旋翼-涵道風扇式無人直升機飛行控制若干問題研究.pdf

1、研制具有新型結(jié)構(gòu)及氣動布局的先進無人直升機是無人直升機技術(shù)發(fā)展的一個重要方向。采用旋翼/涵道風扇組合升力系統(tǒng)的無人直升機具有常規(guī)單旋翼帶尾槳直升機難以達到的優(yōu)點,氣動效率高、抗風能力強、結(jié)構(gòu)緊湊等,具有廣泛的應用前景。獨特的結(jié)構(gòu)與氣動布局和操縱方式使新型無人直升機具有明顯不同于常規(guī)直升機的飛行動力學特性,也為飛行控制系統(tǒng)設(shè)計帶來諸多挑戰(zhàn)。本文的研究內(nèi)容結(jié)合新型無人直升機預先研究工作中遇到的實際問題展開,涉及內(nèi)容包括飛行動力學特性分析、飛

2、行控制系統(tǒng)設(shè)計、懸停鐘擺運動抑制、魯棒飛行控制、多目標優(yōu)化控制等多個方面。
　　 論文首先分析了單旋翼涵道風扇式無人直升機的構(gòu)型和建模特點,基于直升機飛行動力學原理并結(jié)合風扇/涵道機身組合吹風試驗建立了該新型無人直升機的飛行動力學模型。進一步,以新型無人直升機的線性化小擾動模型為基礎(chǔ),通過氣動導數(shù)分析、運動模態(tài)分析以及時域響應分析研究了新型無人直升機的穩(wěn)定特性和操縱耦合特性。與常規(guī)無人直升機進行了對比,揭示了新型無人直升機所具有

3、的獨特的飛行動力學特性,包括特有的懸停鐘擺振蕩運動模態(tài)、特殊的軸間耦合特性以及強的航向抗干擾能力等。
　　 其次,基于新型無人直升機的飛行動力學特點和控制需求設(shè)計了解耦控制、姿態(tài)控制、速度和位置控制系統(tǒng),推導了懸停控制律作用下的閉環(huán)系統(tǒng)模型,在此基礎(chǔ)上分析了懸停鐘擺運動的形成機理。研究結(jié)果指出,新型無人直升機的懸停鐘擺運動來自于X向和Z向子系統(tǒng)中低阻尼的振蕩運動模態(tài),并且當直升機結(jié)構(gòu)和氣動布局一定時,僅依靠調(diào)整懸?？刂茀?shù)無法有

4、效抑制懸停鐘擺振蕩運動?；跓o人直升機懸停鐘擺運動與物理鐘擺在組成結(jié)構(gòu)、響應特性、運動機理上的相似性,提出了通過控制無人直升機懸點移動來消除懸停鐘擺運動的控制策略。以解耦后的姿態(tài)回路為內(nèi)回路,基于X向與Z向分離的原則采用線性二次最優(yōu)控制設(shè)計了新型無人直升機的消擺控制器。試驗結(jié)果表明,消擺控制器不僅能夠有效消除新型無人直升機的懸停鐘擺振蕩運動,而且具有較強的實用性。
　　 接著,針對無人直升機系統(tǒng)中廣泛存在的不確定性問題,研究了適

5、用于直升機飛行控制系統(tǒng)的魯棒性設(shè)計方法。與頻率域直升機魯棒飛行控制方法主要考慮旋翼動態(tài)等高頻未建模不確定性不同,論文結(jié)合無人直升機的飛行特點,將系統(tǒng)中的不確定性描述為模型中穩(wěn)定性導數(shù)和操縱導數(shù)在有界區(qū)間內(nèi)的攝動。針對穩(wěn)態(tài)陣風干擾及非穩(wěn)態(tài)陣風干擾情形,分別提出了一種基于指令跟蹤控制結(jié)構(gòu)的無人直升機魯棒跟蹤解耦控制方法和魯棒H∞/PI相結(jié)合的多回路魯棒飛行控制方法。基于以上方法分別設(shè)計了無人直升機魯棒飛行控制器。仿真結(jié)果表明,所提控制策略能

6、有效改善無人直升機的操縱品質(zhì),使無人直升機具有強的抑制陣風干擾能力。所得控制器階數(shù)低、易于工程實現(xiàn)。
　　 進一步,考慮到先進無人直升機飛行控制系統(tǒng)設(shè)計多性能指標約束的要求,研究了一類不確定性系統(tǒng)在風指標及區(qū)域極點共同約束下的魯棒非脆弱控制問題。針對被控對象存在參數(shù)不確定性、控制器存在加性不確定性和乘性不確定攝動的情形,分別以一個線性矩陣不等式的形式給出了同時滿足圓盤區(qū)域極點約束及干擾抑制性能指標的魯棒非脆弱控制器的設(shè)計方法。分