【摘要】：隨著無人機技術(shù)的發(fā)展,自主空中加油已經(jīng)成為衡量無人機性能的一項重要指標(biāo)。實現(xiàn)無人機自主空中加油技術(shù),可以有效提高無人機的航程和航時,擴大無人機的使用范圍。在自主空中加油的過程中,對接段是風(fēng)險最大也是最為重要的階段。在存在各種外界干擾的情況下,對接段對控制精度和安全性的要求很高,直接影響著加油設(shè)備對接的成功與否。本文主要針對無人機自主空中加油對接段的控制問題展開研究,主要內(nèi)容包括如下:首先進行無人機自主空中加油系統(tǒng)的建模,介紹相關(guān)坐標(biāo)系、氣動力模型、大氣模型等,建立了無人機的六自由度動力學(xué)模型。其次,考慮到無人機空中加油的實際情況,建立了大氣紊流模型和加油錐套的運動模型。這是全文的基礎(chǔ)工作,為后面控制系統(tǒng)的設(shè)計提供了數(shù)學(xué)模型。接著采用LQR方法設(shè)計了基于狀態(tài)觀測器的對接跟蹤控制系統(tǒng)。相對位置信息經(jīng)參考軌跡生成器的計算,實時生成一條光滑的軌跡用于無人機對加油錐套的跟蹤。通過設(shè)計狀態(tài)觀測器估算出無人機的參考狀態(tài)量和控制量,用LQR控制器控制無人機跟蹤錐套并完成對接。為提高控制精度,在上述基礎(chǔ)上加入積分環(huán)節(jié),設(shè)計了改進的LQR-PI控制器,并對這兩種控制器進行仿真,分析比較其跟蹤精度和系統(tǒng)性能。然后針對實際對接過程中存在的各種不確定性干擾,設(shè)計了基于自適應(yīng)滑�？刂频膶涌刂葡到y(tǒng)以增強系統(tǒng)的抗干擾能力。采用層疊結(jié)構(gòu),分別使用一階積分滑模和二階終端滑模的方法設(shè)計了無人機的姿態(tài)回路控制器。通過仿真分析,驗證了所設(shè)計系統(tǒng)的控制效果和穩(wěn)定性。最后對所設(shè)計的自主空中加油對接控制系統(tǒng)進行了綜合仿真。在三種不同程度的大氣紊流干擾下,通過仿真驗證,全面評估了各控制器在對接任務(wù)中的跟蹤性能和對接可行性,并對仿真結(jié)果做了對比分析。
【圖文】：

圖 1-1 硬管式加油管式的加油方法中，，如圖 1-2 所示，加油機尾部裝有一條長長端安裝了一個加油錐套。加油機保持穩(wěn)定的飛行高度，同時受，將加油插頭操縱進入錐套中。當(dāng)探頭進入錐套時，自動耦加油。

- 2 -圖 1-2 軟管式加油軟管是靈活的，因此采用這種方法可以在存在較大的氣流干擾系統(tǒng)更簡單，不需要有加油機中的操作員。這種加油方法非常加油軟管的靈活性也可以保證更安全的對接，因此軟管式加油人機。因此，研究無人機軟管式自主加油技術(shù)是未來空中加油無人機自主空中加油是一個復(fù)雜的過程，一般包括五個階段階段、對接階段、加油階段和退出階段[3]。合階段：指無人機從不同方位飛到指定加油區(qū)域，與加油機進隊階段：指無人機在到達指定區(qū)域并于加油機會合后，在加油
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V279

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本文編號：2675199