武裝直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制研究.pdf

1、該文就神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制在直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)中的應(yīng)用進(jìn)行了深入的研究和探索.主要的內(nèi)容包括直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的動態(tài)逆設(shè)計(jì)、小波神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對動態(tài)逆誤差的補(bǔ)償、直升機(jī)機(jī)動飛行的仿真等方面的內(nèi)容.由于直升機(jī)存在著較強(qiáng)的耦合性、不穩(wěn)定性、呈現(xiàn)出較強(qiáng)的非線性,該文首先建立了直升機(jī)非線性運(yùn)動方程,并對自由飛機(jī)的開環(huán)特性進(jìn)行了研究,分析了運(yùn)動耦合和操縱耦合對直升機(jī)各狀態(tài)的影響,揭露直升機(jī)各通道之間的耦合的原因,為下面的控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供一定的物理概念.

2、該文將直升機(jī)姿態(tài)角通道和總距通道分別進(jìn)行設(shè)計(jì).在姿態(tài)角通道的設(shè)計(jì)中,采用了動態(tài)逆思想,按照時標(biāo)分離的原則將直升機(jī)飛控系統(tǒng)劃分為快慢回路,并分別采用動態(tài)逆的方法進(jìn)行設(shè)計(jì),仿真,使直升機(jī)的三個姿態(tài)角通道得到解耦.該文最后設(shè)計(jì)了直升機(jī)模糊PD軌跡跟蹤控制器,與姿態(tài)角控制器相結(jié)合,完成對整個飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì).并對兩種典型的機(jī)動飛行(垂直平面中的急躍升/急躍降、水平平面中的S形機(jī)動)進(jìn)行了數(shù)字仿真,結(jié)果表明該文設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)提高了直升機(jī)的機(jī)動性