CN108733858A - 应用于高空飞行器系统的建模方法和装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种应用于高空飞行器系统的建模方法和装置。其中，该方法包括：将高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，其中，浮空器和吊舱均被简化为一个刚体；确定高空飞行器系统的广义坐标，其中，广义坐标至少包括高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息；求解高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程；依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息。本发明解决了相关技术中对高空飞行器系统进行建模仿真的结果相对于实际情况的误差较大的技术问题。
Description
技术领域
本发明涉及仿真建模分析领域，具体而言，涉及一种应用于高空飞行器系统的建模方法和装置。
背景技术
高空飞行器系统包括浮空器和与浮空器柔性连接的吊舱，浮空器可以是气球、飞艇等，吊舱通常为载荷舱，浮空器与吊舱之间通常通过旋转连接器或系绳等球铰连接方式连接。在对高空飞行器系统的设计放飞过程中，高空飞行器系统的动力学模型是控制系统设计的重点与基础，动力学性能决定了高空飞行器系统所能够达到的性能指标。目前在对高空飞行器系统进行建模时，通常将浮空器与吊舱当作一个整体，使用经典的牛顿力学方法，求取其动量和其对质心的动量矩，然后对时间求导，进而建立飞行器在合外力F作用下的平移运动和在合外力矩M作用下的转动运动方程，只有高空飞行器的空间位置与姿态角6个自由度，甚至在某些时刻简化为位置3个自由度，而不考虑飞行器姿态，导致对高空飞行器系统进行建模仿真的结果相对于实际情况的误差较大。而且在动力系统安装在载荷舱或者载荷舱载人飞行时，通常需要确切知道载荷舱的姿态信息，载荷舱与气球通过旋转连接器连接，实现姿态运动分离。现有建模方法无法体现气球姿态与载荷舱姿态分离的特点，无法得到载荷舱的姿态角信息，以便进行旅游观光，也无法有效进行载荷舱与气球之间的动力学耦合分析。
针对上述的技术问题，目前尚未提出有效的解决方案。
发明内容
本发明实施例提供了一种应用于高空飞行器系统的建模方法和装置，以至少解决相关技术中对高空飞行器系统进行建模仿真的结果相对于实际情况的误差较大的技术问题。
根据本发明实施例的一个方面，提供了一种应用于高空飞行器系统的建模方法，该方法包括：将高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，其中，浮空器和吊舱均被简化为一个刚体；确定高空飞行器系统的广义坐标，其中，广义坐标至少包括高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息；求解高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程；依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息。
进一步地，确定双刚体系统的广义坐标包括：建立高空飞行器系统中每个刚体的位置坐标系和姿态角坐标系；确定广义坐标，其中，广义坐标包括每个刚体的姿态角和高空飞行器系统的位置。
进一步地，求解高空飞行器系统的拉格朗日函数包括：求解高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵；根据高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵确定高空飞行器的拉格朗日函数矩阵。
进一步地，求解高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵包括：基于广义坐标确定高空飞行器系统中每个刚体的广义速度矩阵，其中，广义速度矩阵为通过广义坐标的求导式表示的刚体的速度和角速度的矩阵；通过广义速度矩阵表示高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵。
进一步地，建立拉格朗日方程包括：获取高空飞行器的广义受力向量，其中，广义受力向量为高空飞行器系统所受到的力的集合通过广义坐标表示的向量；根据拉格朗日函数矩阵和广义受力向量建立拉格朗日方程。
进一步地，依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息包括：利用矩阵乘法运算规则执行拉格朗日方程中的求导运算。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种应用于高空飞行器系统的建模装置，高空飞行器系统包括柔性连接的浮空器和吊舱，该装置包括：逻辑单元，用于将高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，其中，浮空器和吊舱均被简化为一个刚体；确定单元，用于确定高空飞行器系统的广义坐标，其中，广义坐标至少包括高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息；建模单元，用于求解高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程；仿真单元，用于依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息。
进一步地，确定单元包括：第一建立模块，用于建立高空飞行器系统中每个刚体的位置坐标系和姿态角坐标系；第一确定模块，用于确定广义坐标，其中，广义坐标包括每个刚体的姿态角和高空飞行器系统的位置。
进一步地，建模单元包括：求解模块，用于求解高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵；第二确定模块，用于根据高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵确定高空飞行器的拉格朗日函数矩阵。
进一步地，求解模块包括：确定子模块，用于基于广义坐标确定高空飞行器系统中每个刚体的广义速度矩阵，其中，广义速度矩阵为通过广义坐标的求导式表示的刚体的速度和角速度的矩阵；逻辑子模块，用于通过广义速度矩阵表示高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵。
进一步地，建模单元包括：获取模块，用于获取高空飞行器的广义受力向量，其中，广义受力向量为高空飞行器系统所受到的力的集合通过广义坐标表示的向量；第二建立模块，用于根据拉格朗日函数矩阵和广义受力向量建立拉格朗日方程。
进一步地，仿真单元包括：运算模块，用于利用矩阵乘法运算规则执行拉格朗日方程中的求导运算。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种存储介质，该存储介质包括存储的程序，其中，在程序运行时控制存储介质所在设备执行本发明的应用于高空飞行器系统的建模方法。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种处理器，该处理器用于运行程序，其中，程序运行时执行本发明的应用于高空飞行器系统的建模方法。
在本发明实施例中，通过将高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，其中，浮空器和吊舱均被简化为一个刚体；确定高空飞行器系统的广义坐标，其中，广义坐标至少包括高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息；求解高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程；依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息，解决了相关技术中对高空飞行器系统进行建模仿真的结果相对于实际情况的误差较大的技术问题，进而实现了能够减小对高空飞行器系统进行建模仿真的误差的技术效果。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是根据本发明实施例的一种可选的应用于高空飞行器系统的建模方法的流程图；
图2是根据本发明实施例的一种可选的高空飞行器系统的坐标系示意图；
图3是根据本发明实施例的一种可选的高空飞行器系统的建模方法的仿真结果的示意图；
图4是根据本发明实施例的另一种可选的高空飞行器系统的建模方法的仿真结果的示意图；
图5是根据本发明实施例的另一种可选的高空飞行器系统的建模方法的仿真结果的示意图；
图6是根据本发明实施例的一种可选的应用于高空飞行器系统的建模装置的示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
本申请提供了一种应用于高空飞行器系统的建模方法的实施例。需要说明的是，该实施例提供的方法应用的高空飞行器系统包括柔性连接的浮空器和吊舱。浮空器可以是气球、飞艇等，吊舱为载荷舱，浮空器与吊舱之间可以通过旋转连接器或系绳等球铰连接方式连接。
图1是根据本发明实施例的一种可选的应用于高空飞行器系统的建模方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：
步骤S101，将高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，其中，浮空器和吊舱均被简化为一个刚体。浮空器和吊舱之间的柔性连接方式如果是系绳连接或旋转连接器连接，则可以将柔性连接简化为球铰连接。
步骤S102，确定高空飞行器系统的广义坐标。
广义坐标要至少包括高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息。确定广义坐标要先建立坐标系。具体的，可以在建立高空飞行器系统中每个刚体的位置坐标系和姿态角坐标系之后确定广义坐标，其中，广义坐标包括每个刚体的姿态角和高空飞行器系统的位置。
如图2所示为对一种可选的高空飞行器系统建立的坐标系的示意图。该实施例的方法应用在图2中所示的高空气球系统中，高压气球系统中的浮空器(飞行器)为气球，图2中高压气球系统的气球为超压气球101，吊舱(载荷舱)为桁架103，超压气球101与桁架103之间通过旋转连接器102连接，桁架103还设置有助推器，具体为图2中的两个螺旋桨：螺旋桨104和螺旋桨105，这两个螺旋桨可以调节吊舱的前进方向。
对图2中所示的高空飞行器系统定义如下坐标系：
a)地面坐标系Oexeyeze：原点Oe为地面某一固定点，xe轴的正向沿正东方向，ze轴的正向垂直地面指向地心，ye轴与xe轴、ze轴构成右手系。
b)气球本体坐标系Oxyz：该坐标系与超压气球101固连。原点O位于超压气球101的浮心，x轴的正向为垂直于两个螺旋桨安装中心连线向前，x轴的正向表示桁架103前进的方向，z轴的正向为在过轴的对称面内垂直轴向下，y轴与x轴、z轴构成右手系。
c)载荷舱本体坐标系Oaxayaza：该坐标系与桁架103固连。原点Oa位于桁架103的质心，xa轴的正向垂直于两个螺旋桨安装中心连线且向前，xa轴的正向表示桁架103前进的方向，za轴的正向在过轴的对称面内垂直轴向下，ya轴与xa轴、za轴构成右手系。
在建立坐标系之后，选取广义坐标：
选取气球质心位置作为高空飞行器系统的位置，广义坐标包括气球质心位置、气球姿态角、载荷舱姿态角共9个广义坐标。气球质心位置在地面惯性坐标系中表示为{x，y，z}，姿态角θ、ψ分别为气球的滚转角、俯仰角、偏航角，载荷舱姿态角θ1、ψ1分别为载荷舱的滚转角、俯仰角、偏航角，广义坐标的表达式如下：
步骤S103，求解高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程。
求解高空飞行器系统的拉格朗日函数可以通过如下方式求解：求解高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵，根据高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵确定高空飞行器的拉格朗日函数矩阵。其中，求解高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵可以包括：基于广义坐标确定高空飞行器系统中每个刚体的广义速度矩阵，其中，广义速度矩阵为通过广义坐标的求导式表示的刚体的速度和角速度的矩阵；通过广义速度矩阵表示高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵。
具体而言，在图2所示的高空气球系统中，求解高空飞行器系统的拉格朗日函数的方法如下：
(1)确定气球和载荷舱的广义速度矩阵：
假设气球的角速度在气球本体坐标系下表示为ω1，载荷舱的角速度在载荷舱本体坐标系下表示为ω2，由角速度定义可以得到
根据气球的速度v1、载荷舱的速度v2、气球的角速度ω1和载荷舱的角速度ω2的关系得到图2所示的高空气球系统的广义速度矩阵如下：
其中，E是单位矩阵，A1为地面坐标系Oexeyeze到气球本体坐标系Oxyz的坐标变换矩阵，A2为地面坐标系Oexeyeze到载荷舱本体坐标系Oaxayaza的坐标变换矩阵，S(r)表示向量r的叉乘矩阵，l1为在气球本体系Oxyz下表示的气球质心到球铰位置的矢量，l2为在吊舱本体坐标系表示的吊舱质心到球铰位置矢量。
(2)基于广义速度矩阵表示高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵：
1)气球的动能T1：
其中，m1为气球质量，I1为气球关于其质心的惯性张量矩阵在气球本体坐标系下的矩阵表达式。
2)吊舱的动能T2：
其中，m2为吊舱质量，I2为吊舱关于其质心的惯性张量矩阵在吊舱本体坐标系下的矩阵表达式。
(3)确定高空飞行器系统中每个刚体的势能矩阵：
1)气球的势能
以海平面为零势能参考面，气球的势能V1表示为：
V1＝m1r1 Tg1＝m1g1z
其中，g1＝[0 0 g1]T为气球所在高度的重力加速度在地面坐标系下的矩阵表达式。
2)吊舱的势能
以海平面为零势能参考面，吊舱的势能V2表示为：
其中，g2＝[0 0 g2]T为吊舱所在高度的重力加速度在地面坐标系下的矩阵表达式。
(4)根据高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵确定高空飞行器系统的拉格朗日函数矩阵：
高空飞行器系统的拉格朗日函数为：
L＝T1+T2-V1-V2
在求解高空飞行器系统的拉格朗日函数之后，可以建立拉格朗日方程。建立拉格朗日方程的步骤可以是：获取高空飞行器的广义受力向量，其中，广义受力向量为高空飞行器系统所受到的力的集合通过广义坐标表示的向量，然后根据拉格朗日函数矩阵和广义受力向量建立拉格朗日方程。
具体而言，在图2所示的高空气球系统中，建立拉格朗日方程的步骤如下：
(1)获取广义受力向量QN
假设高空气球系统受到非保守力系{FN1 … FNm}的作用(受到的非保守力系中包括m个力，例如，浮力、重力、附加惯性力、气动力和主动控制力等)，其中，力FNi(i＝1,…,m)的作用点矢径pi基于高空气球系统的广义坐标q可以表示为pi(q)(i＝1,…,m)，则高空气球系统所受的对应于q的非保守的广义受力向量QN为
(2)根据拉格朗日函数矩阵L和广义受力向量QN建立拉格朗日方程
步骤S104，依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息。
依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息可以包括：利用矩阵乘法运算规则执行拉格朗日方程中的求导运算。
广义力中包括主动控制力和非主动控制力，其中，浮力、重力、附加惯性力以及气动力都是高空气球系统中一般不会主动加以控制的，是非主动控制力，对于图2所示的高空气球系统，主动控制力为设置在桁架103双侧的两个螺旋桨的推力，应用建模分析时通常考虑双侧推进螺旋桨的不同工作方式加以仿真分析。
采用上述实施例提供的高空飞行器系统的建模方法对图2所示的高空气球系统在双侧推进螺旋桨的不同工作方式下的载荷舱姿态角进行仿真分析，得到如下结果：
(1)双侧推进螺旋桨不工作，高空气球系统悬浮在平流层，浮力和重力平衡，考虑风速为0，仿真得到载荷舱的姿态角信息，如图3所示。根据仿真结果，在无风情况下，浮力重力平衡，载荷舱的姿态角都为0，不会变化。
(2)双侧推进螺旋桨提供相等的前进推力，使得高空气球系统前进，同样考虑浮力重力平衡，风速为0，得到的载荷舱姿态角，如图4所示。在无风情况下，螺旋桨推力向前作用时，会使得载荷舱有一定的俯仰角，通过旋转连接器102连接气球向前运动，俯仰角呈现周期性变化，而滚转角与偏航角不会发生变化。
(3)双侧推进螺旋桨提供不同的前向推力，以实现载荷舱的航向改变，浮力重力平衡，考虑风速为0，得到载荷舱的姿态角如图5所示。在无风情况下，双侧推进螺旋桨实现偏航时，载荷舱偏航角会变化，同时由于有一定的前向推力，载荷舱俯仰角也会有一定变化。
由上面三个具体的算例可以看出，该实施例提供的建模方法可以有效实现载荷舱姿态与气球姿态的分离，分析载荷舱姿态、载荷舱与气球之间的动力学耦合关系。
该实施例提供的建模方法将高空气球系统简化为气球与载荷舱通过球铰连接的双刚体系统，通过定义气球位置和姿态角以及载荷舱姿态角为广义坐标，然后求解气球与载荷舱的动能与势能，采用拉格朗日方法进行动力学建模，在需要分析载荷舱姿态角信息时，可以有效地将气球与载荷舱的姿态角分离分析，不同于通常的单刚体动力学模型，
该实施例提供的建模方法选取的广义坐标由于包括了气球的姿态角与载荷舱的姿态角信息，使得建立的动力学模型可以模拟仿真分析载荷舱的姿态信息，以及气球与载荷舱的动力学耦合关系，在载人旅行与航向控制时得到的仿真结果更为准确。
在依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息时，可以利用矩阵乘法运算规则执行拉格朗日方程中的求导运算。由于现有技术中的建模方法在获得高空飞行器系统的动能之后，需要对动能求偏导之后再对时间求导得到广义速度的导数，如果采用这种计算方式逐项展开求导，求解算法复杂，计算量大。本发明实施例采用矩阵表达形式表示气球与载荷舱的速度和角速度，写成广义速度矩阵的表达形式，并将动能表示为矩阵形式，使得在求导时可以利用矩阵乘法进行求导运算，分化运算量，对动能进行求导运算(在求解动能偏导数之后求解对于时间的导数)更简便。
需要说明的是，该实施例提供的建模方法不仅适用于对图2所示的高空飞行器系统的动力学建模，也适用于其它的浮空器与载荷舱通过旋转连接器连接的高空飞行器系统，例如，飞艇携带载荷舱，高空气球携带载荷舱等高空飞行器系统。此外，载荷舱的推进系统也可以是不同数量与不同布局，该实施例提供的建模方法同样可以适用。
需要说明的是，在附图的流程图虽然示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
本申请还提供了一种存储介质的实施例。该存储介质包括存储的程序，其中，在程序运行时控制存储介质所在设备执行本发明实施例的应用于高空飞行器系统的建模方法。
本申请还提供了一种处理器的实施例。该处理器用于运行程序，其中，程序运行时执行本发明实施例的应用于高空飞行器系统的建模方法。
本申请还提供了一种应用于高空飞行器系统的建模装置的实施例。
图2是根据本发明实施例的一种可选的应用于高空飞行器系统的建模装置的示意图，如图2所示，该装置包括逻辑单元10，确定单元20，建模单元30和仿真单元40，其中：
逻辑单元，用于将高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，其中，浮空器和吊舱均被简化为一个刚体；确定单元，用于确定高空飞行器系统的广义坐标，其中，广义坐标至少包括高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息；建模单元，用于求解高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程；仿真单元，用于依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息。
该实施例通过逻辑单元将高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，确定单元确定高空飞行器系统的广义坐标，建模单元求解高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程，仿真单元依据建立的拉格朗日方程确定高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息，解决了相关技术中对高空飞行器系统进行建模仿真的结果相对于实际情况的误差较大的技术问题，进而实现了能够减小对高空飞行器系统进行建模仿真的误差的技术效果。
可选地，确定单元包括：第一建立模块，用于建立高空飞行器系统中每个刚体的位置坐标系和姿态角坐标系；第一确定模块，用于确定广义坐标，其中，广义坐标包括每个刚体的姿态角和高空飞行器系统的位置。
可选地，建模单元包括：求解模块，用于求解高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵；第二确定模块，用于根据高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵确定高空飞行器的拉格朗日函数矩阵。
可选地，求解模块包括：确定子模块，用于基于广义坐标确定高空飞行器系统中每个刚体的广义速度矩阵，其中，广义速度矩阵为通过广义坐标的求导式表示的刚体的速度和角速度的矩阵；逻辑子模块，用于通过广义速度矩阵表示高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵。
可选地，建模单元包括：获取模块，用于获取高空飞行器的广义受力向量，其中，广义受力向量为高空飞行器系统所受到的力的集合通过广义坐标表示的向量；第二建立模块，用于根据拉格朗日函数矩阵和广义受力向量建立拉格朗日方程。
可选地，仿真单元包括：运算模块，用于利用矩阵乘法运算规则执行拉格朗日方程中的求导运算。
上述的装置可以包括处理器和存储器，上述单元均可以作为程序单元存储在存储器中，由处理器执行存储在存储器中的上述程序单元来实现相应的功能。
存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flashRAM)，存储器包括至少一个存储芯片。
上述本申请实施例的顺序不代表实施例的优劣。
在本申请的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现。
其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
另外，在本申请各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或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中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所述仅是本申请的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。
Claims (14)
1.一种应用于高空飞行器系统的建模方法，其特征在于，所述高空飞行器系统包括柔性连接的浮空器和吊舱，所述方法包括：
将所述高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，其中，所述浮空器和所述吊舱均被简化为一个刚体；
确定所述高空飞行器系统的广义坐标，其中，所述广义坐标至少包括所述高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息；
求解所述高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程；
依据建立的所述拉格朗日方程确定所述高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述高空飞行器系统的广义坐标包括：
建立所述高空飞行器系统中每个刚体的位置坐标系和姿态角坐标系；
确定所述广义坐标，其中，所述广义坐标包括每个刚体的姿态角和所述高空飞行器系统的位置。
3.根据权利要求2述的方法，其特征在于，求解所述高空飞行器系统的拉格朗日函数包括：
求解所述高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵；
根据所述高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵确定所述高空飞行器的拉格朗日函数矩阵。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，求解所述高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵包括：
基于所述广义坐标确定所述高空飞行器系统中每个刚体的广义速度矩阵，其中，所述广义速度矩阵为通过所述广义坐标的求导式表示的刚体的速度和角速度的矩阵；
通过所述广义速度矩阵表示所述高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，建立拉格朗日方程包括：
获取所述高空飞行器的广义受力向量，其中，所述广义受力向量为所述高空飞行器系统所受到的力的集合通过所述广义坐标表示的向量；
根据所述拉格朗日函数矩阵和所述广义受力向量建立所述拉格朗日方程。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，依据建立的所述拉格朗日方程确定所述高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息包括：
利用矩阵乘法运算规则执行所述拉格朗日方程中的求导运算。
7.一种应用于高空飞行器系统的建模装置，其特征在于，所述高空飞行器系统包括柔性连接的浮空器和吊舱，所述装置包括：
逻辑单元，用于将所述高空飞行器系统的物理模型简化为双刚体系统，其中，所述浮空器和所述吊舱均被简化为一个刚体；
确定单元，用于确定所述高空飞行器系统的广义坐标，其中，所述广义坐标至少包括所述高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息；
建模单元，用于求解所述高空飞行器系统的拉格朗日函数并建立拉格朗日方程；
仿真单元，用于依据建立的所述拉格朗日方程确定所述高空飞行器系统中每个刚体的姿态角信息。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述确定单元包括：
第一建立模块，用于建立所述高空飞行器系统中每个刚体的位置坐标系和姿态角坐标系；
第一确定模块，用于确定所述广义坐标，其中，所述广义坐标包括每个刚体的姿态角和所述高空飞行器系统的位置。
9.根据权利要求8述的装置，其特征在于，所述建模单元包括：
求解模块，用于求解所述高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵；
第二确定模块，用于根据所述高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵和势能矩阵确定所述高空飞行器的拉格朗日函数矩阵。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述求解模块包括：
确定子模块，用于基于所述广义坐标确定所述高空飞行器系统中每个刚体的广义速度矩阵，其中，所述广义速度矩阵为通过所述广义坐标的求导式表示的刚体的速度和角速度的矩阵；
逻辑子模块，用于通过所述广义速度矩阵表示所述高空飞行器系统中每个刚体的动能矩阵。
11.根据权利要求10所述的装置，其特征在于，所述建模单元包括：
获取模块，用于获取所述高空飞行器的广义受力向量，其中，所述广义受力向量为所述高空飞行器系统所受到的力的集合通过所述广义坐标表示的向量；
第二建立模块，用于根据所述拉格朗日函数矩阵和所述广义受力向量建立所述拉格朗日方程。
12.根据权利要求11所述的装置，其特征在于，所述仿真单元包括：
运算模块，用于利用矩阵乘法运算规则执行所述拉格朗日方程中的求导运算。
13.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质包括存储的程序，其中，在所述程序运行时控制所述存储介质所在设备执行权利要求1至6中任意一项所述的应用于高空飞行器系统的建模方法。
14.一种处理器，其特征在于，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行权利要求1至6中任意一项所述的应用于高空飞行器系统的建模方法。
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