傳統(tǒng)多旋翼飛行器通過姿態(tài)的直接控制來間接控制平移速度和位置,無法實(shí)現(xiàn)空間六自由度運(yùn)動(dòng)的獨(dú)立操控,限制了其在復(fù)雜空間環(huán)境下的適應(yīng)性和交互能力。本文針對一種可實(shí)現(xiàn)空間六自由度運(yùn)動(dòng)獨(dú)立操控的四旋翼飛行器開展飛行力學(xué)與控制問題研究,從能耗最小的角度,認(rèn)識(shí)和分析了穩(wěn)定飛行狀態(tài)的最優(yōu)配平特性和瞬態(tài)過渡飛行的最優(yōu)控制規(guī)律,為該類飛行器的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。首先,采用多體動(dòng)力學(xué)和旋翼空氣動(dòng)力學(xué)相關(guān)理論和方法,建立了該四旋翼飛行器的飛行動(dòng)力學(xué)模型。為更真實(shí)的模擬其能耗特性,在旋翼氣動(dòng)建模中考慮了旋翼相對空氣的垂向運(yùn)動(dòng)速度對拉力和需用功率的影響。在此基礎(chǔ)上,建立了該飛行器在任意懸停和平飛狀態(tài)下的平衡方程,針對其過驅(qū)動(dòng)、欠定系統(tǒng)的特點(diǎn),以能耗最小為目標(biāo),進(jìn)行了不同姿態(tài)和不同速度下的最優(yōu)配平計(jì)算,分析了能耗最小平衡狀態(tài)的操縱規(guī)律以及力和力矩之間的平衡關(guān)系。然后,基于最優(yōu)控制理論,采用非線性數(shù)學(xué)規(guī)劃方法,對定速變姿態(tài)和定姿態(tài)變速瞬態(tài)過程的能耗最小控制律進(jìn)行了數(shù)值分析,總結(jié)了該飛行器能耗最小最優(yōu)控制下的操縱與運(yùn)動(dòng)規(guī)律。最后,以能耗最小最優(yōu)控制律作為前饋操縱輸入,對定速變姿態(tài)和定姿態(tài)變速瞬態(tài)過程進(jìn)行了仿真,通... 

【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)】：80 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

MarkusRyll等人設(shè)計(jì)的過驅(qū)動(dòng)四旋翼在2015年他們又介紹了一種可傾轉(zhuǎn)的六旋翼飛行器，相比常規(guī)六旋翼，每個(gè)旋翼有兩個(gè)傾

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文y ，Moustafa Elshafei 等研究人員，介紹了一種每個(gè)旋翼具對角旋翼反向轉(zhuǎn)動(dòng)，這種四旋翼除了具有六自由度獨(dú)立操其中一個(gè)旋翼壞掉之后，只依靠兩個(gè)旋翼依然可以平衡，. Cappelleri 團(tuán)隊(duì)于 2013 年提出了一種傾轉(zhuǎn)涵道的六自由度，如圖 1.3 所示，由一個(gè)大的涵道風(fēng)扇提供升力克服大部分提供剩余的升力，并且當(dāng)飛行器需要前飛或側(cè)飛得時(shí)候，隊(duì)對飛行器進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)建模、姿態(tài)穩(wěn)定控制、懸停/軌跡了室內(nèi)實(shí)驗(yàn)試飛。

提供剩余的升力，并且當(dāng)飛行器需要前飛或側(cè)飛得時(shí)候，隊(duì)對飛行器進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)建模、姿態(tài)穩(wěn)定控制、懸停/軌跡了室內(nèi)實(shí)驗(yàn)試飛。圖 1.3 Omnicopter 的結(jié)構(gòu)布局rea 等人在 2016 年國際機(jī)器人與自動(dòng)控制會(huì)議上提出的全機(jī)身上裝有環(huán)繞機(jī)身 360°的八個(gè)螺旋槳，如圖 1.4。以此現(xiàn)姿態(tài)與位移的獨(dú)立控制，其借助位置捕捉系統(tǒng)已經(jīng)實(shí)現(xiàn)。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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