小型無人直升機(jī)非線性建模與控制研究.pdf

1、小型無人直升機(jī)因其可以懸停、垂直起降、側(cè)飛、后退、低空、避障機(jī)動(dòng)等特殊飛行的突出特點(diǎn)，以及小而輕、隱蔽廉價(jià)的優(yōu)勢(shì)，無論在軍用還是民用領(lǐng)域都有廣闊的應(yīng)用前景。小型無人直升機(jī)是個(gè)強(qiáng)耦合、靜不穩(wěn)、欠驅(qū)動(dòng)、高階多變量的時(shí)變非線性系統(tǒng)，因此研究小型無人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)及其飛行控制技術(shù)是一個(gè)重大的挑戰(zhàn)。無人直升機(jī)的飛控技術(shù)作為國(guó)防尖端技術(shù)，一直面臨西方國(guó)家的技術(shù)封鎖。目前，國(guó)外的飛控技術(shù)已經(jīng)解決了中高速自主飛行的問題，個(gè)別實(shí)現(xiàn)了翻滾等超機(jī)動(dòng)自主飛行。而

2、國(guó)內(nèi)在該領(lǐng)域的研究與國(guó)外相比仍有較大的差距，基本停留在中低速自主飛行的水平上。而研究水平的落后并不僅僅因?yàn)轱w控研究本身的滯后，還因?yàn)槿鄙僖粋€(gè)足以描述中高速運(yùn)動(dòng)乃至超機(jī)動(dòng)飛行的可靠非線性模型。因此，研究小型無人直升機(jī)的非線性運(yùn)動(dòng)建模和中高速飛控技術(shù)具有重要的理論意義和應(yīng)用價(jià)值。
　　本文借鑒前人的研究工作，綜合理論分析和飛行實(shí)驗(yàn)，以某型小型無人直升機(jī)平臺(tái)為依托，對(duì)常規(guī)構(gòu)型小型無人直升機(jī)的建模與控制的理論、方法進(jìn)行了研究，提出了一整套

3、非線性建模、模型參數(shù)確定和覆蓋中高速段的前飛巡航控制的理論思想和方法流程，基本解決了小型無人直升機(jī)中高速飛控的難題。本文主要的工作內(nèi)容和創(chuàng)新貢獻(xiàn)如下:
　　1)對(duì)國(guó)內(nèi)外無人直升機(jī)研究現(xiàn)狀進(jìn)行了綜述和總結(jié)，重點(diǎn)對(duì)兩大關(guān)鍵技術(shù)建模與飛控的研究現(xiàn)狀、存在問題和發(fā)展方向進(jìn)行了詳細(xì)論述和分析。
　　2)通過參考全尺寸載人直升機(jī)理論以及分析小型無人直升機(jī)特殊結(jié)構(gòu)，用機(jī)理分析的方法建立了一個(gè)小型無人直升機(jī)全狀態(tài)非線性數(shù)學(xué)模型。該模型充分考

4、慮了常規(guī)飛行模式下影響建模精確度的槳根槳尖升力損失、高頻揮舞動(dòng)態(tài)、下洗氣流對(duì)其他部件的干擾等主要?jiǎng)討B(tài)細(xì)節(jié)，其建模復(fù)雜度可以滿足飛行仿真、控制器設(shè)計(jì)等應(yīng)用的需求。
　　3)借鑒文獻(xiàn)中的方法，結(jié)合當(dāng)前的實(shí)驗(yàn)條件，提出了一整套簡(jiǎn)單易行的方法，逐一確定了全狀態(tài)非線性數(shù)學(xué)模型中諸如主槳升力曲線斜率、機(jī)身轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等物理參數(shù)的值。將參數(shù)值確定后的非線性模型，與實(shí)際飛行數(shù)據(jù)分別就時(shí)域響應(yīng)和頻域響應(yīng)進(jìn)行了比較，證明該模型具有很高的精確度。
　

5、　4)用得到的高精度的全狀態(tài)非線性模型，設(shè)計(jì)近懸停飛行控制器，實(shí)現(xiàn)懸停和自主降落控制。先將這個(gè)非線性模型用Simulink搭建仿真對(duì)象模型，并應(yīng)用小干擾線性化技術(shù)得到了懸停工作點(diǎn)的14階線性模型。以該懸停模型為基礎(chǔ)，通過等效降階、橫縱向解耦等簡(jiǎn)化近似技術(shù)，用頻域控制方法設(shè)計(jì)了一個(gè)串級(jí)懸停控制器，并成功實(shí)現(xiàn)了懸停飛行實(shí)驗(yàn)。進(jìn)一步，以此懸停控制器作為底層運(yùn)動(dòng)控制律，根據(jù)多種傳感器的優(yōu)缺點(diǎn)設(shè)計(jì)了一種多傳感器組合的無人直升機(jī)自主降落控制策略，并

6、成功實(shí)現(xiàn)了自主降落飛行。
　　5)提出了相位補(bǔ)償動(dòng)態(tài)逆控制方法，結(jié)合混合指標(biāo)魯棒控制器用以實(shí)現(xiàn)小型無人直升機(jī)中高速巡航的非線性控制，并改善了機(jī)動(dòng)控制性能。由于直升機(jī)存在強(qiáng)非線性，近懸?？刂破麟y以應(yīng)用于中高速飛行。提出線性參數(shù)時(shí)變(LPV)動(dòng)態(tài)逆方法，由非線性模型導(dǎo)出LPV動(dòng)態(tài)逆，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)覆蓋近懸停、低速和中高速的巡航動(dòng)態(tài)的反饋線性化。中高速巡航時(shí)，加減速過程往往需要姿態(tài)角快速變化，而以往文獻(xiàn)中通常忽略不可測(cè)的揮舞動(dòng)態(tài)，以簡(jiǎn)化動(dòng)態(tài)

7、逆的設(shè)計(jì)，這使得控制器對(duì)高頻姿態(tài)的跟蹤性能很差，為此本文根據(jù)揮舞模型設(shè)計(jì)了相位超前補(bǔ)償器。仿真表明，補(bǔ)償器使閉環(huán)系統(tǒng)具有對(duì)高頻姿態(tài)角的跟蹤能力。
　　為了解決外部擾動(dòng)問題以及參數(shù)估計(jì)誤差造成的模型攝動(dòng)問題，本文設(shè)計(jì)了一個(gè)D穩(wěn)定H2/H∞混合魯棒控制器來控制由相位補(bǔ)償動(dòng)態(tài)逆反饋線性化得到的廣義對(duì)象。該控制器與PID控制器進(jìn)行了仿真對(duì)比，仿真表明兩種方法均能實(shí)現(xiàn)包含中高速段的非線性巡航控制，但是該控制器整定過程不需要經(jīng)驗(yàn)調(diào)參，對(duì)模型不

8、確定性魯棒性也更好。
　　6)提出將旋翼揮舞相位滯后視為純滯后的動(dòng)態(tài)逆時(shí)滯H∞魯棒控制方法，用另一種控制思路實(shí)現(xiàn)中高速巡航飛行模式下對(duì)高頻姿態(tài)角的跟蹤。通過這個(gè)純滯后近似，動(dòng)態(tài)逆反饋線性化得到的廣義對(duì)象變成一個(gè)狀態(tài)和輸入都有相同時(shí)長(zhǎng)的純滯后的系統(tǒng)。本文推導(dǎo)給出該類型對(duì)象的時(shí)滯相關(guān)魯棒控制器綜合的方法，并用錐補(bǔ)線性化迭代法求解反饋控制矩陣。仿真表明這種控制方法可以實(shí)現(xiàn)包含中高速段的非線性巡航控制，對(duì)模型不確定性有很強(qiáng)的魯棒性。另外由