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翼伞系统在未知风场中执行归航任务时,需获得风场的大小和方向信息,以便在归航过程中利用或者消除风场的影响。为实现翼伞系统在未知风场中精确归航与逆风雀降着陆,首先提出一种利用全球定位系统(GPS)定位数据和最小二乘法在线辨识风向和风速的方法,然后将风场中平均风的影响在轨迹规划中予以考虑,设计分段归航路径;将突风作为外界干扰,在轨迹跟踪过程中由线性自抗扰控制(LADRC)器进行观测和补偿。最后通过仿真实验验证了本文所提出的归航控制方法对于提高翼伞系统在未知风场中的归航精度和抗风能力有重要意义。 相似文献
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翼伞空投系统的动力学建模与飞行控制仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
针对翼伞系统设计及翼伞归航方案的研究需求,提出翼伞系统动力学建模与仿真分析方法,利用动力学仿真软件ADAMS对翼伞空投系统飞行动力学过程进行了计算.针对翼伞系统精确空投任务,利用分段归航方法规划翼伞系统飞行轨迹并搭建PID控制系统对翼伞系统的飞行轨迹进行控制.结果表明:翼伞系统受到单侧下偏操纵时,影响的是翼伞系统的转弯性能,翼伞的飞行轨迹为螺旋形曲线,并且翼伞系统在下降过程中,其转弯半径保持不变,分段归航方法简单,易于实现,满足翼伞归航对落点精度的要求. 相似文献
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基于多体动力学的大型翼伞系统飞行仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《飞行力学》2015,(6)
飞行动力学分析是大型翼伞系统设计及归航方案研究的重要基础。为此,提出了基于多体系统动力学理论的大型翼伞系统飞行动力学仿真分析方法,给出了相应的多体系统模型,建立了系统的运动学约束方程组和飞行动力学变分方程组。通过引入拉格朗日乘子,获得了大型翼伞系统封闭的飞行动力学方程组,对某大型翼伞系统的飞行动力学过程进行了仿真计算。结果表明,与小型翼伞系统相比,大型翼伞系统的稳定滑翔速度大、抗外界干扰能力强、转弯半径大、转弯周期长、操纵响应慢。此外,风速和风向对大型翼伞系统的飞行轨迹和着陆点的位置有明显影响。对于同一具翼伞,回收物重量和初始高度是影响留空时间的主要因素。所提方法可以有效、准确地应用于大型翼伞系统的飞行动力学仿真分析。 相似文献
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基于高斯伪谱法的翼伞系统复杂多约束轨迹规划 总被引:4,自引:3,他引:1
翼伞系统在实际环境中飞行时易受到风场以及地形环境等复杂干扰的影响,无法精确归航,控制难度较大。针对该问题,提出了一种针对复杂多约束条件的翼伞系统的最优控制轨迹规划方法,可同时实现翼伞系统在复杂环境下逆风对准、精确着陆以及控制量全局最优的控制目标。首先,建立了风场干扰下的翼伞系统模型;然后,通过引入地形环境曲面,将复杂环境转化为实时路径约束,将轨迹着陆偏差以及逆风雀降转化为终端约束,并考虑控制量消耗最小为目标函数,以此将复杂环境下的翼伞系统的轨迹优化转化为一系列非线性的带有复杂约束的最优控制问题;最后,采用高斯伪谱法将多约束最优控制问题转化为易于求解的非线性规划问题。通过设立3组复杂环境仿真实例和实验验证,表明本文方法使翼伞系统在多种较恶劣的复杂环境中有效应对多类约束条件,规划出控制量全局最优的可行轨迹。与已有的混沌粒子群优化算法相比,本文方法具有较好的最优性和较高的精度。 相似文献
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多自主翼伞系统建模及其集结控制 总被引:1,自引:1,他引:0
当前对翼伞系统的研究主要集中在单个翼伞,但实际空投中一般需要使用多个翼伞,才能完成大量物资、装备的空投补给任务,而多个翼伞同时空投时,将会出现翼伞需要集结、相互间需要避免碰撞等在单翼伞空投时不存在的问题。现有的单翼伞系统已能通过GPS/惯导系统及其他板载传感器实现自主飞行,针对多个自主翼伞的空投任务设计算法,以控制下降翼伞之间的相互运动,实现多翼伞系统的集结和避碰。首先以质点模型为起点,通过引入新的独立变量,并将翼伞运动转换至风固定坐标系,使得单个翼伞质点模型降维为非线性降阶模型,进而得到多自主翼伞模型,在此基础上提出了一种集结控制算法,利用每个翼伞自身的状态信息和相邻翼伞的状态信息,采用势场法使得多翼伞实现集结并避免碰撞,最后一致地降落至地面。仿真结果表明多个自主翼伞实现了集结,减小了翼伞的着陆散布,降低了翼伞之间的碰撞风险,验证了该方法的有效性,可以为进一步研究多自主翼伞协同控制提供理论参考。 相似文献
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前缘切口以及后缘下偏是影响伞衣气动力计算的关键因素。为实现伞翼无人机(UAV)的精确控制,从提高翼伞系统动力学模型的精度入手,在升力线理论的基础上,基于计算流体动力学方法,综合考虑前缘切口以及后缘下偏的影响,计算了不同切口尺寸模型的升力、阻力系数。利用最小二乘法辨识了升力、阻力系数与迎角、切口尺寸以及下偏量的关系,实现了翼伞气动力的精确计算,改进了伞翼无人机的六自由度动力学模型。对改进的动力学模型进行轨迹跟踪控制的仿真,通过与空投试验数据的对比,验证了改进翼伞系统动力学模型方法的准确性,对于伞翼无人机的仿真和控制器设计具有重要意义。 相似文献
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传统翼伞系统的航迹规划主要考虑落点精度及逆风着陆等指标,而当空投区域环境较为复杂,在翼伞系统归航路径上存在障碍时,如何规避这些障碍也成为翼伞系统航迹规划所必须要考虑的因素。针对翼伞空投过程有可能遇到高山或者高大建筑物阻碍的问题,提出了一种复杂环境下翼伞系统的组合式航迹规划策略。该方法将翼伞空投的区域分为障碍区和着陆区,在障碍区中采用快速搜索随机树(RRT)算法进行可行路径搜索,考虑到RRT算法生成的轨迹包含棱角,导致路径不够平滑的问题,结合翼伞系统质点模型的运动特性,对其进行了适用性改进,以使规划的航迹满足实际翼伞空投需求。为了解决RRT算法搜索方向随机,难以满足逆风着陆的问题,当翼伞系统进入着陆区后采用分段归航的方式设计航迹,并借助遗传算法(GA)求解目标参数,实现翼伞系统能量控制及逆风着陆。提出的复杂环境下翼伞系统的组合式航迹规划策略求解速度较快,能够同时满足翼伞系统避障、能量控制及逆风着陆要求,得到的参考航迹较为平滑。 相似文献
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翼身融合体飞机起降阶段的“沉降问题”是影响该类布局飞行安全的典型问题,为此提出了一种将动力风扇竖直嵌入机翼中的动力增升方案。分析了动力增升系统对飞行的气动影响,提出了动力增升系统的匹配设计和评价方法,探讨了动力增升系统布局的主要约束。在综合考虑动力增升系统推质比、俯仰力矩配平以及操稳特性等限制因素基础上,基于示例翼身融合体无人机,匹配设计了动力增升系统及其布局方案,针对过渡飞行状态设计了姿态稳定控制律。飞行试验表明:使用动力增升能缓解进近阶段升降舵操纵所引起的下沉率突增与高度沉降现象,同时可将验证机的起、降速度降低20%以上,且该方案易于在小型翼身融合体飞机上实现。 相似文献
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翼伞系统具有大惯性、强非线性等特征,而基于传统质点模型所规划的目标轨迹难以满足复杂环境下的系统动力学约束,因此在轨迹规划中采用高自由度动力学模型也就成为了计算翼伞真实运动轨迹的必然趋势。然而,翼伞的动力学模型更加复杂,目前迫切需要解决的问题就是保证规划轨迹平滑、稳定。针对该问题,本文将建立精确的翼伞六自由度动力学模型,将其引入翼伞归航的轨迹规划中,并通过改进高斯伪谱法,设计一种基于分段点规划、离散点初次规划、离散点自重构的三阶轨迹优化策略。仿真结果表明,所提算法可解决传统算法在应用动力学模型后难以得到稳定轨迹的问题,并实现复杂环境下的精确地形规避,确保规划轨迹满足翼伞的非线性动力学约束。 相似文献
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翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
为了研究翼伞弧面下反角、翼型和前缘切口对翼伞气动性能的影响,对带气室的、展弦比为3的不同特征几何参数翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均Navier-Stokes (RANS)方程进行了直接求解,采用剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型对湍流进行模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好,不同几何参数翼伞模型计算结果表明:翼伞弧面下反角越大,升力及诱导阻力越小,升阻比变化不大;前缘半径、厚度小的翼伞翼型,阻力更小,升阻比大;前缘切口对翼伞影响区域限于前缘附近,压力分布同干净翼类似,降低了其失速迎角,对升力影响不大,但明显增大阻力。该数值方法可为进一步研究更多不同几何参数的翼伞模型提供参考。 相似文献
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针对传统PID变桨距控制难以在大惯性、强耦合的风力发电机组中取得较好的控制效果,提出了一种风速前馈的变论域模糊变桨距控制方法。根据功率误差及其变化率,通过模糊推理得到输入与输出论域的伸缩因子,避免了确定伸缩因子函数模型及其参数的困难;又采用风速前馈的方式实现桨距角的动态补偿,提高了系统的响应速度。仿真结果表明:当风速超过额定风速时,所提方法能使风力发电机组的转速更加稳定、输出功率更加平稳。 相似文献