四旋翼无人机增稳混合控制器设计

为了改善四旋翼无人直升机在不同环境下的飞行稳定性,应用混合控制的方法设计了无人机增稳混合控制器．它有多个PID控制器可供选择,并根据无人机飞行高度和倾角大小选择当前合适的控制器,有效的降低了无人飞行器的坠毁机率和其他潜在危险的发生．并且通过Matlab中的Simulink工具箱搭建仿真系统,模拟了四旋翼无人机在起降、无风、有风和失控的情况下的控制器切换过程．仿真结果表明:应用混合控制器的四旋翼无人机在起降和有风情况下可有效抑制飞行器倾斜和水平漂移,提高稳定性．     

差分进化算法在四旋翼飞行姿态中的应用

无人机技术现已被运用到军事、农业等越来越多的领域。在大多数四旋翼飞行器上仍采用PID控制算法,但其参数的调节要依赖精确的运动学模型,且调节时间较长。针对PID控制器调节时间慢,精度差的问题。采用了一种改进的PID控制器的方法来提高四旋翼飞行器的调整速度和稳定性。研究了基于差分进化算法的PID控制器的系统模型,相比于基于Ziegler-Nichols调参方法的PID控制器,系统的上升时间提高了36%。并通过matlab仿真,结果表明运用差分进化算法对四旋翼无人机的姿态进行调整,不仅能够提高四旋翼无人机的稳定性,还能提高四旋翼无人机姿态调整的速度。     

基于非线性模型预测的四旋翼无人机轨迹跟踪控制

针对四旋翼无人机轨迹跟踪控制器跟踪性能不稳定的问题,提出一种基于非线性模型预测控制(nolinear model predict control, NMPC)的轨迹跟踪算法。首先,建立四旋翼无人机的动力学模型,定义四旋翼无人机的位置和姿态为状态量,螺旋桨转速为控制输入量,建立非线性状态空间方程作为控制算法的预测模型。其次,定义最优化函数和四旋翼无人机控制约束,将轨迹跟踪控制问题转换为非线性最优化求解问题。最后,通过多重打靶法求解得到的最优控制量作为四旋翼无人机的输入信号。为验证NMPC算法的跟踪性能,在Matlab中搭建仿真平台进行对比实验,结果表明,与PID和串级模型预测控制(model predict control, MPC)及改进MPC方法相比,NMPC算法能够在满足约束的情况下完成轨迹跟踪任务,误差小、精度高,并具有抗干扰能力。     

不同旋翼间距的微型无人机旋翼气动性分析

为研究悬停状态下不同旋翼间距对微型四旋翼无人机旋翼气动性的动态影响,进行数值模拟。运用滑移网格法计算并分析相同转速、不同旋翼间距下的四旋翼升力和扭矩的变化规律,以及旋翼流场和压强分布规律,结果表明：微型四旋翼无人机旋翼间存在气动干扰,合理的旋翼间距有助于提升四旋翼整体气动性能。通过试验和仿真对比发现旋翼间距2.8D(D=76.2 mm)是最佳的微型四旋翼无人机旋翼间距方案。     

基于滑模控制的四旋翼飞行器鲁棒三维轨迹跟踪

近年来,无人自主飞行器在军事和民用的众多领域引起了人们的关注,而其轨迹跟踪任务一直是一个热门研究课题。本文提出了一种鲁棒滑模控制,用于控制四旋翼无人机在存在扰动和参数不确定的情况下进行三维轨迹跟踪。首先,建立了一个具有6个方位的四旋翼飞行器的非线性动力学模型。然后,设计了针对质量、惯性和刚度不确定因素的滑模控制器。通过在Matlab Simulink和Universal Mechanism软件系统中进行建模模拟,验证了控制器的三维跟踪效果。最后,使用Pelican四旋翼平台进行了进一步的实验验证,在水平和垂直轴上施加扰动以验证其鲁棒性。仿真和实物验证结果都表明,四旋翼飞行器对特定轨迹的跟踪效果和鲁棒性是令人满意的,证实了所提出的滑模控制算法的正确性和有效性。     

基于非线性扰动观测器的无人机地面效应补偿

本文针对地面效应对四旋翼无人机在降落过程中控制性能有较大影响的问题,在四旋翼无人机地面效应复杂、难以建立机理模型的限制下,提出一种基于非线性扰动观测器的新型非线性鲁棒控制策略。这种控制策略利用扰动观测器估计和补偿地面效应带来的扰动,采用快速终端滑模控制器提高了无人机位置控制误差的收敛速度,实现了无人机降落过程中的精确控制。通过基于李雅普诺夫分析的方法证明了闭环系统的稳定性,以及观测器估计误差和控制器跟踪误差的有限时间收敛特性。飞行实验效果表明:本文提出的控制补偿策略取得了良好的无人机降落控制效果。     

LQG/LTR鲁棒控制器在机翼主动颤振抑制中的应用

传统的LQG(linear quadratic Gauss)控制器无法满足系统的鲁棒性要求,因此文章采用LQG/LTR(Loop transfer recovery)理论设计了机翼主动颤振抑制鲁棒控制器.文中1、2部分建立了气动伺服弹性系统模型并推导了LQG控制器,第3部分基于LQG/LTR理论分2步完成了鲁棒控制器的设计.利用典型的气动伺服弹性系统模型,分别采用LQG/LTR控制器和LQG控制器对机翼颤振进行抑制,仿真结果表明,LQG/LTR控制器的性能远远优于LQG控制器.     

基于等效滑模控制法的四旋翼无人机自抗扰控制器设计

针对带有扰动及不确定性的四旋翼无人机的稳定性问题，提出一种基于等效滑模控制法的自抗扰控制器.首先根据机体坐标系和地面坐标系的转化，结合牛顿第二定律和牛顿-欧拉公式，构造无人机的动力学模型.然后设计拓展状态观测器，用来恢复系统状态及对系统所有扰动和不确定性估计，以实现误差快速收敛和提高估计精度.基于自抗扰控制器提出等效滑模控制器的概念，将控制输出分成等效控制项和切换鲁棒控制项，再与非奇异终端滑模控制相结合，避免奇异问题.通过李雅普诺夫稳定性理论证明，设计的自抗扰控制器可以实现系统渐近稳定.数值仿真例子验证了抗扰动性能和鲁棒性.     

基于LQG基准的怠速控制系统PID控制器性能评价

采用线性二次高斯(LQG)基准评价发动机怠速控制回路的性能,在控制回路中不含可测干扰和含有可测干扰两种情况下提出LQG基准的算法。通过脉冲响应矩阵求解得到了最优LQG控制律和不同加权因子下的最优输入输出方差,从而得到性能限制曲线和输入输出方差性能指标。针对四组发动机怠速系统PID控制器,应用LQG基准进行了性能评价分析,给出了最优控制器。     

某型自旋翼无人机横侧向控制策略研究

以某型自旋翼无人机为研究对象,依据分部件建模的思想,建立样例自旋翼无人机的非线性动力学模型.在此基础上,对非线性模型进行线性化处理,并对线性模型进行相应的特性分析,得到其横侧向所存在的问题与难点.针对横侧向飞行控制存在的难点,根据经典控制理论以及固定翼飞机控制策略设计自旋翼无人机横侧向直飞模态与转弯模态两种飞行控制策略...     

四旋翼飞行器控制系统的设计与实现

为了解决四旋翼飞行器的飞行控制问题,设计了一种基于位置式比例积分微分(PID)算法的飞行控制系统.该控制系统以MSP430f149处理器为中央处理器,以MPU-6050传感器为惯性测量器件.在搭建的姿态控制平台上,为了实现控制系统的稳定飞行,结合四旋翼飞行器的飞行原理对传感器输出的姿态角进行PID控制,然后将PID控制器的输出信号与电机的基本油门相结合,用以调节4路脉冲宽度调制(PWM)信号占空比的方式来控制电调电路,再由电调驱动电机并控制电机转速.结果表明,俯仰角、横滚角、偏航角的误差均小于1°,验证了PID算法对四旋翼飞行器姿态角控制的有效性,保障了飞行器自稳定控制的鲁棒性.     

一种新型多旋翼飞行器的建模与反演控制

针对目前多旋翼飞行器存在的不足之处,提出一种外形布局新颖、内部结构简洁、具有硬件冗余且易于工程实现的新型多旋翼飞行器,并提出一种反演控制策略.首先,给出了飞行器的运动学模型和动力学模型,随后,设计了飞行器的姿态和位置控制器.其中,姿态控制器设计中将一阶滤波器和线性跟踪微分器用于其中,以实现系统对控制指令的快速响应;位置控制器用于解算跟踪期望轨迹所需要的姿态角信息.最后,通过仿真验证实验,验证了本文所提控制策略的正确性.     

基于飞机总能量控制系统(TECS)的飞行航迹/速度解耦控制方法研究

对飞机航速／速度解耦控制系统进行了分析与研究。将偏差控制与基于飞机总能量控制的解耦理论结合在一起，实现了对飞行速度和飞行高度的无稳差控制。对某型飞机在低动压情况下6组典型飞行状态进行解耦控制律设计和仿真，结果显示该方法在所有6组状态下均达到飞机解耦控制标准。由于所选6组飞行状态包含飞机参数不确定信息(有油、无油状态)和干扰不确定信息(地面效应)，从而使得所设计控制律对飞机解耦控制具有一定的鲁棒稳定性。     

面向机动的临近空间飞行器自适应协调控制

为提高临近空间飞行器的机动性能,提出一种结合推力矢量的新型自适应滑模控制方法,并搭建闭环最优控制分配系统,实现气动舵面与矢量喷管最优分配,保证飞行器稳定机动飞行。首先为应对机动飞行环境中复杂不确定,设计新型自适应滑模控制器,放宽了现有自适应滑模控制不确定有界性限制,获得确保姿态角稳定跟踪的期望控制力矩。引入推力矢量技术的临近空间飞行器存在多种控制输入,控制分配是机动飞行控制的关键。其次为确保机动飞行稳定安全,从稳定性角度提升分配性能,设计闭环最优控制分配策略,将期望控制力矩精确稳定地分配到执行器,完成气动舵面和矢量喷管协调控制,实现机动飞行中姿态角对参考指令的稳定跟踪。仿真结果表明：推力矢量技术对于扩大临近空间飞行器横纵方向姿态角变化范围具有有效性,同时验证了所设计控制策略能够在复杂不确定影响下保证飞行姿态稳定。     

容错飞控系统故障隔离与自适应重构设计

容错飞控系统的关键技术就是进行实时故障隔离与重构控制. 结合最优控制和多模型自适应控制的优点, 提出一种基于多模型自适应最优二次型的容错飞控系统设计算法, 该算法建立在多个辨识模型和模型跟随最优二次型控制器的基础上. 首先根据作动器故障参数模型, 设计一系列并行的基于线性二次型估计的辨识模型, 每个模型对应一种故障;然后对应于每个辨识模型建立一个模型跟随最优二次型调节器;最后根据多模型切换控制原理对飞控系统进行实时故障隔离与重构. 应用某型飞机横侧向飞行控制系统进行了仿真, 结果表明: 在舵面严重受损的情况下, 飞机仍能保持良好的性能.     

再入飞行器横侧向耦合多变量姿态控制技术研究

结合多变量控制理论和定量反馈理论(QFT),设计了飞行器的横侧向耦合多变量姿态控制系统。通过飞行器的飞行仿真表明,多变量控制系统可以在存在较大不确定性的情况下,确保对横侧向指令进行精确跟踪,具有较强的鲁棒性。针对高速再入飞行器的弱气动条件下偏航控制不理想的问题,充分利用飞行器的多变量特性,利用副翼对偏航的耦合影响,用以协调控制偏航通道的姿态角。仿真结果表明,该方法达到了优化偏航通道控制的目的。     

Design of an Integrated SITL and HITL Simulation System for the Control of a Loitering Aerial Vehicle

An investigation into the aircraft flight simulation and control system is presented in this paper. The study was firstly focused on the establishment of an integrated hardware-in-the-loop(HITL) platform for aircraft flight simulation based on MATLAB/Simulink+dSPACE. The platform combines the abundant software and hardware resources of dSPACE simulation platform to simulate the flight attitude of an aircraft in six-DOF (degree of freedom) motion. Based on the platform,the study was then focused on the fligh...     

基于PWM的四旋翼飞行器控制方法

为实现四旋翼飞行器稳定可靠性飞行控制,提出了以ATMEL公司AVR微控制器为核心IC（IntergratedCircuit）的MCU（MicroControlUnit）四旋翼飞行器控制系统。该系统由以无刷直流电机为动力核心的动力驱动系统、以微控制器及陀螺仪为核心的核心控制系统、以2．4GHz的无线遥控接收器为核心的无线遥控控制系统组成。采用脉冲宽度调制（PWM：PulseWidthModulation）信号控制四旋翼控制动力驱动模块。通过对四旋翼工作模式与控制参数的研究,得到相应的控制算法,然后编程实现、模拟相应的飞行姿态。实验结果表明,四旋翼飞行器能稳定悬停、转向和三维控制。     

Un-powered gliding aircraft's ballistic missile optimal design

In this dissertation, un-powered gliding aircraft's optimal extended rangeproblem is discussed. The aircraft movement model was built. According to the degree of coupling, the model can be classified into a simple model or a complicated model. Using an optimal control method, two different movement models gave out the aircraft's attitude angle optimal flight path. Complicated model's optimal solution can be found by the genetic algorithm. This method can transfer the analytic solution of complicated model to a numerical value solution. Comparing the simulation results of different methods, it showed that the genetic algorithm combined with the complicated model's numerical value solution had the best performance in control strategy. This method solved the problem in which the highly coupling complicated model's analytic solution was hard to obtain. It verified that the genetic algorithm has validity in the field of extended range solution searching.     

基于奇异摄动分解的固定翼无人机抗扰动滑模控制

为了提高固定翼无人机的飞行控制精度,减少系统动态耦合和外界干扰对固定翼无人机飞行控制系统性能的影响,建立了固定翼无人机的奇异摄动模型,在此基础上提出基于干扰观测器的滑模控制方法.首先对固定翼无人机的速度和姿态进行动力学建模,将固定翼无人机的动力学模型转换为奇异摄动模型,再对奇异摄动模型进行快慢分解完成解耦,得到两个降阶非耦合子系统,即以角速度为快变量的快子系统和以速度、姿态为慢变量的慢子系统,分别对角速度回路和速度、姿态回路设计基于干扰观测器的滑模控制器.最后,采用Simulink仿真验证了基于快、慢分解的固定翼无人机滑模控制方法的可行性和有效性.