尾座式無人機(jī)的飛行控制器設(shè)計(jì).pdf

1、尾座式無人機(jī)融合了傳統(tǒng)旋翼無人機(jī)和固定翼無人機(jī)的優(yōu)點(diǎn)。它既具有垂直起降的特性，可以部署在各種受限環(huán)境中，如山區(qū)丘陵地帶以及狹窄的城市街道；又具有水平高速巡航功能，增加了滯空時(shí)間，擴(kuò)大了航程。尾座式無人機(jī)因其獨(dú)特的功能而引起了國內(nèi)外學(xué)者的關(guān)注和研究。
　　本文主要研究了尾座式無人機(jī)的飛行控制器設(shè)計(jì)。尾座式無人機(jī)的飛行方式包括水平飛行模式、垂向飛行模式和過渡飛行模式等三種模式。由于尾座式無人機(jī)在水平飛行模式下與固定翼無人機(jī)類似，因此本

2、文只針對后兩種飛行模式進(jìn)行控制器綜合。為此，我們對尾座式無人機(jī)模型進(jìn)行了數(shù)學(xué)描述和分析；考慮到直接對該高階非線性模型進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)比較困難，本文引入了一種新的模型化簡方法；針對尾座式無人機(jī)在飛行過程中大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)、不確定描述以及參數(shù)攝動(dòng)等因素，本文利用L1自適應(yīng)控制理論完成尾座式無人機(jī)飛行控制器的設(shè)計(jì)。
　　首先，本文基于垂向歐拉角和水平歐拉角建立了尾座式無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型。這樣做不但可以避免水平歐拉角在垂向飛行模式下的奇異性，而

3、且相對于單位四元數(shù)而言，該描述方法具有明確的物理含義。同時(shí)，通過對尾座式無人機(jī)的氣動(dòng)布局和構(gòu)形的分析，建立了力和力矩的生成機(jī)制，進(jìn)而獲得了尾座式無人機(jī)的六自由度非線性數(shù)學(xué)模型。
　　然后，為了便于飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，本文基于各通道的耦合特性對尾座式無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型作化簡。為此，我們在選取的工作點(diǎn)附近對非線性模型進(jìn)行了小偏差線性化處理，并對得到的線性化模型進(jìn)行解耦處理，獲得四個(gè)獨(dú)立的控制回路。這四個(gè)控制回路分別為升降舵—俯仰角回路、

4、副翼舵—滾轉(zhuǎn)角回路、方向舵—偏航角回路以及油門—空速回路。
　　最后，利用L1自適應(yīng)控制理論設(shè)計(jì)了垂向飛行模式控制器和過渡飛行模型控制器。垂向飛行模式控制器由三個(gè)姿態(tài)控制回路和空速控制回路構(gòu)成，其中姿態(tài)控制回路采用L1自適應(yīng)控制器，其期望閉環(huán)系統(tǒng)利用LQR來設(shè)計(jì)；空速控制回路采用傳統(tǒng)的PI控制器。過渡飛行模式控制器的設(shè)計(jì)是建立在原有垂向和水平飛行控制器的基礎(chǔ)上；首先在過渡飛行過程中選取若干切換工作點(diǎn)，然后在切換工作點(diǎn)處設(shè)計(jì)局部控制