小型無人直升機(jī)的模型辨識與魯棒控制技術(shù)研究

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1、分類號密級ＵＤＣ＾東利乂殺禱ＮＡＮＪＷＧＵＮＩＶＥＲＳＩＴＹＯＦＳＣＩＥＮＣＥ＆巧州ＮＯＬＯＧＹ博壬學(xué)位論文小型無人直升機(jī)的模型辨巧與魯棒控制技術(shù)硏究—（題名和副題名）夏慧（作者姓名）指導(dǎo)教師姓名陳慶偉教授學(xué)位類別工學(xué)博壬學(xué)科名稱控制理論與控制王程研巧方向無人機(jī)建模與控制２０巧．０？論：雜効炯注１：注明《國際十進(jìn)分類法ＵＤＣ》的類號博壬學(xué)位論文小型無人直升機(jī)的模型辨識與魯棒控制技術(shù)研究作者

2、：夏慧指導(dǎo)教師：陳慶偉教授南京理工大學(xué)２０１５年７月Ｐｈ．Ｄ．ＤｉｓｓｅｒｔａｔｉｏｎＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＭｏｄｅｌＩｄｅｎｔｉｆｉｃａｔｉｏｎａｎｄＲｏｂｕｓｔＣｏｎｔｒｏ－ｌＴｅｃｈｎｏｌｏｉｅｓｆｏｒＳｍａｌｌＳｃａｌｅｇＵｎｍａｎｎｅｄＨｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓＢｙＸｉａＨｕｉＵｎｄｅｒ化ｅｇｕｉｄａｎｃｅａｎｄＳｕｅｒｖｉｓｅｄｏｆｐＰｒｏｆ，ＣｈｅｎｉｎｗｅｉＱｇＮａｎｉｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄ

3、ＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｊｇｙＪｕｌ２０１５ｙ，聲明本學(xué)位論文是我在導(dǎo)師的指導(dǎo)下取得的研究成果，盡我所知，在本學(xué)位論文中，除了加Ｗ標(biāo)注和致謝的部分外，不包含其他人已經(jīng)發(fā)表或公布過的研究成果，也不包含我為獲得任何教育機(jī)構(gòu)的學(xué)位或?qū)W歷而使用過的材料一。與我同工作的同事對本學(xué)位論文做出的貢獻(xiàn)均己在論文中作了明確的說明。，々杉年研究生簽名；Ｍ７曰巧３學(xué)位論文使用授權(quán)聲明南京理工大學(xué)有權(quán)保存本學(xué)位論文的電子和紙質(zhì)文擋，可Ｗ借閱或上網(wǎng)公布本學(xué)位論文的部分或全部內(nèi)容，

4、可Ｗ向有關(guān)部口或機(jī)構(gòu)送交并授權(quán)其保存、借闊或上網(wǎng)公布本學(xué)位論文的部分或全部內(nèi)容。對于保密論文，按保密的有關(guān)規(guī)定和程序處理。＾■研究生簽名％２０：咬年月日／Ｊ博±學(xué)位論文小型無人直升機(jī)模型巧識與魯棒控制技術(shù)研巧摘要小型無人直升機(jī)具有垂直起降、懸停、超低空和機(jī)動飛行等直升機(jī)的飛行特性，此夕ｈ它還具有體積小、重量輕、靈活性高等特點，在軍用、民用等眾多領(lǐng)域具有廣闊的一個強(qiáng)賴合應(yīng)用前景。但小型無人直升機(jī)是、不穩(wěn)定、時變的多變量非線性系統(tǒng)，系統(tǒng)建模和控制系統(tǒng)設(shè)計是自主飛行控

5、制的關(guān)鍵技術(shù)，設(shè)計難度大，因此研究開發(fā)具有自主知識產(chǎn)權(quán)的小型無人直升機(jī)自主飛行控制系統(tǒng)具有重要的理論意義和較高的實際應(yīng)用價值。本文Ｗ單旋翼帶尾獎小型無人直升機(jī)為研巧對象，研巧其建模和控制器設(shè)計問題，主要包括建立直升機(jī)的機(jī)理模型，研究主通道模型和考慮稱合的系統(tǒng)模型辨識方法，設(shè)計基于辨識模型的魯棒控制器，進(jìn)，相關(guān)工作獲得了行相關(guān)飛行實驗驗證等Ｈ項發(fā)明專利授權(quán)。全文主要內(nèi)容如下：采用機(jī)理建模法，建立了直升機(jī)的非線性飛行動力學(xué)模型，分析了顯著影響直升機(jī)飛行特性的主旋翼及伺服小翼揮舞

6、運動特性，合理降低了揮舞模型的復(fù)雜度，獲得了主旋翼及伺服小翼的揮舞運動模型。利用小擾動線性化方法對直升機(jī)模型在懸停點進(jìn)行了線性化，，給出了線性化模型表達(dá)式，根據(jù)參數(shù)的表達(dá)式深入分析了各個參數(shù)確定了全部參數(shù)的變化范圍和部分參數(shù)的數(shù)值，為模型辨識創(chuàng)造了良好的條件。在線性特性明顯、通道鍋合較弱的平衡點上，根據(jù)主通道的頻率特性對直升機(jī)的線性狀態(tài)方程進(jìn)行了辨識，分析了模型參數(shù)的不確定范圍，對狀態(tài)方程參數(shù)的不確定范圍進(jìn)行了計算一種變階次模型辨識方。根據(jù)參數(shù)不敏感度篩選模型中不敏感參數(shù)，提出了

7、法，獲得了主通道模型的最小實現(xiàn)。實驗結(jié)果表明，狀態(tài)方程模型辨識結(jié)果與變階次模型辨識結(jié)果皆能夠?qū)χ魍ǖ捞匦赃M(jìn)行合理表達(dá)，模型不確定的范圍也能滿足模型精度的要求，便于控制器的設(shè)計。針對飛行通道賴合顯著的問題，研巧了考慮幫合的無人直升化模型辨識方法。提出了一種應(yīng)用復(fù)合相關(guān)函數(shù)對頻域有效數(shù)據(jù)進(jìn)行篩選和辨識的方法，與偏相關(guān)函數(shù)相比，大大提高了辨識的有效范圍。分析了橫向與縱向通道角動態(tài)錯合模型化及航向通道角動態(tài)賴合模型的特性，給出了狀態(tài)方程參數(shù)在考慮賴合的情況下的辨識流程，通過實驗對，模型進(jìn)

8、行了驗證，結(jié)果表明在考慮賴合情況下得到的狀態(tài)方程模型輸出與實測輸出么間的誤差得到了明顯的改善。針對小型無人直升機(jī)系統(tǒng)矩陣稀疏、ＬＭＩ方程較難求解參數(shù)的問題，采用非線性時滯模型ｏｏ，設(shè)計Ｈ魯棒控制器。通過運用合適的李亞普諾夫函數(shù)及穩(wěn)定性證明，擴(kuò)大了變量的求取范圍，使控制器設(shè)計的結(jié)果對本文系統(tǒng)有解。針對辨識得到的直升機(jī)縱橫向角動態(tài)模型設(shè)計了魯棒控制器ｏ一，仿真結(jié)果表明Ｈｏ魯椿控制器能夠使直升機(jī)系統(tǒng)