涵道尾座式垂直起降飞行器全包线飞行控制

本文针对一种新型涵道尾座式垂直起降飞行器的非线性控制问题, 提出一种全包线飞行控制方案. 在设计 的控制框架中, 采用统一的坐标系描述该飞行器的多模态特性. 对于不可测量的外部力矩, 设计了辅助系统进行观 测及自适应律进行补偿; 对于可测的合外力, 设计了一种基于加速度测量的拉力/姿态几何解耦方法; 同时, 给出了 保证闭环系统全局指数稳定的充分条件. 最后, 所述控制方案成功应用于一小型涵道尾座式无人机上, 并完成了飞 行器垂直/水平模态转换飞行试验, 验证了所提出方法的有效性.     

纵置双涵道式飞行器悬停控制系统设计

涵道风扇较同样直径的螺旋桨能产生更大的升力,且结构紧凑、安全性高、噪音低.以此为推力装置的可垂直起降飞行器具有良好发展前景.但其系统动力学特性是属于多变量、强耦合的非线性系统,在控制系统的设计中必须进行良好的解耦设计纵置双涵道式飞行器的飞行控制系统的控制特征进行了分析,建立基本的控制系统动力学模型,利用模型跟踪解耦自适...     

涵道风扇飞行器飞行控制技术与分类

飞行控制设计的最新进展提高了复杂自主飞行器完成各类任务的能力.在各类垂直起降飞行器中,涵道风扇飞行器(DFAVs)是一种非常重要的尾座式飞行器,其运动和驱动部件由称为涵道的环形机身所屏蔽.这一结构使得其能够很好地保护飞行器自身和操作人员的安全,让飞行器能够在狭窄、杂乱和危险的环境中飞行.此外,DFAVs具有固定翼飞机和直升机的特点,能够同时展现它们的优良特性,如长时居高监视能力和大有效载荷能力.本文是关于DFAVs的第1篇综述论文,旨在概述与其相关的几个方面的最新进展.首先,综述了世界范围内开发的此类飞行平台的历史与分类,并总结了它们的优缺点.然后,介绍了用于控制这些飞行器的多种控制方法.最后,给出总结,并讨论了现存的挑战,以及新的研究趋势.     

基于多环QFT的高超声速飞行器鲁棒控制

阐述了定量反馈理论(QFT)的基本原理和设计方法,针对超燃冲压发动机不同工作状态时高超声速飞行器不确定性模型,应用多环QFT设计了高超声速飞行器纵向飞行控制系统;仿真结果表明,运用QFT方法设计的控制系统不仅具有良好的跟踪性能和抗干扰性能,而且能够很好地解决飞行控制系统由于模型参数具有不确定性而造成的控制系统鲁棒性设计问题,并从工程应用角度为高超飞行器纵向飞行控制系统提供了一种鲁棒控制设计方案。     

基于STM32的四旋翼飞行器控制系统设计

四旋翼飞行器控制系统的性能决定了飞行效果的优劣,如何改善飞行控制系统使其拥有更良好的表现成为近几年的研究热点。根据四旋翼飞行器的飞行原理,设计了一种新型四旋翼飞行器控制系统。该系统以STM32作为主控制器,配合各姿态传感器实现飞行器姿态及位置的控制,并结合以姿态角为主要误差源的双环结构PID控制器,提高了飞行器的平稳性。经实际飞行验证,该飞行控制系统方案能够取得较稳定的飞行效果。     

基于CATIA的涵道风扇无人机三维建模

为了更直观、更形象地对涵道风扇无人机进行动力学特性分析,清晰生动地反映出涵道风扇无人机的实体特性,使人们对涵道风扇无人机有一个具体直观的印象,在CATIA软件中建立了涵道风向无人机的三维模型.使用了系统参数、用户参数和表格参数等方法,同时详细介绍了无人飞行器参数化建模的一般步骤.通过对CATIA的草图设计、装配设计及图像渲染等模块的使用,实现了涵道风扇无人机的三维建模,为以后的动力学、控制系统仿真打下了基础.因此,容易得出应用CATIA软件可以更好地对涵道风扇无人机进行三维建模的结论.     

四旋翼飞行器的自抗扰控制方法研究

为了检验自抗扰控制方法是否可以应用在四旋翼飞行器飞行控制系统。介绍了自抗扰控制器的原理以及基本组成。针对四旋翼飞行器低速飞行或悬停状态,提出了一种基于自抗扰控制器的控制系统设计方法并在仿真平台上进行稳定控制、高度控制实验,以及与PID控制系统进行对比分析实验。仿真结果表明：基于自抗扰的四旋翼飞行器控制系统具有较好的动态品质、稳态精度以及较强的鲁棒性,本文所设计自抗扰控制器可应用在四旋翼飞行控制系统。     

基于ARM的多传感器四旋翼飞行器控制系统设计

为改变以传统嵌入式处理器的四翼飞行器的控制方式,基于四旋翼飞行器的工作原理和性能特点,提出了一种基于ARM Cortex-M7的嵌入式处理器的飞行控制系统的设计和实现方案.阐述了四旋翼飞行器的物理结构与飞行原理,给出了硬件系统总体方案;在整合各功能模块的基础上,对系统硬件电路进行设计,并进行了模拟仿真运行和实验验证.仿真与实验表明:设计能够保证系统的高稳定性,能满足飞行器起飞、悬停、侧飞等飞行模态的控制要求.     

一种多飞行器自主编队飞行智能仿真系统研究

为缩小多机自主编队飞行理论研究与实际应用的差距,加快导航与控制系统从设计到产品实现的过程,提出了一种用于多飞行器自主编队飞行的智能仿真系统.该仿真系统采用多通道信息采集设备、多通道星座模拟器、协同飞行仿真控制设备,将真实飞行设备接入闭环仿真,有效验证了导航与控制系统方案的可行性.该仿真系统中,用同一时钟模块控制多通道星...     

四旋翼飞行器控制系统设计及可视化仿真

直接对四旋翼飞行器控制系统进行调试,极易引发危险,严重时还会造成人员伤害,针对目前多采用数值仿真验证方法难以直接展示控制效果问题,本文设计一种基于Matlab/SimMechanics软件的四旋翼飞行器飞行控制可视化仿真系统,首先,基于Simulink完成了四旋翼飞行器控制系统设计,然后采用PID控制算法实现了四旋翼飞行器飞行状态直观姿态和飞行数据分析功能,最后通过仿真可以得出结论,所设计的四旋翼飞行器控制可视化仿真系统通过三维可视化窗口,可实时完成四旋翼飞行器实时控制算法演示和仿真,具有重要的应用价值。     

考虑非线性因素的飞机防滑刹车系统控制

飞机的刹车过程存在较强的非线性,目前广泛应用的速度差加压力偏调式(PBM)控制律难以实现对飞机刹车的高性能控制.本文提出了一种考虑飞机刹车过程中非线性因素的滑模控制律.首先建立考虑轮胎跑道非线性和刹车盘摩擦系数非线性的的飞机防滑刹车系统非线性模型,然后设计了滑模观测器对飞机速度进行估计,并在此基础上设计了一种滑模变结构控制律,最后基于模糊理论对滑模控制律进行优化,从而抑制控制器的抖振.仿真结果表明,基于模糊指数趋近律的滑模变结构控制律控制效果优于传统“PD+PBM”控制律,抑制控制器输出抖振效果良好,能够很好的适应刹车过程中的复杂非线性因素,刹车效率高,控制方法合理有效.     

Practical near hover flight control of a ducted fan (SLADe)

The development of a near hover flight control system for an electrically powered, coaxial, counter-rotating ducted fan aircraft (SLADe—surface launched aerial decoy) is presented. The control and estimation algorithms are designed to operate with low-cost sensors, be computationally efficient, robust and easily adaptable from flight test data. Successive loop closure is employed in the controller design with feedback signals from linear decoupled estimators. Simulation results verify the controller functionality and show that the decoupled estimators perform well near hover when compared to a coupled nonlinear 16 state Kalman filter. Flight test results are presented that verify the practical success of the autopilot.     

基于模糊控制方法的自动地形跟随系统设计

对飞机纵向地形跟随控制系统控制律的设计问题进行了研究。为了消除干扰,提高跟踪效果,首先以飞机的纵向运动状态为研究对象,建立了相应的自动地形跟随控制系统结构模型,再应用模糊控制的方法分别通过控制航迹角和控制法向加速度两种方案设计了飞机纵向地形跟随系统的控制律,同时给出了仿真验证的模型,然后对模型各个输出的特性以及地形跟随的效果进行了仿真验证,仿真结果表明,设计的控制系统得到了良好的地形跟随效果,最后以控制航迹角的系统响应曲线为例,通过与传统的PID控制效果进行对比,说明经过模糊控制的系统具有良好的抗干扰性。     

飞机着陆全面控制的直接反馈线性化设计及仿真

应用直接反馈线性化的方法来设计非线性飞机模型自动着陆全面控制系统。首先以飞机原始非线性十二阶微分方程为对象,利用直接反馈线性化(DFL)理论对飞机原始非线性方程进行线性化,将原系统等效于一个六阶的线性系统。然后设计了自动着陆控制系统控制律,并进行了仿真,仿真结果满足飞机自动着陆各项指标要求,表明所设计的自动着陆控制系统具有较强的鲁棒性。     

舵机速率饱和时的飞机尾旋改出控制

通过闭环控制进行飞机尾旋自动改出时, 由于控制能量不足舵机速率饱和有可能引起振荡问题. 本文基于反步法设计一种抗舵机速率饱和的尾旋自动改出控制方法. 将飞机模型看做角度、角速度和舵机三层级联结构, 首先利用反步法设计角度和角速度层控制律, 然后在舵机层控制律根据舵机速率饱和限制约束控制量, 同时通过Lyapunov函数保证闭环系统渐近稳定. 对所得控制方法抗舵机速率饱和的效果进行了分析. 以某现代歼击机模型为对象的仿真试验表明, 该方法在舵机存在速率饱和的情况下控制效果明显优于传统动态逆方法与传统反步法.     

飞机强度试验中结构健康监测采集控制系统

针对结构健康监测在全机疲劳试验中需要采用多种监测系统的特点,结合飞机强度疲劳试验对数据采集的要求,设计了一种将光栅光纤传感器、压电传感器和声发射传感器等集成为一体的飞机结构健康监测系统.设计了多类型传感器采集控制系统,其中采用了分布式、多任务的结构设计,解决了多台设备采集数据的同步性、有效性和一致性.针对多类传感器的数据源多、数据类型多的特点,设计了通用数据结构解决了多类传感器的数据合并处理问题.通过在某全机疲劳试验中的运用,验证了本系统是一种稳定、高效、易扩展的多传感器健康监测集成系统,能够获取更加可靠、全面的健康监测数据,为健康监测在全机疲劳试验中损伤的准确识别,提供了强有力的支撑.     

基于力矩补偿与分配的多操纵面飞机飞行控制设计

针对多操纵面飞机舵面冗余和强非线性气动特征, 提出了一种基于力矩补偿与分配的非线性飞行控制系统设计方法, 采用指令－力矩－舵面的间接形式, 外环采用模型跟踪方法生成满足飞行品质要求的力矩指令, 内环采用力矩补偿结合控制分配的设计方法, 控制各舵面实现期望控制力矩. 以革新性操作效率器(ICE)飞机为对象进行了仿真验证, 结果表明力矩补偿与分配系统可实现准确的力矩跟踪, 系统对参数的变化有较强适应能力, 所设计的飞行控制系统能够依据参考模型对控制指令进行跟踪, 各控制通道间耦合被有效抑制.     

基于PMAC的航空结构件柔性工装分布式控制系统设计

航空结构件是航空飞行器中的重要组成部分，航空结构件的自动化柔性工装质量直接影响航空飞行器的飞行安全水平。为降低系统位置和姿态控制误差，减小航空结构件的磨损面积，设计了基于PMAC的航空结构件柔性工装分布式控制系统。采用PMAC运动控制器，接收电子部件的反馈信号，控制步进电机、直流电机和交流电机。结合工控机、定位器、伺服电机和分布式通信网络，完成硬件系统的设计。根据航空结构件柔性工装操作设备的组成结构和工作原理，构建相应模型。确定航空结构件在目标曲面上的柔性工装位置，从移动位置和装配力两个方面，计算柔性工装控制量。在PMAC控制器的作用下，通过位姿的调整实现系统的航空结构件柔性工装分布式控制功能。系统测试结果表明，设计分布式控制系统的位置和姿态控制误差分别降低了13cm和0.32°，且设计系统控制下航空结构件的磨损面积较小。