本发明涉及无人机技术领域，公开一种航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法及系统，以根据吹风数据及飞行状态，评估斜吹力矩对滚转通道的影响，并把该影响等效成滚转舵补偿在滚转舵面上，从而抑制机体抖动。方法包括：根据风洞数据解算出各马赫数和攻角的任一组合下，1°侧滑角所分别对应的等效干扰滚转舵；根据机上测量数据解算出实时的攻角和侧滑角；计算机上实时的马赫数；根据机上实时的马赫数、攻角、侧滑角和1°侧滑角对应的等效干扰滚转舵计算当前的等效干扰滚转舵；将当前计算得出的等效干扰滚转舵补偿到滚转通道解算出的滚转舵面上，实现对斜吹力矩的抑制。
1.一种航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法，其特征在于，包括：根据风洞数据解算出各马赫数和攻角的任一组合下，1°侧滑角所分别对应的等效干扰滚转舵；
根据机上实时的马赫数、攻角、侧滑角和1°侧滑角对应的等效干扰滚转舵计算当前的等效干扰滚转舵；所述等效干扰滚转舵为平衡侧滑角产生的干扰力矩所对应的滚转舵；
将当前计算得出的等效干扰滚转舵补偿到滚转通道解算出的滚转舵面上，实现对斜吹力矩的抑制。
2.根据权利要求1所述的航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法，其特征在于，1°侧滑角所对应的等效干扰滚转舵的计算公式为：其中， 为各马赫数和攻角组合所分别对应的滚转力矩系数对滚转舵的偏导数； 为各马赫数和攻角组合所分别对应的滚转力矩系数对侧滑角的偏导数；Δδx(Ma,α)为各马赫数和攻角组合下，单位侧滑角所分别对应的等效干扰滚转舵。
3.根据权利要求1所述的航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法，其特征在于，实时的攻角和侧滑角的计算公式为：其中：Vxb、Vyb、Vzb分别为速度在机体坐标系下前、上、右的三个分量，α为计算得出的攻角，β为计算得出的侧滑角。
4.根据权利要求1所述的航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法，其特征在于，机上实时的马赫数的计算公式为：Ma＝V/(340‑12·V/h)
其中，Ma为马赫数， 为无人机飞行速度，h无人机飞行海拔高度；Vxb、Vyb、Vzb分别为速度在机体坐标系下前、上、右的三个分量。
5.根据权利要求1所述的航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法，其特征在于，根据机上实时的马赫数、攻角、侧滑角和1°侧滑角对应的等效干扰滚转舵计算当前的等效干扰滚转舵的具体计算公式为：δx′(Ma,α)＝Δδx(Ma,α)·β
其中：δx′(Ma,α)为马赫数和攻角的当前组合所对应的等效干扰滚转舵，Δδx(Ma,α)为马赫数和攻角在当前组合下，1°侧滑角所对应的等效干扰滚转舵，α和β分别为当前机上测量数据解算出实时的攻角和侧滑角。
6.一种航拍固定翼无人机机体抖动的抑制系统，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至5任一所述的方法。
航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法及系统
技术领域
[0001] 本发明涉及无人机的控制与调节技术领域，尤其涉及一种航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法及系统。
背景技术
[0002] 无人机航测技术经过不断的发展，在许多领域都发挥着极大的作用，但航测精度受环境(特别是风场的极大变化)的影响较大。
[0003] 目前，无人机在滚转通道控制系统设计时，首先是建立小扰动线性化模型，然后根据滚转方向的空气动力阻尼系数与操纵力矩系数建立机体滚转通道数据模型，最后进行滚转通道控制参数设计。在设计过程中，忽略了交叉阻尼力矩、斜吹力矩等，一般地这些力矩为小量，影响较小，把它们作为干扰条件来保证弹体的稳定性。然而，无人机在飞行过程中，强风干扰或者侧向机动等因素将导致侧滑角较大，较大的侧滑角产生较强的斜吹力矩，如果攻角较大，斜吹力矩会更大，这将导致机体抖动，严重影响机体的稳定性。
发明内容
[0004] 本发明目的在于公开一种航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法及系统，以根据吹风数据及飞行状态，评估斜吹力矩对滚转通道的影响，并把该影响等效成滚转舵补偿在滚转舵面上，从而抑制机体抖动。
[0005] 为达上述目的，本发明方法包括：
[0006] 根据风洞数据解算出各马赫数和攻角的任一组合下，1°侧滑角所分别对应的等效干扰滚转舵。
[0007] 根据机上测量数据解算出实时的攻角和侧滑角。
[0008] 计算机上实时的马赫数。
[0009] 根据机上实时的马赫数、攻角、侧滑角和1°侧滑角对应的等效干扰滚转舵计算当前的等效干扰滚转舵。
[0010] 将当前计算得出的等效干扰滚转舵补偿到滚转通道解算出的滚转舵面上，实现对斜吹力矩的抑制。
[0011] 为达上述目的，本发明还公开一种航拍固定翼无人机机体抖动的抑制系统，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述的方法。
[0012] 藉此，本发明根据吹风数据及飞行状态，评估斜吹力矩对滚转通道的影响，并把该影响等效成滚转舵补偿在滚转舵面上。从而可有效抑制机体的抖动，简单易行并具有很好的工程应用价值，能保证机体的飞行稳定性。
[0013] 下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
[0014] 构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，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：
[0015] 图1是本发明实施例公开的航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法流程示意图。
[0016] 图2是本发明实施例公开的抑制航测固定翼无人机机体抖动效果示意图。
具体实施方式
[0017] 以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
[0018] 实施例1
[0019] 本实施例公开一种航拍固定翼无人机机体抖动的抑制方法，如图1所示，具体包括以下步骤：
[0020] 步骤S1、根据风洞数据解算出各马赫数和攻角的任一组合下，1°侧滑角所分别对应的等效干扰滚转舵。
[0021] 该步骤的具体计算公式如下：
[0022]
[0023] 其中： 为各马赫数和攻角组合所分别对应的滚转力矩系数对滚转舵的偏导数(可通过查表获取)； 为各马赫数和攻角组合所分别对应的滚转力矩系数对侧滑角的偏导数(可通过查表获取)；Δδx(Ma,α)为各马赫数和攻角组合下，单位侧滑角所分别对应的等效干扰滚转舵，即：平衡1°侧滑角产生的干扰力矩所对应的滚转舵。值得说明的是，在本实施例中，滚转舵是固定翼无人机中通常三或四个实际的单片舵合力所形成的等效虚拟舵；藉此，也使得后续根据计算得出的等效干扰滚转舵补偿到滚转通道解算出的滚转舵面的步骤中，能解算出实际各个单片舵的对应状态。此为本领域技术人员的公知常识，不做赘述。
[0024] 步骤S2、根据机上测量数据解算出实时的攻角和侧滑角。
[0025]
[0026] 其中：Vxb、Vyb、Vzb分别为速度在机体坐标系下前、上、右的三个分量，α为计算得出的攻角，β为计算得出的侧滑角。
[0027] 步骤S3、计算机上实时的马赫数。
[0028] 该步骤的具体计算公式为：
[0029] Ma＝V/(340‑12·V/h) (公式3)
[0030] 其中，Ma为马赫数， 为无人机飞行速度，h无人机飞行海拔高度。
[0031] 步骤S4、根据机上实时的马赫数、攻角、侧滑角和1°侧滑角对应的等效干扰滚转舵计算当前的等效干扰滚转舵。
[0032] 该步骤的具体计算公式为：
[0033] δ′x(Ma,α)＝Δδx(Ma,α)·β (公式4)
[0034] 其中：δ′x(Ma,α)为马赫数和攻角的当前组合所对应的等效滚转干扰舵，即：平衡实时侧滑角产生的干扰力矩所对应的滚转舵。
[0035] 步骤S5、将当前计算得出的等效干扰滚转舵补偿到滚转通道解算出的滚转舵面上，实现对斜吹力矩的抑制。
[0036] 具体实例如下所述：
[0037] 第一步，通过公式(1)解算出单位侧滑角对应的等效干扰滚转舵Δδx(Ma,α)，见表1。
[0038] 表1：单位侧滑角对应的等效干扰滚转舵
[0039]
[0040]
[0041] 第二步，当无人机飞行海拔高度为1500m时，Vxb、Vyb、Vzb值分别为0.3m/s、26.9m/s、1.2m/s，计算的攻角α为‑4.8°、侧滑角β为0.21°。
[0042] 第三步，当前无人机飞行速度为320.3m/s，通过公式(3)计算的马赫数为0.95。
[0043] 第四步，通过公式(4)计算当前的等效干扰滚转舵δx′(Ma,α)，见表2。
[0044] 表2：当前的等效干扰滚转舵
[0045]
[0046] 在该步骤中，根据公式(4)插值得到该飞行状态下当前的等效干扰滚转舵为‑1.04°，并把它补偿到滚转通道飞行控制需要滚转舵面上。本实例产生的效果图如图2所示。
[0047] 实施例2
[0048] 本实施例公开一种航拍固定翼无人机机体抖动的抑制系统，包括存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述实施例相对应的方法。
[0049] 综上，本实施例原理简单，工程应用性强，首先统计出机体稳定飞行时，对应的滚转舵δx，其次根据吹风数据得出1°侧滑角对应的等效干扰滚转舵Δδx，然后根据飞行状态解算出实时侧滑角得出实时等效干扰滚转舵δx'，最后将实时等效干扰滚转舵δx'补偿到滚转舵δx上，从而抑制机体抖动。
[0050] 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
