針對某小型高速無人機(jī)操縱性強(qiáng)、穩(wěn)定性差導(dǎo)致高速段安全性不足的問題,確立了低速段采用角速率阻尼內(nèi)回路,高速段采用角速率指令內(nèi)回路的縱向控制策略,并設(shè)計了過渡模態(tài)實(shí)現(xiàn)控制律的切換,完成了從起飛、巡航、加速與高速飛行全過程的縱向控制,解決了無人機(jī)在高速段對縱向質(zhì)心偏移敏感的問題。首先,通過剛體運(yùn)動模型和氣動數(shù)據(jù)插值的方式對無人機(jī)進(jìn)行建模,并以CMEX模型庫的方式導(dǎo)入Matlab進(jìn)行配平線性化。經(jīng)過對模型的特性分析得出小型無人機(jī)飛行包線寬、操縱性強(qiáng)、穩(wěn)定性差的特點(diǎn)。然后,針對無人機(jī)120m/s的低速段和200m/s的高速段分別展開縱向控制律設(shè)計。低速段包括起飛和巡航段,因?yàn)榭v向具有靜穩(wěn)定性,采用常規(guī)的角速率阻尼內(nèi)回路控制律,并通過參數(shù)不確定性仿真驗(yàn)證了控制律的魯棒性。高速段因?yàn)轱w行迎角過小導(dǎo)致失去靜穩(wěn)定性,而常規(guī)阻尼內(nèi)回路受質(zhì)心偏移影響較大,魯棒性有所下降,因此設(shè)計了角速率指令內(nèi)回路控制律,并通過與阻尼內(nèi)回路在時域、頻域和魯棒性三個方面的對比,證明了指令內(nèi)回路應(yīng)用于高速段的合理性。接著,對無人機(jī)高速與低速之間的過渡段進(jìn)行了設(shè)計,主要從交接空速的選擇、控制律的切換和飛行模態(tài)的設(shè)計三個方面展開,并... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：82 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

靶機(jī)的飛行過程圖

究對象的某小型高速無人機(jī)是一款用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈武器驗(yàn)證的亞音速靶機(jī)，該 3.36 米，直徑 17cm，機(jī)身呈細(xì)長型，后略式機(jī)翼，小展弦比，左右各機(jī)采用 82 公斤力渦噴發(fā)動機(jī)。其機(jī)身構(gòu)型示意圖如下：

控制系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)自主飛行，主要依靠的就是飛行控制系統(tǒng)。早期的飛控系統(tǒng)只負(fù)責(zé)飛機(jī)操縱性能的改善，而隨著計算機(jī)硬件技術(shù)的發(fā)展，目前的飛控系統(tǒng)已經(jīng)律解算、導(dǎo)航制導(dǎo)、模態(tài)管理等各項重要功能[13][14]，圖 1.3 為無人機(jī)飛控系

【參考文獻(xiàn)】：
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本文編號：2974284