CN111856971B - 一种基于四元素的运动模型驱动方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于四元素的运动模型驱动方法，构建平台实体基于性能数据的特征信息，建立平台实体驱动控制指令模型，建立平台实体动力学方程，建立平台实体运动学方程，经过建模计算，得到平台实体在当前仿真时间的运动状态信息。本发明避免了大量的气动力、发动机、惯性矩、控制系统等数据需求；控制系统非常简单，解算方便。

Description

一种基于四元素的运动模型驱动方法

技术领域

本发明涉及建模仿真工作领域，尤其是一种运动模型驱动方法。

背景技术

平台实体，是指包括固定翼飞机、直升机、地面平台实体、水陆两栖实体平台、舰艇等在内的系统类型。现有常用的运动模型驱动方法：三自由度体系方法，只能描述平台实体的平动情况，或平台实体质心的运动情况，缺少与姿态相关的信息；而六自由度体系方法，使用平台实体所受的外部作用(包括力和力矩)和平台实体的惯性(包括质量和惯性矩)的比值来表示平台实体的运动趋势，要求仿真系统运行频率高，解算步长短，运算资源占用率高。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种基于四元素的运动模型驱动方法，基于性能数据和三自由度动力学方法，在采用三自由度建模过程中，同时考虑平台实体的基本控制系统，其运动方程简单，仿真系统占用资源少，解算更方便。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案的步骤如下：

步骤一：构建平台实体基于性能数据的特征信息。

平台实体，包括固定翼飞机、直升机、地面实体平台、水陆两栖实体平台、潜艇和舰船；

提取运动平台在纵向、法向、速度、俯仰、滚转、高度和航程的性能特征参数，以此构建平台实体的运动性能数据信息描述表，如表1所示：

表1基于性能数据的特征信息

步骤二：建立平台实体驱动控制指令模型；

a)驱动控制通道指令；

平台实体驱动控制系统各通道的指令描述信息如表2所示：

表2平台实体驱动控制通道的指令

序号	控制轴	控制目标	控制指令	控制输出
					1	速度轴	加减速	切向过载指令	切向过载
2	俯仰轴	升降	法向过载指令	法向过载
					3	滚转轴	间接转弯	滚转角速率指令	滚转角速率
4	偏航轴	直接转向	偏航角速率指令	偏航角速率
					5	直升机俯仰轴	直升机进退	直接力前后偏角指令	直接力前后偏角
6	直升机侧向轴	直升机侧飞	直接力侧向偏角指令	直接力侧向偏角

b)速度轴

所有平台实体都具备速度轴的驱动控制能力，

速度轴的控制特点：一是受平台实体能源限制，当平台实体无能源供给时，平台实体没有前向驱动能力，当平台实体具有能源供给时，则能够产生前向驱动能力；二是前后驱动能力不对称，前向驱动能力由发动机提供，后向驱动能力由刹车提供，速度轴的驱动与控制模型为：

当无动力供给时：n_tC＝0，欲加速时：n_tC＝δ_ntn_xmax，欲减速时，n_tC＝δ_ntn_xmin；

式中，n_tC表示切向过载控制量，δ_nt表示切向过载控制系数，n_xmax表示最大切向过载，n_xmin表示最小切向过载；

c)俯仰轴

飞行器平台实体具备俯仰轴的驱动控制能力；

在飞行器中，除直升机以外，固定翼飞机和潜艇在没有速度时，没有法向控制力，不考虑速度为零情况下的俯仰角轴的驱动控制能力，速度大于零时俯仰轴的控制模型如下：

式中，n_nC为法向控制量，δ_nn为法向过载控制系数，n_ymax为最大法向过载，俯仰轴控制角，γ_C为滚转轴控制角；

d)滚转轴

飞行器平台实体具备滚转轴的驱动控制能力；

除直升机以外，固定翼飞机和潜艇在没有速度时，没有滚转轴控制能力，速度大于零时俯仰轴的控制模型如下：

式中，为滚转轴角控制速率，δ_roll为滚转轴角控制系数，p_max为最大滚转角速率；

e)偏航轴

所有平台实体都具备偏航轴，速度大于零时偏航轴的控制模型如下：

式中，为滚转轴角控制速率，δ_yaw为滚转轴角控制系数，r_max为最大滚转角速率；

f)直升机俯仰轴

直升俯仰轴的控制模型如下：

式中，n_xC为俯仰轴过载控制量，δ_nC为法向过载控制系数；

g)直升机侧向轴

直升机侧向轴的控制模型如下：

式中，n_zC为侧向轴(偏航轴)过载控制量，δ_nC为法向过载控制系数；

步骤三：建立平台实体动力学方程；

采用三自由度建模方法，使用定义于速度坐标系的动力学方程，将物体的运动分为如下三个自由度：速度，即速度向量的模值；轨迹角，即速度向量与水平面的夹角；轨迹偏航角，即速度向量在水平面内的投影与正北方向的夹角；

速度的动力学方程的模型为：

式中，表示速度变化率(加速度)，g为重力加速度，n_t表示切向过载，θ表示轨迹角；

速度的动力学方程变为：

式中，v_max表示最大速度；

轨迹角动力学方程为：

式中，表示轨迹角变化率，γ_s为轨迹滚转角，v表示当前速度；

在小于200km的小航程范围内，轨迹偏航角动力学方程为：

式中，表示轨迹偏航角速率，n_zC为侧向轴过载控制量；

在大于等于200km的大航程运动中，因为有导航系统的参与，实现大圆运动；

步骤四：建立平台实体运动学方程；

平台实体运动学方程采用基于地轴系的运动学方程，北向运动方程为：

式中，表示北向运动距离变化率，v当前速度，θ轨迹角，ψ_s轨迹偏航角；

海拔高度变化率方程为：

式中，表示海拔高度变化率；

东向运动学方程为：

式中，表示东向运动距离变化率；

纬度变化率方程为：

式中，表示纬度变化；

经度变化率方程为：

式中，表示经度变化率，/>表示当前纬度，R_e表示地球平均半径；

步骤五：平台实体运动状态息输出。

经过步骤一至步骤四的建模计算，得到平台实体在当前仿真时间的运动状态信息，如下表所示：

表1运动状态输出信息

序号	输出信息	备注
			1	当前经度
2	当前纬度
			3	当前高度
4	当前俯仰角	实为速度向量的俯仰角
			5	当前航向	实为速度向量的偏航角
6	当前滚转角	实为速度向量的滚转角
			7	当前速度
8	剩余续航距离

本发明的有益效果在于由于在采用三自由度建模过程中，同时考虑平台实体的基本控制系统，使得该方法具有以下优势：运动方程简单。忽略了三个转动自由度，只需要研究三个平动自由度，运动方程包括动力学和运动学方程；系统描述数据量极少。仅使用二十三个性能数据就能实现对平台实体运动属性的描述，避免了大量的气动力、发动机、惯性矩、控制系统等数据需求；控制系统非常简单。给定的简化条件使得控制系统的模型非常简单，控制系统模型的相关数据需求少，甚至是通用的；解算方便。六自由度仿真系统频率较高，因此解算步长较短，而三自由度仿真的解算步长可以大很多，解算方便。

附图说明

图1为本发明算法流程图。

图2为本发明平台实体运动仿真系统控制回路。

图3为本发明速度轴运动与控制框图。

图4为本发明俯仰轴控制系统框图。

图5为本发明滚转轴控制系统框图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

基于四元素的运动模型驱动方法，使用基于性能数据和三自由度动力学方法实现对平台实体运动的仿真。本发明流程图如图1所示。

本发明实现步骤如下：

步骤一：对实体平台运动特征描述。描述方式基于性能数据的描述方式，需要约二十个数据；

步骤二：建立实体平台运动模型。实体平台运动模型为三自由度质点运动模型，包括动力学方程和运动学方程，其中运动学方程还包括经纬度方程；

步骤三：实现实体平台基本控制器。实体平台基本控制器最多四轴、多类型实体平台兼容控制器。具体包括：速度轴、俯仰轴、滚转轴、偏航轴。基本功能是开环控制，高级功能是自动控制。自动控制功能包括：速度轴的定速功能，俯仰轴的定俯仰角和定高度功能，滚转轴的定坡度和定航向功能，偏航轴的定航向功能。各控制轴允许引入导航/飞管信号；

步骤四：运动姿态输出。基于性能数据，通过实体平台的动力学和运动学方程计算飞机的位置和运动姿态数据，并输出。

步骤一：构建平台实体基于性能数据的特征信息。

平台实体，包括固定翼飞机、直升机、地面实体平台、水陆两栖实体平台、潜艇和舰船。图2为本发明平台实体运动仿真系统控制回路。

经综合分析上述各类平台运动特点，提取上述运动平台在纵向、法向、速度、俯仰、滚转、高度和航程等主要方面的性能特征参数来描述它们的基本运动能力，以此构建平台实体的运动性能数据信息描述表，如表1所示。

表1基于性能数据的特征信息

序号	变量	名称	备注
				1	iType	平台实体类型
2	RangeMax	最大标准航程
				3	TimePrepare	地面准备时间(再次出动时间)
4	nxMax	最大切向过载	加速能力，推重比
				5	nxMin	最小切向过载	减速能力，刹重比
6	nyMax	最大法向过载	机动能力
				7	nyMin	最小法向过载	机动能力
8	pMax	最大滚转速率(左右)	滚转能力
				9	rMax	最大偏航速率(左右)	偏航能力
10	vMax	最大速度	运动性能
				11	vMin	最小速度	运动性能
12	vCruise	巡航速度	运动性能
				13	vDefault	默认速度	运动性能
14	vLanding	着陆接地速度	运动性能
				15	vLiftOff	起飞离地速度	运动性能
16	AltiMax	高度上限	潜艇为0
				17	AltiMin	高度下限	飞行器为0
18	pitchMax	最大俯仰角
				19	pitchMin	最小俯仰角
20	bankMax	最大滚转角(左右对称)
				21	Heli_bankMax	直升机最大滚转角	仅用于直升机
22	Heli_pitchMax	直升机最大仰角	仅用于直升机
				23	Heli_pitchMin	直升机最大俯角	仅用于直升机

步骤二：建立平台实体驱动控制指令模型；

a)驱动控制通道指令

平台实体驱动控制系统各通道的指令描述信息如表2所示：

表2平台实体驱动控制通道的指令

序号	控制轴	控制目标	控制指令	控制输出
					1	速度轴	加减速	切向过载指令	切向过载
2	俯仰轴	升降	法向过载指令	法向过载
					3	滚转轴	间接转弯	滚转角速率指令	滚转角速率
4	偏航轴	直接转向	偏航角速率指令	偏航角速率
					5	直升机俯仰轴	直升机进退	直接力前后偏角指令	直接力前后偏角
6	直升机侧向轴	直升机侧飞	直接力侧向偏角指令	直接力侧向偏角

b)速度轴

本发明中所有平台实体都具备速度轴的驱动控制能力。

如图2所示，速度轴的控制特点：一是受平台实体能源限制，当平台实体无能源供给时，平台实体没有前向驱动能力，当平台实体具有能源供给时，则能够产生前向驱动能力；二是前后驱动能力一般不对称，前向驱动能力由发动机提供，后向驱动能力由刹车提供，刹车不仅包括轮上刹车，还包括流体动力刹车，即“减速板”。速度轴的驱动与控制模型为：

当无动力供给时：n_tC＝0，欲加速时：n_tC＝δ_ntn_xmax，欲减速时，n_tC＝δ_ntn_xmin。

式中，n_tC表示切向过载控制量，δ_nt表示切向过载控制系数，n_xmax表示最大切向过载，n_xmi_n表示最小切向过载。

c)俯仰轴

本发明中的飞行器平台实体具备俯仰轴的驱动控制能力。

如图4所示，在飞行器中，除直升机以外，固定翼飞机和潜艇在没有速度时，由于没有流体动力，没有法向控制力，因此本方法不考虑速度为零情况下的俯仰角轴的驱动控制能力。速度大于零时俯仰轴的控制模型如下：

式中，n_nC为法向控制量，δ_nn为法向过载控制系数，n_ymax为最大法向过载，俯仰轴控制角，γ_C为滚转轴控制角。

d)滚转轴

本发明中的飞行器平台实体具备滚转轴的驱动控制能力。

如图5所示，与俯仰轴类似，除直升机以外，固定翼飞机和潜艇在没有速度时，没有滚转轴控制能力。因此速度大于零时俯仰轴的控制模型如下：

式中，为滚转轴角控制速率，δ_roll为滚转轴角控制系数，p_max为最大滚转角速率。

e)偏航轴

本发明中的所有平台实体都具备偏航轴。固定翼飞机的偏航轴很少使用，它主要通过滚转来实现偏航。对于其它平台实体，偏航轴是唯一的航向控制轴。与前两个轴类似，除直升机以外，其它实体平台在没有速度时，也没有偏航控制能力。因此，速度大于零时偏航轴的控制模型如下

式中，为滚转轴角控制速率，δ_yaw为滚转轴角控制系数，r_max为最大滚转角速率。

f)直升机俯仰轴

在本发明所涉及的平台实体中，直升机是最特殊的类型，其控制策略很难与其它平台实体兼容，因此需要进行单独考虑。直升俯仰轴的控制模型如下：

式中，n_xC为俯仰轴过载控制量，δ_nC为法向过载控制系数。

g)直升机侧向轴

直升机侧向轴的控制模型如下：

式中，n_zC为侧向轴(偏航轴)过载控制量，δ_nC为法向过载控制系数。

步骤三：建立平台实体动力学方程。

采用三自由度建模方法，只考虑平台实体的平动，使用定义于速度坐标系的动力学方程，将物体的运动分为如下三个自由度：速度，即速度向量的模值；轨迹角，即速度向量与水平面的夹角；轨迹偏航角，即速度向量在水平面内的投影与正北方向的夹角。

速度的动力学方程的原理模型为：

式中，表示速度变化率(加速度)，g为重力加速度，n_t表示切向过载，θ表示轨迹角。

在实际的平台实体运动中，存在流体阻力，为了更加逼真起见，考虑了简单的阻力模型，这样，速度的动力学方程变为：

式中，v_max表示最大速度，。

轨迹角动力学方程：

式中，表示轨迹角变化率(在本模型中即俯仰角变化率)，γ_s为轨迹滚转角(在本模型中即滚转角)，v表示当前速度。

在小于200km的小航程范围内，轨迹偏航角动力学方程为：

式中，表示轨迹偏航角速率，n_zC为侧向轴(偏航轴)过载控制量。

而在大航程运动中，因为有导航系统的参与，因此总能够实现大圆运动。

步骤四：建立平台实体运动学方程。

平台实体运动学方程采用基于地轴系的运动学方程：

北向运动方程：

式中，表示北向运动距离变化率，v当前速度，θ轨迹角，ψ_s轨迹偏航角。

海拔高度变化率方程：

式中，表示海拔高度变化率。

东向运动学方程：

式中，表示东向运动距离变化率。

纬度变化率方程

式中，表示纬度变化。

经度变化率方程

式中，表示经度变化率，/>表示当前纬度，R_e表示地球平均半径。

步骤五：平台实体运动状态息输出。

经过上述四个步骤建模计算，得到平台实体在当前仿真时间的运动状态信息：

表2运动状态输出信息

序号	输出信息	备注
			1	当前经度
2	当前纬度
			3	当前高度
4	当前俯仰角	实为速度向量的俯仰角
			5	当前航向	实为速度向量的偏航角
6	当前滚转角	实为速度向量的滚转角
			7	当前速度
8	剩余续航距离

运动状态输出信息如表2所示。

Claims (1)

1.一种基于四元素的运动模型驱动方法，其特征在于包括下述步骤：

步骤一：构建平台实体基于性能数据的特征信息；

平台实体，包括固定翼飞机、直升机、地面实体平台、水陆两栖实体平台、潜艇和舰船；

提取运动平台在纵向、法向、速度、俯仰、滚转、高度和航程的性能特征参数，以此构建平台实体的运动性能数据信息描述表，如表1所示：

表1基于性能数据的特征信息

序号 变量 名称 备注 1 iType 平台实体类型 2 RangeMax 最大标准航程 3 TimePrepare 地面准备时间 4 nxMax 最大切向过载 加速能力，推重比 5 nxMin 最小切向过载 减速能力，刹重比 6 nyMax 最大法向过载 机动能力 7 nyMin 最小法向过载 机动能力 8 pMax 最大滚转速率 滚转能力 9 rMax 最大偏航速率 偏航能力 10 vMax 最大速度 运动性能 11 vMin 最小速度 运动性能 12 vCruise 巡航速度 运动性能 13 vDefault 默认速度 运动性能 14 vLanding 着陆接地速度 运动性能 15 vLiftOff 起飞离地速度 运动性能 16 AltiMax 高度上限 潜艇为0 17 AltiMin 高度下限 飞行器为0 18 pitchMax 最大俯仰角 19 pitchMin 最小俯仰角 20 bankMax 最大滚转角 21 Heli_bankMax 直升机最大滚转角 仅用于直升机 22 Heli_pitchMax 直升机最大仰角 仅用于直升机 23 Heli_pitchMin 直升机最大俯角 仅用于直升机

步骤二：建立平台实体驱动控制指令模型；

a)驱动控制通道指令；

平台实体驱动控制系统各通道的指令描述信息如表2所示：

表2平台实体驱动控制通道的指令

序号 控制轴 控制目标 控制指令 控制输出 1 速度轴 加减速 切向过载指令 切向过载 2 俯仰轴 升降 法向过载指令 法向过载 3 滚转轴 间接转弯 滚转角速率指令 滚转角速率 4 偏航轴 直接转向 偏航角速率指令 偏航角速率 5 直升机俯仰轴 直升机进退 直接力前后偏角指令 直接力前后偏角 6 直升机侧向轴 直升机侧飞 直接力侧向偏角指令 直接力侧向偏角

b)速度轴

所有平台实体都具备速度轴的驱动控制能力，

速度轴的控制特点：一是受平台实体能源限制，当平台实体无能源供给时，平台实体没有前向驱动能力，当平台实体具有能源供给时，则能够产生前向驱动能力；二是前后驱动能力不对称，前向驱动能力由发动机提供，后向驱动能力由刹车提供，速度轴的驱动与控制模型为：

当无动力供给时：n_tC＝0，欲加速时：n_tC＝δ_ntn_xmax，欲减速时，n_tC＝δ_ntn_xmin；

式中，n_tC表示切向过载控制量，δ_nt表示切向过载控制系数，n_xmax表示最大切向过载，n_xmin表示最小切向过载；

c)俯仰轴

飞行器平台实体具备俯仰轴的驱动控制能力；

在飞行器中，除直升机以外，固定翼飞机和潜艇在没有速度时，没有法向控制力，不考虑速度为零情况下的俯仰角轴的驱动控制能力，速度大于零时俯仰轴的控制模型如下：

式中，n_nC为法向控制量，δ_nn为法向过载控制系数，n_ymax为最大法向过载，俯仰轴控制角，γ_C为滚转轴控制角；

d)滚转轴

飞行器平台实体具备滚转轴的驱动控制能力；

除直升机以外，固定翼飞机和潜艇在没有速度时，没有滚转轴控制能力，速度大于零时俯仰轴的控制模型如下：

式中，为滚转轴角控制速率，δ_roll为滚转轴角控制系数，p_max为最大滚转角速率；

e)偏航轴

所有平台实体都具备偏航轴，速度大于零时偏航轴的控制模型如下：

式中，为偏航轴角控制速率，δ_yaw为偏航轴角控制系数，r_max为最大偏航角速率；

f)直升机俯仰轴

直升俯仰轴的控制模型如下：

式中，n_xC为俯仰轴过载控制量，δ_nC为法向过载控制系数；

g)直升机侧向轴

直升机侧向轴的控制模型如下：

式中，n_zC为侧向轴过载控制量，δ_nC为法向过载控制系数；

步骤三：建立平台实体动力学方程；

采用三自由度建模方法，使用定义于速度坐标系的动力学方程，将物体的运动分为如下三个自由度：速度，即速度向量的模值；轨迹角，即速度向量与水平面的夹角；轨迹偏航角，即速度向量在水平面内的投影与正北方向的夹角；

速度的动力学方程的模型为：

式中，表示速度变化率，g为重力加速度，n_t表示切向过载，θ表示轨迹角；

速度的动力学方程变为：

式中，v_max表示最大速度；

轨迹角动力学方程为：

式中，表示轨迹角变化率，γ_s为轨迹滚转角，v表示当前速度；

在小于200km的小航程范围内，轨迹偏航角动力学方程为：

式中，表示轨迹偏航角速率，n_zC为侧向轴过载控制量；

在大于等于200km的大航程运动中，因为有导航系统的参与，实现大圆运动；

步骤四：建立平台实体运动学方程；

平台实体运动学方程采用基于地轴系的运动学方程，北向运动方程为：

式中，表示北向运动距离变化率，v当前速度，θ轨迹角，ψ_s轨迹偏航角；

海拔高度变化率方程为：

式中，表示海拔高度变化率；

东向运动学方程为：

式中，表示东向运动距离变化率；

纬度变化率方程为：

式中，表示纬度变化；

经度变化率方程为：

式中，表示经度变化率，/>表示当前纬度，R_e表示地球平均半径；

步骤五：平台实体运动状态信息输出；

经过步骤一至步骤四的建模计算，得到平台实体在当前仿真时间的运动状态信息。