基于LQR最优调节器的三自由度直升机控制系统

三自由度直升机实验平台包含了一个典型的高阶次、不稳定、多变量、非线性和强藕合控制系统本文研究分析了三自由厦直升机控制系统的数学模型，介绍了线性二次型最优调节器（LQR）的基本原理，并针对直升机控制系统的平衡控制问题，设计了线性二次型最优调节器（LQR），以实现对三自由度直升机的最优控制，MATLAB仿真实验结果表明了该方法有较好的控制效果。     

基于LQR的直升机最优控制系统的设计

设计了直升机LQR最优控制系统，并针对LQR控制中加权矩阵和难以确定的问题，进行了试验分析，从实际控制效果出发．找出了系统响应与和之间遵循的规律，为在利用该方法进行其它控制系统设计中和的选取提供了参考。     

一种线性自抗扰控制器的无人直升机姿态控制方法研究

针对无人直升机模型复杂,控制器难于设计,易受外界干扰等问题,本文在建立亚拓系列直升机动力学模型基础上,提出了一种改进的二阶线性自抗扰控制器。首先,将线性扩张状态观测器用于估计影响输出结果的扰动,并加入跟踪微分器。然后,改进了控制器结构与反馈补偿系数,使直升机姿态角能够更快地响应所输入的指令,并能够按设定的角度飞行,以完成要求的任务;最后,通过引入白噪声干扰模块,来验证本文控制器的抗干扰能力。对比仿真结果表明,本文所提出的控制器对于无人直升机的姿态角有较好的控制效果,优于其他两种控制器。特别是在噪声干扰的条件下,也有较好的动态性能和鲁棒性。     

三自由度直升机多模型LQR控制器设计

通过对三自由度直升机模型实验系统的总体分析,引入了多模型切换思想,建立了多模型LQR控制器。针对多模型LQR控制器将数学模型以高度角和俯仰角两个角度为变量建立多模型集合,运用Matlab搭建仿真对控制器进行仿真实验,并通过直升机高度角、俯仰角和旋转角的跟踪准确性、快速性以及超调量大小等控制指标,直接地度量控制器控制效果的好坏,将控制效果最优的多模型LQR控制器应用于直升机实物模型之上,运用Matlab中的实时工作空间（RTW）和Quanser公司专用控制软件Wincon实现对直升机实物的实时控制,控制效果良好。     

基于LQR的直升机悬停控制律设计与仿真

建立了某型直升机数学模型,并将该模型分解为纵向模型和横侧向模型两部分,提出了悬停控制律应该达到的稳态指标;以该型直升机为被控对象,采用输出反馈线性二次型调节器(LQR)技术设计了由纵向控制律和横侧向控制律组成的悬停控制律,使得直升机能取得满意的悬停性能指标;以该型直升机模型、执行器模型以及设计的悬停控制器构成全数字闭环仿真系统进行控制律仿真验证;仿真结果表明,文中设计的悬停控制律正确有效,能够较好地实现直升机的悬停功能,另外,由于该悬停控制律是基于输出反馈的,在工程上也比较容易实现。     

基于ESO的无人直升机高精度姿态控制

针对小型无人直升机存在模型参数不确定性、电磁干扰影响的问题,设计了一种基于ESO（扩张状态观测器）的高精度姿态控制方法．直升机姿态通道中的不确定部分及外界复合扰动被视为总扰动,通过ESO进行实时估计,结合状态反馈控制器实现扰动消除．试验结果表明,在0.1 s内姿态角可从0°快速跟踪到5°且无超调．最后将设计的控制器应用于研制的高精度无人驾驶系统,实现系统参数变动等条件下直升机的全自主定点悬停和航迹飞行．     

基于人工蜂群算法的无人直升机LQG/LTR控制律优化设计

针对无人直升机线性二次型高斯/回路传输恢复(LQG/LTR)飞行控制律设计中加权矩阵的选定问题, 提出一种基于人工蜂群算法优化控制器加权矩阵的方法. 采用LQG/LTR控制方法设计无人直升机的内外环自主飞行控制系统; 利用蜂群算法的全局寻优能力, 通过最小化性能指标对状态反馈控制器进行优化; 在系统噪声和阵风的干扰下, 对该无人直升机飞行控制系统进行轨迹跟踪仿真. 研究结果表明, 该优化设计方法提高了控制器的设计效率, 优化后的控制器的跟踪性能和鲁棒性有了明显提高.     

旋转式太阳帆航天器姿态控制

姿态角的准确控制是太阳帆航天器能够成功应用的关键,具有十分重要的研究意义。旋转式太阳帆航天器由于没有支撑结构而表现出柔性特征,因此在对其进行姿态动力学建模及控制时,不能使用传统的刚性建模及姿态控制方法。针对在轨航行的旋转式太阳帆航天器,在物理模型的基础上利用混合坐标法建立其姿态动力学刚柔耦合模型。针对该模型,设计能够跟踪最优姿态角且同时抑制帆面柔性振动的控制器,并分析采用4个反作用喷气装置作为执行机构时的实现情况。仿真结果表明,设计的LQR控制器能够使旋转式太阳帆跟踪到最优目标姿态角并且有效抑制了柔性帆面的振动,旋转式太阳帆在轨航行过程中利用反作用喷气力矩来对其姿态角进行控制是可行的。     

微小型无人直升机建模与姿态控制

建立了微小型无人直升机数学模型,并采用误差预报法进行参数辨识,获得了较高精度的数学模型。应用H_∞回路成形鲁棒控制方法设计了微小型无人直升机姿态控制器,并进行了频域分析,开环控制系统的成型效果良好。在模型浮动20%条件下进行仿真,结果表明控制系统具有较强的鲁棒性。飞行试验获得了良好的控制效果,验证了建模与控制器设计方法的可行性和有效性。     

基于LMI的无人直升机姿态解耦鲁棒控制器设计

无人直升机是典型的多输入多输出系统,具有静不稳、强耦合、不确定的特点。本文首先基于小扰动理论建立起无人直升机的线性模型;然后运用状态反馈进行极点配置,实现了对被控对象四通道间的动态解耦;最后设计了基于LMI的无人直升机H∞鲁棒姿态控制器,解决了模型参数摄动的问题并进行了仿真验证。结果表明所设计的姿态控制器性能良好、结构相对简单,达到ADS-33E-PRF标准LEVEL1的要求。     

基于双目视觉的小型无人直升机位姿检测

无人直升机的位置与姿态检测是直升机自主飞行控制的基础。基于双目视觉原理,对直升机标志点进行检测并跟踪,利用基于顺序一致性的极线约束匹配方法,对检测到的多个标志点进行立体匹配,计算标志点三维坐标从而得到无人直升机的位置与姿态信息。设计一个基于双目视觉的小型无人直升机空间位姿测量托架,用于飞行控制模型及飞行控制算法的研究及验证。     

基于VxWorks的无人直升机离合器自动接合系统设计

无人直升机离合器的自动接合,是实现其自主起飞的关键步骤。为满足无人直升机带传动离合器接合的实际需要,提出了一种新的基于VxWorks的离合器自动结合系统方案,从驱动电路和应用层软件两个方面论述了该方案的设计思路。飞控计算机以发动机和旋翼的实时转速为反馈,根据预定逻辑对当前结合状态进行判断,并通过外接放大电路和驱动电路对离合器电机进行保护和控制,实现对离合器接合过程的监测和控制。通过实验验证了无人直升机离合器自动接合系统的可靠性和稳定性。     

平台上的无人直升机非线性预测姿态控制

针对在平台上的无人直升机姿态控制,设计了1个非线性预测姿态控制器,该预测控制器具有解析解不需要在线优化,通过查表的方式可以方便地得到满足设计要求的控制器参数。讨论了当输入饱和时的处理方法,通过仿真比较了当输入出现饱和时剪切法和方向保持法对系统性能的影响。最后,将非线性预测控制器和PID控制器的进行了比较,仿真结果说明采用该控制器系统响应比PID控制快,并且可以去除通道耦合引起的过大的超调量。     

二自由度无人直升机的非线性自抗扰姿态控制

无人机高性能姿态控制的难题之一是无人机系统模型通常无法精确建立且受到复杂外部干扰的作用.针对这一难题,本文提出了二自由度无人直升机姿态控制的非线性自抗扰控制设计方法.该方法的主要思想是将系统内部的未建模动态和外部干扰等不确定性因素作为"总扰动",利用输入输出信息在线观测,并在反馈控制环节对其进行补偿.本文发展了非线性扩...