CN109141429B - 临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法 - Google Patents
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Abstract
本公开提供一种临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，包括：步骤A：将所述无人机机体在拉起过程中的风险因素要求及应满足的飞行状态进行数学化描述并建立数学模型；步骤B：选取约束条件和目标函数；步骤C：采用控制变量参数化方法对所述目标函数进行优化，得到所述无人机机体在拉起过程中的实时俯仰舵偏角。本公开提供的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法能够在投放过程中使无人机机体的纵向允许过载维持在允许范围内；并且在投放拉起过程中使无人机机体的飞行迎角处于允许的范围内，同时满足投放过程时间短，尽可能减小投放风险。
Description
技术领域
本公开涉及无人机技术领域，尤其涉及一种临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法。
背景技术
临近空间太阳能无人机具有巡航时间长特点，可跨昼夜甚至跨周飞行，同时其飞行高度高，随着储能电池技术的不断进步，具有广阔的发展前景。目前太阳能无人机进入临近空间的方式主要是依靠跑道自主爬升，无人机靠自身的动力装置爬升到预定的巡航高度，该方式对无人机的电机性能要求比较高；此外，无人机在设计时需要考虑爬升过程的影响。
鉴于此，设计一种新的太阳能无人机进入临近空间方式，该方式首次将太阳能无人机与高空气球结合，利用高空浮空器平台将太阳能无人机携带到指定的高度再进行投放以进入临近空间，该方式在进行独立***设计时只需考虑巡航状态需求，同时无人机气动设计以巡航飞行高度为参考设计点，具有更高的巡航性能，减少机体本身重量，增加载荷能力。
然而，在实现本公开的过程中，本申请发明人发现，采用临近空间球载投放方式对飞行航迹提出了很高的要求，一方面太阳能无人机尺寸大、质量轻、柔性大，纵向允许过载较小；另一方面在投放拉起过程中无人机迎角应该在允许的范围内，同时航迹设计还要满足投放过程时间短，尽可能减小风险，因此现有的飞行航迹均无法满足要求。
公开内容
(一)要解决的技术问题
基于上述技术问题，本公开提供一种临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，以缓解现有技术中的飞行航迹无法满足纵向过载和投放时间的技术问题。
(二)技术方案
本公开提供一种临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，该球载太阳能无人机包括：无人机机体；高空气球，与无人机机体通过绳索连接；以及切割器，用于切断所述无人机机体与所述高空气球之间的绳索；该临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法用于优化所述切割器切断所述绳索后所述无人机机体拉起过程中的航迹，包括：
步骤A：将所述无人机机体在拉起过程中的风险因素要求及应满足的飞行状态进行数学化描述并建立数学模型；
步骤B：选取约束条件和目标函数；
步骤C：采用控制变量参数化方法对所述目标函数进行优化，得到所述无人机机体在拉起过程中的实时俯仰舵偏角。
在本公开的一些实施例中，所述步骤A中，所述风险因素要求包括：在投放拉起过程中使所述无人机机体的纵向过载小于其结构强度允许的最大过载；以及在满足过载要求前提下，降低所述无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的时间。
在本公开的一些实施例中，所述无人机机体的结构强度允许的最大过载通过设计校验或地面静强度试验确定。
在本公开的一些实施例中，降低所述无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的时间通过降低其由竖直状态转变为水平飞行状态的转弯半径r实现；
使转弯半径r满足下式：
r≥rmin
其中，rmin为所述无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的最小转弯半径，m为所述无人机机体的质量，V0为所述无人机机体在转弯过程中的实时速度。
在本公开的一些实施例中，所述步骤A中，所述无人机机体应满足的飞行状态包括：所述无人机机体在拉起过程中的飞行迎角在允许的范围内；所述无人机机体在拉起过程中俯仰舵偏角在最大行程范围内；以及所述无人机机体的姿态角、角速率、加速度以及位置的变化在合理的范围内。
在本公开的一些实施例中，其中：
所述飞行迎角的允许范围根据所述无人机机体的气动外形，通过CFD计算或者风洞试验决定，即αmin≤α≤αmax；其中，
为单位俯仰舵偏角变化下俯仰力矩的变化量，
为单位飞行迎角变化下俯仰力矩的变化量；所述姿态角包含滚转角，所述滚转角介于±20°之间；所述角速率介于±20°/s之间；所述加速度小于25m/s2；所述位置变化小于200m。
在本公开的一些实施例中，所述步骤B中：所述约束条件包括：控制变量、状态变量和控制约束；其中，所述控制变量、所述状态变量和所述控制约束通过所述无人机机体的所述数学模型、机身结构强度以及气动外形确定；所述目标函数根据所述控制变量、所述状态变量和所述控制约束决定。
在本公开的一些实施例中，所述步骤C中，采用控制变量参数化方法进行优化所采用的优化方法为多目标综合优化法。
在本公开的一些实施例中，所述步骤C包括：步骤C1：将目标函数转化为标准形式；步骤C2：分别将时间及舵偏控制量均分为n个相邻子区间；步骤C3：在每一个时间子区间，采用分段常值去控制***，将通过时间离散后的控制变量代入目标函数，得到最优目标函数；步骤C4：采用序列二次最优化方法进行求解，得到所述最优目标函数的最优解。
在本公开的一些实施例中，所述步骤C4包括：步骤C4a：计算所述最优目标函数关于控制量参数的梯度信息；步骤C4b：检验是否具有最优性能，若性能最优，迭代结束，否则跳转步骤C4c；步骤C4c：采用拟牛顿法计算搜索发向及最优步长，得到新的控制函数再次计算目标函数梯度，并跳转到步骤C4b。
(三)有益效果
从上述技术方案可以看出，本公开提供的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法具有以下有益效果：
本公开提供的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法能够在投放过程中使无人机机体的纵向允许过载维持在允许范围内；并且在投放拉起过程中使无人机机体的飞行迎角处于允许的范围内，同时满足投放过程时间短，尽可能减小投放风险。
附图说明
图1为本公开实施例提供的临近空间球载太阳能无人机的结构示意图。
图2为本公开实施例提供的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法的流程示意图。
具体实施方式
本公开实施例提供的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法通过对球载太阳能无人机的投放拉起过程建立数学模型并进行优化，能够在投放过程中使无人机机体的纵向允许过载维持在允许范围内；并且在投放拉起过程中使无人机机体的飞行迎角处于允许的范围内，同时满足投放过程时间短，尽可能减小投放风险。
为使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本公开进一步详细说明。
本公开提供一种临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，如图1所示，该球载太阳能无人机包括：无人机机体；高空气球，与无人机机体通过绳索连接；以及切割器，用于切断无人机机体与高空气球之间的绳索。
在本公开的一些实施例中，如图2所示，该临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法用于优化切割器切断绳索后无人机机体拉起过程中的航迹，包括：步骤A：将无人机机体在拉起过程中的风险因素要求及应满足的飞行状态进行数学化描述并建立数学模型；步骤B：选取约束条件和目标函数；步骤C：采用控制变量参数化方法对目标函数进行优化，得到无人机机体在拉起过程中的实时俯仰舵偏角，本公开实施例提供的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法能够在投放过程中使球载太阳能无人机的纵向允许过载维持在允许范围内；并且在投放拉起过程中使无人机的飞行迎角处于允许的范围内，同时满足投放过程时间短，尽可能减小投放风险。
在本公开的一些实施例中，步骤A中，风险因素要求包括：在投放拉起过程中使无人机机体的纵向过载小于其结构强度允许的最大过载；以及在满足过载要求前提下，降低无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的时间。
在本公开的一些实施例中，将无人机机体在拉起过程中的风险因素要求及应满足的飞行状态进行数学化描述并建立数学模型即对风险因素要求和飞行状态中应满足的限制条件范围进行量化，选取对应的取值或取值范围，如下所述：
在本公开的一些实施例中，无人机机体的结构强度允许的最大过载通过设计校验或地面静强度试验确定，对于太阳能无人机，可将其过载限制在2.5g以下，其中g为重力加速度，约为25m/s2。
在本公开的一些实施例中，降低无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的时间通过降低其由竖直状态转变为水平飞行状态的转弯半径r实现；
即，使转弯半径r满足下式：r≥rmin，其中：
其中，rmin为所述无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的最小转弯半径，m为所述无人机机体的质量，V0为无人机机体在转弯过程中的实时速度，根据V0的不同取值，求得的rmin值也有所变化，令r≥max[rmin]。
在本公开的一些实施例中，步骤A中，无人机机体应满足的飞行状态包括：无人机机体在拉起过程中的飞行迎角在允许的范围内，对于太阳能无人机，可令飞行迎角的允许范围为(-5°，15°)；无人机机体在拉起过程中俯仰舵偏角在最大行程范围内；以及无人机机体的姿态角、角速率、加速度以及位置的变化在合理的范围内。
在本公开的一些实施例中，飞行迎角的允许范围根据无人机机体的气动外形，通过CFD计算或者风洞试验决定，即αmin≤α≤αmax；其中，
为单位俯仰舵偏角变化下俯仰力矩的变化量，
为单位飞行迎角变化下俯仰力矩的变化量。
在本公开的一些实施例中，姿态角包含滚转角，滚转角介于±20°之间；角速率介于±20°/s之间；加速度小于25m/s2；位置变化小于200m。
在本公开的一些实施例中，步骤B中：约束条件包括：控制变量、状态变量和控制约束；其中，控制变量(如舵偏值)，状态变量(如飞行速度、飞行迎角等)，控制约束(如最大升降舵偏值、舵偏输出角速率等)，能够通过无人机机体的数学模型、机身结构强度以及气动外形确定；目标函数根据控制变量、状态变量和控制约束决定。
在本公开的一些实施例中，步骤C中，采用控制变量参数化方法进行优化所采用的优化方法为多目标综合优化法。
在本公开的一些实施例中，步骤C包括：步骤C1：将目标函数转化为标准形式；步骤C2：分别将时间及舵偏控制量均分为n个相邻子区间；步骤C3：在每一个时间子区间，采用分段常值去控制***，将通过时间离散后的控制变量代入目标函数，得到最优目标函数；步骤C4：采用序列二次最优化方法进行求解，得到所述最优目标函数的最优解。
在本公开的一些实施例中，步骤C4包括：步骤C4a：计算所述最优目标函数关于控制量参数的梯度信息；步骤C4b：检验是否具有最优性能，若性能最优，迭代结束，否则跳转步骤C4c；步骤C4c：采用拟牛顿法计算搜索发向及最优步长，得到新的控制函数再次计算目标函数梯度，并跳转到步骤C4b。
依据以上描述，本领域技术人员应当对本公开实施例提供的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法有了清楚的认识。
综上所述，本公开实施例提供的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法通过对球载太阳能无人机的投放拉起过程建立数学模型并进行优化，获得无人机机体在拉起过程中的最优航迹，完成太阳能无人机从竖直零初速度状态到水平巡航飞行状态的转换。
还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本公开的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。在可能导致对本公开的理解造成混淆时，将省略常规结构或构造。
并且图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本公开实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。
类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个公开方面中的一个或多个，在上面对本公开的示例性实施例的描述中，本公开的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本公开要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如前面的权利要求书所反映的那样，公开方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本公开的单独实施例。
以上所述的具体实施例，对本公开的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本公开的具体实施例而已，并不用于限制本公开，凡在本公开的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，该球载太阳能无人机包括：
无人机机体；
高空气球，与无人机机体通过绳索连接；以及
切割器，用于切断所述无人机机体与所述高空气球之间的绳索；
该临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法用于优化所述切割器切断所述绳索后所述无人机机体拉起过程中的航迹，包括：
步骤A：将所述无人机机体在拉起过程中的风险因素要求及应满足的飞行状态进行数学化描述并建立数学模型；
其中，所述步骤A中，所述风险因素要求包括：
在投放拉起过程中使所述无人机机体的纵向过载小于其结构强度允许的最大过载；其中，所述无人机机体的结构强度允许的最大过载通过设计校验或地面静强度试验确定；以及
在满足过载要求前提下，降低所述无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的时间；其中，降低所述无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的时间通过降低其由竖直状态转变为水平飞行状态的转弯半径r实现；
使转弯半径r满足下式：
r≥rmin
其中，rmin为所述无人机机体由竖直状态转变为水平飞行状态的最小转弯半径，m为所述无人机机体的质量，V0为所述无人机机体在转弯过程中的实时速度；
其中，所述步骤A中，所述无人机机体应满足的飞行状态包括：
所述无人机机体在拉起过程中的飞行迎角在允许的范围内；其中，所述飞行迎角的允许范围根据所述无人机机体的气动外形，通过CFD计算或者风洞试验决定，即αmin≤α≤αmax；
其中，
为单位俯仰舵偏角变化下俯仰力矩的变化量，
为单位飞行迎角变化下俯仰力矩的变化量；
所述无人机机体在拉起过程中俯仰舵偏角在最大行程范围内；以及
所述无人机机体的姿态角、角速率、加速度以及位置的变化在合理的范围内；
步骤B：选取约束条件和目标函数；
步骤C：采用控制变量参数化方法对所述目标函数进行优化，得到所述无人机机体在拉起过程中的实时俯仰舵偏角。
2.根据权利要求1所述的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，其中：
所述姿态角包含滚转角，所述滚转角介于±20°之间；
所述角速率介于±20°/s之间；
所述加速度小于25m/s2；
所述位置变化小于200m。
3.根据权利要求1所述的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，所述步骤B中：
所述约束条件包括：控制变量、状态变量和控制约束；
其中，所述控制变量、所述状态变量和所述控制约束通过所述无人机机体的所述数学模型、机身结构强度以及气动外形确定；
所述目标函数根据所述控制变量、所述状态变量和所述控制约束决定。
4.根据权利要求1所述的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，所述步骤C中，采用控制变量参数化方法进行优化所采用的优化方法为多目标综合优化法。
5.根据权利要求4所述的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，所述步骤C包括：
步骤C1：将目标函数转化为标准形式；
步骤C2：分别将时间及舵偏控制量均分为n个相邻子区间；
步骤C3：在每一个时间子区间，采用分段常值去控制***，将通过时间离散后的控制变量代入目标函数，得到最优目标函数；
步骤C4：采用序列二次最优化方法进行求解，得到所述最优目标函数的最优解。
6.根据权利要求5所述的临近空间球载太阳能无人机投放过程航迹设计方法，所述步骤C4包括：
步骤C4a：计算所述最优目标函数关于控制量参数的梯度信息；
步骤C4b：检验是否具有最优性能，若性能最优，迭代结束，否则跳转步骤C4c；
步骤C4c：采用拟牛顿法计算搜索发向及最优步长，得到新的控制函数再次计算目标函数梯度，并跳转到步骤C4b。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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