本文關(guān)鍵詞：小型無(wú)人直升機(jī)的模型辨識(shí)與魯棒控制技術(shù)研究

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【摘要】：小型無(wú)人直升機(jī)具有垂直起降、懸停、超低空和機(jī)動(dòng)飛行等直升機(jī)的飛行特性,此外,它還具有體積小、重量輕、靈活性高等特點(diǎn),在軍用、民用等眾多領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。但小型無(wú)人直升機(jī)是一個(gè)強(qiáng)耦合、不穩(wěn)定、時(shí)變的多變量非線性系統(tǒng),系統(tǒng)建模和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是自主飛行控制的關(guān)鍵技術(shù),設(shè)計(jì)難度大,因此研究開(kāi)發(fā)具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的小型無(wú)人直升機(jī)自主飛行控制系統(tǒng)具有重要的理論意義和較高的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。本文以單旋翼帶尾槳小型無(wú)人直升機(jī)為研究對(duì)象,研究其建模和控制器設(shè)計(jì)問(wèn)題,主要包括建立直升機(jī)的機(jī)理模型,研究主通道模型和考慮耦合的系統(tǒng)模型辨識(shí)方法,設(shè)計(jì)基于辨識(shí)模型的魯棒控制器,進(jìn)行相關(guān)飛行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證等,相關(guān)工作獲得了三項(xiàng)發(fā)明專(zhuān)利授權(quán)。全文主要內(nèi)容如下:采用機(jī)理建模法,建立了直升機(jī)的非線性飛行動(dòng)力學(xué)模型,分析了顯著影響直升機(jī)飛行特性的主旋翼及伺服小翼?yè)]舞運(yùn)動(dòng)特性,合理降低了揮舞模型的復(fù)雜度,獲得了主旋翼及伺服小翼的揮舞運(yùn)動(dòng)模型。利用小擾動(dòng)線性化方法對(duì)直升機(jī)模型在懸停點(diǎn)進(jìn)行了線性化,給出了線性化模型表達(dá)式,根據(jù)參數(shù)的表達(dá)式深入分析了各個(gè)參數(shù),確定了全部參數(shù)的變化范圍和部分參數(shù)的數(shù)值,為模型辨識(shí)創(chuàng)造了良好的條件。在線性特性明顯、通道耦合較弱的平衡點(diǎn)上,根據(jù)主通道的頻率特性對(duì)直升機(jī)的線性狀態(tài)方程進(jìn)行了辨識(shí),分析了模型參數(shù)的不確定范圍,對(duì)狀態(tài)方程參數(shù)的不確定范圍進(jìn)行了計(jì)算。根據(jù)參數(shù)不敏感度篩選模型中不敏感參數(shù),提出了一種變階次模型辨識(shí)方法,獲得了主通道模型的最小實(shí)現(xiàn)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,狀態(tài)方程模型辨識(shí)結(jié)果與變階次模型辨識(shí)結(jié)果皆能夠?qū)χ魍ǖ捞匦赃M(jìn)行合理表達(dá),模型不確定的范圍也能滿(mǎn)足模型精度的要求,便于控制器的設(shè)計(jì)。針對(duì)飛行通道耦合顯著的問(wèn)題,研究了考慮耦合的無(wú)人直升機(jī)模型辨識(shí)方法。提出了一種應(yīng)用復(fù)合相關(guān)函數(shù)對(duì)頻域有效數(shù)據(jù)進(jìn)行篩選和辨識(shí)的方法,與偏相關(guān)函數(shù)相比,大大提高了辨識(shí)的有效范圍。分析了橫向與縱向通道角動(dòng)態(tài)耦合模型以及航向通道角動(dòng)態(tài)耦合模型的特性,給出了狀態(tài)方程參數(shù)在考慮耦合的情況下的辨識(shí)流程,通過(guò)實(shí)驗(yàn)對(duì)模型進(jìn)行了驗(yàn)證,結(jié)果表明,在考慮耦合情況下得到的狀態(tài)方程模型輸出與實(shí)測(cè)輸出之間的誤差得到了明顯的改善。針對(duì)小型無(wú)人直升機(jī)系統(tǒng)矩陣稀疏、LMI方程較難求解參數(shù)的問(wèn)題,采用非線性時(shí)滯模型,設(shè)計(jì)H∞魯棒控制器。通過(guò)運(yùn)用合適的李亞普諾夫函數(shù)及穩(wěn)定性證明,擴(kuò)大了變量的求取范圍,使控制器設(shè)計(jì)的結(jié)果對(duì)本文系統(tǒng)有解。針對(duì)辨識(shí)得到的直升機(jī)縱橫向角動(dòng)態(tài)模型設(shè)計(jì)了魯棒控制器,仿真結(jié)果表明H∞魯棒控制器能夠使直升機(jī)系統(tǒng)在一定范圍內(nèi)的控制器擾動(dòng)、外擾動(dòng)、時(shí)滯及非線性未建模項(xiàng)條件下穩(wěn)定,且輸出誤差收斂迅速,提高了直升機(jī)系統(tǒng)的抗參數(shù)不確定和擾動(dòng)的能力。應(yīng)用項(xiàng)目組開(kāi)發(fā)的小型無(wú)人直升機(jī)飛行實(shí)驗(yàn)平臺(tái),進(jìn)行了系統(tǒng)模型辨識(shí)和自主飛行控制實(shí)驗(yàn),研究了飛行實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的采集及預(yù)處理方法,針對(duì)飛行數(shù)據(jù)傳輸給地面站具有丟失及野值的問(wèn)題,設(shè)計(jì)了一種基于特征模型的時(shí)域數(shù)據(jù)預(yù)處理方法,采用輸入輸出數(shù)據(jù)的相關(guān)函數(shù)驗(yàn)證了預(yù)處理方法的有效性。根據(jù)獲得的直升機(jī)主通道模型,設(shè)計(jì)了 PID控制器,進(jìn)行了自動(dòng)懸停及矩形軌跡跟蹤飛行控制實(shí)驗(yàn),結(jié)果表明自動(dòng)懸停及矩形軌跡跟蹤效果良好,特別是易受干擾的偏航通道也具有較好的穩(wěn)定性。
【學(xué)位授予單位】：南京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類(lèi)號(hào)】：V275.1;V249.1

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本文編號(hào)：1215188