小型无人直升机机械力学系统辨识.docx

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1、小型无人直升机机械力学系统辨识伯纳德梅特勒 卡内基梅隆高校机械工程学院匹兹堡宾夕法尼亚州马克蒂施勒 美国我国航空和宇宙航行局旋翼机师 美国陆军航空和导弹艾姆斯讨论中心福田纠夫 机器人学院 卡内基梅隆高校机械工程学院 匹兹堡 宾夕法尼亚州摘要：一个完全的机械模型衡量无人直升机的飞行测试（雅马哈R-50,它的转子10英尺）为了动力学模型辨识而执行。这篇论文主要描述CIFER系统辨识技术的应用，这个原来是维全尺寸直升机飞行器开发的。一个精确，高带宽的线性状态空间模型，为了回旋的状况而推导出来。这个模型结构包括了退化的转子转动动力学具体描述，机体刚体动力学和偏航阻尼器.R-50的配置和被辨识的动力学模

2、型被用来和不断变化的UH-1H来作比较。这个辨识模型展现了特别接杰出的猜测性能，并且很适合做飞行掌握设计和模拟应用。1.介绍对民用和军事上的无人机系统（AV）的爱好正在变得特别确定。例如，美国军队正在讨论一种垂直放射和降落的战术无人机，为了一个大范围的太空船和以地面为基础的任务。以太空船为基础的业务操作包括自动起飞和在25-40kts的风中恢复，飞船甲板运动在+-8deg起伏。为了以无人机为基础的UASs能够有用，飞行掌握系统不限制它们吸引人的属性是很重要的：长期的飞行和垂直放射和降落的性能。现在，成为进展HUAVs主要障碍的是简单的模型，飞行掌握设计和忽视有效率的工具来关心完成任务。一般而言

3、，为了飞行器的飞行掌握系统设计是一个特别难的问题。不像预备好翼的UAVs,那个空的HUAV机身展品，一个很高程度的中心轴耦合，高度震荡和非最小相位的动态特性，和转子的大滞后相关。直升机的大范围电势事实上和它的简单的飞行动力学特性相关，这些特性是许多难以掌握问题的关键。可操作性是和快速，甚至动荡的动力学相关，很强的掌握响应和一个高度敏感的输入有关（包括像一阵阵的风一样的干扰）。飞行动力学的简单性使得它的模型很困难，也没有一个好的飞行动力学模型，使得飞行动力学掌握问题变得难以接近大多数有用的分析和掌握设计工具。实现好的掌握性能的目标直接关系到精确度和模型需要的带宽。高带宽的模型对仿真来说也同等重要

4、，基于模型第一原则的改进和确认，和处理品质的评审。更普遍的是，源自精确的动态模型，用真是的数据描绘集成的飞行掌握设计过程一个关键部分。系统辨识在全维直升机上已经特别胜利。这个有效的直升机系统辨识申请就到期大部分的高水平学术术语涉及到程序和工具。这些技术假如适当的应用，应当会同样胜利在小型无人直升机上。这篇论文展现了一个具体的例子，全维的直升机模型辨识申请到一个小型无人直升机的回旋飞行。这个试验的目的是为了确定全维系统辨识技术应用到小型无人直升机上有多好，并且看看通过这个程序是否能得到精确的模型。这个试验也表现了一个依据已知的全维直升机去理解小型无人直升机动力学的机会。动态缩放规章被用来比较配置

5、和用全维H-1H直升机辨识小型R-50动力学。这儿这个是特别好玩的，由于这个比较取代了特殊的系统辨识结构，因此允许简洁和明确的分析从模型结构的问题到更多明确的方面例如模型特征甚至物理参数。2直升机的描述用来辨识试验的无人机是雅马哈R-50被卡内基梅隆自主直升机工程为了在以视觉为基础的飞行讨论而改造的。R-50是一个商用的小型无人机，起初是为了农业应用而设计的。R-50用了双叶片上下晃动主转子有一个贝尔稳定棒。相对严格的刀片通过一个轴连接到中心，这个轴通过高弹提配件供应独立的拍打运动。这个轴连接到转子的拍杆，通过一个较链装在车轴装置上，排解科里奥利势力和联合的原地叶片的运动。这种摇摆的运动也被一

6、个高弹体阻尼器约束着。这个转子系统比经典的震惊转子更硬。BellHiller稳定器由一组机械的供应滞后率的划桨组成，在倾斜和转动循环中反馈。低频率的动力学是稳定的，实际上为飞行器系统在交叉频率范围内增加相位容限l-3radsec。一阵风吹过虚假姿态的反馈也减弱了飞行器的反应和动荡。这些在飞行器处器的改进和低频率稳定性的实现是以增加反应时间为代价，恒定转子大约5转子转速。因此削减连接机身和转子振动动力学阻尼。R-50附加的特性如下图表。Figure la - Instrumented R50 in hovering flight11301 T7Figure lb R50 dimensions (

7、mm)(based on R50 Operating Manual)Dimensionssee Figure laRotor speedTip speed850 rpm449 ft/secDry weightInstrumented (fullpayload capability)97 lbs150 lbsEngine typewater cooled. 2stroke, 1 cylinderFlight autonomy30 minutesTable 1 - R50 physical characteristics直升机仪表化卡内基梅隆高校的仪表化直升机描述了一个完善的辨识试验平台，由于他的

8、仪表化，供应了高质量的飞行数据。在直升机系统的中心部件是一个以VME为基础的现场飞行掌握器，这个掌握器携带了一个摩托罗拉68060处理器平台和一个I/O传感器平台。全部的传感器和直升机的驱动通过I/O平台连接到内部运算单元，这个单元一个串行接口特殊的直接连接处处理器平台。和地面站的联系取代了直接连接到无线以太网。这个系统在一个实时操作管理系统的监视下运行。三个线性伺服系统执行机构被用来掌握旋转斜盘，同时另一个掌握倾斜的直升机尾旋翼。全部的执行机构动力学已经被分别的认为一阶的。引擎速度被一个调解器约束着，这个调整器在转子负载变动的状况下维持着转子速度恒定不变。三个航海传感器被应用：一个以光纤镜片

9、为基础的内部惯性测量单元，这个测量单元测取机身的加速度a,%,az和角速率p,q,r （辨别率：0.002g和0.0027度，速率：400Hz）, 一个全球位置测定系统（精确度：2cm,更新速度：4Hz）,还有一个磁罗盘用来标头信息（辨别率：0.5度，更新速度：2Hz）o这个IMU安装在直升机机身的一边，GPS和磁罗盘安装在机尾。由于来自重力中心各自的抵消，每个测量数据都会被修正。重力中心的位置只能大致的估量。一个运行在100Hz的第十二规格的卡尔曼滤波器被用来整合来自IM,GPS和磁罗盘的数据，来精确评估直升机的位置速度和姿态。3 .频域分析器辨识方法充分的频率响应描述一个动力学系统的线性动

10、力学。当系统有非线性动力学（像全部的显示系统一样），系统辨识打算了描述函数，这个描述函数是系统响应最好的线性拟合，以一次谐波为基础的完全傅里叶级数的近似。为了辨识，已知的QFER频域方法已经被应用QFER是美国军方和NASA特地为旋翼飞机应用系统开发的，这个系统已经被胜利的广泛运用在了固定翼和旋翼飞机上以及一些非传统飞行器系统上。CIFER供应了一系列的有用程序来支持便是过程的不同步骤。全部的工具被整合在一个数据库系统四周，这个数据库系统能便利的吧整个辨识过程产生的大量数据系统化。包换在辨识过程中的不同步骤：飞行数据的采集。飞行数据是在特殊的飞行试验中采集的。频率响应计算。对每一个输入输出的频

11、率响应使用Z变换计算的。在这同时，每一对输入输出的相干性函数也被计算出来。多变量频域分析。单输入单输出频率响应可以有条件的消退横坐标的影响。局部小范围的全都性是被计算的。窗口组合。频域响应是用不同时间飞行数据的长度生成的，频域响应组合优化凹凸频段的精度。线性状态空间辨识。一个先定义的状态空间模型的参数，是解决一个频率响应匹配优化问题辨识的。时域验证。最终，为了验证辨识的模型的正确性，从一个飞行数据集的飞行器响应回应，其中没有被用来辨识的数据来和便是模型的猜测响应来比较。4 .系统辨识的应用系统辨识在我们小型无人直升机的应用是依据全维直升机的步骤来进行的。飞行数据的采集：飞行试验为了从我们的试验

12、采集飞行数据，飞行试验是飞行员通过一个遥控单元掌握的飞行器。为了能够辨识的效率，开环引导飞行试验是特别必要的。对全部坐标轴排解了偏航，一个乐观地偏航抑制系统在工作。止匕外，为了关心飞行员掌握耦合的偏航和动力学波动，踏板和输入的集体常倾向于混合。特殊的飞行试验为试点的输入运用扫频是和用在全维直升机上用的是一样的。为了每一个掌握输入，一个单独的扫描设置被管理。在试验的期间，全部的掌握输入和全部的直升机状态以100Hz的采样率被纪录。为了每一个试验，飞行员申请了一个扫频来特殊的掌握输入。这样做的同时，她用剩下的三个掌握输入来使直升机维持在匀平状态下在选择的工作点（回旋飞行）。为了得到足够的数据，同样

13、的试验重负4到5次。从最好的运行得到的飞行数据，依据有爱好频率范围（-3dB 10Hz）被选择和过滤。一个纵向和横向响应的飞行数据样例，为了 2个连接侧面的频率去除显示在下表。采集到的飞行数据的质量能够依据连贯的价值标准计算和频率响应来评估。连贯性表示了一个输出和一个特定的输入频率的讨论范围线性输入的关联有多好。一个不好的全都性可以归因于任何一个不好的信号噪声比或非线性效应的动力学。为了我们的飞行数据，全部同轴的响应回应实现一个紧密连贯的链接和大多数临界频率范围的，在这个范围内发生了有关的动力学效果。例如，那两个在同轴上的角速率对周期输入的响应，达到了很好的相关性（0.6）,到达了机身、转子耦

14、合发生的频率。这些结果说明白飞行器仪表化的质量，执行飞行试验的胜利，直升机的悬停状态下的线性行为。建立模型结构我们小型无人机的模型结构主要是以用作辨识的全维直升机模型结构为基础的。该模型的结构指定的挨次和形式的微风方程描述的动态。代表性的，直升机的机身被描绘成刚体6自由度模型，这个模型可以和一些附加的动力学耦合，比如转子或发动机驱动动力学。包括这些子系统为了高频范围改善模型的精确度和为了机身上更多相关性。除了坚硬的机身动力学外包含什么是依据辨识目标（模型的精确度和带宽）和动力学的真实属性打算的。动力学的的性质可以很好地通过观看飞行数据的频率响应而很好的理解。一般特殊感爱好的是直升机对周期输入的

15、反应的角（振动和倾斜），这些构成了直升机动力学的核心。角动力学为了我们的飞行器，旋转和倾斜率P和q,纵向和横向周期输入bat, bn,附加表现实的是一个显著地二次欠阻尼响应：量级显示了一个显著的轻松地以40Dbdec衰减的阻尼响应，波形相位也有180度移动。其次个二阶响应在全维直升机中是众所周知的，来自机身角运动和退化的转子拍打动力学（叶片拍打运动a,b）的耦合动力学的结果。稍微的阻尼特性是安装了 Bell-Hiller平衡棒传动装置的作用。混合模型的方法，5,7是一个有效的方法来代表机身和转子动力学的耦合。在这个建模过程中，横向和纵向的桨叶挥舞动力学ba分别被两个一阶微分方程描述。bbs = -P alsas lat3lat lonlonTfas = -Q + %,乳 + Alatlat + Alonlonf就我们而言，最好的结果是获得一个横向纵向耦合的转子挥动动力学表达。转子时间常数0包