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。基于上述內(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