【摘要】：在軍用和民用領(lǐng)域,無人機得到了廣泛的應(yīng)用�？刂评碚摰陌l(fā)展帶動了無人機控制系統(tǒng)性能的大幅度提高。設(shè)計具有較強穩(wěn)定性的飛行控制系統(tǒng)最核心的部分是獲得精確的無人機氣動力學(xué)模型,在控制理論不斷創(chuàng)新和完善的同時,許多研究人員也在研究如何準確建立無人機的氣動力學(xué)模型,系統(tǒng)辨識提供一個比機理建模方便、比風洞試驗成本低的建立模型方法。隨著飛行控制系統(tǒng)相關(guān)理論的發(fā)展,研究人員對系統(tǒng)辨識的準確性和參數(shù)估計的收斂速度的要求也愈來愈高。與此同時,無人機的控制器設(shè)計也是無人機控制領(lǐng)域的熱點和難點。因此,本文將研究一種新型變結(jié)構(gòu)垂直起降無人機氣動力學(xué)模型的辨識,并針對辨識的模型進行LQR控制器的設(shè)計,最后對這種無人機直接設(shè)計非線性動態(tài)逆控制器。主要工作如下:首先根據(jù)機理建模方法建立一種新型變結(jié)構(gòu)垂直起降無人機的動力學(xué)與運動學(xué)方程,并建立風的數(shù)學(xué)模型。對固定翼模式下無人機的非線性方程進行解耦獲得無人機的縱向模型,選取巡航飛行時的狀態(tài)為基準狀態(tài),通過小擾動線性化方法獲得無人機的縱向線性模型,并對其進行模態(tài)分析,然后通過極點配置來改善系統(tǒng)的動態(tài)性能和穩(wěn)定性。接著在MATLAB/Simulink平臺上搭建無人機模型,通過設(shè)計激勵輸入獲得無人機的輸入-輸出數(shù)據(jù),結(jié)合這些數(shù)據(jù),利用無跡卡爾曼濾波器和平方根無跡卡爾曼濾波器狀態(tài)和參數(shù)聯(lián)合估計方法對模型中參數(shù)進行估計。在進行參數(shù)估計之前,對這些數(shù)據(jù)進行去野值、濾波等一系列預(yù)處理。為了驗證辨識結(jié)果的準確性,給定相同的激勵,比較分析辨識前后的系統(tǒng)響應(yīng)。最后,采用時標分離的方法將無人機姿態(tài)控制分離成快、慢回路,并針對姿態(tài)控制回路進行非線性動態(tài)逆控制器的設(shè)計。變結(jié)構(gòu)垂直起降無人機的控制難點之一在于模式轉(zhuǎn)換過程中矢量發(fā)動機和氣動舵面的控制分配。本章介紹了最小能量融合和鏈式融合方案,并采用矢量發(fā)動機優(yōu)先的鏈式融合方案,對變結(jié)構(gòu)垂直起降第一階段模式轉(zhuǎn)換前半階段進行姿態(tài)的動態(tài)控制器設(shè)計,通過動態(tài)逆對無人機高度通道進行控制器設(shè)計。仿真驗證了所設(shè)計的控制器在垂直起降模式、模式轉(zhuǎn)換前半階段和固定翼模式下的有效性。
【學(xué)位授予單位】：中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V279;V249.1
【圖文】：

第２章基礎(chǔ)知識逡逑續(xù)研宄需要的基礎(chǔ)知識，主要包括坐標系、卡爾、幾種控制器的問題描述和設(shè)計原理。逡逑解無人機的動態(tài)行為，本節(jié)介紹慣性坐標系、機間的轉(zhuǎn)換矩陣。本文忽略地球自轉(zhuǎn)并將地面視Ｐ逡逑和地球固連的坐標系，坐標系原點在地面的某一向正北方向，單位矢量和ｆｃ１分別指向正東和東地參考系（Ｎｏｒｔｈ－Ｅａｓｔ－Ｄｏｗｎ邋ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ邋ｆｒａｍｅ）是ｙ軸的方向，地是軸的方向。飛機坐標系Ｐ坐標軸矢量一致。逡逑ｒ邋軸（北）逡逑

單位矢量和ｆｃ１分別指向正東東地參考系（Ｎｏｒｔｈ－Ｅａｓｔ－Ｄｏｗｎ邋ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ邋ｆｒａｍｅ是ｙ軸的方向，地是軸的方向。飛機坐標系坐標軸矢量一致。逡逑ｙｒ邋軸（北）逡逑＾邋ｆ－邐＾邋／邋軸（東）逡逑ｉ邋ｆ軸（地）逡逑圖２．１慣性坐標系逡逑Ｐ逡逑點是飛機的質(zhì)心，單位矢量／和妒分別如圖２．２所示。單位方向矢量ｉｈ、ｊｈ和ｆｃ６也叫

從機體坐標系到風軸坐標系的總旋轉(zhuǎn)變換矩陣為逡逑Ｒｂ邋（ａ＞／５）邋＾邋Ｒｓ邋（Ｐ）邋Ｒｂ邋（Ｑ）邋＝邋－ＳｐＣａ邋Ｃｆ）邋－Ｓｆ｝ＳＱ邐（２．４）逡逑＿0邋Ｃｑ：逡逑２．２卡爾曼濾波算法逡逑２０世紀６０年代初，卡爾曼和布西首次提出卡爾曼濾波的遞推公式，最先用逡逑于狀態(tài)估計。突破性地破除線性最小方差估計公式計算較難的尷尬窘境。卡爾曼逡逑濾波最先是用于離散系統(tǒng)和線性連續(xù)系統(tǒng)中，之后推廣到非線性系統(tǒng)。逡逑２．２．１最小方差估計逡逑最小方差估計是以ｉ與：ｃ的誤差無＝ａ：邋＿邋ｉ的均方差誤差矩陣最小為最優(yōu)逡逑估計準則的，即逡逑

【參考文獻】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 陳海;何開鋒;錢煒祺;;基于非線性L_1自適應(yīng)動態(tài)逆的飛行器姿態(tài)角控制[J];控制理論與應(yīng)用;2016年08期

2 李硯濃;李汀蘭;姜藝;范家璐;;基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)PID四旋翼飛行器控制[J];控制工程;2016年03期

3 Cheng Peng;Yue Bai;Xun Gong;Qingjia Gao;Changjun Zhao;Yantao Tian;;Modeling and Robust Backstepping Sliding Mode Control with Adaptive RBFNN for a Novel Coaxial Eight-rotor UAV[J];IEEE/CAA Journal of Automatica Sinica;2015年01期

4 甄紅濤;齊曉慧;李杰;蘇立軍;田慶民;;四旋翼無人機L_1自適應(yīng)塊控反步姿態(tài)控制器設(shè)計[J];控制與決策;2014年06期

5 王樂一;趙文哠;;系統(tǒng)辨識:新的模式、挑戰(zhàn)及機遇[J];自動化學(xué)報;2013年07期

6 劉金琨;龔海生;;有輸入飽和的欠驅(qū)動VTOL飛行器滑模控制[J];電機與控制學(xué)報;2013年03期

7 潘泉,楊峰,葉亮,梁彥,程詠梅;一類非線性濾波器——UKF綜述[J];控制與決策;2005年05期

8 全昌業(yè);由穩(wěn)態(tài)飛行確定縱向氣動導(dǎo)數(shù)[J];飛行力學(xué);1994年02期

9 全昌業(yè);;從試飛數(shù)據(jù)中提取飛機模態(tài)參數(shù)方法的研究[J];飛行力學(xué);1987年03期

10 全昌業(yè);;殲X飛機氣動導(dǎo)數(shù)試飛的參數(shù)識別[J];飛行力學(xué);1985年02期

本文編號：2767983