基于LMI的無(wú)人直升機姿態(tài)解耦魯棒控制器設計

1 引言

目前,隨著(zhù)國民經(jīng)濟的迅速發(fā)展,微型無(wú)人直升機在越來(lái)越多的領(lǐng)域得到應用,例如在消防、電力線(xiàn)纜巡檢、反恐、救災等場(chǎng)合都已經(jīng)出現了微型無(wú)人直升機的身影[1]。但是微型無(wú)人直升機具有不穩定、強耦合、不確定、易進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)、操縱功效和抗風(fēng)能力差的特點(diǎn),這就導致無(wú)人直升機控制難度大,并對飛行控制系統的各種性能均提出嚴峻考驗。另外,隨著(zhù)進(jìn)一步的戰事和民用的需求,未來(lái)的無(wú)人直升機將在極為惡劣的環(huán)境下完成復雜的戰術(shù)和戰略使命,并且還需要能夠實(shí)現精確的自動(dòng)著(zhù)陸以及故障狀態(tài)下的容錯、自修復控制等,這些都對無(wú)人直升機的飛行控制系統提出了極為苛刻的要求。采用傳統基于PID的單回路控制器設計方法顯然已無(wú)法滿(mǎn)足高性能無(wú)人直升機控制系統的設計要求,因此,進(jìn)一步加強對無(wú)人直升機的先進(jìn)飛行控制理論和方法的研究,對促進(jìn)我國無(wú)人直升機先進(jìn)飛行控制技術(shù)發(fā)展具有重要理論和現實(shí)意義。

本論文旨在對面向無(wú)人直升機的先進(jìn)自主飛行控制算法進(jìn)行研究,為自動(dòng)飛行控制器的后續設計工作提供指導?；谏鲜霈F實(shí)原因,本論文的研究?jì)热莶粌H具有顯著(zhù)的理論和現實(shí)意義而且是一個(gè)前沿的研究領(lǐng)域[2]。

2 無(wú)人直升機動(dòng)力學(xué)模型

2.1 操縱力學(xué)結構

2.2 動(dòng)力學(xué)模型

將(1)(2)所描述的參數關(guān)系分別帶入到直升機受力分析模型[3]之中,并忽略所有的二階小量,即進(jìn)行線(xiàn)性化后可以得到下列結果:

綜合式(3)(4)可以得到直升機定常直線(xiàn)飛行時(shí)的9階小擾動(dòng)線(xiàn)化運動(dòng)方程的標稱(chēng)狀態(tài)空間表達式:

3 基于狀態(tài)反饋的極點(diǎn)配置解耦

3.1 狀態(tài)反饋解耦控制算法

3.2 期望回路形狀

根據ADS—33E—PRF標準,以L(fǎng)EVEL1為設計目標,可以選擇四個(gè)通道上期望回路形狀為[5]:

上一頁(yè) 1 2 下一頁(yè)