四旋翼飞行器建模及位置跟踪控制(英文)

相对其他无人飞行器平台,四旋翼飞行器有其独特的优势,因而受到广泛的关注。位置跟踪控制对四旋翼飞行器的应用非常重要。在阐述四旋翼飞行器的飞行原理和操控机制的基础上,研究了其动力学模型,并提出了一种简化的数学模型。四旋翼飞行器是欠驱动耦合系统,为了实现系统解耦并得到清晰的控制回路,设计了多回路PID控制方案,其控制目标是位置和偏航角,而姿态角和横滚角由位置误差调节。最后,通过仿真验证了控制方法的有效性。     

基于UIO的四旋翼飞行器故障检测与隔离(英文)

故障检测与隔离(FDI)对于增强四旋翼飞行器的安全性和鲁棒性具有重要作用。提出了一种四旋翼飞行器执行器故障的FDI方法。首先建立了四旋翼飞行器的简化线性模型。然后研究了基于未知输入观测器(UIO)的故障检测与隔离方案。针对四个执行器,分别设计了四个UIO以产生通用结构化残差组,对执行器故障进行检测与隔离。仿真实验证实了该FDI方案的可行性。     

变转速共轴旋翼载荷建模及实验验证

对共轴双旋翼无人飞行器操纵结构的简化,会引起旋翼载荷变化更加复杂。共轴双旋翼转速控制方法有助于飞行控制系统的实现,但是在飞行控制律设计时,需要透彻了解变转速旋翼的气动载荷变化,建立精准的旋翼载荷模型。本文深入分析了旋翼变转速情况下单旋翼系统和共轴双旋翼系统的旋翼入流分布,建立了单旋翼变转速旋翼载荷计算方法,提出了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法。明确了低雷诺数对微型旋翼飞行器的旋翼载荷计算影响,引入雷诺数修正系数完成对旋翼翼型升阻系数气动参数的修正和验证,提高了变转速共轴双旋翼载荷模型的计算精度。设计了一套变转速单旋翼系统和共轴双旋翼系统的旋翼载荷测量实验装置,通过实验测试完成了对共轴双旋翼载荷计算方法的验证,表明了所提出的变转速共轴双旋翼载荷模型和实验测试装置是可信的。     

基于姿态角估计的四旋翼飞行器多传感器故障诊断方法

针对无法直接测量得到姿态角的四旋翼飞行器多传感器偏差故障检测与诊断问题,提出一种基于姿态角估计的多传感器故障同时发生的故障检测与隔离以及故障偏差值估计的方法。首先,在考虑模型误差的前提下,建立四旋翼飞行器动力学模型和传感器模型,构建四旋翼飞行器故障检测与诊断系统。其次,在利用基于滑模观测器得到姿态角估计值的基础上,设计非线性故障观测器对故障进行检测与隔离。最后,构建非线性自适应观测器实现未知故障偏差值的估计,并证明自适应律的稳定性和参数收敛性。实验结果表明,该方法能实现多传感器偏差故障检测与隔离,并在5 s之内实现对传感器多故障偏差的估计与跟踪,且估计误差有界,该方法有效性得以验证。     

基于改进自抗扰算法的直升机锁尾控制系统设计

为了提升小型无人直升机的航向运动的动态特性与工况适应性,基于自抗扰控制方法(ADRC)提出了一种适用于小型无人直升机的锁尾控制器。通过实时递推遗忘因子最小二乘估计器对直升机航向轴的执行放大系数进行了参数辨识。根据辨识结果,构造了以直升机主旋翼转速作为自变量的执行放大系数解析表达式,用于在线计算不同工况下的执行放大系数。该表达式作为对标准ADRC控制结构的补充与改进,可提高ADRC控制器的工况适应性。以一550级别电动直升机为试验机型进行了试验验证。改进的ADRC控制器相比传统PID控制器,阶跃响应过渡时间缩短约40%,且能在更宽的主旋翼转速范围内保持稳定。试验结果表明改进的ADRC控制器在动态性能和工况适应性等方面较传统PID控制器和标准ADRC控制器更具优势。     

微型四旋翼飞行器最佳旋翼间距布局研究

为研究悬停状态下不同翼间距对微型四旋翼飞行器气动性能的影响,结合整机试验和数值模拟,分析了不同旋翼间距下微型四旋翼飞行器拉力和功耗的变化规律。在样机试验中,通过搭建试验平台对间距比l/d范围1.1～2.0的微型四旋翼飞行器进行了拉力和功耗的测量,确定了相同功耗条件下具有较大拉力的最佳旋翼间距范围。为更直观地得到旋翼间气动干扰对整机气动性能的影响,通过CFD方法对微型四旋翼飞行器流场进行了仿真,得到了不同间距下的压力、流线和涡量分布情况,进而对四旋翼飞行器在不同旋翼间距下表现出的不同气动特性进行对比。结果表明,与无干扰状态下的孤立单旋翼相比,四旋翼间存在的气动干扰在合理的旋翼间距下可以保持涡流完整,并有助于提升四旋翼系统的拉力。最后,通过试验和仿真对比发现,在旋翼间距为1.8d时,四旋翼飞行器具有较大的功率载荷和良好的气动特性,是该四旋翼飞行器整机的最佳气动布局。     

四旋翼无人机模糊自抗扰姿态控制及稳定性分析

针对四旋翼无人机姿态控制问题,设计了一种基于模糊自抗扰控制的四旋翼姿态控制器。分析了四旋翼无人机的动力学模型,给出了基于模糊自抗扰控制算法的姿态控制方案,并设计了对应的模糊自抗扰控制算法的扩张状态观测器和模糊状态误差反馈控制器。通过稳定性分析,得出了扩张状态观测器估计误差是有界的,同时给出了反馈误差稳定的充分条件。仿真结果表明,所设计的模糊自抗扰控制器,同经典自抗扰控制器相比,系统平均超调量减小约75%,降低了扰动造成的输出波动幅值约30%,表明该控制系统提高了系统稳定性和对干扰抑制能力,满足对四旋翼姿态控制要求。     

离散滑模变结构控制在磁悬浮球系统中的应用

磁悬浮球实验装置是典型的非线性系统,该装置提供了常规PID控制,但难以达到理想的控制效果,由此提出采用离散滑模变结构控制来研究该系统。文中首先分析了离散滑模切换面和趋近率,然后设计了存在系统干扰和抖动情况下的离散滑模控制器,并研究了其收敛性,在此基础上提出了克服干扰和抖动的积分补偿离散滑模控制器,最后将所提出的控制方法在磁悬浮球实验装置上进行验证。试验验证结果表明,系统响应时间由PID控制的15 s减小到5 s,控制偏差也有所减小,控制效果优于PID控制,适合磁悬浮球系统的控制,为该实验装置提供了一套新的实验方法。     

SELF-CORRECTED PID VIBRATION CONTROL BASED ON DUAL-FREEDOM DUAL-DRIVE INTELLIGENT CANTILEVER BEAM 1)

随着科技不断进步,智能结构的振动控制在航天航空、机械制造、车辆与船舶等领域得到了广泛应用。由于多输入多输出存在多样性和复杂性,严重威胁系统稳定性。为了解决这一问题,针对两输入单输出的双驱动智能悬臂梁系统提出一种自适应控制策略,首先基于压电线性本构方程,应用假设模态方法建立双驱动智能悬臂梁的力学模型,得到了基于闭环控制系统的状态方程,同时利用递推最小二乘法在线辨识系统参数设计比例积分微分(proportional--integral--derivative, PID)控制器实现自校正PID控制。通过数值仿真对比在有无PID 控制下两输入单输出双驱动智能悬臂梁系统的振动情况,分析自校正PID 控制的控制效果。通过实验验证自校正PID 控制对双输入单输出的双驱动智能悬臂梁系统的控制效果;再设置两组不同的单输入单输出自校正PID控制实验作对比。结果表明：自校正PID 控制方法可以较为有效地抑制智能悬臂梁的自由振动,相比单输入单输出的两组,两输入单输出自校正PID控制的效果更为明显和有效。     

基于指数收敛的四旋翼无人机鲁棒自适应飞行控制

针对四旋翼无人机鲁棒自适应飞行问题,提出了一种基于指数收敛的控制方法。考虑到四旋翼系统的欠驱动、强耦合等非线性特性,采用线性化反馈控制策略实现对其轨迹追踪飞行能力的基本控制;针对线性化反馈控制易受系统内外部未知干扰等影响,采用基于指数收敛干扰观测器组合控制设计,实现四旋翼飞行的鲁棒与自适应控制;线性反馈及状态观测器控制系统基于指数收敛稳定。进行了仿真分析,结果表明,干扰观测器对四旋翼系统中存在的未知干扰具有很好的估计能力,所设计的基于指数收敛控制系统,结构简单,且具有较强的干扰抑制能力和较高的系统稳定性,满足四旋翼无人机的鲁棒及自适应飞行能力要求。