本文關(guān)鍵詞：高速無人機(jī)滑翔軌道導(dǎo)航與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

【摘要】：高速無人機(jī)具有速度快、反應(yīng)時(shí)間短、作戰(zhàn)半徑大、隱蔽性好、突防能力強(qiáng)等特點(diǎn),是現(xiàn)代戰(zhàn)爭中不可或缺的作戰(zhàn)武器,其發(fā)展受到世界各國的關(guān)注。由于高速無人機(jī)的高動(dòng)態(tài),并且具有多變量、參數(shù)時(shí)變、高度非線性、強(qiáng)耦合等動(dòng)力學(xué)特征,因此,高速無人機(jī)的導(dǎo)航與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是一個(gè)極具挑戰(zhàn)性的課題。 慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)雖然能夠提供比較全面的導(dǎo)航參數(shù),但由于導(dǎo)航誤差會(huì)隨導(dǎo)航時(shí)間的增加而累積,在長航時(shí)情況下不再適用。GPS導(dǎo)航系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)低成本、高精度導(dǎo)航,但其可靠性難以得到保障,同時(shí)數(shù)據(jù)輸出頻率低,不利于在高動(dòng)態(tài)無人機(jī)上應(yīng)用。將INS和GPS相結(jié)合,使其優(yōu)勢互補(bǔ),能夠獲得更好的導(dǎo)航定位效果。因此,為實(shí)現(xiàn)高速無人機(jī)的高精度導(dǎo)航要求,設(shè)計(jì)了INS/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)方案,即利用卡爾曼濾波器對(duì)導(dǎo)航系統(tǒng)誤差進(jìn)行估計(jì),進(jìn)而對(duì)INS的導(dǎo)航信息進(jìn)行修正。研究中考慮了平臺(tái)失準(zhǔn)角和姿態(tài)誤差角之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系,進(jìn)一步提高了導(dǎo)航精度。 無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)包括姿態(tài)穩(wěn)定回路和制導(dǎo)回路的控制律設(shè)計(jì)。首先對(duì)耦合非線性模型進(jìn)行線性化并解耦為縱向和橫側(cè)向兩個(gè)子系統(tǒng)。對(duì)縱向而言,利用根軌跡方法依次設(shè)計(jì)阻尼器、姿態(tài)穩(wěn)定控制器和軌跡跟蹤控制器。對(duì)橫側(cè)向而言,為了消除側(cè)滑角對(duì)飛行控制帶來的影響,提高轉(zhuǎn)彎效率,采用傾斜轉(zhuǎn)彎(BTT)控制方法設(shè)計(jì)了橫側(cè)向姿態(tài)飛行控制系統(tǒng)。在此基礎(chǔ)上,同樣利用根軌跡方法完成了橫側(cè)向制導(dǎo)回路設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)了側(cè)向軌跡糾偏控制功能。 利用Matlab/Simulink軟件建立了高速無人機(jī)導(dǎo)航與飛行控制系統(tǒng)仿真平臺(tái)。為了驗(yàn)證導(dǎo)航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)的有效性,將上述兩個(gè)子系統(tǒng)放在同一個(gè)仿真模型下進(jìn)行驗(yàn)證。其中,無人機(jī)模型采用六自由度耦合非線性模型。仿真中,考慮了大氣密度不確定性和無人機(jī)氣動(dòng)參數(shù)不確定性影響。仿真結(jié)果表明,導(dǎo)航系統(tǒng)能夠輸出高精度導(dǎo)航信息,控制系統(tǒng)滿足控制指標(biāo)要求,并具有較強(qiáng)的魯棒性。本文設(shè)計(jì)滿足無人機(jī)導(dǎo)航與控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求,能夠?yàn)橄嚓P(guān)領(lǐng)域研究提供技術(shù)參考。
【關(guān)鍵詞】：INS/GPS組合導(dǎo)航 卡爾曼濾波 控制系統(tǒng)設(shè)計(jì) 傾斜轉(zhuǎn)彎控制
【學(xué)位授予單位】：大連理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2013
【分類號(hào)】：V279;V249
【目錄】：

• 摘要4-5
• Abstract5-9
• 1 緒論9-11
• 1.1 課題研究的背景及意義9-10
• 1.2 論文的研究內(nèi)容及組織結(jié)構(gòu)10-11
• 2 高速無人機(jī)航跡規(guī)劃與導(dǎo)航控制方案11-15
• 2.1 航跡規(guī)劃方案11-13
• 2.2 導(dǎo)航方案13
• 2.3 控制方案13-15
• 3 高速無人機(jī)導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)計(jì)15-36
• 3.1 常用坐標(biāo)系15-16
• 3.2 慣性導(dǎo)航系統(tǒng)基本原理16-25
• 3.2.1 陀螺儀和加速度計(jì)16
• 3.2.2 地固坐標(biāo)系中表示的導(dǎo)航方程16-18
• 3.2.3 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣的四元數(shù)積分方法18-19
• 3.2.4 地固坐標(biāo)系中的力學(xué)編排19-25
• 3.4 INS/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)計(jì)25-32
• 3.4.1 INS導(dǎo)航系統(tǒng)建模25-29
• 3.4.2 卡爾曼濾波器基本原理29-30
• 3.4.3 平臺(tái)失準(zhǔn)角與姿態(tài)誤差角的關(guān)系30-31
• 3.4.4 組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)方程和量測方程31-32
• 3.5 導(dǎo)航系統(tǒng)仿真結(jié)果及分析32-36
• 4 高速無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)36-68
• 4.1 動(dòng)力學(xué)模型及其簡化36-41
• 4.1.1 動(dòng)力學(xué)模型36-37
• 4.1.2 無人機(jī)運(yùn)動(dòng)方程的解耦分組與線性化37-39
• 4.1.3 傳遞函數(shù)及模態(tài)分析39-41
• 4.2 高速無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)41-68
• 4.2.1 高速無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)43-57
• 4.2.2 高速無人機(jī)制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)57-68
• 5 無人機(jī)導(dǎo)航與控制系統(tǒng)整體仿真結(jié)果及分析68-73
• 結(jié)論73-74
• 參考文獻(xiàn)74-76
• 附錄A 變量對(duì)照表76-79
• 攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表學(xué)術(shù)論文情況79-80
• 致謝80-81

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：288910