一、LQG与动态逆方法在飞控系统设计中的应用（论文文献综述）
赵昕辉[1]（2021）在《面向高效能的飞翼无人机气动代理模型设计及控制分配》文中研究指明飞翼无人机采用翼身融合布局,取消了尾翼并将机身设计为一个升力部件,可以降低燃油消耗、提高续航能力、改善气动和隐身性能,是飞行器发展的重要方向之一。然而,飞翼布局的多操纵面构型使得无人机的飞行控制系统变为过驱动系统,从而带来了控制冗余的难题。一种有效的飞行控制系统设计方法是采用“飞行控制律+控制分配律”的级联架构,通过控制分配方法解决操纵面冗余难题。在控制分配律的设计过程中充分考虑分配精度、控制能耗等因素,可以实现高效能的分配结果。本文以多操纵面飞翼布局无人机为对象,研究了高分配精度、低控制能耗且面向多任务阶段的高效能控制分配方法。重点分析了飞翼无人机操纵面的非线性气动特性、多轴控制耦合和交叉耦合特性,研究了 Kriging和Co-Kriging气动代理模型设计中的关键问题。将控制能耗作为重点考虑因素,提出了基于所构建的气动代理模型的非线性控制分配方法、多目标控制分配方法和重构控制分配方法,并将所提出的控制分配方法应用于柔性操纵面飞翼无人机中。论文的主要研究工作如下:（1）针对飞翼无人机的低能耗、高精度的非线性控制分配问题,首先分析了升降副翼和开裂式阻力方向舵的非线性气动操纵特性、多轴控制耦合特性和交叉耦合效应。考虑到上述特性,综合分析比较了多种典型代理模型的非线性近似精度,选用高精度的Kriging模型建立飞翼无人机操纵面的气动代理模型。基于所构建的气动代理模型,将飞翼无人机的非线性控制分配问题转化为一个以分配精度和控制能耗为目标的约束优化问题,提出了基于Kriging气动代理模型的高效能非线性控制分配方法。分析了遗传算法和梯度加速粒子群算法的分配性能,并基于这两种算法提出了一种混合优化算法来求解该控制分配问题。（2）在降低控制能耗的基础上,考虑到飞翼无人机执行任务过程中要经历多种飞行阶段,研究了基于多置信度气动代理模型的高效能多目标控制分配问题。为了提高气动建模精度并降低计算代价,使用Co-Kriging多置信度代理模型对飞翼无人机的操纵面进行建模。设计了一种区间非均匀划分的最优拉丁超立方抽样方法来获得高置信度代理模型的建模初始样本点。提出了基于均方根误差和预测梯度的并行加点策略和面向全局建模精度的多重终止准则。分析了飞翼无人机在不同飞行阶段对分配精度、控制能耗、升力系数和阻力系数的要求,构建了多目标控制分配的数学模型,并提出了综合函数法和分层优化多目标粒子群法来解决该多目标控制分配问题。（3）考虑到复杂的多操纵面配置会增加操纵系统发生故障的概率,基于Krig-ing 控制分配架构对飞翼无人机在典型操纵面故障下的重构控制系统进行设计。分析了操纵系统中操纵面、执行机构和传感器的失效形式,重点对操纵面的损伤、卡阻、松浮和中位偏置等四种典型故障形式进行研究。通过分析操纵面故障对操纵性能的影响,建立了对应故障状态下的失效数学模型。针对不同的操纵面故障形式,对原有的Kriging气动代理模型进行对应故障状态下的修正,并基于修正后的Kriging气动代理模型对飞翼无人机的重构控制系统进行了设计。（4）将柔性操纵面技术应用于飞翼无人机可以进一步提升操纵面的气动性能、降低控制能耗。分析了将变形后缘作为柔性操纵面的可行性,并基于柔性蒙皮技术设计了一种机翼后缘展向变形结构。对比分析了平直机翼柔性操纵面和常规操纵面的转矩可达集,验证了柔性操纵面对气动操纵性能的提升效果。然后将柔性操纵面应用于飞翼无人机中,采用3D面元法对气动特性进行分析,建立了柔性操纵面的Kriging气动代理模型,并基于前述的分配架构初步设计了柔性操纵面飞翼无人机的控制分配算法。通过开环分配性能测试验证了所提出的控制分配方法的有效性。综上所述,本文以分配精度和控制能耗为基本目标,提出了基于气动代理模型的控制分配方法,设计了面向全局近似精度的Kriging和Co-Kriging气动代理模型,对飞翼无人机的非线性控制分配问题、多目标控制分配问题、重构控制和柔性操纵面的控制分配问题展开研究。本文的研究工作能够为飞翼无人机的飞行控制系统设计提供指导,并为其他过驱动系统的控制问题提供解决思路。
陈在斌[2]（2020）在《倾转旋翼无人机控制系统关键技术研究》文中提出倾转旋翼无人机是一种独特的飞行器,兼有旋翼无人机和固定翼无人机的飞行优点,比如垂直起降能力、续航时间长、巡航速度高以及负载能力大等,因此,它在军事和民用领域都有广阔的应用前景。飞行控制系统是倾转旋翼无人机系统的核心部分,其性能的好坏直接影响着飞行器的飞行品质与飞行安全。本文在总结了国内外相关技术研究成果与研究现状的基础上,提出了一种新型的倾转旋翼无人机结构,并对其总体布局、系统建模、控制律设计、飞行仿真与试验等方面展开了研究,主要内容包括以下几个方面:首先,通过总结国内外相关的参考文献以及典型的倾转旋翼无人机的结构特点,提出了一种新型的倾转旋翼无人机构型方案,并介绍了其构型特点以及工作原理,给出了其结构和气动参数。第二,运用刚体动力学的相关知识对倾转旋翼无人机整机进行建模,并通过坐标转换,得到其机体坐标系下的六自由度非线性模型,并分别计算了无人机各子系统的力学模型。运用小扰动原理对非线性模型进行线性化处理,得到各飞行模式下的状态空间方程。最后,为获得模型参数,设计了旋翼升力系统的模型参数辨识试验以及机身/机翼气动参数辨识的计算流体力学（CFD）仿真试验,为后续飞行控制律的设计打下基础。第三,针对倾转旋翼无人机直升机模式,设计了基于鲁棒伺服线性二次型最优（LQR）控制与经典PID控制相结合的飞行控制律。仿真结果表明,与传统的串级PID控制方法相比,二者的上升时间基本一致,但基于鲁棒伺服LQR的控制系统响应更加平缓,超调量更小,且很大程度地抑制了系统响应初期因输入指令突变而导致飞行器瞬间产生较大角速率的现象,从而降低了对无人机机体可用过载的要求。第四,将状态观测器应用于倾转旋翼无人机飞控系统的设计当中,以此来估计无人机的飞行状态和外部扰动的实时作用量。以直升机模式滚转通道为例设计了基于扩张状态观测器的飞行控制律,通过对鲁棒伺服LQR控制器输出进行扰动补偿,得到被控对象最终的输入量。仿真结果表明,设计的扩张状态观测器能够很好的估计直升机模式中存在的随机气流扰动,将其引入到鲁棒伺服LQR控制中后,很好的抑制了干扰,提高了系统的抗扰动能力。并通过悬停试验验证了飞行控制系统的有效性。第五,针对倾转旋翼无人机固定翼模式和过渡模式在建模过程中参数存在不确定性以及易受环境干扰的特点,设计了基于H2/H∞的保性能最优状态反馈控制律,并且以线性矩阵不等式的形式,给出了飞行控制控制系统控制器设计存在的条件,并进行了被控系统的稳定性分析与证明。通过仿真试验表明,该方法对于含有不确定性的控制系统具有较好鲁棒性,而且能够有效抑制控制系统存在的外部干扰,提高了被控系统的动态性能和鲁棒性能。最后,针对倾转旋翼无人机过渡模式的高度保持和姿态跟踪控制设计了多模型自适应鲁棒混合控制律。针对过渡模式结构变化快和模型特性差异大的特点,将整个过渡过程分成多个工作空间,每个空间选择一个线性模型,并对每个线性模型设计对应的鲁棒控制器。针对控制器直接切换过程中存在的状态跳变以及不稳定的问题,提出了一种对控制器进行软化处理的策略。通过选择一个钟形函数对控制器进行自适应加权处理,从而实现了各控制器间的平滑切换。数值仿真结果表明,将多模型自适应与鲁棒控制相结合的控制策略不仅实现了倾转旋翼无人机过渡阶段的平稳飞行,同时确保了系统良好的跟踪能力和鲁棒性。
杨智博[3]（2020）在《舰载机自动着舰系统纵向控制策略研究》文中研究指明舰载机自动着舰系统是保证航母战斗力的有力支撑,其控制策略设计一直都是着舰引导技术最重要的研究内容。舰载机在进场着舰阶段受舰尾气流场和航母甲板运动的影响,提高了对自动着舰系统航迹控制和姿态保持能力的要求。同时考虑舰载机发生故障时,着舰性能发生改变可能会导致着舰事故的发生。因此自动着舰系统控制策略的设计需要考虑以下三个问题:一是考虑在进场着舰阶段,提高自动着舰系统对下滑航迹的跟踪能力;二是考虑进场着舰阶段发生故障时,解决自动着舰系统故障状态下安全进场着舰问题;三是考虑改变目前间接升力控制方法提高航迹纠偏能力,实现进场着舰阶段直接升力控制问题。针对以上三个问题,本文对自动着舰系统控制策略进行研究。首先,为保证控制策略得到有效验证和分析现有自动着舰系统控制策略的不足,通过分析外部环境因素的影响建立了舰载机进场着舰模型,对自动着舰系统纵向引导律和控制策略进行研究。在进场着舰模型建立中,采用频谱模型法和工程化模型法分别建立了航母甲板运动模型和舰尾气流场模型,通过坐标系的选取与飞机受力分析对全量非线性动力学模型进行化简得到纵向动力学非线性模型。在纵向引导律和控制策略研究中,参考基于垂直速率引导模式的自动着舰系统设计了PID控制策略。通过分析进场着舰阶段气动阻力与进场速度的关系证明舰载机处于速度不稳定状态,并设计了保持迎角恒定动力补偿系统。在进场着舰环境中对PID控制策略进行仿真,验证控制策略的有效性,通过对仿真结果进行分析确定控制策略的研究方向。其次,针对进场着舰环境下的下滑航迹控制问题设计了一种自动着舰系统反演控制策略。该控制策略在自动驾驶仪设计中采用反演控制,利用反演控制对复杂的俯仰姿态与水平尾翼偏转函数进行降阶处理。在纵向引导律和动力补偿系统设计中采用滑模控制提高系统的鲁棒性,通过连续滑模项减小抖振影响。在舰尾气流场和航母甲板运动影响下与PID控制策略进行仿真对比,仿真结果说明该控制策略能够实现对下滑航迹的精确控制,提高了系统的姿态保持能力,为提高自动着舰系统航迹控制能力提供了一种解决方案。再次,针对故障状态下安全进场着舰问题设计自动着舰系统容错控制策略。根据对自动着舰系统的分析,建立了舰载机进场着舰故障模型。利用模糊径向神经网络实现对未知故障函数的逼近,设计了自适应模糊径向神经网络控制器。在反演控制策略的基础上设计容错控制策略,利用模糊径向神经网路处理自动驾驶仪和动力补偿系统中的执行器故障,并通过自适应律实现网络权值的调整和保证系统稳定。通过与PID控制策略在执行器发生故障情况下进行仿真对比,证明了容错控制策略在执行器发生故障时能够有效的引导舰载机完成进场着舰任务,自动着舰系统容错性强,为故障状态自动着舰系统控制策略设计提供了一种可行性方案。最后,通过对舰载机精密进近技术和直接升力控制进行研究,在分析舰载机进场着舰阶段升力特性的基础上,设计了基于直接升力控制的自动着舰系统控制策略。在直接升力控制系统中通过襟翼偏转实现直接升力控制,并采用航迹角速率反馈和航迹角增量反馈提高航迹纠偏能力。在姿态控制系统中通过控制水平尾翼偏转实现飞行姿态稳定,并引入迎角反馈保持进场着舰阶段迎角恒定。由于采用直接升力控制已具有保持迎角恒定能力,设计了保持速度恒定动力补偿系统。通过与基于垂直速率引导模式的自动着舰系统PID控制策略和反演控制策略在进场着舰阶段进行仿真对比,证明了该控制策略具有很强航迹纠偏能力和保持迎角恒定能力,为自动着舰系统未来的研究提供了一种合理的技术路线。
邓少阁[4]（2020）在《直升机外扰动下的飞行边界控制方法》文中研究指明作为一个时变的非线性系统,直升机的任务领域广阔,无论是军用还是民用领域都有良好的应用前景。由于直升机操纵复杂、通道耦合严重,在恶劣的飞行环境下,更加需要合适的控制律以提高飞行控制的稳定性。随着航电设备和控制技术的发展,以减轻飞行员操纵负荷、提高飞行安全性为目的而进行的飞行边界控制研究逐渐成为直升机控制领域的热点。基于此,本文围绕直升机的飞行控制律设计和飞行边界控制方法进行了研究。首先,采用机理建模的方法,针对单旋翼单尾桨直升机的结构和气动特点,建立了全量非线性数学模型,使用matlab软件进行了配平计算和模型的线性化。之后,针对直升机控制的特点,分析了直升机控制的策略,分别对姿态角速率控制、姿态角控制、速度控制进行了控制回路的设计,闭环后构成PID-动态逆的直升机飞行控制律,仿真验证表明控制效果良好。最后,选择滚转角速率、垂向速度、飞行速度为边界保护的对象,设计了相应的边界保护限制器并与基本控制律结合,外扰动下的仿真验证表明限制器实现了预期的效果,思路与方法可行。
沈艺[5]（2020）在《无人直升机的鲁棒弹性控制技术研究》文中研究指明无人直升机具有垂直起降、灵活机动、定点悬停、自主飞行等特有的飞行特性,这些特性使其在军事侦察、农业生产等领域得到了广泛的应用。由于无人直升机是高阶、时变的复杂非线性系统,大大增加了系统建模和飞行控制的难度。另外,飞行过程中存在很多不确定因素和外界干扰,并且控制器参数会发生变化,传统的控制方法难以满足无人直升机在复杂环境下不断提高的飞行控制要求。针对上述问题,本文关于无人直升机在T-S模糊建模与分析、非线性系统的模糊弹性控制、非线性系统的模糊自适应弹性控制以及非线性不确定系统的模糊自适应鲁棒弹性控制这四个方面开展了较为深入的研究,主要研究内容如下:首先,主要建立无人直升机6自由度运动学和动力学方程,然后针对姿态子系统研究开环稳定特性及控制器摄动对闭环控制系统性能的影响程度,并进行合理的分析,给出控制系统设计所需的姿态系统非线性模型。其次,基于T-S模糊逼近理论,分析了无人直升机姿态系统的动态特点,建立了无人直升机存在不确定的姿态子系统的T-S模糊模型;基于特征值摄动的思想,并考虑直升机的系统不确定和控制器增益的加性摄动,提出了一种基于正规化设计的模糊弹性控制方法,基于线性矩阵不等式（LMI）实现控制器问题的求解,并基于Lyapunov理论分析了闭环系统的稳定性,仿真验证了所设计的控制器对控制器存在的摄动有较好的鲁棒性。然后,为避免T-S模糊过度依赖专家经验的缺陷,引入自适应算法,针对SISO非线性系统,利用T-S模糊系统估计未建模动态,采用σ-修正参数自适应律在线调节模糊辨识参数,考虑控制器增益的加性摄动,设计模糊自适应弹性控制律,并基于Lyapunov理论分析了闭环系统的稳定性,证明了输出信号能一致跟踪期望输入信号。随后将SISO模糊自适应弹性控制推广至MIMO系统,设计了无人直升机模糊自适应弹性控制器,并在无人直升机姿态系统的跟踪控制的仿真中,验证了所提控制方法的有效性。最后,考虑一类不确定非线性SISO系统,针对系统存在的不确定,考虑系统的鲁棒性,设计了模糊自适应鲁棒弹性控制律,此控制律包括自适应控制律、弹性控制律和鲁棒控制律。为了验证该方法的可行性,针对给定的直升机SISO不确定非线性系统,验证了所设计的模糊自适应鲁棒弹性控制律的有效性。随后将SISO模糊自适应鲁棒弹性控制将其推广至MIMO系统,设计了无人直升机模糊自适应鲁棒弹性控制器,并在无人直升机姿态系统的跟踪控制的仿真中,验证了所设计的模糊自适应鲁棒弹性控制器对系统不确定和控制器摄动有一定的鲁棒性。
周彬[6]（2019）在《小型无人直升机非线性建模与控制方法研究》文中认为小型无人直升机动力学模型具有非线性、欠驱动和非最小相位等特性,控制灵敏度高,抗干扰能力差,其自主飞行是一个极具挑战性的控制问题,经典与线性飞行控制系统的准确性和鲁棒性仍有较大的提升空间。本文以小型无人直升机系统平台为基础,采用非线性建模和非线性参数辨识方法建立数学模型,采用自适应鲁棒非线性控制方法设计控制器,致力于获得准确性更好、鲁棒性更强的飞行控制系统。主要内容和创新点如下:（一）提出了一种全新的基于主旋翼功率模型的辨识方法。该方法只需要在小型无人直升机垂向通道施加主动激励信号,使偏航动力学模型能够在垂向动力学模型的基础上辨识得到,减少了待辨识的参数,简化了辨识飞行实验,提高了辨识效率和安全性。提出了一种自适应差分进化辨识算法,在传统差分进化算法的基础上进一步提高了全局搜索能力,有效地避免了局部最优,可以快速地找到最优解。辨识所得非线性模型与实际系统相比具有较高的保真度。（二）针对传统自适应RBF神经网络控制方法计算量大、随着隐含层节点数的增加自适应律数量呈指数增长的缺点,提出了一种具有最少学习参数的自适应RBF神经网络控制方法。该方法只需要针对理想权值矩阵欧氏范数的平方设计自适应律,减少了机载系统的计算负担,兼顾了控制系统鲁棒性和工程可实现性。提出了简单且可逆的表达式,将非物理输入与物理输入关联了起来,突破了传统的姿态分布式控制结构,使无人直升机三维姿态一体化控制设计成为可能。仿真与实物实验验证了该方法的有效性和鲁棒性,实现了小型无人直升机强鲁棒、大包络的自主飞行控制。（三）提出了一种可指定收敛速度的自适应准最优高阶连续滑模控制方法。小型无人直升机动态响应快,对控制系统的快速性要求较高。该方法将系统模型转换为积分链形式,针对积分链系统设计了有限时间收敛的准最优控制,结合自适应高阶连续滑模多输入多输出控制可有效增强系统鲁棒性。该控制方法能够在有限时间内收敛并可指定收敛速度,不需要知道系统不确定性的界,自适应律解决了滑模增益过度估计的问题,同时具有抑制抖振的优点。姿态控制系统的快速性指标、带宽和相位延迟指标均达到了ADS-33E-PRF一级飞行品质标准,仿真与实物实验验证了整个控制系统的有效性和鲁棒性。
梁洪瑜,张勇,徐鸣[7]（2019）在《基于模糊动态逆的飞机直接升力控制》文中认为针对飞机的直接升力控制问题,设计了一种将动态逆控制器和模糊控制器结合使用的新方法,并在系统参数优化过程中对ITAE准则进行改进。在ITAE准则的基础上,引入对正向误差的积分从而约束系统响应的超调量。通过对单纯直接升力控制模态和垂直平移控制模态的仿真实验,表明文章的模糊动态逆控制器能够实现具备良好鲁棒性的直接升力控制;通过对比模糊动态逆控制器和动态逆控制器的仿真结果,表明模糊动态逆控制器的动态性能和稳态性能优于动态逆控制器。
刘璟龙[8]（2019）在《多操纵面飞机阵风缓和方法研究》文中进行了进一步梳理由于飞机在起飞、巡航、进近、着陆过程中都会不可避免地遭受大气扰动的影响,从而轻则导致人员颠簸,重则导致结构颤振或者飞机失控。阵风缓和作为主动控制技术的一个大类,在工程应用和科研探索方面受到飞行控制领域专家和学者越来越多的重视。通常,大型民机和现代高性能战斗机都具有多操纵面布局的特点,传统的三个舵面控三轴力矩的情况在多操纵面飞机上无法实现,这就需要考虑如何解决过驱动系统的控制问题。在充分考虑这些因素以及环境的影响下,如何保证飞机还能够平稳、安全、准确无误地飞行,这对于增强现代飞机的飞行安全、提高乘客的舒适度都具有重要的意义。本论文以现代多操纵面飞机为研究对象,针对其在巡航和机动飞行过程中通常会遭遇阵风,进而影响飞机安全性和乘客舒适性的情况,提出了几种跟踪精度更高、鲁棒性更强的阵风缓和方案。从存在阵风扰动的飞机建模、常规控制律设计、改进的控制律和分配律设计等这些角度出发,从建模到控制,为多操纵面飞机的阵风缓和应用提供理论依据。论文的研究工作及主要贡献如下:（1）针对阵风扰动下的飞机建模问题,推导了考虑风扰情况下的动力学方程组和运动学方程组,对阵风模块及其输入输出进行了定义,建立了两种考虑阵风扰动的飞机模型。该方程组的推导和阵风模块输入输出的定义能够使读者更加深入地了解风扰对飞机影响的机理,两种阵风扰动下飞机模型的建立使得阵风缓和问题的被控对象更加规范化。下面的研究主要是针对这两类被控对象模型进行控制器设计。（2）针对多操纵面飞机过驱动系统的控制问题以及阵风缓和与主飞控系统的兼容问题,提出了一类基于控制增稳和控制分配的阵风缓和方法。其中,控制分配方法分别采用了广义逆和面搜索控制分配方法。此类方法一方面可以对理想的角速度动态进行分配,以保证飞机能够维持原来的姿态。另一方面可以对附加法向过载或附加侧向过载的负值进行分配,这样可以有效地降低阵风引起的附加法向过载和附加侧向过载。（3）本文提出了一种基于L1自适应、非线性动态逆和控制分配相结合的纵向阵风缓和方法。该方法利用时标分离和奇异值摄动原理,将飞机状态分为快中慢三个回路。采用考虑干扰迎角的阵风扰动模型,认为风扰对飞机是由内回路向外回路产生影响的。故如果利用L1自适应控制方法将最内层的快回路稳定住,则中层和外层也就不会受风扰影响。该方法可以使控制器的快速性和鲁棒性得到兼容。（4）本文提出了一种基于改进型自抗扰控制（MADRC）和实时直接升力补偿（RTDLC）控制分配的阵风缓和方法。该方法可以同时提高自抗扰控制器的快速性和控制精度。为了在尽量不改变飞行状态、飞行姿态的情况下,尽可能地减小飞机的附加过载,本文将传统控制分配中的三轴力矩/力矩系数拓展到升力/升力系数上来,这样做的好处是可以优先利用一部分舵面的偏转组合来直接补偿阵风引起的升力变化。同时,用剩余的舵偏组合来补偿飞机正常飞行过程中和受风扰过程中引起的力矩变化。本文将这种方法称为实时直接升力补偿（RTDLC）控制分配方法。此方法能够充分发挥多操纵面飞机的特点,使飞机既能够正常飞行,又能够完成减缓附加过载的任务。（5）为了解决飞机的全向阵风缓和问题,并具备一定的状态受限和跟踪误差约束功能,本文提出了一种基于干扰观测器的障碍李雅普诺夫函数反步（DOB-BLBS）和基于干扰观测器的非线性动态逆（DOB-NDI）的全向鲁棒阵风缓和方法。该方法可以利用设计候选障碍李雅普诺夫函数将反步法的中间状态有效地限制在安全的边界之内,也可以利用干扰观测器弥补传统反步法对建模误差和外扰较为敏感,弥补传统动态逆法对建模误差和外扰极度敏感的不足。
吴大伟[9]（2019）在《大迎角过失速机动危险状态分析与鲁棒自适应控制》文中认为为提高现代战斗机机动性能、增加空战生存几率,世界各国都在积极研发新一代战斗机过失速机动技术。大迎角过失速机动能够实现战斗机在大迎角、低空速的状态下依靠推力矢量技术仍然具备快速改变机头指向的能力。战斗机进入失速迎角区域,机身表面附着的流场开始分离并形成复杂的涡结构,从而导致大迎角状态下的飞机气动载荷不仅具有强非线性,更呈现出强烈的非定常迟滞特性。复杂的大迎角气动特性对战斗机姿态运动十分敏感,任何小的姿态变化都可能诱发气动力以及力矩的突变,而气动载荷的突变可能会诱发大迎角危险状态。因此,过失速战斗机大迎角危险状态的分析与改出控制对现代控制理论提出了新的挑战,其研究具有重要的理论意义和国防价值。本文主要研究成果如下:首先,针对现代战斗机大迎角机动的特性,将非定常气动部分引入战斗机气动模型,建立并完善了过失速战斗机大迎角全包线动力学模型。根据大迎角机动特征,适当简化过失速战斗机运动学模型以及动力学模型,建立了便于过失速机动控制分析的非线性姿态运动方程。在此基础上,对过失速战斗机大迎角气动特性进行深入分析。通过静态系数分析、动导数分析以及操纵导数分析,初步获取战斗机在失速前后的稳定性变化信息。结合相应的稳定性判据指标,分析大迎角过失速战斗机各通道的稳定区域及其抗偏离特性,为后续大迎角控制律设计提供相应的依据。其次,考虑纵向俯仰机动为过失速机动的基础,提出了基于有限时间观测器的战斗机纵向有限时间过失速俯仰机动控制。建立了战斗机过失速机动纵向姿态运动非线性模型,并利用分支分析方法详细讨论了推力矢量对飞机纵向机动能力的影响。设计了一种新的有限时间观测器对不可测非定常干扰进行精确估计,并以前馈的形式通过控制器消除机动过程中非定常气动干扰的影响。同时,通过构建有限时间辅助系统,降低了控制输入饱和对机动过程造成的不利影响。仿真结果表明所提出的战斗机纵向有限时间俯仰机动控制方案能够有效地提高战斗机过失速机动性能以及抗干扰能力。接着,针对推力矢量故障所诱发的危险状态改出问题,提出了一种有限时间自适应预设性能深失速改出方案。提出利用分布时延概念描述过失速战斗机在深失速中的非定常气动干扰,解决了非定常气动干扰建模困难的问题。通过引入分布时延项,将传统严格反馈纵向短周期姿态运动控制问题转化为非严格反馈姿态运动控制问题。利用分支分析理论,全局分析了推力矢量故障对过失速战斗机纵向机动性能的影响,并预测推力矢量故障可能诱发的大迎角危险状态。基于分支分析结果,设计了一种有限时间自适应预设性能深失速改出方案。为解决传统有限时间控制中控制器奇异的问题,进一步结合切换控制技术,提出了一种切换有限时间自适应预设性能深失速改出方案。仿真分析结果表明所提出的切换有限时间自适应预设性能深失速改出方案能够有效地实现战斗机深失速改出,并有效提高了改出过程中战斗机的瞬态机动性能。然后,进一步研究过失速战斗机大迎角下横侧向姿态运动危险状态――机翼摇晃控制问题。针对机翼摇晃控制的多干扰问题,提出了一种改进干扰观测器,实现了复杂多干扰下的精细抗干扰。该干扰观测器能够充分利用干扰的已知信息,并根据干扰特性的差异采用不同的处理方法。根据机翼摇晃的主要运动特征,建立了便于机翼摇晃控制分析的非线性多输入多输出的横侧向姿态运动模型。通过分支分析理论,全局分析了不同迎角下过失速战斗机横侧向姿态运动的稳定性,并对危险状态机翼摇晃的发生范围进行准确预测。基于分析结果,设计了基于干扰观测器的机翼摇晃控制律,并充分考虑战斗机在大迎角状态下所遭受的非定常气动干扰以及系统不确定、输入饱和等问题。同时构建辅助系统补偿输入饱和带来的不利影响。仿真表明所提出的机翼摇晃控制方案能够较好地实现机翼摇晃改出,并降低了大迎角下控制输入饱和对改出控制的影响。最后,在前面章节的研究基础之上进一步对深失速以及机翼摇晃危险状态进行深入分支分析,研究纵向运动与横侧向运动耦合对危险状态改出的影响。考虑过失速机动为纵向与横侧向高度耦合运动,提出一种新的切换预设性能控制思想（SPP）,并基于该控制思想提出了一种可调整预设性能控制方法（APP）,从而实现过失速战斗机纵向与横侧向运动综合控制。建立不确定非线性多输入多输出过失速战斗机姿态运动模型,并结合分支分析理论,分析战斗机运动状态的稳定性以及大迎角危险状态的发生范围。为提高战斗机机动瞬态性能,将APP应用于过失速战斗机状态受限机动控制。不同于传统的预设性能控制,APP根据性能要求的不同设计多个性能函数,并以设计的性能函数为基础设计相应的可调整性能函数（APFs）,从而可根据闭环系统的当前状态实时调整系统的输出约束。进一步,为了补偿系统不确定以及输入饱和对机动过程产生的不利影响,将神经网络技术以及辅助系统方法与APP相结合,从而提高了大迎角机动控制的鲁棒性,仿真验证了该方法的正确性和鲁棒性。
胡金硕[10]（2019）在《直升机近地飞行控制及其安全性关键技术研究》文中认为近地飞行环境下,地面效应对直升机低空悬停、贴地飞行以及短距起降的飞行性能具有显着影响。充分利用地面效应,可提高直升机的运载经济效率。但是,地面的干扰作用使旋翼入流的非定常分布特性显着增强,造成直升机飞行运动的不稳定,加重了驾驶员的工作负担。因此,操纵不当、处置失误等人为因素极易诱发严重的飞行事故征候。论文针对直升机的超低空飞行运动特点,以保障近地飞行安全为核心,在流场计算、自动控制、飞行模拟方面展开系统研究,提出一整套有关非定常动力学建模、高级自控功能实现和实时飞行仿真的理论、技术体系,对直升机近地飞行控制中关键技术问题的解决提供了重要支撑。本文主要研究成果如下:（1）提出了基于伴随定理和非线性势流理论的地效建模方法。建立了旋翼瞬态气动负载同桨盘处诱导速度瞬态响应的联系,将旋翼下洗诱导速度表达为关于时滞伴随状态变量的解析形式,无需借助数值积分方法求解桨盘下方流场,该建模方法适用于无限平面地效、有限平面地效、动态地效多种情况。（2）提出了基于非线性扰动观测器的增量反步控制方法。将在线获取的扰动估计、状态加速度信息引入反馈控制结构,降低了控制系统对精确动力学模型的依赖,通过李雅普诺夫稳定性判据导出增量控制律,能够补偿非匹配扰动对系统性能造成的不良影响,确保所有闭环状态变量半全局一致最终有界,有效解决了一类非仿射非线性系统的鲁棒跟踪控制问题。（3）提出了基于模糊神经网络的增量反步控制方法。利用模糊神经网络自适应逼近系统中的未知非线性函数,借助李雅普诺夫递推原理将在线获取的估计信息引入增量控制结构,可有效抑制严格反馈系统中的非匹配不确定性,确保所有闭环状态变量半全局一致最终有界。（4）构建了基于气动-飞控一体化设计原理的直升机近地飞控系统。通过有限状态地效模型将旋翼瞬态非定常气动载荷计入增量控制律,利用旋翼状态反馈和扰动补偿原理改善了俯仰通道的低速性能和抗干扰能力。在地效、外部扰动及系统不确定性影响下,能够实现期望的位置跟踪、航迹跟踪控制目标,进一步提高了闭环系统的鲁棒性能。（5）提出了基于RTW代码生成和DLL技术的实时仿真架构。采用RTW快速原型化技术把直升机数字模型转换为C++原型代码,结合“平台-插件”体系结构将目标程序创建为DLL。通过Qt仿真平台将实时化配置的DLL、输入指令采集程序和图形绘制程序封装为核心接口模块,大大简化了数字模型的代码实现过程,增强了应用程序的可扩展性与可维护性。由此开发的飞行仿真软件Helicon成功应用于直升机飞行训练器HZ-FTD,取得了满意的飞行模拟效果。
二、LQG与动态逆方法在飞控系统设计中的应用（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、LQG与动态逆方法在飞控系统设计中的应用（论文提纲范文）
（1）面向高效能的飞翼无人机气动代理模型设计及控制分配（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 飞翼无人机控制系统设计的挑战和机遇 |
| 1.3 控制分配方法研究现状 |
| 1.3.1 级联飞行控制系统架构 |
| 1.3.2 控制分配方法发展与现状 |
| 1.3.3 基于Kriging代理模型的控制分配 |
| 1.3.4 重构控制分配方法 |
| 1.4 研究内容与论文结构 |
| 第2章 飞翼无人机操纵面特性与建模 |
| 2.1 飞翼无人机模型 |
| 2.2 多操纵面系统特性分析 |
| 2.2.1 操纵面气动操纵特性 |
| 2.2.2 执行机构模型 |
| 2.3 飞翼无人机数学模型 |
| 2.3.1 坐标系及运动参数定义 |
| 2.3.2 飞翼无人机非线性模型 |
| 2.4 动态逆控制律设计 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 基于Kriging的高效能控制分配方法研究 |
| 3.1 控制分配数学模型 |
| 3.2 操纵面气动代理模型 |
| 3.2.1 多项式代理模型 |
| 3.2.2 径向基函数模型 |
| 3.2.3 Kriging模型 |
| 3.2.4 模型近似精度验证 |
| 3.3 基于Kriging模型的控制分配方法 |
| 3.3.1 面向控制能耗的分配问题建模 |
| 3.3.2 优化算法 |
| 3.3.3 两种方法性能对比 |
| 3.3.4 混合优化算法 |
| 3.4 控制分配性能分析 |
| 3.4.1 开环/闭环分配性能 |
| 3.4.2 开环分配性能验证 |
| 3.4.3 闭环分配性能验证 |
| 3.5 本章小节 |
| 第4章 Co-Kriging气动代理模型设计及多目标控制分配 |
| 4.1 多置信度代理模型的试验设计方法 |
| 4.1.1 多置信度代理模型 |
| 4.1.2 实验设计方法 |
| 4.2 Co-Kriging代理模型建模方法 |
| 4.2.1 Co-Kriging模型算法 |
| 4.2.2 加点准则 |
| 4.2.3 终止准则 |
| 4.2.4 Co-Kriging建模精度评估 |
| 4.3 多目标控制分配问题 |
| 4.4 综合函数多目标优化方法 |
| 4.5 分层优化多目标粒子群方法 |
| 4.6 基于Co-Kriging的多目标控制分配方法 |
| 4.6.1 姿态角跟踪性能 |
| 4.6.2 分配误差 |
| 4.6.3 控制能耗 |
| 4.6.4 升力、阻力系数 |
| 4.7 本章小节 |
| 第5章 面向操纵面故障的重构控制分配方法 |
| 5.1 重构控制分配架构 |
| 5.2 面向操纵面损伤的重构控制分配 |
| 5.2.1 损伤故障模型与重构设计 |
| 5.2.2 开环分配效果 |
| 5.2.3 闭环分配效果 |
| 5.3 面向操纵面卡阻的重构控制分配 |
| 5.3.1 卡阻故障模型与重构设计 |
| 5.3.2 开环分配效果 |
| 5.3.3 闭环分配效果 |
| 5.4 面向操纵面松浮的重构控制分配 |
| 5.4.1 松浮故障模型与重构设计 |
| 5.4.2 开环分配效果 |
| 5.4.3 闭环分配效果 |
| 5.5 面向操纵面中位偏置的重构控制分配 |
| 5.5.1 中位偏置故障模型与重构设计 |
| 5.5.2 开环分配效果 |
| 5.5.3 闭环分配效果 |
| 5.6 本章小节 |
| 第6章 柔性自适应操纵面建模及控制分配方法 |
| 6.1 柔性操纵面的概念 |
| 6.2 变形后缘机翼 |
| 6.2.1 变形机构 |
| 6.2.2 气动计算 |
| 6.2.3 转矩可达集对比 |
| 6.3 柔性操纵面飞翼无人机 |
| 6.3.1 飞翼无人机模型 |
| 6.3.2 气动分析与Kriging建模 |
| 6.4 控制分配算法与仿真分析 |
| 6.5 本章小节 |
| 第7章 结论与展望 |
| 7.1 论文工作总结 |
| 7.2 论文主要创新点 |
| 7.3 进一步研究方向 |
| 附录A 非线性动态逆控制方法设计 |
| A.1 非线性动态逆基础 |
| A.2 输入-输出线性化 |
| A.3 状态转移 |
| A.4 多输入-多输出系统的动态逆控制律 |
| 参考文献 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
| 致谢 |
（2）倾转旋翼无人机控制系统关键技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究目的与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 倾转旋翼机的国外研究现状 |
| 1.2.2 倾转旋翼机的国内研究现状 |
| 1.3 飞行控制相关技术研究概况 |
| 1.3.1 飞行动力学建模技术 |
| 1.3.2 飞行控制技术 |
| 1.4 论文的主要研究内容及章节安排 |
| 第2章 倾转旋翼无人机动力学分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 倾转旋翼无人机构型描述 |
| 2.2.1 倾转旋翼无人机的构形设计和基本参数 |
| 2.2.2 倾转旋翼无人机的工作原理 |
| 2.3 倾转旋翼无人机飞行动力学建模 |
| 2.3.1 坐标系定义 |
| 2.3.2 飞行力学方程组 |
| 2.3.3 非线性数学模型 |
| 2.4 模型的线性化 |
| 2.4.1 直升机模式的线性化 |
| 2.4.2 固定翼模式的线性化 |
| 2.4.3 过渡模式的线性化 |
| 2.4.4 干扰模型的线性化 |
| 2.5 相关参数辨识 |
| 2.5.1 旋翼系统参数辨识 |
| 2.5.2 气动参数估算 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 基于鲁棒伺服LQR的直升机模式控制律设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 鲁棒伺服LQR控制理论研究 |
| 3.3 直升机模式飞行控制律设计 |
| 3.4 状态观测器的设计 |
| 3.4.1 ESO理论研究 |
| 3.4.2 基于ESO的鲁棒伺服LQR控制器设计 |
| 3.4.3 仿真验证 |
| 3.5 飞行试验 |
| 3.5.1 试验平台组成 |
| 3.5.2 试验结果分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 基于H_2/H_∞混合的固定翼模式控制律设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 倾转旋翼无人机不确定性分析 |
| 4.2.1 不确定性定义 |
| 4.2.2 不确定性来源 |
| 4.3 H_2/H_∞混合控制理论研究 |
| 4.3.1 问题描述 |
| 4.3.2 H_2/H_∞稳定性分析 |
| 4.4 固定翼模式控制律设计 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 基于多模型自适应鲁棒的过渡模式控制律设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 多模型自适应鲁棒控制理论研究 |
| 5.3 过渡模式控制律设计 |
| 5.3.1 倾转走廊 |
| 5.3.2 状态反馈控制律设计 |
| 5.3.3 数值仿真 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 全文总结 |
| 6.2 后续研究工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（3）舰载机自动着舰系统纵向控制策略研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究的背景、目的和意义 |
| 1.2 舰载机着舰引导技术和自动着舰系统的发展 |
| 1.2.1 舰载机着舰引导技术的发展 |
| 1.2.2 舰载机自动着舰系统的发展与原理 |
| 1.3 课题研究内容 |
| 第2章 舰载机进场着舰模型 |
| 2.1 进场着舰环境模型 |
| 2.1.1 航母甲板运动模型 |
| 2.1.2 舰尾气流场模型 |
| 2.2 舰载机动力学模型 |
| 2.2.1 进场着舰过程中坐标系的选取与转换 |
| 2.2.2 进场着舰过程中受力分析 |
| 2.2.3 纵向动力学模型 |
| 2.3 舰尾气流场对飞行姿态影响 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 自动着舰系统纵向引导律与控制策略研究 |
| 3.1 自动着舰系统纵向控制策略设计 |
| 3.1.1 基于俯仰角引导模式自动着舰系统设计 |
| 3.1.2 基于垂直速率引导模式自动着舰系统设计 |
| 3.2 保持迎角恒定动力补偿系统控制策略设计 |
| 3.2.1 舰载机进场着舰反区特性分析 |
| 3.2.2 保持迎角恒定动力补偿系统控制策略设计 |
| 3.3 甲板运动补偿系统设计 |
| 3.4 纵向控制策略仿真验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 自动着舰系统反演控制策略研究 |
| 4.1 反演控制在飞控系统设计中的应用 |
| 4.2 控制器设计原理 |
| 4.3 反演控制策略设计 |
| 4.3.1 自动驾驶仪控制策略设计 |
| 4.3.2 动力补偿系统控制策略设计 |
| 4.3.3 纵向引导律设计 |
| 4.4 仿真结果对比分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 自动着舰系统容错控制策略研究 |
| 5.1 容错控制在着陆与着舰控制系统的应用 |
| 5.2 舰载机进场着舰故障模型建立 |
| 5.2.1 执行器故障模型 |
| 5.2.2 传感器故障模型 |
| 5.2.3 结构性故障模型 |
| 5.3 自适应模糊径向神经网络控制器设计 |
| 5.3.1 模糊径向神经网络的应用 |
| 5.3.2 模糊径向神经网络设计 |
| 5.3.3 自适应模糊径向神经网络控制器设计 |
| 5.4 自动着舰系统容错控制策略设计 |
| 5.4.1 自动驾驶仪控制策略设计 |
| 5.4.2 动力补偿系统控制策略设计 |
| 5.5 仿真结果对比分析 |
| 5.5.1 进场着舰阶段仿真结果对比分析 |
| 5.5.2 不同故障程度下容错能力对比 |
| 5.6 本章小结 |
| 第6章 基于直接升力控制的自动着舰系统控制策略研究 |
| 6.1 舰载机精密进近技术发展 |
| 6.1.1 精密进近技术原理 |
| 6.1.2 精密进近技术发展 |
| 6.2 直接升力控制应用与原理 |
| 6.2.1 直接升力控制应用 |
| 6.2.2 直接升力控制原理 |
| 6.3 基于直接升力控制的自动着舰系统控制策略设计 |
| 6.3.1 舰载机进场着舰阶段升力特性分析 |
| 6.3.2 飞行控制系统控制策略设计 |
| 6.3.3 纵向引导律设计 |
| 6.3.4 保持速度恒定动力补偿系统控制策略设计 |
| 6.4 仿真结果对比分析 |
| 6.4.1 进场着舰阶段仿真结果对比分析 |
| 6.4.2 不同进场状态下航迹纠偏能力仿真结果对比分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文和取得的科研成果 |
| 致谢 |
（4）直升机外扰动下的飞行边界控制方法（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 飞行控制技术研究现状 |
| 1.3 边界保护控制研究现状 |
| 1.4 本文的结构和主要研究内容 |
| 第二章 直升机飞行动力学建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 直升机非线性模型 |
| 2.2.1 参考坐标系 |
| 2.2.2 直升机上的气动力 |
| 2.2.3 直升机六自由度微分方程 |
| 2.2.4 仿真模型分析 |
| 2.3 配平计算 |
| 2.3.1 非线性模型的配平计算 |
| 2.3.2 选取典型工作状态作为平衡点 |
| 2.3.3 配平的matlab实现 |
| 2.4 模型线性化与分析 |
| 2.4.1 线性化原理 |
| 2.4.2 线性化的matlab实现 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 直升机基本控制律设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 控制律设计方法 |
| 3.2.1 PID控制方法 |
| 3.2.2 动态逆控制方法 |
| 3.3 PID-动态逆控制律设计与仿真 |
| 3.3.1 姿态角速率控制 |
| 3.3.2 姿态角控制 |
| 3.3.3 速度控制 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 外扰动下的直升机边界控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 边界控制的包线范围 |
| 4.3 滚转速率限制器设计与仿真验证 |
| 4.3.1 滚转角速率限制器设计 |
| 4.3.2 滚转角速率限制器在外扰动下的仿真验证 |
| 4.4 垂向速度限制器设计与仿真验证 |
| 4.4.1 垂向速度限制器设计 |
| 4.4.2 垂向速度限制器外扰动下的仿真验证 |
| 4.5 飞行速度限制器设计与仿真验证 |
| 4.5.1 飞行速度限制器设计 |
| 4.5.2 飞行速度限制器在外扰动下的仿真验证 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（5）无人直升机的鲁棒弹性控制技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景、目的及意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究目的及意义 |
| 1.2 无人直升机控制技术 |
| 1.3 鲁棒弹性控制问题研究现状 |
| 1.4 本文用到的主要控制技术 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第二章 无人直升机数学模型分析研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 假设条件和坐标系 |
| 2.2.1 假设条件 |
| 2.2.2 坐标系定义及转换 |
| 2.3 无人直升机的结构和操纵 |
| 2.4 无人直升机力和力矩 |
| 2.4.1 主旋翼的力和力矩 |
| 2.4.2 尾桨的力和力矩 |
| 2.4.3 机身的力和力矩 |
| 2.4.4 平尾的力和力矩 |
| 2.4.5 垂尾的力和力矩 |
| 2.4.6 主旋翼挥舞运动分析 |
| 2.4.7 合力和合力矩方程 |
| 2.5 无人直升机运动学和动力学方程 |
| 2.6 无人直升机特性分析 |
| 2.6.1 零输入响应 |
| 2.6.2 控制器摄动讨论 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 基于正规化设计的无人直升机的模糊弹性控制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 问题描述 |
| 3.3 T-S模糊建模 |
| 3.3.1 直升机T-S模糊建模 |
| 3.3.2 直升机T-S模糊建模仿真验证 |
| 3.4 控制器设计 |
| 3.4.1 线性不确定系统的正规化分析及设计 |
| 3.4.2 模糊不确定系统的正规化分析及设计 |
| 3.4.3 稳定性分析 |
| 3.5 仿真验证 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 无人直升机的模糊自适应弹性控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 SISO模糊自适应弹性控制器设计 |
| 4.2.1 问题描述 |
| 4.2.2 模糊自适应弹性控制器设计 |
| 4.3 MIMO模糊自适应弹性控制 |
| 4.3.1 问题描述 |
| 4.3.2 控制器设计及稳定性证明 |
| 4.3.3 无人直升机仿真验证 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 无人直升机的模糊自适应鲁棒弹性控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 SISO模糊自适应鲁棒弹性控制 |
| 5.2.1 问题描述 |
| 5.2.2 控制器设计及稳定性证明 |
| 5.2.3 仿真验证 |
| 5.3 MIMO模糊自适应鲁棒弹性控制 |
| 5.3.1 问题描述 |
| 5.3.2 控制器设计及稳定性证明 |
| 5.3.3 无人直升机仿真验证 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文的主要工作总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果 |
| 附录 无人直升机 T-S 模糊模型参数 |
（6）小型无人直升机非线性建模与控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 小型无人直升机建模与控制技术研究现状 |
| 1.2.1 建模技术研究现状 |
| 1.2.2 控制技术研究现状 |
| 1.3 本文的研究内容与主要贡献 |
| 1.3.1 研究内容与组织结构 |
| 1.3.2 主要贡献 |
| 第二章 小型无人直升机非线性建模与参数辨识 |
| 2.1 小型无人直升机非线性模型 |
| 2.1.1 机身刚体运动学与动力学 |
| 2.1.2 主旋翼动力学 |
| 2.2 小型无人直升机系统平台构建 |
| 2.2.1 模型直升机 |
| 2.2.2 动力系统 |
| 2.2.3 执行机构 |
| 2.3 参数确定 |
| 2.3.1 直接测量 |
| 2.3.2 数据拟合 |
| 2.3.3 基于自适应差分进化算法的参数辨识 |
| 2.4 模型验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 基于最少学习参数的自适应神经网络控制方法 |
| 3.1 自适应神经网络控制技术 |
| 3.2 基于最少学习参数的自适应神经网络控制系统设计 |
| 3.2.1 模型简化分析 |
| 3.2.2 小型无人直升机纵向-横向位置与内部姿态控制律设计 |
| 3.2.3 小型无人直升机垂向高度控制律设计 |
| 3.2.4 闭环系统稳定性分析 |
| 3.3 仿真性能评估 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 可指定收敛速度的自适应高阶连续滑模控制方法 |
| 4.1 问题描述 |
| 4.2 可指定收敛速度的自适应高阶滑模控制系统设计 |
| 4.2.1 小型无人直升机姿态控制律设计 |
| 4.2.2 小型无人直升机垂向高度控制律设计 |
| 4.2.3 小型无人直升机水平位置控制律设计 |
| 4.2.4 闭环系统稳定性分析 |
| 4.3 仿真性能评估 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 小型无人直升机自主飞行实验 |
| 5.1 机载航电系统简介 |
| 5.1.1 飞行控制板 |
| 5.1.2 导航传感器 |
| 5.1.3 传感器数据融合 |
| 5.1.4 地面遥控监测 |
| 5.2 自主飞行实验结果 |
| 5.2.1 纵向机动飞行 |
| 5.2.2 悬停 |
| 5.2.3 横向机动飞行 |
| 5.2.4 垂向机动飞行 |
| 5.2.5 悬停航向机动 |
| 5.2.6 垂直航向机动飞行 |
| 5.2.7 纵向横向机动飞行 |
| 5.2.8 向心回转机动飞行(Pirouette) |
| 5.2.9 向心螺旋上升机动飞行 |
| 5.2.10 悬停装载与卸载实验 |
| 5.3 飞行实验结果讨论 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 论文总结 |
| 6.2 研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 A矩阵可逆性分析 |
（7）基于模糊动态逆的飞机直接升力控制（论文提纲范文）
| 1 飞行动力学建模 |
| 2 控制器设计 |
| 2.1 动态逆控制器的设计 |
| 2.2 模糊控制器的设计 |
| 3 仿真分析 |
| 3.1 参数优化 |
| 3.2 仿真实验 |
| 3.3 仿真结果分析 |
| 4 结束语 |
（8）多操纵面飞机阵风缓和方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 缩略语与符号列表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 选题背景及意义 |
| 1.2 阵风缓和研究综述 |
| 1.3 控制分配研究综述 |
| 1.4 现有阵风缓和方法存在的问题 |
| 1.5 论文研究内容与章节安排 |
| 1.6 本章小结 |
| 第二章 存在阵风扰动的飞机建模 |
| 2.1 坐标系和运动变量的定义 |
| 2.2 考虑风扰情况下的分析和探讨 |
| 2.3 考虑风扰情况下的动力学方程组 |
| 2.4 考虑风扰情况下的运动学方程组 |
| 2.5 仿真中采用的模型 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 基于控制增稳和两种分配律的阵风缓和方法研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 预备知识 |
| 3.3 控制分配算法在阵风缓和控制中的应用研究 |
| 3.4 仿真分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 基于L1自适应和动态逆的阵风缓和方法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 预备知识 |
| 4.3 被控对象的定义 |
| 4.4 控制器的设计 |
| 4.5 控制分配器的设计 |
| 4.6 仿真分析 |
| 4.7 本章小结 |
| 第五章 基于改进自抗扰和直接升力补偿的阵风缓和方法研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 预备知识 |
| 5.3 被控对象的定义 |
| 5.4 纵向综合阵风缓和控制器的设计 |
| 5.5 控制分配器的设计 |
| 5.6 仿真分析 |
| 5.7 本章小结 |
| 第六章 基于障碍李雅普诺夫函数和干扰观测器的全向阵风缓和方法研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 预备知识及被控对象的定义 |
| 6.3 控制器的设计 |
| 6.4 控制分配器的设计 |
| 6.5 仿真分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 本文工作总结 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参与项目情况 |
| 致谢 |
（9）大迎角过失速机动危险状态分析与鲁棒自适应控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究目的及意义 |
| 1.2 大迎角过失速机动所面临的挑战 |
| 1.3 非线性控制方法在现代飞行控制中的应用 |
| 1.3.1 反步控制 |
| 1.3.2 非线性动态逆方法 |
| 1.3.3 有限时间控制 |
| 1.3.4 滑模控制 |
| 1.3.5 非线性预测控制 |
| 1.4 不确定系统控制方法在现代飞行控制中的应用 |
| 1.4.1 神经网络控制 |
| 1.4.2 自抗扰控制 |
| 1.4.3 自适应控制 |
| 1.4.4 基于干扰观测器控制 |
| 1.5 本文主要研究内容及文章结构 |
| 第二章 过失速战斗机飞行数学模型及其气动分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 过失速战斗机气动构型与数学模型 |
| 2.2.1 过失速战斗机气动构型 |
| 2.2.2 基本假设 |
| 2.2.3 过失速战斗机动力学方程 |
| 2.2.4 大迎角气动模型 |
| 2.2.5 姿态运动模型 |
| 2.3 大迎角飞行气动特性分析 |
| 2.3.1 静态气动力系数分析 |
| 2.3.2 静态气动力矩系数分析 |
| 2.3.3 动导数分析 |
| 2.3.4 操纵导数分析 |
| 2.3.5 气动稳定性分析 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 过失速俯仰机动分析与鲁棒有限时间控制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 预备知识以及问题描述 |
| 3.2.1 预备知识 |
| 3.2.2 问题描述 |
| 3.3 基于分支分析的过失速俯仰机动分析 |
| 3.4 过失速俯仰机动有限时间控制 |
| 3.4.1 有限时间干扰观测器设计 |
| 3.4.2 有限时间过失速俯仰机动控制器设计 |
| 3.5 仿真分析 |
| 3.6 小结 |
| 第四章 深失速危险状态分析与鲁棒自适应改出控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 问题描述及预备知识 |
| 4.2.1 问题描述 |
| 4.2.2 预设性能控制 |
| 4.3 基于分支分析的深失速危险状态分析 |
| 4.3.1 深失速危险状态分支分析 |
| 4.3.2 深失速危险状态仿真及其改出方案讨论 |
| 4.4 自适应有限时间预设性能深失速改出控制律设计 |
| 4.5 仿真分析 |
| 4.6 小结 |
| 第五章 机翼摇晃危险状态分析与鲁棒自适应改出控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 问题描述及预备知识 |
| 5.2.1 问题描述 |
| 5.2.2 扩张状态观测器 |
| 5.3 基于分支分析的机翼摇晃危险状态分析 |
| 5.3.1 机翼摇晃分支分析 |
| 5.3.2 机翼摇晃开环仿真分析 |
| 5.4 干扰观测器设计 |
| 5.4.1 第一子系统干扰观测器设计 |
| 5.4.2 第二子系统干扰观测器设计 |
| 5.5 基于干扰观测器的机翼摇晃控制器设计 |
| 5.6 仿真分析 |
| 5.6.1 机翼摇晃抑制 |
| 5.6.2 横侧向姿态控制 |
| 5.6.3 与传统ESO比较 |
| 5.7 小结 |
| 第六章 基于切换预设性能的大迎角过失速机动控制 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 问题描述及预备知识 |
| 6.2.1 问题描述 |
| 6.2.2 传统预设性能控制 |
| 6.2.3 切换预设性能控制 |
| 6.2.4 可调整预设性能控制 |
| 6.3 战斗机大迎角运动分支分析 |
| 6.3.1 无推力矢量故障战斗机大迎角运动分支分析 |
| 6.3.2 存在推力矢量故障战斗机大迎角运动分支分析 |
| 6.4 基于可调整预设性能控制方法的姿态控制器设计 |
| 6.5 仿真分析 |
| 6.5.1 传统预设性能控制 |
| 6.5.2 AP P在过失速俯仰机动控制中的应用 |
| 6.5.3 AP P在绕速度轴滚转机动控制中的应用 |
| 6.6 小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 总结 |
| 7.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
| 附录 分支分析方法 |
（10）直升机近地飞行控制及其安全性关键技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 地效建模方法研究现状 |
| 1.2.2 直升机飞控技术研究现状 |
| 1.3 本文的主要工作与章节安排 |
| 第二章 直升机飞行动力学建模与近地飞行安全性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系及转换矩阵 |
| 2.3 主旋翼气动力模型 |
| 2.3.1 桨叶挥舞模型 |
| 2.3.2 旋翼流场模型 |
| 2.4 机身刚体运动模型 |
| 2.5 直升机近地飞行安全性分析 |
| 2.5.1 气动特性 |
| 2.5.2 运动特性 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 基于非线性增量控制技术的鲁棒跟踪控制方法研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 时标分离原理 |
| 3.3 非线性增量控制技术介绍 |
| 3.3.1 增量非线性动态逆控制技术 |
| 3.3.2 增量反步控制技术 |
| 3.4 基于非线性扰动观测器的增量反步控制方法 |
| 3.5 基于模糊神经网络的增量反步控制方法 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 直升机近地飞控系统设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 气动-飞控一体化设计原理 |
| 4.3 位置控制律 |
| 4.4 航迹控制律 |
| 4.4.1 起降航迹控制律 |
| 4.4.2 贴地飞行航迹控制律 |
| 4.5 俯仰增稳控制律 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 直升机近地飞行控制仿真 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 Simpletic数值解法 |
| 5.3 Bo-105 直升机 |
| 5.4 位置控制仿真 |
| 5.5 航迹控制仿真 |
| 5.5.1 自主起飞航迹控制仿真 |
| 5.5.2 自主降落航迹控制仿真 |
| 5.5.3 贴地飞行航迹控制仿真 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 基于Qt的直升机飞行仿真软件开发 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 主仿真架构的核心技术 |
| 6.2.1 Qt开发平台 |
| 6.2.2 RTW代码生成技术 |
| 6.2.3 DLL技术 |
| 6.3 飞行仿真软件的设计与实现 |
| 6.4 仿真结果及画面 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 本文主要工作与创新点 |
| 7.2 后续工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
四、LQG与动态逆方法在飞控系统设计中的应用（论文参考文献）
- [1]面向高效能的飞翼无人机气动代理模型设计及控制分配[D]. 赵昕辉. 中国科学院大学(中国科学院工程热物理研究所), 2021
- [2]倾转旋翼无人机控制系统关键技术研究[D]. 陈在斌. 中国科学院大学(中国科学院长春光学精密机械与物理研究所), 2020(03)
- [3]舰载机自动着舰系统纵向控制策略研究[D]. 杨智博. 哈尔滨工程大学, 2020(04)
- [4]直升机外扰动下的飞行边界控制方法[D]. 邓少阁. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [5]无人直升机的鲁棒弹性控制技术研究[D]. 沈艺. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [6]小型无人直升机非线性建模与控制方法研究[D]. 周彬. 国防科技大学, 2019(01)
- [7]基于模糊动态逆的飞机直接升力控制[J]. 梁洪瑜,张勇,徐鸣. 海军航空工程学院学报, 2019(03)
- [8]多操纵面飞机阵风缓和方法研究[D]. 刘璟龙. 西北工业大学, 2019(04)
- [9]大迎角过失速机动危险状态分析与鲁棒自适应控制[D]. 吴大伟. 南京航空航天大学, 2019(01)
- [10]直升机近地飞行控制及其安全性关键技术研究[D]. 胡金硕. 南京航空航天大学, 2019(09)