本文關(guān)鍵詞：無人駕駛航空飛行器飛行控制方法研究

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【摘要】：隨著無人駕駛航空飛行器應(yīng)用范圍的不斷擴(kuò)大,與此相關(guān)的理論和技術(shù)已經(jīng)成為研究熱點(diǎn)。飛行控制是航空飛行器完成各種任務(wù)的前提和保障,因而自動(dòng)飛行控制方法的研究也在不斷的深入。針對(duì)應(yīng)用范圍較廣的兩類航空飛行器,即固定翼無人機(jī)和四旋翼飛行器,本文進(jìn)行飛行控制方法的研究。作為動(dòng)力學(xué)系統(tǒng),兩類航空飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)特性中不僅存在著強(qiáng)烈的非線性特性和耦合問題,而且其動(dòng)力學(xué)特性復(fù)雜且隨環(huán)境變化勢必導(dǎo)致不確定性的存在。與此同時(shí),兩類航空飛行器皆是四輸入、六輸出的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。針對(duì)這些問題雖然已有不少研究成果,但尚不完善,有待進(jìn)一步研究。一方面,各類控制方法在各式各樣的實(shí)際控制問題上各具優(yōu)勢卻也各有局限,從而需要就實(shí)際研究問題進(jìn)一步進(jìn)行自動(dòng)控制算法上的深入研究。另一方面,作為動(dòng)力學(xué)特性復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)系統(tǒng),航空飛行器中存在的問題也是多樣的,已有成果中多為針對(duì)某一個(gè)或兩個(gè)特定問題進(jìn)行研究的(比如只進(jìn)行縱向運(yùn)動(dòng)控制研究,抑或是只進(jìn)行局部線性范圍內(nèi)的飛行控制研究)。本文綜合考慮飛行包線下或航線任務(wù)下的六自由度飛行控制問題,更全面深入地研究自主飛行控制。綜合上述分析,本文研究固定翼無人機(jī)和四旋翼飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)特性,歸納分析出兩者在飛行包線下的飛行控制問題,包括欠驅(qū)動(dòng)、非線性、耦合問題以及不確定性問題。同一問題在不同的被控對(duì)象上程度相異,例如分別存在于四旋翼飛行器和固定翼無人機(jī)中的慢時(shí)變不確定性和快時(shí)變不確定性。因此,在上述分析的基礎(chǔ)上,針對(duì)兩類飛行器各自所存在的控制問題,進(jìn)行飛行控制系統(tǒng)研究、設(shè)計(jì)和驗(yàn)證。具體而言,本文的主要工作如下:一,本文考慮四旋翼飛行器和固定翼無人機(jī)的六自由度飛行運(yùn)動(dòng)控制問題,即不局限于姿態(tài)運(yùn)動(dòng)或是縱向運(yùn)動(dòng)的控制。眾所周知,兩類航空飛行器皆為四輸入、六輸出的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng),文中分別依據(jù)各自動(dòng)力學(xué)特性,應(yīng)用時(shí)標(biāo)分離原則將無人機(jī)運(yùn)動(dòng)方程中的動(dòng)力學(xué)模型和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型分別定義為含快變量的內(nèi)環(huán)和含慢變量的外環(huán),從而相應(yīng)地進(jìn)行兩類飛行器飛行控制系統(tǒng)的遞階分層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。在提出飛行控制系統(tǒng)遞階結(jié)構(gòu)方案的基礎(chǔ)上,建立無人機(jī)仿真模型、搭建基于xPC Target的實(shí)時(shí)飛行仿真系統(tǒng),并通過實(shí)時(shí)仿真以及試飛實(shí)驗(yàn)以分別驗(yàn)證兩類飛行控制系統(tǒng)遞階結(jié)構(gòu)方案的可行性和有效性。二,針對(duì)四旋翼飛行器動(dòng)力學(xué)特性中存在的耦合、不確定性以及非線性問題,研究四旋翼姿態(tài)控制和四旋翼飛行控制�？紤]四旋翼飛行器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)耦合問題,提出一種線性解耦控制,并通過理論分析證明其可同時(shí)保證閉環(huán)系統(tǒng)的解耦性和穩(wěn)定性。在此基礎(chǔ)上,針對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)中的不確定性和干擾問題,研究L1自適應(yīng)控制。結(jié)合所提出的線性解耦控制,進(jìn)行改進(jìn)L1自適應(yīng)控制的研究,并基于改進(jìn)L1自適應(yīng)控制,設(shè)計(jì)四旋翼姿態(tài)控制系統(tǒng)。與此同時(shí),針對(duì)四旋翼飛行器的非線性問題,研究增益調(diào)度思想,結(jié)合所提出的線性解耦控制設(shè)計(jì)增益調(diào)度解耦控制,并基于此控制律和遞階形式的控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu),設(shè)計(jì)四旋翼飛行控制系統(tǒng)。上述改進(jìn)L1自適應(yīng)控制以及增益調(diào)度解耦控制在設(shè)計(jì)思想上可歸類為自適應(yīng)控制,且文中通過仿真驗(yàn)證了基于兩者分別設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制和飛行控制系統(tǒng)。三,本文切實(shí)地考慮飛行任務(wù),綜合考慮固定翼無人機(jī)在飛行包線下的飛行控制問題,而不局限在局部線性范圍內(nèi)的飛行控制問題。首先,固定翼無人機(jī)在飛行包線下,空氣動(dòng)力學(xué)特性隨高度速度變化而變化,且動(dòng)力學(xué)模型復(fù)雜難以精確建模;此外,作為外環(huán)的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型本質(zhì)是非線性的。針對(duì)上述問題,在已驗(yàn)證的控制系統(tǒng)遞階結(jié)構(gòu)方案的基礎(chǔ)上,本文研究切換控制和非線性動(dòng)態(tài)逆以實(shí)現(xiàn)大范圍內(nèi)的六自由度飛行控制。(i)針對(duì)動(dòng)力學(xué)模型的不確定性,提出一種多模型辨識(shí)算法,(ii)針對(duì)切換瞬態(tài)差的問題,提出基于模型參考控制和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)切換律的平滑切換控制,并通過理論分析和仿真實(shí)例檢驗(yàn)了辨識(shí)算法和切換控制的可行性和有效性。(iii)將所提出的多模型辨識(shí)算法和平滑切換控制分別應(yīng)用于固定翼無人機(jī)的縱向動(dòng)力學(xué)模型和橫側(cè)向動(dòng)力學(xué)模型的控制問題中,從而實(shí)現(xiàn)針對(duì)動(dòng)力學(xué)模型的內(nèi)環(huán)控制。(iv)與此同時(shí),無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型是根據(jù)運(yùn)動(dòng)學(xué)關(guān)系建立的,其為無人機(jī)運(yùn)動(dòng)方程中的可精確建模部分�？紤]其所包含的非線性特性,文中應(yīng)用非線性動(dòng)態(tài)逆方法進(jìn)行外環(huán)控制律的設(shè)計(jì)。(v)綜合所設(shè)計(jì)的內(nèi)環(huán)控制和外環(huán)控制,最終構(gòu)建起固定翼無人機(jī)的飛行控制方法。其次,考慮固定翼無人機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)縱向運(yùn)動(dòng)和橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的耦合問題,提出無側(cè)滑的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎方法,從而規(guī)避了非協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)的高度、速度損失等情況。在給定航線任務(wù)下,為能根據(jù)要求實(shí)現(xiàn)自主飛行、高效地規(guī)劃實(shí)時(shí)目標(biāo)航向,本文研究并提出一種航向規(guī)劃算法。文中通過飛行仿真驗(yàn)證了所提出的航向規(guī)劃算法以及固定翼飛行控制方法的合理性和有效性,且協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎下飛行控制效果良好。需要指出的是,本文中提出了針對(duì)含階躍跳變的參考信號(hào)的可微化變換方式,通過仿真驗(yàn)證了該變換方式的合理性和有效性,并在文中大部分的仿真測試中應(yīng)用了該變換方式。最后,論文對(duì)全文進(jìn)行了總結(jié),并對(duì)進(jìn)一步的研究提出了展望。
【關(guān)鍵詞】：固定翼無人機(jī) 四旋翼飛行器 飛行控制 耦合問題 非線性 欠驅(qū)動(dòng)問題 不確定性 自適應(yīng)控制 平滑切換控制 非線性動(dòng)態(tài)逆 多模型辨識(shí)算法 航向規(guī)劃算法
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V249.1
【目錄】：

• 摘要5-7
• abstract7-20
• 第1章 緒論20-32
• 1.1 本論文的研究背景和意義20-23
• 1.1.1 選題背景20-21
• 1.1.2 研究意義21-23
• 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢23-27
• 1.2.1 無人機(jī)發(fā)展歷史簡述23-24
• 1.2.2 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)發(fā)展簡述24-27
• 1.3 本文的主要工作和內(nèi)容安排27-32
• 第2章 無人機(jī)運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型建立32-56
• 2.1 引言32
• 2.2 固定翼無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型32-42
• 2.2.1 參考坐標(biāo)系33-34
• 2.2.2 運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)變量描述34-36
• 2.2.3 坐標(biāo)系間的轉(zhuǎn)換關(guān)系36-37
• 2.2.4 固定翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)的受力分析37-40
• 2.2.5 固定翼無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程組40-42
• 2.3 四旋翼飛行器的數(shù)學(xué)模型42-47
• 2.3.1 四旋翼飛行器運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)的受力分析42-44
• 2.3.2 四旋翼飛行器的工作原理44-46
• 2.3.3 四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)方程組46-47
• 2.4 無人機(jī)仿真模型的建立47-54
• 2.4.1 固定翼仿真模型的建立和分析47-51
• 2.4.2 實(shí)時(shí)仿真模型的搭建51-54
• 2.5 本章小結(jié)54-56
• 第3章 飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)方案研究、設(shè)計(jì)及驗(yàn)證56-80
• 3.1 引言56
• 3.2 問題描述56-57
• 3.3 航向規(guī)劃算法研究以及飛行控制中耦合問題研究57-61
• 3.3.1 航向規(guī)劃算法的研究設(shè)計(jì)57-60
• 3.3.2 固定翼飛行控制中的耦合問題研究60-61
• 3.4 固定翼無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)研究61-68
• 3.4.1 固定翼無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)61-63
• 3.4.2 基于PID控制的固定翼無人機(jī)飛行控制63-68
• 3.5 四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)研究68-77
• 3.5.1 四旋翼飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)68-70
• 3.5.2 基于自抗擾控制的四旋翼飛行仿真測試70-77
• 3.6 參考信號(hào)變換77
• 3.7 本章小結(jié)77-80
• 第4章 自適應(yīng)飛行控制方法研究及其在飛行控制中的應(yīng)用80-106
• 4.1 引言80-82
• 4.2 問題描述82-83
• 4.2.1 非線性控制問題82
• 4.2.2 不確定性和干擾問題82-83
• 4.3 線性解耦控制83-88
• 4.3.1 解耦控制律研究83-86
• 4.3.2 解耦控制系統(tǒng)閉環(huán)分析86-88
• 4.4 增益調(diào)度解耦控制研究88-90
• 4.4.1 工作點(diǎn)處線性控制問題88-89
• 4.4.2 增益調(diào)度解耦控制的提出和分析89-90
• 4.5 改進(jìn)L_1自適應(yīng)控制算法研究90-93
• 4.5.1 改進(jìn)L_1自適應(yīng)控制90-92
• 4.5.2 閉環(huán)系統(tǒng)分析92-93
• 4.6 基于增益調(diào)度解耦控制的四旋翼飛行控制研究和仿真93-98
• 4.6.1 姿態(tài)控制仿真93-94
• 4.6.2 梳狀航線飛行仿真94-98
• 4.7 基于改進(jìn)L_1自適應(yīng)控制的姿態(tài)控制研究和仿真98-103
• 4.7.1 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程99
• 4.7.2 仿真結(jié)果99-103
• 4.7.3 實(shí)物實(shí)驗(yàn)結(jié)果103
• 4.8 本章小結(jié)103-106
• 第5章 離散時(shí)間多變量系統(tǒng)的多模型辨識(shí)與平滑切換控制研究106-134
• 5.1 引言106-108
• 5.2 預(yù)備工作108-112
• 5.2.1 多變量離散時(shí)間系統(tǒng)的線性回歸模型110-111
• 5.2.2 多變量離散時(shí)間系統(tǒng)的狀態(tài)空間模型111-112
• 5.3 問題描述和分析112-117
• 5.3.1 基于模型誤差的切換律112-113
• 5.3.2 基于數(shù)據(jù)分類器的切換律113-114
• 5.3.3 問題分析114-116
• 5.3.4 參數(shù)辨識(shí)和控制設(shè)計(jì)的假設(shè)條件116-117
• 5.4 多變量時(shí)變系統(tǒng)的多模型辨識(shí)算法117-123
• 5.4.1 代價(jià)函數(shù)的構(gòu)造117-118
• 5.4.2 代價(jià)函數(shù)的分析118-119
• 5.4.3 基于最小幾何均方值的多模型參數(shù)辨識(shí)算法119-123
• 5.4.4 多模型控制器123
• 5.5 切換控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和分析123-127
• 5.5.1 模型參考控制律設(shè)計(jì)124-126
• 5.5.2 切換控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和閉環(huán)特性分析126-127
• 5.6 仿真示例和結(jié)果分析127-132
• 5.7 本章小結(jié)132-134
• 第6章 多模型辨識(shí)與平滑切換控制的飛控應(yīng)用研究134-156
• 6.1 引言134
• 6.2 基于動(dòng)態(tài)逆、多模型辨識(shí)和切換控制的固定翼飛行控制研究134-138
• 6.2.1 基于非線性動(dòng)態(tài)逆的外環(huán)控制研究135-136
• 6.2.2 基于多模型辨識(shí)和切換控制的內(nèi)環(huán)控制結(jié)構(gòu)研究136-138
• 6.3 固定翼無人機(jī)動(dòng)力學(xué)特性的多模型辨識(shí)和內(nèi)環(huán)切換控制138-141
• 6.3.1 縱向動(dòng)力學(xué)特性的多模型辨識(shí)和內(nèi)環(huán)切換控制138-141
• 6.3.2 橫側(cè)向動(dòng)力學(xué)特性的多模型辨識(shí)和內(nèi)環(huán)切換控制141
• 6.4 飛行控制仿真結(jié)果和分析141-145
• 6.4.1 縱向控制仿真結(jié)果和分析141-143
• 6.4.2 橫側(cè)向控制仿真結(jié)果和分析143-145
• 6.5 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎和航線任務(wù)仿真145-155
• 6.5.1 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎148-149
• 6.5.2 航線任務(wù)仿真結(jié)果和分析149-155
• 6.6 本章小結(jié)155-156
• 總結(jié)與展望156-160
• 參考文獻(xiàn)160-172
• 攻讀學(xué)位期間發(fā)表論文與研究成果清單172-174
• 致謝174

【參考文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前1條

1 熊治國,董新民;程序調(diào)參飛行控制律的研究與展望[J];飛行力學(xué);2003年04期

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本文編號(hào)：896919