發(fā)布時(shí)間：2018-06-20 18:15

  本文選題：小型柔性翼飛行器 + 飛行器建模　； 參考：《北京理工大學(xué)》2016年碩士論文

【摘要】：本文針對實(shí)驗(yàn)室試制的小型柔性翼飛行器,設(shè)計(jì)了它的飛行控制系統(tǒng),使其在巡航飛行階段能夠按航路點(diǎn)自主飛行。首先,本文對小型柔性翼飛行器進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)建模。說明了柔性翼工程樣機(jī)建模時(shí)使用剛性飛行器動(dòng)力學(xué)模型的原因。樣機(jī)的氣動(dòng)系數(shù)通過飛行試驗(yàn)和氣動(dòng)軟件計(jì)算相結(jié)合的方法確定。利用6DOF飛行器模型進(jìn)行了配平,通過比對試驗(yàn)結(jié)果證明了配平結(jié)果的精確性。以穩(wěn)定平飛狀態(tài)上的某點(diǎn)為特征點(diǎn)建立了樣機(jī)橫縱向解耦的狀態(tài)空間方程并對樣機(jī)的無控?cái)_動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行了分析。然后,針對小型柔性翼無人飛行器在巡航段的控制需求,提出了巡航段飛控系統(tǒng)的總體架構(gòu)方案。對方案中的各個(gè)飛控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)了相應(yīng)的控制回路,建立了控制回路中已知環(huán)節(jié)的傳遞函數(shù)。根據(jù)動(dòng)態(tài)響應(yīng)的指標(biāo)要求,設(shè)計(jì)了控制回路中各控制器的參數(shù),得到了小型柔性翼飛行器的各通道控制律。為了驗(yàn)證控制律在各通道耦合的非線性動(dòng)力學(xué)模型上使用的有效性,搭建了基于MATLAB Simulink的航跡仿真程序,設(shè)計(jì)特定的仿真實(shí)驗(yàn),對控制律的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證。此外,還對基于傳遞函數(shù)的SISO控制回路仿真和基于6DOF動(dòng)力學(xué)模型的仿真結(jié)果進(jìn)行了比較。最后,為了實(shí)現(xiàn)小型柔性翼飛行器的控制律,搭建了嵌入式飛控系統(tǒng)。針對飛控系統(tǒng)的功能,設(shè)計(jì)了飛控系統(tǒng)的硬件架構(gòu),進(jìn)行了各組件的選型;設(shè)計(jì)了飛控軟件的總體架構(gòu)并詳細(xì)編寫了各軟件模塊的代碼。使用同級別的航模飛行器對該嵌入式飛控系統(tǒng)進(jìn)行了測試飛行試驗(yàn),驗(yàn)證了嵌入式飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的合理性以及對小型固定翼飛行器控制的有效性。
[Abstract]:In this paper, a flight control system is designed for the small flexible wing aircraft, which is manufactured in the laboratory, so that it can fly independently according to the route point in the cruise flight stage. Firstly, the dynamic modeling of a small flexible wing vehicle is carried out in this paper. The dynamic model of rigid aircraft is used in the modeling of flexible wing engineering prototype. The aerodynamic coefficient of the prototype is determined by the combination of flight test and aerodynamic software calculation. The 6 DOF aircraft model is used to balance the plane, and the accuracy of the leveling result is proved by comparing the experimental results. The state space equation of horizontal and longitudinal decoupling of the prototype is established and the uncontrollable disturbance response of the prototype is analyzed by taking a point in the stable flat-flight state as the characteristic point. Then, according to the control requirement of the small flexible wing unmanned aerial vehicle in the cruise section, the overall architecture of the cruise section flight control system is proposed. The corresponding control circuits are designed for each flight control subsystem in the scheme, and the transfer function of known links in the control loop is established. According to the requirements of dynamic response, the parameters of each controller in the control loop are designed, and the control laws of each channel of the small flexible wing aircraft are obtained. In order to verify the effectiveness of the control law used in the nonlinear dynamic model with coupling of each channel, a track simulation program based on MATLAB Simulink is built, and a specific simulation experiment is designed to verify the effectiveness of the control law. In addition, the simulation results of SISO control loop based on transfer function and 6 DOF dynamics model are compared. Finally, in order to realize the control law of small flexible wing aircraft, an embedded flight control system is built. Aiming at the function of the flight control system, the hardware structure of the flight control system is designed, the selection of each component is carried out, the overall structure of the flight control software is designed and the code of each software module is written in detail. The flight test of the embedded flight control system is carried out by using the same flight model aircraft, which verifies the rationality of the design of the embedded flight control system and the effectiveness of the control of the small fixed-wing aircraft.
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V249.1

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本文編號：2045240