（飞行器设计专业论文）基于giotto的无人直升机飞行控制仿真.pdf

p ， - n 删i n gu 1 1 i v e r s 时o f a e 啪a u t i c s 观da s 仃o i 姗t i c s t h eg r a d l l a t es c l l o o l c o l l e g eo f a e r o s p a c ee 1 1 9 i 1 1 e e 血g g i o t t o b a s e df l i g h tc o n t r o ls i m u l a t i o n f o ru n m a n n e dh e l i c o d t e r1 0 run m a n n e c ih e l l c o d t e r at h e s i si 1 1 f l i g h tv e h i c l ed e s i 印 b y h u h a 巧i e a d 访s e d b y p r 0 ) ( uj i n f a s u b n l i t t e di np a n i a lf u l f i l l m e n t o ft h er e q v i r e n l e n t s f o rm ed e 伊e eo f m a s t e ro fe n g i i l e e 渤g m 码2 0 1 0 - ， o 承诺书 本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，独立进 行研究工作所取得的成果。尽我所知，除文中已经注明引用的内容外， 本学位论文的研究成果不包含任何他人享有著作权的内容。对本论文所 涉及的研究工作做出贡献的其他个人和集体，均已在文中以明确方式标 明。 本人授权南京航空航天大学可以有权保留送交论文的复印件，允许 论文被查阅和借阅，可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库 进行检索，可以采用影印、缩印或其他复制手段保存论文。 ( 保密的学位论文在解密后适用本承诺书) 作者签名：姚 日 期：盈。2 ：2 兰 _ 设计方法，可以提高飞控系统软件设计效率。 论文分析了无人直升机飞行动力学模块，利用挥舞动力学、刚体动力学和运动学以及力 力矩方程综合生成被控对象模型。采用小扰动假设对模型进行线性化近似，针对控制系统要求 对模型进行了降阶处理。详细介绍了a o t t o 软件，具体讨论了g i o 仕0 软件结构特点和应用方法。 a o 仕。的e 代码和s 代码机制实现了飞控系统设计中功能模块设计和时序逻辑设计相分离。各 功能模块采用m a t l a b 语言设计完成，使用s 函数封装程序并在s i m u l i i l k 中进行性能测试。通 过m a a bj a v a 编辑器将功能模块程序转换为g i o t t o 可直接调用的j a v a 类对象，实现g i o t t 0 程 序中功能模块的调用。功能模块的时序安排由g i o t t 0 程序中的任务模式进行调用，确保传感器、 驱动、输出和控制律计算等对象访问的实时性。 应用g i o t t o 和m a t l a b 软件完成了飞行动力学和飞行控制律计算等模块设计，进行了仿真实 验。并给出了实验结果，表明应用g i o 牡0 软件能有效实现飞行控制系统的模块化设计。 关键词：无人直升机，g i o 骱，动力学建模，飞行控制，模块化设计 基于g i o t t o 的无人直升机飞行控制仿真 a bs t r a c t n o w z 岫s 勰n l en i 出c o n 缸d ls y s t e mo fu n m 锄n e dh e l i c 叩t e ri se x t e n d e dt 0i | m l l i g e n t 廿舱 d e s i g nm e t h o d so fc o n 灯o ls y s t e mo c c u r sr e v o l u t i o 髓r yc h a n g e c o m r o ls y s t 锄d e s i g nf b m 劬u d i t i o r l a l l o a pd e 、他1 0 p e st o 吐l em u l t i 劬c t i o i l a l c o n c l u d e dl l i e m r c l l i c a lc 0 i n p l e xs y s t e m h lt l l i st h e s i s ，a m o d u l 盯d e s i g nm e t l l o d si sp r o p o s e dt 0b u i l dim m a n n e dh e l i c o p t e rn i g h tc o l l 细0 1s y s t e m ，i tc 姐b e m a i 【et l 圮e 伍c i 锄c yo fs y s t e md e v e l 叩m e n tg r e a t l yi i n p r 0 v e d h lt l l i sp a p e r ，t h em m 埘m e dh e l i c o p t 盯n i g h td y i l a l i l i 鹳m o d u l ew 舔a n a l y 笳d ，谢i l i c hw 弱 p r o d u c e d 谢mt l l l 优c o i n p e i 鹏：w a v ed ) l i l a m i c s ，f o r c ea n dt o r q u e ，r i 西db o d yd y n a i n i c s 锄d il l c i l l e m 撕c s n m e 雒s 唧t i o no f s m a l ld i 鼬孤c ew 舔u s e df o rh n e 缸a p p r 0 妇伽0 no f 血en 蛳 d ) ，i l 疵c sl n o d u l e s ，w i l i c hw 鹪r e 枇d f o rm ec o n t r o ls y s t e i i l - t h eg i o t t 0 仔w a r ew 鹤i i l 仃0 d u c e di n d e t a i l ，i i l c l u d i l l g 圮s 缸u c t u 豫lc l l a t 耐s t i c s 锄d 印p l i c 撕0 nm e t l l o d s 1 ki s o l a t i o no ff i l l l c t i o n m o d u l ed e s i 弘勰ds e q 呦d a ll o 百cd e s i 印w 觞a l i z e db yl l s i n gg i 0 钍o sec o d e 锄dsc o d e m e c h a m s m 1 kf 吼c t i o nm o d u l ew 笛d e v e l o p e db ym a t l a b 1 kp a c k a 舀n ga n de x 锄血a t i o nw e 他 a l s oa c c o m p l i s h e df o rt h i sm o d u l eb y 懈吨s f 吼c t i o n 趾ds m l i i l l 【1 k 劬c t i o nm o d u l e sw 哪 c o n v e n e di m o 廿l ej a y ac l a 船f i l eb y 璐i n gm a t l a bj a v ab u i l d w l l i c hc 锄b ec a l l e dd n c n yb yg i o t t 0 s o f t w a r c f u n c 6 0 nm o d u l e st i m es e q u e n c cw 弱c a l l e db yt h et 嬲km o d eo fn l eg i o n op r o g r a mi i l o r d e rt oe 船u 佗t 量l e a 1 一妇c a pa _ b i l i 够o ft h e 访s i 洲o n 缸 mt l l es e 地。塔，血i v e 墙，o u 肇u t s 孤dc o n t r o l 1 a wc a l c u l a t i o n 1 k d e s i 鲈0 fm ef l i g h td y m 觚c sa n dn i g h tc o n 仃d l l 唧c a l c u l a t i o nw e r e 血i s h e db y 璐i n gq o t i d o 孤dm a t l a b t h e 他s u l ts h o w e dt h a _ t 驱吨g i o 怕s o 脚啪c o u l de 彘c t i v e i y 蒯i z e 雠m d u l i z a t i d e s i g ni 0 rn i g h t “n l r o ls y s t e l n k e yw o r d s ： u n m 籼e d h e l i c 叩慨a o n o ，d ) ，1 1 2 i i i l i c sm o d e l 吨，f l i 咖c 0 “的l ，m 0 d u l 缸d e s 咖 南京航空航天大学硕士学位论文 目录 第一章绪论。l 1 1 研究目的与意义1 1 2 无人直升机研究背景和现状2 1 2 1 研究背景2 1 2 2 国内外无人直升机研究现状和趋势。2 1 3 无人直升机飞行控制系统发展状况5 r 1 4 控制系统软件设计发展状况。7 1 4 1 模块化软件设计思想7 1 4 2 模块化控制设计软件8 1 5 研究思路与研究内容8 第二章被控对象模型建立与分析1 0 2 1 坐标系和坐标变换1 0 2 2 无人直升机非线性模型结构1 2 2 2 1 挥舞方程13 2 2 2 力和力矩方程1 4 2 2 3 刚体动力学和运动学方程1 9 2 2 4 非线性模型及其配平2 1 2 3 模型线性化和降阶2 2 2 3 1 模型线性化2 2 2 3 2 模型降阶2 4 2 3 3 降阶模型比较。2 5 2 4 动态特性分析2 8 2 4 1 稳定性与可控可观性。2 8 2 4 2 操纵性与耦合性2 9 2 5 本章小结。3 3 第三章g i o n 0 控制设计方法3 4 3 1 模块化控制设计方法3 4 3 2g i o 位0 简介3 6 3 2 1 ( 五o t t o 组j 茂3 6 3 2 2e 代码。3 7 基于g i o n o 的无人直升机飞行控制仿真 3 3 基于g i o n 0 控制系统设计方法3 8 3 3 1 基于g i o n 0 设计流程3 8 3 3 2a o t t 0 编辑器4 0 3 3 3 伍o t t o 程序4 2 3 3 4 链接函数4 6 3 4g i o t t 0 时序逻辑特性。4 9 3 4 1 触发机制4 9 3 4 2 调度策略与方法5 0 3 4 3 时序特性5 0 3 4 本章小结5 2 第四章控制系统功能模块设计5 3 4 1 功能模块实现工具5 3 4 1 1s 函数5 3 4 1 2m a a bj a v a 生成器。5 5 4 2 被控对象模块程序实现5 7 4 3 控制律模块程序实现5 8 4 3 1 控制律模块设计：5 9 4 3 2 控制律模块测试6 l 4 4 功能模块与g i o t t 0 链接6 2 4 5 本章小结6 3 第五章飞控系统a o n 0 程序实现6 4 5 1 功能模块调用“ 5 2 仿真实验及结果分析6 5 5 2 1 仿真系统结构6 5 5 2 2 仿真实验6 5 5 2 3 仿真结果分析6 9 5 3 本章小结6 9 第六章全文总结与展望7 0 6 1 研究工作总结7 0 6 2 本文工作不足与展望7 0 参考文献7 2 致谢7 5 在学期间的研究成果及发表的学术论文7 6 曹 南京航空航天大学硕士学位论文 图、表目录 图l 。l 国外无人直升机4 图1 2 国内无人直升机5 图1 3 模型驱动软件的开发流程7 图1 4 基于g i o 仕。的控制程序设计流程8 图2 1 直升机体轴系。1 0 图2 2 欧拉角1 1 图2 3 涵道式无人直升机旋翼和风扇布局。1 2 图2 4 无人直升机飞行动力学数学模型结构。1 2 图2 5 无人直升机旋翼挥舞动力学模块。1 3 图2 6 无人直升机力和力矩模块1 4 图2 7 旋翼叶素流场与力素方向。1 6 图2 8 无人直升机刚体动力学和运动学模块1 9 图2 9 总距脉冲输入下的系统四通道响应。2 6 图2 1 0 横向周期变距脉冲输入下的系统四通道响应2 6 图2 1 1 纵向周期变距脉冲输入下的系统四通道响应2 7 图2 1 2 风扇总距脉冲输入下的系统四通道响应2 7 图2 1 3 系统零极点分布图2 8 图2 1 4 总距阶跃输入下系统状态响应3 0 图2 1 5 横向变距阶跃输入下系统状态响应3 0 图2 1 6 纵向变距阶跃输入下系统状态响应3 l 图2 1 7 风扇总距阶跃输入下系统状态响应3 l 图3 1g i o t t o 软件的功能结构3 6 图3 2e 代码中的三条主要的指令3 8 图3 3 传统控制设计方法3 9 图3 4 基于g i o 们的控制设计方法3 9 图3 5a o 仕0 编辑器4 0 图3 6 启动e 机4 l 图3 7 生成的实时e 代码。4 l 图3 8 仿真执行界面4 l 图3 9 应用硬件任务。4 2 图3 1o 应用软件任务4 3 基于g i o t t o 的无人直升机飞行控制仿真 图3 1 1 任务执行中的数据传递4 3 图3 1 2 模式的组成4 5 图3 1 3g i o n o 控制程序的组成4 6 图3 1 4 完整的g i o 仕0 功能任务程序组成4 6 图3 1 5 合作式调度器5 0 图3 1 6 抢占式调度器5 0 图3 1 7 可预测的任务执行时间5 l 图3 18 多g i o n o 任务下c p u 使用情况5 l 图4 1 使用d 印l o y 脒m tt o o l 5 6 图4 2d 印l o y m e n t 生成转换。5 7 图4 3 无人直升机模型类5 8 图4 4 飞控模块结构图5 8 图4 5 内、外回路控制结构图。5 9 图4 6 控制系统子类结构6 0 图4 7 无人直升机控制律类6 0 图4 8 高度跟踪和航向角跟踪曲线6 l 图4 9 纵向和横向姿态跟踪曲线。6 l 图4 1 0 前向位移和侧向位移跟踪曲线6 2 图5 1 仿真系统总体方案。6 5 图5 2 仿真各通道结果6 6 图5 3 预设轨迹6 6 图5 4 轨迹实验结果6 7 图5 5 周期内的任务执行6 8 图5 6 调用任务时的数据传递。6 8 表2 1 无人直升机开环特征值以及对应变量2 9 表3 1 几种控制设计软件比较3 5 表4 1n a g 参数对应的含义5 4 表4 2 内回路调试各控制参数的设定6 1 表4 。3 内外回路一起调试各控制参数的设定6 2 表5 1 五种飞行模式6 7 南京航空航天大学硕士学位论文 岛 c 茹 g q 。 q 咿 c y 碍 注释表 或，吐，畋 比例、积分、微分 正 g i o 仕0 开发工具包 户 f x ，f9 ，f l 旋翼横向周期变距 机身特征面积 旋翼翼形升力系数 风扇翼形升力系数 旋翼纵向周期变距 旋翼桨叶弦长 风扇桨叶弦长 旋翼桨叶阻力系数 风扇桨叶阻力系数 机身阻力系数 旋翼桨叶升力系数 风扇桨叶升力系数 机身升力系数 旋翼滚转力矩系数 风扇滚转力矩系数 机身滚转力矩系数 机身偏航力矩系数 旋翼俯仰力矩系数 风扇俯仰力矩系数 机身俯仰力矩系数 扭矩舵弦长 机身侧力系数 旋翼拉力系数 旋翼桨叶翼形零迎角升力系数 风扇桨叶翼形零迎角升力系数 扭矩舵升力线斜率 旋翼阻力经验系数 涵道拉力效率因子 直升机全机空气动力 总气动力在体轴系中的分量 ，弓j i f ，互旋翼气动力在体轴中的分量 c ，r ，弓，z ，r 风扇气动力在体轴中的分量 c ，c ，z ，机身气动力在体轴中的分量 只，g ，e ，g ，c 。g 重力在体轴系中的三分量 召直升机重力向量 g 直升机重力 詹作用于直升机的动量矩 l ，l ，t 直升机绕机体轴系的全机惯性矩 l ，厶，l 直升机对机体轴系的全机惯性积 如旋翼绕旋翼轴的转动惯量 风扇绕旋翼轴的转动惯量 岛 风扇动量矩 乞 扭矩舵展长 露直升机全机力矩 肘0 ，m 谢，朋0 旋翼气动力桨毂系的分量 红，旋翼气动力体轴系的分量 朋0 ，m 玎，m 二风扇气动力桨毂系的分量 朋：朋0 ，朋0 风扇气动力体轴系的分量 彤0 ，掣0 ，彤0 机身气动力体轴系的分量 鸠 扭矩舵力矩 旋翼桨叶片数 扭矩舵个数 r风扇桨叶片数 q 旋翼轴扭矩 g 风扇轴扭矩 碍风扇半径 黼胁似特4 4且c勺gq 基于g i o 怕的无人直升机飞行控制仿真 ， 旋翼桨叶剖面距桨毂中心的距离 吩 风扇桨叶剖面距桨毂中心的距离 旋翼根切长度 7 风扇根切长度 ，； 旋翼桨尖损失长度 ，i r 风扇桨尖损失长度 r旋翼拉力 耳风扇拉力 “r 旋翼桨叶剖面切向速度分量 “r r风扇桨叶剖面切向速度分量 “| p m旋翼桨叶剖面垂向速度分量 “，r 风扇桨叶剖面垂向速度分量 矿直升机对地飞行速度 圪，圪，圪 对地速度在体轴系中的三分量 ，桨毂速度体轴系中的三分量 v l d ，旋翼等效诱导速度 巧d | i ， 无因次旋翼等效诱导速度 h 盯 风扇等效诱导速度 巧盯 无因次风扇等效诱导速度 旋翼入流的质量流量参数 吩 风扇等效诱导速度 工0 旋翼桨毂中心对直升机重心的纵向位置 而风扇桨毂中心对直升机重心的纵向位置 ) 旋翼桨毂中心对直升机重心的垂向位置 所风扇桨毂中心对直升机重心的垂向位置 锄旋翼桨毂中心对直升机重心的侧向位置 风扇桨毂中心对直升机重心的侧向位置 q旋翼转速 q ， 风扇转速 口 旋翼桨叶叶素迎角 扭矩舵等效迎角 口r风扇桨叶叶素迎角 口f机身迎角 屁 旋翼桨叶锥度角 屁r 风扇桨叶锥度角 尼 旋翼桨叶横向挥舞角 尾 旋翼桨叶纵向挥舞角 z旋翼尾迹倾角 圪 旋翼桨叶洛克数 q 旋翼桨叶扭度 q r 风扇桨叶扭度 户大气密度 盯 旋翼实度 风扇实度 面直升机运动角速度 q ，q ，q 直升机角速度三分量 甲r风扇桨叶方位角 下标： r涵道风扇 f机身 南京航空航天大学硕士学位论文 第一章绪论 1 1 研究目的与意义 无人直升机，顾名思义就是无人驾驶的直升机。与常规气动布局的无人飞机相比，无人直 升机的优势有： 1 能够垂直起降、空中悬停、原地转弯，并能前飞、后飞和侧飞； 2 长时间悬停、贴近地面飞行，或利用地形地物隐蔽飞行； 3 在野外场地垂直起飞和降落，不需要专门的机场和跑道； 4 若发动机发生故障空中停车，无人直升机可以利用旋翼自转下滑安全着陆。无人直升机 还具有低速飞行特性和灵活性的特点，因而无人直升机逐渐受到了各国的重视和发展。 但是，无人直升机是一套复杂的动力学系统。要使无人直升机具有高敏捷自主飞行能力( 诸 如障碍回避、故障后重新配置等) ，飞行控制系统不仅要实现姿态和轨迹底层连续控制系统，而 且还需要实现监督管理、协调与计划、场景感知、诊断、优化等高层离散控制系统【1 1 。底层连 续控制系统和高层离散控制系统中各模块快速灵活配置和交互，可使无人直升机对环境变化和 没有预测到的事件做出快速响应，实现飞行控制系统在线重配。 无人直升机可远程遥控或程序控制飞行，整个飞行控制系统由地面站、机载系统和信息传 输系统三大部分组成。地面站发送的任务指令，通过无线链路无线网络将其传送到机载计算机 系统，经过综合处理得到操纵信号，控制直升机飞行，同时来自机载计算机的直升机状态信息 通过无线链路发送到地面站，由地面站系统实施监控，为地面人员的操控提供依据。在这复杂 的飞行控制系统中，各组件之间的耦合关系十分严重。 在采用传统的飞行控制设计方案时，一旦飞行器结构有很小变化或控制系统某一组件局部 错误或故障，就需要花费大量人力和物力来维护或改动，设计效率很低。所设计的整机系统软 件耦合性强、重用性低、系统“脆弱”和不灵活。针对如何减少控制设计中各部件耦合这个问题， 本文在直升机飞行控制设计中引入一种与平台无关的模块化控制设计编程语言g i o 仕o 。g i o 仕。 对有实时约束的安全临界应用，提供基于时间触发的编程模型，特别是支持开发独立于实时平 台的功能和时间模块( 即从指定平台上分离计算和通信调度) 。时序模块指定了功能模块的执行 过程以及功能模块与被控物理系统之间的相互通讯，之后编译器转换整个时序和功能代码为在 指定的目标机上运行时能满足调度和通信约束的可执行代码。对提高代码运行效率，满足实时 条件，缩短应用程序开发周期，适应不同领域用户设计控制系统是非常有效的方法和工具。 基于g i o 怕的无人直升机飞行控制仿真 1 2 无人直升机研究背景和现状 1 2 1 研究背景 早在8 0 多年前，无人机就己问世，开始时称为“遥控飞行器”，大多用做靶机。由于各方面 条件的限制，无人机的发展非常缓慢。直到上世纪6 0 7 0 年代美越战争中，“火蜂”无人机执行 侦察任务，大大减少了人员伤亡，各国才认识到无人机的价值。8 0 年代科索沃战争中，无人机 获取重要的军事情报，引起各国军方的重视，9 0 年代的海湾战争、本世纪的阿富汗战争和伊拉 克战争中无人机有更加出色的表现。 以往许多无人机都是固定翼飞机，尽管它们已经用于实战，并取得了不少的成果，但与固 定翼无人飞机相比，无人驾驶直升机( 简称无人直升机) 具有起飞着陆场地小、可垂直起降、空 中悬停、使用灵活等一系列优点，在军民用的许多方面有着广泛的应用前景。与有人直升机相 比，无人直升机具有无人员伤亡、体积小、造价低、战场生存力高等有人驾驶直升机无法比拟 的优越性。它的这些独特的飞行特点，使其在军用方面适合地在战场前沿、炮兵阵地以及驱护 舰等狭小的场地上起降，它既可用于完成情报、监视和侦察任务，称“i s r ( h l t e m g e n c e s u e i l l a n c e 姐dr e c o n m i s s a i l c e ) 任务”，又能够完成战损评估、通信中继和电子干扰等其它任务； 在民用方面，可使用其来完成大气监测、资源勘探、交通监控、边防巡逻、电力线检测、森林 防火、航拍等任务。2 0 世纪8 0 年代以后，许多发达国家加快了无人直升机的研制步伐，出现 了许多不同形式的无人直升机【2 j 。 1 2 2 国内外无人直升机研究现状和趋势 无人直升机研究涉及飞行器、自动控制、计算机和系统理论等多个学科，在理论、工程实 现和验证方面具有很大难度，所以多数研究集中在学科交叉较为密集的大学和研究机构。 在国外，开展无人直升机研制比较早的国家有美国、英国、加拿大和德国等。其中美国2 0 世纪5 0 年代就开始研究无人驾驶直升机，然而，由于技术的复杂性，无人直升机性能与军方的 要求尚有一定的差距，至目前为止只有少数型号的无人直升机正式装备部队或投入实际应用【4 】。 无人直升机按最大起飞重量，大致可分为四类： 1 小型无人直升机：1 0 0 k g 以下； 2 轻型无人直升机：1 0 0 5 0 0 k g ； 3 中型无人直升机：5 0 0 1 0 0 0 k g ； 4 大型无人直升机：1 0 0 0 k g 以上。 无人直升机按结构形式，可区分为三类： 1 单旋翼带尾桨式，如美国的g i l a n t e4 9 6 、奥地利的c m l c o p 由盯、日本的砌山x 等无人 2 ， 南京航空航天大学硕士学位论文 直升机。它们采用常规的单旋翼带尾桨式，主要是因技术成熟，维修方便，可充分借鉴有人驾 驶直升机经验。 2 共轴双旋翼式，最有代表意义的是英国的s 硼t e c 卟精灵) 、加拿大的c l 系列、俄罗斯 的l “1 3 7 等无人直升机。采用共轴旋翼的优点是可省去尾桨及其传动系统，其结构较为紧凑。 3 特异式，美国s i k o f s 姆公司的c y p h e r 涵道双旋翼式、b e n 公司的e a g l ee y e 倾转旋翼式、 波音公司的d r a g o n n yc r 旋翼固定翼转换式等非常规结构无人直升机均可归入这一类。 国外典型的无人直升机如下： 1 卡1 3 7 卡1 3 7 ( 俄罗斯) 球形机身最大直径1 3 米，机高2 3 米，空重2 0 0 公斤，最大起飞重量 2 8 0 公斤，最大飞行速度1 7 5 公里小时，最大升限5 0 0 0 米，最大航程5 3 0 公里，续航时间4 小时。卡1 3 7 装备有探测侦察系统，主要用于边防巡逻和战地侦察等( 图1 1 ( a ) ) 。 2 r q 一8 a 高超的侦察能力是r q 8 a ( 美国) 无人机的主要特点。它将是一个先进的传感器平台，携带 通用原子公司提供的具有地面活动目标指示器的l y 舣合成孔径雷达，机上装置有光电激光传 感器和激光指示器测距仪，可以提供情报、侦察和监视功能并且极其精确。它能在6 0 0 0 米高 空巡飞，能在1 5 0 海里的范围内执行任务( 图1 1 ( b ) ) 。 3 m q 一8 b m q 8 b ( 美国) 长1 5 5 4 米，空重6 6 0 千克，最大起飞重量1 2 9 3 千克，最大飞行速度2 7 8 千米纠、时，升限6 0 9 6 米。m q 8 b 可用于情报搜集及目标侦察和监视、战场通信中继、超视距 目标瞄准、战场补给和实施精确火力打击等( 图1 1 ( c ) ) 。 4 c a i n c 0 】砷e f c a m c o p 蛔( 奥地利) 是一种小型无人直升机( 图1 1 ( d ) ) ，可用于完成空中监视、目标侦察、 雷区探查、交通管制、巡逻等任务。 5 c 【，3 2 7g m 砌a n c 【广3 2 7 ( 加拿大) 是庞巴迪尔公司研制的先进无人直升机，主要用于侦察、监视，也可用 于通信中继、目标指示和战损评估( 图1 1 ( c ) ) 。 6 s h a r c 勘如s 公司的s h a k ( 德国) 使用共轴逆时针双旋翼构造。该型机最大起降重量1 9 0 公斤， 其中包括6 0 公斤的侦察与监视、目标定位和毁伤控制评估设备。s i 妣的控制系统是全自动化 的，先进的设计结构能够使机身表面的天线实现一体化。机上还装有一个备用飞行控制仪，一 个激光高度计和一些数据链( 图1 1 ( 功。 3 基于g i o t t o 的无人直升机飞行控制仿真 7 c y p h e r c ) ，p h e r ( 加拿大) 是s i k o r s k y 公司研制的一种近程军民两用无人直升机。最初是设计用于 空中侦察的，后逐渐发展成为一个多用途任务平台，能够完成警戒、搜索、地下探测、任务载 荷运送、无线电中继等多种任务( 图1 1 ( g ) ) 。 c ) r p h e r 自8 0 年代开始研制，c y p h e r 是它的改进型( 图1 1 0 1 ) ) 。与c y p h 盯不同的是， c y p h e r i i 在环型机身上增加了一副机翼，以在前飞时提供升力，同时在尾部增加了一个推进涵 道风扇，用于产生前进推力，以增加航程。 8 p i c a d o r p i c a d o r ( 以色利) 是基于d ) r 1 1 a kh 2 s 直升机改进的，航空防务系统公司已获得了这家比利 时公司的主要股份。全尺寸的h 2 s 长6 5 8 米，高2 5 8 米，宽2 米。加装斯巴鲁日2 5 发动机， 爬升速率为6 0 9 米秒，实用升限1 2 0 0 0 英尺。巡航速度1 1 0 节，航程2 0 0 千米。最大起飞重量 为7 2 0 千克，续航时间达8 小时( 图1 1 ( i ) ) 。 4 a 卡1 3 7 无人直升机 d c 锄c o p t e r 无人直升机 b r q 8 a 无人直升机 e c ) ，p h 盯i i 无人直升机 c m q 8 b 无人直升机 s h a r c 无人直升机 g c y p h e ri 无人直升机h c y p h e r i i 无人直升机 i p i c a d 凹无人直升机 图1 1 国外无人直升机 国内无人直升机的研制始于上世纪9 0 年代。南京航空航天大学于1 9 9 0 年开始研制“翔鸟” 南京航空航天大学硕士学位论文 无人直升机( 如图1 1 ( a ) ) 。该机型是直升机关键技术原理验证机。“翔鸟”无人直升机为单旋翼 带尾桨形式，于1 9 9 6 年首飞成功，1 9 9 8 年获国家科技进步三等奖。该项目在无人机结构优化 技术、飞控建模技术、测控技术和试验技术等方面取得了重要成果。南京模拟技术研究所推出 了一种z - 3 型无人直升机，可装载不同的任务设备，完成侦察、评估、监控、通信中继和电子 干扰等任务，同时也是部队训练的理想靶标。 乱南航w z 1 “翔鸟 无人直升机b 北航“f h 1 ”无人直升机 图1 2 国内无人直升机 与此同时，北京航空航天大学研制了共轴双旋翼“刚。l ”无人直升机( 如图1 1 ( b ) ) ，f h 1 无人直升机机宽o 7 米，机高1 3 米，空重4 5 千克，最大起飞重量7 5 千克，属于轻型直升机。 其旋翼直径2 5 米，旋翼采用2 2 布局，桨尖速度1 4 0 米秒。f h 1 采用两台功率1 0 马力的发 动机，最大平飞速度ll o 千米纠、时，巡航速度6 0 7 0 千米小时，实用升限3 0 0 0 米，最大续航 时间1 5 小时，最大航程9 0 公里。由于采用共轴双旋翼设计，两幅旋翼形成共轴反转，产生的 扭矩可以相互平衡，使f h 1 无需尾桨而采用了两个端板式垂直安定面，使该机能够形成气流 对称悬停并大大减短了机身的长度。阳1 可装备侦察传输设备，执行战场侦察、图像传输等 任务。其体积较小，可搭载于车辆上随部队进行机动。f h 1 无人直升机由于可以垂直起降，使 用的灵活性也较大。 一些军事家预测：“无人驾驶飞行器将成为2 l 世纪航空器发展的热点”，甚至认为，“将会 导致世界武器装备的第三次革命”。从总的方面看，军用无人机的未来发展方向是： 1 发展长航时、高航程无人直升机； 2 发展智能化、易操纵的无人直升机； 3 发展任务载荷大的无人直升机： 4 发展良好隐身性能的无人直升机【4 】。 1 3 无人直升机飞行控制系统发展状况 与固定翼飞机相比，直升机对象特性和建模方式都有很多不同，这些内容也是直升机飞行 控制系统需要面临和解决的问题，主要表现在以下几个方面： 5 基于g i o 的无人直升机飞行控制仿真 1 建立高精度的数学模型难度很大 无人直升机模型除了刚体动力学模型外，还有旋翼动力学模型、涵道风扇动力学模型，如 果再与发动机、传感器等特性综合在一起，则其数学模型的阶次会很高。直升机旋翼的气动载 荷计算是一个复杂的问题，而且直升机具有多变量、非线性、耦合性强等结构的动力学特性， 在理论上要精确建立无人直升机飞行动力学的数学模型目前尚未解决，尤其不易准确建立6 自 由度非线性、耦合的动力学模型。 2 耦合性和非线性特性强 无人直升机的纵向与横向、航向与垂向运动具有较强的藕合性。从系统角度分析，无人直升 机的非线性主要存在于数学模型的非线性和执行机构的非线性上。由于旋翼动力特性的非线性 效应严重，无人直升机不仅在不同飞行状态时的特性差异较大，而且即使在同一飞行状态，当 施加机动操纵量时，也会激发出强非线性响应。同时，由于无人直升机通道之间的固有耦合严 重，一个通道的执行机构非线性不仅影响本通道的飞行响应，还会较强地影响到其他通道的响 应所以在进行控制系统设计时，必须对无人直升机的非线性有正确的认识，并且克服闭环系统 所产生的非线性。 3 飞行模态数量多 直升机定义了许多飞行模态，如r c a h ( 勋c ec o m m a n d a t t i t i l d eh o l d ) ，a c a h ( a n i t u d c c 彻】i r 啪d a t d t u d eh o l d ) ，高度保持等，且模态之间可组合的数目更多。正是由于直升机可拥有 多种飞行模态，才使直升机具有在复杂飞行环境下完成特殊任务的能力。因此，飞行控制系统 不仅要实现不同的飞行模态功能，而且需要提供良好的模态切换机制，使无人直升机在模态切 换过程中能够保持良好的飞行品质。 4 高阶动力学特性对操纵品质的影响大 如果在设计控制系统时忽略无人直升机模型中的高阶环节，那么当控制系统设计出来之后， 会发现高阶动力学特性对飞行操纵品质的影响十分严重，尤其对于宽频带的控制系统，很大地 影响了系统的带宽和相位迟后指标。因此，在设计控制器时必须准确把握无人直升机的高阶环 节，才能使其飞行品质进一步得到提高。另外，无人直升机的控制系统必须将有人直升机中飞 行员 有人 机要 着无 6 南京航空航天大学硕士学位论文 1 4 控制系统软件设计发展状况 1 4 1 模块化软件设计思想 随着软件规模的不断增长，对软件开发效率提出了更高的要求。传统的软件开发方法各个 开发阶段之间一致性难以保证，软件设计修改和优化的时间周期长，迫切需要一种更为高效软 件开发思想。模块化的软件设计思想是采用模块作为软件开发各个阶段的统一描述，通过自动 化工具保证各个设计阶段的一致性，以提高软件开发的效犁5 1 。 模块化的软件开发是最近发展起来的一种新的软件工程方法，它源于面向对象的软件设计 方法。模块化的软件开发方法是以系统模块设计为中心，通过模块指导软件设计的需求分析、 系统设计、代码设计、系统测试以及系统维护等各个阶段。采用模块化的软件开发方法可以使 软件系统的设计过程更加自动化，增强软件系统开发过程中各个阶段设计的一致性和整个系统 的可维护性。 图1 3 模型驱动软件的开发流程 模块化的软件开发方法最先要解决的问题是统一描述问题。描述分为两类，一类是对需求 的描述，一类是对系统实现的描述。这两类分别是对上层和对下层的描述。在传统的设计流程 上，这两类描述是很难统一起来的。需求一般是文本的形式来描述的，系统实现是采用代码的 形式来描述的，因此他们之间存在一个鸿沟。模块化的软件开发方法就是要把两类描述在模型 的层次上统一起来。模块化的基本思想，就是把模块作为开发流程全部过程中统一的描述语言。 任何的需求设计、算法设计、代码设计和测试设计都围绕着这个模块，并且通过这个模块加以 表示。模块化的软件设计跟传统设计方法的区别是消除了各个软件设计阶段之间的鸿沟，使软 件开发的各个阶段相互之间能够很好的协调。 7 基于g i o 牡。的无人直升机飞行控制仿真 1 4 2 模块化控制设计软件 为