隨著無人機(jī)在軍事和民用領(lǐng)域的應(yīng)用不斷深入,傳統(tǒng)的固定翼無人機(jī)和旋翼無人機(jī)已不能滿足復(fù)雜度越來越高的任務(wù)需求。尾座式垂直起降無人機(jī)綜合了固定翼無人機(jī)和旋翼無人機(jī)的優(yōu)點(diǎn),既可以實(shí)現(xiàn)垂直起降和懸停,也可以實(shí)現(xiàn)長時間高度巡航,將具有廣泛的應(yīng)用前景。本文針對傳統(tǒng)尾座式無人機(jī)懸停姿態(tài)控制精度低、懸�？癸L(fēng)性差、飛行模式轉(zhuǎn)換速度慢和飛行模式轉(zhuǎn)換過程中高度變化大的問題,設(shè)計(jì)了一種特殊構(gòu)型的對稱雙翼尾座式垂直起降無人機(jī)。該無人機(jī)采用控制電機(jī)轉(zhuǎn)速差的方式調(diào)節(jié)姿態(tài)。尾座式無人機(jī)懸停時,電機(jī)轉(zhuǎn)速差所產(chǎn)生的控制力矩比舵面所產(chǎn)生的控制力矩更加穩(wěn)定。因此,采用控制電機(jī)轉(zhuǎn)速差的方式調(diào)節(jié)姿態(tài),提高了尾座式無人機(jī)的懸停姿態(tài)控制精度。對稱雙翼的布局使得該無人機(jī)具有雙向飛行模式轉(zhuǎn)換的能力,提高了該無人機(jī)短距離機(jī)動性。旋翼傾斜安裝的方式解決了螺旋槳滑流在機(jī)翼上作用所引起的偏航角發(fā)散的問題。本文基于運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)方程建立了對稱雙翼尾座式無人機(jī)的六自由度非線性數(shù)學(xué)模型并設(shè)計(jì)了控制系統(tǒng)。針對尾座式無人機(jī)懸停時容易受到側(cè)風(fēng)干擾的問題,設(shè)計(jì)了PID-滑�？刂频膬�(nèi)外層懸�？刂葡到y(tǒng)結(jié)構(gòu),提高了系統(tǒng)的抗干擾能力。針對飛行模式轉(zhuǎn)換過程中高度不穩(wěn)定的問題,設(shè)計(jì)了基于最小時間定高轉(zhuǎn)換策略的轉(zhuǎn)換模式控制系統(tǒng),有效地解決了轉(zhuǎn)換飛行模式過程中高度變化大的問題。為了提高對稱雙翼尾座式無人機(jī)的姿態(tài)測量精度,首先,對姿態(tài)測量傳感器進(jìn)行了校正并對數(shù)據(jù)進(jìn)行了濾波。然后,利用基于旋轉(zhuǎn)矩陣的互補(bǔ)濾波算法進(jìn)行姿態(tài)計(jì)算,得到準(zhǔn)確的姿態(tài)測量結(jié)果。為了驗(yàn)證控制系統(tǒng)的有效性,首先,在SIMULINK中進(jìn)行了仿真實(shí)驗(yàn)。然后,搭建了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證裝置并進(jìn)行了實(shí)際飛行試驗(yàn)。驗(yàn)證結(jié)果表明該無人機(jī)具有懸停姿態(tài)控制精度高、懸�？癸L(fēng)性強(qiáng)、快速雙向飛行模式轉(zhuǎn)換和轉(zhuǎn)換飛行過程高度變化小的特點(diǎn)。
【學(xué)位單位】：上海交通大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V279
【部分圖文】：

根據(jù) EVtank 發(fā)布的信息，民用無人機(jī)占全球無人機(jī)總數(shù)的 96%比例還在不斷地增加。EVtank 分析師預(yù)計(jì)未來幾年中無人機(jī)的數(shù)量和幅增長，到 2020 年，全球無人機(jī)的銷售量將達(dá)到 433 萬架，市場規(guī)模億美元。伴隨著民用無人機(jī)產(chǎn)業(yè)鏈不斷完善，實(shí)現(xiàn)規(guī)�；a(chǎn)，大量推向市場，預(yù)計(jì)到 2018 年底，我國的無人機(jī)產(chǎn)業(yè)的市場規(guī)模將達(dá)到 19]。著無人機(jī)在軍事和民用領(lǐng)域的應(yīng)用不斷深入，傳統(tǒng)的固定翼無人機(jī)和已不能滿足復(fù)雜度越來越高的任務(wù)需求。傳統(tǒng)的固定翼無人機(jī)主要依升力以抵消自身重力，而發(fā)動機(jī)提供的推力主要用于提升飛行速度或力，所以飛行效率高[10]。因此，固定翼無人機(jī)具有航時長、載荷大、等優(yōu)點(diǎn)。但是固定翼無人機(jī)需要起飛和降落的跑道，對起降環(huán)境要求翼無人機(jī)可以實(shí)現(xiàn)垂直起降，對起降環(huán)境要求較低。但旋翼無人機(jī)的旋槳所產(chǎn)生的力大部分用于抵消自身重力，所以其飛行速度慢、巡航�？偠灾�，旋翼無人機(jī)和固定翼無人機(jī)各自的缺點(diǎn)導(dǎo)致其應(yīng)用范圍有常見的旋翼無人機(jī)和固定翼無人機(jī)。

圖 1-2 垂直起降無人Fig.1-2 Typical multirole 從軍事應(yīng)用的角度，垂直起降無人機(jī)因其性的軍事任務(wù)；垂直起降無人機(jī)的廣泛應(yīng)用能夠最境中的危險(xiǎn)性；該類無人機(jī)更適合大規(guī)模集群作合單兵作戰(zhàn)，可以有效提升我軍戰(zhàn)斗力。從商業(yè)民用的角度，垂直起降無人機(jī)更加靈應(yīng)用領(lǐng)域更加廣泛，如城市航拍、山區(qū)快遞運(yùn)輸力巡線領(lǐng)域，由于工作半徑大，工作環(huán)境多為山但垂直起降無人機(jī)可以高效地執(zhí)行巡檢任務(wù)。在可以克服復(fù)雜的田間環(huán)境執(zhí)行大規(guī)模噴灑任務(wù)。泛應(yīng)用將改變?nèi)藗兊墓ぷ鞣绞�，提高作業(yè)效率和垂直起降無人機(jī)作為一種組合型無人機(jī)，具垂直起降無人機(jī)在保持了固定翼無人機(jī)特點(diǎn)的前降的技術(shù)優(yōu)勢，能夠在具有適當(dāng)面積的平臺起飛

傾轉(zhuǎn)旋翼類無人機(jī)屬于推力／拉力換向類無人機(jī)，其旋翼方狀態(tài)之間相互轉(zhuǎn)化[17-20]。在垂直起降階段，發(fā)動機(jī)/旋翼指向上機(jī)實(shí)現(xiàn)垂直起降和懸停提供升力。在無人機(jī)起飛并達(dá)到一定飛可向前傾轉(zhuǎn) 90 度，呈水平狀態(tài)，產(chǎn)生推力，用于克服空氣阻力旋翼從垂直向上轉(zhuǎn)換到水平向前的過程為傾轉(zhuǎn)旋翼類無人機(jī)的。國外對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)型研制較為成功的是美國的 V-22(魚鷹)�，F(xiàn)該類型無人機(jī)飛行模式轉(zhuǎn)換是垂直起降無人機(jī)研究領(lǐng)域的熱良[21]利用最優(yōu)控制的方法實(shí)現(xiàn)了在動態(tài)傾轉(zhuǎn)過程中使過渡時間能指標(biāo)最小的轉(zhuǎn)換策略。Chowdhury 和 Kulhare[22]利用反步控制旋翼類無人機(jī)的飛行模式轉(zhuǎn)換的穩(wěn)定控制。傾轉(zhuǎn)旋翼類垂直起轉(zhuǎn)旋翼的飛行模式轉(zhuǎn)換的方式，導(dǎo)致其機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜、對整體飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度較大。在氣動分析中需要研究復(fù)雜的的要求較高，而傾轉(zhuǎn)機(jī)翼垂直起降無人機(jī)系統(tǒng)建模難度很大。翼類垂直起降無人機(jī)的布局導(dǎo)致其機(jī)翼大部分處于螺旋槳滑流槳在垂直起降階段的氣動效率。
【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前2條

1 饒進(jìn)軍;程世富;;尾坐式超小型定翼機(jī)飛行運(yùn)動建模與仿真[J];系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào);2013年03期

2 張志峰;饒進(jìn)軍;;尾坐式超小型無人機(jī)的流體動力學(xué)仿真研究[J];機(jī)械制造;2011年05期

本文編號：2881225