硕士毕业答辩正式版

1、14:03 多螺旋桨太阳能无人机纵向控制方法研究多螺旋桨太阳能无人机纵向控制方法研究 答辩人： 导师： 答辩日期： 上海交通大学硕士上海交通大学硕士论文答辩论文答辩 14:03 01PPTPPT目录目录 总结与展望总结与展望 ! 研究背景与意义研究背景与意义 论文研究目标论文研究目标 论文研究内容论文研究内容 论文研究成果论文研究成果 14:03 气象观测 通讯中继 军事监察 导弹制导 HALE (High Altitude Long Endurance) 02论文研究背景论文研究背景 能源系统构成 ! 14:03 03国外研究成果国外研究成果 1974 1980 1990 2000 2010

2、 1974 & 1975 Sunrise I & II 1980 Gossamer Penguin 1981 Solar Challenger 1986 Sunseeker 1996 Icar 2 1986 Helios 2006 Zephyr 2007 Odysseus ! 14:03 西北工 业大学 北京航空航天 大学/中国电 子科技研究院 航向差动 推力 能源优化 高度势能 储能 非线性气 动弹性 飞行策略 柔性机翼 动力学 国防科 技大学 03国内研究现状国内研究现状 ! 14:03 对于差动推力方法控制俯仰的研究,除了在 太阳神的专利报告中提及可以仅用螺旋桨实 现全方向控制之外，国内

3、外并未见到相关具 体的研究成果 04论文研究意义论文研究意义 ! Patents No: US 7198225 B2 Date of Patent: Apr.3,2007 Aircraft control system 14:03 05论文研究难点论文研究难点 ! 柔性机 翼变形 影响 多螺旋 桨控制 分配 能源约 束条件 苛刻 14:03 具有柔性机翼的太阳能无人机动力学 建模 多螺旋桨差动推力的控制律与控制分 配设计 纵向飞行轨迹规划 06研究目标研究目标 ! 14:03 机翼变 形分析 气动计 算模型 螺旋桨 位置变 化 线性化 动力学 方程 控制器 设计 控制分 配方法 设计 推进消

4、耗功率 高度势 能储能 高度 太阳能 电池功 率 总体参 数 纵向飞 行轨迹 设计 第 二 章 第 三 章 第 四 章 第 五 章 07论文研究内容论文研究内容 ! 气动导 数 14:03 太阳能无人机结构示意 08总体参数总体参数 ! 14:03 名称值名称值 机翼展长16.0m平尾展长3.00m 机翼弦长0.80m平尾弦长0.50m 总长4.0m机翼前缘距机头0.32m 垂尾高度2.40m螺旋桨间距1.60m 垂尾弦长0.5m内侧螺旋桨距机身1.60m 起飞重量35kg巡航速度23.5m/s 任务高度20000m 08总体参数总体参数 ! 14:03 09 ! 机翼变形分析机翼变形分析 螺

5、旋桨的转速能相互独立；螺旋桨之间的间距视为力臂 差动产生的力矩改变无人机姿态多螺旋桨差动推力控制方法 14:03 机翼受力分析 机翼上的合力受到空气密度（飞 行高度）、飞行速度以及升力系 数等影响 太阳神号机翼变形 2 1 2 L wingwing LCSV NLW 09机翼变形分析机翼变形分析 ! 14:03 D.H. Hodges 09机翼变形分析机翼变形分析 ! 14:03 有限元计算有限元计算结果结果 杆半径 (m) 弹性模 量 (GPa) 密度 (kg/m 3) 泊松比 0.012.314000.3 飞行速度 (m/s) 单侧机翼 总升力 (N) 每个节点 受力 (N) 000 53

6、20.4 1089.61.1 15112.21.4 20121.61.52 PATRANPATRAN计算模型计算模型 09机翼变形分析机翼变形分析 ! 14:03 AVL 程序(Athena Vortex Lattice)是由美国麻省理工 学院（MIT）Drela 教授等 编写的基于涡格法的计算程 序。适用于亚音速、不可压 流，可以计算定翼机的气动 特性及操稳特性以及飞机的 地面效应 AVLAVL建模建模 10AVLAVL气动计算气动计算 ! 14:03 EXAXBu T T Te XVq U 1000cos 000sin , 010 000100 cos0cos sinsin 0 0010

7、Te Te Te VTV VTVq VTVq XX VZXZ EB MMM XXXg ZXZVZg A MMMM 常规无人 机纵向小 扰动线性 化方程 吴森堂 飞行控制系统 11动力学方程动力学方程 ! 14:03 多螺旋桨 + 机翼变形 升降舵 + 推进器 e p uu ww AB qq ()() ()() 00 p e p e ww pwp ewe yywyyw X X mm Z Z mZmZ B MM Z MM Z IImZIImZ 1 2 3 4 Tuu Tww AB Tqq T 3124 3124 0000 - 0000 TTTT yyyy XXXX mmmm B dddd IIII

8、 11动力学方程动力学方程 ! 14:03 设计仿真情况：飞行速度9.7m/s，升降舵顺时针偏转1% 设计仿真情况：飞行速度9.7m/s，最外侧螺旋桨增加1% 12开环性能仿真开环性能仿真 ! 14:03 通过有限元方法计算得到机翼的变形，通 过气动分析软件获取无人机在典型工况下 的气动数据。基于解耦线性化方法，建立 太阳能无人机动力学模型，该模型在稳定 性导数和差动推力作用力臂等方面体现了 机翼柔性变形因素 13小结小结 ! 14:03 执行 机构 特性 俯仰 姿态 保持 前向 速度 跟踪 俯仰姿态控制框图 l 升降舵的偏转过程在控制设计中 常采用一阶惯性环节模拟 l 高空螺旋桨具有很大的桨

9、径，指 令响应速度很慢。目前论文还没 有获取具体动态特性参数，认为 符合一阶惯性环节特点，时间常 数为升降舵的10倍 14纵向控制律设计纵向控制律设计 ! 14:03 飞行高度20km，飞行速度23.5米/秒。初始俯仰角0，目标俯仰角5。 飞行高度20km，飞行速度23.5米/秒。初始俯仰角0，目标俯仰角5。 多螺 旋桨 升降 舵 15 ! 仿真结果与分析仿真结果与分析 14:03 操纵能力：大 调节时间：短，跟踪速度快 控制过程：产生较大幅度超调 动作速度：快，机动性大 执行机构：升降舵偏转存在短时频繁震荡， 对寿命产生影响，可靠性降低 操纵能力：小 调节时间：长，是升降舵的十倍左右 控制过

10、程：平滑，超调量为零 动作速度：较为缓慢 执行机构：螺旋桨推力变化小，可靠性高 多螺 旋桨 升降 舵 15仿真结果与分析仿真结果与分析 ! 14:03 设计俯仰姿态控制和前向速度保持的PID控 制律，该控制律对于差动推力和升降舵两 种操纵手段均适用。通过数字仿真验证了 控制律的有效性，并对比分析了两种操纵 手段的各自特点 16小结小结 ! 14:03 控制分配框图 大展弦 比机翼 与多螺 旋桨 螺旋桨 冗余 减小了单个螺旋桨 的任务负担 能源模块化 控制分配 17控制分配方法控制分配方法 ! 14:03 17控制分配方法控制分配方法 ! 伪逆法 SQP法 1234 . min() T T st

11、Buv Ju u uTTTT 1 TT uB v BBBB min( ) . . 0,1, 0,1, i i f x st h xiEl gxiIm 1 min ( ) 2 . . ( )0 ( )0 TT E I d Bdf xd st h xA d g xA d 一般优 化问题 minmax min . . T p Ju Wu stB uv uuu ( ) ET Ah x ( ) IT Ag x 14:03 当前飞行速度9.7m/s，速度保持。当前俯仰角0，目标俯仰角5 伪逆法 18仿真结果仿真结果 ! 14:03 当前飞行速度23.5m/s，速度保持。当前俯仰角0，目标俯仰角8 18仿真

12、结果仿真结果 ! 伪逆法 14:03 当前飞行速度9.7m/s，速度保持。当前俯仰角0，目标俯仰角5 18仿真结果仿真结果 ! SQP法 14:03 不同目标函数对螺旋桨推力输出的影响 2000 0100 0010 0001 W 1000 0200 0010 0001 W 1 min ( ) 2 . ( )0 ( )0 ,( )0 TT E I T d Bdf x d st h xA d g xA d B Wf x d 18仿真结果仿真结果 ! SQP法 14:03 当前飞行速度9.7m/s，速度保持。当前俯仰角0，目标俯仰角5 平流层中，气流相对平稳，变化 较小，以水平向的风为主，垂直 方向

13、的风可以不予考虑。 18仿真结果仿真结果 ! 抗水平风 14:03 实时性好 计算简便 工程适应性高 容易饱和 伪逆法 计算量大 有利于能源优 化 执行机构输出 可调节 序列二次规划 能够跟踪目标 曲线震荡次数 多 需考虑饱和 抗水平风 19小结小结 ! 针对分布式多螺旋桨推进系统，设计差动推力同时控制俯 仰姿态与前向速度的控制分配方法，运用伪逆法和序列二 次规划分别予以实现 14:03 线性时变 模型 根据飞行高度 和速度确定气 动导数 飞行高度 设计 设计高度控制 律 结合高度势能 储能方法 功率消耗 分析 结合太阳能 电池输出功 率曲线 20飞行高度设计飞行高度设计 ! 14:03 线性

14、时变系统结构框图 21线性时变模型线性时变模型 ! 14:03 作以下简化假设： （1）认为储能电池充电和 放电效率均为100%； （2）不考虑储能电池存在 放电深度，可以实现满充满 放。 白天太阳能电池为负 载提供能源并且为锂 离子电池充电。 夜晚太阳能不足时， 锂离子电池放电为无 人机提供动力。 22太阳能电池假设太阳能电池假设 能源系统构成 ! 14:03 2015年6月23日，经度为121，纬度为31.4，高度20000米。机 翼面积为12.8m2，太阳能电池转换效率18%。 23太阳能电池功率太阳能电池功率 ! 14:03 爬升阶段 始：获得充足的太阳能 末：上升到指定高度 无人机获

15、得的太阳能理论上 全部转化为无人机上升及推 进所需要的能量。而储能电 池得到的电量为零 24高度势能储能高度势能储能 ! 14:03 高空平飞储能阶段 始：到达指定飞行高度 末：储能电池充满 始终保持平飞状态，由于获 得的太阳能仍不断增加，储 能电池开始储存电量 24高度势能储能高度势能储能 ! 14:03 剩余能量爬升阶段 始：储能电池出现过载 末：太阳能无法维持无人机在 当前高度的平飞 利用多余的太阳能电池发电使 无人机继续爬升至新的高度， 剩余电能转化为了机械能 24高度势能储能高度势能储能 ! 14:03 滑翔阶段 （带动力滑翔/无动力滑翔） 始：剩余能量为零 末：滑翔至设定高度 带动

16、力滑翔阶段可看作航迹角 为负的爬升阶段，太阳能和势 能转化为动能 无动力滑翔阶段是一个重力势 能转化为动能的阶段，理论上 储能电池不需要供电。 24高度势能储能高度势能储能 ! 14:03 低高度平飞放电阶段 始：到达指定平飞高度 末：储能电池放电完毕电量 为零，或者无人机重新获得 充足太阳能 稳定的高度持续平飞。由储 能电池为推进系统供电 24高度势能储能高度势能储能 ! 14:03 飞行高度 (km) 飞行速度 (m/s) 单个螺旋桨 推力(N) 单个螺旋桨 推进功率(w) 推进总功率 (w) 59.7171841472 1013.217.62522016 151818.33502800

17、2023.519.24963968 253020.46305040 25推进功率消耗推进功率消耗 ! 14:03 夜晚平飞高度 (km) 夜晚平飞时间 (hour) 电能消耗 (kw*h) 512.719.1 1013.126.1 1513.434.9 夜晚平飞在不 同的高度所消 耗的功率不同 26纵向轨迹设计纵向轨迹设计 太阳能电池&推进所需功率推进所需功率&飞行高度 ! 14:03 夜晚平飞 高度 (km) 夜晚平飞 时间 (hour) 储能电池 消耗 (kw*h) 512.719.1 1013.126.1 1513.434.9 白天储存电能33.027千瓦时 Q耗Q获 连续 飞行 26纵

18、向轨迹设计纵向轨迹设计 太阳能电池&推进所需功率 ! 14:03 建立能源系统的简化模型，针对不同的线 性化冻结点，考虑能源平衡情况下，计算 得到推进功率、飞行高度在不同飞行时刻 的匹配关系，在此基础上，导出夜晚巡航 高度与储能电池容量的对应关系 27小结小结 ! 14:03 28论文结论论文结论 ! 差动推力方法对于太阳能无人机的纵 向控制是有效的 控制分配方法对于协调控制太阳能无 人机的前向速度和俯仰角是有效的 论证了太阳能无人机能实现昼夜连续 飞行任务 14:03 29论文成果论文成果 将考虑柔性 机翼变形因 素的太阳能 无人机作为 研究对象， 建立动力学 模型 设计太阳能 无人机一昼 夜飞行轨迹， 并建立能量 消耗与飞行 高度的关系， 得到了储能 电池容量设 计的方法