動力滑翔傘的建模和運動分析(共13頁)

1、精選優(yōu)質(zhì)文檔-傾情為你奉上 動力滑翔傘的建模和運動分析摘要：無人飛行器（UAV）是用于偵察觀測地面情況的設(shè)備，于災(zāi)難發(fā)生時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，一個多載具系統(tǒng)也是必要條件之一。而自主動力滑翔傘（PPG）就可以實現(xiàn)無人飛行器的功能，同時還具有輕型，緊湊，便攜的優(yōu)點，甚至可以由其他無人飛行器攜帶升空并展開. 然而，動力滑翔傘運動的具體參數(shù)細節(jié)尚未被研究。本次研究建立了一個動態(tài)PPG模型并得出了其運動特性分析的結(jié)果。關(guān)鍵字:翼傘, UAV, 建模, 數(shù)字模擬1. 引言 動力滑翔傘(PPG) 由滑翔翼傘和一個配備引擎/馬達及螺旋推進器的主體組成。圖1 展示了一個PPG

2、的實例。 圖1 PPG的外觀圖片具備推進系統(tǒng)和無推進系統(tǒng)的傘翼比較起來，具備推進系統(tǒng)的傘翼在續(xù)航能力上有著提高，而自主動力滑翔傘（PPG）就可以實現(xiàn)無人飛行器的功能，同時還具有輕型，緊湊，便攜的優(yōu)點，甚至可以由其他無人飛行器攜帶升空并展開，這也使得動力滑翔傘（PPG）在多載具的系統(tǒng)中有著各式各樣的應(yīng)用?，F(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，PPG會被用于對污染的大氣進行抽樣，例如在環(huán)境污染或火山噴發(fā)的時候等。常規(guī)的PPG是一懸掛飛行系統(tǒng), 即傘翼與搭載設(shè)備的主體在懸掛點連接,與雙擺結(jié)構(gòu)類似. 因此, PPG的運動參數(shù)與通常被表述為一剛體系統(tǒng)的飛機的運動特性是不同的，絕大多

3、數(shù)近期的關(guān)于自主傘翼的研究是關(guān)于航行和導航的1。例如，Ref.2對恢復系統(tǒng)翼傘的導航和控制的研究, 實現(xiàn)了對地面目標點的軟著陸. 然而，至今為止，對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動態(tài)PPG模型并得出了其運動特性分析的結(jié)果。2.PPG的模型絕大多數(shù)的降落傘與負載系統(tǒng)被當成一個和飛機相同的剛體來進行分析 3.而傘翼還被作為一個六自由度的模型來分析 4. 然而, 在考慮到降落傘及其負載的振蕩存在不同后, 分析其運動特性時就將其作為兩個個體組成的系統(tǒng)來分析 5.在此類系統(tǒng)中具有最多自由度的是可旋轉(zhuǎn)的降落傘，被作為兩個個體組成的具有九個自由度的系統(tǒng)進行分析 6.近期，傘

4、翼和其負載間的相對運動已經(jīng)被研究 7. 存在著四種相對運動t: (1) 相對偏航, (2) 相對橫搖(3)相對升降 (4) 相對俯仰.然而, (2)相對橫搖和 (3) 相對升降通?？杀缓雎詧D2展示了PPG的零部件 圖2.PPG的零部件為了更精確的描述運動(1) 和 (4) , 我們建立了一個8自由的的類似雙擺的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個自由度, 例如, 相對自由俯仰運動和扭曲運動,可以被建模成一個關(guān)于傘翼偏航軸Zc的含彈簧和阻尼的二階振蕩系統(tǒng). 選取傘翼和其負載的重心作為其各自的坐標系統(tǒng)零點設(shè)其負載與傘翼的懸掛繩 (或纜繩)在兩點連接著（如圖三）。

5、 傘翼的Z軸Zc被定義成一垂直穿過Oc和負載上兩連接點中點的軸. 負載部分的X軸 Xb 則與推進力方向平行。8自由度傘翼的運動已經(jīng)在一些論文中被研究過 8,9,10.參考資料8和9 提到了大規(guī)模傘翼X-38項目的運動特性和飛行動力參數(shù) 以及傘翼動態(tài)仿真(PDS).在這些論文中的 PDS 建立了如下模型，由兩個動態(tài)部分組成即傘翼為一6自由度剛體，而負載則相對傘翼俯仰和偏航. 該數(shù)學仿真結(jié)果與一些飛行試驗數(shù)據(jù)穩(wěn)和, 但PDS的細節(jié)并未在這些論文中闡述。參考資料10也提到這個參考資料8和9中的8自由度模型。在這篇文章中,于傘翼和負載的連接處（懸掛點）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力的因素, 因為這些傘翼和負載系統(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). 當左右控制繩同時被拉拽即可減緩向前的速度. 因此，PPG的系統(tǒng)有3個控制輸入。例如, 左側(cè)和右側(cè)控制繩被拉拽的長度以及推進力。4. 運動公式4.1 運動公式綜述狀態(tài)變量定義在傘蓋坐標系統(tǒng)中，如下.uc , vc , wc : 傘蓋向前，向側(cè)，向下的速度pc , qc , rc : 傘蓋滾動俯仰和偏航的角速度qbc , rbc

7、: 負載相對于傘蓋俯仰和偏航的角速度c ,c , c: 傘蓋滾動俯仰和偏航的度 bc ,bc : 負載相對于傘蓋俯仰和偏航的角度下列公式給出了負載上的合力作用FbI + FbG + FbA + FbT + Fbth = 0 (1)其中 FbI : 慣性力FbG : 重力FbA : 空氣動力FbT : 纜繩張力Fbth : 推進力下列公式給出了負載上的合力矩作用MbI + MbA + MbT = 0 (2)其中 MbI : 慣性力矩MbA : 空氣動力矩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 : 空氣動力FcT : 傘繩張力Fcä : 剎車偏轉(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 : 空氣動力矩McT : 纜繩張力矩Mcä : 剎車偏轉(zhuǎn)力矩因為推進力沿Xb軸方向，該力關(guān)于重心的力矩為0由傘繩張力相對負載的相對力矩MbT 和相對傘蓋的相對力矩McT 可由kbc + crbc 計算。其中Tk是彈性系數(shù)，c是阻尼系數(shù)。通過關(guān)系式 FcT = -FbT ,我們可以消掉等式(1) 和 (3) 中的張力得到平動的公式. 同樣我們可以通過等式(

9、2)和 (4)得出滾動的公式.額外搭載物產(chǎn)生的空氣動力和力矩包含在了空氣動力 FcA和力矩 McA 11.4.2 飛行測試數(shù)據(jù)和數(shù)學分析結(jié)果的比較模型的參數(shù)來自于對載人滑翔傘的飛行測試的資料12. 我們用這些參數(shù)進行數(shù)學模擬. 負載重93(kg)而傘蓋重 6.4(kg).圖4顯示了當左右控制繩同時被拉動相同長度時的剎車偏轉(zhuǎn)角. 該角度在0秒時開始增加并在1秒處開始減小，角度的峰值是0.2 (rad). 該偏轉(zhuǎn)角由一個時間常數(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試中的數(shù)據(jù)和數(shù)學模擬的比較結(jié)果. 其中部分由飛行測試得來的飛行動力參數(shù)進行了修改,

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

11、處發(fā)生跳變。圖8顯示了傘蓋原點的軌跡. 圖9顯示了傘翼和負載的俯仰角.傘蓋和負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（推進力） 圖8.傘翼軌跡 圖9.俯仰角圖10-12展示了方波輸入推進力的數(shù)字模擬結(jié)果. 剎車偏轉(zhuǎn)角為0. 推進力由一個時間常數(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顯示了傘翼和負載的俯仰角的時間響應(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)學模擬結(jié)果。右側(cè)控制繩被拉動大約30厘米, 相當于剎車偏轉(zhuǎn)角的0.1 (rad).推進力為251.54 (N)的階躍輸入.右側(cè)控制繩開始被拉動的時間在5 (sec)處，同時推進力增加.拉動控制繩的時間參數(shù)為2秒. 推進力輸入的時間常數(shù)為1秒。圖15顯示了傘蓋原點的軌跡. 圖16顯示了傘翼和負載的高度角. 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). 滾動角的最大振幅為7

13、(deg). 穩(wěn)態(tài)時傘蓋的俯仰角和滾動角分別是22 (deg) 和15 (deg) 圖13.控制輸入（剎車偏轉(zhuǎn)角） 圖14.控制輸入（推進力） 圖15.傘蓋軌跡 圖16.高度角圖17、18顯示了一次對右轉(zhuǎn)滑行的數(shù)學模擬結(jié)果。 剎車偏轉(zhuǎn)角圖像和圖13相同但沒有加載推進力。圖17顯示了傘蓋原點的軌跡. 圖18顯示了傘翼和負載的高度角.震蕩后，傘蓋俯仰角和滾動角的幅值在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)為了研究由推進力引起的負載震蕩，我們必須分析PPG的運動特性。因而我們建立

14、一個8自由度的模型，并給予這個模型進行了數(shù)學模擬。分析結(jié)果表明，提供的模型PPG可以恰當?shù)拿枋稣媸堑腜PG。在將來, 我們將設(shè)計一個反饋控制系統(tǒng)以實現(xiàn)一自動飛行控制系統(tǒng)來完成一系列飛行命令，例如直線水平飛行，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