高速無人機飛行控制系統(tǒng)設計及軟件開發(fā).pdf

1、隨著無人機應用領(lǐng)域的拓寬，軍用和民用領(lǐng)域都對無人機的性能提出了更高的要求，同時，由于臨近空間的開發(fā)和利用，促進了高速無人機技術(shù)的發(fā)展?？刂婆c制導技術(shù)作為高速無人機研制過程中的關(guān)鍵技術(shù)之一，引起各國廣泛關(guān)注。
　　與低速飛行器不同，高速無人機具有更高的動態(tài)特性以及由高動態(tài)引起的結(jié)構(gòu)、氣動力耦合及參數(shù)大范圍變化等問題，加之無人機飛行動力學方程存在非線性、各姿態(tài)通道強耦合等動力學特征，增加了高速無人機飛行控制系統(tǒng)設計難度。
　　為

2、完成高速無人機（以后簡稱無人機）飛行控制系統(tǒng)設計與仿真，推導了無人機的六自由度非線性耦合動力學方程，并對無人機的氣動特性、穩(wěn)定性和操縱性進行了分析;在對無人機姿態(tài)控制系統(tǒng)設計研究中，采用反饋線性化理論將復雜非線性耦合姿態(tài)動力學模型轉(zhuǎn)化為三個獨立的線性模型，并基于模型參考自適應控制方法設計了各姿態(tài)通道控制律。其中，參考模型根據(jù)各通道控制性能指標、選用二階系統(tǒng)實現(xiàn)。為了驗證上述控制律的控制效果，文中還基于PID控制方法設計了控制律。通過對兩