无人直升机悬停及小速度飞行精确控制设计与仿真

采用姿态内回路和位置外回路的控制方法,设计无人直升机悬停及小速度飞行控制律,并进行仿真验证控制的精确性。     

无人直升机视觉着陆中的运动状态估计算法

对无人直升机(UH)视觉着陆中基于视觉图像处理的运动状态估计问题进行了研究。介绍了视觉着陆原理,分析了运动估计、特征图像处理与着陆控制间的关系,推导并建立了UH相对着陆平台位姿估计算法、线速度与角速度估计算法。相邻两帧图像对应特征点像点位置为位姿估计算法提供数据,一帧图像特征点像点位置及其对应像点平移速度为线速度与角速度估计算法提供数据。利用UH着陆控制仿真数据模拟UH着陆运动过程中像点位置及其对应平移速度的视觉图像处理结果。仿真验证了运动状态估计算法,结果表明所提出的运动状态估计算法能有效地利用视觉图像处理结果数据估计出UH的位置、姿态、线速度和角速度。     

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。     

小型无人直升机自动起降控制技术研究及验证

针对无人直升机有/无地效悬停状态的飞行特性,综合考虑在自动起飞与自动着陆过程中无人直升机过渡状态存在明显的差异,开展了无人直升机自动起降过程控制特性研究,给出了无人直升机自动起降控制策略及其控制律,进行了半物理仿真,并将研究成果应用到样例无人直升机的自动起降控制中,较好地实现了样例无人直升机的自动起降功能并满足相应的控制要求。     

模型直升机自主返回系统的设计与实现

设计了一架具有自主返回模块和增稳模块的模型直升机。该直升机硬件电路以C8051F020单片机作为机载部分控制器,使用MEMS陀螺仪和MEMS~JI速度计测量姿态信息,运用无线收发模块实现和地面站的通信。文章介绍了模型直升机系统的软件流程和实现,用系统辨识法分通道建立了直升机模型,设计了直升机的增稳控制模块。设计的模型直升机可完成悬停、返回、着陆等简单的自主飞行任务,为后续舰载小型模型直升机自主起降开发与验证平台的研制奠定了基础。     

某型无人直升机悬停状态飞行动力学模型分析

对某型无人直升机悬停状态飞行动力学模型进行了结构框图分解,分析了从操纵输入到状态响应的原理机制,应用美军标ADS一33飞行品质规范评估了该型无人直升机在悬停状态的稳定性、中小幅值姿态变化响应和轴间耦合特性等品质等级,指导了飞行控制律的设计,使闭环后整机飞行品质达到了等级1的要求。     

基于自抗扰控制技术的无人直升机位置控制律设计

针对无人直升机抗风性能不足的问题,将自抗扰控制方法应用于无人直升机位置控制律,该位置控制律在常规内外回路控制架构的基础上,外回路采用非线性反馈,利用扩张状态观测器（ESO）进行动态扰动补偿。此文详细阐述了设计方法和工程应用问题。半物理仿真结果表明,该控制方案具有较强的抗扰动性,位置控制精度得到显著提升。     

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。     

无人直升机悬停低速段的不确定性仿真验证

在无人直升机控制律的设计过程中,需要对无人直升机进行建模,并对飞行中产生的一些不确定性因素进行仿真验证.目前,很多不确定性因素的描述是在非线性的环境中加入一些简单的扰动,然而能够确切地描述无人直升机动态特性的非线性模型在MATLAB中很难搭建.为此,文章从工程研究的角度,提出了在无人直升机线性模型组的基础上进行不确定性仿真验证的方法,从物理特性的角度描述无人直升机在悬停低速飞行时的对象特性不确定性,选择不确定或扰动因子;在MATLAB中建立了仿真模型,进行了无人直升机悬停低速段不确定性的验证.此方法简单、快速,并且能正确地反应无人直升机悬停低速段的不确定性,具有一定的工程意义.     

无人直升机高精度位置控制

为了提高无人直升机在有限平台着陆时的位置控制精度,提出了一种高精度的位置控制策略。首先分析了无人直升机高精度位置控制的难点以及常规位置控制策略存在的不足;其次,基于非线性反馈PID的原理,并结合无人直升机着陆阶段位置控制的特殊性,确定了高精度的位置控制方案以及控制参数的设计方法。仿真结果表明,在强扰动环境下,高精度位置控制策略比常规位置控制策略具有更高的位置控制精度和更强的扰动抑制能力,对提高着陆的安全性有非常重要的意义。     

微小型直升机非线性鲁棒控制器设计

针对含有未建模动态的微小型直升机非线性模型,设计了基于反步法和自适应模糊系统的自主飞行控制器.该控制器包含两个回路:航迹控制外回路和姿态控制内回路.外回路通过旋转矩阵实现对内回路姿态的控制,而非传统的欧拉角或姿态四元数.控制器采用自适应Takagi-Sugeno(TS)模糊系统在线补偿系统未建模动态的影响,并利用反步法完成控制器综合.所设计的算法在确保整个控制系统稳定性的同时又可保证系统能够有效应对未建模动态的影响.系统仿真结果表明,在盘旋上升飞行模态下控制系统能够快速准确地跟踪预设轨迹,并且具有良好的鲁棒性能.     

直升机多模态控制律的全飞行包线设计

根据直升机飞行模态的特点,提出了一种的内／外回路控制结构,将不同飞行模态通过内／外回路结构有机地联系起来,不仅简化了直升机多模态控制律的设计,还简化了模态转换的控制器结构。最后,用这种结构将直升机多模态控制律的全飞行包线设计分解为内回路的控制器切换和外回路的模态转换,设计思路避免了传统的增益调参。     

直升机垂直飞行鲁棒控制系统设计与仿真

应用基于Lyapunov直接法的非线性不确定系统鲁棒控制方法，为某型直升机垂直飞行模态设计了鲁棒控制律，该控制律能保证闭环系统具有全局稳定性。为验证所设计鲁棒控制律的有效性，对直机机垂直飞行的三 机动：设定点悬停、起飞着陆机和忽上忽下机动，分别进行了闭环系统仿真。仿真结果表明，所设计的控制律对系统参数的摄动具有很强的鲁棒性。     

直升机控制增稳系统的一种综合设计方法

提出了特征结构配置/奇异值灵敏度分析/回路传递复现（LTR）综合设计方法,为某直升机在悬停飞行状态下,设计了控制增稳系统,并对飞机系统状态参数改变及由某个速度下过渡到飞机悬停状态的过渡过程进行了数字仿真。     

Full mode flight dynamics modelling and control of stopped-rotor UAV

The Stopped-Rotor(SR) UAV combines the advantages of vertical take-off and landing of helicopter and high-speed cruise of fixed-wing aircraft. At the same time, it also has a unique aerodynamic layout, which leads to great differences in the control and aerodynamic characteristics of various flight modes, and brings great challenges to the flight dynamics modelling and control in full-mode flight. In this paper, the flight dynamics modelling and control method of SR UAV in full-mode flight is st...     

Onboard actuator model-based Incremental Nonlinear Dynamic Inversion for quadrotor attitude control: Method and application

This paper addresses the robust attitude control problem for quadrotors subject to model mismatch and disturbances. A dynamic inversion based attitude control scheme is proposed, which consists of an outer loop attitude controller and an inner loop angular acceleration controller. The attitude controller is designed based on the Nonlinear Dynamic Inversion (NDI) to precisely linearize the nonlinear dynamics between the angular acceleration and the attitude. An onboard actuator model-based Incremental Nonlinear Dynamic Inversion (INDI) controller is designed in the angular acceleration control loop to improve the robustness against the model mismatch and disturbances. Meanwhile, the onboard actuator model with a modified structure eliminates the oscillation phenomenon when the sampling rate of the controller is higher than that of the actuator. Numerical simulations and flight tests demonstrate the effectiveness and robustness of the proposed controller in comparison with the PID controller.     

低层风切变对大型运输机自动着陆的影响

本文用线性控制系统的最佳理论求解飞机在着陆拉平过程中的最佳控制规律(包括升降舵操纵杆和油门杆角位移控制),使飞机安全着陆且纵向偏离和下沉率偏离最小。计算中考虑了水平向对数型风切变和下降气流的影响;并可以分别采用纵向空速u_(as)、高度h,下沉率h和姿态角θ等不同的跟踪方法减小风切变对飞行的影响。本文用此法对某飞机在着陆拉平过程中的特性进行进行了计算。     

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。