基于LMI的無人直升機姿態(tài)解耦魯棒控制器設(shè)計

1 引言

目前,隨著國民經(jīng)濟的迅速發(fā)展,微型無人直升機在越來越多的領(lǐng)域得到應(yīng)用,例如在消防、電力線纜巡檢、反恐、救災(zāi)等場合都已經(jīng)出現(xiàn)了微型無人直升機的身影[1]。但是微型無人直升機具有不穩(wěn)定、強耦合、不確定、易進入渦環(huán)狀態(tài)、操縱功效和抗風(fēng)能力差的特點,這就導(dǎo)致無人直升機控制難度大,并對飛行控制系統(tǒng)的各種性能均提出嚴峻考驗。另外,隨著進一步的戰(zhàn)事和民用的需求,未來的無人直升機將在極為惡劣的環(huán)境下完成復(fù)雜的戰(zhàn)術(shù)和戰(zhàn)略使命,并且還需要能夠?qū)崿F(xiàn)精確的自動著陸以及故障狀態(tài)下的容錯、自修復(fù)控制等,這些都對無人直升機的飛行控制系統(tǒng)提出了極為苛刻的要求。采用傳統(tǒng)基于PID的單回路控制器設(shè)計方法顯然已無法滿足高性能無人直升機控制系統(tǒng)的設(shè)計要求,因此,進一步加強對無人直升機的先進飛行控制理論和方法的研究,對促進我國無人直升機先進飛行控制技術(shù)發(fā)展具有重要理論和現(xiàn)實意義。

本論文旨在對面向無人直升機的先進自主飛行控制算法進行研究,為自動飛行控制器的后續(xù)設(shè)計工作提供指導(dǎo)?；谏鲜霈F(xiàn)實原因,本論文的研究內(nèi)容不僅具有顯著的理論和現(xiàn)實意義而且是一個前沿的研究領(lǐng)域[2]。

2 無人直升機動力學(xué)模型

2.1 操縱力學(xué)結(jié)構(gòu)

2.2 動力學(xué)模型

將(1)(2)所描述的參數(shù)關(guān)系分別帶入到直升機受力分析模型[3]之中,并忽略所有的二階小量,即進行線性化后可以得到下列結(jié)果:

綜合式(3)(4)可以得到直升機定常直線飛行時的9階小擾動線化運動方程的標稱狀態(tài)空間表達式:

3 基于狀態(tài)反饋的極點配置解耦

3.1 狀態(tài)反饋解耦控制算法

3.2 期望回路形狀

根據(jù)ADS—33E—PRF標準,以LEVEL1為設(shè)計目標,可以選擇四個通道上期望回路形狀為[5]:

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