WO2024140280A1 - 一种多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质 - Google Patents
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Definitions
- the speed control method of multi-rotor aircraft is mostly ground speed control rather than airspeed control. Therefore, multi-rotor aircraft are usually not equipped with airspeed sensors. However, for the airworthiness safety requirements of large multi-rotors and for load strength considerations, airspeed measurement and airspeed envelope protection are usually required.
- the present invention proposes a multi-rotor airspeed calculation method, device and computer-readable storage medium to solve the problem of calculating airspeed data with satisfactory accuracy based on known attitude measurements and acceleration measurements without adding hardware sensors, thereby reducing the risk of electrical failure and manufacturing costs.
- the present invention proposes a multi-rotor airspeed calculation method comprising:
- the present invention also proposes a computer-readable storage medium, on which a multirotor airspeed solution program is stored.
- a multirotor airspeed solution program is stored on which a multirotor airspeed solution program is stored.
- a dynamics-based airspeed calculation scheme is implemented, which makes full use of the dynamics principle and combines the unique control method of multi-rotor. Without adding hardware sensors, the known attitude measurement and acceleration measurement are used as algorithm input, and the software algorithm calculates the airspeed data with the required accuracy, which simplifies the hardware structure, reduces the risk of electrical failure, and saves manufacturing, debugging and maintenance costs.
- ground coordinate system O E -X E Y E Z E body coordinate system O B -X B Y B Z B ; body horizontal coordinate system (i.e., custom coordinate system) O-XYZ , where the origin O is set at the center of mass of the body, OX is set in the symmetry plane of the fuselage and points horizontally to the front of the fuselage, OZ is vertically downward, and OY follows the right-hand rule and points horizontally to the right side of the fuselage.
- a solution for airspeed calculation based on the principle of dynamics is implemented, which makes full use of the principle of dynamics and combines the unique control method of multi-rotor.
- the known attitude measurement and acceleration measurement are used as algorithm inputs, and the software algorithm calculates the airspeed data with the required accuracy, which simplifies the hardware structure, reduces the risk of electrical failure, and saves manufacturing, debugging and maintenance costs.
- the present invention also proposes a multi-rotor airspeed solution device, which includes a memory, a processor, and a computer program stored in the memory and executable on the processor.
- a computer program stored in the memory and executable on the processor.
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Abstract
本发明公开了一种多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质，其中，该方法包括：建立空速解算数学模型(S1)；根据每一解算周期的所述空速解算数学模型定义函数 f( V)，并结合实时测量的 θ倾角和 ax加速度，采用牛顿迭代算法实时求解方程 f(V)=0的根，作为实时的空速 V（S2）。本发明实现了一种基于动力学原理的空速解算方案，充分利用了动力学原理并结合多旋翼特有的控制方式，在不增加硬件传感器的情况下，以已知的姿态测量和加速度测量作为算法输入，并由软件算法解算出精度满足要求的空速数据，简化了硬件结构，降低了电气失效风险，节约了制造、调试和维护成本。
Description
本发明涉及无人驾驶航空器技术领域，尤其涉及一种多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质。
目前，区别于传统航空器，多旋翼航空器的速度控制方式多为地速控制而不是空速控制，因此，多旋翼航空器通常不安装空速传感器。但是，对于大型多旋翼的适航安全性需求，以及出于载荷强度的考虑，通常会要求空速测量和空速包线保护。
现有方案中，可根据上述要求考虑对大型多旋翼加装传统基于动压/静压原理的空速测量装置。但是，所加装的传统空速传感器在应用于大型多旋翼航空器时，存在明显的限制：一是，容易受多螺旋桨紊乱气流的干扰，或为免受气流干扰，需要从结构安装方面付出较大成本；二是，对于多旋翼航空器，空速测量并不直接介入控制规律，而加装的空速计会带来制造、调试和维护成本上的上升。
因此，如何在不增加硬件传感器的情况下，提出一种基于动力学原理的空速解算算法，成为目前亟待解决的技术问题。
有鉴于此，本发明提出了一种多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质，以解决在不增加硬件传感器的情况下，根据已知的姿态测量和加速度测量解算出精度满足要求的空速数据，降低电气失效风险和制造成本的问题。
本发明提出了一种多旋翼空速解算方法包括：
建立空速解算数学模型
，其中，
m为质量、
g为重力加速度，
θ为倾角，
为加速度，
V为空速，
k
1
(
θ)、
k
2
(
θ)、
k
3
(
θ)分别为预设的1、2、3阶风阻系数函数；
根据每一解算周期的所述空速解算数学模型定义函数
f（
V），其中，
,所述
θ倾角和所述
加速度为实时测量值，并采用牛顿迭代算法实时求解方程
f（
V）=0的根，作为实时的空速
V。
可选地，所述建立空速解算数学模型之前，包括：
在机体水平坐标系
O-XYZ下建立多旋翼6自由度动力学约束方程：
;
其中，
为螺旋桨旋转产生的总推力，
为机身外形在气流场中运动所产生的升力，
为整机气动总阻力，
为整机总力矩，
J为整机转动惯量，
为质心线加速度，
w为整机刚体运动角速度，
为整机刚体运动角加速度。
本发明还提出了一种多旋翼空速解算设备，该设备包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现如上任一项所述的多旋翼空速解算方法的步骤。
本发明还提出了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有多旋翼空速解算程序，多旋翼空速解算程序被处理器执行时实现如上述任一项所述的多旋翼空速解算方法的步骤。
实施本发明的多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质，通过建立空速解算数学模型
，其中，
m为质量、
g为重力加速度，
θ为倾角，
为加速度，
V为空速，
k
1
(
θ)、
k
2
(
θ)、
k
3
(
θ)分别为预设的1、2、3阶风阻系数函数；根据每一解算周期的所述空速解算数学模型定义函数
f(V)，其中，
，所述
θ倾角和所述
加速度为实时测量值，并采用牛顿迭代算法实时求解方程
f（
V）=0的根，作为实时的空速
V。实现了一种基于动力学原理的空速解算方案，充分利用了动力学原理并结合多旋翼特有的控制方式，在不增加硬件传感器的情况下，以已知的姿态测量和加速度测量作为算法输入，并由软件算法解算出精度满足要求的空速数据，简化了硬件结构，降低了电气失效风险，节约了制造、调试和维护成本。
下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：
图1是本发明多旋翼空速解算方法的第一流程图；
图2是本发明多旋翼空速解算方法的坐标系示意图；
图3是本发明多旋翼空速解算方法的基准运动下纵向运动受力分析示意图。
应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
图1是本发明多旋翼空速解算方法的第一流程图。本实施例提出了一种多旋翼空速解算方法，该方法包括：
S1、建立空速解算数学模型
，其中，
m为质量、
g为重力加速度，
θ为倾角,
为加速度，
V为空速，
k
1
(
θ)、
k
2
(
θ)、
k
3
(
θ)分别为预设的1、2、3阶风阻系数函数；
S2、根据每一解算周期的所述空速解算数学模型定义函数
f（
V），其中，
，所述
θ倾角和所述
加速度为实时测量值，并采用牛顿迭代算法实时求解方程
f（
V）=0的根，作为实时的空速
V。
请参考图2示出的坐标系示意图，在本实施例中，首先，确定如下的坐标系定义：地面坐标系
O
E-X
EY
EZ
E
；机体坐标系
O
B-X
BY
BZ
B
；机体水平坐标系（即自定义坐标系）
O-XYZ，其中原点
O设在机体质心，
OX设在机身对称平面内，水平指向机身前向，
OZ铅垂向下，
OY遵循右手定则，水平指向机身右侧。
在本实施例中，然后，确定如下的符号约定：
和
为螺旋桨旋转产生的总推力，
为机身外形在气流场中运动所产生的升力，
和
为整机气动总阻力，
为整机总力矩，该整机总力矩包括螺旋桨旋产生的主动力矩以及其他气动力产生的附加力矩，
m为整机质量，
J为整机转动惯量，
v为质心线速度，
为质心线加速度，
w为整机刚体运动角速度，
为整机刚体运动角加速度，
g为重力加速度，
V为空速，
V
wind
为来流风速,
V
gnd
为地速,
V
des
为目标地速，
θ为机身水平倾角（即机身的横滚角或俯仰角），可选地，对于纵向运动而言，
θ为俯仰角，
k
1
(
θ)、
k
2
(
θ)、
k
3
(
θ)分别为为与水平倾角动态相关的1、2、3阶风阻系数函数，可选地，所述
θ倾角和所述
加速度为实时测量值。进一步地，在本实施例中，约定以上物理量下标
x,y,z表示对应机体水平坐标系三轴投影或分量，下标
x
b,y
b,z
b(x
e,y
e,z
e)
表示对应机体坐标系（即地面坐标系）下三轴投影或分量。
在本实施例中，对上述空速解算数学模型进行分析，其中：质量
m、重力加速度
g为已知量；由气动相关知识可知，风阻系数
k
1(θ)
、
k
2(θ)
、
k
3(θ)
与倾角
θ存在确定的函数关系，该函数关系可由气动仿真或实验标定方法离线计算得到，长期以来，飞行器在设计之初均需通过气动仿真试验来获得风阻系数
k
1(θ)
、
k
2(θ)
、
k
3(θ)
与倾角
θ的函数关系，即上述函数关系可认为是已知函数；倾角
θ可由飞行控制***的位姿测算***实时测量，加速度
由飞行控制***的加速度计实时测量，或者对加速计的测量结果进行姿态变换，解算出
，即
θ、
为可测量的已知量。进一步地，在本实施例中，考虑到上述空速解算模型在每一解算周期都是关于空速
V的一元三次方程，因此，本实施例定义函数
f(V):
。
进一步地，本实施例采用牛顿迭代算法实时求解方程
f(V)=0的根，作为多旋翼航空器当前的实时空速
V。
可选地，在本实施例中，所述建立空速解算数学模型之前，包括：
在机体水平坐标系
O-XYZ下建立多旋翼6自由度动力学约束方程：
;
其中，
为螺旋桨旋转产生的总推力，
为机身外形在气流场中运动所产生的升力，
为整机气动总阻力，
为整机总力矩，
J为整机转动惯量，
为质心线加速度，
w为整机刚体运动角速度，
为整机刚体运动角加速度。
可选地，在本实施例中，所述建立空速解算数学模型之前，还包括：
结合多旋翼航空器的一般飞行模态，即定常直线平飞模态，并在姿态增稳、高度保持以及位置跟踪的控制律约束下，确定如下假设：
三轴姿态缓慢变化，三轴角速度
，三轴加速度
；
垂直方向缓慢变化，垂直加速度
；
三轴转动惯量缓慢变化
；
螺旋桨升力远远大于机体外形升力，即
，
，
。
可选地，在本实施例中，所述建立空速解算数学模型之前，还包括：
根据所述假设简化所述多旋翼6自由度动力学约束方程，得到关于纵向、横向线运动的3自由度动力学方程：
。
在本实施例的上述关于纵向、横向线运动的3自由度动力学方程中，横向与纵向动力学模型解耦，仅阐述纵向（即
XOZ平面）动力学模型的建模过程，其结论也适合横向运动。需说明的是，本实施例约定纵向动力学建模，在不引起岐义的前提下，符号略去下标
x,y,z。
可选地，在本实施例中，所述建立空速解算数学模型之前，还包括：
建立纵向运动动力学约束方程：
；
请参考图3示出的基准运动下纵向运动受力分析示意图，其中，
为所述螺旋桨旋转产生的总推力，
为所述整机启动总阻力。
可选地，在本实施例中，所述建立空速解算数学模型之前，还包括：
建立纵向运动风阻气动约束方程：
。
可选地，在本实施例中，所述建立空速解算数学模型，包括：
根据所述纵向运动动力学约束方程和所述纵向运动风阻气动约束方程建立所述空速解算数学模型：
。
可选地，在本实施例中，所述方法还包括：
在地无风工况、或平稳流场工况、或紊乱阵风工况下，根据所述空速解算数学模型执行空速解算。
在本实施例中，考虑到上述空速解算模型的建模及求解过程，均未对外界气流状态提出要求，因此，本实施例所提出的空速解算算法，针对地无风工况、平稳流场工况以及紊乱阵风工况均适用。
本实施例的有益效果在于,通过建立空速解算数学模型
，其中，
m为质量、
g 为重力加速度，
θ为倾角，
为加速度，
V 为空速，
k
1 (θ)、k
2 (θ)、k3 (θ)
分别为预设的1、2、3阶风阻系数函数；根据每一解算周期的所述空速解算数学模型定义函数
f(V)，其中，
，所述
θ 倾角和所述
加速度为实时测量值，并采用牛顿迭代算法实时求解方程
f(V)=0的根，作为实时的空速
V。实现了一种基于动力学原理的空速解算方案，充分利用了动力学原理并结合多旋翼特有的控制方式，在不增加硬件传感器的情况下，以已知的姿态测量和加速度测量作为算法输入，并由软件算法解算出精度满足要求的空速数据，简化了硬件结构，降低了电气失效风险，节约了制造、调试和维护成本。
基于上述实施例，本发明还提出了一种多旋翼空速解算设备，该设备包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现如上任一项所述的多旋翼空速解算方法的步骤。
需要说明的是，上述设备实施例与方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详细见方法实施例，且方法实施例中的技术特征在设备实施例中均对应适用，这里不再赘述。
基于上述实施例，本发明还提出了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有多旋翼空速解算程序，多旋翼空速解算程序被处理器执行时实现如上述任一项所述的多旋翼空速解算方法的步骤。
需要说明的是，上述介质实施例与方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详细见方法实施例，且方法实施例中的技术特征在介质实施例中均对应适用，这里不再赘述。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质（如ROM/RAM、磁碟、光盘）中，包括若干指令用以使得一台终端（可以是手机，计算机，服务器，空调器，或者网络设备等）执行本发明各个实施例所述的方法。
上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。
本发明提供的多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质，通过建立空速解算数学模型；根据每一解算周期的所述空速解算数学模型定义函数，并采用牛顿迭代算法实时求解方程的根，作为实时的空速。从而实现一种基于动力学原理的空速解算方案，充分利用了动力学原理并结合多旋翼特有的控制方式，在不增加硬件传感器的情况下，以已知的姿态测量和加速度测量作为算法输入，并由软件算法解算出精度满足要求的空速数据，简化了硬件结构，降低了电气失效风险，节约了制造、调试和维护成本。因此，具有工业实用性。
Claims (10)
- 一种多旋翼空速解算方法，包括：建立空速解算数学模型 ，其中， m为质量、 g为重力加速度， θ为倾角， 为加速度， V为空速， k 1 ( θ)、 k 2 ( θ)、 k 3 ( θ)分别为预设的1、2、3阶风阻系数函数；根据每一解算周期的所述空速解算数学模型定义函数 f(V)，其中， ，所述倾角 θ和所述加速度 为实时测量值，并采用牛顿迭代算法实时求解方程 f（ V）=0的根，作为实时的空速 V。
- 根据权利要求1所述的多旋翼空速解算方法，其中，所述建立空速解算数学模型之前，包括：在机体水平坐标系 O-XYZ下建立多旋翼6自由度动力学约束方程：;其中， 为螺旋桨旋转产生的总推力， 为机身外形在气流场中运动所产生的升力， 为整机气动总阻力， 为整机总力矩， J为整机转动惯量， 为质心线加速度， w为整机刚体运动角速度， 为整机刚体运动角加速度。
- 根据权利要求2所述的多旋翼空速解算方法，其中，所述建立空速解算数学模型之前，还包括：在姿态增稳、高度保持以及位置跟踪的控制律约束下，确定如下假设：三轴姿态缓慢变化，三轴角速度 ，三轴加速度 ；垂直方向缓慢变化，垂直加速度 ；三轴转动惯量缓慢变化 ；螺旋桨升力远远大于机体外形升力,即 , , 。
- 根据权利要求3所述的多旋翼空速解算方法，其中，所述建立空速解算数学模型之前，还包括：根据所述假设简化所述多旋翼6自由度动力学约束方程，得到关于纵向、横向线运动的3自由度动力学方程：。
- 根据权利要求4所述的多旋翼空速解算方法，其中，所述建立空速解算数学模型之前，还包括：建立纵向运动动力学约束方程：；其中， 为所述螺旋桨旋转产生的总推力， 为所述整机气动总阻力。
- 根据权利要求5所述的多旋翼空速解算方法，其中，所述建立空速解算数学模型之前，还包括：建立纵向运动风阻气动约束方程：。
- 根据权利要求6所述的多旋翼空速解算方法，其中，所述建立空速解算数学模型，包括：根据所述纵向运动动力学约束方程和所述纵向运动风阻气动约束方程建立所述空速解算数学模型：。
- 根据权利要求7所述的多旋翼空速解算方法，其中，所述方法还包括：在地无风工况、或平稳流场工况、或紊乱阵风工况下，根据所述空速解算数学模型执行空速解算。
- 一种多旋翼空速解算设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现如权利要求1至8中任一项所述的多旋翼空速解算方法的步骤。
- 一种计算机可读存储介质，其上存储有多旋翼空速解算程序，所述多旋翼空速解算程序被处理器执行时实现如权利要求1至8中任一项所述的多旋翼空速解算方法的步骤。
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| CN116305772A (zh) * | 2022-12-28 | 2023-06-23 | 亿航智能设备（广州）有限公司 | 一种多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20190241076A1 (en) * | 2016-10-07 | 2019-08-08 | Cavos Bagatelle Verwaltungs Gmbh & Co. Kg | Wind measurement by means of a multicopter |
| CN111338369A (zh) * | 2020-03-19 | 2020-06-26 | 南京理工大学 | 一种基于非线性逆补偿的多旋翼飞行控制方法 |
| CN114167847A (zh) * | 2022-02-14 | 2022-03-11 | 中航金城无人***有限公司 | 一种适用于多旋翼飞行器飞控***的测试***和测试方法 |
| CN116305772A (zh) * | 2022-12-28 | 2023-06-23 | 亿航智能设备（广州）有限公司 | 一种多旋翼空速解算方法、设备及计算机可读存储介质 |
-
2022
- 2022-12-28 CN CN202211727644.1A patent/CN116305772A/zh active Pending
-
2023
- 2023-12-15 WO PCT/CN2023/139136 patent/WO2024140280A1/zh unknown
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20190241076A1 (en) * | 2016-10-07 | 2019-08-08 | Cavos Bagatelle Verwaltungs Gmbh & Co. Kg | Wind measurement by means of a multicopter |
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Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| "Master's Thesis", 1 March 2017, NANJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS, CN, article CHEN, WENJING: "Aerodynamics Model/Inertial Sensor/GPS Fault Tolerance Navigation Method for Multi-rotor UAV", pages: 1 - 84, XP009555773 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116305772A (zh) | 2023-06-23 |
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