本文選題：顯式模型預(yù)測(cè)控制 + 三自由度直升機(jī)　； 參考：《浙江工業(yè)大學(xué)》2015年碩士論文

【摘要】：直升機(jī)比較突出的特點(diǎn)是可以定點(diǎn)懸停,小面積垂直起降,因此在軍用和民用方面有著廣泛的用途。研究直升機(jī)飛行系統(tǒng)具有非常重要的現(xiàn)實(shí)意義,但由于直升機(jī)系統(tǒng)是一個(gè)典型的多輸入多輸出系統(tǒng),并且具有強(qiáng)耦合、非線性等特性,因此直升機(jī)飛行系統(tǒng)的研究頗具挑戰(zhàn)。針對(duì)現(xiàn)今直升機(jī)飛行控制器設(shè)計(jì)方面遇到的問(wèn)題,本文將顯式模型預(yù)測(cè)控制(EMPC)算法應(yīng)用到三自由度直升機(jī)的飛行控制。之前顯式模型預(yù)測(cè)控制的研究大多局限在數(shù)值仿真層面,本文在數(shù)值仿真的基礎(chǔ)上,通過(guò)硬件在回路實(shí)驗(yàn)(HIL)驗(yàn)證了算法的有效性,豐富了顯式模型預(yù)測(cè)控制的應(yīng)用。本文的主要工作如下:1.詳細(xì)介紹了三自由度直升機(jī)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)及主要組成部分。在此基礎(chǔ)上,分別分析了理想情況下三自由度直升機(jī)三個(gè)軸處于穩(wěn)定飛行位置時(shí)的動(dòng)力學(xué)方程,建立了直升機(jī)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型。線性化模型后得到系統(tǒng)的狀態(tài)空間模型。2.針對(duì)常規(guī)飛行控制器不能有效處理狀態(tài)約束、輸入輸出約束以及操作延時(shí)等問(wèn)題,本文提出三自由度直升機(jī)的預(yù)測(cè)控制。但由于傳統(tǒng)的預(yù)測(cè)控制需要反復(fù)在線優(yōu)化,計(jì)算量大,不適用于規(guī)模較大或動(dòng)態(tài)變化較快的系統(tǒng),所以本文采用顯式預(yù)測(cè)控制算法。通過(guò)引入多參數(shù)二次規(guī)劃,顯式預(yù)測(cè)控制算法將反復(fù)在線優(yōu)化問(wèn)題離線化。在線計(jì)算也簡(jiǎn)化為簡(jiǎn)單的查表過(guò)程。本文詳細(xì)介紹了顯式模型預(yù)測(cè)控制的原理并結(jié)合數(shù)值實(shí)例展示了離線計(jì)算分區(qū)的過(guò)程,其中在線計(jì)算的幾種方法也做了詳細(xì)的介紹。3.姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)和數(shù)值仿真。設(shè)計(jì)姿態(tài)調(diào)節(jié)控制器和跟蹤控制器,并進(jìn)行數(shù)值仿真�？刂破髟O(shè)計(jì)詳細(xì)講述了控制參數(shù)的設(shè)置和選取,以及參數(shù)對(duì)離線計(jì)算、控制效果的影響。跟蹤的數(shù)值仿真研究了跟蹤不同類(lèi)型信號(hào)的跟蹤效果,包括矩形波信號(hào)和正弦波信號(hào)。4.硬件在回路實(shí)驗(yàn)。數(shù)值仿真的基礎(chǔ)上,通過(guò)硬件在回路實(shí)驗(yàn)對(duì)理論進(jìn)行進(jìn)一步驗(yàn)證。實(shí)驗(yàn)根據(jù)設(shè)計(jì)好的控制器分別對(duì)三自由度直升機(jī)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)節(jié)和跟蹤。跟蹤部分分別跟蹤矩形波信號(hào)和正弦波信號(hào),為分析顯式模型預(yù)測(cè)控制的控制效果,引入PID控制進(jìn)行對(duì)比。直升機(jī)在飛行中常會(huì)受到各種干擾的影響,因此控制器的抗干擾就成為衡量控制器優(yōu)良的重要指標(biāo)。為考察顯式模型預(yù)測(cè)控制的抗干擾性,論文分兩方面研究了飛行控制器的抗干擾性:首先,調(diào)節(jié)穩(wěn)定后,通過(guò)添加外界手動(dòng)干擾和ADS(Active Disturbance System)干擾系統(tǒng)來(lái)驗(yàn)證控制器對(duì)突發(fā)干擾和持續(xù)干擾的抗干擾性;其次,跟蹤正弦波時(shí),通過(guò)開(kāi)啟ADS加以驗(yàn)證。5.總結(jié)了全文的工作并展望了將來(lái)可以開(kāi)展的工作方向和研究目標(biāo)。
[Abstract]:The helicopter can hover at a fixed point and take off and land vertically, so it has a wide range of applications in both military and civil fields. It is very important to study the helicopter flight system. However, the study of helicopter flight system is challenging because it is a typical multi-input multi-output system with strong coupling and nonlinear characteristics. Aiming at the problems encountered in the design of helicopter flight controller, this paper applies the explicit model predictive control (EMPC) algorithm to the flight control of the helicopter with three degrees of freedom. Previous researches on explicit model predictive control are mostly confined to numerical simulation. Based on the numerical simulation, this paper verifies the validity of the algorithm by hardware in loop experiment and enriches the application of explicit model predictive control. The main work of this paper is as follows: 1. The structure and main components of the three-DOF helicopter system are introduced in detail. On this basis, the dynamic equations of a helicopter with three axes of three degrees of freedom in a stable flight position under ideal conditions are analyzed, and the mathematical model of the helicopter system is established. After linearization, the state space model of the system is obtained. Aiming at the problem that the conventional flight controller can not deal with the state constraints, the input and output constraints and the operation delay effectively, this paper presents a predictive control of a three-degree-of-freedom helicopter. But because the traditional predictive control needs repeated on-line optimization and large computation, it is not suitable for large scale or fast dynamic system, so the explicit predictive control algorithm is adopted in this paper. By introducing multi-parameter quadratic programming, explicit predictive control algorithm is used to de-line the repeated on-line optimization problem. Online computing is also simplified as a simple table-searching process. In this paper, the principle of explicit model predictive control is introduced in detail, and the process of off-line computing partition is demonstrated with numerical examples, among which several online computing methods are also introduced in detail. Attitude controller design and numerical simulation. The attitude controller and tracking controller are designed and simulated. The controller design describes the setting and selection of control parameters in detail, as well as the influence of parameters on off-line calculation and control effect. The tracking effect of different kinds of signals, including rectangular wave signal and sine wave signal, is studied by numerical simulation. Hardware in loop experiment. On the basis of numerical simulation, the theory is further verified by hardware in loop experiment. According to the designed controller, the three-degree helicopter attitude adjustment and tracking are carried out in the experiment. The tracking part tracks the rectangular wave signal and the sine wave signal respectively. In order to analyze the control effect of explicit model predictive control, PID control is introduced for comparison. Helicopter is often affected by various kinds of interference in flight, so the anti-jamming of the controller becomes an important index to measure the excellent performance of the controller. In order to investigate the anti-interference performance of explicit model predictive control, the anti-jamming performance of flight controller is studied in two aspects: first, after adjusting and stabilizing, By adding external manual interference and ADS(Active Disturbance system jamming system to verify the disturbance of controller to burst interference and continuous interference. Secondly, when tracking sine wave, ADS is turned on to verify. 5. The work of this paper is summarized and the future work direction and research goal are prospected.
【學(xué)位授予單位】：浙江工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類(lèi)號(hào)】：V249.1

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