仿生撲翼式飛行器是一種模仿鳥類飛行的飛行器,其動力來源主要依靠機(jī)翼上下?lián)鋭赢a(chǎn)生,飛行姿態(tài)的調(diào)節(jié)主要依靠尾翼。具有靈活性強(qiáng),推進(jìn)效率高和隱蔽性強(qiáng)等其他飛行器不具備的優(yōu)點。然而,因其飛行機(jī)理復(fù)雜,部分參數(shù)測量困難,無法獲得精準(zhǔn)的姿態(tài)控制模型,傳統(tǒng)的姿態(tài)控制算法已無法滿足其控制要求。本文以仿生撲翼式飛行器為研究對象,從降低姿態(tài)角解算誤差和設(shè)計姿態(tài)控制算法兩方面對仿生撲翼式飛行器進(jìn)行姿態(tài)控制研究。姿態(tài)控制過程中需要對仿生撲翼式飛行器當(dāng)前的姿態(tài)角信息進(jìn)行解算并反饋至姿態(tài)控制器。為了提高控制器的控制效果,降低姿態(tài)解算算法的解算誤差,提出一種基于變步長動量梯度下降法的姿態(tài)解算算法。該算法在梯度下降法的基礎(chǔ)上設(shè)計了自適應(yīng)步長,引入動量梯度優(yōu)化算法每次迭代方向,從而提高每次迭代后的姿態(tài)角解算精度。實驗結(jié)果表明,該算法收斂迅速,姿態(tài)角輸出平穩(wěn),在動靜態(tài)環(huán)境中有著較高的姿態(tài)精度�？紤]到被控對象在時間尺度上的差異和姿態(tài)控制模型的高度非線性,內(nèi)部模型參數(shù)擾動及外部干擾等特點,建立內(nèi)外環(huán)結(jié)構(gòu)的閉環(huán)姿態(tài)控制系統(tǒng),并提出一種自適應(yīng)終端滑模算法作為該系統(tǒng)的姿態(tài)控制算法。該算法使用自適應(yīng)加權(quán)趨近律消除抖振并提高系統(tǒng)跟蹤速...

【文章頁數(shù)】：62 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第一章 緒論
    1.1 課題研究背景與意義
    1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀
    1.3 論文主要研究內(nèi)容
    1.4 論文結(jié)構(gòu)安排
第二章 仿生撲翼式飛行器姿態(tài)控制模型
    2.1 鳥類飛行機(jī)理概述
    2.2 姿態(tài)控制建模
        2.2.1 坐標(biāo)系及轉(zhuǎn)換關(guān)系
        2.2.2 飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程
        2.2.3 飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的運動學(xué)方程
        2.2.4 飛行器姿態(tài)控制模型
    2.3 本章小結(jié)
第三章 仿生撲翼式飛行器姿態(tài)控制
    3.1 仿生撲翼式飛行器姿態(tài)解算算法
        3.1.1 姿態(tài)表示與更新
        3.1.2 傳感器數(shù)據(jù)濾波
        3.1.3 變步長動量梯度下降算法
    3.2 仿生撲翼式飛行器姿態(tài)控制器設(shè)計
        3.2.1 滑�？刂聘攀�
        3.2.2 終端滑�？刂评碚�
        3.2.3 姿態(tài)控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計
        3.2.4 自適應(yīng)終端滑�？刂破髟O(shè)計與穩(wěn)定性分析
    3.3 本章小結(jié)
第四章 實驗與分析
    4.1 姿態(tài)解算實驗
    4.2 姿態(tài)控制仿真實驗
    4.3 樣機(jī)實驗
        4.3.1 仿生功能驗證實驗
        4.3.2 姿態(tài)控制實驗
    4.4 本章小結(jié)
第五章 總結(jié)
致謝
參考文獻(xiàn)
作者簡介



本文編號：3875959