接头预锥角;k-桨叶片数;R-桨盘半径;Ω-旋翼角速度;Mg-飞机重量;Mb-桨叶质量;l-桨叶安装销到桨叶接头中心距离。

根据式 (1) 和过载系数n及安全系数f, 求出最大旋翼拉力Tmax和最大离心力Nmax后, 用ANSYS求解器计算, 此工况最大应力小于抗拉强度, 结构满足强度要求。桨叶接头应力分析结果云图如图5。

4.2 旋翼启动

旋翼启动时, 桨叶接头受到桨叶的惯性作用, 桨盘面内过载系数可达到n=4。

式中, ζ-旋翼效率系数, ζ=0.82;Nf-发动机功率, n=8.7hp;k-桨叶片数, k=2。

经ANSYS求解器计算后, 此工况最大应力小于抗拉强度, 结构满足强度要求。桨叶接头应力分析结果云图如图6。

4.3 直升机着陆

直升机着陆时, 桨叶坠落在叶柄下限动块上, 桨叶自重引起对桨叶接头的弯矩。桨叶坠落在下限动块上, 过载系数n=4.67。

桨叶自重引起在叶柄上的弯矩

在过载n=4.67下, 桨叶作用在叶柄上的挥舞面最大弯矩Md=n Mbf (4)

经ANSYS求解器计算后, 此工况最大应力小于抗拉强度, 结构满足强度要求。桨叶接头应力分析结果云图如图7。

经过对三种特殊工况的分析, 发现桨叶接头受力最严重的状态:飞行过程过载系数n=2, 旋翼转速达到1.25nrotor时, 桨叶接头受到径向的拉力14.625k N, 挥舞面受到最大弯矩223.7N·m。

5 模态分析

本文虽然选取了三个特殊工况对桨叶接头进行了简化的静力分析, 但是桨叶接头主要受到的是动态载荷, 为了今后对桨叶接头进行高级动力学分析, 现对桨叶接头进行模态分析。模态分析分为自由模态和工作模态, 桨叶接头是安装在桨叶接头上工作的零件, 因此, 对桨叶接头进行工作模态分析。边界条件选择与两个向心轴承和推力轴承接触的面只可以沿轴向转动。本例选择ANSYS模态分析默认求解器分块Lanczos法特征求解器。

对图8中桨叶接头前六阶模态进行分析后, 可以看出1阶和2阶模态频率相差不大, 3阶和4阶模态频率相差不大, 5阶和6阶模态频率相差不大。前六阶叶柄工作模态频率如表2。

6 结语

经过对桨叶接头三种工况的强度分析, 由计算结果可以看出, 桨叶接头强度满足设计要求, 在加速爬升时, 桨叶接头受到的外载荷最大, 最大应力出现在桨叶安装孔与销钉连接处的下限动板上。工作中应该在桨叶安装处增加减振措施, 与螺栓接触面增加高强度轴套保护安装孔提高抗剪切能力, 在今后的结构优化工作中应适当增加下限动板的厚度, 提高抗拉强度。经过工作模态的分析, 得到桨叶接头工作模态的固有频率和振型, 以后可以进行高级动力学分析。

摘要：采用ANSYS有限元方法, 分析了小型无人直升机跷跷板式的桨叶接头在直升机升降和飞行最大过载时的受力和变形情况, 并对桨叶接头进行了含约束的模态分析, 根据求解结果分析最有可能失效部位。

关键词：无人直升机,桨叶接头,强度,模态分析

参考文献

[1]DONALDSON P.UNMANN ED VEHICLES handbook 2008[M].Williams Press, Berkshire, UK.2008.

[2]张洪才, 何波.有限元分析--ANSYS13.0从入门到实战[M].北京:机械工业出版社, 2011.

[3]孙之钊, 萧秋庭.直升机强度[M].北京:航空工业出版社, 1990.

无人直升机控制 篇8

(1)利用无人机沿线路上空飞行并牵放初级导引绳(导引绳为2mm杜邦丝),放线段各塔上人员可直接将初导绳置入塔顶的朝天滑车轮槽中,逐次完成每基塔的操作。展放结束后,通过地面遥控,无人机切断初导绳并返回降落。

(2)在展放过程中,地面操作人员可以通过现场的实际情况对无人机的参数进行实时监控。无人机在铁塔上空根据需要可进行悬停、侧飞或升降等姿态调整,必要时可以进行倒飞。

2作业环境要求

(1)对气候条件的要求:温度在-10~40℃,风力4级风以下,非雷雨、大雾、冰雹天气。

(2)对地理地形的要求:10km内无运行机场,飞行海拔4000m下,有5m2的起降场地。

(3)对无线电环境的要求:100m内无大功率无线电发射塔,距离带电线路的飞行距离大于50m。

(4)适用于110kV及以上输电线路工程,放线距离不超过在1.5km。

3施工方法特点

(1)适用范围广。无人机展放初导绳能适用于起飞场地小、地形条件差、交叉跨越复杂的输电线路作业环境。4级风以下能满足普通线路展放初导绳的要求,在3级风以下能适用于大跨越工程。

(2)可操作性强。轻松完成悬停、升降和左右侧飞,较好地配合塔上人员处理初导绳的操作。

(3)飞行成本低。无人机展放初导绳具有较好的经济性:起飞场地小,节约了占地面积,可减少场地布置和青苗赔偿费用;减少了人员和机具投入的施工成本。

(4)安全风险低。无人机采用无人飞行的方式,避免了人身安全风险。

4施工作业流程

无人直升机展放导引绳施工作业流程如图1所示。

5工艺要点

5.1施工准备

5.1.1前期工作

(1)现场调查。线路调查应调查当地的气象条件、地形情况、线路中的重要跨越等相关信息。资料收集应收集有关该工程的杆位明细表、平断面图、施工组织措施、工程安全管理规定、架线作业指导书等相关工程资料。根据线路调查、资料收集所获得的信息组织编写该工程的直升机牵放引绳作业指导书及确定施工方案。

(2)机具准备。1)施工机具:检查整个系统所使用的器材、机械和工器具等。遥控无人机及各种器材、机械和工器具等提前运至施工现场。2)通信部分:施工作业系统由现场总指挥、无人机操作人员、塔上作业人员、监护人员等通过基地电台和对讲机进行通信联络。所有通信联络均有备份,以防止在紧急状态下失去联络。

(3)通道处理。完成被跨越物的跨越架搭设和电力线的停电工作。

5.1.2方案制订

经过前期的准备工作后,需要对无人机展放牵引绳的总体飞行方案进行确定,需要确定的内容主要有:飞行的分段、起飞场地的位置选择、飞行的速度和路径、人员组织方案。施工前应对各施工区段进行实地查看,确定该施工区段的起降场、挂绳场、抛绳场、应急降落场。

5.1.3铁塔朝天滑车安装

为使展放的初导绳能顺利地通过铁塔顶部,需要在铁塔顶部安装专用的朝天滑车,滑车安装在铁塔顶部中间的位置,一般直线塔安装一个,对于横担宽度较大的跨越塔和耐张塔安装2个,以防展放后的初导绳磨碰横担上平面。

5.1.4起飞场地布置

无人机的起飞场地是整个飞行作业的控制中心,布置时需要考虑无人机的飞行方向有无障碍,同时需要考虑无人机的停放位置。无人机对起飞场地的要求较低,一般有4m×4m的平地就能满足其要求,但是起飞场地不能有沙尘等容易被旋翼刮起的细小颗粒,否则需要用油布等材料进行覆盖并压实。

5.1.5无人机检查调试和试飞

(1)进入施工现场,地勤人员首先必需清理、准备起降场地,构建隔离栏,然后检查确认直升机上各个紧固件必需可靠锁紧、接着检查直升机遥控接受系统、执行舵机、陀螺仪及飞行控制系统等电气设备工作状态工作正常。在上述检查工作完成后,进行油箱加油,然后启动调试发动机,确定最佳的发动机工作转速(发动机跟随性能良好,声音干脆洪亮为佳),在启动发动机后,应确保直升机前方及左右10m范围内无无关人员。

(2)发动机中低速运行3min预热后,即可进行低空近距试飞,以检查直升机的飞行性能,如发动机声音异常,则应马上降落,从供油、火花塞、发动机缸体滤膜等几方面进行排查,直至解决问题。起飞前应确保试飞航线周围30m内无其余无关人员。

(3)在施工过程中,采用的是接力遥控的方式来操作直升机,在接力时,前一个操作手应将其各操作柄的开关位置和位移通知下一个操作手,然后方能交接。直升机组装调试完毕并试飞后,起降场地勤应依次引导线路各操作手发出各项遥控操作指令,并对照直升机对应部件的动作,以检查遥控设备发出的各操作指令是否有效准确。

(4)接力交接规范如下:1)在无人直升机操作手接力时,其他人员不得使用对讲机干扰操作手接力,且接力时按以下步骤进行,规范用语。2)各杆号接力操作手打开遥控器前,应检查各遥杆、开关、旋钮是否在正确位置(油门遥杆在悬停位置,抛绳、熄火开关位于关闭位置)。3)下一操作手看见无人直升机进入视线范围后,在合适时刻用对讲机传话给当前操作手,引导其飞到接力位置后让其“(无人直升机代码)请悬停、悬停”,准备交接。4)当前操作手接到传话后,应先稳住无人直升机,让其保持在安全高度悬停,用对讲机回复下一操作手油门位置,并等待下一操作手指示。5)下一操作手见无人直升机稳住后,应再检查遥控器的各遥杆、开关、旋钮是否在正确位置(油门位置、飞控开关位于半自动等等),确认后传令给当前操作手“(无人直升机代码)请关控、关控”(注意:此时下一操作手不可以打开遥控器)。6)当前操作手接到下一操作手关机指示后应立即关控,同时回话给下一操作手“已关控、已关控”。下一操作手接到指令后才可以打开遥控器,在全自动飞行中不可切换飞控开关。

(5)注意事项:不管飞机在哪位操控手上,当飞机切入半自动状态或自动状态,如飞机出现异常状况则应迅速切到手动抛掉绳子并飞行到迫降场地降落,或者快速拨动手动与半自动开关一次,若仍然不正常也应迅速切到手动降落。

5.2无人机展放初导绳

5.2.1准备注意事项

(1)直升机的起降场,在条件允许的情况下应设置在飞行放线的起点塔位或其附近。

(2)由于受遥控距离的限制,一次飞行操作手3~4人。其中,1人为起降场操作手,负责直升机的起降及协助地勤手工作;1人为起点塔位高空操作手,负责将直升机悬停在塔附近抛绳过塔;1~2人为中间操作手,负责操作直升机过塔;1人为终点塔位高空操作手,负责将直升机飞过塔后将余绳一次抛下;1人为降落场操作手,负责操作直升机降落(如果返航则不需要)。操作直升机飞行过程中,引绳应通过各级塔的塔顶,并由高空人员置于滑车内,在塔上人员抓到引绳后方可抛绳。

(3)每个区段作业前,必须进行详细的现场技术交底,直升机飞行路线、接力方案、起降场地布置、气候因素的影响等问题,必须交代细致并落实到人,并作好相应记录。

5.2.2无人机展放初导绳施工

(1)起飞场无人直升机起飞前,起飞场传令员应通知各个杆号人员注意,在各杆号人员都就位准备好的情况下,无人直升机才可以起飞。

(2)无人直升机从起飞场带绳起飞,向下个塔基飞行,飞到塔基附近50m处,调整到超过塔顶15m左右,然后以此高度过塔,过塔后约30m,塔上高空根据初级导引绳的位置通知地面操作手调整飞机的位置,直至塔上人员能够抓到初级导引绳为止,然后塔上高空人员通知操作手继续控制飞机向前飞行。飞至下一个塔时,重复上述过塔步骤,直到抵达抛绳场,然后,可根据需要降落或者返航。

注意事项:

(1)塔上高空人员在飞机过塔前50m和过塔后30m的无人机飞行过程中,必需在地线横担以下等待,并在飞机高度与塔顶高度不足10m时提醒地面操作手提升高度飞行。

(2)高空人员引导:高空引导三要素为高度、方向、距离。引导直升机在正确的高度(高于塔顶15~20m),往正确的方向(根据直升机飞行方向确定以面向大号或面向小号为基准)飞行,同时在直升机离塔100m时应通知操作手,按100~70~50~40~30~20~10~5m顺序报距离,通知操作手,过塔接到绳后通知操作手往前飞。

(3)高空人员应注意观察杜邦丝的驰度,在驰度高时要主动全力往出绳方向时候导绳子,以降低绳子的张力,在驰度低时应主动扣住杜邦丝,防止驰度继续下降,如果驰度太低,高空人员应回抽杜邦丝以保证弛度,以免绳子挂在树丛中。

6结语

无人直升机控制 篇9

1 无人直升机总体系统架构

无人直升机控制系统主要有两部分构成, 分别是机载系统及地面站系统, 其中机载系统主要由三部分构成, 分别是飞行控制计算机、传感系统及GPS接受模块, 地面站系统主要有两部分构成, 分别是遥控设备及便携式PC机。无人直升机总体系统架构如图1所示。

无人直升机在实际运行中, 能够自行对于航线进行控制, 为了能够降低无人直升机在实际运行中出现自动控制失灵的问题, 无人直升机采取两种控制模式, 分别是自动控制模式与手动控制模式。其中手动控制模式, 主要是通过专业人员对于无人直升机的运行进行控制, 利用遥控设备, 为无人直升机的运行发布指令, 无人直升机根据将所收集到的数据传输到地面站上;无人直升机在自动控制模式状态下, 地面站只需要将无人直升机的飞行参数制定完毕即可, 无线网络能够将有关飞行参数传输到无人直升机内的机载系统内, 无人直升机就能够根据飞行参数进行飞行, 在飞行过程中还能够将有关数据传输到地面站内, 地面站就可以根据无人直升机实际飞行情况对于飞行参数进行修改。

2 地面站系统的设计与实现

地面站的整个运行全部是通过基站上面的便携式计算机所完成的, 程序所使用的开发语言为c++, 能够对于系统进行模块化的设计, 保证系统整体结合的科学合理, 为后期的维护升级工作提供一定便捷。与此同时, c++语言属于交交叉平台语言, 能够在不同平台上面应用, 这样地面站就能够转移到系统便携式计算机系统平台上。

无人直升机地面站信息管理系统软件所使用的是图形界面, 用户在实际操作过程中更加便捷。系统能够通过有关消息及事件进行驱动, 实现人机交互, 这样才有关程序设计及操作上面都能够更加便捷。

2.1 数据通信模块

数据通信模块是无人直升机机载系统与地面站进行数据传输的媒介, 数据在收发的时候主要采取的是UDP协议, 进而保证模块在实际运行过程中拥有良好的实时性, 但是UDP协议在实际应用中无法保证信息在传输过程中不出现丢失情况, 所以每次信息在传输的时候, 都需要在开始及末尾进行检验。地面站机载系统主要是对于无人直升机飞行速度及航向等等数据信息进行接收, 与此同时对于无人直升机的飞行进行控制。

2.2 远程控制模块

远程控制模块主要承担者对于无人直升机自主飞行控制, 通过将自动飞行参数进行传输, 将有关的数据信息发送到无人直升机机载系统内, 数据信息在实际发送之前, 需要对其开始及结尾进行验证, 进而保证数据信息的完整性, 无人直升机机载系统只有在进行相对应的应答之后, 无人直升机在能够进入到自主飞行模式中, 进行自主飞行。

2.3 数据库模块

数据库模块在地面站控信息管理系统软件内具有重要承担。地面站信息管理系统软件所使用的编写语言是c++, 正是由于该编写语言拥有良好的兼容性, 能够地面站信息管理系统软件能够实现多线程技术, 数据储存中, 采取的是单线程的方式, 这样不仅仅能够提高地面站信息管理系统软件运行质量及效率, 同时还能够保证无人直升机所传输的信息能够被地面站完整接受, 并且完整的储存下来。数据库模块所选择的数据库为sqlite数据库, 该种数据库能够将地理信息与测控信息进行分离储存, 在对于数据管理过程中也就能够进行离线数据回访, 为科研人员的研究工作提供便捷。

2.4 虚拟仪表模块

虚拟仪表模块主要就是将无人直升机在飞行过程中所产生的数据都进行仪表化, 应用仪表主要目的就是能够简化数据, 提高人机交互水平, 进而操作人员能够更好的根据无人直升机所反馈出现的飞行数据, 对于无人直升机飞行进行控制。无人直升机要是出现机械故障或者是机载系统出现问题之后, 仪表具有报警功能, 能够将无人直升机的实际情况及时传递非操作人员, 操作人员能够根据无人直升机的情况, 操作针对性的应急措施。

2.5 航路规划模块

航路规划模块主要作用就是保证无人直升机在实际飞行过程中, 能够按照已经规划的航路进行飞行, 保证无人直升机所采集到的信息与操作人员的实际需求相吻合。航路规划模块需要与虚拟仪表模块相连接, 进而掌握到无人直升机在实际飞行过程中的忽视, 完成飞行任务。

3 结论