小型四旋翼无人飞行器控制算法研究

根据牛顿定律和欧拉方程,建立小型四旋翼无人飞行器的动力学模型,并设计四旋翼飞行器的控制系统。利用经典PID设计位置环控制回路和专家PID设计姿态环控制回路。对控制系统进行仿真,从仿真结果来看,该控制系统可使飞行器准确到达指定位置,并保持稳定的悬停姿态。     

四旋翼无人飞行器控制算法设计

针对Qball-X4四旋翼无人飞行器的自身特点,建立系统的非线性模型,采用姿态内环和位置外环的双闭环控制算法。线性二次型调节器（LQR）可以快速简便地求解出最优的状态反馈控制率,并且具有良好的鲁棒性,因而利用LQR控制算法来控制姿态内环。由于PID控制算法结构简单、鲁棒性强,因而控制位置外环。通过Matlab/Simulink和飞行试验对控制算法进行仿真和验证,结果表明,设计的控制算法能成功地实现飞行器的悬停控制,并达到较好的控制效果。     

四旋翼无人直升机鲁棒飞行控制

讨论了四旋翼无人直升机的飞行控制问题,提出了一种鲁棒控制器设计方法.该控制器由内环姿态控制器和外环位置控制器两部分组成,姿态控制器采用基于信号补偿的鲁棒控制方法,位置控制器由经典的PD控制实现.将该控制器用于实验室自主研制的四旋翼无人直升机系统,实现了室内悬停飞行.实验结果验证了该控制方法的有效性.     

四旋翼飞行器的建模及控制算法仿真

以四旋翼飞行器为研究对象。为实现对飞行器的稳定控制,首先建立了数学模型和动力学模型,又在此基础上设计了PID控制器和模糊PID控制器,通过模拟仿真判断两种控制算法是否能对四旋翼飞行器进行稳定控制。模型的搭建与仿真实验都基于Matlab/Simulink平台,仿真结果验证了模型建立的准确性,以及在所设定的参数下,fuzzy PID控制器对飞行器的控制较好,能够有效控制飞行器的稳定飞行。     

小型无人直升机的模型预测控制算法研究

针对无人直升机在阵风干扰环境中的姿态控制精度低的问题.本文将非线性刚体动力学模型在悬停点应用小扰动理论得到了线性化数学模型.考虑系统输入输出和控制量约束,采用模型预测控制将控制器的设计问题转化为每个采样时刻求解一个带不等式和等式约束的凸二次规划问题.通过设计终端状态约束解决了有限时域模型预测控制(model predictive control, MPC)算法的稳定性问题,并通过引入松弛变量使得约束优化问题更容易求解.随机和常值阵风干扰下无人机悬停仿真验证了本文MPC预测控制器具有幅度不超过0.25 m/s的良好干扰抑制能力,性能明显优于线性二次型调节器(linear-quadratic regulator, LQR).     

小型四旋翼直升机的建模与仿真控制

针对实现对小型四旋翼直升机的飞行控制,为提高飞行性能和加强稳定性,根据四旋翼直升机特有的机械结构和飞行原理,利用牛顿-欧拉方程建立了小型四旋翼直升机的飞行动力学数学模型,而且对该型进行了合理的简化.同时在Matlab/Simulink仿真环境下,采用直升机动力学模型搭建了模块化、层次化的系统仿真图,并通过PID控制算法对直升机悬停状态进行仿真,实现了直升机姿态控制.仿真结果表明在具有小扰动的条件下,模型能够仿真小型四旋翼直升机的飞行状态,满足直升机飞行姿态的控制要求.     

四旋翼无人飞行器混合控制系统研究

针对四旋翼无人飞行器质量未知情况下的垂直起降控制问题,提出一种基于状态反馈和神经网络自适应的混合控制方法。该方法通过一个状态反馈控制器实现飞行器的水平位置和航向控制,考虑到飞行器负载的未知特性,通过径向基函数(RBF)神经网络对飞行器质量进行估计,从而实现对高度的精确控制。仿真分析及验证表明,所提出的控制方法能够有效实现飞行器高度的精确控制,并能够在线估计出飞行器质量参数。     

四旋翼无人侦察器轨迹跟踪控制研究

针对在系统动力参数不确定、干扰随机性的情况下,对四旋翼无人侦察器非线性模型进行有效控制的问题,建立了侦察器的动力学模型,并提出了一种基于双层回路的非线性控制器设计方法.其外层回路中设计了基于模糊PID(proportional-integral-derivation)控制的控制器来实现高度和位置跟踪;内层回路中利用滑模控制器来实现姿态稳定控制.仿真结果表明,设计的控制器能够使无人侦察器的运动轨迹和姿态角快速收敛到期望值且稳定在较小的误差范围内,具有较好的适应性和鲁棒性.     

基于PID神经网络的四旋翼飞行器控制算法研究

针对四旋翼飞行器的姿态与位置控制问题,提出基于PID神经网络的控制方法。建立四旋翼飞行器的数学模型,引入四旋翼飞行器联合仿真平台,利用Matlab设计PID神经网络姿态控制器,训练后能达到良好的控制效果,最后设计PID神经网络位置控制器并进行训练。仿真结果表明,该控制方法在性能上明显优于传统PID,对飞行器有良好的控制效果。     

微小型四旋翼无人飞行器姿态控制

关于自主研发的微小型四旋翼无人飞行器姿态控制问题,针对姿态控制要求的稳定性,根据飞行器的飞行原理,通过数学推导建立近似的姿态角线性模型.操作飞行器飞行并采集相关飞行数据在MATLAB中辨识出有效的模型参数并验证模型准确性.在姿态角模型的基础上,分别设计了ALQR控制器以及卡尔曼滤波器.飞行实验结果表明,设计的卡尔曼滤波器具有很好的滤波效果和状态量推测性能,设计的ALQR控制器能较好的解决控制指令跟踪的问题,满足姿态优化控制的要求.     

室内四旋翼无人飞行器特征提取方法

针对室内环境下无人四旋翼飞行器同步定位与地图创建时需要进行特征提取的问题,对特征提取的规则进行修改,提出一种新的特征提取方法。该算法具有传统特征提取算法的优点,特征提取速度快、精度高。利用实验室自主研发的无人四旋翼飞行器采集到的激光扫描仪原始数据,进行分割 聚类 线段拟合,得到无人四旋翼飞行器定位、导航需要的特征。实验表明,该算法可以实时、准确、有效地为无人四旋翼飞行器提供定位与地图创建需要的特征。     

无人直升机实时仿真软件设计与开发

实时仿真软件是飞行仿真系统的核心部分,在无人直升机研究过程中发挥不可替代的作用.首先介绍了软件开发的硬件环境,在分析飞行仿真应用需求的基础上,对实时仿真软件进行模块任务划分,并详细阐述了其中动力学模型模块、传感嚣模块、执行机构模块和通信模块的实现过程.该实时仿真软件已在工程项目中得到了成功的应用.     

破片和冲击波对直升机旋翼联合毁伤仿真研究

为研究破片和冲击波对直升机旋翼的联合毁伤,对旋翼结构进行分析和等效,采用赋予破片速度和CONWEP爆炸模型的方法计算了战斗部爆炸后破片和冲击波联合作用下旋翼的毁伤,并与破片单独作用、冲击波单独作用时旋翼的毁伤进行比较.计算结果表明:破片单独作用,旋翼局部结构强度降低;冲击波单独作用,旋翼产生较大的整体弯曲变形;破片和冲击波联合作用,直升机旋翼不仅产生穿孔、局部变形等结构毁伤,而且整体弯曲变形程度增大,联合毁伤增益约14％～18％.     

直升机旋翼自转着陆过程的仿真模型

该文提出了一种新的复杂大系统建模方法。采用模糊神经网络对复杂大系统对象中的结构不确定性因素进行建模,并利用同步扰动随机近似算法对模型参数进行在线调整。应用该方法建立了直升机旋翼自转着陆过程的仿真模型,给出了全量模型和模型调整过程。与传统的机理模型相比,该模型具有结构简单、并行解算程度高、运算速度快的特点,适合于实时仿真环境。仿真结果和工程应用表明,文中所提建模方法是切实可行的。     

直升机旋翼动平衡测量方法研究

为实现直升机旋翼在高速旋转过程中动平衡值的测量,提出了一种基于阶次跟踪的测量方法。该方法首先利用阶次跟踪原理对旋翼转速信号进行等角度重采样,确定重采样的时刻值;然后利用等角度重采样时刻值,对经三次多项式最小二乘法曲线拟合后的振动信号进行二次重采样,得到旋翼振动阶次重采样信号;最后利用离散傅里叶变换方法对其进行阶次谱分析,得到旋翼的动平衡值。该方法有效克服了传统频谱分析方法在分析非平稳信号中存在的频率混叠及能量泄露等问题;同时,该测量方法通过软件实现具有较好的可移植性,能与其他直升机减振分析模块一起使用。通过在仿真试验台及试验机上进行验证试验,结果表明,该方法能有效测量直升机旋翼的动平衡值。     

四旋翼无人飞行器姿态数据采集处理系统

针对机械振动等因素产生的噪声对加速度传感器测量姿态数据的影响,增加了陀螺仪并运用卡尔曼滤波对加速度传感器和陀螺仪的数据进行融合处理;与以往均值和中值等滤波姿态算法相比,采用卡尔曼滤波算法能够获得可靠、稳定的姿态数据,为四旋翼无人飞行器稳定飞行提供有效保障;介绍了姿态传感器和采集处理系统硬件结构及软件实现,运用图形化编程语言LabView实现对四旋翼无人飞行器实时姿态曲线显示、姿态数据存储、回放等功能;经测试,能有效的降低机械振动等噪声对飞行器姿态测量的影响,提高姿态数据估计的精度,达到了预期的目标。     

四旋翼无人飞行器实验平台设计及姿态控制研究

为了实现四旋翼无人飞行器姿态的稳定控制并验证控制算法的性能,设计了一种可用于四旋翼无人飞行器姿态控制算法研究及控制性能测试的物理实验平台;首先,利用牛顿-欧拉法建立了四旋翼无人飞行器的六自由度动力学模型;其次,对姿态传感器数据进行融合,利用互补滤波算法实现对四旋翼飞行器姿态进行快速准确解算;然后,在MATLAB环境下搭建了四旋翼飞行器仿真模型,并设计改进的PID控制器对飞行姿态进行了仿真;最后,搭建了一个四旋翼无人飞行器姿态控制的物理实验平台,进行了飞行器姿态控制算法的性能测试;实验结果表明了四旋翼无人飞行器实验平台设计的合理性和正确性,是一种快速有效的飞行器姿态控制算法性能测试实验平台。     

小型无人直升机控制律设计与仿真

依据摄动线化原理,本文对模型直升机非线性模型在平衡点进行了小摄动线性化处理,得出了线性化动力学模型,并对它进行了PID控制律设计,应用MATLAB/Simulink对控制律作用于线性化模型和非线性模型分别进行了仿真验证,结果表明作用于线性化模型具有良好控制效果的控制律尚不能有效控制非线性模型.使用backstepping方法对非线性模型子系统选择相应的李雅普诺夫候选函数,应用递归方法设计了使型直升机动力学非线性模型镇定的控制律,确保李雅普诺夫候选函数的导数为负定.经仿真验证表明利用该设计方法得到的控制律能对非线性模型进行有效控制.