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无人直升机飞行控制系统设计与工程实现

魏源源  
【摘要】:无人直升机因具有独特的飞行特点在军事和民用领域上得到广泛应用。由于无人直升机是一个多变量、高度非线性、强耦合等高阶复杂系统,使得高性能无人直升机飞行控制系统的设计面临很大的挑战。本文以模型直升机为研究对象,提出了由参考模型和跟随模型相结合的新型自适应姿态跟踪控制方法。创新性设计了由DSP和XE167组成的双CPU控制器,并基于该控制器,采用常规控制方法和本文提出的自适应控制方法完成试飞对比实验,从工程的角度验证了新型自适应控制系统的优越性,为今后进一步研究无人直升机大包线飞行和变旋翼转速优化奠定了基础。首先,根据空气动力学和运动学原理,采用分部件建模方法建立了无人直升机全量非线性数学模型。基于小扰动法获得线性化数学模型,并进行了耦合特性分析,为后续无人直升机解耦控制奠定了基础。其次,从实际工程角度出发,采用易于工程实现的不变性动态解耦方法对系统进行解耦控制,然后采用常规控制方法,分别进行姿态内回路和位置外回路基本控制律的设计,并在半物理仿真平台上验证了控制律的正确性。再次,考虑测量噪声、通道间耦合、配平误差和气动参数不确定性对无人直升机控制的影响,本文提出了由参考模型和跟随模型相结合的新型自适应姿态跟踪控制方法,并进行可调参数收敛性分析,根据半物理仿真结果进行自适应控制律的改进,引入了可自动淡入淡出的可变增益,解决了在自适应学习后期测量噪声对控制输出的不利影响。半物理仿真结果验证了改进后的自适应控制器具有良好的姿态跟踪性能。最后,本文结合DSP和单片机XE167的优点,自主设计了一款移植性好、兼容性高、功能齐全的双CPU飞行控制计算机系统,实现了数据处理和飞控计算的分离,完成了主要外围模块和控制器软件的设计。基于双核CPU控制器分别采用常规控制方法和新型自适应控制方法进行了试飞验证,结果表明新型自适应控制方法比常规控制方法具有更加优越的控制品质。


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