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基于滑模理论的四旋翼直升机的姿态控制研究

作　者: 王丽新
导　师: 郑艳
学　校: 东北大学
专　业: 导航、制导与控制
关键词: 四旋翼最终滑模控制非匹配线性矩阵不等式
分类号: V249.1
类　型: 硕士论文
年　份: 2009年
下　载: 257次
引　用: 1次
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内容摘要

四旋翼无人直升机具有能够垂直起降、空中悬停、前后左右飞行等显著特点,在军事和民用等各个领域得到广泛应用,其飞行控制系统又是典型的多输入多输出高阶系统,本身具有较强的通道耦合、非线性、干扰敏感等特性,是控制工程领域较为复杂的被控对象。而四旋翼飞行器的姿态与位置存在直接耦合关系,因此,姿态控制是整个飞行控制的关键,如何设计一种既能精确控制飞行器姿态,具有较强抗干扰能力的姿态控制器成为四旋翼无人直升机飞行控制技术中一个亟待解决的问题。滑模控制方法是一种特殊的鲁棒控制设计方法,也是一种特殊类型的变结构控制方法。在滑模控制中,系统的滑动模态对于满足匹配条件的不确定性具有不变性,这种不变性比鲁棒性更进一步,又称为理想鲁棒性。正是这一独特的优点,吸引了众多学者的关注。基于以上分析,本文对四旋翼直升机的姿态控制问题进行了研究和探讨。主要工作如下：首先,分析了当前国内外四旋翼无人直升机的研究现状和相关技术,论述了开展这方面研究工作的重要意义。其次,分析了三自由度四旋翼盘旋系统的特性,根据系统的受力情况,在忽略陀螺效应和内部结构间的摩擦后建立了系统的动力学模型,并简化模型。接下来,根据四旋翼盘旋系统的模型特点,设计了基于最终滑动模态的滑模变结构控制器,并利用MATLAB和Simulink软件建立了系统的仿真模型,仿真结果验证了控制器的有效性。最后,对于具有一类非匹配不确定性的线性连续系统,基于线性矩阵不等式技术给出线性滑动模面的设计方法及鲁棒滑模控制器的设计方法,保证滑模控制系统对非匹配不确定性具有鲁棒性。通过对四旋翼飞机模型进行仿真,仿真结果验证了该方法的有效性。

全文目录

摘要  5-6
Abstract  6-10
第1章绪论  10-22
  1.1 课题背景  10-11
  1.2 国内外研究现状  11-15
  1.3 滑模变结构控制的发展概况与现状  15-17
    1.3.1 滑模变结构发展现状  15-16
    1.3.2 滑模变结构控制研究的背景和意义  16-17
  1.4 滑模变结构控制的基本原理  17-20
    1.4.1 滑模变结构控制的基本思想  17-18
    1.4.2 滑模控制的基本性质  18-19
    1.4.3 滑模控制器设计的基本方法  19-20
  1.5 本课题研究目的和意义  20
  1.6 本文的主要研究内容  20-22
第2章四旋翼直升机系统结构原理与模型  22-26
  2.1 系统结构原理  22-23
  2.2 系统建模  23-25
    2.2.1 俯仰角  23
    2.2.2 滚转角  23-24
    2.2.3 偏航角  24
    2.2.4 状态空间方程  24-25
  2.3 系统参数  25
  2.4 小结  25-26
第3章四旋翼直升机的最终滑模控制器设计  26-44
  3.1 问题描述  27
  3.2 变结构最终滑动模态控制器设计  27-35
    3.2.1 变结构最终滑动模态的参数矩阵C的设计  28
    3.2.2 变结构最终滑动模态系统的滑动模态分析  28-31
    3.2.3 变结构最终滑动模态控制律设计  31-35
  3.3 四旋翼盘旋系统的最终滑动模态控制器设计  35-42
    3.3.1 变结构最终滑动模态控制器设计  35-37
    3.3.2 仿真研究  37-42
  3.4 小结  42-44
第4章具有非匹配不确定性的四旋翼直升机的滑模控制  44-54
  4.1 问题描述  45-46
  4.2 四旋翼盘旋系统的滑模控制系统设计  46-50
    4.2.1 滑动模面的设计  47-49
    4.2.2 滑模控制器设计  49-50
  4.3 仿真研究  50-52
  4.4 小结  52-54
第5章结论与展望  54-56
参考文献  56-62
致谢  62

基于滑模理论的四旋翼直升机的姿态控制研究

内容摘要

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