CN110631766A - 一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法 - Google Patents

一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，属于无人机的技术领域，该方法包括以下步骤：(1)获取检测条件；(2)计算液面法向量，遍历三个姿态角的范围，获取所有的加速度液面法向量；(3)生成脚本文件并执行，获取各所述加速度液面法向量在不同油量情况下的液面平面方程，通过液面平面方程生成剩余油量的包络体，测量包络体体积和重心，并保存；(4)检测重心，读取步骤(3)中所有的包络体体积和重心，将所有的重心和参考重心G0(x0,y0,z0)比较，判断是否在偏移范围内，以达到在现有条件下，能够自动检测出油箱模型在各种飞行状态下是否满足飞机整体设计的燃油重心要求的目的。

Description

一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法
技术领域
本发明属于无人机的技术领域，具体而言，涉及一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法。
背景技术
在无人机的飞行过程中，为保证无人机的飞行品质，通常要求在不同飞行状态、不同油量条件下，其剩余燃油的整体重心都在某个合理的空间范围内。
目前，无人机油箱的外形设计通常不规则，燃油重心与剩余油量和飞行状态关系密切，其中，飞行状态包括三种姿态角和加速度矢量，燃油重心检查是无人机油箱设计中比较困难的问题。在现有三维模型设计软件中，完成对无人机油箱建模设计之后，可以测量油箱的容量和满油状态的重心，但是无法获取无人机油箱在不同油量和不同飞行状态下的重心。
基于上述，亟待研发在不同油量和不同飞行状态下能够自动检测无人机油箱模型的重心参数。
发明内容
鉴于此，为了解决现有技术存在的上述问题，本发明的目的在于提供一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法以达到在现有条件下，能够自动检测出油箱模型在各种飞行状态下是否满足飞机整体设计的燃油重心要求的目的。
本发明所采用的技术方案为：一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，该方法包括以下步骤：
(1)获取检测条件
检测条件包括：油箱模型、飞机三轴加速度a、三个姿态角的范围和变化精度、油量变化次数N、参考重心G0(x0,y0,z0)和偏移范围；
(2)计算加速度液面法向量
在三个姿态角的范围内，按不同姿态角的变化精度计算在机体坐标下，将飞机三轴加速度a变换为加速度液面法向量，遍历三个姿态角的范围，获取所有的加速度液面法向量；
(3)生成脚本文件并执行
结合油量变化次数N，获取各所述加速度液面法向量在不同油量情况下的液面平面方程，通过液面平面方程生成剩余油量的包络体，测量包络体体积和重心，并保存；
(4)检测重心
读取步骤(3)中所有的包络体体积和重心，将所有的重心和参考重心G0(x0,y0,z0)比较，判断是否在偏移范围内，若在为“是”，则满足设计要求；若为“否”，则记录该重心所对应的飞行状态参数。
进一步的，所述三个姿态角包括俯仰角、横滚角和偏航角。
进一步地，所述偏移范围为数学表达式或三轴偏移量D(Dx，Dy，Dz)。
进一步的，所述步骤(2)中计算加速度液面法向量的步骤如下：
1)在三个姿态角的范围内，按不同姿态角各自的变化精度，每改变其中一个姿态角以得到一组姿态角条件；
2)根据每一组姿态组条件将加速度a变换到机体坐标系的加速度矢量ab，以加速度矢量ab作为机体坐标下的加速度液面法向量。
进一步地，所述步骤(3)的步骤如下：
a)导入油箱模型；
b)对于每个加速度液面法向量，建立与其对应的参考平面；
c)计算参考平面与油箱模型之间的最大距离和最小距离；
d)通过最大距离、最小距离和油量变化次数N，计算得到该加速度液面法向量在N种油量情况下的液面平面方程；
e)通过液面平面方程切割油箱模型，生成剩余油量的包络体；
f)测量该包络体以获取包络体体积和重心，并保存。
进一步地，所述飞行状态参数包括飞机三轴加速度a、三个姿态角和油量，所述油量通过所述包络体体积换算而成。
本发明的有益效果为：
1.采用本发明所提供的不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，在该方法中将获取的检测条件通过数学变换的方式，遍历三个姿态角的范围，获取所有的加速度液面法向量，经生成的脚本文件计算获取所有条件下剩余油量的重心，将重心与参考重心做比较，进而检测该模型油箱在各种飞行状态和剩余油量下的重心是否超出设计要求的范围，以对无人机的飞行提供良好的飞行品质。
附图说明
图1是本发明所提供的不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法的工作流程图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本发明实施例的描述中，需要说明的是，指示方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义；实施例中的附图用以对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
技术术语解释：
(1)油箱模型：油箱模型是基于三维模型设计软件通过建模而成；
(2)飞机三轴加速度a：飞机在惯性系下含重力的三轴加速度；
(3)姿态角：飞机姿态角是由机体坐标系与地理坐标系之间的关系确定的，用俯仰角、横滚角和偏航角三个欧拉角表示；不同的转动顺序会形成不同的坐标变换矩阵，通常按俯仰角、横滚角和偏航角的顺序来表示机体坐标系相对地理坐标系的空间转动。
(4)油量变化次数：油箱模型从满油到空油过程中液面等高变化的次数；
(5)参考重心：重心的参考取值；
(6)偏移范围：能够满足飞机整体设计的燃油重心要求的合理范围。
实施例1
在本实施例中具体提供了一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，该方法包括以下步骤：
(1)获取检测条件
检测条件包括：油箱模型、飞机三轴加速度a、三个姿态角的范围和变化精度、油量变化次数N、参考重心G0(x0,y0,z0)和偏移范围；其中，油箱模型通过三维建模软件建模而成；飞机三轴加速度a为(ax,ay,az)；偏移范围为数学表达式或三轴偏移量D(Dx，Dy，Dz)；三个姿态角分别为俯仰角、横滚角和偏航角，且俯仰角、横滚角和偏航角分别具有各自的变化精度，根据各自的变化精度实现俯仰角、横滚角和偏航角的变化。
(2)计算液面法向量
在三个姿态角的范围内，按不同姿态角的变化精度计算在机体坐标下，将飞机三轴加速度a变换为加速度液面法向量，遍历三个姿态角的范围，获取所有的加速度液面法向量；具体步骤如下：
1)在三个姿态角的范围内，按不同姿态角各自的变化精度，每改变其中一个姿态角以得到一组姿态角条件；例如：俯仰角按照其对应的变化精度改变后，得到新的俯仰角，而横滚角和偏航角未改变，新的俯仰角、横滚角和偏航角得到一组姿态角条件；又或者，俯仰角、横滚角和偏航角均按照各自对应的变化精度改变后。得到新的俯仰角、新的横滚角和新的偏航角，三者得到一组姿态角条件；
2)采用矢量计算方式，根据每一组姿态组条件将加速度a(ax,ay,az)变换到机体坐标系的加速度矢量ab，以加速度矢量ab作为机体坐标下的加速度液面法向量。
(3)生成脚本文件并执行
结合油量变化次数N，获取各所述加速度液面法向量在不同油量情况下的液面平面方程，通过液面平面方程生成剩余油量的包络体，测量包络体体积和重心，并保存；具体的执行过程如下：
a)导入油箱模型；
b)对于每个加速度液面法向量，建立与其对应的参考平面；
c)计算参考平面与油箱模型之间的最大距离和最小距离；
d)通过最大距离、最小距离和油量变化次数N，计算得到该加速度液面法向量在N种油量情况下的液面平面方程，液面平面方程的计算原理如下：
任意一个平面：ax+by+cz+d＝0，取一组数x0，y0，z0满足该方程，则：ax0+by0+cz0+d＝0，两式相减得：a(x-x0)+b(y-y0)+c(z-z0)＝0，为平面的点法式方程；表示过点(x0，y0，z0)，以n＝(a，b，c)为法线的平面；方程中x、y、z的系数就是该平面的一个法向量；在实际运用过程中，如下：
先取一个确定的法向量(a，b，c)，令液面平面方程为：ax+by+cz+d＝0；上一步中的参考平面取d＝0，即ax+by+cz＝0；
然后由最大距离、最小距离可以算出能够切到油箱的液面方程d的范围，在这个范围里平均N次，每一次的对应一个d值，然后确定这一次的液面平面方程；
其中，法向量是使用者输入的，最大距离、最小距离是根据油箱3d模型软件直接计算获取的。
e)通过液面平面方程切割该油箱模型，生成剩余油量的包络体；
f)测量该包络体以获取包络体体积和重心，并保存。
(4)检测重心
读取步骤(3)中所有的包络体体积和重心，将所有的重心和参考重心G0(x0,y0,z0)比较获取差值，判断该差值是否在偏移范围内，若在为“是”，则满足设计要求，此时，该油箱模型能够满足无人机的飞行品质要求；若为“否”，则记录该重心所对应的飞行状态参数，该飞行状态参数包括飞机三轴加速度a、三个姿态角和油量，所述油量通过所述包络体体积换算而成，表明在该飞行状态参数下，该油箱模型超出了设计要求的范围。
本发明不局限于上述可选实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品，但不论在其形状或结构上作任何变化，凡是落入本发明权利要求界定范围内的技术方案，均落在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
(1)获取检测条件
检测条件包括：油箱模型、飞机三轴加速度a、三个姿态角的范围和变化精度、油量变化次数N、参考重心G0(x0,y0,z0)和偏移范围；
(2)计算加速度液面法向量
在三个姿态角的范围内，按不同姿态角的变化精度计算在机体坐标下，将飞机三轴加速度a变换为加速度液面法向量，遍历三个姿态角的范围，获取所有的加速度液面法向量；
(3)生成脚本文件并执行
结合油量变化次数N，获取各所述加速度液面法向量在不同油量情况下的液面平面方程，通过液面平面方程生成剩余油量的包络体，测量包络体体积和重心，并保存；
(4)检测重心
读取步骤(3)中所有的包络体体积和重心，将所有的重心和参考重心G0(x0,y0,z0)比较，判断是否在偏移范围内，若在为“是”，则满足设计要求；若为“否”，则记录该重心所对应的飞行状态参数。
2.根据权利要求1所述的不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，其特征在于，所述三个姿态角包括俯仰角、横滚角和偏航角。
3.根据权利要求1所述的不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，其特征在于，所述偏移范围为数学表达式或三轴偏移量D(Dx，Dy，Dz)。
4.根据权利要求1所述的不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，其特征在于，所述步骤(2)中计算加速度液面法向量的步骤如下：
1)在三个姿态角的范围内，按不同姿态角各自的变化精度，每改变其中一个姿态角以得到一组姿态角条件；
2)根据每一组姿态组条件将加速度a变换到机体坐标系的加速度矢量ab，以加速度矢量ab作为机体坐标下的加速度液面法向量。
5.根据权利要求1所述的不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，其特征在于，所述步骤(3)的步骤如下：
a)导入油箱模型；
b)对于每个加速度液面法向量，建立与其对应的参考平面；
c)计算参考平面与油箱模型之间的最大距离和最小距离；
d)通过最大距离、最小距离和油量变化次数N，计算得到该加速度液面法向量在N种油量情况下的液面平面方程；
e)通过液面平面方程切割油箱模型，生成剩余油量的包络体；
f)测量该包络体以获取包络体体积和重心，并保存。
6.根据权利要求1所述的不同飞行状态下无人机燃油重心的检测方法，其特征在于，所述飞行状态参数包括飞机三轴加速度a、三个姿态角和油量，所述油量通过所述包络体体积换算而成。
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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GR01 Patent grant
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