無人傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)設(shè)計與驗證.pdf

1、傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器利用旋翼傾轉(zhuǎn)實現(xiàn)直升機飛行模式和飛機飛行模式之間的動態(tài)轉(zhuǎn)換,改變了傳統(tǒng)的直升機與飛機二類飛行器不能轉(zhuǎn)換的設(shè)計思想,實現(xiàn)了單一飛行器既能空中懸停、低速前飛、后飛、側(cè)飛,又能高速遠距離飛行,融合了直升機和飛機的優(yōu)點,展現(xiàn)出廣闊的應用前景。旋翼傾轉(zhuǎn)給飛行器帶來諸多好處同時,不可避免地提高了設(shè)計技術(shù)難度,尤其是旋翼拉力矢量變化、旋翼/機翼間氣動干擾使飛行器的飛行動力學問題更加復雜,給傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計帶來了極大的挑戰(zhàn)

2、。本文針對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的飛行控制關(guān)鍵技術(shù)進行了深入研究,提出了一整套技術(shù)解決方案,解決了無人機傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器原型樣機設(shè)計、模型特性分析、過渡模式操縱分配策略制定、飛行控制系統(tǒng)設(shè)計與仿真、機載航電系統(tǒng)設(shè)計與實現(xiàn)、飛行任務(wù)規(guī)劃與試飛驗證等技術(shù)難題,具體包括以下幾方面:
　　首先,根據(jù)研究需要,設(shè)計和制作了一架無人傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器原型樣機,對該原型樣機進行了功率需求分析和動力選型,確定了燃油發(fā)動機型號、結(jié)構(gòu)配置,完成了原型樣機短艙傾轉(zhuǎn)結(jié)

3、構(gòu)、動力傳動與分配、外形結(jié)構(gòu)等設(shè)計,提出了單發(fā)動機動力驅(qū)動結(jié)構(gòu)模式,實現(xiàn)了單發(fā)動機控制雙傾轉(zhuǎn)旋翼旋轉(zhuǎn),旋翼短艙通過渦輪蝸桿由電機驅(qū)動傾轉(zhuǎn)。完成了旋翼、機翼、機身、短艙、平尾和垂尾等氣動部件建模分析,建立了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器非線性全量方程數(shù)學模型。分析了直升機飛行模式和飛機飛行模式小擾動線化模型的穩(wěn)定導數(shù)、控制導數(shù)、穩(wěn)定性和操縱性,提出了基于多目標非線性規(guī)劃控制的傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器冗余操縱控制分配策略,有效解決了冗余操縱舵面與飛行器升力匹配、操縱

4、控制時變性等問題,簡化了過渡飛行模式下的操縱控制實現(xiàn),便于飛行控制器統(tǒng)一設(shè)計,有效降低傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計難度,為飛行控制系統(tǒng)設(shè)計和驗證提供了明確的被控對象。
　　其次,應用非線性控制理論設(shè)計了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)。針對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器飛行動力學模型的非線性,采用線化處理技術(shù)得到了飛行動力學線性模型和動態(tài)逆模型。提出了非線性系統(tǒng)動態(tài)逆模型神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補償?shù)淖赃m應控制方法,導出了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)權(quán)系數(shù)在線更新算法,設(shè)計了誤差動力

5、學線性調(diào)節(jié)器,實現(xiàn)了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器姿態(tài)內(nèi)回路控制,提高了姿態(tài)控制的穩(wěn)定性和跟蹤性能。應用經(jīng)典PID方法設(shè)計了外回路軌跡控制器,實現(xiàn)了軌跡穩(wěn)定與跟蹤控制。提出了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器不同飛行模式下冗余操縱舵面余弦分配系數(shù)法,解決了不同飛行模式下飛行控制器的統(tǒng)一設(shè)計問題。規(guī)劃了一個飛行仿真任務(wù),對所設(shè)計的飛行控制系統(tǒng)進行了仿真驗證,給出了仿真結(jié)果和結(jié)論。表明所設(shè)計的飛行控制算法具有對未建模特性和不確定性的補償能力,飛行控制系統(tǒng)能有效實現(xiàn)姿態(tài)和軌跡的

6、穩(wěn)定和跟蹤控制。
　　然后,針對機載嵌入式飛行控制系統(tǒng)實現(xiàn)要求,提出了PC104和ARM雙處理器硬件體系架構(gòu),解決了飛行控制系統(tǒng)中任務(wù)要求和系統(tǒng)資源之間的矛盾,確保了嵌入式飛行控制系統(tǒng)實時性要求。設(shè)計了低功耗輕質(zhì)量低成本的機載航電系統(tǒng),完成了傳感器、執(zhí)行器的選型/篩選、硬件電路設(shè)計、SINS/GPS組合導航系統(tǒng)軟硬件設(shè)計、以及系統(tǒng)集成調(diào)試,滿足了飛行控制系統(tǒng)對機載航電系統(tǒng)的要求。通過實際跑車和機載試驗測試驗證了機載航電設(shè)備部件和導

7、航算法的正確性。完成了機載飛行控制計算機系統(tǒng)和航電系統(tǒng)的研制,構(gòu)建了一套飛行控制系統(tǒng)半物理仿真試驗平臺,提出了集建模-分析-控制律-仿真-地面站-試驗于一體的飛行控制系統(tǒng)集成化設(shè)計方法,用圖形化程序設(shè)計方法實現(xiàn)了飛行控制系統(tǒng)軟件快速編制、調(diào)試和修改,提高了編程效率,減少了編寫代碼失誤風險。用 Simulink/RTW外部模式實現(xiàn)了飛行控制系統(tǒng)軟件到飛控計算機的快速下載,確保飛行控制系統(tǒng)軟件運行的實時性。應用快速原型技術(shù)實現(xiàn)了飛行控制系統(tǒng)

8、快速調(diào)試和調(diào)整、完善。
　　最后,進行了飛行控制系統(tǒng)實際飛行驗證。為了降低直接應用于無人傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的試飛風險,作為前期準備和摸索,設(shè)計制作了結(jié)構(gòu)簡單、體積小的三軸旋翼飛行器,并進行了相關(guān)部件的飛行測量。在取得一定經(jīng)驗基礎(chǔ)上選用一架多軸旋翼飛行器進行了姿態(tài)和軌跡控制飛行試驗,全面驗證本文提出的機載飛行控制系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)、軟件算法和航電系統(tǒng),給出了實際飛行數(shù)據(jù)和結(jié)果分析。通過航向/俯仰/滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制、高度控制、速度控制、定點懸停控制