小型無人直升機自主飛行控制算法研究.pdf

1、小型無人直升機具有懸停、垂直起降與超低空飛行等靈活的飛行方式，因此它在軍事與民用領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景，并逐漸成為一個研究熱點。然而，小型直升機系統(tǒng)的復(fù)雜性給其完全自主飛行帶來很大的困難，同時也阻礙了它的快速發(fā)展，尤其我國的小型直升機技術(shù)研究相對于國外發(fā)達(dá)國家來說起步較晚，所以近些年來，我國科研工作者在改善小型直升機的自主飛行性能方面進(jìn)行了深入探索?？紤]到控制策略對自主飛行性能的重要影響，本文針對小型直升機系統(tǒng)中的強非線性、強耦合性、模

2、型不確定性以及干擾等問題，提出了幾種高性能的自主飛行控制算法。具體而言，本文的主要工作包括以下四個方面:
　　首先，設(shè)計了一種具有指數(shù)收斂性能的小型無人直升機分層控制器。傳統(tǒng)的分層飛行控制器通常忽略了姿態(tài)響應(yīng)過程，假設(shè)姿態(tài)角能夠迅速到達(dá)平移控制器輸出的姿態(tài)給定值，這必定對控制質(zhì)量產(chǎn)生影響。針對該問題，本文分析了姿態(tài)響應(yīng)的耦合過程，采用四元數(shù)描述了小型直升機的姿態(tài)誤差，并基于這種描述方法設(shè)計了內(nèi)環(huán)的姿態(tài)非線性控制器，同時也避免了姿態(tài)

3、運動的奇異性。平移運動控制器采用反步法進(jìn)行了設(shè)計。通過李雅普諾夫方法證明了該分層控制器的指數(shù)收斂性能。仿真結(jié)果也表明該分層控制器具有良好的控制性能。
　　第二，在考慮了主旋翼和副翼揮舞動態(tài)模型的基礎(chǔ)上，應(yīng)用反步法設(shè)計了自適應(yīng)姿態(tài)與高度控制器。在實際工作時，由于不同飛行任務(wù)攜帶的不同負(fù)載會改變系統(tǒng)參數(shù)，因而需要重新調(diào)整控制器的增益，這非常不利于實際應(yīng)用。為此，本文通過對小型無人直升機姿態(tài)動力學(xué)模型進(jìn)行等效變換，使模型中的未知參數(shù)滿足

4、線性參數(shù)化條件，同時充分考慮主旋翼和副翼揮舞動作的影響，采用自適應(yīng)策略設(shè)計了飛行控制器，較好地解決了不同工作條件下，小型無人直升機系統(tǒng)的質(zhì)量和慣性矩陣等參數(shù)的不確定性問題。應(yīng)用李雅普諾夫穩(wěn)定性理論和芭芭拉引理證明了閉環(huán)控制系統(tǒng)的誤差漸近收斂到原點處。仿真結(jié)果也表明該控制器在參數(shù)變化時依然能夠保持良好的控制效果。
　　第三，針對測量環(huán)節(jié)中的持續(xù)干擾，設(shè)計了具有時變?nèi)峄蜃拥哪Ｐ皖A(yù)測姿態(tài)通道控制算法。這種控制方法將小型直升機姿態(tài)通道的

5、傳遞函數(shù)模型進(jìn)行等效變換，從而得到嵌入了積分環(huán)節(jié)的狀態(tài)空間模型，并以此來減小閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差。接著綜合分析了姿態(tài)通道系統(tǒng)的初始響應(yīng)速度和調(diào)節(jié)時間兩個方面，設(shè)計了時變?nèi)峄蜃臃椒?，用來抑制測量環(huán)節(jié)中持續(xù)干擾對柔化軌跡的影響?；谏鲜鰞?nèi)容，考慮了舵機的輸出限制，在控制輸入無約束和有約束兩種情況下，分別設(shè)計了模型預(yù)測姿態(tài)通道控制器，并利用線性系統(tǒng)理論分析了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。將所設(shè)計的控制器應(yīng)用于小型直升機實驗平臺，實驗結(jié)果表明該控制器可以加

6、快系統(tǒng)響應(yīng)速度，減小模型不確定性與持續(xù)干擾等因素對系統(tǒng)性能的影響。
　　第四，論文提出了一種基于非最小狀態(tài)空間的姿態(tài)通道模型預(yù)測控制器?？紤]到測量環(huán)節(jié)中存在持續(xù)干擾時，狀態(tài)觀測器性能降低的問題，本文建立了姿態(tài)通道系統(tǒng)的非最小狀態(tài)空間模型，該模型的狀態(tài)量由姿態(tài)通道的控制輸入量與輸出量構(gòu)成。在此基礎(chǔ)上，針對控制輸入無約束和有約束兩種情況，分別基于非最小狀態(tài)空間模型設(shè)計了姿態(tài)通道模型預(yù)測控制器。利用線性系統(tǒng)理論證明了閉環(huán)系統(tǒng)在跟蹤控制與