固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，包括：人機(jī)交互模塊，用于為用戶進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估計(jì)算提供操作接口，以及用于用戶查看飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果；數(shù)據(jù)加載模塊，用于為縱向模態(tài)算法模塊提供輸入激勵(lì)，將符合試驗(yàn)要求的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)送給縱向模態(tài)算法模塊；縱向模態(tài)算法模塊，用于解析飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并根據(jù)輸入激勵(lì)的變化規(guī)律計(jì)算出低階等效系統(tǒng)模型的辨識(shí)參數(shù)，即為評(píng)估結(jié)果；報(bào)告導(dǎo)出模塊，用于導(dǎo)出飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果；擴(kuò)展接口模塊，用于提供通用的集成接口。本發(fā)明利用低階系統(tǒng)反映出縱向動(dòng)穩(wěn)定性本質(zhì)的動(dòng)態(tài)特性，解決了現(xiàn)有無人機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)估領(lǐng)域中高階系統(tǒng)分析困難的問題。
【專利說明】
固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及飛機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)估技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn) 定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機(jī)飛行品質(zhì)是涉及飛行安全和駕駛員操縱難易度的飛機(jī)的各種特性。飛機(jī)的設(shè) 計(jì)要依據(jù)并滿足一定的品質(zhì)規(guī)范。飛機(jī)使用初期，人們就開展了飛行品質(zhì)方面的研究。隨著 飛行速度和高度的提升一級(jí)操作系統(tǒng)的日益復(fù)雜，飛行品質(zhì)的內(nèi)容不斷擴(kuò)展，要求不斷提 高。其主要內(nèi)容包括:操縱效能，表示操縱飛機(jī)獲得一定范圍的平衡飛行狀態(tài)或機(jī)動(dòng)動(dòng)作的 能力，如升降舵的操縱應(yīng)保證飛機(jī)縱向力矩的平衡，方向舵的操縱應(yīng)保證水平偏航力矩的 平衡；駕駛力，表示駕駛員為保持平衡狀態(tài)或進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行所需施加于操作系統(tǒng)的力度和 范圍;靜穩(wěn)定性，表示飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性，按速度靜穩(wěn)定性等以及與之直接有關(guān)的一些操縱 性能指標(biāo);動(dòng)穩(wěn)定性，各擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)模態(tài)的阻尼和頻率值;操作系統(tǒng)特性，表示對(duì)操作系統(tǒng)的 機(jī)械特性和動(dòng)態(tài)特性方面的要求。
[0003] 無人駕駛飛機(jī)簡(jiǎn)稱無人機(jī)，是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的 不載人飛機(jī)。當(dāng)前無人機(jī)技術(shù)發(fā)展迅速，廣泛應(yīng)用于軍民市場(chǎng)。然而無人機(jī)飛行品質(zhì)的研究 一直滯后于無人機(jī)的發(fā)展，究其原因主要有兩個(gè)方面:首先是無人機(jī)發(fā)展較為迅猛，而無人 機(jī)飛行品質(zhì)研究工作沒有得到并行開展;其次，無人機(jī)因其自身特點(diǎn)使得無人機(jī)飛行品質(zhì) 研究較為困難，主要體現(xiàn)在無人機(jī)執(zhí)行任務(wù)時(shí)是一個(gè)閉環(huán)的、高度集成的飛行控制系統(tǒng)，飛 行品質(zhì)評(píng)估的行為主體不同于飛機(jī)等方面。
[0004] 目前，市場(chǎng)上應(yīng)用的固定翼無人機(jī)的縱向飛行評(píng)估軟件存在以下不足:首先，高階 次的飛機(jī)系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型非常復(fù)雜，很難對(duì)飛機(jī)性能做出準(zhǔn)確的評(píng)估;其次，飛行品質(zhì)評(píng)估軟 件均作為獨(dú)立軟件運(yùn)行，不能集成到其他軟件系統(tǒng);最后，飛行品質(zhì)評(píng)估軟件不支持算法模 型的擴(kuò)展。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛 行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，利用低階系統(tǒng)反映出縱向動(dòng)穩(wěn)定性本質(zhì)的動(dòng)態(tài)特性，解決了現(xiàn)有無人機(jī) 飛行品質(zhì)評(píng)估領(lǐng)域中高階系統(tǒng)分析困難的問題。
[0006] 本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)的：
[0007] 固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，包括人機(jī)交互模塊、數(shù)據(jù)加載模 塊、報(bào)告導(dǎo)出模塊、縱向模態(tài)算法模塊和擴(kuò)展接口模塊；
[0008] 所述人機(jī)交互模塊，用于為用戶進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估計(jì)算提供操作接口，以及用于 用戶查看飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果；
[0009]所述數(shù)據(jù)加載模塊，用于為縱向模態(tài)算法模塊提供輸入激勵(lì)，將符合試驗(yàn)要求的 飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)送給縱向模態(tài)算法模塊；
[0010] 所述縱向模態(tài)算法模塊，用于解析飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并根據(jù)輸入激勵(lì)的變化規(guī)律計(jì) 算出低階等效系統(tǒng)模型的辨識(shí)參數(shù)，即為評(píng)估結(jié)果；
[0011] 所述報(bào)告導(dǎo)出模塊，用于導(dǎo)出飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果；
[0012] 所述擴(kuò)展接口模塊，用于提供通用的集成接口。
[0013] 所述縱向模態(tài)算法模塊包括短周期模態(tài)算法模塊和長(zhǎng)周期模態(tài)算法模塊，短周期 模態(tài)算法模塊包括第一短周期模態(tài)算法子模塊和第二短周期模態(tài)算法子模塊。
[0014]所述短周期模態(tài)算法模塊的評(píng)估利用低階等效系統(tǒng)單擬配方法，基于最小誤差迭 代法對(duì)短周期無阻尼頻率《nsp、阻尼比|sp和等效時(shí)間延遲tsp進(jìn)行估算;第一短周期模態(tài)算 法子模塊的等效系統(tǒng)采用的模型為第一模型，即：
[0016]第二短周期模態(tài)算法子模塊的等效系統(tǒng)采用的模型為第二模型，即：
[0018] 式中，q_俯仰角速率，F(xiàn)e_縱向桿力，Nz-法向過載，&和1^-俯仰軸增益，T Q2-俯仰軸 短周期時(shí)間常數(shù)，ω nsp-短周期無阻尼頻率，|sp-阻尼比，％jPTsp-等效時(shí)間延遲。
[0019]所述長(zhǎng)周期模態(tài)算法模塊的評(píng)估利用低階等效系統(tǒng)擬配方法，對(duì)阻尼比ξΡ進(jìn)行估 算，長(zhǎng)周期模態(tài)算法模塊的等效系統(tǒng)采用的模型為：
[0021]式中，q-俯仰角速率，F(xiàn)e-縱向桿力，Kq_俯仰軸增益，TQ1-俯仰軸長(zhǎng)周期時(shí)間常數(shù)， ω np-長(zhǎng)周期無阻尼頻率，ξΡ-阻尼比。
[0022]所述數(shù)據(jù)加載模塊加載飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并按設(shè)定的幀結(jié)構(gòu)解析飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并 將符合試驗(yàn)要求的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)通過人機(jī)交互模塊發(fā)送給縱向模態(tài)算法模塊。
[0023] 所述人機(jī)交互模塊還用于用戶查看飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的時(shí)間歷程曲線。
[0024] 所述報(bào)告導(dǎo)出模塊導(dǎo)出飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果的方式為:報(bào)告導(dǎo)出模塊讀取信息記錄 文件，判定是否存在需要導(dǎo)出的飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果，并將判定結(jié)果反饋給用戶，若有需要導(dǎo) 出的飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果，則根據(jù)設(shè)定的標(biāo)準(zhǔn)文檔模板將結(jié)果導(dǎo)出到文檔中去。
[0025] 本發(fā)明的有益效果是：
[0026] (1)本發(fā)明利用低階系統(tǒng)反映出縱向動(dòng)穩(wěn)定性本質(zhì)的動(dòng)態(tài)特性，解決了現(xiàn)有無人 機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)估領(lǐng)域中高階系統(tǒng)分析困難的問題；
[0027] (2)本發(fā)明將低階等效系統(tǒng)模型與參數(shù)辨識(shí)相結(jié)合，并根據(jù)飛機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范中 的規(guī)定，對(duì)模型進(jìn)行選擇、優(yōu)化，保證了算法的準(zhǔn)確性；
[0028] (3)本發(fā)明可以作為獨(dú)立軟件運(yùn)行，同時(shí)還提供了可集成化的接口，又可以作為其 他軟件系統(tǒng)的功能組件進(jìn)行集成調(diào)用；
[0029] (4)本發(fā)明提供了擴(kuò)展接口，方便擴(kuò)展最新的或改進(jìn)的飛行品質(zhì)評(píng)估算法模塊。
【附圖說明】
[0030] 圖1為本發(fā)明固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)的示意圖；
[0031] 圖2為本發(fā)明固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)的工作流程示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0032]下面結(jié)合附圖進(jìn)一步詳細(xì)描述本發(fā)明的技術(shù)方案，但本發(fā)明的保護(hù)范圍不局限于 以下所述。
[0033] 如圖1所示，固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，包括人機(jī)交互模塊、 數(shù)據(jù)加載模塊、報(bào)告導(dǎo)出模塊、縱向模態(tài)算法模塊和擴(kuò)展接口模塊。
[0034] 所述人機(jī)交互模塊，用于為用戶進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估計(jì)算提供操作接口，以及用于 用戶查看飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的時(shí)間歷程曲線和飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果。
[0035]所述人機(jī)交互模塊作為本系統(tǒng)的人機(jī)交互接口，向上提供友好的用戶操作界面， 向下為各功能模塊提供友好的編程接口，體現(xiàn)了模塊化設(shè)計(jì)的思想，既保證了軟件開發(fā)的 效率，又提升了軟件的可維護(hù)性。
[0036] 所述數(shù)據(jù)加載模塊，用于為縱向模態(tài)算法模塊提供輸入激勵(lì)，將符合試驗(yàn)要求的 飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)送給縱向模態(tài)算法模塊。
[0037] 所述數(shù)據(jù)加載模塊加載飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并按設(shè)定的幀結(jié)構(gòu)解析飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并 將符合試驗(yàn)要求的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)通過人機(jī)交互模塊發(fā)送給縱向模態(tài)算法模塊。
[0038] 所述縱向模態(tài)算法模塊，用于解析飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并根據(jù)輸入激勵(lì)的變化規(guī)律計(jì) 算出低階等效系統(tǒng)模型的辨識(shí)參數(shù)，即為評(píng)估結(jié)果，并根據(jù)評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)給出評(píng)估結(jié)論。
[0039] 所述縱向模態(tài)算法模塊包括短周期模態(tài)算法模塊和長(zhǎng)周期模態(tài)算法模塊，短周期 模態(tài)算法模塊包括第一短周期模態(tài)算法子模塊和第二短周期模態(tài)算法子模塊，第一短周期 模態(tài)算法子模塊采用第一模型，第二短周期模態(tài)算法子模塊采用第二模型。
[0040] 所述短周期模態(tài)算法模塊的評(píng)估利用低階等效系統(tǒng)單擬配方法，基于最小誤差迭 代法對(duì)短周期無阻尼頻率《nsp、阻尼比| sp和等效時(shí)間延遲tsp進(jìn)行估算;第一短周期模態(tài)算 法子模塊的等效系統(tǒng)采用的模型為第一模型，即：
[0042]第二短周期模態(tài)算法子模塊的等效系統(tǒng)采用的模型為第二模型，即：
[0044] 式中，q_俯仰角速率，F(xiàn)e-縱向桿力，Nz-法向過載，^和Kq_俯仰軸增益，T Q2-俯仰軸 短周期時(shí)間常數(shù)，ω nsp-短周期無阻尼頻率，|sp-阻尼比，％jPTsp-等效時(shí)間延遲。
[0045] 短周期模態(tài)采用縱向倍脈沖、縱向連續(xù)倍脈沖、縱向3211動(dòng)作作為輸入激勵(lì)，同時(shí) 保證飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)無其他干擾操縱的耦合或擾動(dòng)；最終的計(jì)算結(jié)果以短周期無阻尼頻率 ? nsp、阻尼比ξ3ρ和等效時(shí)間延遲tsp三張判據(jù)圖的形式給出。
[0046]所述長(zhǎng)周期模態(tài)算法模塊的評(píng)估利用低階等效系統(tǒng)擬配方法，對(duì)阻尼比ξΡ進(jìn)行估 算，長(zhǎng)周期模態(tài)算法模塊的等效系統(tǒng)采用的模型為：
[0048] 式中，q-俯仰角速率，F(xiàn)e-縱向桿力，Kq_俯仰軸增益，TQ1-俯仰軸長(zhǎng)周期時(shí)間常數(shù)， ω np-長(zhǎng)周期無阻尼頻率，ξΡ-阻尼比。
[0049] 長(zhǎng)周期模態(tài)采用縱向階躍動(dòng)作作為輸入激勵(lì)，同時(shí)保證飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)無其他干擾 操縱的耦合或擾動(dòng);最終的計(jì)算結(jié)果以阻尼比ξΡ-張判據(jù)圖的形式給出。
[0050] 所述報(bào)告導(dǎo)出模塊，用于導(dǎo)出飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果。報(bào)告導(dǎo)出模塊將飛行品質(zhì)評(píng)估 結(jié)果導(dǎo)出到word文檔中去，所述報(bào)告導(dǎo)出模塊導(dǎo)出飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果的方式為:報(bào)告導(dǎo)出 模塊讀取信息記錄文件，判定是否存在需要導(dǎo)出的飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果，并將判定結(jié)果反饋 給用戶，若有需要導(dǎo)出的飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果，則根據(jù)設(shè)定的標(biāo)準(zhǔn)文檔模板將結(jié)果導(dǎo)出到文 檔中去。
[0051] 所述擴(kuò)展接口模塊，用于提供通用的集成接口，開發(fā)者可獨(dú)立開發(fā)最新的品質(zhì)評(píng) 估算法，依據(jù)集成接口的要求編譯輸出評(píng)估算法的com組件，即可高效率的完成算法模型的 擴(kuò)展。
[0052]如圖2所示，本發(fā)明固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)的工作流程為： 首先縱向模態(tài)算法模塊獲取輸入激勵(lì)，并執(zhí)行縱向穩(wěn)定性低階等效系統(tǒng)辨識(shí)算法，然后輸 出飛行平直評(píng)估結(jié)果，并對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析。
[0053]以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)理解本發(fā)明并非局限于本文所披露的 形式，不應(yīng)看作是對(duì)其他實(shí)施例的排除，而可用于各種其他組合、修改和環(huán)境，并能夠在本 文所述構(gòu)想范圍內(nèi)，通過上述教導(dǎo)或相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)或知識(shí)進(jìn)行改動(dòng)。而本領(lǐng)域人員所進(jìn) 行的改動(dòng)和變化不脫離本發(fā)明的精神和范圍，則都應(yīng)在本發(fā)明所附權(quán)利要求的保護(hù)范圍 內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于:包括人機(jī)交互模塊、數(shù) 據(jù)加載模塊、報(bào)告導(dǎo)出模塊、縱向模態(tài)算法模塊和擴(kuò)展接口模塊； 所述人機(jī)交互模塊，用于為用戶進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估計(jì)算提供操作接口，以及用于用戶 查看飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果； 所述數(shù)據(jù)加載模塊，用于為縱向模態(tài)算法模塊提供輸入激勵(lì)，將符合試驗(yàn)要求的飛行 試驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)送給縱向模態(tài)算法模塊； 所述縱向模態(tài)算法模塊，用于解析飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并根據(jù)輸入激勵(lì)的變化規(guī)律計(jì)算出 低階等效系統(tǒng)模型的辨識(shí)參數(shù)，即為評(píng)估結(jié)果； 所述報(bào)告導(dǎo)出模塊，用于導(dǎo)出飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果； 所述擴(kuò)展接口模塊，用于提供通用的集成接口。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于： 所述縱向模態(tài)算法模塊包括短周期模態(tài)算法模塊和長(zhǎng)周期模態(tài)算法模塊，短周期模態(tài)算法 模塊包括第一短周期模態(tài)算法子模塊和第二短周期模態(tài)算法子模塊。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于： 所述短周期模態(tài)算法模塊的評(píng)估利用低階等效系統(tǒng)單擬配方法，基于最小誤差迭代法對(duì)短 周期無阻尼頻率《nsp、阻尼比| sp和等效時(shí)間延遲tsp進(jìn)行估算;第一短周期模態(tài)算法子模塊 的等效系統(tǒng)采用的模型為第一模型，即：第二短周期模態(tài)算法子模塊的等效系統(tǒng)采用的模型為第二模型，即：式中，q_俯仰角速率，F(xiàn)e-縱向桿力，Nz_法向過載，、和Kq_俯仰軸增益，T Q2-俯仰軸短周 期時(shí)間常數(shù)，《nsp-短周期無阻尼頻率，|sp-阻尼比，％和tsp-等效時(shí)間延遲。4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于： 所述長(zhǎng)周期模態(tài)算法模塊的評(píng)估利用低階等效系統(tǒng)擬配方法，對(duì)阻尼比％進(jìn)行估算，長(zhǎng)周 期模態(tài)算法模塊的等效系統(tǒng)采用的模型為：式中，q_俯仰角速率，F(xiàn)e-縱向桿力，Kq_俯仰軸增益，TQ1-俯仰軸長(zhǎng)周期時(shí)間常數(shù)，ω np-長(zhǎng)周期無阻尼頻率，ξΡ_阻尼比。5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于： 所述數(shù)據(jù)加載模塊加載飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并按設(shè)定的幀結(jié)構(gòu)解析飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并將符合試 驗(yàn)要求的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)通過人機(jī)交互模塊發(fā)送給縱向模態(tài)算法模塊。6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于： 所述人機(jī)交互模塊還用于用戶查看飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的時(shí)間歷程曲線。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的固定翼無人機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性飛行品質(zhì)評(píng)估系統(tǒng)，其特征在于： 所述報(bào)告導(dǎo)出模塊導(dǎo)出飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果的方式為:報(bào)告導(dǎo)出模塊讀取信息記錄文件，判 定是否存在需要導(dǎo)出的飛行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果，并將判定結(jié)果反饋給用戶，若有需要導(dǎo)出的飛 行品質(zhì)評(píng)估結(jié)果，則根據(jù)設(shè)定的標(biāo)準(zhǔn)文檔模板將結(jié)果導(dǎo)出到文檔中去。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK105868459SQ201610180143
【公開日】2016年8月17日
【申請(qǐng)日】2016年3月24日
【發(fā)明人】孫亮, 薛令德, 張雪峰
【申請(qǐng)人】四川漢科計(jì)算機(jī)信息技術(shù)有限公司