一、直升機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性分析和增穩(wěn)系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)（論文文獻(xiàn)綜述）
陳在斌[1]（2020）在《傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究》文中提出傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)是一種獨(dú)特的飛行器,兼有旋翼無(wú)人機(jī)和固定翼無(wú)人機(jī)的飛行優(yōu)點(diǎn),比如垂直起降能力、續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)、巡航速度高以及負(fù)載能力大等,因此,它在軍事和民用領(lǐng)域都有廣闊的應(yīng)用前景。飛行控制系統(tǒng)是傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的核心部分,其性能的好壞直接影響著飛行器的飛行品質(zhì)與飛行安全。本文在總結(jié)了國(guó)內(nèi)外相關(guān)技術(shù)研究成果與研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上,提出了一種新型的傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu),并對(duì)其總體布局、系統(tǒng)建模、控制律設(shè)計(jì)、飛行仿真與試驗(yàn)等方面展開(kāi)了研究,主要內(nèi)容包括以下幾個(gè)方面:首先,通過(guò)總結(jié)國(guó)內(nèi)外相關(guān)的參考文獻(xiàn)以及典型的傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn),提出了一種新型的傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)構(gòu)型方案,并介紹了其構(gòu)型特點(diǎn)以及工作原理,給出了其結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)參數(shù)。第二,運(yùn)用剛體動(dòng)力學(xué)的相關(guān)知識(shí)對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)整機(jī)進(jìn)行建模,并通過(guò)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換,得到其機(jī)體坐標(biāo)系下的六自由度非線性模型,并分別計(jì)算了無(wú)人機(jī)各子系統(tǒng)的力學(xué)模型。運(yùn)用小擾動(dòng)原理對(duì)非線性模型進(jìn)行線性化處理,得到各飛行模式下的狀態(tài)空間方程。最后,為獲得模型參數(shù),設(shè)計(jì)了旋翼升力系統(tǒng)的模型參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)以及機(jī)身/機(jī)翼氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的計(jì)算流體力學(xué)（CFD）仿真試驗(yàn),為后續(xù)飛行控制律的設(shè)計(jì)打下基礎(chǔ)。第三,針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)直升機(jī)模式,設(shè)計(jì)了基于魯棒伺服線性二次型最優(yōu)（LQR）控制與經(jīng)典PID控制相結(jié)合的飛行控制律。仿真結(jié)果表明,與傳統(tǒng)的串級(jí)PID控制方法相比,二者的上升時(shí)間基本一致,但基于魯棒伺服LQR的控制系統(tǒng)響應(yīng)更加平緩,超調(diào)量更小,且很大程度地抑制了系統(tǒng)響應(yīng)初期因輸入指令突變而導(dǎo)致飛行器瞬間產(chǎn)生較大角速率的現(xiàn)象,從而降低了對(duì)無(wú)人機(jī)機(jī)體可用過(guò)載的要求。第四,將狀態(tài)觀測(cè)器應(yīng)用于傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)當(dāng)中,以此來(lái)估計(jì)無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)和外部擾動(dòng)的實(shí)時(shí)作用量。以直升機(jī)模式滾轉(zhuǎn)通道為例設(shè)計(jì)了基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的飛行控制律,通過(guò)對(duì)魯棒伺服LQR控制器輸出進(jìn)行擾動(dòng)補(bǔ)償,得到被控對(duì)象最終的輸入量。仿真結(jié)果表明,設(shè)計(jì)的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器能夠很好的估計(jì)直升機(jī)模式中存在的隨機(jī)氣流擾動(dòng),將其引入到魯棒伺服LQR控制中后,很好的抑制了干擾,提高了系統(tǒng)的抗擾動(dòng)能力。并通過(guò)懸停試驗(yàn)驗(yàn)證了飛行控制系統(tǒng)的有效性。第五,針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)固定翼模式和過(guò)渡模式在建模過(guò)程中參數(shù)存在不確定性以及易受環(huán)境干擾的特點(diǎn),設(shè)計(jì)了基于H2/H∞的保性能最優(yōu)狀態(tài)反饋控制律,并且以線性矩陣不等式的形式,給出了飛行控制控制系統(tǒng)控制器設(shè)計(jì)存在的條件,并進(jìn)行了被控系統(tǒng)的穩(wěn)定性分析與證明。通過(guò)仿真試驗(yàn)表明,該方法對(duì)于含有不確定性的控制系統(tǒng)具有較好魯棒性,而且能夠有效抑制控制系統(tǒng)存在的外部干擾,提高了被控系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能和魯棒性能。最后,針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)過(guò)渡模式的高度保持和姿態(tài)跟蹤控制設(shè)計(jì)了多模型自適應(yīng)魯棒混合控制律。針對(duì)過(guò)渡模式結(jié)構(gòu)變化快和模型特性差異大的特點(diǎn),將整個(gè)過(guò)渡過(guò)程分成多個(gè)工作空間,每個(gè)空間選擇一個(gè)線性模型,并對(duì)每個(gè)線性模型設(shè)計(jì)對(duì)應(yīng)的魯棒控制器。針對(duì)控制器直接切換過(guò)程中存在的狀態(tài)跳變以及不穩(wěn)定的問(wèn)題,提出了一種對(duì)控制器進(jìn)行軟化處理的策略。通過(guò)選擇一個(gè)鐘形函數(shù)對(duì)控制器進(jìn)行自適應(yīng)加權(quán)處理,從而實(shí)現(xiàn)了各控制器間的平滑切換。數(shù)值仿真結(jié)果表明,將多模型自適應(yīng)與魯棒控制相結(jié)合的控制策略不僅實(shí)現(xiàn)了傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)過(guò)渡階段的平穩(wěn)飛行,同時(shí)確保了系統(tǒng)良好的跟蹤能力和魯棒性。
桂洲[2]（2020）在《無(wú)人直升機(jī)編隊(duì)飛行控制技術(shù)研究》文中提出無(wú)人機(jī)編隊(duì)在執(zhí)行任務(wù)時(shí)相對(duì)于單架無(wú)人機(jī)而言,提高了任務(wù)完成的效率、成功率和質(zhì)量。在軍事及民用鄰域中得到了廣泛的應(yīng)用和研究。本課題主要針對(duì)三架無(wú)人直升機(jī)的編隊(duì)飛行控制技術(shù),從編隊(duì)建模、編隊(duì)通信、編隊(duì)方案、編隊(duì)控制方法以及編隊(duì)仿真等角度進(jìn)行了研究。主要內(nèi)容包括以下幾個(gè)方面:首先,對(duì)編隊(duì)系統(tǒng)建模進(jìn)行了研究。在地理坐標(biāo)系中建立了單機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)方程,在此基礎(chǔ)上選取了合適的坐標(biāo)系建立了長(zhǎng)機(jī)和僚機(jī)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程,確定了編隊(duì)中兩架無(wú)人機(jī)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài),給出了編隊(duì)控制系統(tǒng)中的相關(guān)控制變量。其次,對(duì)編隊(duì)通信系統(tǒng)進(jìn)行了設(shè)計(jì)。研究了幾種應(yīng)用于編隊(duì)飛行的通信系統(tǒng)構(gòu)成及使用場(chǎng)景和優(yōu)缺點(diǎn),并根據(jù)本課題的研究對(duì)象選擇了合適的通信系統(tǒng),對(duì)單機(jī)通信協(xié)議進(jìn)行了相應(yīng)的修改和擴(kuò)展,設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)了多機(jī)編隊(duì)中信息交換共享的通信協(xié)議。然后,對(duì)編隊(duì)方案及編隊(duì)隊(duì)形進(jìn)行了相關(guān)的討論。以三架無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行作為基礎(chǔ),設(shè)計(jì)了幾種編隊(duì)隊(duì)形,并討論了編隊(duì)隊(duì)形之間的變換方法。把編隊(duì)控制問(wèn)題分成了直飛控制、轉(zhuǎn)彎控制和隊(duì)形變換控制等幾種情況,并對(duì)每種情況的控制過(guò)程進(jìn)行分析后,設(shè)計(jì)了相關(guān)的編隊(duì)控制律。最后,從工程應(yīng)用的角度出發(fā),為了驗(yàn)證本文提出的多機(jī)編隊(duì)控制方案及控制方法的有效性,搭建了編隊(duì)仿真環(huán)境并對(duì)本文提出的編隊(duì)控制方案進(jìn)行了仿真和驗(yàn)證。綜合測(cè)試表明,論文中提出的編隊(duì)控制方法可以很好的完成多架無(wú)人直升機(jī)編隊(duì)飛行任務(wù),具有一定的參考價(jià)值,較好的完成了本課題的研究目的和內(nèi)容。
劉松源[3]（2020）在《小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法研究》文中研究指明直升機(jī)作為一種具有強(qiáng)耦合、不穩(wěn)定特性的飛行器,其頻率響應(yīng)的復(fù)雜性和運(yùn)動(dòng)模態(tài)的多樣性與耦合性導(dǎo)致直升機(jī)飛行控制律的設(shè)計(jì)難度十分高,往往需要進(jìn)行大量的工程實(shí)踐并依賴(lài)設(shè)計(jì)人員的工程經(jīng)驗(yàn)。本文針對(duì)該問(wèn)題發(fā)展了一套可有效提高直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)效率的優(yōu)化算法,搭建了飛行控制律設(shè)計(jì)與驗(yàn)證仿真試驗(yàn)環(huán)境,建立了控制律參數(shù)與飛行品質(zhì)之間的敏感性分析方法,基于小型無(wú)人直升機(jī)設(shè)計(jì)了真實(shí)試飛平臺(tái),并開(kāi)展了控制律設(shè)計(jì)方法的試飛驗(yàn)證。首先,針對(duì)直升機(jī)強(qiáng)耦合特性導(dǎo)致飛行控制律設(shè)計(jì)難度高的問(wèn)題,提出了一種基于粒子群優(yōu)化算法的改進(jìn)線性二次型調(diào)節(jié)器（LQR）設(shè)計(jì)方法。針對(duì)直升機(jī)的線化狀態(tài)空間模型,基于LQR設(shè)計(jì)方法建立了直升機(jī)飛行控制律全狀態(tài)反饋矩陣的基本求解算法;以系統(tǒng)穩(wěn)定性為約束,以最大化主狀態(tài)反饋系數(shù)影響因子為目標(biāo),設(shè)計(jì)了粒子群優(yōu)化算法的指標(biāo)函數(shù),實(shí)現(xiàn)了加權(quán)矩陣Q的多參數(shù)同步優(yōu)化設(shè)計(jì),并以?xún)?yōu)化后的主狀態(tài)反饋系數(shù)作為直升機(jī)控制律設(shè)計(jì)結(jié)果。隨后對(duì)直升機(jī)控制系統(tǒng)介入前后飛行品質(zhì)的變化做了比對(duì)以驗(yàn)證控制律設(shè)計(jì)效果。其次,在得到控制律參數(shù)初值的基礎(chǔ)上,通過(guò)前向差分的數(shù)值分析方法,面向ADS-33E-PRF中定義的關(guān)于旋翼飛行器帶寬、軸間耦合特性、姿態(tài)變化快速性等定量飛行品質(zhì),對(duì)其與控制律參數(shù)之間的敏感性進(jìn)行了計(jì)算并依據(jù)結(jié)果設(shè)計(jì)了合理的參數(shù)調(diào)整策略。最后,在得到飛行控制律參數(shù)最優(yōu)初值設(shè)計(jì)方法和基于敏感性分析的參數(shù)調(diào)整策略后,基于小型無(wú)人直升機(jī)試飛平臺(tái)對(duì)該設(shè)計(jì)方法的合理性進(jìn)行了驗(yàn)證。通過(guò)基于Pixhawk飛控的小型無(wú)人直升機(jī)試飛平臺(tái)獲得試驗(yàn)數(shù)據(jù),根據(jù)系統(tǒng)辨識(shí)得到的小型無(wú)人直升機(jī)數(shù)學(xué)模型,應(yīng)用本文方法對(duì)該無(wú)人直升機(jī)進(jìn)行了飛行控制律設(shè)計(jì)并完成了實(shí)際試飛驗(yàn)證。結(jié)果表明本文方法設(shè)計(jì)得到的控制律具有優(yōu)良的控制性能,本文建立的直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)方法具有良好的工程應(yīng)用價(jià)值。
衛(wèi)圓[4]（2020）在《直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化建模研究》文中研究表明在直升機(jī)飛行過(guò)程中,駕駛員對(duì)直升機(jī)施加操縱會(huì)導(dǎo)致旋翼槳矩的變化,進(jìn)而導(dǎo)致旋翼升力的變化。這種瞬態(tài)的操縱會(huì)導(dǎo)致短時(shí)間內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率和旋翼需用功率的不匹配,即旋翼需用功率超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)此時(shí)的輸出功率,這會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)輸出轉(zhuǎn)速的波動(dòng),使得旋翼轉(zhuǎn)速上升或下降,不能保持在穩(wěn)定工作轉(zhuǎn)速上,抵消駕駛員的操縱輸入。由于發(fā)動(dòng)機(jī)輸出轉(zhuǎn)速的波動(dòng),直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速也會(huì)隨之發(fā)生波動(dòng)。而在傳統(tǒng)的直升機(jī)飛行力學(xué)中,一般假定旋翼轉(zhuǎn)速不變,這種假設(shè)在直升機(jī)穩(wěn)態(tài)飛行時(shí)是合理且方便的,但不適用于直升機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)。因此,在對(duì)機(jī)動(dòng)性有較高要求的直升機(jī)設(shè)計(jì)工作中充分考慮發(fā)動(dòng)機(jī)輸出轉(zhuǎn)速波動(dòng)的影響就顯得十分重要。此外,隨著直升機(jī)性能要求的不斷提升,直升機(jī)各子系統(tǒng)的復(fù)雜程度和耦合程度明顯增加。因此直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型的設(shè)計(jì)顯得十分重要。在直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型中,發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)由傳動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)旋翼和直升機(jī)上的其他部件。旋翼為直升機(jī)提供升力和前飛動(dòng)力,同時(shí)也是駕駛員施加操縱的操縱面,在直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型中起著重要作用。本文以黑鷹直升機(jī)為研究對(duì)象。首先建立了發(fā)動(dòng)機(jī)的部件法模型,發(fā)動(dòng)機(jī)部件法模型能夠?qū)?duì)實(shí)際情況進(jìn)行更好模擬,用這種模型代替過(guò)去直升機(jī)設(shè)計(jì)中常用的發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)化模型,能夠更好的模擬發(fā)動(dòng)機(jī)在直升機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的瞬態(tài)輸出。建立發(fā)動(dòng)機(jī)模型后對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)部件法模型進(jìn)行配平計(jì)算。接下來(lái)我們考慮旋翼模型。通過(guò)考慮其槳葉的揮舞運(yùn)動(dòng)和旋翼平面上的誘導(dǎo)速度輸入,建立旋翼的飛行動(dòng)力學(xué)模型,從而得到直升機(jī)旋翼在給定操縱輸入下的需用功率,在模型設(shè)計(jì)中將旋翼轉(zhuǎn)速作為變量,使之能夠考慮發(fā)動(dòng)機(jī)自由渦輪的輸出轉(zhuǎn)速波動(dòng)。對(duì)得到的旋翼模型進(jìn)行配平,并將配平結(jié)果與參考直升機(jī)的飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。在此基礎(chǔ)上建立了旋翼/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型,并對(duì)旋翼/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型進(jìn)行了配平計(jì)算。建立直升機(jī)各個(gè)部件的飛行力學(xué)模型,借此來(lái)考慮各個(gè)部件與旋翼之間的耦合關(guān)系,其中機(jī)身,平尾和垂尾受旋翼的干擾利用試驗(yàn)得到的經(jīng)驗(yàn)公式來(lái)描述。對(duì)直升機(jī)整機(jī)模型進(jìn)行配平。在此基礎(chǔ)上建立直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型,并對(duì)直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行配平。最后,將直升機(jī)控制系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量控制系統(tǒng)的直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化綜合控制系統(tǒng)進(jìn)行了研究。對(duì)包含控制系統(tǒng)的直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型進(jìn)行了配平計(jì)算和仿真。仿真結(jié)果與飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,對(duì)比結(jié)果表明本文建立的直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型是真實(shí)可靠的,能夠捕捉直升機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)產(chǎn)生的旋翼轉(zhuǎn)速波動(dòng),并考慮這種波動(dòng)對(duì)直升機(jī)飛行的影響。
林李李[5]（2020）在《一種復(fù)合推力高速直升機(jī)操縱及控制技術(shù)研究》文中研究說(shuō)明復(fù)合推力高速直升機(jī)由于兼有直升機(jī)與固定翼飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn),因而成為目前直升機(jī)技術(shù)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。論文針對(duì)一種旋翼/機(jī)翼復(fù)合兩側(cè)推進(jìn)螺旋槳構(gòu)型的高速直升機(jī)開(kāi)展了操縱與控制技術(shù)研究工作,主要研究?jī)?nèi)容及成果如下:首先,根據(jù)該復(fù)合式直升機(jī)的構(gòu)型特點(diǎn),研究建立復(fù)合推力高速直升機(jī)非線性飛行動(dòng)力學(xué)模型,建模過(guò)程中采用CFD技術(shù)研究了主要部件之間的氣動(dòng)干擾特性,并以干擾因子的形式在飛行動(dòng)力模型中予以表達(dá),提高了飛行動(dòng)力學(xué)模型的有效性,為復(fù)合推力高速直升機(jī)操縱與控制技術(shù)研究奠定了基礎(chǔ)。其次,針復(fù)合式直升機(jī)的飛行操縱冗余問(wèn)題,分析提出了一種操縱策略,基于該操縱策略并結(jié)合全量非線性飛行動(dòng)力學(xué)模型,通過(guò)序列二次規(guī)劃法,針對(duì)懸停、過(guò)渡和高速前飛狀態(tài)開(kāi)展了配平分析,得出不同飛行模式的操縱量和姿態(tài)角變化規(guī)律,通過(guò)配平分析驗(yàn)證了該操縱策略的有效性。并以此為基礎(chǔ),進(jìn)一步開(kāi)展了操縱性與穩(wěn)定性分析,掌握了不同飛行狀態(tài)下的操縱性與穩(wěn)定性變化規(guī)律,為飛行控制率設(shè)計(jì)研究奠定了基礎(chǔ)。再次,針對(duì)不同飛行模下采用的操縱策略不同,針對(duì)性地開(kāi)展了飛行控制律設(shè)計(jì)究。設(shè)計(jì)了不同飛行模式下的姿態(tài)與位置控制律,結(jié)合飛行動(dòng)力學(xué)模型開(kāi)展了控制律的仿真分析,驗(yàn)證了控制律的有效性。最后,為了驗(yàn)證操縱策略與控制律的有效性,設(shè)計(jì)研制了小型電動(dòng)力試驗(yàn)樣機(jī)。圍繞該試驗(yàn)樣機(jī)開(kāi)展了總體方案設(shè)計(jì)、氣動(dòng)設(shè)計(jì)、性能計(jì)算、結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì),結(jié)合飛行操縱策略及飛行控制律研究結(jié)果,基于Pixhawk飛控系統(tǒng),二次開(kāi)發(fā)設(shè)計(jì)了飛行控制系統(tǒng),開(kāi)展了試飛驗(yàn)證等工作,試飛結(jié)果驗(yàn)證了操縱策略與飛行控制律的有效性。
周炎[6]（2020）在《新型共軸無(wú)人直升機(jī)飛行控制技術(shù)研究》文中指出共軸直升機(jī)是直升機(jī)家族中的重要構(gòu)型分支之一,其相對(duì)于傳統(tǒng)單旋翼帶尾槳直升機(jī)具有大載荷、高懸停效率、高巡航速度以及長(zhǎng)續(xù)航時(shí)間等顯著特點(diǎn),對(duì)于直升機(jī)平臺(tái)的未來(lái)發(fā)展以及應(yīng)用體現(xiàn)出更大的優(yōu)勢(shì),并一直受到國(guó)內(nèi)外研究人員的重視和科研投入。因此,對(duì)共軸無(wú)人直升機(jī)相關(guān)技術(shù)的研究具有重要的現(xiàn)實(shí)工程意義。本文以課題組承擔(dān)的某新型共軸無(wú)人直升機(jī)平臺(tái)為對(duì)象,首先對(duì)某型共軸無(wú)人直升機(jī)的技術(shù)難點(diǎn)以及需求進(jìn)行了分析,制定了整個(gè)無(wú)人直升機(jī)飛控系統(tǒng)的構(gòu)成方案,并根據(jù)制定的構(gòu)成方案完成了系統(tǒng)研究的總體方案和驗(yàn)證方案設(shè)計(jì)。其次,對(duì)某型共軸無(wú)人直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)建模進(jìn)行了理論推導(dǎo),加入雙旋翼的氣動(dòng)干擾因子,建立雙旋翼的入流模型;基于小擾動(dòng)理論,將某型共軸無(wú)人直升機(jī)數(shù)學(xué)模型配平線性化,重點(diǎn)對(duì)某型共軸無(wú)人直升機(jī)航向以及垂向升力進(jìn)行了性能計(jì)算和模型分析,并結(jié)合和對(duì)比項(xiàng)目總體分析給出的性能計(jì)算結(jié)果,完成了對(duì)象特性分析?；诩夹g(shù)指標(biāo)需求以及對(duì)象特性分析的結(jié)果,設(shè)計(jì)了某型共軸無(wú)人直升機(jī)的控制分配、飛行模態(tài)以及控制律的總體架構(gòu),分別對(duì)共軸無(wú)人直升機(jī)的四個(gè)控制通道進(jìn)行了內(nèi)外環(huán)控制律的設(shè)計(jì)和優(yōu)化,完成了各通道控制律參數(shù)的詳細(xì)設(shè)計(jì),并利用Matlab環(huán)境完成了控制律參數(shù)的快速仿真驗(yàn)證。同時(shí),基于飛控系統(tǒng)方案的技術(shù)實(shí)現(xiàn)要求,完成了機(jī)載飛控軟件、地面控制軟件、飛行數(shù)據(jù)解碼與分析軟件、設(shè)備仿真軟件和仿真控制臺(tái)等軟件開(kāi)發(fā)。最后,構(gòu)建了半物理實(shí)時(shí)仿真環(huán)境,并完成了懸停、機(jī)動(dòng)飛行、航線自主等全過(guò)程仿真與分析,驗(yàn)證了飛行控制系統(tǒng)方案、控制策略以及控制律設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)的正確性和有效性,較好的完成了課題的研究?jī)?nèi)容要求,達(dá)到了預(yù)期的研究目標(biāo)。
徐于松[7]（2020）在《民用直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警飛行模擬技術(shù)研究》文中進(jìn)行了進(jìn)一步梳理隨著空域管制的開(kāi)放,通用航空迅速發(fā)展,通航直升機(jī)的安全運(yùn)行和持續(xù)適航受到威脅。直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警是保障直升機(jī)飛行安全的重要方法之一,其核心是分析極端大氣環(huán)境等特定飛行場(chǎng)景下的飛行數(shù)據(jù),確定超限事件的數(shù)據(jù)特征。而目前直升機(jī)機(jī)上數(shù)據(jù)記錄設(shè)備缺乏,數(shù)據(jù)獲取困難,無(wú)法滿(mǎn)足直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警方法的研究。本文基于直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)需求,建立了直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng),為直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警方法研究提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。論文首先分析了適航規(guī)章對(duì)直升機(jī)安全運(yùn)行的持續(xù)適航要求,確定了安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)需求,并根據(jù)直升機(jī)安全監(jiān)控系統(tǒng)功能要求提出了直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)總體技術(shù)方案。其次,建立了直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)的各模塊數(shù)學(xué)模型,包括直升機(jī)動(dòng)力學(xué)、飛行控制、大氣風(fēng)環(huán)境、航電傳感器和發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵數(shù)據(jù)模擬的綜合仿真模型。然后,基于MFC開(kāi)發(fā)平臺(tái)和Matlab Simulink仿真工具,使用面向?qū)ο蟮能浖_(kāi)發(fā)方法,設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)各模塊功能,并通過(guò)UDP網(wǎng)絡(luò)傳輸和文件傳輸方法,實(shí)現(xiàn)各模塊間的綜合仿真。最后,通過(guò)穩(wěn)定前飛、增穩(wěn)控制仿真和完整飛行過(guò)程的模擬,對(duì)整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明該安全監(jiān)控模擬數(shù)據(jù)模型準(zhǔn)確度高,穩(wěn)定前飛時(shí),與實(shí)際直升機(jī)配平數(shù)據(jù)相對(duì)誤差2.6%。并使用陣風(fēng)情況下直升機(jī)機(jī)動(dòng)性和操縱性安全監(jiān)控案例證明了直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)的對(duì)安全監(jiān)控研究的應(yīng)用價(jià)值。系統(tǒng)可模擬不同大氣風(fēng)環(huán)境下的整個(gè)飛行包線內(nèi)的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù),用于特定飛行場(chǎng)景下的直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警方法研究。
董睿[8]（2020）在《無(wú)人直升機(jī)吊掛協(xié)調(diào)控制策略研究》文中研究說(shuō)明無(wú)人直升機(jī)吊掛飛行以獨(dú)特優(yōu)勢(shì)在軍用領(lǐng)域和民用領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用前景。但是相對(duì)于無(wú)吊掛飛行,吊掛飛行穩(wěn)定性降低,易受外部擾動(dòng),存在各種復(fù)雜耦合等問(wèn)題給無(wú)人直升機(jī)吊掛飛行控制設(shè)計(jì)帶來(lái)了很大挑戰(zhàn)。本文基于對(duì)無(wú)人直升機(jī)吊掛耦合系統(tǒng)的耦合特性和穩(wěn)定性的深入分析,從系統(tǒng)內(nèi)環(huán)抗擾減振控制和外環(huán)協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)控制兩個(gè)方面對(duì)吊掛飛行協(xié)調(diào)控制策略進(jìn)行研究。首先,本文以無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型為基礎(chǔ),建立能夠反映吊掛飛行突出問(wèn)題的無(wú)人直升機(jī)吊掛耦合系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型。針對(duì)耦合系統(tǒng)模型,進(jìn)行懸停小速度狀態(tài)下系統(tǒng)的耦合特性和穩(wěn)定性分析。然后,針對(duì)實(shí)際飛行中吊掛系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)擺角難以測(cè)量的問(wèn)題,設(shè)計(jì)降維觀測(cè)器對(duì)吊掛擺角進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì)。針對(duì)常規(guī)PID控制無(wú)法綜合提高耦合系統(tǒng)內(nèi)環(huán)動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能,吊掛系統(tǒng)振蕩抑制能力和抗擾性能差等問(wèn)題,利用欠驅(qū)動(dòng)H∞魯棒控制技術(shù),基于吊掛系統(tǒng)欠驅(qū)動(dòng)特性及其與直升機(jī)內(nèi)環(huán)狀態(tài)的耦合關(guān)系,設(shè)計(jì)耦合系統(tǒng)姿態(tài)內(nèi)環(huán)抗擾減振控制器,抑制吊掛系統(tǒng)振蕩,提高系統(tǒng)內(nèi)環(huán)的動(dòng)穩(wěn)態(tài)性能和抗擾魯棒性能。最后,在內(nèi)環(huán)控制的基礎(chǔ)上,針對(duì)PID位置控制無(wú)法綜合提高耦合系統(tǒng)協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)性能,外環(huán)控制通道與非對(duì)應(yīng)吊掛運(yùn)動(dòng)狀態(tài)間存在嚴(yán)重耦合等問(wèn)題,利用無(wú)源控制技術(shù),基于耦合系統(tǒng)能量變化關(guān)系、吊掛系統(tǒng)欠驅(qū)動(dòng)特性及其與直升機(jī)外環(huán)狀態(tài)的耦合關(guān)系,針對(duì)性地構(gòu)造能量函數(shù)和互聯(lián)阻尼特性,提升對(duì)吊掛系統(tǒng)殘余振蕩抑制能力和直升機(jī)位置動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能,同時(shí)提高耦合系統(tǒng)的抗擾魯棒性能。為進(jìn)一步提高耦合系統(tǒng)協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)能力,利用輸入整形技術(shù),設(shè)計(jì)動(dòng)態(tài)光滑魯棒整形器,基于閉環(huán)狀態(tài)下吊掛系統(tǒng)自然頻率估計(jì)對(duì)吊掛飛行參考軌跡進(jìn)行實(shí)時(shí)優(yōu)化。
何榮榮[9]（2020）在《無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)魯棒減擺控制技術(shù)》文中提出無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)可運(yùn)輸較大體積和質(zhì)量的貨物,在軍用和民用領(lǐng)域都有著廣泛應(yīng)用。但在無(wú)人直升機(jī)運(yùn)輸飛行過(guò)程中吊掛負(fù)載的振蕩是不可避免的,這很可能會(huì)威脅到無(wú)人直升機(jī)的飛行安全。因此本文基于吊索為剛體的假設(shè),研究了無(wú)人直升機(jī)剛體吊掛系統(tǒng)非線性動(dòng)力學(xué)模型的建立、基于系統(tǒng)能量分析的自適應(yīng)魯棒減擺控制、基于無(wú)人直升機(jī)運(yùn)動(dòng)規(guī)劃的自適應(yīng)魯棒減擺控制、基于滑模反步法的自適應(yīng)魯棒減擺控制和基于干擾觀測(cè)器的魯棒減擺控制。論文的主要內(nèi)容有如下幾個(gè)方面:首先,建立了兩種無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)的非線性動(dòng)力學(xué)模型。根據(jù)牛頓第二定律,建立無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)的縱向非線性模型;根據(jù)無(wú)人直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程得到無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型,再根據(jù)吊掛點(diǎn)的力矩平衡方程,得到吊掛子系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型,并計(jì)算吊掛負(fù)載作用于無(wú)人直升機(jī)的力與力矩,建立無(wú)人直升機(jī)與吊掛負(fù)載間的聯(lián)系。然后,針對(duì)無(wú)人直升機(jī)飛行過(guò)程中吊掛負(fù)載的振蕩問(wèn)題,提出了基于無(wú)人直升機(jī)吊掛縱向系統(tǒng)能量分析的非線性魯棒減擺控制方法,并針對(duì)系統(tǒng)的不確定參數(shù)設(shè)計(jì)自適應(yīng)律對(duì)其進(jìn)行估計(jì)。提出的控制方法可以在無(wú)人直升機(jī)精準(zhǔn)定位的同時(shí)抑制吊掛負(fù)載的振蕩。利用Lyapunov穩(wěn)定性分析方法和Lasalle不變?cè)碜C明了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性,并通過(guò)仿真驗(yàn)證此控制方法的有效性和合理性。其次,針對(duì)無(wú)人直升機(jī)在運(yùn)輸飛行過(guò)程中的吊掛負(fù)載振蕩問(wèn)題,提出了基于運(yùn)動(dòng)規(guī)劃的魯棒減擺控制方法。針對(duì)無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)縱向模型,設(shè)計(jì)一條無(wú)人直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡,此軌跡可在運(yùn)輸飛行過(guò)程中削弱吊掛負(fù)載的振蕩?；谀芰空危‥nergy Shaping,ES）的方法設(shè)計(jì)無(wú)人直升機(jī)的魯棒跟蹤控制器,并設(shè)計(jì)自適應(yīng)律對(duì)系統(tǒng)中的不確定參數(shù)進(jìn)行估計(jì)。提出的控制方案可以在無(wú)人直升機(jī)按照軌跡完成運(yùn)輸任務(wù)的同時(shí)抑制吊掛負(fù)載的振蕩。通過(guò)Lyapunov方法和Barbalat引理證明了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性,仿真表明此跟蹤控制器具有良好的跟蹤能力,也驗(yàn)證了這種基于運(yùn)動(dòng)規(guī)劃（Motion Planning,MP）的控制方法在吊掛負(fù)載減擺方面的良好性能。接著,針對(duì)無(wú)人直升機(jī)吊掛全狀態(tài)系統(tǒng)的減擺控制問(wèn)題,提出了滑模反步自適應(yīng)魯棒減擺控制方法。通過(guò)滑模反步法（Sliding Mode Backstepping,SMB）解算出使得吊掛負(fù)載擺角穩(wěn)定的無(wú)人直升機(jī)飛行速度,設(shè)計(jì)滑模反步跟蹤控制器對(duì)無(wú)人直升機(jī)的速度和姿態(tài)進(jìn)行跟蹤控制,使吊掛負(fù)載的擺角穩(wěn)定在平衡位置。設(shè)計(jì)自適應(yīng)律對(duì)系統(tǒng)未知干擾和系統(tǒng)不確定參數(shù)進(jìn)行估計(jì)。運(yùn)用Lyapunov方法證明了閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。并通過(guò)與傳統(tǒng)反步法的仿真對(duì)比,表明所設(shè)計(jì)的滑模反步控制方法具有對(duì)系統(tǒng)參數(shù)不敏感的特性,魯棒性更強(qiáng)。最后,針對(duì)考慮外部未知干擾的無(wú)人直升機(jī)吊掛全狀態(tài)系統(tǒng)的抗擾減擺問(wèn)題,提出了基于干擾觀測(cè)器的減擺控制（Disturbance Observer Based Unti-swing Control,DOBUC）方法。運(yùn)用干擾觀測(cè)器（Disturbance Observer,DO）估計(jì)外部未知干擾,消除其對(duì)閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性影響。采用線性濾波降階（Linear Filtering Reduction,LFR）的方法對(duì)吊掛子系統(tǒng)進(jìn)行跟蹤控制,采用反步法對(duì)無(wú)人直升機(jī)的姿態(tài)子系統(tǒng)進(jìn)行跟蹤控制。運(yùn)用Lyapunov方法證明了閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。并通過(guò)仿真分析對(duì)以上提出的一系列控制方法進(jìn)行了有效性驗(yàn)證。
劉春光[10]（2019）在《小型三軸機(jī)載云臺(tái)增穩(wěn)控制與實(shí)現(xiàn)》文中研究說(shuō)明隨著小型無(wú)人直升機(jī)在低空航拍領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用,消費(fèi)者對(duì)航拍質(zhì)量提出了更高的要求。但無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)受外界氣流等因素的干擾,嚴(yán)重影響航拍質(zhì)量。本文以三軸機(jī)載云臺(tái)為研究對(duì)象,對(duì)機(jī)載云臺(tái)的增穩(wěn)控制進(jìn)行了深入研究。本文分析和介紹了機(jī)載云臺(tái)的結(jié)構(gòu)特性和增穩(wěn)控制的工作原理,分析了三軸機(jī)載云臺(tái)的數(shù)學(xué)模型,構(gòu)建了以Cortex-M3微控制器為主控芯片、MEMS運(yùn)動(dòng)傳感器為云臺(tái)姿態(tài)檢測(cè)單元、直流無(wú)刷電機(jī)為執(zhí)行單元的增穩(wěn)云臺(tái)姿態(tài)控制系統(tǒng)。在此基礎(chǔ)上討論了云臺(tái)姿態(tài)解算算法。在控制算法上,本文提出了將滑模變結(jié)構(gòu)控制算法應(yīng)用在機(jī)載云臺(tái)的控制系統(tǒng)中,使用擾動(dòng)觀測(cè)器預(yù)估系統(tǒng)的干擾并補(bǔ)償。并在MATLAB的Simulink中搭建仿真模型,通過(guò)試驗(yàn)分析了經(jīng)典PID控制器、線性滑模控制器和非奇異終端滑?？刂破鞯母櫺阅?。綜合仿真結(jié)果可知,非奇異終端滑?？刂破髂芨脻M(mǎn)足三軸機(jī)載云臺(tái)的增穩(wěn)控制要求。最后,制作了三軸機(jī)載云臺(tái)的樣機(jī),并對(duì)云臺(tái)進(jìn)行測(cè)試。測(cè)試表明,該云臺(tái)各系統(tǒng)軟硬件運(yùn)行良好,達(dá)到了良好的增穩(wěn)效果。
二、直升機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性分析和增穩(wěn)系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)（論文開(kāi)題報(bào)告）
（1）論文研究背景及目的
此處內(nèi)容要求：
首先簡(jiǎn)單簡(jiǎn)介論文所研究問(wèn)題的基本概念和背景，再而簡(jiǎn)單明了地指出論文所要研究解決的具體問(wèn)題，并提出你的論文準(zhǔn)備的觀點(diǎn)或解決方法。
寫(xiě)法范例：
本文主要提出一款精簡(jiǎn)64位RISC處理器存儲(chǔ)管理單元結(jié)構(gòu)并詳細(xì)分析其設(shè)計(jì)過(guò)程。在該MMU結(jié)構(gòu)中,TLB采用叁個(gè)分離的TLB,TLB采用基于內(nèi)容查找的相聯(lián)存儲(chǔ)器并行查找,支持粗粒度為64KB和細(xì)粒度為4KB兩種頁(yè)面大小,采用多級(jí)分層頁(yè)表結(jié)構(gòu)映射地址空間,并詳細(xì)論述了四級(jí)頁(yè)表轉(zhuǎn)換過(guò)程,TLB結(jié)構(gòu)組織等。該MMU結(jié)構(gòu)將作為該處理器存儲(chǔ)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的一個(gè)重要組成部分。
（2）本文研究方法
調(diào)查法：該方法是有目的、有系統(tǒng)的搜集有關(guān)研究對(duì)象的具體信息。
觀察法：用自己的感官和輔助工具直接觀察研究對(duì)象從而得到有關(guān)信息。
實(shí)驗(yàn)法：通過(guò)主支變革、控制研究對(duì)象來(lái)發(fā)現(xiàn)與確認(rèn)事物間的因果關(guān)系。
文獻(xiàn)研究法：通過(guò)調(diào)查文獻(xiàn)來(lái)獲得資料，從而全面的、正確的了解掌握研究方法。
實(shí)證研究法：依據(jù)現(xiàn)有的科學(xué)理論和實(shí)踐的需要提出設(shè)計(jì)。
定性分析法：對(duì)研究對(duì)象進(jìn)行“質(zhì)”的方面的研究，這個(gè)方法需要計(jì)算的數(shù)據(jù)較少。
定量分析法：通過(guò)具體的數(shù)字，使人們對(duì)研究對(duì)象的認(rèn)識(shí)進(jìn)一步精確化。
跨學(xué)科研究法：運(yùn)用多學(xué)科的理論、方法和成果從整體上對(duì)某一課題進(jìn)行研究。
功能分析法：這是社會(huì)科學(xué)用來(lái)分析社會(huì)現(xiàn)象的一種方法，從某一功能出發(fā)研究多個(gè)方面的影響。
模擬法：通過(guò)創(chuàng)設(shè)一個(gè)與原型相似的模型來(lái)間接研究原型某種特性的一種形容方法。
三、直升機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性分析和增穩(wěn)系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)（論文提綱范文）
（1）傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 緒論 |
| 1.1 研究目的與意義 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的國(guó)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.2 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 飛行控制相關(guān)技術(shù)研究概況 |
| 1.3.1 飛行動(dòng)力學(xué)建模技術(shù) |
| 1.3.2 飛行控制技術(shù) |
| 1.4 論文的主要研究?jī)?nèi)容及章節(jié)安排 |
| 第2章 傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)構(gòu)型描述 |
| 2.2.1 傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的構(gòu)形設(shè)計(jì)和基本參數(shù) |
| 2.2.2 傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)的工作原理 |
| 2.3 傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模 |
| 2.3.1 坐標(biāo)系定義 |
| 2.3.2 飛行力學(xué)方程組 |
| 2.3.3 非線性數(shù)學(xué)模型 |
| 2.4 模型的線性化 |
| 2.4.1 直升機(jī)模式的線性化 |
| 2.4.2 固定翼模式的線性化 |
| 2.4.3 過(guò)渡模式的線性化 |
| 2.4.4 干擾模型的線性化 |
| 2.5 相關(guān)參數(shù)辨識(shí) |
| 2.5.1 旋翼系統(tǒng)參數(shù)辨識(shí) |
| 2.5.2 氣動(dòng)參數(shù)估算 |
| 2.6 本章小結(jié) |
| 第3章 基于魯棒伺服LQR的直升機(jī)模式控制律設(shè)計(jì) |
| 3.1 引言 |
| 3.2 魯棒伺服LQR控制理論研究 |
| 3.3 直升機(jī)模式飛行控制律設(shè)計(jì) |
| 3.4 狀態(tài)觀測(cè)器的設(shè)計(jì) |
| 3.4.1 ESO理論研究 |
| 3.4.2 基于ESO的魯棒伺服LQR控制器設(shè)計(jì) |
| 3.4.3 仿真驗(yàn)證 |
| 3.5 飛行試驗(yàn) |
| 3.5.1 試驗(yàn)平臺(tái)組成 |
| 3.5.2 試驗(yàn)結(jié)果分析 |
| 3.6 本章小結(jié) |
| 第4章 基于H_2/H_∞混合的固定翼模式控制律設(shè)計(jì) |
| 4.1 引言 |
| 4.2 傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)不確定性分析 |
| 4.2.1 不確定性定義 |
| 4.2.2 不確定性來(lái)源 |
| 4.3 H_2/H_∞混合控制理論研究 |
| 4.3.1 問(wèn)題描述 |
| 4.3.2 H_2/H_∞穩(wěn)定性分析 |
| 4.4 固定翼模式控制律設(shè)計(jì) |
| 4.5 本章小結(jié) |
| 第5章 基于多模型自適應(yīng)魯棒的過(guò)渡模式控制律設(shè)計(jì) |
| 5.1 引言 |
| 5.2 多模型自適應(yīng)魯棒控制理論研究 |
| 5.3 過(guò)渡模式控制律設(shè)計(jì) |
| 5.3.1 傾轉(zhuǎn)走廊 |
| 5.3.2 狀態(tài)反饋控制律設(shè)計(jì) |
| 5.3.3 數(shù)值仿真 |
| 5.4 本章小結(jié) |
| 第6章 總結(jié)與展望 |
| 6.1 全文總結(jié) |
| 6.2 后續(xù)研究工作展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 作者簡(jiǎn)歷及攻讀學(xué)位期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文與研究成果 |
（2）無(wú)人直升機(jī)編隊(duì)飛行控制技術(shù)研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行概述及特點(diǎn) |
| 1.3 國(guó)內(nèi)外發(fā)展與研究現(xiàn)狀 |
| 1.3.1 無(wú)人直升機(jī)研究現(xiàn)狀 |
| 1.3.2 多機(jī)編隊(duì)結(jié)構(gòu)的發(fā)展與研究現(xiàn)狀 |
| 1.3.3 多機(jī)編隊(duì)控制方法的國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.4 課題研究?jī)?nèi)容及方法 |
| 1.4.1 課題研究基礎(chǔ) |
| 1.4.2 課題研究?jī)?nèi)容 |
| 1.5 論文主要內(nèi)容與章節(jié)安排 |
| 第二章 編隊(duì)飛行的建模與特性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐標(biāo)系介紹 |
| 2.2.1 地理坐標(biāo)系 |
| 2.2.2 地面坐標(biāo)系 |
| 2.2.3 機(jī)體坐標(biāo)系 |
| 2.2.4 坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換 |
| 2.3 樣例無(wú)人直升機(jī)對(duì)象特性分析 |
| 2.3.1 無(wú)人直升機(jī)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程 |
| 2.3.2 穩(wěn)定性分析 |
| 2.3.3 操縱性分析 |
| 2.4 編隊(duì)數(shù)學(xué)模型的建立 |
| 2.5 本章小結(jié) |
| 第三章 編隊(duì)飛行的通信技術(shù) |
| 3.1 引言 |
| 3.2 多無(wú)人機(jī)通信方案設(shè)計(jì) |
| 3.2.1 自組網(wǎng)通信方案 |
| 3.2.2 地面站通信方案 |
| 3.2.3 本文的通信方案 |
| 3.3 多無(wú)人機(jī)通信協(xié)議設(shè)計(jì) |
| 3.3.1 單無(wú)人機(jī)與地面站通信協(xié)議設(shè)計(jì) |
| 3.3.2 多無(wú)人機(jī)之間通信協(xié)議設(shè)計(jì) |
| 3.4 本章小結(jié) |
| 第四章 多機(jī)協(xié)同飛行的編隊(duì)方案 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 編隊(duì)方案的設(shè)計(jì) |
| 4.2.1 編隊(duì)隊(duì)形設(shè)計(jì) |
| 4.2.2 編隊(duì)隊(duì)形的變換 |
| 4.3 編隊(duì)集結(jié)和解散 |
| 4.3.1 編隊(duì)一致性 |
| 4.3.2 編隊(duì)集結(jié)策略 |
| 4.3.3 編隊(duì)解散策略 |
| 4.4 編隊(duì)避障 |
| 4.4.1 幾種避障方案 |
| 4.4.2 改進(jìn)的人工勢(shì)場(chǎng)法 |
| 4.5 編隊(duì)防碰撞 |
| 4.5.1 編隊(duì)安全距離 |
| 4.5.2 編隊(duì)避碰策略 |
| 4.6 本章小結(jié) |
| 第五章 多機(jī)編隊(duì)的協(xié)同控制律設(shè)計(jì) |
| 5.1 引言 |
| 5.2 編隊(duì)飛行模態(tài) |
| 5.2.1 懸停模態(tài) |
| 5.2.2 懸停回轉(zhuǎn)模態(tài) |
| 5.2.3 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài) |
| 5.2.4 小速度前飛/后飛模態(tài) |
| 5.3 編隊(duì)控制總體結(jié)構(gòu) |
| 5.3.1 單機(jī)控制律設(shè)計(jì) |
| 5.3.2 編隊(duì)算法的總體設(shè)計(jì) |
| 5.4 編隊(duì)控制 |
| 5.4.1 編隊(duì)集結(jié)控制 |
| 5.4.2 直飛編隊(duì)控制 |
| 5.4.3 轉(zhuǎn)彎控制 |
| 5.4.4 隊(duì)形變換控制 |
| 5.5 本章小結(jié) |
| 第六章 多機(jī)編隊(duì)飛行仿真系統(tǒng)與驗(yàn)證 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 仿真驗(yàn)證環(huán)境 |
| 6.2.1 Matlab仿真驗(yàn)證環(huán)境 |
| 6.2.2 單機(jī)仿真環(huán)境 |
| 6.2.3 多機(jī)編隊(duì)仿真環(huán)境 |
| 6.3 仿真結(jié)果與分析 |
| 6.3.1 編隊(duì)集結(jié)驗(yàn)證 |
| 6.3.2 編隊(duì)保持驗(yàn)證 |
| 6.3.3 編隊(duì)隊(duì)形變換驗(yàn)證 |
| 6.3.4 結(jié)論 |
| 6.4 本章小結(jié) |
| 第七章 總結(jié)與展望 |
| 7.1 本文主要工作 |
| 7.2 后續(xù)工作的展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
（3）小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 注釋表 |
| 縮略詞 |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究發(fā)展概況 |
| 1.2.1 直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì) |
| 1.2.2 直升機(jī)飛行品質(zhì) |
| 1.2.3 直升機(jī)飛行品質(zhì)的優(yōu)化 |
| 1.3 本文主要研究工作及內(nèi)容 |
| 第二章 直升機(jī)數(shù)學(xué)模型與飛行品質(zhì)分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 直升機(jī)數(shù)學(xué)模型 |
| 2.2.1 坐標(biāo)系 |
| 2.2.2 直升機(jī)運(yùn)動(dòng)方程 |
| 2.2.3 狀態(tài)空間模型 |
| 2.3 飛行品質(zhì)規(guī)范與計(jì)算 |
| 2.3.1 直升機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性 |
| 2.3.2 帶寬與時(shí)間延遲 |
| 2.3.3 縱-橫向軸間耦合 |
| 2.3.4 總距-航向軸間耦合 |
| 2.3.5 姿態(tài)變化快捷性 |
| 2.4 本章小結(jié) |
| 第三章 基于粒子群優(yōu)化的直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 直升機(jī)増穩(wěn)控制系統(tǒng) |
| 3.3 基于粒子群優(yōu)化的改進(jìn)LQR |
| 3.3.1 擴(kuò)展線性二次調(diào)節(jié)器 |
| 3.3.2 粒子群算法及質(zhì)量評(píng)價(jià)函數(shù) |
| 3.3.3 基于粒子群算法的權(quán)矩陣優(yōu)化 |
| 3.4 直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)與閉環(huán)系統(tǒng)分析 |
| 3.4.1 基于改進(jìn)LQR方法設(shè)計(jì)直升機(jī)飛行控制律 |
| 3.4.2 直升機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)飛行品質(zhì)分析 |
| 3.4.3 時(shí)域響應(yīng)分析 |
| 3.5 本章小結(jié) |
| 第四章 直升機(jī)飛行品質(zhì)對(duì)控制律參數(shù)敏感性 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 參數(shù)敏感性分析方法 |
| 4.3 算例直升機(jī)飛行品質(zhì)對(duì)控制參數(shù)敏感性計(jì)算 |
| 4.3.1 帶寬 |
| 4.3.2 縱-橫向軸間耦合 |
| 4.3.3 總距-航向軸間耦合 |
| 4.3.4 姿態(tài)變化快捷性 |
| 4.4 基于敏感性分析的參數(shù)調(diào)整策略 |
| 4.4.1 參數(shù)敏感性的數(shù)學(xué)描述 |
| 4.4.2 參數(shù)調(diào)整策略 |
| 4.5 本章小結(jié) |
| 第五章 小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制律實(shí)現(xiàn) |
| 5.1 引言 |
| 5.2 系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù)與小型無(wú)人直升機(jī)硬件平臺(tái)搭建 |
| 5.2.1 系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù) |
| 5.2.2 小型無(wú)人直升機(jī)試飛平臺(tái) |
| 5.3 小型無(wú)人直升機(jī)試飛試驗(yàn) |
| 5.3.1 試飛操縱激勵(lì)信號(hào) |
| 5.3.2 飛行試驗(yàn)方案與數(shù)據(jù)處理 |
| 5.4 小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制律驗(yàn)證 |
| 5.4.1 小型無(wú)人直升機(jī)數(shù)學(xué)模型 |
| 5.4.2 飛行控制律驗(yàn)證 |
| 5.5 本章小結(jié) |
| 第六章 總結(jié)展望 |
| 6.1 工作總結(jié) |
| 6.2 本文創(chuàng)新點(diǎn) |
| 6.3 本文研究的可拓展方向 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
（4）直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化建模研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注釋表 |
| 下標(biāo) |
| 縮略詞 |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 本文研究工作 |
| 第二章 發(fā)動(dòng)機(jī)模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)建模方法 |
| 2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型 |
| 2.3.1 進(jìn)氣道 |
| 2.3.2 壓氣機(jī) |
| 2.3.3 燃燒室 |
| 2.3.4 燃?xì)鉁u輪 |
| 2.3.5 自由渦輪 |
| 2.3.6 尾噴管 |
| 2.3.7 發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作方程 |
| 2.4 主減速器及傳動(dòng)系統(tǒng)建模 |
| 2.5 發(fā)動(dòng)機(jī)模塊的配平 |
| 2.6 本章小結(jié) |
| 第三章 旋翼/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 坐標(biāo)系及坐標(biāo)系變換 |
| 3.3 旋翼模型數(shù)學(xué)方程 |
| 3.3.1 旋翼速度與角速度 |
| 3.3.2 槳葉微段速度與角速度 |
| 3.3.3 槳葉翼型迎角 |
| 3.3.4 槳葉剖面氣動(dòng)力 |
| 3.3.5 旋翼誘導(dǎo)速度 |
| 3.3.6 槳葉非定常揮舞運(yùn)動(dòng) |
| 3.3.7 旋翼槳葉載荷 |
| 3.4 旋翼/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型配平 |
| 3.4.1 旋翼模型的配平 |
| 3.4.2 旋翼/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型的配平 |
| 3.5 本章小結(jié) |
| 第四章 直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 直升機(jī)部件模型 |
| 4.2.1 尾槳模型 |
| 4.2.2 平尾模型 |
| 4.2.3 垂尾模型 |
| 4.2.4 機(jī)身模型 |
| 4.3 直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型的配平 |
| 4.4 本章小結(jié) |
| 第五章 直升機(jī)控制系統(tǒng)與直/發(fā)一體化模型動(dòng)態(tài)響應(yīng) |
| 5.1 引言 |
| 5.2 直升機(jī)控制系統(tǒng) |
| 5.2.1 穩(wěn)定增穩(wěn)系統(tǒng)(SAS) |
| 5.2.2 飛行軌跡穩(wěn)定系統(tǒng)(FPS) |
| 5.2.3 偏差作動(dòng)器(PBA) |
| 5.2.4 配平系統(tǒng)(TRIM) |
| 5.3 發(fā)動(dòng)機(jī)燃油控制系統(tǒng) |
| 5.4 直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化模型仿真及驗(yàn)證 |
| 5.4.1 仿真模型結(jié)構(gòu) |
| 5.4.2 動(dòng)態(tài)響應(yīng)計(jì)算 |
| 5.5 本章小結(jié) |
| 第六章 總結(jié)與展望 |
| 6.1 本文研究?jī)?nèi)容的總結(jié) |
| 6.2 本文主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn) |
| 6.3 進(jìn)一步工作的展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
（5）一種復(fù)合推力高速直升機(jī)操縱及控制技術(shù)研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注釋表 |
| 第1章 緒論 |
| 1.1 研究背景與意義 |
| 1.2 復(fù)合推力高速直升機(jī)國(guó)內(nèi)外研究概況 |
| 1.2.1 常規(guī)旋翼復(fù)合推力高速直升機(jī) |
| 1.2.2 ABC旋翼復(fù)合式高速直升機(jī) |
| 1.3 復(fù)合推力高速直升機(jī)操控技術(shù)研究現(xiàn)狀 |
| 1.3.1 復(fù)合式高速直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模研究現(xiàn)狀 |
| 1.3.2 復(fù)合式高速直升機(jī)操縱策略研究現(xiàn)狀 |
| 1.3.3 復(fù)合推力高速直升機(jī)飛行控制技術(shù)研究現(xiàn)狀 |
| 1.4 樣例復(fù)合推力高速直升機(jī) |
| 1.5 研究?jī)?nèi)容及章節(jié)安排 |
| 第2章 復(fù)合推力高速直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模 |
| 2.1 坐標(biāo)系 |
| 2.1.1 地軸系 |
| 2.1.2 體軸系 |
| 2.1.3 槳軸系 |
| 2.1.4 風(fēng)軸系(速度坐標(biāo)系) |
| 2.2 部件氣動(dòng)干擾分析 |
| 2.2.1 機(jī)身/機(jī)翼/平尾對(duì)旋翼的干擾 |
| 2.2.2 旋翼對(duì)機(jī)身/機(jī)翼/平尾的干擾 |
| 2.2.3 螺旋槳對(duì)機(jī)翼/平尾的干擾 |
| 2.3 部件氣動(dòng)力建模 |
| 2.3.1 旋翼的氣動(dòng)力模型 |
| 2.3.2 螺旋槳的氣動(dòng)力模型 |
| 2.3.3 機(jī)翼的氣動(dòng)力模型 |
| 2.3.4 平尾的氣動(dòng)力模型 |
| 2.3.5 垂尾的氣動(dòng)力模型 |
| 2.3.6 機(jī)身氣動(dòng)力模型 |
| 2.4 飛行動(dòng)力學(xué)建模 |
| 2.5 本章小結(jié) |
| 第3章 復(fù)合推力高速直升機(jī)操縱策略及配平特性分析 |
| 3.1 操縱策略 |
| 3.1.1 低速懸停模式操縱策略 |
| 3.1.2 高速前飛模式操縱策略 |
| 3.1.3 過(guò)渡前飛模式操縱策略 |
| 3.2 配平方法 |
| 3.3 配平結(jié)果分析 |
| 3.3.1 低速懸停模式配平結(jié)果及分析 |
| 3.3.2 過(guò)渡前飛模式下配平結(jié)果及分析 |
| 3.3.3 過(guò)渡前飛模式下的操縱量靈敏度分析 |
| 3.3.4 高速前飛模式下配平結(jié)果及分析 |
| 3.3.5 旋翼機(jī)翼升力配比結(jié)果分析 |
| 3.4 本章小結(jié) |
| 第4章 復(fù)合推力高速直升機(jī)操縱穩(wěn)定特性分析 |
| 4.1 線性化模型 |
| 4.2 穩(wěn)定性分析 |
| 4.2.1 橫航向運(yùn)動(dòng)模態(tài) |
| 4.2.2 縱向運(yùn)動(dòng)模態(tài) |
| 4.3 操縱性與耦合特性分析 |
| 4.3.1 懸停狀態(tài) |
| 4.3.2 巡航前飛狀態(tài) |
| 4.3.3 高速前飛狀態(tài) |
| 4.4 本章小結(jié) |
| 第5章 復(fù)合推力高速直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì) |
| 5.1 復(fù)合推力高速直升機(jī)姿態(tài)回路控制律設(shè)計(jì) |
| 5.1.1 橫縱向姿態(tài)回路控制律設(shè)計(jì) |
| 5.1.2 航向姿態(tài)回路控制律設(shè)計(jì) |
| 5.2 復(fù)合推力高速直升機(jī)位置外回路控制律設(shè)計(jì) |
| 5.2.1 高度保持回路控制律設(shè)計(jì) |
| 5.2.2 速度保持回路控制律設(shè)計(jì) |
| 5.3 仿真與分析 |
| 5.4 本章小結(jié) |
| 第6章 試驗(yàn)樣機(jī)的設(shè)計(jì)研制及試飛試驗(yàn) |
| 6.1 研發(fā)任務(wù)概述 |
| 6.2 總體方案 |
| 6.2.1 總體參數(shù)計(jì)算 |
| 6.2.2 總體參數(shù)初值 |
| 6.3 試驗(yàn)樣機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì) |
| 6.3.1 機(jī)翼氣動(dòng)外形設(shè)計(jì) |
| 6.3.2 機(jī)身氣動(dòng)外形設(shè)計(jì) |
| 6.3.3 尾翼幾何參數(shù)設(shè)計(jì) |
| 6.3.4 全機(jī)氣動(dòng)外形 |
| 6.4 飛行性能計(jì)算 |
| 6.4.1 重量核算 |
| 6.4.2 電池電量計(jì)算 |
| 6.4.3 低速懸停狀態(tài)下的性能分析 |
| 6.4.4 前飛模式下的性能分析 |
| 6.4.5 全機(jī)性能指標(biāo) |
| 6.5 結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì) |
| 6.5.1 機(jī)身結(jié)構(gòu)方案 |
| 6.5.2 機(jī)翼結(jié)構(gòu)方案 |
| 6.5.3 旋翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)方案 |
| 6.5.4 螺旋槳?jiǎng)恿ε摲桨?/td> |
| 6.5.5 尾翼結(jié)構(gòu)方案 |
| 6.6 飛行控制系統(tǒng)組成與布置 |
| 6.6.1 飛行控制系統(tǒng)組成 |
| 6.6.2 飛行控制系統(tǒng)機(jī)上布局 |
| 6.7 試飛驗(yàn)證 |
| 6.7.1 試驗(yàn)?zāi)康?/td> |
| 6.7.2 試驗(yàn)步驟 |
| 6.7.3 試飛結(jié)果分析 |
| 6.8 本章小結(jié) |
| 第7章 總結(jié)與展望 |
| 7.1 總結(jié) |
| 7.2 展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 在學(xué)期間的科研成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
（6）新型共軸無(wú)人直升機(jī)飛行控制技術(shù)研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 縮略詞 |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 研究背景及意義 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 共軸直升機(jī)平臺(tái)研究現(xiàn)狀與趨勢(shì) |
| 1.2.2 共軸直升機(jī)飛行控制技術(shù)研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 課題來(lái)源與關(guān)鍵技術(shù) |
| 1.3.1 課題來(lái)源與研究基礎(chǔ) |
| 1.3.2 研究目標(biāo)與關(guān)鍵技術(shù) |
| 1.4 論文章節(jié)安排 |
| 第二章 需求分析與技術(shù)方案 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 技術(shù)要求與需求分析 |
| 2.2.1 飛行控制功能要求 |
| 2.2.2 飛行控制性能要求 |
| 2.3 系統(tǒng)分析與解決思路 |
| 2.3.1 共軸直升機(jī)及其控制的特殊性 |
| 2.3.2 技術(shù)難點(diǎn)與解決思路 |
| 2.4 系統(tǒng)構(gòu)成與研究方案 |
| 2.4.1 整體系統(tǒng)的構(gòu)成 |
| 2.4.2 技術(shù)方案 |
| 2.5 本章小結(jié) |
| 第三章 動(dòng)力學(xué)建模與對(duì)象特性分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 坐標(biāo)系介紹 |
| 3.2.1 坐標(biāo)系定義 |
| 3.2.2 坐標(biāo)系關(guān)系轉(zhuǎn)換 |
| 3.3 建模實(shí)現(xiàn) |
| 3.3.1 共軸雙旋翼模型 |
| 3.3.2 旋翼?yè)]舞運(yùn)動(dòng)學(xué) |
| 3.3.3 機(jī)身建模 |
| 3.3.4 整流罩建模 |
| 3.3.5 尾翼建模 |
| 3.3.6 機(jī)體運(yùn)動(dòng)學(xué)方程 |
| 3.4 動(dòng)力學(xué)模型配平及線性化 |
| 3.5 性能計(jì)算與分析 |
| 3.5.1 垂向升力計(jì)算 |
| 3.5.2 航向轉(zhuǎn)動(dòng)計(jì)算 |
| 3.5.3 性能計(jì)算結(jié)果與分析 |
| 3.6 對(duì)象特性分析 |
| 3.6.1 穩(wěn)定性分析 |
| 3.6.2 耦合性分析 |
| 3.6.3 操縱性分析 |
| 3.7 本章小結(jié) |
| 第四章 飛行控制律設(shè)計(jì) |
| 4.1 引言 |
| 4.2 控制分配 |
| 4.3 解耦思路與飛行模態(tài) |
| 4.4 控制律設(shè)計(jì)的架構(gòu) |
| 4.5 縱向通道控制律設(shè)計(jì) |
| 4.5.1 縱向控制需求與控制律結(jié)構(gòu) |
| 4.5.2 縱向增穩(wěn)控制設(shè)計(jì) |
| 4.5.3 縱向速度和位置控制律設(shè)計(jì) |
| 4.5.4 控制律參數(shù)設(shè)計(jì) |
| 4.6 橫向通道控制律設(shè)計(jì) |
| 4.6.1 橫向控制需求與控制律結(jié)構(gòu) |
| 4.6.2 橫向增穩(wěn)控制設(shè)計(jì) |
| 4.6.3 橫向速度和位置控制律設(shè)計(jì) |
| 4.6.4 控制律參數(shù)設(shè)計(jì) |
| 4.7 高度通道控制律設(shè)計(jì) |
| 4.7.1 控制律結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì) |
| 4.7.2 控制律參數(shù)設(shè)計(jì) |
| 4.8 航向通道控制律設(shè)計(jì) |
| 4.8.1 航向控制方式 |
| 4.8.2 航向控制律結(jié)構(gòu) |
| 4.8.3 航向控制律參數(shù) |
| 4.9 控制律仿真驗(yàn)證 |
| 4.9.1 基于Matlab/Simulink的控制仿真環(huán)境 |
| 4.9.2 控制律仿真驗(yàn)證與分析 |
| 4.10 本章小結(jié) |
| 第五章 飛行控制軟件的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn) |
| 5.1 引言 |
| 5.2 機(jī)載飛控軟件的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn) |
| 5.2.1 機(jī)載飛控軟件的設(shè)計(jì)方案 |
| 5.2.2 Vx Works實(shí)時(shí)操作系統(tǒng) |
| 5.2.3 任務(wù)規(guī)劃與優(yōu)先級(jí)劃分 |
| 5.2.4 機(jī)載軟件模塊設(shè)計(jì) |
| 5.3 地面控制站軟件的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn) |
| 5.3.1 地面站控制軟件設(shè)計(jì)方案 |
| 5.3.2 通信協(xié)議與通信接口實(shí)現(xiàn) |
| 5.3.3 軟件GUI與模塊設(shè)計(jì) |
| 5.4 數(shù)據(jù)解碼與數(shù)據(jù)分析軟件的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn) |
| 5.4.1 數(shù)據(jù)解碼軟件 |
| 5.4.2 數(shù)據(jù)分析軟件 |
| 5.5 本章小結(jié) |
| 第六章 飛行仿真平臺(tái)搭建與驗(yàn)證 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 仿真系統(tǒng)搭建 |
| 6.3 飛行仿真驗(yàn)證與分析 |
| 6.3.1 遙控/遙調(diào)機(jī)動(dòng)飛行仿真 |
| 6.3.2 全過(guò)程飛行仿真 |
| 6.4 本章小結(jié) |
| 第七章 總結(jié)與展望 |
| 7.1 本文工作總結(jié) |
| 7.2 本文工作展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
（7）民用直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警飛行模擬技術(shù)研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 研究背景及意義 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 安全監(jiān)控研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.2 適航仿真驗(yàn)證技術(shù)研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 本文主要研究?jī)?nèi)容 |
| 第二章 直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)需求分析 |
| 2.1 直升機(jī)安全監(jiān)控系統(tǒng)適航要求 |
| 2.1.1 CCAR29部 |
| 2.1.2 S5000F國(guó)際規(guī)范 |
| 2.2 直升機(jī)安全監(jiān)控系統(tǒng)工作流程和數(shù)據(jù)需求 |
| 2.2.1 直升機(jī)安全監(jiān)控系統(tǒng)工作流程 |
| 2.2.2 直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)需求 |
| 2.3 直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)架構(gòu) |
| 2.4 本章小結(jié) |
| 第三章 直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)建模 |
| 3.1 直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型 |
| 3.2 直升機(jī)飛行控制模型 |
| 3.2.1 增穩(wěn)模式 |
| 3.2.2 飛控模式 |
| 3.2.3 區(qū)域?qū)Ш侥Ｊ?/td> |
| 3.3 大氣環(huán)境模型 |
| 3.4 航電傳感器模型 |
| 3.4.1 大氣數(shù)據(jù)傳感器 |
| 3.4.2 無(wú)線電高度傳感器 |
| 3.4.3 姿態(tài)航向傳感器 |
| 3.4.4 飛行速度傳感器 |
| 3.5 發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵數(shù)據(jù) |
| 3.6 本章小結(jié) |
| 第四章 直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)實(shí)現(xiàn) |
| 4.1 飛行仿真模塊設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn) |
| 4.1.1 軟件工作流程 |
| 4.1.2 直升機(jī)飛行仿真模塊界面設(shè)計(jì) |
| 4.1.3 飛行仿真模塊設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù) |
| 4.2 大氣風(fēng)環(huán)境模塊設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn) |
| 4.2.1 大氣風(fēng)環(huán)境界面設(shè)計(jì) |
| 4.2.2 大氣風(fēng)環(huán)境程序工作流程 |
| 4.3 航電傳感器模塊設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn) |
| 4.3.1 大氣數(shù)據(jù)傳感器實(shí)現(xiàn) |
| 4.3.2 無(wú)線電高度表實(shí)現(xiàn) |
| 4.3.3 姿態(tài)航向傳感器實(shí)現(xiàn) |
| 4.3.4 飛行速度傳感器實(shí)現(xiàn) |
| 4.4 本章小結(jié) |
| 第五章 系統(tǒng)集成與仿真驗(yàn)證 |
| 5.1 系統(tǒng)集成 |
| 5.2 安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)模擬系統(tǒng)仿真驗(yàn)證 |
| 5.3 安全監(jiān)控研究應(yīng)用案例 |
| 5.4 本章小結(jié) |
| 第六章 總結(jié)與展望 |
| 6.1 總結(jié) |
| 6.2 展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
| 附錄 -直升機(jī)安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)需求 |
（8）無(wú)人直升機(jī)吊掛協(xié)調(diào)控制策略研究（論文提綱范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 研究背景及意義 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 直升機(jī)吊掛飛行建模技術(shù)研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.2 無(wú)人直升機(jī)吊掛飛行控制技術(shù)研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 本文主要研究?jī)?nèi)容及安排 |
| 第二章 無(wú)人直升機(jī)吊掛耦合系統(tǒng)建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型 |
| 2.2.1 參考坐標(biāo)系 |
| 2.2.2 無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)方程 |
| 2.3 耦合系統(tǒng)建模 |
| 2.3.1 吊掛飛行影響因素綜合分析 |
| 2.3.2 耦合系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程 |
| 2.4 耦合系統(tǒng)特性分析 |
| 2.4.1 耦合特性分析 |
| 2.4.2 穩(wěn)定性分析 |
| 2.5 本章小結(jié) |
| 第三章 耦合系統(tǒng)姿態(tài)內(nèi)環(huán)抗擾減振控制方法研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 耦合系統(tǒng)降維觀測(cè)器設(shè)計(jì) |
| 3.3 PID姿態(tài)控制器設(shè)計(jì) |
| 3.3.1 縱橫向姿態(tài)控制回路設(shè)計(jì) |
| 3.3.2 航向控制回路設(shè)計(jì) |
| 3.3.3 等效前饋控制器設(shè)計(jì) |
| 3.3.4 仿真實(shí)驗(yàn)分析 |
| 3.4 欠驅(qū)動(dòng)H_∞魯棒控制器設(shè)計(jì) |
| 3.4.1 內(nèi)環(huán)動(dòng)態(tài)模型線性化分析 |
| 3.4.2 控制問(wèn)題描述 |
| 3.4.3 H_∞反饋控制律設(shè)計(jì) |
| 3.4.4 仿真實(shí)驗(yàn)分析 |
| 3.5 本章小結(jié) |
| 第四章 耦合系統(tǒng)的協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)控制方法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 PID位置控制器設(shè)計(jì) |
| 4.2.1 位置控制器設(shè)計(jì) |
| 4.2.2 延時(shí)反饋控制器設(shè)計(jì) |
| 4.2.3 仿真實(shí)驗(yàn)分析 |
| 4.3 基于無(wú)源控制的位置控制器設(shè)計(jì) |
| 4.3.1 無(wú)源控制技術(shù) |
| 4.3.2 無(wú)源控制器設(shè)計(jì) |
| 4.3.3 指令轉(zhuǎn)換 |
| 4.3.4 仿真實(shí)驗(yàn)分析 |
| 4.4 耦合系統(tǒng)軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì) |
| 4.4.1 輸入整形技術(shù) |
| 4.4.2 動(dòng)態(tài)光滑魯棒整形器設(shè)計(jì) |
| 4.4.3 仿真實(shí)驗(yàn)分析 |
| 4.5 本章小結(jié) |
| 第五章 總結(jié)與展望 |
| 5.1 總結(jié) |
| 5.2 展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
| 附錄 |
（9）無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)魯棒減擺控制技術(shù)（論文提綱范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注釋表 |
| 縮略詞 |
| 第一章 緒論 |
| 1.1 研究背景及意義 |
| 1.1.1 無(wú)人直升機(jī)吊掛的起源與發(fā)展 |
| 1.1.2 無(wú)人直升機(jī)吊掛的特點(diǎn) |
| 1.1.3 研究意義 |
| 1.2 無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.1 國(guó)外研究現(xiàn)狀 |
| 1.2.2 國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀 |
| 1.3 無(wú)人直升機(jī)吊掛的減擺控制技術(shù)研究現(xiàn)狀 |
| 1.4 魯棒控制方法 |
| 1.5 本文主要研究?jī)?nèi)容 |
| 第二章 無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)建模與分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)縱向模型 |
| 2.2.1 基本假設(shè) |
| 2.2.2 坐標(biāo)系定義 |
| 2.2.3 無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)縱向模型建立 |
| 2.3 無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)的全狀態(tài)模型 |
| 2.3.1 基本假設(shè) |
| 2.3.2 坐標(biāo)系和坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣 |
| 2.3.3 無(wú)人直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型 |
| 2.3.4 吊掛子系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型 |
| 2.3.5 無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型 |
| 2.4 小結(jié) |
| 第三章 基于能量分析的無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)魯棒減擺控制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 問(wèn)題描述 |
| 3.3 系統(tǒng)能量分析 |
| 3.4 控制器設(shè)計(jì) |
| 3.5 仿真分析 |
| 3.6 小結(jié) |
| 第四章 基于運(yùn)動(dòng)規(guī)劃的無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)魯棒減擺控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 問(wèn)題描述 |
| 4.3 無(wú)人直升機(jī)運(yùn)動(dòng)規(guī)劃 |
| 4.4 控制器設(shè)計(jì) |
| 4.5 仿真分析 |
| 4.6 小結(jié) |
| 第五章 基于滑模反步法的無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)魯棒減擺控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 問(wèn)題描述 |
| 5.3 吊掛子系統(tǒng)滑模反步自適應(yīng)魯棒控制 |
| 5.4 無(wú)人直升機(jī)速度子系統(tǒng)滑模反步自適應(yīng)魯棒控制 |
| 5.5 無(wú)人直升機(jī)姿態(tài)子系統(tǒng)滑模反步自適應(yīng)魯棒控制 |
| 5.6 仿真分析 |
| 5.7 小結(jié) |
| 第六章 基于干擾觀測(cè)器的無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)魯棒減擺控制 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 問(wèn)題描述 |
| 6.3 吊掛子系統(tǒng)魯棒控制 |
| 6.3.1 非線性干擾觀測(cè)器設(shè)計(jì) |
| 6.3.2 基于線性濾波降階方法的吊掛子系統(tǒng)控制器設(shè)計(jì) |
| 6.4 無(wú)人直升機(jī)速度子系統(tǒng)魯棒控制 |
| 6.4.1 非線性干擾觀測(cè)器設(shè)計(jì) |
| 6.4.2 無(wú)人直升機(jī)速度子系統(tǒng)控制器設(shè)計(jì) |
| 6.5 無(wú)人直升機(jī)姿態(tài)子系統(tǒng)魯棒控制 |
| 6.5.1 非線性干擾觀測(cè)器設(shè)計(jì) |
| 6.5.2 基于Backstepping方法的無(wú)人直升機(jī)姿態(tài)子系統(tǒng)控制器設(shè)計(jì) |
| 6.6 仿真分析 |
| 6.7 小結(jié) |
| 第七章 總結(jié)與展望 |
| 7.1 本文主要工作內(nèi)容 |
| 7.2 未來(lái)工作展望 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 |
（10）小型三軸機(jī)載云臺(tái)增穩(wěn)控制與實(shí)現(xiàn)（論文提綱范文）
| 中文摘要 |
| Abstract |
| 第1章 緒論 |
| 1.1 課題背景及研究意義 |
| 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀分析 |
| 1.2.1 國(guó)外研究現(xiàn)狀分析 |
| 1.2.2 國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀分析 |
| 1.2.3 三軸機(jī)載云臺(tái)增穩(wěn)控制方法 |
| 1.3 本文主要研究?jī)?nèi)容 |
| 第2章 三軸機(jī)載結(jié)構(gòu)分析及姿態(tài)解算 |
| 2.1 三軸機(jī)載云臺(tái)結(jié)構(gòu) |
| 2.2 機(jī)載三軸云臺(tái)姿態(tài)解算研究 |
| 2.2.1 參考坐標(biāo)系 |
| 2.2.2 姿態(tài)解算算法選擇 |
| 2.3 姿態(tài)角更新 |
| 2.4 本章小結(jié) |
| 第三章 三軸機(jī)載云臺(tái)數(shù)學(xué)建模 |
| 3.1 三軸機(jī)載云臺(tái)模型 |
| 3.1.1 三軸機(jī)載云臺(tái)建模 |
| 3.2 直流電機(jī)的線性建模 |
| 3.2.1 電機(jī)的選型分析 |
| 3.2.2 直流無(wú)刷電機(jī)的等效電路 |
| 3.2.3 直流無(wú)刷電機(jī)基本公式 |
| 3.3 機(jī)載云臺(tái)各環(huán)節(jié)模型 |
| 3.4 PID控制策略分析 |
| 3.4.1 經(jīng)典的PID控制 |
| 3.4.2 機(jī)載云臺(tái)PID仿真 |
| 3.5 本章小結(jié) |
| 第4章 三軸機(jī)載云臺(tái)的滑模變結(jié)構(gòu)控制 |
| 4.1 變結(jié)構(gòu)控制簡(jiǎn)介 |
| 4.1.1 變結(jié)構(gòu)及滑模變結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)介 |
| 4.1.2 滑模變結(jié)構(gòu)控制定義 |
| 4.1.3 三軸機(jī)載云臺(tái)模型簡(jiǎn)化 |
| 4.2 三軸機(jī)載云臺(tái)的線性滑?？刂?/td> |
| 4.2.1 普通線性滑?？刂圃?/td> |
| 4.2.2 線性姿態(tài)環(huán)滑模控制律的設(shè)計(jì) |
| 4.2.3 收斂性分析 |
| 4.3 基于非奇異終端滑模變結(jié)構(gòu)姿態(tài)環(huán)滑模控制器研究 |
| 4.3.1 非奇異終端滑?？刂苹驹?/td> |
| 4.3.2 非奇異終端滑模控制律的設(shè)計(jì) |
| 4.3.3 收斂性分析 |
| 4.4 基于觀測(cè)器的非奇異終端滑?？刂扑惴ǖ母倪M(jìn) |
| 4.5 本章小結(jié) |
| 第五章 軟硬件設(shè)計(jì)及樣機(jī)測(cè)試 |
| 5.1 增穩(wěn)云臺(tái)控制器的方案敘述 |
| 5.2 硬件系統(tǒng)設(shè)計(jì) |
| 5.2.1 主控模塊硬件設(shè)計(jì) |
| 5.2.2 運(yùn)動(dòng)檢測(cè)模塊設(shè)計(jì) |
| 5.2.3 電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊設(shè)計(jì) |
| 5.3 軟件系統(tǒng)設(shè)計(jì) |
| 5.4 姿態(tài)控制算法仿真分析仿真分析 |
| 5.4.1 階躍信號(hào)仿真及跟蹤性能分析 |
| 5.4.2 正弦信號(hào)仿真及跟蹤性能分析 |
| 5.4.3 基于干擾觀測(cè)器非奇異終端滑模控制器性能分析 |
| 5.5 樣機(jī)及測(cè)試結(jié)果 |
| 5.6 本章小結(jié) |
| 第六章 結(jié)論 |
| 參考文獻(xiàn) |
| 致謝 |
| 攻讀學(xué)位期間的科研成果 |
四、直升機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性分析和增穩(wěn)系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)（論文參考文獻(xiàn)）
- [1]傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究[D]. 陳在斌. 中國(guó)科學(xué)院大學(xué)(中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所), 2020(03)
- [2]無(wú)人直升機(jī)編隊(duì)飛行控制技術(shù)研究[D]. 桂洲. 南京航空航天大學(xué), 2020(07)
- [3]小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法研究[D]. 劉松源. 南京航空航天大學(xué), 2020(07)
- [4]直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化建模研究[D]. 衛(wèi)圓. 南京航空航天大學(xué), 2020(07)
- [5]一種復(fù)合推力高速直升機(jī)操縱及控制技術(shù)研究[D]. 林李李. 南京航空航天大學(xué), 2020(07)
- [6]新型共軸無(wú)人直升機(jī)飛行控制技術(shù)研究[D]. 周炎. 南京航空航天大學(xué), 2020(07)
- [7]民用直升機(jī)安全監(jiān)控與預(yù)警飛行模擬技術(shù)研究[D]. 徐于松. 南京航空航天大學(xué), 2020(07)
- [8]無(wú)人直升機(jī)吊掛協(xié)調(diào)控制策略研究[D]. 董睿. 南京航空航天大學(xué), 2020(07)
- [9]無(wú)人直升機(jī)吊掛系統(tǒng)魯棒減擺控制技術(shù)[D]. 何榮榮. 南京航空航天大學(xué), 2020(07)
- [10]小型三軸機(jī)載云臺(tái)增穩(wěn)控制與實(shí)現(xiàn)[D]. 劉春光. 黑龍江大學(xué), 2019(02)
標(biāo)簽：直升機(jī)論文; 仿真軟件論文; 無(wú)人機(jī)航拍論文; 建模軟件論文; 無(wú)人機(jī)論文;