無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與工程實(shí)現(xiàn).pdf

1、無人直升機(jī)因具有獨(dú)特的飛行特點(diǎn)在軍事和民用領(lǐng)域上得到廣泛應(yīng)用。由于無人直升機(jī)是一個多變量、高度非線性、強(qiáng)耦合等高階復(fù)雜系統(tǒng)，使得高性能無人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)面臨很大的挑戰(zhàn)。本文以模型直升機(jī)為研究對象，提出了由參考模型和跟隨模型相結(jié)合的新型自適應(yīng)姿態(tài)跟蹤控制方法。創(chuàng)新性設(shè)計(jì)了由DSP和XE167組成的雙CPU控制器，并基于該控制器，采用常規(guī)控制方法和本文提出的自適應(yīng)控制方法完成試飛對比實(shí)驗(yàn)，從工程的角度驗(yàn)證了新型自適應(yīng)控制系統(tǒng)的優(yōu)越

2、性，為今后進(jìn)一步研究無人直升機(jī)大包線飛行和變旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化奠定了基礎(chǔ)。
　　首先，根據(jù)空氣動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)原理，采用分部件建模方法建立了無人直升機(jī)全量非線性數(shù)學(xué)模型。基于小擾動法獲得線性化數(shù)學(xué)模型，并進(jìn)行了耦合特性分析，為后續(xù)無人直升機(jī)解耦控制奠定了基礎(chǔ)。
　　其次，從實(shí)際工程角度出發(fā)，采用易于工程實(shí)現(xiàn)的不變性動態(tài)解耦方法對系統(tǒng)進(jìn)行解耦控制，然后采用常規(guī)控制方法，分別進(jìn)行姿態(tài)內(nèi)回路和位置外回路基本控制律的設(shè)計(jì)，并在半物理仿真平臺

3、上驗(yàn)證了控制律的正確性。
　　再次，考慮測量噪聲、通道間耦合、配平誤差和氣動參數(shù)不確定性對無人直升機(jī)控制的影響，本文提出了由參考模型和跟隨模型相結(jié)合的新型自適應(yīng)姿態(tài)跟蹤控制方法，并進(jìn)行可調(diào)參數(shù)收斂性分析，根據(jù)半物理仿真結(jié)果進(jìn)行自適應(yīng)控制律的改進(jìn)，引入了可自動淡入淡出的可變增益，解決了在自適應(yīng)學(xué)習(xí)后期測量噪聲對控制輸出的不利影響。半物理仿真結(jié)果驗(yàn)證了改進(jìn)后的自適應(yīng)控制器具有良好的姿態(tài)跟蹤性能。
　　最后，本文結(jié)合DSP和單片機(jī)