高速無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及軟件開發(fā).pdf

1、隨著無人機(jī)應(yīng)用領(lǐng)域的拓寬，軍用和民用領(lǐng)域都對(duì)無人機(jī)的性能提出了更高的要求，同時(shí)，由于臨近空間的開發(fā)和利用，促進(jìn)了高速無人機(jī)技術(shù)的發(fā)展。控制與制導(dǎo)技術(shù)作為高速無人機(jī)研制過程中的關(guān)鍵技術(shù)之一，引起各國廣泛關(guān)注。
　　與低速飛行器不同，高速無人機(jī)具有更高的動(dòng)態(tài)特性以及由高動(dòng)態(tài)引起的結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)力耦合及參數(shù)大范圍變化等問題，加之無人機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)方程存在非線性、各姿態(tài)通道強(qiáng)耦合等動(dòng)力學(xué)特征，增加了高速無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度。
　　為

2、完成高速無人機(jī)（以后簡稱無人機(jī)）飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與仿真，推導(dǎo)了無人機(jī)的六自由度非線性耦合動(dòng)力學(xué)方程，并對(duì)無人機(jī)的氣動(dòng)特性、穩(wěn)定性和操縱性進(jìn)行了分析;在對(duì)無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究中，采用反饋線性化理論將復(fù)雜非線性耦合姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型轉(zhuǎn)化為三個(gè)獨(dú)立的線性模型，并基于模型參考自適應(yīng)控制方法設(shè)計(jì)了各姿態(tài)通道控制律。其中，參考模型根據(jù)各通道控制性能指標(biāo)、選用二階系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。為了驗(yàn)證上述控制律的控制效果，文中還基于PID控制方法設(shè)計(jì)了控制律。通過對(duì)兩