鲁棒控制在飞翼无人机控制律设计中的应用

与常规无人机相比,飞翼布局无人机有其特殊的操稳特性;为了保证飞翼布局无人机具有良好的操稳特性,飞行控制系统的控制性能和鲁棒性能要求更高;首先介绍了基于LMI的鲁棒H2/H∞控制理论,然后采用LMI工具箱设计了某型飞翼布局无人机纵向增稳控制系统的控制律,得到增稳后的无人机纵向模态特性,同时对升降舵操纵、风切变和测量噪声进行了动态特性仿真;结果表明,设计的控制律改善了飞机的动态特性,具有良好鲁棒性能和抑制外界干扰的能力.     

伪逆法在无人机安全着陆控制中的应用

鉴于着陆控制律设计相对飞机普通模态控制律设计较复杂的情况,由于飞翼布局无人机着陆过程中出现左升降舵卡死。针对这一特定故障采用伪逆法进行了着陆控制律重构设计。充分利用伪逆法结构简单且无需改变原控制律的优点,在非线性建模中,由于飞翼布局无人机的特殊气动布局和结构特点,考虑了纵向与横侧向的耦合性。同时,利用Matlab/Simu-link仿真工具进行了线性仿真和非线性验证,仿真结果验证了无人机仍能够实现安全着陆,且重构设计方法简单有效。     

无尾飞翼式无人机飞行控制特性研究

依据高空长航时无尾飞翼式无人机的主要特点来分析飞机本体静稳定性以及高空巡航状态飞行时的动稳定性和操纵特性。用经典飞行动力学理论详细研究了无人机在16000m高空巡航状态的自然稳定性,并利用Matlab simulink对滚转-俯仰-偏航耦合运动的仿真来分析无尾飞翼式布局在纵、横航向上的耦合特性。基于以上的分析,采用主动控制技术设计纵向和横航向的控制律,阐述了无人机纵向定高爬升和横航向方位角控制时的操纵特性;并进行仿真分析,得到满意的结果,验证了采用主动控制技术可明显改善各项飞行品质要求。     

改进LQR技术的飞翼式无人机控制算法研究

针对飞翼式布局无人机存在纵向操稳性能差和易受阵风干扰问题,采用一种指令跟踪增广LQR方法设计了飞翼式无人机纵向姿态控制律,该方法将系统的输出误差和外界恒值阵风干扰信号引入到性能指标函数中,使设计出来的控制器不仅能保证飞行姿态的无静差跟踪,而且能有效抑制外界的阵风干扰。考虑到系统的迎角变量不易检测,结合降维观测器得到了一种准指令跟踪增广LQR方法,该方法不仅具有良好的鲁棒性和跟踪性,而且便于工程实现。最后利用获得的控制律对ICE飞翼式无人机进行仿真实验和对比分析,结果表明,采用改进后的LQR方法设计的控制器不仅改善了飞翼式无人机纵向模态的飞行品质,同时与输出反馈线性二次型跟踪方法和LQG/LTR方法相比,具有更好的控制性能。     

飞翼无人机主轮差动刹车系统的建模与仿真

为了验证主轮差动刹车系统在飞翼布局无人机上应用的可行性,以某飞翼无人机为对象,在综合考虑了无人机的机体、起落架、轮胎等特性的基础上,建立了飞翼无人机地面滑跑仿真模型.它由无人机机体动力学模型、轮胎跑道间摩擦系数模型、轮胎跑道间结合力矩模型、机轮动力学模型、电液伺服阀模型以及刹车装置模型等组成.提出主轮刹车系统进行航迹纠偏控制的方案,并进行了仿真验证.仿真结果显示应用主轮差动刹车系统进行航迹纠偏控制是可行的.     

飞翼式UCAV着陆段纵向飞行控制律研究

针对飞翼式无人机着陆段的控制要求,需要精心设计纵向内回路控制律及着陆轨迹曲线,从而实现着陆轨迹的精确跟踪;采用线性矩阵不等式(LMI)方法设计了纵向姿态回路控制律,在设计过程中结合了线性二次型原理,并实现了区域极点配置、控制量约束等多目标控制;在此基础上,设计了着陆轨迹曲线并进行了非线性仿真试验;仿真结果表明,飞机着陆段性能达到了设计要求,并且优于常规的PID控制,从而验证了设计方案的可行性.     

基于特征结构配置的飞翼无人机纵向控制律设计与试飞验证

针对飞翼无人机的纵向、横侧向静稳定性较差,飞机纵向短周期模态稳定性不足等问题,以某小型飞翼无人机为对象,研究了特征结构配置方法,并提出了基于特征结构配置方法的前向增益型、误差积分型控制律设计方案;利用线性模型设计了该飞机的纵向控制律,通过非线性仿真分析、飞翼无人机的试飞验证了该控制方案的可行性与有效性;仿真及试飞结果表明:采用特征结构配置方法设计的飞行控制系统具有较好的控制效果,改善了飞翼飞机的飞行品质.     

自抗扰实现飞翼布局无人机全包线飞行控制

本文以大展弦比飞翼布局无人机为研究对象,基于线性自抗扰控制(linear active disturbance rejection control,LADRC)理论设计了包含内环姿态控制和外环轨迹控制的全包线飞行控制器.在姿态控制中,提出一种抗时滞LADRC控制方法,可以有效解决控制延迟和执行机构动态特性引起的LADRC响应振荡;在轨迹控制中,考虑飞翼布局无人机的气动特性,分别设计了高度、航向、侧向偏离等常用飞行模态的跟踪控制器.仿真结果表明,在气动参数存在不确定性及强风干扰的全包线环境中连续飞行时,所设计的控制器具有较好的控制性能和较强的鲁棒特性.与常规全包线控制方案相比,本文设计的全包线飞行控制器待整定参数较少,参数整定过程相对简单,为进一步的工程应用提供了参考.     

飞翼无人机着陆过程中的抗侧风控制研究

飞翼布局无人机的无尾布局给横侧向的稳定与控制带来困难,尤其是下降阶段有侧风时的航迹控制.带侧滑保持航向和带偏流保持航向是常用的两种抗侧风策略,为解决稳定性控制,研究了两种策略的优缺点,并针对两种控制策略分别设计了横航向抗侧风控制器.结合飞翼布局无人机的特点,在着陆过程中的不同阶段选择不同的抗侧风策略,在进场和下滑初始阶段采用带偏流保持航向方式,在下滑到一定高度时转为带侧滑保持航向的控制策略.仿真结果表明,选择的控制策略以及设计的控制器合理、可行,满足飞翼无人机着陆阶段的抗侧风要求.     

基于EA方法的飞行控制律设计与仿真

在飞行控制系统优化设计中,由于系统存在多输入、多输出的模型结构,古典控制方法无法应用到MIMO系统中,尤其现代控制方法设计过程中一次性计算出反馈控制器,导致应用过程中可靠性降低,对古典飞行控制系统控制结构进行优化设计.控制系统内回路采用EA方法,外回路适当引入误差积分控制和前馈比例控制,进而针对广义被控对象直接进行控制律设计与仿真.运用根轨迹方法对控制系统进行验证分析,并根据实际需求对控制律进行适当改进.仿真结果表明,特征结构配置方法能够较好的与古典控制理论相结合,完成指令跟踪控制律设计,且具有很好的鲁棒性和动态特性,新的控制结构应用起来方便有效.     

基于PID和LQR的四旋翼无人机控制系统研究

为提高四旋翼无人机的飞行稳定性、无人飞行器控制系统的鲁棒性和控制精度,以建立的四旋翼无人机飞行控制系统模型为基础,采用现代控制理论与传统控制论相结合的方法,针对姿态角速率、姿态角分别设计内环LQR(线性二次型调节器)控制器,及外环PID控制的双回路闲环控制器.充分利用PID控制器易于掌握且对模型要求精度低、LQR控制器能改善内回路的动态特性和稳态性能的特点,完成四旋翼无人机的飞行控制.通过实验遴选该双闭环控制器相关参数并进行优化,实验结果表明所设计的双回路控制器控制性能指标良好.     

一种基于H∞与PID混合控制的速度控制器设计

以PID为核心的速度控制系统易受到参数摄动以及外部扰动的影响,鲁棒性较差。针对这点不足,以某型飞机的数学模型为基础,提出了基于H∞与PID混合控制的速度控制器设计方法,以鲁棒控制姿态,实现内回路的设计,以PID控制速度,实现外回路的设计。在参数摄动情况下,将混合控制器与单纯PID控制器的控制效果进行对比评估,仿真结果表明所设计控制器性能满足要求,且比单纯的PID控制器具有更好的鲁棒性。     

基于扩张状态观测器和反步滑模法的四旋翼无人机轨迹跟踪控制

为了解决欠驱动四旋翼无人机（UAV）在实际飞行中存在的外界干扰问题,同时提高在系统参数摄动情况下的精确轨迹跟踪效果,设计了一种基于扩张状态观测器（ESO）和积分型反步滑模算法的飞行控制策略。首先,根据系统的半耦合特性和严反馈结构特点,采用反步法设计姿态内环和位置外环控制器;然后,将抗干扰能力较强的滑模控制融入其中,使得系统的鲁棒性得到增强;接着,为了减小系统的稳态误差,引入积分环节;最后,利用ESO实时估算出系统的内、外总扰动并对控制量进行补偿。通过Lyapunov稳定判据,可以说明该系统是一个全局渐进稳定的系统,并通过仿真分析验证了所提控制方法的有效性和鲁棒性。     

基于MPU6050和互补滤波的四旋翼飞控系统设计

针对四轴飞行器飞行性能不稳定和惯性测量单元（IMU）易受干扰、存在漂移等问题,利用惯性传感器MPU6050采集实时数据,以经典互补滤波为基础,提出一种可以自适应补偿系数的互补滤波算法,该算法在低通滤波环节加入PI控制器,依据陀螺仪测得的角速度实时调节PI控制器补偿系数。飞行器姿态控制系统采用双闭环PID控制方法,姿态解算的欧拉角作为系统外环,陀螺仪角速度作为系统内环。最后,搭建以NI myRIO为核心控制器的四轴飞行器,通过LabVIEW实现算法和仿真,实验结果表明,自适应互补滤波算法可以准确解算姿态信息,双闭环PID控制超调量小、反应灵敏,控制系统基本满足飞行要求。     

采用滑模观测器的六旋翼指令滤波鲁棒控制

针对包含复合干扰的六旋翼无人机鲁棒控制问题,提出了一种基于滑模观测器的指令滤波鲁棒控制方法。建立了包含复合干扰的六旋翼无人机位置和姿态的数学模型,并对位置回路设计了滑模控制律,从而解算出姿态指令;根据姿态角回路输出的虚拟控制律,设计了指令滤波器来抑制微分爆炸现象,并利用辅助滤波器补偿指令滤波的误差;在角速度回路鲁棒控制律中引入滑模观测器,对包括模型误差和外界扰动的复合干扰进行补偿,实现了六旋翼UAV的指令滤波鲁棒控制。仿真结果表明：提出的指令滤波鲁棒控制律与指令滤波自适应控制方法相比,在复合干扰下具有更优的稳定性、准确性和快速性,位置和姿态的最大误差分别仅为0.05?m和0.5°,滑模观测器的估计误差也仅为0.2 （°）/s,能够在更短的时间内实现对六旋翼UAV位移和姿态的鲁棒控制。     

基于非线性L1自适应动态逆的飞行器姿态角控制

钊对常规动态逆控制器不能有效抵消系统中的不确定性这一缺点,提出了一种非线性L_1自适应动态逆控制方法.该方法能够克服常规动态逆的不足,在保证系统鲁棒性的前提下,提升飞行器姿态角控制效果.首先,采用时标分离原理,将姿态角控制系统分为内外两个回路:外回路采用常规动态逆控制器,用于姿态角的跟踪控制;内回路采用非线性L_1自适应控制器,用于角速率的控制.其中,L_1自适应控制器由静态反馈控制器和自适应控制器组成:静态反馈控制器通过状态反馈实现,用于保证内回路的稳定和具有期望的闭环特性;自适应控制器由状态观测器、自适应律和控制律组成,用于抵消系统中的不确定性.其次,对所提控制方法的稳定性进行了分析,结果证明了该控制方法能够保证内回路的稳定和外回路的误差有界.最后,在综合考虑多种不确定性的情况下,将本文提出的非线性L_1自适应动态逆控制方法用于某无人飞行器姿态角控制,仿真结果验证了该控制方法的有效性和鲁棒性.     

基于气动参数调节的无人机抗扰动控制算法

无人机飞行受到气动阻尼扰动,从而导致控制稳定性不好。当前采用翼型截面气动参数调节的方法进行无人机抗扰控制,以扭角以及振动方向等参数为约束指标,参数调节的模糊度较大,对气动姿态参数调节的稳定性不好。文中提出基于气动参数调节的无人机抗扰动控制算法。该算法根据无人机的飞行工况构建各阶模态对应的气弹耦合方程,在速度坐标系、体坐标系、弹道坐标系三维坐标系下构建无人机的飞行动力学和运动学模型;采用卡尔曼滤波方法实现对无人机飞行参数的融合调节和小扰动抑制处理,并采用末端位置参考模型进行无人机飞行轨迹的空间规划设计;在卡尔曼滤波预估模型中实现对动力学模型的线性化处理,采用气弹模态参数识别方法进行无人机的飞行扰动调节;将姿态控制作为内环,获得位置环状态反馈调节参数;以无人机的升力系数和扭力系数作为气动惯性参数进行飞行姿态的稳定性调节,从而实现无人机抗扰动控制律的优化设计。采集飞机的俯仰角、横滚角和航向角作为原始数据在Matlab中进行仿真分析,仿真结果表明,采用所提方法进行无人机抗扰动控制的稳定性较好,对气动参数进行在线估计的准确性较高,航向角误差降低12.4%,抗扰动能力提升8dB,收敛时间比传统方法缩短0.14 s,无人机飞行的抗扰动性和飞行稳定性得到提高。所提方法在无人机飞行控制中具有很好的应用价值。     

模型预测控制算法在飞翼无人机中的应用研究

针对某小型无尾飞翼布局无人机,运用CFD方法分析了该无人机的气动特性,计算了气动导数及操纵导数,建立了模型预测控制算法的仿真模型,并运用动态矩阵控制算法设计了飞行控制系统。仿真分析与试飞结果表明,在具有输入输出等约束条件下动态矩阵算法优势明显,具有一定的工程应用价值。     

Design and flight-testing of non-linear formation control laws

This paper presents the results of a research effort focused on the modeling, identification, control design, simulation, and flight-testing of YF-22 research aircraft models in closed-loop formation. These models were designed, manufactured, and instrumented at West Virginia University (WVU). The first phase of flight tests was performed with the goal of exciting all the aircraft dynamic modes. The recorded flight data were then used for a parameter identification study. The output of this study was a mathematical model of the WVU YF-22 aircraft, which was then used for the design of the formation control laws. The design of the formation control laws is based on an inner/outer loop design with the objective of controlling the forward, lateral, and vertical distances between two aircraft in the formation. The design for the outer loop scheme was based on feedback linearization while a root locus-based approach was used for the design of the inner loop scheme. The paper presents experimental results validating the performance of the formation control laws using a ‘virtual leader’ configuration.