倾转旋翼机模拟平台建模与仿真

建立倾转旋翼机数学模型是设计其合理的飞行控制律的基础。通过分析模拟平台的运动特点,运用L agrange动力学方法对倾转旋翼机模拟平台进行建模。实验结果表明,模型有效地反映了倾转旋翼机的短舱在倾转过程中,短舱倾转角与飞机姿态之间的动态关系。由于平台的纵向、横向运动、短舱倾转之间存在很强的交叉耦合特性;另外,该平台是一个高阶非线性系统,在一定程度上像倾转旋翼机,为更进一步研究倾转旋翼机提供了很好的实验平台。     

面向方案设计的倾转旋翼飞机短距起飞性能

倾转旋翼飞机同时具备低速垂直起降和高速巡航飞行的能力,受到航空从业者高度重视,而短距起飞相比于垂直起飞可以提升有效载荷以及起降安全性,是倾转旋翼飞机特有的起飞方式之一。本文面向方案设计阶段,研究倾转旋翼飞机在短距起飞模式下,推导该类飞机地面滑跑距离与短舱动力倾转角、推重比等设计参数之间简洁有效的理论公式,并予以计算分析。结果表明：该方法合理可信,所得结论可为同类飞机设计提供参考,具有良好的工程应用价值。     

倾转翼无人机返航过渡段气动分析与优化

倾转翼无人机是兼有固定翼飞机和直升机优点的一种新型旋翼无人飞行器,但其过渡段的气动特性存在非线性、强耦合的特点。基于动量源方法建立了倾转翼无人机返航过渡段的数值模拟方法,经单独旋翼和Georgia-Tech模型算例验证动量源方法的准确性后,结合滑移网格技术模拟倾转翼无人机返航段并进行气动分析,通过调整旋翼转速、倾转角速度,使其定高倾转完成的时间从9.20s缩短为4.46s,在此基础上通过MATLAB不同函数拟合曲线编写入动量源,对比得到返航段走廊曲线。计算结果表明利用拟合曲线可以使其更平稳地定高倾转,使倾转翼无人机的返航过渡段受力曲线更加光滑,该方法得到的结果为控制倾转翼无人机返航过渡段的稳定性提供了理论依据。     

一种小型倾转四旋翼飞行器的轨迹控制

针对小型倾转四旋翼(quad tilt-rotor,QTR)无人机位置控制过程中存在的外部扰动、建模误差以及输入时延的问题,给出了QTR的动力学模型,并采用基于扰动观测器的控制方法,设计了QTR的位置控制器。内回路的姿态控制器采用鲁棒伺服线性二次型最优控制器。仿真实验部分,设计了相应的飞行场景对设定的轨迹进行跟踪。仿真实验表明,所设计的基于扰动观测器的位置控制器能有效地实现对期望轨迹的跟踪,使得QTR能兼顾传统旋翼飞行器的飞行功能,同时又能像固定翼一样进行长距离快速飞行。     

倾转旋翼机直升机状态前飞时系统稳定性判定的一种方法

本文建立了倾转旋翼飞机直升机模式的非线性气弹分析模型,采用数值分析方法——纽马克法和牛顿—拉斐逊迭代法相结合的方法计算出倾转旋翼飞机直升机状态前飞时系统对初始条件的响应,通过考察系统从初始时刻到任意时刻之间的响应过程,判断系统的稳定性。     

倾转旋翼-机翼气动干扰准定常多重参考系仿真和风洞试验

倾转过渡状态下气动力的急剧变化是导致倾转旋翼飞行器姿不稳定重要原因。采用风洞试验和数值仿真方法研究前飞状态和倾转过渡状态倾转旋翼对机翼的气动干扰。首先,分别计算了悬停状态标模和前飞状态8038旋翼的拉力,数值仿真结果与试验结果符合良好。然后,针对倾转旋翼-机翼气动干扰建立了计算流体力学（computational fluid dynamics,CFD）数值仿真模型和搭建了风洞试验平台。结果表明：前飞状态随着前进比的增大机翼气动力系数降低且趋于与单机翼气动特性一致。倾转过渡状态,当旋翼倾角小于75°,随着前进比的增大机翼升力系数由负值逐渐增大。倾转角对机翼气动特性的影响随前进比的增大而降低。分析了倾转旋翼-机翼在升力方向和前飞方向上的气动力,研究结果对进一步完善倾转旋翼飞机设计及试飞试验成功提供了参考。     

倾转旋翼机模态转换的鲁棒H_∞增益调度控制

研究了某小型倾转旋翼无人机模态转换阶段的飞行控制问题.基于鲁棒H∞控制,给出了一种模态转换飞行的增益调度方法,其设计条件具有线性矩阵不等式(LMI)的形式.针对模态转换飞行阶段存在的操纵冗余问题,给出了一套实用的舵效分配策略.通过对该飞行器转换模态纵向动力学系统进行仿真研究,结果表明,该方法可以确保飞行器能准确地按照预定轨迹完成模态转换飞行,并对模型中存在的气动参数摄动具有较好的鲁棒性,且能够有效地抑制阵风等外部扰动.     

海军倾转旋翼无人机技术和发展优势综述

倾转旋翼无人机是一种介于无人直升机和固定翼无人机的新型无人机。它一方面具有垂直起降能力;另一方面还可以作高速巡航飞行,是未来无人机发展的趋势之一。简要地介绍了＂鹰眼＂无人机的发展历程和技术特点,综合分析了倾转旋翼无人机的关键技术。在此基础上,对海军倾转旋翼无人机的发展优势和应用前景进行了展望。     

倾转旋翼机切换鲁棒控制器初始化研究

为提升跟踪控制下的线性切换系统瞬态性能,采用控制器初始化方法,通过闭环切换系统输出性能指标的最小化,获得切换控制器最优初始化映射,给出了简化最优初始映射的求解方法. 采用多Lyapunov函数的方法,证明了闭环切换系统的输入状态有界性,给出了初始化切换系统渐近稳定条件. 依据倾转旋翼机纵向运动模型以及所选取的被控对象平衡状态点,采用鲁棒控制器设计方法设计了相应控制器,并对跟踪控制下的切换控制器初始化控制效果进行了仿真验证.      

可倾转六旋翼飞行器自抗扰控制技术研究

针对传统的多旋翼存在力和力矩的耦合，难以实现线运动和角运动解耦控制的问题，本文研究设计了一种可六自由度独立控制的倾转六旋翼飞行器（HTR）。为提高控制性能和抑制系统所受内外扰动影响，设计了基于自抗扰控制（ADRC）技术的飞行控制器。首先对HTR构型进行设计，使用牛顿欧拉法建立HTR动力学模型；接着针对HTR过驱动的特性，通过变量代换对控制分配矩阵进行线性化处理；最后将HTR解耦为6个单输入单输出系统的组合，分别设计位姿自抗扰控制器，来克服系统内部存在的不确定因素、通道耦合和外部扰动问题。仿真结果表明，本文设计的自抗扰控制器具有良好的线运动和角运动独立控制能力，提高了系统的控制精度和抗扰性。     

基于有限时间控制的高超声速飞行器控制律设计

针对高超声速飞行器的飞行控制问题,提出了一种基于有限时间控制技术的控制方法.根据高超声速飞行器纵向模型的特点,将高度控制和速度控制看作2个子系统分别设计控制器.采用非线性动态逆与有限时间控制技术相结合的方法,分别设计了速度控制器和高度控制器.速度控制器设计时考虑了发动机的动态,使得飞行速度在有限时间内收敛到给定值.飞行...     

带微分观测器的双环姿态跟踪控制

针对捕获非合作目标航天器的姿态跟踪控制问题,给出了一种双环姿态跟踪控制器。通过引入虚拟角速度将二阶姿态运动方程分解为内外环独立的子系统。外环预设有界虚拟角速度使航天器姿态渐近收敛于期望姿态;内环采用二阶微分观测器精确估计由转动惯量摄动、外部干扰和饱和超幅部分组成的不确定项,基于观测值的鲁棒姿态控制器使内环角速度指数收敛于外环虚拟角速度。双环姿态跟踪控制能够满足控制饱和及角速度有界约束下的跟踪精度和闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真验证了该控制器的鲁棒性和有效性。      

基于地面反力最优规划的双足机器人姿态控制

提出了一种基于地面反力最优规划的双足步行机器人上体姿态控制算法,以实现上体轨迹准确跟踪及为分级递阶控制结构中的地面反力／位混合控制提供参考输入。由于上体只安装了加速度器并未安装陀螺仪,文中采用线性观测器来重构沿偏转轴和俯仰轴的偏转速度,利用无源性理论控制器－观测器设计了保持上体姿态跟踪特性及系统为最终有界和局部指数稳定有界的地面反力期望值。     

逆系统方法及其应用

本文提出了一种设计非线性反馈控制系统的方法，称作过系统方法．这种方法的要点，就是用对象的逆系统构造出一种可用反馈结构实现的“α──阶积分逆系统”，将原对象补偿为具有线性传递关系的系统，即α阶伪线性系统，然后用线性系统的理论来解决这种系统的综合问题。同时，本文还将逆系统方法用于机械手控制系统的设计，从所给出的仿真来看，结果是令人满意的。     

基于四元数的刚体姿态调节问题

给出了用四元数表示的刚体姿态调节问题的两种控制规律，首先利用反馈非线性化方法，给出一种不含非线性扭矩项，仅由四元数和角速度的线性组合构成的控制规律，该控制律与刚体惯性参数无关，因而具有一定的鲁棒性，并证明在一定条件下闭环系统是指数渐近稳定的，其次重新研究了刚体姿 态控制问题固有的无源性，并利用这种新的无源性设计了一种仅利用姿态四元数而无需用角速度测量作为反馈的控制规律，与现有的四输入/四输出无源系统相比，这里的严格无源系统的动态控制器仅是三输入/三输出的，有效地减少了实时计算所需的时间。     

运载火箭姿态控制系统稳定性分析

为解决无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统的不稳定问题,以俯仰通道为例,对无控刚性箭体引入了姿态角偏差和姿态角速度偏差反馈,设计了PD控制器;对弹性箭体引入结构滤波器,进行控制器设计.仿真结果显示无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统俯仰通道的稳态误差分别为0.05%、-0.30%,从而使无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统的不稳定问题得到了有效控制.     

基于变论域模糊控制的高旋弹姿态控制算法

针对高速旋转弹姿态控制系统存在的模型不确定、非线性、强耦合等问题,提出了基于变论域模糊控制的参数自适应姿态控制算法. 在建立姿态控制模型并通过前置反馈补偿方法对俯仰偏航通道进行解耦的基础上,利用变论域模糊控制器对姿态闭环反馈控制系统参数进行在线自适应整定. 仿真结果表明:变论域模糊控制器能有效改善闭环反馈控制系统的动态响应特性,减小弹体参数时变对控制器性能的影响,提高其适应性.      

基于神经网络逆系统的智能汽车纵横向解耦控制

针对汽车纵横向运动中的耦合现象,以四轮驱动、前轮转向的智能汽车为研究对象,建立汽车纵横向动力学模型并通过Interactor算法对模型的可逆性进行分析.在已有的传统伪线性系统结构的基础上,根据智能汽车的特点,建立了可对接智能汽车上层规划模块的伪线性系统.为了实现汽车纵横向运动之间的解耦,采用基于神经网络逆系统的解耦控制策略,构造神经网络并对其进行训练,并将神经网络逆系统与内模控制器组成闭环控制回路,对纵向速度和横摆角速度进行内模反馈调节,进一步提升控制系统的性能.仿真结果表明,所设计的基于神经网络逆系统的控制方法能实现良好的解耦特性,且相比于其他的控制方法,在各种输入条件下,都能实现对于期望速度和期望横摆角速度良好的跟踪性能,同时,质心侧偏角始终被控制在一个较小的范围内,这有利于智能汽车路径跟踪的精确性和行驶稳定性.     

高超声速飞行器自适应高阶终端滑模控制

针对高超声速飞行器的纵向运动模型,研究了飞行器输出跟踪控制问题,提出了一种将动态逆方法与高阶终端滑模控制相结合的鲁棒自适应控制方法.首先,利用反馈线性化方法对高超声速飞行器纵向模型输入输出线性化;通过设计具有全局鲁棒性的终端滑模面,提高系统的输出收敛速度;同时,采用自适应高阶滑模控制律,在不确定上界未知条件下对其进行自适应估计,从而实现控制器增益的实时在线调整,减少系统抖振;最后,基于Lyapunov理论证明了此控制策略可以保证闭环系统稳定.仿真结果表明,所设计的控制器能够实现高超声速飞行器纵向爬升机动中速度和高度的稳定跟踪控制.     

小型涵道风扇无人机自适应解耦控制律设计

为解决小型涵道风扇式无人机俯仰通道和滚转通道之间的惯性耦合问题,采用简单自适应控制(simple a-daptive control,SAC)方法对无人机姿态角速度控制回路设计模型参考自适应控制器,使该控制回路在受到不确定扰动和参数摄动的影响下,仍能稳定跟随参考模型输出;同时对所构造参考模型进行串联前馈解耦,以使无人机跟随参考模型同步解耦,进而实现对无人机姿态角速度和自身姿态角的有效控制.仿真结果显示,该控制律能使无人机姿态稳定跟踪参考模型输出,并且有效抑制了被控对象参数摄动带来的不利影响,控制系统具有较强的自适应性和鲁棒性.