無人機無動力應(yīng)急返航控制技術(shù)研究.pdf

1、無人機無動力應(yīng)急返航作為整個飛行控制系統(tǒng)的重要組成部分，是一項針對無人機在飛行過程中突然失去動力而采取的自主返航技術(shù)，能夠有效提升無人機失去動力后的生存能力。由于返航過程情況復(fù)雜、技術(shù)尚不成熟，因此開展無動力情況下無人機返航能力、航跡規(guī)劃和控制方法的研究顯得非常重要，需要針對無動力返航的航跡規(guī)劃和控制律設(shè)計等關(guān)鍵問題進行詳細(xì)研究。
　　首先，根據(jù)空氣動力學(xué)與剛體動力特性建立無人機六自由度非線性數(shù)學(xué)模型，并在穩(wěn)定平飛狀態(tài)將其線性化，

2、作為控制部分的設(shè)計模型基礎(chǔ)。
　　其次，提出了無動力返航的設(shè)計思路，完成航跡規(guī)劃，整個返航過程依照設(shè)計要求劃分為準(zhǔn)備、調(diào)整和回收三個階段，并完成了各個階段相應(yīng)航點的計算。利用Matlab/Stateflow工具對航跡建模，得到的航跡模型作為控制律的輸入，能夠動態(tài)調(diào)整控制參數(shù)，使無人機跟蹤軌跡完成返航。隨后，對無人機無動力返航的初始條件進行研究，分析無動力返航需要滿足的約束條件，確定了無動力無人機當(dāng)前飛行參數(shù)與著陸距離的關(guān)系，并得到

3、其在不同條件下的返航能力。
　　再次，針對返航過程的抗干擾性和穩(wěn)定性要求，引入狀態(tài)觀測器抑制干擾，并基于動態(tài)矩陣控制理論設(shè)計控制律并建模。將其與升降舵加阻力方向舵的預(yù)測控制模型進行仿真驗證和比較，結(jié)果表明所設(shè)計的控制律比后者更好地滿足了返航過程控制要求。
　　最后，在 Matlab/Simulink環(huán)境下，結(jié)合航跡模型和控制模型完成整個無動力返航系統(tǒng)的建立和仿真，并對返航過程中風(fēng)擾動對系統(tǒng)的影響進行仿真驗證，仿真結(jié)果表明系統(tǒng)