小型無人直升機的模型辨識與魯棒控制技術(shù)研究.pdf

1、小型無人直升機具有垂直起降、懸停、超低空和機動飛行等直升機的飛行特性，此外，它還具有體積小、重量輕、靈活性高等特點，在軍用、民用等眾多領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。但小型無人直升機是一個強耦合、不穩(wěn)定、時變的多變量非線性系統(tǒng)，系統(tǒng)建模和控制系統(tǒng)設(shè)計是自主飛行控制的關(guān)鍵技術(shù)，設(shè)計難度大，因此研究開發(fā)具有自主知識產(chǎn)權(quán)的小型無人直升機自主飛行控制系統(tǒng)具有重要的理論意義和較高的實際應(yīng)用價值。
　　本文以單旋翼帶尾槳小型無人直升機為研究對象，研究

2、其建模和控制器設(shè)計問題，主要包括建立直升機的機理模型，研究主通道模型和考慮耦合的系統(tǒng)模型辨識方法，設(shè)計基于辨識模型的魯棒控制器，進行相關(guān)飛行實驗驗證等，相關(guān)工作獲得了三項發(fā)明專利授權(quán)。全文主要內(nèi)容如下:
　　采用機理建模法，建立了直升機的非線性飛行動力學(xué)模型，分析了顯著影響直升機飛行特性的主旋翼及伺服小翼揮舞運動特性，合理降低了揮舞模型的復(fù)雜度，獲得了主旋翼及伺服小翼的揮舞運動模型。利用小擾動線性化方法對直升機模型在懸停點進行了線

3、性化，給出了線性化模型表達式，根據(jù)參數(shù)的表達式深入分析了各個參數(shù)，確定了全部參數(shù)的變化范圍和部分參數(shù)的數(shù)值，為模型辨識創(chuàng)造了良好的條件。
　　在線性特性明顯、通道耦合較弱的平衡點上，根據(jù)主通道的頻率特性對直升機的線性狀態(tài)方程進行了辨識，分析了模型參數(shù)的不確定范圍，對狀態(tài)方程參數(shù)的不確定范圍進行了計算。根據(jù)參數(shù)不敏感度篩選模型中不敏感參數(shù)，提出了一種變階次模型辨識方法，獲得了主通道模型的最小實現(xiàn)。實驗結(jié)果表明，狀態(tài)方程模型辨識結(jié)果與

4、變階次模型辨識結(jié)果皆能夠?qū)χ魍ǖ捞匦赃M行合理表達，模型不確定的范圍也能滿足模型精度的要求，便于控制器的設(shè)計。
　　針對飛行通道耦合顯著的問題，研究了考慮耦合的無人直升機模型辨識方法。提出了一種應(yīng)用復(fù)合相關(guān)函數(shù)對頻域有效數(shù)據(jù)進行篩選和辨識的方法，與偏相關(guān)函數(shù)相比，大大提高了辨識的有效范圍。分析了橫向與縱向通道角動態(tài)耦合模型以及航向通道角動態(tài)耦合模型的特性，給出了狀態(tài)方程參數(shù)在考慮耦合的情況下的辨識流程，通過實驗對模型進行了驗證，結(jié)果

5、表明，在考慮耦合情況下得到的狀態(tài)方程模型輸出與實測輸出之間的誤差得到了明顯的改善。
　　針對小型無人直升機系統(tǒng)矩陣稀疏、LMI方程較難求解參數(shù)的問題，采用非線性時滯模型，設(shè)計H∞魯棒控制器。通過運用合適的李亞普諾夫函數(shù)及穩(wěn)定性證明，擴大了變量的求取范圍，使控制器設(shè)計的結(jié)果對本文系統(tǒng)有解。針對辨識得到的直升機縱橫向角動態(tài)模型設(shè)計了魯棒控制器，仿真結(jié)果表明H∞魯棒控制器能夠使直升機系統(tǒng)在一定范圍內(nèi)的控制器擾動、外擾動、時滯及非線性未建

6、模項條件下穩(wěn)定，且輸出誤差收斂迅速，提高了直升機系統(tǒng)的抗參數(shù)不確定和擾動的能力。
　　應(yīng)用項目組開發(fā)的小型無人直升機飛行實驗平臺，進行了系統(tǒng)模型辨識和自主飛行控制實驗，研究了飛行實驗數(shù)據(jù)的采集及預(yù)處理方法，針對飛行數(shù)據(jù)傳輸給地面站具有丟失及野值的問題，設(shè)計了一種基于特征模型的時域數(shù)據(jù)預(yù)處理方法，采用輸入輸出數(shù)據(jù)的相關(guān)函數(shù)驗證了預(yù)處理方法的有效性。根據(jù)獲得的直升機主通道模型，設(shè)計了PID控制器，進行了自動懸停及矩形軌跡跟蹤飛行控制實