小型無人直升機機械力學系統(tǒng)辨識

小型無人直升機機械力學系統(tǒng)辨識伯納德梅特勒卡內基梅隆大學機械工程學院匹茲堡賓夕法尼亞州馬克蒂施勒美國國家航空和宇宙航行局旋翼機師美國陸軍航空和導彈艾姆斯研究中心福田糾夫機器人學院卡內基梅隆大學機械工程學院匹茲堡賓夕法尼亞州摘要：一個完全的機械模型衡量無人直升機的飛行測試(雅馬哈R-50，它的轉子10英尺)為了動力學模型辨識而執(zhí)行。這篇論文主要描述CIFER系統(tǒng)辨識技術的應用，這個本來是維全尺寸直升機飛行器開發(fā)的。一個精確，高帶寬的線性狀態(tài)空間模型，為了盤旋的情況而推導出來。這個模型結構包括了退化的轉子轉動動力學詳細描述，機體剛體動力學和偏航阻尼器.R-50的配置和被辨識的動力學模型被用來和不斷變化的UH-1H來作比較。這個辨識模型展示了非常接杰出的預測性能，并且很適合做飛行控制設計和模擬應用。介紹對民用和軍事上的無人機系統(tǒng)（UAV）的興趣正在變得非常確定。例如，美國軍隊正在研究一種垂直發(fā)射和降落的戰(zhàn)術無人機，為了一個大范圍的太空船和以地面為基礎的任務。以太空船為基礎的業(yè)務操作包括自動起飛和在25-40kts的風中恢復，飛船甲板運動在+/-8deg起伏。為了以無人機為基礎的UASs能夠有用,飛行控制系統(tǒng)不限制它們吸引人的屬性是很重要的：長期的飛行和垂直發(fā)射和降落的性能。現(xiàn)在，成為發(fā)展HUAVs主要障礙的是復雜的模型，飛行控制設計和忽視有效率的工具來幫助完成任務。一般而言，為了飛行器的飛行控制系統(tǒng)設計是一個非常難的問題。不像準備好翼的UAVs，那個空的HUAV機身展品，一個很高程度的中心軸耦合,高度震蕩和非最小相位的動態(tài)特性，和轉子的大滯后相關。直升機的大范圍電勢事實上和它的復雜的飛行動力學特性相關，這些特性是很多難以控制問題的關鍵?？刹僮餍允呛涂焖?，甚至動蕩的動力學相關，很強的控制響應和一個高度敏感的輸入有關（包括像一陣陣的風一樣的干擾）。飛行動力學的復雜性使得它的模型很困難，也沒有一個好的飛行動力學模型，使得飛行動力學控制問題變得難以接近大多數(shù)有用的分析和控制設計工具。實現(xiàn)好的控制性能的目標直接關系到準確度和模型需要的帶寬。高帶寬的模型對仿真來說也同等重要，基于模型第一原則的改進和確認，和處理品質的評審。更普遍的是，源自精確的動態(tài)模型，用真是的數(shù)據(jù)描繪集成的飛行控制設計過程一個關鍵部分。系統(tǒng)辨識在全維直升機上已經非常成功。這個有效的直升機系統(tǒng)辨識申請就到期大部分的高水平學術術語涉及到程序和工具。這些技術如果適當?shù)膽?，應該會同樣成功在小型無人直升機上。這篇論文展示了一個詳細的例子，全維的直升機模型辨識申請到一個小型無人直升機的盤旋飛行。這個實驗的目的是為了確定全維系統(tǒng)辨識技術應用到小型無人直升機上有多好，并且看看通過這個程序是否能得到準確的模型。這個實驗也表現(xiàn)了一個根據(jù)已知的全維直升機去理解小型無人直升機動力學的機會。動態(tài)縮放規(guī)則被用來比較配置和用全維UH-1H直升機辨識小型R-50動力學。這兒這個是非常有趣的，因為這個比較取代了特殊的系統(tǒng)辨識結構，因此允許簡單和明確的分析從模型結構的問題到更多明確的方面例如模型特征甚至物理參數(shù)。2直升機的描述用來辨識實驗的無人機是雅馬哈R-50被卡內基梅隆自主直升機工程為了在以視覺為基礎的飛行研究而改造的。R-50是一個商用的小型無人機，起初是為了農業(yè)應用而設計的。R-50用了雙葉片上下晃動主轉子有一個貝爾穩(wěn)定棒。相對嚴格的刀片通過一個軸連接到中心，這個軸通過高彈提配件提供獨立的拍打運動。這個軸連接到轉子的拍桿，通過一個鉸鏈裝在車軸裝置上，排除科里奧利勢力和聯(lián)合的原地葉片的運動。這種搖晃的運動也被一個高彈體阻尼器約束著。這個轉子系統(tǒng)比經典的震動轉子更硬。Bell-Hiller穩(wěn)定器由一組機械的提供滯后率的劃槳組成，在傾斜和轉動循環(huán)中反饋。低頻率的動力學是穩(wěn)定的，實際上為飛行器系統(tǒng)在交叉頻率范圍內增加相位容限1-3rad/sec。一陣風吹過虛假姿勢的反饋也減弱了飛行器的反應和動蕩。這些在飛行器處器的改進和低頻率穩(wěn)定性的實現(xiàn)是以增加反應時間為代價，恒定轉子大約5轉子轉速。因此減少連接機身和轉子振動動力學阻尼。R-50附加的特性如下圖表。好的結果是獲得混合模型結構；可是，結果需要通過增加離軸環(huán)節(jié)進一步提高；因為交叉坐標系在揮舞方程中的作用。附加的交叉坐標系的影響食欲一個的中心軸相對于機身軸的明顯傾斜。理論上是分別于加和減重力等同的（g=32.3ft/s2）.但是，若果飛行數(shù)據(jù)能被準確的修正來抵消在測量系統(tǒng)位置涉及到的c.g，制約的衍生物才能執(zhí)行。因為，就我們而言，c.g.的位置是不能精確的確定的，我們已經明確地說明了一個垂直抵消hcg,通過測量速度vm,um和在c.g.處速度v,u的關聯(lián)。用這個方法，我們已經能夠保證約束條件和同時確定不知道的垂直補償hcg.起伏動力學關于起伏動力學，在各自的頻率響應檢查之后，從圖表中我們發(fā)現(xiàn)對于一階系統(tǒng)應該公充分采集。相應的微分方程是：既然響應不能顯示由流入狀態(tài)造成的峰值幅度，一個權威直升機典型的峰值。這是因為對于R-50揮舞頻率（1/rev=89rad/sec）遠超過辨識的頻率范圍和額定激勵（30rad/sec）。偏航動力學因為子啊飛行試驗過程中用了一個仿真的偏航動力學系統(tǒng)，偏航響應顯示出二階特性。為了精確的辨識，模型結構必須對應這個系統(tǒng)。赤裸機身的偏航動力學能夠模型化為帶傳遞函數(shù)的一階系統(tǒng)。仿真的偏航動力學是用一個偏航數(shù)率反饋實現(xiàn)的，我們假設偏航數(shù)率反饋能夠模型化為一個簡單的帶傳遞函數(shù)一階低通濾波器：閉環(huán)導致下一個傳遞函數(shù)，因為額定輸入和皮偏航r之間的響應等價的微分方程用于狀態(tài)空間模型“因為我們之測量了飛行輸入和偏航率r，這是參數(shù)化的表示法。兩個參數(shù)之間的約束必須添加到成功的參數(shù)辨識中。作為約束，我們已經保證低通濾波器的極點是機身偏航動力學極點速度的2被，i.e.:這個約束用一個低階傳遞函數(shù)就能獲得，機身參數(shù)是有意義的，i.e.,赤裸機身偏航阻尼是能被很好的估計的。全模型結構完整的模型是通過在微分矩陣方程中收集所有的微分方程：狀態(tài)向量：輸入向量：不同的狀態(tài)根據(jù)在各自坐標系的頻率響應連貫性進一步耦合。例如，伴隨著偏航運動的起伏運動，通過Zr,Nw,Ncol.起伏運動也被鉆務運動通過影響著。最終的結構是通過第一次系統(tǒng)消除具有較高的不靈敏和較高的相關度，然后在一個過程中再聚合。剩下的最低限度的參數(shù)化模型結構式由系統(tǒng)矩陣F和輸入矩陣給出的。5.結果收斂的模型展示了頻率響應數(shù)據(jù)和相關的整體頻率響應誤差成本一個完美的配合，這是在大約一般的最好的價值重獲得全面的鑒定結果。在附錄里給出的辨識派生物的數(shù)據(jù)和統(tǒng)計學