超小型無人直升機(jī)飛行姿態(tài)的魯棒控制研究.pdf

1、超小型無人直升機(jī)具有成本低、體積小、攜帶方便、起飛著陸場地小、可以滯空飛行等特點(diǎn)，使其在軍用和民用領(lǐng)域都有著廣闊的應(yīng)用前景。超小型無人直升機(jī)是一個多變量、非線性、強(qiáng)耦合的動力學(xué)系統(tǒng)，穩(wěn)定性差，容易受到風(fēng)等外力的干擾。飛行控制系統(tǒng)是超小型無人直升機(jī)實(shí)現(xiàn)自主飛行、提升應(yīng)用價值的最為核心的一項(xiàng)技術(shù)，而飛行姿態(tài)控制又是其中的關(guān)鍵。魯棒控制對多變量控制系統(tǒng)和存在干擾情況的控制系統(tǒng)具有優(yōu)勢，因此對超小型無人直升機(jī)飛行姿態(tài)進(jìn)行魯棒控制的研究，具有重要

2、的理論意義和應(yīng)用價值。
　　 本論文在分析了國內(nèi)外對超小型無人直升機(jī)飛控系統(tǒng)研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，歸納了超小型無人直升機(jī)飛控系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和特點(diǎn)。根據(jù)研究背景的需要，提出了進(jìn)行超小型無人直升機(jī)飛控系統(tǒng)的研究目標(biāo)，規(guī)劃了為實(shí)現(xiàn)研究目標(biāo)而需要進(jìn)行的研究內(nèi)容。
　　 本論文研究首先從實(shí)際需求出發(fā)，基于模塊化的思想提出了超小型無人直升機(jī)姿態(tài)控制的總體方案，并對超小型無人直升機(jī)系統(tǒng)的傳感器、控制器和通訊系統(tǒng)等進(jìn)行了選型。
　　 超

3、小型無人直升機(jī)飛行運(yùn)動數(shù)學(xué)模型是設(shè)計(jì)控制律的基礎(chǔ)，飛行品質(zhì)的好壞也嚴(yán)重依賴于數(shù)學(xué)模型建立的精確與否。在建模方面，本文建立了超小型無人直升機(jī)的機(jī)體剛體動力學(xué)方程和空氣動力學(xué)模型，同時對主槳和貝爾-希勒翼進(jìn)行了研究，在結(jié)構(gòu)分析的基礎(chǔ)上，基于小干擾情況下的合理假設(shè)，通過把非線性模型在懸停點(diǎn)附近線性化，得到用物理參數(shù)描述的線性模型，從而確定了具有物理意義的超小型無人直升機(jī)姿態(tài)模型的結(jié)構(gòu)。
　　 對模型中存在的未知參數(shù)，本文采用指定狀態(tài)變

4、量的子空間辨識方法，在開環(huán)系統(tǒng)的子空間辨識算法的基礎(chǔ)上，結(jié)合主元分析法，通過正交子空間投影的閉環(huán)子空間辨識方法，進(jìn)行系統(tǒng)辨識，從而獲得系統(tǒng)的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)，并估算出這些參數(shù)的誤差范圍。然后將所得模型的預(yù)測數(shù)據(jù)與飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較。為了子空間系統(tǒng)辨識的需要，本文將超小型無人直升機(jī)姿態(tài)模型進(jìn)行了離散化處理，得到了離散化的模型結(jié)構(gòu)。對于試驗(yàn)數(shù)據(jù)，進(jìn)行了野值剔除、插值、濾波、平滑等數(shù)據(jù)處理，以使得數(shù)據(jù)更精確可靠。
　　 在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中采

5、用的模型與實(shí)際控制對象存在著一定的差異，即存在著模型不確定性。同時，控制系統(tǒng)的運(yùn)行也受到周圍環(huán)境和有關(guān)條件的制約。這就要求超小型無人直升機(jī)飛控系統(tǒng)具有良好的處理模型不確定性及外界擾動的能力，即具有魯棒性。針對通過辨識得到的系統(tǒng)模型，對于小干擾的情況，本文推導(dǎo)了離散系統(tǒng)不確定性具有塊對角結(jié)構(gòu)的魯棒保性能控制律設(shè)計(jì)方法，并以超小型無人直升機(jī)為對象，設(shè)計(jì)了一個魯棒保性能控制器，使得閉環(huán)系統(tǒng)對所有允許的不確定性漸近穩(wěn)定，并且閉環(huán)性能指標(biāo)不超過某

6、個確定的上界。對于較大干擾的情況，本文推導(dǎo)了離散系統(tǒng)不確定性具有塊對角結(jié)構(gòu)的魯棒方差控制律設(shè)計(jì)方法和控制能量具有上界的魯棒方差控制律設(shè)計(jì)方法，并以超小型無人直升機(jī)為對象，設(shè)計(jì)了一個控制能量具有上界的魯棒方差控制器，使得系統(tǒng)在有外部干擾的情況下具有良好的穩(wěn)態(tài)性能和良好的瞬態(tài)性能，并且其輸入能量不大于確定的上界。然后，分別對保性能控制系統(tǒng)和魯棒方差控制系統(tǒng)的最壞情況進(jìn)行了定義，并對最壞情況下的仿真進(jìn)行了理論推導(dǎo)和仿真。
　　 在上述

7、研究的基礎(chǔ)上，本論文對超小型無人直升機(jī)飛控系統(tǒng)硬件、飛控系統(tǒng)軟件和地面監(jiān)控站進(jìn)行了研究和設(shè)計(jì)。系統(tǒng)硬件方面，在任務(wù)分解和模塊化設(shè)計(jì)思想的基礎(chǔ)上，主要設(shè)計(jì)了傳感器模塊、模式切換與安全保障模塊、主控模塊；飛控系統(tǒng)軟件方面主要著眼于任務(wù)分解、任務(wù)調(diào)度和通訊協(xié)議方面的研究；在地面監(jiān)控站方面，在分析其功能需求的基礎(chǔ)上，著重于采用組件化的編程方法。
　　 最后，通過超小型無人直升機(jī)系統(tǒng)完成姿態(tài)控制飛行實(shí)驗(yàn)（直升機(jī)系統(tǒng)穩(wěn)定性最差的飛行狀態(tài)），