基于LADRC的无人直升机轨迹跟踪

无人直升机轨迹控制系统是对多输入/多输出强耦合非线性系统进行解耦控制的系统。为解决无人直升机轨迹控制效果依赖于直升机物理参数的测量和辨识精度以及外部扰动大小问题,提出了一种基于线性自抗扰控制(LADRC)的多回路无人直升机轨迹控制系统。首先建立无人直升机X-Cell的飞行动力学模型,并引入风切变、大气紊流和突风模型以更加准确模拟真实飞行环境;然后对X-Cell进行配平计算以验证动力学模型和配平算法的准确性,并选取一组配平值作为轨迹控制仿真的初始状态和操纵量;随后根据被控量的动力学方程阶次选取对应的一阶和二阶LADRC基本控制器,并结合时间尺度原理,自内向外依次构建无人直升机的姿态、速度和位置控制回路,将三回路串联从而建立了无人直升机轨迹控制系统;而后进行了稳定性分析,特征根计算结果表明轨迹控制系统镇定了X-Cell开环系统不稳定的动态特性;最后将该控制系统应用于各种扰动下直升机轨迹跟踪仿真,结果表明本文无人直升机轨迹控制系统能很好地实现带爬升率的"8"字形轨迹跟踪,且相比于基于比例积分和微分(PID)控制的轨迹控制系统,该控制系统具有更优的鲁棒性和抗扰性。     

某型无人直升机前飞段仿真建模与试飞验证

针对某型无人直升机无铰式旋翼技术验证和飞行试验需求,建立了能够用于实时仿真的非线性飞行动力学模型,并基于经典PID控制算法完成了飞行控制律设计。为验证理论模型准确性和控制参数合理性,相继开展了盘旋飞行和大速度飞行的半物理仿真和飞行试验,并基于飞行试验控制效果评估完成了部分控制参数的优化设计。数据分析表明:半物理仿真和飞行试验的时域响应和配平特性均吻合较好,验证了非线性飞行动力学模型的准确性;飞行试验中无人直升机姿态和速度响应均能够较好地跟踪其设定值,所设计的飞行控制参数能够满足某型无人直升机稳态飞行控制要求。     

无人直升机飞行控制技术发展综述

针对无人直升机飞行控制技术发展进行了简要综述。首先，介绍了无人直升机的典型特征、飞行控制系统的设计过程和设计中面临的挑战。然后，系统梳理了适用于中大型和微小型无人直升机的飞行动力学建模技术发展现状，总结了无人直升机的飞行控制算法，对比了各算法的优缺点，阐述了飞行品质发展现状。最后，给出了这一领域未来发展的建议。研究结果表明，无人直升机系统高度复杂，不同建模技术和控制策略各有利弊；在飞行控制系统设计时需综合考虑相关因素，权衡相关指标矛盾；在无人直升机飞行品质评估标准建立时，要充分考虑无人的特点，对有人直升机的飞行品质进行裁剪和优化。     

无人直升机自动航线飞行控制律设计与仿真

无人直升机具有悬停、小速度全向机动、大速度前飞等飞行能力,其飞行包线范围大,对飞行控制律设计的要求很高。无人直升机在进行自动航线飞行时,不仅涉及的飞行模态多,而且需要满足复杂的飞行航线需求。根据无人直升机复杂的航线飞行特点,对其航线飞行过程进行区域划分,针对不同划分区域,采用工程上常用的PID控制方法和衰减软化技术,设计了高度控制器、纵向位置控制器、横向位置控制器、协调转弯控制器和控制器问的切换算法,并进行典型航线飞行的数字仿真。仿真结果显示,无人直升机飞行航迹与设定航线的重合性较好,模态切换稳定平滑,从而验证了无人直升机自动航线飞行控制律设计的正确性,为后续工程应用奠定基础。     

基于DMC-PID复合控制的无人直升机飞控系统设计

建立了某型无人直升机的线性化模型,并对动态矩阵控制算法进行了相关的理论研究,结合经典的PID控制应用至某型无人直升机飞行控制系统控制律.经仿真验证,该设计方法可行、合理.     

基于μC/OS-Ⅱ的无人直升机飞行控制软件设计

飞行控制软件是无人直升机飞行控制的核心,随着对先进无人直升机的性能要求越来越高,无人直升机的控制系统功能越来越复杂,飞行控制软件的设计也越来越重要。本文基于μC/OS-II实时内核详细介绍无人直升机飞控软件模块化的设计方案,提出基于μC/OS-II的飞行控制软件的任务划分和任务通信等技术。该方案能很好得满足系统对实时性的要求,同时能大大降低了开发难度,提高了可读性和可维护性。并且该方案已经在某小型无人直升机飞行控制系统中得到了很好的验证。     

小型无人直升机建模与鲁棒飞行控制研究

以某小型无人直升机为对象,采用分体法分析了机体各部分受力情况。根据力与力矩的平衡关系,获得了无人直升机完整的非线性飞行动力学数学模型。基于所建模型,进行了所有飞行状态下无人直升机的配平计算。根据配平结果,获得了悬停时的线性状态空间模型,在考虑风扰动前提下,采用H∞静态输出反馈控制方法对无人直升机内外回路控制器进行了设计。仿真结果表明,所建模型的配平结果与实际直升机特性基本相符,验证了模型的有效性;H∞综合控制方法较好地实现了对扰动下无人直升机状态的控制,表明该算法具有良好的鲁棒性、解耦性及跟踪特性。     

基于飞行品质评估的无人直升机鲁棒控制器设计

提出了一种改进的无人直升机H_∞回路成形鲁棒控制器设计方法。首先将系统辨识技术引入到无人直升机高带宽控制器设计,根据飞行扫频数据,得到包含直升机动力学模型耦合特性的非参数频率响应,依据频率响应拟合待辨识模型得到无人直升机高精度的飞行动力学模型。然后根据该模型,采用改进的H_∞回路成形方法设计了无人直升机内回路控制器,针对H_∞回路成形方法中权值矩阵选取困难的问题,利用了最大右约数(GCRD)方法以实现实际系统和期望系统的传递函数矩阵之间的转换。与传统的对角型权值矩阵相比,使用此方法成形后的系统具有更宽的鲁棒稳定裕度,系统的解耦性和频带也显著提高,而且可以大大降低设计人员选取权值矩阵的复杂性和盲目性。通过仿真验证,所设计的无人直升机系统的飞行品质满足军用标准ADS-33E中一级区域的要求。     

一种基于参数辨识的微小型无人直升机建模方法

 针对具有高度非线性、复杂动力学特性的微小型无人直升机，提出了一种基于参数辨识的建模方法。该方法结合了机理建模和系统辨识的优点，通过严格的机理推导建立了微小型无人直升机横纵向通道通用的参数化模型，建模过程着重考虑了主旋翼、平衡杆和机身的耦合对飞行动态特性的影响。利用基于偏相干分析法的频域辨识获得某型无人直升机的关键参数，进而确定模型。模型预测数据和飞行试验数据的比较表明，所建模型很好地反映了该型无人直升机在悬停状态下的动态特性，可以在该状态下以此模型进行自主飞行控制器设计。     

新型复合式无人直升机悬停/着陆控制

旋翼-涵道复合式无人直升机是一种具有特殊机体结构的新型无人直升机,悬停和着陆控制是该类无人直升机飞行控制设计的一大难点。依据复合式无人直升机运动机理建立了非线性动力学模型,在悬停配平状态下进行小扰动线化和降阶处理,给出了用于控制律设计和仿真的线性模型。运用期望隐模型和特征结构配置方法设计了姿态角速度与垂向速度控制内回路,内回路输出角速度积分得到的姿态角反馈和线速度反馈构成纵横向线速度控制外回路。悬停/着陆仿真验证了内回路能实现良好的角速度指令跟踪解耦控制,外回路能实现良好的悬停位置保持和着陆轨迹跟踪控制。     

飞机飞行仿真系统核心模块设计研究

针对飞机飞行仿真系统核心模块(飞行动力学和飞行控制模块)进行设计研究,建立了六自由度全量非线性飞行动力学模型适用于程序编程的解算方法,飞机飞行控制模块采用相应飞机的控制律.编制了核心模块程序并组建了通用的飞机飞行仿真系统,通过多次飞行模拟试验表明,所建立的飞行仿真系统具有良好的可操纵性和逼真度,人机界面良好.     

计算飞行力学的产生和发展

综述了计算飞行力学的产生背景、问题表述、理论框架和飞行力学的计算系统,以及计算飞行力学在未来飞行器研制和应用研究中的重要意义。     

基于预测校正积分法的飞行轨迹再现

根据DFDR记录的飞行数据再现飞行过程。对飞行事故分析和提高飞行员的飞行技能都具有重要意义。给出根据DFDR记录数据运用预测校正法积分计算飞行轨迹和其他飞行参数，实现飞行过程再现的一种简单算法．并给出使用Matlab进行计算和绘图的算例计算结果，证明该算法简便有效。     

飞机亚跨声速飞行操纵特性分析

针对中等展弦比、中等后掠角机翼布局的超声速飞机在亚跨声速飞行时遇到的操纵特性异常现象,通过估算飞机在海拔5 km高空的气动特性,获得了飞机的纵向平衡性能和静操纵性的变化规律.通过数值计算,得到了飞机在低空跨声速飞行时的操纵特性;分析了造成飞机在某些飞行速度下操纵跟随性较差、大速度飞行时俯仰操纵过于灵敏、不同速度下杆力变化大等现象的原因.针对亚跨声速区的飞行与操纵特点,给出了飞行操纵建议,以提高飞行安全.     

飞行失控的向量空间建模与应用研究

为对飞行失控进行分析,研究了采用决定性参数分析飞行安全状态的方法。建立了安全飞行向量空间,并划分为5个包线子空间,将飞行包线转化为相同形式。采用安全性函数表示飞行失控深度,确定安全面并求解飞行失控发生时间的研究方法。对一次飞行事故进行了研究,结果表明,该方法能够对飞行失控进行定量分析。     

民机自动飞行模式设计规范与适航性分析

民机自动飞行系统对降低飞行员工作负荷、提高飞行安全性具有重要作用.分析了自动飞行系统飞行模式设计的相关适航规范要求,研究了模式设计的基本方法和软件开发工具,以及适航符合性验证方法.开发了一种飞行模式设计与仿真平台,基于MATLAB/Stateflow设计飞行模式及其切换机制,采用MATLAB/GUI接收驾驶员操作输入,并调用飞行动力学模型进行实时仿真.形成一个集模式设计、仿真和验证一体化的闭环平台,可用于民机飞行模式的设计和适航性分析.     

直升机由悬停过渡到前飞的飞行特性研究

研究了直升机由悬停转前飞的过渡飞行中高度和速度变化。首先研究了计算方法,并以 Ｓ Ａ３６５ Ｎ 型直升机为例进行了核算比较,验证了分析方法的可行性和合理性;最后对一般直升机在各种发动机故障状态及操纵输入进行了分析计算, 得出了一些有意义的结论,这些结论将为今后的实际飞行提供有益的指导。     

通用飞行动力学模型库的开发及应用

飞行动力学模型是飞行仿真技术的基础,以往动力学模型的研究集中在数值解算方法上,忽略了模型本身的重用性、互操作性问题。采用面向对象方法构建飞行动力学模型框架,使用XML语言将飞行器各种特性数据组织起来,开发了一个通用的飞行动力学模型库,并实现了与飞控系统模型的一体化设计与开发。     

LE-500飞机尾旋试飞的体会

按CCAR-23部适航审定要求对LE-500飞机进行了尾旋试飞。结合LE-500飞机试飞实践，阐述了尾旋试飞的进入和改出，以及退出俯冲的具体操作方法。就尾旋试飞的全过程，即从试飞前的准备到空中实施动作及安全注意事项等进行了总结，提出了新研制的小型飞机尾旋试飞工作的程序和建议。     

直升机机动飞行的逆模拟

本文给出了一种直升机机动飞行的逆模拟方法以计算跟随预定飞行轨迹的驾驶员操纵,根据这一方法可以确定为完成直升机机动飞行所需的驾驶员操纵输入及直长机的飞行速度、角速度和的变化历程。直同飞行动力学模型没有作任何线化假设,其中考虑了旋翼入流的时滞效应、前行桨叶的压缩性物后行桨叶的失速特性及旋翼桨叶的非定常挥舞运动,引入了旋翼尾迹对直升机机身、尾翼和尾桨的气动干扰。最后以黑鹰直升机为例计算了鱼跃越障机动飞行