CN104880962B - 一种动态飞行模拟器实时运动控制方法 - Google Patents
一种动态飞行模拟器实时运动控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104880962B CN104880962B CN201510284177.3A CN201510284177A CN104880962B CN 104880962 B CN104880962 B CN 104880962B CN 201510284177 A CN201510284177 A CN 201510284177A CN 104880962 B CN104880962 B CN 104880962B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- mrow
- msub
- overload
- msubsup
- large arm
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Abstract
本发明涉及一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，包括以下步骤：1)过载离散化：以采样周期Δt对给定的G(t)进行离散化采样，记tn,n＝1,2,...时刻飞行员所受到的过载为G(tn)；2)过载预处理：对离散化后的过载G(tn)进行预处理，形成过载指令Gc(tn)曲线；3)非卸载段大臂运动规划：解算出非卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度4)卸载段大臂运动规划：解算出卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度5)离心过载、切向过载和竖直过载的计算：离心过载切向过载竖直过载GV＝g/g＝1；6)中框和吊篮运动规划：求解中框滚转角大小θ2(tn)和吊篮俯仰角大小θ3(tn)。
Description
技术领域
本发明涉及一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，属于飞行器控制技术领域。
背景技术
随着飞机研发领域在理论和技术两个方面的不断发展，现代高性能飞行在机动时可产生高达9g的过载，过载变化率最大可达6g/s，过载的突变幅值和反复频率均较大。这些苛刻的飞行条件容易导致飞行员在做出较大的机动动作时出现黑视、空间定位错觉甚至意识丧失等情形，极易造成严重后果。航空医学研究表明，对飞行员进行反复的高过载训练，可以有效提高其耐过载能力。采用真机训练固然会有最好的效果，但是该方法不仅损耗飞机的使用寿命，成本巨大，而且存在较大的安全隐患。因此，研发在地面上运行且能够真实模拟飞机过载情形的飞行模拟器成为该领域的一个重要方向。
专利CN102013187为目前最常见的地面飞行模拟器装置，利用大臂旋转产生的离心加速度模拟真实飞行中的过载，通过控制中框和吊篮的转角来调整过载作用方向。因此，大臂、中框和吊篮的运动状态直接影响过载模拟精度。由于大臂角速度和角加速度与整机过载相互耦合，导致动态飞行模拟过程的卸载段所需要的大臂角速度无法直接计算，国内外相关研究成果亦较少。Vidakovic等[1]提出了利用雅克比椭圆函数计算卸载段大臂运动参数的方法，该方法计算过程复杂，计算精度有限，过载最大绝对误差为0.49g。Tsai等[2]提出了一种逆向计算卸载段大臂运动参数的方法，该方法计算简单，过载最大绝对误差小，但是仅适用于预先给定过载曲线的预编程模式，无法应用于实时动态飞行模拟。
发明内容
针对上述问题，本发明的目的是提供适用于实时动态飞行模拟过程中的动态飞行模拟器实时运动控制方法。
为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，包括以下步骤：
1)过载离散化：以采样周期Δt对给定的G(t)进行离散化采样，记tn,n＝1,2,...时刻飞行员所受到的过载为G(tn)；
2)过载预处理：对离散化后的过载G(tn)进行预处理，形成过载指令Gc(tn)曲线；
3)非卸载段大臂运动规划：解算出非卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度
4)卸载段大臂运动规划：解算出卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度
5)离心过载、切向过载和竖直过载的计算：离心过载切向过载竖直过载GV＝g/g＝1；
6)中框和吊篮运动规划：中框滚转角大小θ2(tn)和吊篮俯仰角大小θ3(tn)分别表由下式获得：
所述步骤2)中，对G(tn)进行预处理所用的公式为：
其中，ψ(G(tn))为关于G(tn)的多项式；Gl为过载的下临界值；Gmax为最大过载值；当G(tn)<Gl时，G(tn)处于低过载区。
所述过载指令Gc包含四个特征段：基础段、加载段、保持段和卸载段；在基础段，取Gc＝1.4g作为基础值。
所述步骤3)中，tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度通过如下的方程组求解：
所述步骤4)中，卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度的求解方式为：利用已求得的加载段运动参数和建立数据库，基于该数据库查找与卸载段过载Gc(tn)和过载变化率所在区间两侧端点的对应数据，通过插值计算tn时刻运动参数。
所述步骤4)中对数据进行插值时选用线性二维插值方法。
本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本发明通过将对卸载段大臂运动参数的求解转换为对加载段运动参数的插值求解，实现了对卸载段大臂运动的规划。2、经过反复验证，本发明的计算结果具有较高的计算精度，用户最关心的y向过载模拟误差极小，误差数量级为10-15g，x向和z向过载模拟误差小于0.15g。3、本发明算法简单，求解时间极短，平均每条过载指令计算耗时tc＝0.06～0.09ms，完全能够满足实时性要求。
附图说明
图1是飞行器模拟器的结构示意图；
图2是飞行员所感受到的过载方向示意图；
图3是本发明方法的流程示意图；
图4是过载指令曲线；
图5是卸载段过载指令曲线的转换示意图；
图6是Linear插值法的原理示意图；
图7是具体举例中某次飞行中飞行员三轴过载曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。
如图1所示，飞行模拟器的主要结构包括大臂101、中框102和吊篮103，其中，大臂101负责实现末端座椅(固定于吊篮103内部)的旋转运动，中框102负责实现末端座椅的滚转运动，吊篮103负责实现末端座椅的俯仰运动。并且，大臂101的旋转运动决定过载的大小，中框102的滚转运动和吊篮103的俯仰运动用来调整作用于飞行员的过载的方向。三种运动的相互配合和系统运转使得飞行员感受到相应操纵下的过载体验，飞行员过载G的三个分量为Gx，Gy和Gz，其中，Gx为胸-背过载，Gy为左-右过载，Gz为头-足过载，相应的过载方向如图2所示。
当长度为R的大臂在某时刻以角速度角加速度绕主轴旋转时，位于吊篮中心处的飞行员受到离心过载Gr(t)、切向过载Gt(t)与竖直过载Gv(t)作用。飞行员所受合过载G(t)定义为Gr(t)、Gt(t)和Gv(t)的矢量和，其大小可表示为：
上式中，g表示重力加速度。
一般情况下，在已知G(t)时，很难根据该公式逆向解析表达出θ1(t)。鉴于此，本发明采用离散思想，首先，对高阶微分方程进行线性化近似；然后，在非卸载段以常规代数方法实现其近似求解，在卸载段则以“查表-插值”的方法实现其近似解的确定。
本发明提出的控制方法流程图如附图3所示，其主要包括如下六个步骤：
1)过载离散化：
以采样周期Δt对给定的G(t)进行离散化采样，记tn,n＝1,2,...时刻飞行员所受到的过载为G(tn)。
2)过载预处理：
对离散化后的过载G(tn)进行预处理，形成过载指令Gc(tn)曲线，预处理公式如下：
其中，ψ(G(tn))为关于G(tn)的多项式；Gl为过载的下临界值；Gmax为最大过载值；当G(tn)<Gl时，G(tn)处于低过载区。
如图4所示，过载指令Gc一般包含四个特征段：基础段、加载段、保持段和卸载段。基础段为飞行模拟器以较低的角速度稳态运行，提供基础G值阶段；保持段为飞行模拟器保持稳态高G过载阶段。其中，加载段和卸载段是过载快速变化阶段。
地面上任何物体都受到重力作用，飞行模拟器不能模拟矢量和小于1g的过载。另外，由于驱动系统的功率限制，对于略大于1g和超过最大模拟值Gmax的过载模拟也十分困难。对于低过载区，一般采用“基础G值”法进行近似模拟，在本发明中，当过载指令Gc处于基础段时，取1.4g作为基础G值(在基础段，Gc＝1.4g)。
3)非卸载段大臂101运动规划：
对于非卸载段，记tn时刻大臂101的角速度为角加速度为则将其两边平方，得到：
同理，G(t)表达式离散化以后为：
大臂101运动参数即为上述两个方程的解，不难发现，它们可分别看作关于和的抛物线和圆的表达式，因此，抛物线和圆的交点即为方程组的解。
忽略Δt的高阶项O(Δt3)，O(Δt4)，大臂角加速度的值可表示为：
其中，
上式为交点是否存在的判别式，如果A(tn)≥0，则交点存在，如果A(tn)<0，则交点不存在。
4)卸载段大臂101运动规划：
记tn时刻飞行模拟器的过载和过载变化率分别为Gc(tn)和当过载指令曲线处于卸载段时，判别式A(tn)存在负数情况，若依然采用步骤3)中的常规代数方法则无实数解。鉴于此，本发明提出将Gc(tn-1)卸载至Gc(tn)(过载指令曲线下行)的过程转换为Gc(tm-1)逆向加载至Gc(tm)(曲线上行)的过程(如附图5所示)，上述转换过程满足：
则tm时刻大臂101角速度为：
因此存在：
Gc(tm)＝Gc(tn-1)
和
也就是说，对于任意卸载过程，可将其考虑为逆向加载过程，而参考逆向加载过程的大臂角加速度值，即可实现相应的卸载段大臂运动规划。因此，本发明利用加载段运动参数建立数据库，基于该数据库查找与卸载段过载Gc(tn)和过载变化率所在区间两侧端点的对应数据，通过插值计算tn时刻运动参数，其中，过载变化率Gc(tn)定义为：
大臂角加速度表示为Gc(tn)和的函数其中，表示一种二维插值函数。
在一个优选的实施例中，选用基于Linear插值法的二维插值函数，
本发明采用计算精度和求解效率综合最佳的Linear插值法，Linear插值法的原理如图6所示，和是周围四个邻点，并满足
其中，数据库的数据间隔取为ΔG＝0.05g，
首先，进行G方向线性插值，分别为和则：
然后，进行方向线性插值，为则：
因卸载段大臂角速度减慢，故角加速度值应为负值，即
5)离心过载、切向过载和竖直过载的计算：
当飞行模拟器大臂101以旋转，并存在角加速度时，模拟器中飞行员同时承受向心加速度ar、切向加速度at及重力加速度g。由ar、at和g分别引起的离心过载Gr、切向过载Gt和竖直过载Gv分别为和Gv＝g/g＝1。其中，离心过载Gr、切向过载Gt均沿惯性加速度方向，与ar、at方向相反；竖直过载Gv与g方向相同，竖直向下。
6)中框102和吊篮103运动规划：
根据飞行员左-右过载Gy和胸-背过载Gx的模拟要求，中框滚转角大小θ2(tn)和吊篮俯仰角大小θ3(tn)可分别表示为：
和
至此，完成了中框102滚转角大小θ2(tn)、吊篮103俯仰角大小θ3(tn)的实施规划，结合步骤3)和4)中所得到的大臂101的角速度和角加速度即可构成动态飞行器模拟的实时运动解算，为飞行模拟器的运动控制提供实时的反馈信息。
下面以一具体实施例对本发明所述方法进行说明：
本实施例中飞行模拟器主要性能参数和结构参数如表1所示，过载曲线设置最大过载值为10g，最大过载变化率为7g/s。选取某次飞行中飞行员三轴过载曲线，如图7所示：0s至28s飞行器在地面静止；约28s至50s飞行器在地面滑跑，飞行员Gx增加到约0.76g；约50s至75s飞行器离开地面进入爬升状态，飞行员Gx继续增加至约1.22g，Gz快速上升并随即下降；约75s至115s飞行器进行爬升改出，飞行员Gx有所下降，Gz先减小后增大；约115s至150s飞行器进行滚转动作，飞行员Gy出现正负波动。
表1飞行模拟器主要性能和结构参数
本发明方法的具体实施步骤如下：
1)过载离散化：以采样周期Δt＝10ms对给定的G(t)进行离散采样。记tn时刻飞行员所受到的过载为G(tn)。
2)过载预处理：
对G(tn)进行如下预处理：
其中，关于G(tn)的多项式ψ(G(tn))为：
3)非卸载段大臂101运动规划：
计算tn时刻的
如果A(tn)≥0(非卸载通常满足此要求)，则tn时刻大臂101的角加速度为：
对应的tn时刻大臂的角速度
4)卸载段大臂101运动规划：记tn时刻飞行模拟器的过载和过载变化率为Gc(tn)和如果A(tn)<0，则不能按步骤3)求解此时，可将Gc(tn-1)卸载至Gc(tn)的过程转换为Gc(tm-1)加载至Gc(tm)的过程(如图5所示)。转换过程满足：
然后，利用由步骤3)已求出的加载段运动参数和建立数据库，基于该数据库查找与卸载段过载Gc(tn)和过载变化率相近的数据，插值计算tn时刻运动参数。
其中，过载变化率：
大臂角加速度其中，表示二维插值函数，此处可以采用基于Linear插值法的二维插值函数，插值原理如图6所示。数据库的数据间隔取为ΔG＝0.05g， 和是周围四个邻点，并满足
首先，进行G方向线性插值，分别为和则
然后，进行方向线性插值，为则
最后，因为卸载段大臂角速度减慢，角加速度值应为负值，所以对应的tn时刻大臂的角速度
5)离心过载、切向过载和竖直过载的计算：飞行模拟器大臂以旋转时，其离心过载GR、切向过载GT和竖直过载GV分别为和GV＝g/g＝1。
6)中框和吊篮运动规划：中框滚转角大小θ2(tn)和吊篮俯仰角大小θ3(tn)可分别表示为：
和
至此，即完成了对于图7中给定过载曲线的运动规划，实现了大臂、中框和吊篮各驱动电机驱动量的解算。
上述各实施例仅用于对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，包括以下步骤：
1)过载离散化：以采样周期Δt对给定的G(t)进行离散化采样，记tn,n＝1,2,...时刻飞行员所受到的过载为G(tn)；
2)过载预处理：对离散化后的过载G(tn)进行预处理，形成过载指令Gc(tn)曲线；
3)非卸载段大臂运动规划：解算出非卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度；
4)卸载段大臂运动规划：解算出卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度；
5)离心过载、切向过载和竖直过载的计算：离心过载切向过载竖直过载Gv＝g/g＝1，式中的R为飞行模拟器大臂的长度，为飞行模拟器大臂运动的角速度，为飞行模拟器大臂运动的角加速度；
6)中框和吊篮运动规划：中框滚转角大小θ2(tn)和吊篮俯仰角大小θ3(tn)分别表由下式获得：
<mrow>
<msub>
<mi>&theta;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>=</mo>
<mi>arcsin</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mfrac>
<mrow>
<msub>
<mi>G</mi>
<mi>r</mi>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<msqrt>
<mrow>
<mn>1</mn>
<mo>+</mo>
<msubsup>
<mi>G</mi>
<mi>r</mi>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
</msqrt>
</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<mi>arcsin</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mfrac>
<mrow>
<msub>
<mi>G</mi>
<mi>y</mi>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<msqrt>
<mrow>
<mn>1</mn>
<mo>+</mo>
<msubsup>
<mi>G</mi>
<mi>r</mi>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
</msqrt>
</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mi>&theta;</mi>
<mn>3</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>=</mo>
<mi>arcsin</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mfrac>
<mrow>
<msub>
<mi>G</mi>
<mi>t</mi>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<msqrt>
<mrow>
<msubsup>
<mi>G</mi>
<mi>x</mi>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msubsup>
<mi>G</mi>
<mi>z</mi>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
</msqrt>
</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>-</mo>
<mi>arcsin</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mfrac>
<mrow>
<msub>
<mi>G</mi>
<mi>x</mi>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<msqrt>
<mrow>
<msubsup>
<mi>G</mi>
<mi>x</mi>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msubsup>
<mi>G</mi>
<mi>z</mi>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
</msqrt>
</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
上式中，Gx(tn)为tn时刻的胸-背过载，Gy为tn时刻的左-右过载，Gz为tn时刻的头-足过载；
所述步骤4)中，卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度的求解方式为：利用步骤3)中已求得的加载段大臂运动的角速度和角加速度建立数据库，基于该数据库查找与卸载段过载Gc(tn)和过载变化率所在区间两侧端点的对应数据，通过插值计算卸载段tn时刻大臂运动的角速度和角加速度。
2.如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步骤2)中，对G(tn)进行预处理所用的公式为：
<mrow>
<msub>
<mi>G</mi>
<mi>c</mi>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>=</mo>
<mfenced open = "{" close = "">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mi>&psi;</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>G</mi>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>,</mo>
</mrow>
</mtd>
<mtd>
<mrow>
<mi>G</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo><</mo>
<msub>
<mi>G</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mi>G</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>,</mo>
</mrow>
</mtd>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>G</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>&le;</mo>
<mi>G</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>&le;</mo>
<msub>
<mi>G</mi>
<mrow>
<mi>m</mi>
<mi>a</mi>
<mi>x</mi>
</mrow>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>G</mi>
<mi>max</mi>
</msub>
<mo>,</mo>
</mrow>
</mtd>
<mtd>
<mrow>
<mi>G</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>></mo>
<msub>
<mi>G</mi>
<mi>max</mi>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
</mrow>
其中，ψ(G(tn))为关于G(tn)的多项式；Gl为过载的下临界值；Gmax为最大过载值；当G(tn)＜Gl时，G(tn)处于低过载区。
3.如权利要求2所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述过载指令Gc包含四个特征段：基础段、加载段、保持段和卸载段；在基础段，取Gc＝1.4g作为基础值。
4.如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步骤3)中，tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度通过如下的方程组求解：
<mrow>
<msubsup>
<mover>
<mi>&theta;</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>=</mo>
<msup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>t</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mn>2</mn>
</msup>
<msubsup>
<mover>
<mi>&theta;</mi>
<mo>&CenterDot;&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<mn>2</mn>
<msub>
<mover>
<mi>&theta;</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mrow>
<mi>n</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>t</mi>
<msub>
<mover>
<mi>&theta;</mi>
<mo>&CenterDot;&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msubsup>
<mover>
<mi>&theta;</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mrow>
<mi>n</mi>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
<mrow>
<msup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msubsup>
<mover>
<mi>&theta;</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
<mn>2</mn>
</msubsup>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mn>2</mn>
</msup>
<mo>+</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&theta;</mi>
<mo>&CenterDot;&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<msup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mn>2</mn>
</msup>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<msup>
<mi>g</mi>
<mn>2</mn>
</msup>
<msup>
<mi>R</mi>
<mn>2</mn>
</msup>
</mfrac>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mi>G</mi>
<msup>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>t</mi>
<mi>n</mi>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mn>2</mn>
</msup>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>.</mo>
</mrow>
1
5.如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步骤4)中对数据进行插值时选用线性二维插值方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510284177.3A CN104880962B (zh) | 2015-05-28 | 2015-05-28 | 一种动态飞行模拟器实时运动控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510284177.3A CN104880962B (zh) | 2015-05-28 | 2015-05-28 | 一种动态飞行模拟器实时运动控制方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104880962A CN104880962A (zh) | 2015-09-02 |
| CN104880962B true CN104880962B (zh) | 2017-10-03 |
Family
ID=53948496
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510284177.3A Active CN104880962B (zh) | 2015-05-28 | 2015-05-28 | 一种动态飞行模拟器实时运动控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN104880962B (zh) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106970642A (zh) * | 2017-04-20 | 2017-07-21 | 佛山科学技术学院 | 一种多旋翼无人机状态监测装置 |
| CN110162088B (zh) * | 2019-05-16 | 2022-01-04 | 沈阳无距科技有限公司 | 无人机控制方法、装置、无人机、可穿戴设备及存储介质 |
| CN111880435B (zh) * | 2020-07-27 | 2024-03-26 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种考虑运动感知的持续载荷模拟器g值补偿控制方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102013187A (zh) * | 2010-10-29 | 2011-04-13 | 北京航空航天大学 | 具有持续性过载模拟能力的飞行模拟器系统 |
| CN202502629U (zh) * | 2012-04-10 | 2012-10-24 | 中国人民解放军第四军医大学 | 飞行人员躯体正负压训练装置 |
| CN103366614A (zh) * | 2012-04-10 | 2013-10-23 | 中国人民解放军第四军医大学 | 飞行人员躯体正负压训练装置 |
| CN103886782A (zh) * | 2014-04-09 | 2014-06-25 | 陈京波 | 一种360度全向过载飞行仿真模拟器 |
| CN204087553U (zh) * | 2014-04-09 | 2015-01-07 | 陈京波 | 一种360度全向过载飞行仿真模拟器 |
-
2015
- 2015-05-28 CN CN201510284177.3A patent/CN104880962B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102013187A (zh) * | 2010-10-29 | 2011-04-13 | 北京航空航天大学 | 具有持续性过载模拟能力的飞行模拟器系统 |
| CN202502629U (zh) * | 2012-04-10 | 2012-10-24 | 中国人民解放军第四军医大学 | 飞行人员躯体正负压训练装置 |
| CN103366614A (zh) * | 2012-04-10 | 2013-10-23 | 中国人民解放军第四军医大学 | 飞行人员躯体正负压训练装置 |
| CN103886782A (zh) * | 2014-04-09 | 2014-06-25 | 陈京波 | 一种360度全向过载飞行仿真模拟器 |
| CN204087553U (zh) * | 2014-04-09 | 2015-01-07 | 陈京波 | 一种360度全向过载飞行仿真模拟器 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 持续载荷飞行模拟器过失速机动过载模拟;潘文俊等;《北京航空航天大学学报》;20110630;第37卷(第6期);第635-638页 * |
| 持续载荷飞行模拟器过载模拟新原理;潘文俊等;《航空学报》;20101130;第31卷(第11期);第2159-2165页 * |
| 持续载荷飞行模拟器运动系统研究;由勇等;《系统仿真学报》;20070331;第19卷(第5期);第1154-1156页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN104880962A (zh) | 2015-09-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107368081B (zh) | 一种两轮自平衡机器人自适应滑模变结构控制系统 | |
| CN106647792B (zh) | 用于无人机悬挂负载系统的抗扰控制方法 | |
| CN104880962B (zh) | 一种动态飞行模拟器实时运动控制方法 | |
| CN106933104B (zh) | 一种基于dic-pid的四旋翼飞行器姿态与位置的混合控制方法 | |
| Kim et al. | Mathematical modeling and experimental identification of an unmanned helicopter robot with flybar dynamics | |
| CN103853050A (zh) | 一种四旋翼飞行器的pid优化控制方法 | |
| CN104765272A (zh) | 一种基于pid神经元网络控制(pidnn)的四旋翼飞行器控制方法 | |
| CN104590557B (zh) | 一种多旋翼和固定翼复合飞行器的飞行控制方法及装置 | |
| Ritz et al. | Quadrocopter performance benchmarking using optimal control | |
| CN203318676U (zh) | 一种重心球移动的共轴双翼飞行器 | |
| CN106892094A (zh) | 一种空间六自由度独立可控四旋翼无人飞行器及其控制方法 | |
| CN103869817A (zh) | 一种倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法 | |
| CN103092213A (zh) | 六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法 | |
| Chowdhury et al. | A generalized control method for a Tilt-rotor UAV stabilization | |
| CN105775154B (zh) | 一种通用型无人机弹射平台 | |
| CN106200665A (zh) | 携带不确定负载的四轴飞行器的建模与自适应控制方法 | |
| Lifeng et al. | Trajectory tracking of quadrotor aerial robot using improved dynamic inversion method | |
| CN107121940A (zh) | 一种翼伞四自由度半实物仿真平台 | |
| CN106078744B (zh) | 一种两轮自平衡机器人滑模自适应控制系统 | |
| CN104616563B (zh) | 一种具有持续性过载模拟能力的摇臂式飞行模拟器 | |
| CN105000175A (zh) | 多旋翼飞行器及其控制方法 | |
| Zhou et al. | Robust cascade PID attitude control of quadrotor helicopters subject to wind disturbance | |
| Zawiski et al. | Modelling and optimal control system design for quadrotor platform–an extended approach | |
| CN107572003A (zh) | 一种通用型无人机弹射平台 | |
| Lebedev | Design and implementation of a 6DOF control system for an Autonomous Quadrocopter |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| EXSB | Decision made by sipo to initiate substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |