CN111736627A - 一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法，属于飞行器控制技术领域，具体包括通过力学分析、数学建模得到了普适性的柔性软管相连的多体系留式飞行器系统的姿态方程，分为5个目标静态姿态，并对不同姿态下各个飞行器升力单元进行受力分析，得到不同姿态下提供推力的控制函数；在变换软管空间形态问题上，采用解耦合的控制策略思路，使整个多体系留式飞行器系统在转换各个空间姿态时各个飞行器单元之间尽可能少的互相影响，可以在一定范围内使用现有飞控技术进行姿态调整，进而满足系留式飞行器队列的飞行控制。
Description
技术领域
本发明涉及一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法，属于飞行器控制技术领域。
背景技术
目前，现有的系留式飞行器大多采用单体飞行器，其无法满足柔性连接的多体飞行器队列，对于柔性连接的多体飞行器的飞行控制策略进行重新设计。
发明内容
为解决现有技术存在的技术问题，本发明提供了一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法，其通过数学建模和悬链线方程特性进行了受力分析，建立了一套与现有单体系留式飞行器飞控相适应的控制与操作逻辑。
为实现上述目的，本发明所采用的技术方案为一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法，包括软管和用于拖动软管移动的多个飞行器，先确定所述软管的空中姿态，再通过飞行器控制系统控制每个飞行器的飞行策略；具体按照以下步骤进行，
a、软管最优空间姿态的确定
将软管的空间姿态设为一个三维空间中的线函数，以软管的两端作为线函数的原点和端点，取软管上任意一段AC进行受力分析，设最低点A处受水平向左的拉力H，右悬挂点处表示为C点，在AC弧线区段任意取一段设为B点，则 B点受一个斜向上的拉力T，设T和水平方向夹角为θ，AB段绳子的质量为m, 则B点受力平衡为：
其中，m用软管长与软管的线密度σ的乘积的积分来表示：
分离变量并对两端积分后可以得到软管的姿态方程：
通过姿态方程确定了软管的空间姿态，然后再通过软管的空间姿态控制各个飞行器；
b、各个飞行器间的动力控制
在目标倾角不大(范围)的情况下，支撑端两侧的悬链线姿态不一致，各段悬链线重心位置不一致，在软管姿态的确定情况下，计算出其两端的线拉力，
设软管微元ds的两端的拉力为T和T+dT，软管的自重荷载集度为q，V为 T在y轴上的分量，H为T在x轴上的分量，由静力学平衡方程得:
∑X＝0，H+dH-H＝0
∑Y＝0，V+dV-qds-V＝0
进而得到，目标倾角为θ时的悬链线方程：
式中：l为液货软管AB水平距离；H为AB间的高度差；θ为弦倾角；β为所设的参数值，β＝ql/H；
再通过悬链线方程，计算软管两端的张力：即总的张力为T，其竖直方向的分量为V，水平方向的分量为H，若H已知，则张力的竖直分量函数式V(x) 为：
式中xc为软管的最低点的横坐标；
再张力的竖直分量函数式V(x)得到，竖直方向的张力T(x)，
最后得到A点的软管张力与B点的软管张力，
当l不等于0或2xc时两端软管张力不等，因此在控制系统的动力控制中，要将不足的拉力补足，除了与软管重量相抗衡的垂直升力外，还要补足一个方向斜向上的力，方向为
该力的大小为T(A)-T(B)。
优选的，当软管在大倾角(范围)状态下时，由于软管内已经是充满流体的情况，供给端和输出端可以视为连通器，无需考虑哪个路径才能使流体冲到末端时保持最大冲量，动力控制目标应该是尽可能在约束范围内使倾角θ能取极大值，带夹角的悬链线方程为：
优选的，在垂直状态下时，飞行器的飞行状态为螺旋线状态，假设软管弹性模量各向同性，弹性模量为K，软管的长度微元为ds，从俯视直线状态转换到俯视呈角度状态的受力变化可以用以下关系表述：在定性分析下，可以发现水平面上应该存在一个驱使两条悬链线处在同一平面的力，由A点的软管张力与B点的软管张力公式可以求出软管对于飞行器的水平方向拉力，F＝T(A)cosα *sinγ+T(B)cosσ*sinτ，其中α是悬链线1在飞行器出切线对水平面的夹角，γ是该切线的水平面上的投影与x轴的夹角，σ是悬链线2在飞行器出切线对水平面的夹角，τ是该切线的水平面上的投影与x轴的夹角。
与现有技术相比，本发明具有以下技术效果：本发明通过数学建模和悬链线方程特性进行了受力分析，建立了一套与现有单体系留式飞行器飞控相适应的控制与操作逻辑，组成柔性连接的多体飞行器控制系统；通过力学分析、数学建模得到了普适性的柔性软管相连的多体系留式飞行器系统的姿态方程。分为5个目标静态姿态，并对不同姿态下各个飞行器升力单元进行受力分析，得到不同姿态下提供推力的控制函数；在变换软管空间形态问题上，采用解耦合的控制策略思路，使整个多体系留式飞行器系统在转换各个空间姿态时各个飞行器单元之间尽可能少的互相影响，可以在一定范围内使用现有飞控技术进行姿态调整。
此外，本发明能大幅增加空中消防的工作时间与工作效率，对以往可能飞不到的高处的高层建筑起火区域能够更加持久，精准地展开消防作业工作；飞行升力装置提供足够冗余的飞行动力，载荷水平大幅提升，能加上更多的工作模块；软管可以自主改变姿态，从而绕过障碍物，楼宇死角等位置，地面消防车可以远离危险区域来作业，同时通过飞行控制，可以在地面消防平台不动的情况下，控制大部分起火区域；飞行升力装置提供足够冗余的飞行动力，降低了风场，温度场对其装置作业的影响；对飞行器为有线控制，减少了外界电磁波对控制信号的干扰。
与现有的农业喷洒飞行器相比：本发明能大幅增加空中喷洒的作业时间与工作效率，完全取消了跟换电池与更换液罐的步骤；飞行升力装置提供足够冗余的飞行动力，载荷水平大幅提升，能加上更多的工作模块；飞行升力装置提供足够冗余的飞行动力，降低了风场，温度场对其装置作业的影响；对飞行器为有线控制，减少了外界电磁波对控制信号的干扰；地面平台可以在道路上同步移动，使作业更加方便。
与现有的单体系留式飞行器飞行控制系统相比，提高了柔性连接的多体飞行器系统的鲁棒性，使柔性连接的多体飞行器系统飞行控制成为可能。
附图说明
图1为本发明中飞行器的飞行状态示意图。
图2为本发明中软管微元的受力分析图。
图3为本发明中软管水平状态示意图。
图4为本发明中目标倾角为θ的姿态示意图。
图5为本发明中软床呈螺旋状态的示意图。
图6为图5的俯视图。
图7为本发明中软管处于垂直状态的各飞行器受力分析图。
图8为本发明中软管处于负倾角状态示意图。
图9为本发明的飞行器控制的流程图。
图10为本发明中软管的受力分析图。
图11为本发明中软管空间姿态示意图。
图12为本发明中软管微元的受力分析图。
具体实施方式
为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1所示，一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法，包括软管和用于拖动软管移动的多个飞行器，先确定所述软管的空中姿态，再通过飞行器控制系统控制每个飞行器的飞行策略；具体按照以下步骤进行，
首先整个飞控系统的操作目的是为保持或改变软管在空间中的姿态而服务的，其次也是为了使机头端能到达目标位置而服务的，故操作控制人员可以先确定软管的空间姿态，由地面的统一飞控系统调控处在软管上的各个飞行器动力系统的动力参数。
a、关于软管在空间中的姿态确定：
将软管的空间姿态设为一个三维空间中的线函数，其两端端点的坐标已经规划好(地面系留端，机头端)，每一小块软管的体元都可做受力分析(软管本身重量，载荷重量，纵向应力，切向应力)。
由变分法原理，总能找到一个需要最小能量成本的最优函数对应于软管的空间姿态。通过受力分解，总可以将其软管载荷用有限个支持力向量作为支撑以保持/近似保持软管的空间姿态，使软管受到的线张力尽可能小，同时因为变分法原理也总可以找到一个控制策略来变换软管的空间形态。
1.在两端点已知的条件下的软管最优空间姿态的确定
在建立姿态方程前，在不影响实际问题研究的基础上，引入以下假设：
为了便于建立悬链线方程，在不影响问题研究的基础上，对软管作如下假设：
(1)假设在整个过程中，流体载荷始终充满软管，管径相同，软管的均布荷载沿管长不变。
(2)假设拉伸形变较软管长度很小，忽略流体载荷对软管的拉伸形变影响。
(3)假设软管是理想柔性，只承受拉力，不承受压力和弯矩。
在确定地面端与机头端后，依然需要考虑载荷的冲量，软管本身重量，载荷重量，纵向应力，切向应力，对软管的微元做受力分析，如图2所示，
其中约束条件为地面端坐标与机头端坐标，管的纵向拉伸极限，切向拉伸极限，以及软管和飞行器的载荷极限。
由受力分析，如图10所示，设最低点A处受水平向左的拉力H，右悬挂点处表示为C点，在AC弧线区段任意取一段设为B点，则B受一个斜向上的拉力 T，设T和水平方向夹角为θ，AB段绳子的质量为m，显然B点受力平衡
其中m用软管长与软管的线密度σ的乘积的积分来表示：
分离变量并对两端积分后可以得到软管的姿态方程：
若每一个飞行器所提供的升力支点之间的距离足够长，那么升力支点之间的软管的姿态方程都近似可看做悬链线方程。
2.各个飞行器间的动力控制
通过各个飞行器分担软管与流体载荷，可以尽可能延长软管的长度，增加输运物质的质量，同时不至于因为软管和输运物的总质量太大，软管两端的线张力超过拉伸极限而发生断裂。
2.1水平状态或目标倾角不大的情况下各飞行器的动力控制策略
在水平状态以及目标倾角不大的情况下，各个飞行器之间的软管都可以近似为悬链线的形式，飞行器的动力控制策略目标是使飞行器支点上的软管的线张力最小，进而可知在水平输运状态下若要使每个受支撑端所受线张力最小，支撑端的排布应为等间距排布。保持力的指向与所受重力反向即可。
如图3所示，在目标倾角不大的情况下，支撑端两侧的悬链线姿态不一致，各段悬链线重心位置不一致，在已经规划好软管姿态的情况下(姿态空间方程已知)，可以算出其两端的线拉力。如图11所示，软管空间姿态示意图。
设软管微元ds的两端的拉力为T和T+d T，软管的自重荷载集度(荷载的集中程度KN/m)为q，V为T在y轴上的分量，H为T在x轴上的分量。由静力学平衡方程得:
∑X＝0，H+dH-H＝0 (2-1)
∑Y＝0，V+dV-qds-V＝0 (2-2)
如图12所示，软管微元的受力分析图。
经过第一节的分析步骤可以得到在目标倾角为θ时的悬链线方程[2]：
式中：l为液货软管AB水平距离；H为AB间的高度差；θ为弦倾角(如图1所示)；β为所设的参数值，β＝ql/H。
可以求出软管两端的张力：
总的张力为T，其竖直方向的分量为V，水平方向的分量为H，若H已知，则张力的竖直分量函数式V(x)为：
其中xc为软管的最低点的横坐标。
这样可以得到A点的软管张力与B点的软管张力：
显然当l不等于0或2xc时两端软管张力不等(也不可能等于2xc，因为只要悬链线两端的高度不等，其最低点的位置就一定不会在中点)，因此在控制系统的动力控制中，要将不足的拉力补足，除了与软管重量相抗衡的垂直升力外，还要补足一个方向斜向上的力，方向为
该力的大小为T(A)-T(B)。
2.2在大倾角状态下各飞行器的动力控制策略
由于软管内已经是充满流体的情况，供给端和输出端可以视为连通器，无需考虑哪个路径才能使流体冲到末端时保持最大冲量。因此的动力控制目标应该是尽可能在约束范围内使倾角θ能取极大值。
带夹角的悬链线方程为：
其中α是在图11的B端切线与水平线的倾角，若要使该倾角尽可能大，软 管的长度要尽可能长，T的方向应尽可能垂直且大小至少要与软管所受重力相 等。但是若软管长度过大，显然单个飞行器的功率难以支持，故引入多个飞行 器对软管做力学支撑。其控制策略为每个飞行器负责其下方一节软管重量且在 功率允许的范围和约束范围内使其倾角尽可能大，数个飞行器就可以使软管倾 角接近90度。
2.3在垂直状态下各飞行器的动力控制策略
若软管呈垂直状态，其各个飞行器的气流相互叠加，越下方的飞行器其牵引力越小，稳定性也越差。由于涉及复杂的空气动力学问题与气流环境问题，对控制系统的反应速度和计算速度要求过于严苛，同时也不利于整个多飞行器系统鲁棒性的提高。故可以将其垂直状态改变为螺旋线状态，使得每个飞行器的风道彼此互不影响，或使得高处飞行器的风道对低处飞行器的影响尽可能小。其控制策略可参见大倾角状态下各飞行器的动力控制策略。
2.3.1关于垂直状态动力策略下各飞行器受力计算
在螺旋线状态下，从水平面上看软管之间呈一定角度，以下八边形螺旋状态为例，讨论各飞行器的受力状态，如图5、图6所示。
在竖直方向上的受力讨论与上文一致，主要讨论的是呈一定夹角时飞行器横向受力以及受力随角度变化的关系式，如图7所示。
假设软管弹性模量各向同性，弹性模量为K，软管的长度微元为ds。从俯视直线状态转换到俯视呈角度状态的受力变化可以用以下关系表述：
在定性分析下，可以发现水平面上应该存在一个驱使两条悬链线处在同一平面的力。由公式(2-7)(2-8)可以求出软管对于飞行器的水平方向拉力， F＝T(A)cosα*sinγ+T(B)cosσ*sinτ.其中α是悬链线1在飞行器出切线对水平面的夹角，γ是该切线的水平面上的投影与x轴的夹角。σ是悬链线2在飞行器出切线对水平面的夹角，τ是该切线的水平面上的投影与x轴的夹角。
2.4在负倾角下各飞行器的动力控制策略
如图8所示，对于负倾角状态，顶点所处飞行器所受负载为前后两节软管，此时需要考虑单个飞行器，或凸起部分内所有飞行器的最高负载水平及其机动性与稳定性。除顶点负载为前后两节软管，支持力垂直向上外，其余各飞行器的动力控制策略参考目标倾角不大的情况下各飞行器的动力控制策略。
3.变换柔性连接的多飞行器空间形态的控制策略
由变分法原理，总可以找到一个动力控制策略来变换软管的空间形态。该多体飞行器系统所要完成的任务是：(1)从地面状态展开成空间中工作状态。 (2)保持空间中稳定的工作状态。(3)从一种工作姿态变换为另一种工作姿态(4)从工作状态降落回地面。
3.1控制策略：地面状态的展开
首先由机头端的飞行器先起飞，同时第二个飞行器同时启动，在传感器发现其软管收到牵引位移后，第二个飞行器拉升功率起飞，接继第三个，第四个…直到最后一个起飞完毕。控制策略应保持机头端飞行不受后面的系统牵制影响。
3.2控制策略：保持空间中稳定的工作状态
由于之前对多飞行器系统的讨论是在分离解耦的条件下讨论的，故在保持稳定工作状态时该控制系统可以叠加一般单体飞行器稳定性控制策略。
3.3控制策略：从一种工作姿态变换为另一种工作姿态
可以通过变化飞行器之间的位置，使得局部数个飞行器之间的软管约束变弱(局部解耦合)，从而改变部分的工作姿态，接着再将另一部分的局部数个飞行器解耦合，改变工作姿态，理论上这样可以在各个飞行器不相互影响的条件下组合出无数个软管空间姿态。
3.4控制策略：从工作状态降落回地面
可以视为与展开相逆的状态：首先机头端飞行器先向第二个飞行器飞，使软管对飞行器的约束变弱(解耦合)，同时第二个飞行器向第三个飞行器飞……依次类推，各个飞行器解耦合完成后方可像单个无约束飞行器一样降落。
4.地面控制系统任务
如图9所示，控制系统就是各种控制策略的抽象集合，综合以上控制策略与规划，地面控制系统需要较为精确的激光定位以确定飞行器的空间位置，软管的空间姿态，通过软管空间姿态计算出各节软管的重心，飞行器的承重大小，与飞行器传感器发回的传感器信息进行比对，对飞行器进行动力分配。对机头端进行任务的动态规划等。
同时空中的飞行器需要有单飞行器的稳定性控制系统(市面上开源的飞行器系统都有)，由于是输运负载型飞行器，难免力学上会和软管状态发生耦合，故其使用的单飞行器稳定性控制系统依然需要调整其反馈稳定参数。需要有单飞行器的飞行控制系统，地面控制系统的指令能通过各个飞行器自身的飞行控制系统执行。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包在本发明范围内。
Claims (3)
1.一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法，包括软管和用于拖动软管移动的多个飞行器，其特征在于：先确定所述软管的空中姿态，再通过飞行器控制系统控制每个飞行器的飞行策略；具体按照以下步骤进行，
a、软管最优空间姿态的确定
将软管的空间姿态设为一个三维空间中的线函数，以软管的两端作为线函数的原点和端点，取软管上任意一段AC进行受力分析，设最低点A处受水平向左的拉力H，右悬挂点处表示为C点，在AC弧线区段任意取一段设为B点，则B点受一个斜向上的拉力T，设T和水平方向夹角为θ，AB段绳子的质量为m,则B点受力平衡为：
其中，m用软管长与软管的线密度σ的乘积的积分来表示：
分离变量并对两端积分后可以得到软管的姿态方程：
通过姿态方程确定了软管的空间姿态，然后再通过软管的空间姿态控制各个飞行器；
b、各个飞行器间的动力控制
在目标倾角不大的情况下，支撑端两侧的悬链线姿态不一致，各段悬链线重心位置不一致，在软管姿态的确定情况下，计算出其两端的线拉力，
设软管微元ds的两端的拉力为T和T+dT，软管的自重荷载集度为q，V为T在y轴上的分量，H为T在x轴上的分量，由静力学平衡方程得:
∑X＝0，H+dV-H＝0
∑Y＝0，V+dV-qds-V＝0
进而得到，目标倾角为θ时的悬链线方程：
式中：l为液货软管AB水平距离；H为AB间的高度差；θ为弦倾角；β为所设的参数值，β＝ql/H；
再通过悬链线方程，计算软管两端的张力：即总的张力为T，其竖直方向的分量为V，水平方向的分量为H，若H已知，则张力的竖直分量函数式V(x)为：
式中xc为软管的最低点的横坐标；
再张力的竖直分量函数式V(x)得到，竖直方向的张力T(x)，
最后得到A点的软管张力与B点的软管张力，
当l不等于0或2xc时两端软管张力不等，因此在控制系统的动力控制中，要将不足的拉力补足，除了与软管重量相抗衡的垂直升力外，还要补足一个方向斜向上的力，方向为
该力的大小为T(A)-T(B)。
2.根据权利要求1所述的一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法，其特征在于：当软管在大倾角状态下时，由于软管内已经是充满流体的情况，供给端和输出端可以视为连通器，无需考虑哪个路径才能使流体冲到末端时保持最大冲量，动力控制目标应该是尽可能在约束范围内使倾角θ能取极大值，带夹角的悬链线方程为：
3.根据权利要求1所述的一种柔性软管连接的系留式飞行器队列飞行策略计算方法，其特征在于：在垂直状态下时，飞行器的飞行状态为螺旋线状态，假设软管弹性模量各向同性，弹性模量为K，软管的长度微元为ds，从俯视直线状态转换到俯视呈角度状态的受力变化可以用以下关系表述：在定性分析下，我们可以发现水平面上应该存在一个驱使两条悬链线处在同一平面的力，由A点的软管张力与B点的软管张力公式可以求出软管对于飞行器的水平方向拉力，F＝T(A)cosα*sinγ+T(B)cosσ*sinτ，其中α是悬链线1在飞行器出切线对水平面的夹角，γ是该切线的水平面上的投影与x轴的夹角，σ是悬链线2在飞行器出切线对水平面的夹角，τ是该切线的水平面上的投影与x轴的夹角。
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