基于動態(tài)逆的無人機控制律設(shè)計技術(shù)研究.pdf

1、無人機機動性能成為飛行控制的一項重要指標，無人機機動飛行時產(chǎn)生的非線性問題逐漸成為控制律設(shè)計中亟需解決的問題。本文針對無人機機動飛行時產(chǎn)生的角運動耦合以及慣性耦合等非線性特性，應(yīng)用非線性動態(tài)逆方法設(shè)計樣例無人機飛行控制律，解決無人機全包線增穩(wěn)與三維軌跡跟蹤等問題。
　　本文首先應(yīng)用牛頓剛體動力學(xué)理論，建立了無人機六自由度數(shù)學(xué)模型，分析了樣例無人機的機動性能、操穩(wěn)特性以及模態(tài)特性。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合樣例無人機非線性特性，深入研究了單變

2、量系統(tǒng)、多變量系統(tǒng)以及反饋型動態(tài)逆控制理論，為樣例無人機全包線飛行控制律設(shè)計提供了理論依據(jù)。
　　其次，本文在分析樣例無人機俯仰軸角運動和速度線運動等動力學(xué)特性后，應(yīng)用小擾動原理建立了樣例無人機的縱向線性模型，結(jié)合單變量系統(tǒng)的動態(tài)逆控制方法和經(jīng)典控制理論，設(shè)計了俯仰角速率控制律、俯仰角控制律、高度跟蹤控制律及速度控制律，實現(xiàn)了縱向軌跡跟蹤和速度保持。根據(jù)樣例無人機滾轉(zhuǎn)和偏航通道的非線性耦合特性，應(yīng)用基于多變量系統(tǒng)的動態(tài)逆控制理論和

3、根軌跡方法，設(shè)計了以滾轉(zhuǎn)角速率、偏航角速率為內(nèi)回路的姿態(tài)和航跡跟蹤控制律，削弱了滾轉(zhuǎn)和偏航通道間的非線性耦合，實現(xiàn)了樣例無人機橫航向的穩(wěn)定控制。
　　最后，在Matlab/Simulink數(shù)值環(huán)境下搭建樣例無人機非線性仿真平臺，分別進行角運動解耦仿真和典型剖面仿真，驗證了控制律的多通道解耦效果和指令跟蹤品質(zhì)，應(yīng)用蒙特卡羅仿真方法測試了控制律的魯棒性。綜合的仿真表明：基于動態(tài)逆的控制律有效地解決了樣例無人機軌跡跟蹤與速度控制等問題，