【摘要】：在軍用和民用領(lǐng)域,無人機(jī)得到了廣泛的應(yīng)用�？刂评碚摰陌l(fā)展帶動(dòng)了無人機(jī)控制系統(tǒng)性能的大幅度提高。設(shè)計(jì)具有較強(qiáng)穩(wěn)定性的飛行控制系統(tǒng)最核心的部分是獲得精確的無人機(jī)氣動(dòng)力學(xué)模型,在控制理論不斷創(chuàng)新和完善的同時(shí),許多研究人員也在研究如何準(zhǔn)確建立無人機(jī)的氣動(dòng)力學(xué)模型,系統(tǒng)辨識(shí)提供一個(gè)比機(jī)理建模方便、比風(fēng)洞試驗(yàn)成本低的建立模型方法。隨著飛行控制系統(tǒng)相關(guān)理論的發(fā)展,研究人員對系統(tǒng)辨識(shí)的準(zhǔn)確性和參數(shù)估計(jì)的收斂速度的要求也愈來愈高。與此同時(shí),無人機(jī)的控制器設(shè)計(jì)也是無人機(jī)控制領(lǐng)域的熱點(diǎn)和難點(diǎn)。因此,本文將研究一種新型變結(jié)構(gòu)垂直起降無人機(jī)氣動(dòng)力學(xué)模型的辨識(shí),并針對辨識(shí)的模型進(jìn)行LQR控制器的設(shè)計(jì),最后對這種無人機(jī)直接設(shè)計(jì)非線性動(dòng)態(tài)逆控制器。主要工作如下:首先根據(jù)機(jī)理建模方法建立一種新型變結(jié)構(gòu)垂直起降無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程,并建立風(fēng)的數(shù)學(xué)模型。對固定翼模式下無人機(jī)的非線性方程進(jìn)行解耦獲得無人機(jī)的縱向模型,選取巡航飛行時(shí)的狀態(tài)為基準(zhǔn)狀態(tài),通過小擾動(dòng)線性化方法獲得無人機(jī)的縱向線性模型,并對其進(jìn)行模態(tài)分析,然后通過極點(diǎn)配置來改善系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)定性。接著在MATLAB/Simulink平臺(tái)上搭建無人機(jī)模型,通過設(shè)計(jì)激勵(lì)輸入獲得無人機(jī)的輸入-輸出數(shù)據(jù),結(jié)合這些數(shù)據(jù),利用無跡卡爾曼濾波器和平方根無跡卡爾曼濾波器狀態(tài)和參數(shù)聯(lián)合估計(jì)方法對模型中參數(shù)進(jìn)行估計(jì)。在進(jìn)行參數(shù)估計(jì)之前,對這些數(shù)據(jù)進(jìn)行去野值、濾波等一系列預(yù)處理。為了驗(yàn)證辨識(shí)結(jié)果的準(zhǔn)確性,給定相同的激勵(lì),比較分析辨識(shí)前后的系統(tǒng)響應(yīng)。最后,采用時(shí)標(biāo)分離的方法將無人機(jī)姿態(tài)控制分離成快、慢回路,并針對姿態(tài)控制回路進(jìn)行非線性動(dòng)態(tài)逆控制器的設(shè)計(jì)。變結(jié)構(gòu)垂直起降無人機(jī)的控制難點(diǎn)之一在于模式轉(zhuǎn)換過程中矢量發(fā)動(dòng)機(jī)和氣動(dòng)舵面的控制分配。本章介紹了最小能量融合和鏈?zhǔn)饺诤戏桨?并采用矢量發(fā)動(dòng)機(jī)優(yōu)先的鏈?zhǔn)饺诤戏桨?對變結(jié)構(gòu)垂直起降第一階段模式轉(zhuǎn)換前半階段進(jìn)行姿態(tài)的動(dòng)態(tài)控制器設(shè)計(jì),通過動(dòng)態(tài)逆對無人機(jī)高度通道進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)。仿真驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)的控制器在垂直起降模式、模式轉(zhuǎn)換前半階段和固定翼模式下的有效性。
【學(xué)位授予單位】：中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V279;V249.1
【圖文】：

第２章基礎(chǔ)知識(shí)逡逑續(xù)研宄需要的基礎(chǔ)知識(shí)，主要包括坐標(biāo)系、卡爾、幾種控制器的問題描述和設(shè)計(jì)原理。逡逑解無人機(jī)的動(dòng)態(tài)行為，本節(jié)介紹慣性坐標(biāo)系、機(jī)間的轉(zhuǎn)換矩陣。本文忽略地球自轉(zhuǎn)并將地面視Ｐ逡逑和地球固連的坐標(biāo)系，坐標(biāo)系原點(diǎn)在地面的某一向正北方向，單位矢量和ｆｃ１分別指向正東和東地參考系（Ｎｏｒｔｈ－Ｅａｓｔ－Ｄｏｗｎ邋ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ邋ｆｒａｍｅ）是ｙ軸的方向，地是軸的方向。飛機(jī)坐標(biāo)系Ｐ坐標(biāo)軸矢量一致。逡逑ｒ邋軸（北）逡逑

單位矢量和ｆｃ１分別指向正東東地參考系（Ｎｏｒｔｈ－Ｅａｓｔ－Ｄｏｗｎ邋ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ邋ｆｒａｍｅ是ｙ軸的方向，地是軸的方向。飛機(jī)坐標(biāo)系坐標(biāo)軸矢量一致。逡逑ｙｒ邋軸（北）逡逑＾邋ｆ－邐＾邋／邋軸（東）逡逑ｉ邋ｆ軸（地）逡逑圖２．１慣性坐標(biāo)系逡逑Ｐ逡逑點(diǎn)是飛機(jī)的質(zhì)心，單位矢量／和妒分別如圖２．２所示。單位方向矢量ｉｈ、ｊｈ和ｆｃ６也叫

從機(jī)體坐標(biāo)系到風(fēng)軸坐標(biāo)系的總旋轉(zhuǎn)變換矩陣為逡逑Ｒｂ邋（ａ＞／５）邋＾邋Ｒｓ邋（Ｐ）邋Ｒｂ邋（Ｑ）邋＝邋－ＳｐＣａ邋Ｃｆ）邋－Ｓｆ｝ＳＱ邐（２．４）逡逑＿0邋Ｃｑ：逡逑２．２卡爾曼濾波算法逡逑２０世紀(jì)６０年代初，卡爾曼和布西首次提出卡爾曼濾波的遞推公式，最先用逡逑于狀態(tài)估計(jì)。突破性地破除線性最小方差估計(jì)公式計(jì)算較難的尷尬窘境�？柭义蠟V波最先是用于離散系統(tǒng)和線性連續(xù)系統(tǒng)中，之后推廣到非線性系統(tǒng)。逡逑２．２．１最小方差估計(jì)逡逑最小方差估計(jì)是以ｉ與：ｃ的誤差無＝ａ：邋＿邋ｉ的均方差誤差矩陣最小為最優(yōu)逡逑估計(jì)準(zhǔn)則的，即逡逑

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2767983