硕士毕业答辩正式版

18:31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：上海交通大学硕士论文答辩18:3101PPT目录总结与展望!研究背景与意义论文研究目标论文研究内容论文研究成果18:31气象观测通讯中继军事监察导弹制导HALE(HighAltitudeLongEndurance)02论文研究背景能源系统构成!18:3103国外研究成果19741980199020002010•1974&1975•SunriseI&II•1980•GossamerPenguin•1981•SolarChallenger•1986•Sunseeker•1996•Icaré2•1986•Helios•2006•Zephyr•2007•Odysseus!18:31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!18:31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，国内外并未见到相关具体的研究成果04论文研究意义!PatentsNo:US7198225B2DateofPatent:Apr.3,2007Aircraftcontrolsystem18:3105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18:31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!18:31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!气动导数18:31太阳能无人机结构示意08总体参数!18:31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20000m08总体参数!18:3109!机翼变形分析螺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18:31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212LwingwingLCSVNLW09机翼变形分析!18:31D.H.HodgesNonlinearAeroelasticityandFlightDynamicsofHigh-AltitudeLong-EnduranceAircraft09机翼变形分析!18:31有限元计算结果杆半径(m)弹性模量(GPa)密度(kg/m3)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)0005320.41089.61.115112.21.420121.61.52PATRAN计算模型09机翼变形分析!18:31AVL程序(AthenaVortexLattice)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AVL建模10AVL气动计算!18:31EXAXBuTTTeXVqU1000cos000sin,010000100cos0cossinsin00010TeTeTeVTVVTVqVTVqXXVZXZEBMMMXXXgZXZVZgAMMMM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!18:31多螺旋桨+机翼变形升降舵+推进器epuuwwABqq()()()()00pepewwpwpeweyywyywXXmmZZmZmZBMMZMMZIImZIImZ1234TuuTwwABTqqT312431240000--0000TTTTyyyyXXXXmmmmBddddIIII11动力学方程!18:31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!18:31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!18:31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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高空螺旋桨具有很大的桨径，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!18:31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18:31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!18:31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!18:31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!18:3117控制分配方法!伪逆法SQP法1234..min()TTstBuvJuuuTTTT1TTuBvBBBBmin()..0,1,,}0,{1,,}iifxsthxiElgxiIm1min()2..()0()0TTEIdBdfxdsthxAdgxAd一般优化问题minmaxmin..TpJuWustBuvuuu()ETAhx()ITAgx18:31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!18:31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仿真结果!伪逆法18:31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!SQP法18:31不同目标函数对螺旋桨推力输出的影响2000010000100001W1000020000100001W1min()2..()0()0,()0TTEITdBdfxdsthxAdgxAdBWfxd18仿真结果!SQP法18:31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，垂直方向的风可以不予考虑。18仿真结果!抗水平风18:31•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!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18:31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!18:31线性时变系统结构框图21线性时变模型!18:31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太阳能电池假设能源系统构成!18:312015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!18:31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!18:31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!18:31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!18:31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!18:31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!18:31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)59.71718414721013.217.62522016151818.335028002023.519.24963968253020.4630504025推进功率消耗!18:31夜晚平飞高度(km)夜晚平飞时间(hour)电能消耗(kw*h)512.719.11013.126.11513.434.9夜晚平飞在不同的高度所消耗的功率不同26纵向轨迹设计太阳能电池&推进所需功率推进所需功率&飞行高度!18:31夜晚平飞高度(km)夜晚平飞时间(hour)储能电池消耗(kw*h)512.719.11013.126.11513.434.9白天储存电能33.027千瓦时Q耗Q获连续飞行26纵向轨迹设计太阳能电池&推进所需功率!18:31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!18:3128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18:3129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针对太阳能无人机纵向通道应用差动推力控制方法，设计控制器与控制分配!18:31将太阳能电池输出功率约束与推进器直接在模型中耦合采取不同控制方法，在抗饱和、抗风、故障重构等方向展开建立全飞行包线范围内的六自由度非线性动力学模型31未来工作展望!18:31感谢临近空间课题组的各位老师和同学感谢我的导师周平方副教授对我的指导感谢我的家人、室友和所有帮助