無人機(jī)風(fēng)梯度動態(tài)滑翔機(jī)理與航跡優(yōu)化研究.pdf

1、長航時和遠(yuǎn)距離飛行是無人機(jī)性能拓展的前沿方向之一。論文研究了如何利用蘊(yùn)含在大氣環(huán)境中的能量進(jìn)行綠色飛行的新模式，這種飛行模式通過形成周期性的動態(tài)滑翔軌跡，依靠穿越特殊的風(fēng)場—物理量呈梯度變化的區(qū)域中獲取能量，用較少或基本不用自身攜帶的能源進(jìn)行飛行。在自然界中存在有先進(jìn)的“榜樣”—信天翁，這種海鳥利用海面梯度風(fēng)場以動態(tài)滑翔的方式實現(xiàn)其環(huán)球飛行。風(fēng)梯度動態(tài)滑翔以其無污染、零排放的獨特優(yōu)勢，是未來無人機(jī)研究的重要方向之一。
　　風(fēng)梯度動

2、態(tài)滑翔作為可實現(xiàn)無人機(jī)長航時和遠(yuǎn)距離飛行的一種重要輔助策略，其合理的利用涉及諸多難題，包括梯度風(fēng)場參數(shù)感知、梯度風(fēng)能的轉(zhuǎn)換機(jī)理、航跡規(guī)劃、多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計、能量優(yōu)化控制、無人機(jī)自主控制等方面的研究。其中，如何實現(xiàn)動態(tài)滑翔過程中不斷獲取蘊(yùn)含在風(fēng)場中的能量是核心問題之一。因此，論文以如何更好利用梯度風(fēng)能為目標(biāo)，以飛行軌跡優(yōu)化為主要研究手段，主要進(jìn)行了以下研究：
　　首先，總結(jié)了信天翁動態(tài)滑翔特征，主要是其獨特的滑翔航跡及相應(yīng)的速度變化規(guī)

3、律；對風(fēng)梯度動態(tài)滑翔應(yīng)用于飛行器的研究進(jìn)展進(jìn)行了概述，包括對風(fēng)梯度動態(tài)滑翔過程中獲能機(jī)理的分析、航跡優(yōu)化算法、航跡搜索以及相應(yīng)的滑翔機(jī)設(shè)計原理等，為論文的研究找到了依據(jù)。在建模過程中，風(fēng)場模型為對數(shù)型梯度風(fēng)場模型。通過建立相應(yīng)的飛行器動力學(xué)模型，分析了風(fēng)梯度動態(tài)滑翔過程中的獲能機(jī)理。根據(jù)能量獲取最大化的需求，選擇了航跡點離散化求解最優(yōu)目標(biāo)的航跡優(yōu)化方法，同時，結(jié)合動力學(xué)方程組，應(yīng)用哈密頓正則方程確定了風(fēng)梯度動態(tài)滑翔過程中航跡優(yōu)化的邊界條

4、件，即最小風(fēng)梯度與飛行器翼載荷之間的關(guān)系，風(fēng)場梯度與升阻比之間的關(guān)系以及翼載荷與升阻比之間的關(guān)系。同時由哈密頓函數(shù)的極值條件，求出控制輸入變量升力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)角的極值范圍。
　　然后，對風(fēng)梯度滑翔過程中最優(yōu)航跡方向范圍進(jìn)行了分析。通過引入切入角的概念，將方向范圍的確定轉(zhuǎn)化為求解切入角的大小。根據(jù)滑翔的航跡特征，將其分為逆風(fēng)爬升、高空轉(zhuǎn)彎、順風(fēng)下滑、低空轉(zhuǎn)彎四段進(jìn)行分析，同時，采用將梯度風(fēng)場方向分解的分析方法，確定了風(fēng)梯度動態(tài)滑翔過程

5、中，能量的獲取/損失與切入角之間的關(guān)系。此外，重點分析了切入角分別為0°、16°、32°所對應(yīng)的動態(tài)滑翔航跡，以及各航跡所對應(yīng)的空速、姿態(tài)角以及能量變化。在最優(yōu)航跡的方向范圍內(nèi)，通過對風(fēng)梯度動態(tài)滑翔過程中的長航時與遠(yuǎn)距離問題的分析，獲得了三種不同的動態(tài)滑翔模式，分別是：（i）開環(huán)的長航時模式；（ii）閉環(huán)的長航時模式；（iii）開環(huán)的遠(yuǎn)距離模式。因此，無人機(jī)可在不同的任務(wù)規(guī)劃的要求下，選擇相應(yīng)的動態(tài)滑翔模式進(jìn)行飛行。風(fēng)梯度滑翔過程中，建

6、立了關(guān)于無人機(jī)的非慣性的坐標(biāo)系—風(fēng)場坐標(biāo)系，無人機(jī)在風(fēng)場坐標(biāo)系下所受的慣性力與梯度風(fēng)場梯度大小相關(guān)。在重力、慣性力、升力和阻力相互平衡的條件下，提出了風(fēng)梯度動態(tài)滑翔中平衡點原理。通過最大值函數(shù)與空速在垂直方向的分量的等高線圖可以確定動態(tài)滑翔過程中上升平衡點是否存在，同時可以確定滿足平衡狀態(tài)時無人機(jī)的升力系數(shù)、空速、滾轉(zhuǎn)角以及風(fēng)梯度大小。
　　為了驗證前述優(yōu)化仿真結(jié)論的準(zhǔn)確性，設(shè)計了相應(yīng)的飛行實驗。在實驗過程中，無人機(jī)如果按照優(yōu)化所

7、得的航跡及狀態(tài)參數(shù)飛行，則實驗前后的能量狀態(tài)無明顯變化；無人機(jī)如果不按照優(yōu)化所得的航跡及狀態(tài)參數(shù)飛行，則在飛行過程中有較大的能量損失。通過飛行實驗驗證了論文優(yōu)化計算所得結(jié)論的準(zhǔn)確性。
　　最后，在前述平衡點分析和驗證實驗的基礎(chǔ)上，對風(fēng)梯度動態(tài)滑翔過程中的無人機(jī)自主控制進(jìn)行了設(shè)計，提出了以狀態(tài)變量全反饋為主、控制變量反饋相結(jié)合的閉環(huán)控制法，對實現(xiàn)動態(tài)滑翔的自主控制提出了相應(yīng)的理論模型和框架。經(jīng)過飛行實驗對比，該自主控制算法具有良好的