基于頻域辨識(shí)的微小型無人直升機(jī)的建模與控制研究.pdf

1、由于微小型無人直升機(jī)具備體積小、重量輕、隱蔽性強(qiáng)、機(jī)動(dòng)性好、易實(shí)現(xiàn)懸停、超低空和大機(jī)動(dòng)飛行等優(yōu)點(diǎn)，使得它在軍事和民用方面都具有廣泛的應(yīng)用前景，近年來更是成了國(guó)內(nèi)外很多機(jī)構(gòu)和組織的研究對(duì)象。 在微小型無人直升機(jī)的研究中，動(dòng)力學(xué)模型的建立和自主飛行控制律的設(shè)計(jì)是目前需要解決的關(guān)鍵問題。本論文的主要工作是系統(tǒng)而完整的給出了無人直升機(jī)自主飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)、以及飛行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，包括：原理樣機(jī)的系統(tǒng)組成，飛控系統(tǒng)工程實(shí)現(xiàn)中的技術(shù)難點(diǎn)

2、的解決，各種實(shí)驗(yàn)裝置的選取和設(shè)計(jì)，基于頻域辨識(shí)的微小型無人直升機(jī)建模的一般方法，自主飛行控制算法的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)，以及采用智能控制方法對(duì)姿態(tài)控制的進(jìn)一步改進(jìn)和提高。論文結(jié)合微小型無人直升機(jī)的特點(diǎn)，重點(diǎn)研究了微小型無人直升機(jī)的建模及自主飛行控制器的設(shè)計(jì)。論文的研究成果對(duì)微小型無人直升機(jī)的進(jìn)一步研制和自主飛行控制律設(shè)計(jì)具有重要的理論和實(shí)際意義。 具體來說，本文主要做了以下工作： 第一章首先介紹了論文的研究背景和選題意義，以及

3、目前國(guó)內(nèi)外的微小型無人直升機(jī)的研究概況，隨后綜述了微小型無人直升機(jī)的建模技術(shù)和飛行控制技術(shù)，最后用一個(gè)框圖來展示本文的篇章結(jié)構(gòu)。 第二章介紹了本論文研究的微小型無人直升機(jī)系統(tǒng)及其關(guān)鍵技術(shù)。首先介紹了該系統(tǒng)的各個(gè)模塊和基本功能；然后討論了傳感器數(shù)據(jù)融合等工程實(shí)踐中碰到的技術(shù)難點(diǎn)，并一一做了解決；最后，對(duì)地面飛行模擬實(shí)驗(yàn)平臺(tái)做了詳細(xì)的介紹。 第三章確定了微小型無人直升機(jī)懸停狀態(tài)下的簡(jiǎn)化模型。首先詳細(xì)分析了微小型無人直升機(jī)

4、的動(dòng)力學(xué)特性；并以此分析結(jié)果，進(jìn)行了懸停狀態(tài)的配平計(jì)算，給出了計(jì)算的詳細(xì)步驟，并通過飛行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了配平結(jié)果的準(zhǔn)確性。然后，利用空間剛體的六自由度運(yùn)動(dòng)方程，建立了無人直升機(jī)全狀態(tài)非線性方程：并采用小擾動(dòng)線性化方法，得到了無人直升機(jī)定常運(yùn)動(dòng)的小擾動(dòng)線性微分運(yùn)動(dòng)方程；最后依據(jù)無人直升機(jī)懸停狀態(tài)的特征，提出簡(jiǎn)化條件，得到了懸停狀態(tài)下的線性模型。該模型對(duì)于自主懸停控制具有重要意義。 第四章提出了一種基于頻域辨識(shí)的微小型無人直升機(jī)建模方法

5、。該方法結(jié)合了機(jī)理建模和系統(tǒng)辨識(shí)的優(yōu)點(diǎn)，通過嚴(yán)格的機(jī)理推導(dǎo)建立了微小型無人直升機(jī)橫縱向通道的角動(dòng)態(tài)參數(shù)化模型。利用基于偏相干分析法的頻域辨識(shí)獲得無人直升機(jī)的角動(dòng)態(tài)傳遞函數(shù)，進(jìn)而利用機(jī)理模型和辨識(shí)結(jié)果之間的關(guān)系，確定考慮了穩(wěn)定桿的主旋翼時(shí)間常數(shù)和主旋翼槳轂剛度系數(shù)等關(guān)鍵物性參數(shù)，對(duì)于直升機(jī)的配平計(jì)算、其它通道的建模和控制器設(shè)計(jì)都有非常重要的意義。最后，利用交叉驗(yàn)證的方法驗(yàn)證所得模型，模型預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)和飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較表明，所建模型很好的反映

6、了樣例無人直升機(jī)在懸停狀態(tài)下的動(dòng)態(tài)特性，可以在該狀態(tài)下以此模型進(jìn)行自主飛行控制器設(shè)計(jì)。該方法實(shí)際可行、易工程化，可用于其它微小型無人直升機(jī)的建模研究。 第五章根據(jù)所得橫縱向通道的角動(dòng)態(tài)模型進(jìn)行自主飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，這也是對(duì)第四章獲得的模型在實(shí)際飛行控制系統(tǒng)中的適用性檢驗(yàn)。論文首先采用基于串級(jí)多回路的PID控制策略實(shí)現(xiàn)了靜風(fēng)條件下的，無人直升機(jī)自主懸停控制；然后，用基于單神經(jīng)元的PID復(fù)合控制策略改進(jìn)速度閉環(huán)，并得到了6m/s陣風(fēng)

7、干擾下的無人直升機(jī)自主懸停控制。最后，對(duì)小速度前飛進(jìn)行了討論，進(jìn)行了實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明第三、四章建立的懸停下簡(jiǎn)化模型針對(duì)小速度前飛同樣適用。 第六章針對(duì)具有非線性、復(fù)雜動(dòng)力學(xué)特性的無人直升機(jī)，提出了一種基于輸出反饋?zhàn)赃m應(yīng)的姿態(tài)控制方法。首先假設(shè)控制對(duì)象滿足輸出反饋線性化條件，然后把對(duì)象的近似線性模型作為對(duì)象的微分同胚來設(shè)計(jì)控制器，對(duì)于由對(duì)象的未建模部分及干擾等引起的誤差，采用自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行補(bǔ)償，并利用李雅普諾夫穩(wěn)定