一类Quanser直升机的鲁棒姿态调节器设计

直升机系统的姿态调节是直升机控制中很重要的一类问题.针对直升机模型和外部系统模型同时存在不确定性的一般情况,研究一类Quanser直升机的姿态调节器设计问题.基于动态变结构控制理论,提出一种新的鲁棒姿态调节器设计方法.利用Lyapunov方法证明直升机闭环姿态控制系统的鲁棒稳定性和姿态调节误差的渐近收敛性.该方法能够克...     

森林环境下的无人直升机安全飞行控制

针对森林环境下受扰无人直升机的高度和姿态约束控制问题,提出了一种安全跟踪滑模飞行控制方法.为了使无人直升机躲避树木高度威胁并保持期望的飞行姿态,考虑无人直升机的高度和姿态约束,利用误差性能转换函数方法对约束进行处理.基于回馈递推方法和滑模控制方法设计了无人直升机的鲁棒跟踪控制方法,并采用李雅普诺夫稳定性分析方法证明了所有闭环系统信号的收敛性.仿真结果验证了所设计安全滑模飞行控制方法的有效性.     

直升机姿态与航迹非线性动态逆飞行控制模型

针对直升机仿真中的飞行控制问题,采用非线性动态逆控制方法设计并实现了直升机的姿态以及航迹控制模型.对直升机运动的各个状态量进行分组,划分"部分逆"回路,分别对各组状态量进行控制回路设计,内外环回路分别采用动态逆方法进行设计.通过内外环回路的解算,实现直升机对输入姿态角的跟踪以及对过载的控制,进而实现航迹控制.动态逆的非线性飞行控制模型设计,使直升机运动方程的非线性和线性部分兼容,较好地实现系统动态特性的解耦,简化了直升机控制系统设计,实现了直升机的各种机动动作.以黑鹰直升机数据为例,对模型进行了验证,结果显示:各控制通道的输出响应速度较快,控制结果较好.     

小型四旋翼无人直升机自适应优化控制

摘要： 针对小型四旋翼无人直升机姿态稳定及位移跟踪控制问题,提出了一种新的控制方法.根据牛顿 欧拉方程及刚体理论建立了小型四旋翼直升机的动力学模型,并利用二次拟合实验建立了旋翼升力和输入控制信号之间的关系模型.将自适应优化 (Adaptive Control Optimization,ACO)控制方法运用于小型四旋翼直升机控制系统中,实现了小型四旋翼直升机的姿态稳定及位移跟踪控制.实际飞行实验表明,自适应优化控制方法在小型四旋翼直升机姿态及位移控制中相对于传统的自适应控制方法,具有很好的实时性和鲁棒性.     

无人直升机纵、横向姿态建模与稳定控制

在实际飞行中设计调整小型无人直升机控制器存在很多危险,为了达到小型无人直升机的姿态稳定控制,设计小型无人直升机试验平台.通过试验,采集控制器输入信号和相应无人直升机飞行姿态角信号,提出了动态系统辨识模型,运用神经网络对所提模型进行了辨识.应用输出反馈实现姿态的稳定解耦控制,仿真结果验证了辨识模型和控制算法的有效性.     

欠驱动系统控制——模拟小型直升机试验平台的应用

为了设计和验证小型无人直升机的姿态稳定控制器,根据小型无人直升机的基本原理,设计了小型无人直升机试验平台模拟真实小型无人直升机的姿态运动.将旋翼产生的升力作为外力加载在机体上,利用拉格朗日方程建立了简化试验平台的姿态动力学方程.设计以修正PD控制算法为核心的分层递解姿态控制器.把系统一部分状态作为另一部分状态的控制量,将欠驱动问题转化为完全驱动问题,实现试验平台3个姿态角的稳定控制.最后,运用Matlab中的Simulink仿真以及实物试验,验证了所提出的设计方法是正确可行的.     

基于自适应逆控制方法的小型四旋翼无人直升机姿态控制 

以上海交通大学工程训练中心运动控制实验室自行研制的小型四旋翼无人直升机为研究对象,搭建了姿态控制实验系统.根据牛顿 欧拉方程建立了小型四旋翼直升机的动力学模型,首次将自适应逆控制（AIC）方法运用于小型四旋翼直升机控制系统中,实现了小型四旋翼直升机的姿态稳定控制.仿真结果和实际飞行实验表明,AIC方法在小型四旋翼直升机姿态控制中具有很好的实时性和鲁棒性.     

集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计

为发展一种集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计方法,基于显模型跟踪控制技术,在反馈控制模块引入旋翼运动信息并采用旋翼/机体控制增益的最优化设计提升直升机动稳定性,采用旋翼前馈增强控制提升直升机操纵频率,提出基于有效跟踪的显模型参数设计方法提升直升机小幅高频和中等幅度姿态控制的操纵品质。最后,基于高阶飞行动力学模型分析直升机操纵品质,结果表明：将旋翼控制用于直升机飞行控制设计能够在保持系统稳定性的同时提升操纵频率,直升机纵、横向操纵响应带宽分别提升18%和10%,纵、横向姿态快捷性分别提升25%和20%。     

基于SDRE方法的小型无人直升机轨迹跟踪控制

针对小型无人直升机姿态稳定及位置跟踪控制问题,提出了基于SDRE(state-dependent Riccati equation)的跟踪控制方法.首先,根据牛顿欧拉方程及刚体理论建立了包含主旋翼挥舞动态的14阶无人直升机动力学模型.其次,将直升机系统依次划分为位置环,速度环,姿态环,姿态角速率环和挥舞运动环,再对各环动力学方程进行等效变换使其满足特定条件.在此基础上,针对非仿射系统,考虑引入控制输入u的微分6)u,将u作为系统状态变量6)u作为新的控制输入.最后,将所提出的方法应用于Trex-250直升机.结果表明,所提方法能够取得良好的位置和姿态跟踪效果,且具有很好的实时性和鲁棒性.     

基于模糊积分的三自由度直升机模型的飞行姿态控制

针对三自由度直升机系统的不稳定性、非线性、强耦合等特点,设计了模糊积分控制算法,进行了直升机模型的飞行姿态控制研究.基于MATLAB的仿真平台,进行模糊积分控制的直升机系统仿真研究,分析了系统的鲁棒性和抗干扰性,并与传统的PID控制算法进行比较,仿真结果表明,模糊积分控制算法能够有效地控制三自由度直升机模型的飞行姿态,并且具有良好的动态品质,较好的鲁棒性和抗干扰能力.     

液弹阻尼器动力学特性对直升机地面共振的影响分析

基于汉密尔顿原理,根据直升机旋翼液弹阻尼器的非线性动力学模型和等效线化模型,分别建立了带非线性和线性液弹阻尼器的直升机旋翼/机体耦合系统动力学模型;并对直升机的地面共振稳定性进行了数值模拟,分析了液弹阻尼器动力学特性对直升机地面共振的影响。结果表明,液弹阻尼器的存在增加了桨叶摆振后退型模态阻尼,提高了直升机地面共振稳定性。采用线化模型计算方便,计算结果能基本反映液弹阻尼器对桨叶摆振后退型模态的影响变化趋势;但模态耦合区位置和峰值阻尼的确定不够准确;而非线性模型则能准确描述液弹阻尼器的动力学特性和直升机旋翼/机体耦合系统稳定性的变化规律,精度较高。     

小型无人直升机增稳动力学建模与姿态系统优化

对某小型无人直升机的增稳动力学进行了精确的建模,鉴于稳定杆对飞行动力学有很重要的影响,本文对旋翼和稳定杆系统分别进行建模.通过仿真的比较和分析表明,稳定杆引起了姿态系统的小阻尼和峰值,采取加入陷波器的方法进行补偿,使姿态系统的性能得到了明显的优化.     

直升机飞行动力学实时仿真模型研究

进行直升机飞行仿真的关键是要有一个可信度高的直升机飞行动力学模型。飞行动力学模型的可信度取决于旋翼诱导速度模型。本文在推导直升机全机运动方程组的基础上,引入旋翼广义涡流理论表示旋翼的诱导速度分布,并推导出旋翼挥舞运动模型。把旋翼气动力模型结合到运动方程组中,给出了完整的飞行动力学仿真模型。并对某型无人直升机进行了仿真计算,计算结果与实际相符。     

翼扇涵体构型无人机风切变下的响应特性

为了分析风切变影响下的响应特性,首先根据翼扇涵体无人直升机的构型特点,建立了该型直升机在风切变场中的非线性飞行动力学模型,依据美国联邦航空局的统计数据,给出了典型的风切变模型,最后研究分析了翼扇涵体构型无人直升机在不同维数风切变场中的响应特性,以及弹性支承件对该构型直升机抗风特性的影响。研究结果表明:翼扇涵体构型无人直升机受高维数的风切变影响较大;以提高操纵性为目的弹性支承件降低了该构型无人直升机的抗风能力,因此在对弹性支承件的刚度进行设计时,需要综合考虑其对操纵性与抗风特性的影响。     

舰载直升机“舰面共振”动力学分析

为了解舰载直升机舰面开车状态的动力学特性,以某舰载直升机为研究对象,建立了全机多体动力学模型、起落架液压缓冲系统模型和旋翼减摆器液压模型,进行了全机"舰面共振"动力学仿真分析。研究了舰船横摇角、舰船运动周期、旋翼液压减摆器参数对直升机"舰面共振"稳定性的影响。结果表明:在"舰面共振"状态,旋翼液压减摆器节流孔参数对舰载直升机机身振动幅值有较大的影响,随着减摆器节流孔孔径的增大,机身振动幅值大幅增加,直升机不稳定转速区扩大;舰船运动周期对机身振动幅值和不稳定转速区几乎没有影响;在不稳定转速区之外,舰船横摇角对机身振动稳态响应幅值的影响较明显。进入不稳定转速区后,由于自激振动影响,机身大幅振动,舰船横摇角对机身振动幅值的影响不再明显。     

直升机智能旋翼后缘小翼参数研究

介绍了用于直升机减振的后缘小翼型智能旋翼相关设计参数的研究。建立了后缘小翼型智能旋翼的气弹动力学分析模型。研究了小翼的关键设计参数:小翼展长、小翼弦长、小翼径向位置、小翼重心布置以及前进比等对后缘小翼偏转角度、驱动机构需用功率以及桨毂振动载荷的影响。参数分析结果用于指导模型的设计并为后续的模型试验提供理论依据。     

有限元模拟电桥的直升机旋翼轴拉力与扭矩测量方法

为了精确地测得直升机飞行过程中旋翼轴的拉力及扭矩,通过有限元计算,模拟了现有直升机旋翼轴拉力测量中惠斯通电桥的输出,研究了旋翼轴现有测量方式中各向载荷对电桥输出的影响,分析了旋翼轴拉力、扭矩与各向载荷的耦合情况。结果表明,现有的旋翼轴拉力及扭矩测量的误差,主要来源于直升机飞行过程中俯仰力矩、滚转力矩传递到旋翼轴上的侧向弯矩的影响;通过耦合分析,给出了一种新的旋翼轴拉力及扭矩测量的组桥方式,并通过有限元模拟计算,验证了新方式的可行性。研究结果为后续直升机旋翼轴拉力及扭矩飞行测量提供了一种新的方法。     

倾转旋翼飞机直升机模态短舱倾转飞行控制

为了研究倾转旋翼飞机短舱倾转过程中的飞行控制问题,提出了一种基于线性规划的动态逆方法,以实现直升机模态下短舱小角度倾转时的姿态和速度控制。建立了倾转旋翼飞机简化的纵向非线性模型,以短舱角、旋翼纵向周期变距和总距作为控制输入,使用基于线性规划控制分配的动态逆方法设计了控制器。仿真结果表明:飞机在执行姿态或速度指令时,在无输入饱和和输入速率饱和的情况下能以最快速度完成倾转。该方法能完成要求的控制任务,闭环系统稳定,稳态性能好,有一定的鲁棒性。