動(dòng)力滑翔傘的建模和運(yùn)動(dòng)分析(共13頁(yè))

1、精選優(yōu)質(zhì)文檔-傾情為你奉上 動(dòng)力滑翔傘的建模和運(yùn)動(dòng)分析摘要：無(wú)人飛行器（UAV）是用于偵察觀測(cè)地面情況的設(shè)備，于災(zāi)難發(fā)生時(shí)收集必要的具體地面信息。此外，為了獲得更全面的地面信息，一個(gè)多載具系統(tǒng)也是必要條件之一。而自主動(dòng)力滑翔傘（PPG）就可以實(shí)現(xiàn)無(wú)人飛行器的功能，同時(shí)還具有輕型，緊湊，便攜的優(yōu)點(diǎn)，甚至可以由其他無(wú)人飛行器攜帶升空并展開(kāi). 然而，動(dòng)力滑翔傘運(yùn)動(dòng)的具體參數(shù)細(xì)節(jié)尚未被研究。本次研究建立了一個(gè)動(dòng)態(tài)PPG模型并得出了其運(yùn)動(dòng)特性分析的結(jié)果。關(guān)鍵字:翼傘, UAV, 建模, 數(shù)字模擬1. 引言 動(dòng)力滑翔傘(PPG) 由滑翔翼傘和一個(gè)配備引擎/馬達(dá)及螺旋推進(jìn)器的主體組成。圖1 展示了一個(gè)PPG

2、的實(shí)例。 圖1 PPG的外觀圖片具備推進(jìn)系統(tǒng)和無(wú)推進(jìn)系統(tǒng)的傘翼比較起來(lái)，具備推進(jìn)系統(tǒng)的傘翼在續(xù)航能力上有著提高，而自主動(dòng)力滑翔傘（PPG）就可以實(shí)現(xiàn)無(wú)人飛行器的功能，同時(shí)還具有輕型，緊湊，便攜的優(yōu)點(diǎn)，甚至可以由其他無(wú)人飛行器攜帶升空并展開(kāi)，這也使得動(dòng)力滑翔傘（PPG）在多載具的系統(tǒng)中有著各式各樣的應(yīng)用。現(xiàn)今，PPG的一種應(yīng)用途徑是監(jiān)視并偵察地面情況. 而在未來(lái)，PPG會(huì)被用于對(duì)污染的大氣進(jìn)行抽樣，例如在環(huán)境污染或火山噴發(fā)的時(shí)候等。常規(guī)的PPG是一懸掛飛行系統(tǒng), 即傘翼與搭載設(shè)備的主體在懸掛點(diǎn)連接,與雙擺結(jié)構(gòu)類(lèi)似. 因此, PPG的運(yùn)動(dòng)參數(shù)與通常被表述為一剛體系統(tǒng)的飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性是不同的，絕大多

3、數(shù)近期的關(guān)于自主傘翼的研究是關(guān)于航行和導(dǎo)航的1。例如，Ref.2對(duì)恢復(fù)系統(tǒng)翼傘的導(dǎo)航和控制的研究, 實(shí)現(xiàn)了對(duì)地面目標(biāo)點(diǎn)的軟著陸. 然而，至今為止，對(duì)于翼傘的飛行高度穩(wěn)定性方面的研究還在初步階段。本次研究建立了一個(gè)動(dòng)態(tài)PPG模型并得出了其運(yùn)動(dòng)特性分析的結(jié)果。2.PPG的模型絕大多數(shù)的降落傘與負(fù)載系統(tǒng)被當(dāng)成一個(gè)和飛機(jī)相同的剛體來(lái)進(jìn)行分析 3.而傘翼還被作為一個(gè)六自由度的模型來(lái)分析 4. 然而, 在考慮到降落傘及其負(fù)載的振蕩存在不同后, 分析其運(yùn)動(dòng)特性時(shí)就將其作為兩個(gè)個(gè)體組成的系統(tǒng)來(lái)分析 5.在此類(lèi)系統(tǒng)中具有最多自由度的是可旋轉(zhuǎn)的降落傘，被作為兩個(gè)個(gè)體組成的具有九個(gè)自由度的系統(tǒng)進(jìn)行分析 6.近期，傘

4、翼和其負(fù)載間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)已經(jīng)被研究 7. 存在著四種相對(duì)運(yùn)動(dòng)t: (1) 相對(duì)偏航, (2) 相對(duì)橫搖(3)相對(duì)升降 (4) 相對(duì)俯仰.然而, (2)相對(duì)橫搖和 (3) 相對(duì)升降通常可被忽略圖2展示了PPG的零部件 圖2.PPG的零部件為了更精確的描述運(yùn)動(dòng)(1) 和 (4) , 我們建立了一個(gè)8自由的的類(lèi)似雙擺的PPG的模型（圖3）。才圖3. 8自由度的PPG模型該傘翼具有基本的6個(gè)自由度, 例如, 相對(duì)自由俯仰運(yùn)動(dòng)和扭曲運(yùn)動(dòng),可以被建模成一個(gè)關(guān)于傘翼偏航軸Zc的含彈簧和阻尼的二階振蕩系統(tǒng). 選取傘翼和其負(fù)載的重心作為其各自的坐標(biāo)系統(tǒng)零點(diǎn)設(shè)其負(fù)載與傘翼的懸掛繩 (或纜繩)在兩點(diǎn)連接著（如圖三）。

5、 傘翼的Z軸Zc被定義成一垂直穿過(guò)Oc和負(fù)載上兩連接點(diǎn)中點(diǎn)的軸. 負(fù)載部分的X軸 Xb 則與推進(jìn)力方向平行。8自由度傘翼的運(yùn)動(dòng)已經(jīng)在一些論文中被研究過(guò) 8,9,10.參考資料8和9 提到了大規(guī)模傘翼X-38項(xiàng)目的運(yùn)動(dòng)特性和飛行動(dòng)力參數(shù) 以及傘翼動(dòng)態(tài)仿真(PDS).在這些論文中的 PDS 建立了如下模型，由兩個(gè)動(dòng)態(tài)部分組成即傘翼為一6自由度剛體，而負(fù)載則相對(duì)傘翼俯仰和偏航. 該數(shù)學(xué)仿真結(jié)果與一些飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)穩(wěn)和, 但PDS的細(xì)節(jié)并未在這些論文中闡述。參考資料10也提到這個(gè)參考資料8和9中的8自由度模型。在這篇文章中,于傘翼和負(fù)載的連接處（懸掛點(diǎn)）采用了一種連接反應(yīng)和一種回轉(zhuǎn)力矩的模型，但未采用含

6、彈簧和阻尼的模型. 參考資料8,9和10中的模型都為考慮推進(jìn)力的因素, 因?yàn)檫@些傘翼和負(fù)載系統(tǒng)并不是用于飛行的系統(tǒng)而是用于救援的。3. 控制輸入兩條控制繩從傘蓋的左右尾緣垂下. 向負(fù)載方向拉拽控制繩使傘翼邊緣偏轉(zhuǎn)以在傘蓋中產(chǎn)生剎停力,可以使PPG向被拉拽控制繩方向偏轉(zhuǎn). 當(dāng)左右控制繩同時(shí)被拉拽即可減緩向前的速度. 因此，PPG的系統(tǒng)有3個(gè)控制輸入。例如, 左側(cè)和右側(cè)控制繩被拉拽的長(zhǎng)度以及推進(jìn)力。4. 運(yùn)動(dòng)公式4.1 運(yùn)動(dòng)公式綜述狀態(tài)變量定義在傘蓋坐標(biāo)系統(tǒng)中，如下.uc , vc , wc : 傘蓋向前，向側(cè)，向下的速度pc , qc , rc : 傘蓋滾動(dòng)俯仰和偏航的角速度qbc , rbc

7、: 負(fù)載相對(duì)于傘蓋俯仰和偏航的角速度c ,c , c: 傘蓋滾動(dòng)俯仰和偏航的度 bc ,bc : 負(fù)載相對(duì)于傘蓋俯仰和偏航的角度下列公式給出了負(fù)載上的合力作用FbI + FbG + FbA + FbT + Fbth = 0 (1)其中 FbI : 慣性力FbG : 重力FbA : 空氣動(dòng)力FbT : 纜繩張力Fbth : 推進(jìn)力下列公式給出了負(fù)載上的合力矩作用MbI + MbA + MbT = 0 (2)其中 MbI : 慣性力矩MbA : 空氣動(dòng)力矩MbT : 纜繩張力矩下列公式給出了傘蓋上的合力作用FcI + FcG + FcA + FcT + Fcä = 0 (3)其中 FcI

8、 : 慣性力FcG : 重力FcA : 空氣動(dòng)力FcT : 傘繩張力Fcä : 剎車(chē)偏轉(zhuǎn)力下列公式給出了傘蓋上的合力矩作用 McI + McA + McT + Mcä = 0 (4)其中McI : 慣性力矩McA : 空氣動(dòng)力矩McT : 纜繩張力矩Mcä : 剎車(chē)偏轉(zhuǎn)力矩因?yàn)橥七M(jìn)力沿Xb軸方向，該力關(guān)于重心的力矩為0由傘繩張力相對(duì)負(fù)載的相對(duì)力矩MbT 和相對(duì)傘蓋的相對(duì)力矩McT 可由kbc + crbc 計(jì)算。其中Tk是彈性系數(shù)，c是阻尼系數(shù)。通過(guò)關(guān)系式 FcT = -FbT ,我們可以消掉等式(1) 和 (3) 中的張力得到平動(dòng)的公式. 同樣我們可以通過(guò)等式(

9、2)和 (4)得出滾動(dòng)的公式.額外搭載物產(chǎn)生的空氣動(dòng)力和力矩包含在了空氣動(dòng)力 FcA和力矩 McA 11.4.2 飛行測(cè)試數(shù)據(jù)和數(shù)學(xué)分析結(jié)果的比較模型的參數(shù)來(lái)自于對(duì)載人滑翔傘的飛行測(cè)試的資料12. 我們用這些參數(shù)進(jìn)行數(shù)學(xué)模擬. 負(fù)載重93(kg)而傘蓋重 6.4(kg).圖4顯示了當(dāng)左右控制繩同時(shí)被拉動(dòng)相同長(zhǎng)度時(shí)的剎車(chē)偏轉(zhuǎn)角. 該角度在0秒時(shí)開(kāi)始增加并在1秒處開(kāi)始減小，角度的峰值是0.2 (rad). 該偏轉(zhuǎn)角由一個(gè)時(shí)間常數(shù)為0.3秒的一階系統(tǒng)生成/圖4.控制輸入 圖5和圖6分別顯示了傘蓋的俯仰率和俯仰角在飛行測(cè)試中的數(shù)據(jù)和數(shù)學(xué)模擬的比較結(jié)果. 其中部分由飛行測(cè)試得來(lái)的飛行動(dòng)力參數(shù)進(jìn)行了修改,

10、 數(shù)學(xué)模擬的時(shí)間序列曲線(xiàn)和飛行測(cè)試中的并不接近. 因此對(duì)用于數(shù)學(xué)模擬的參數(shù)必須修改. I在將來(lái)，我們將進(jìn)行試飛來(lái)獲得空氣動(dòng)力等數(shù)據(jù), 這樣我們可以通過(guò)獲得的數(shù)據(jù)分析其運(yùn)動(dòng)特性. 圖5 傘蓋俯仰率的比較圖6.傘蓋俯仰角的比較5. 飛行分析基于這個(gè)模型我們得到了運(yùn)動(dòng)的共識(shí)，并分析了滑翔，平飛，左右轉(zhuǎn)等的運(yùn)動(dòng)參數(shù)。同時(shí)計(jì)算了利用推進(jìn)力直線(xiàn)水平飛行，轉(zhuǎn)向水平飛行時(shí)各狀態(tài)變量的時(shí)間響應(yīng)，并分析了在方波輸入或階躍輸入時(shí)的振蕩阻尼系數(shù)。5.1 直線(xiàn)水平飛行和滑翔圖7-9顯示了一水平飛行的數(shù)學(xué)分析結(jié)果.剎車(chē)偏轉(zhuǎn)角為零. 推進(jìn)力由一個(gè)時(shí)間常數(shù)為1秒的一階系統(tǒng)的階躍響應(yīng)提供. 階躍信號(hào)的值為190.92N，在5s

11、處發(fā)生跳變。圖8顯示了傘蓋原點(diǎn)的軌跡. 圖9顯示了傘翼和負(fù)載的俯仰角.傘蓋和負(fù)載的俯仰角初始值分別是3.5 (deg) 和4.841 (deg)。傘蓋俯仰角的震蕩在階躍輸入發(fā)生20秒處收斂. 震蕩的最大振幅約為4 (deg).傘蓋的俯仰角的穩(wěn)態(tài)值為16.281 (deg). 圖7.控制輸入（推進(jìn)力） 圖8.傘翼軌跡 圖9.俯仰角圖10-12展示了方波輸入推進(jìn)力的數(shù)字模擬結(jié)果. 剎車(chē)偏轉(zhuǎn)角為0. 推進(jìn)力由一個(gè)時(shí)間常數(shù)為1秒的一階系統(tǒng)響應(yīng)提供. 輸入的上升沿在5秒處并在20秒處消失. 圖11顯示傘蓋的軌跡. 圖9顯示了傘翼和負(fù)載的俯仰角的時(shí)間響應(yīng)。. 震蕩在5秒和20秒處活躍在約40秒處收斂。傘蓋

12、俯仰角的穩(wěn)態(tài)值為3.5 (deg)。 圖10.控制輸入（推進(jìn)力） 圖11.傘蓋軌跡 圖12.俯仰角5.2 右轉(zhuǎn)水平飛行和滑翔圖13-15顯示了右轉(zhuǎn)水平飛行的數(shù)學(xué)模擬結(jié)果。右側(cè)控制繩被拉動(dòng)大約30厘米, 相當(dāng)于剎車(chē)偏轉(zhuǎn)角的0.1 (rad).推進(jìn)力為251.54 (N)的階躍輸入.右側(cè)控制繩開(kāi)始被拉動(dòng)的時(shí)間在5 (sec)處，同時(shí)推進(jìn)力增加.拉動(dòng)控制繩的時(shí)間參數(shù)為2秒. 推進(jìn)力輸入的時(shí)間常數(shù)為1秒。圖15顯示了傘蓋原點(diǎn)的軌跡. 圖16顯示了傘翼和負(fù)載的高度角. 一大振幅的二階震蕩出現(xiàn)在傘蓋的俯仰角和滾動(dòng)角。震蕩后振幅在30秒處收斂.俯仰角的最大振幅大約是10 (deg). 滾動(dòng)角的最大振幅為7

13、(deg). 穩(wěn)態(tài)時(shí)傘蓋的俯仰角和滾動(dòng)角分別是22 (deg) 和15 (deg) 圖13.控制輸入（剎車(chē)偏轉(zhuǎn)角） 圖14.控制輸入（推進(jìn)力） 圖15.傘蓋軌跡 圖16.高度角圖17、18顯示了一次對(duì)右轉(zhuǎn)滑行的數(shù)學(xué)模擬結(jié)果。 剎車(chē)偏轉(zhuǎn)角圖像和圖13相同但沒(méi)有加載推進(jìn)力。圖17顯示了傘蓋原點(diǎn)的軌跡. 圖18顯示了傘翼和負(fù)載的高度角.震蕩后，傘蓋俯仰角和滾動(dòng)角的幅值在20秒處收斂。俯仰角的最大振幅約為6 (deg).俯仰角和滾動(dòng)角的穩(wěn)態(tài)值分別為 6 (deg) 和 9 (deg)。 圖17.傘蓋軌跡 圖18.高度角5. 總結(jié)為了研究由推進(jìn)力引起的負(fù)載震蕩，我們必須分析PPG的運(yùn)動(dòng)特性。因而我們建立

14、一個(gè)8自由度的模型，并給予這個(gè)模型進(jìn)行了數(shù)學(xué)模擬。分析結(jié)果表明，提供的模型PPG可以恰當(dāng)?shù)拿枋稣媸堑腜PG。在將來(lái), 我們將設(shè)計(jì)一個(gè)反饋控制系統(tǒng)以實(shí)現(xiàn)一自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)來(lái)完成一系列飛行命令，例如直線(xiàn)水平飛行，轉(zhuǎn)向水平飛行，轉(zhuǎn)向下降等.此外我們還將分析干擾作用下的飛行穩(wěn)定性。引用1 D. Carter, S. George, P. Hattis and L. Singh,“Autonomous Guidance, Navigation and Control of Large Parafoil s”, AIAA AerodynamicDecelerator Systems Conference,

15、 CP 2005-1668,pp. 676-683, 2005.2 S. L. Kaesemeyer, “Testing of Guided Parafoil Cargo Delivery Systems”, AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Conference, CP 2005-1643,pp. 441-456, 2005.3 F. M. White and D. F. Wolf, “A Theory of Three-Dimensional Parachute Dynamic Stability” , Journal of Aircraft, Vo

16、l. 5, No. 1, pp. 86-92, 1968.4 P. A. Mortaloni, O. A. Yakimenko, V. N. Dobrokhodov and R. M. Howard, “On the development of a Six-Degree-of-Freedom Model of a Low-Aspect-Ratio Parafoil Delivery System”, 17th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, CP 2003-2105, pp. 40

17、-49, 2003.5 D. Wolf, “Dynamic Stability of a Nonrigid Parachute and Payload System”, Journal of Aircraft, Vol. 8, No. 8, pp. 603-609, 1971.6 K. F. Doherr and H. Schilling, “9DOFSimulation of Rotating Parachute Systems”, AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Conference, CP 91-0877, pp. 333-343, 1991.7

18、 G. Strickert and L. Witte, “Analysis of the Relative Motion in a Parafoil-Load-System”, AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Conference, CP 2001-2013, pp. 146-154, 2001.8 C. S. Iacomini and C. J. Cerimele, “Lateral- Directional Aerodynamics from a Large Scale Parafoil Test Program”, AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Conference, CP 99-1731, pp. 218-228, 1999.9 C. S. I a comini an d C. J