无人驾驶直升机创新科技论文
无人驾驶直升机创新科技论文
无人直升机(VTOL)，是指由无线遥控设备或飞行程序控制装置操纵的非载人军用直升机。学习啦小编整理的无人驾驶直升机创新科技论文，希望你能从中得到感悟!
无人驾驶直升机创新科技论文篇一
无人武装直升机火力控制系统技术分析
摘 要：该文结合无人武装直升机的作战任务，给出其火控系统功能、组成和结构框架，对相关火控关键技术进行分析，提出在该领域应重点开展的研究项目，用于支持未来无人武装直升机火控系统的研制和作战使用。
关键词：无人武装直升机 火力控制 关键技术
中图分类号：V 271.4 文献标识码：：A 文章编号：1674-098X(2013)03(c)-00-03
军用无人直升机(VTOL)，是指由无线遥控设备或飞行程序控制装置操纵的非载人军用直升机。它不仅拥有同“捕食者”、“全球鹰”等固定翼无人机相近的功能，而且由于起降便捷、机动性好，作战用途更加广泛，具有非常可观的发展前景和作战潜力。目前，全世界约有十几种无人直升机在军中服役，广泛运用于侦察监视、通信中继、扫雷测绘等方面。随着技术的发展，火力强、载弹量大、具备对空、对地攻击能力，可与现役武装直升机共同参与作战的无人武装直升机(又称无人武装作战旋翼飞机，UCAR)正逐渐成为陆军武器装备的研究重点之一。
该文通过对国外无人武装直升机(UCAR)相关研究计划进行技术分析，给出我国未来发展的无人武装直升机(UCAR)武器火控系统的设备组成、技术研究内容，可供项目决策使用。
1 国外研究情况
美国非常重视无人武装直升机(UCAR)研制工作，已引起了世界关注美国陆军与美国国防部高级预研计划局(DARPA)于2002年5月启动了无人武装直升机(UCAR)项目。按照预想，UCAR要成为美陆军航空兵自直升机服役以来最革命性的装备。武装直升机与无人驾驶旋翼机的联合作战已引起军用直升机作战理论的重大变革。
1.1 美军UCAR概念
美军UCAR系统组成描述如下：UCAR平台与有人驾驶直升机相近的白天/夜间、复杂气象条件下的飞行能力(速度、距离、续航时间);可全球快速部署;模块化的有效载荷;增强的战场抗损性;经济可承受(飞行费用、训练维护费用);有一定的扩展能力。指挥与控制：可由地面与空中的多种平台(包括有人驾驶直升机、车辆、UAV)指挥与控制;平台自主任务规划(包含实时重规划);自动任务操作(侦察、攻击);与有人驾驶直升机协同作战;低高度自主飞行。传感器：白天/夜间、复杂气象条件下完成：多谱目标探测;分布式合作目标探测;BDA、IFF;远距目标识别;高可靠性。武器分为：导弹、火箭弹、炮致命性武器及非致命性武器。
1.2 用途及功能
UCAR的设计用途及功能如下：目标侦察;空中监视;雷区探查;对敌攻击;战损评估;电子对抗。
1.3 用户需求
美陆军在UCAR项目中需要弄明白的问题包括：UCAR将把何种能力带入战场，该系统将如何管理，满足攻击、侦察、瞄准和通信中继需要的UCAR是多用途平台还是专门任务平台等。在项目论证阶段，美陆军首先要求UCAR必须达到的技术完备等级(TRL)为7级。
1.4 发展思路
DARPA认为，UCAR代表着美国无人机未来的发展。UCAR的使用环境设想是在适合于陆军的低空环境，比UCAV(无人战斗机)复杂得多。与UCAV相比，UCAR侧重于验证一名操控人员操作多架无人机的概念。结合用户需求，DAAPA在UCAR项目中，要求验证：UCAR的战场生存力，特别是低空执行任务时;要求该机既要买得起也要用得起;与美陆军其他有人驾驶和无人驾驶装备的互操作能力;能自主地进行任务规划和协同作战;具有实时识别并摧毁目标的能力。
UCAR技术上的挑战在于自主性。“完全自主”指的是不需要人的输入就能执行任务并决策，如果环境发生变化，还能根据变化来决定如何行动。但UCAR肯定达不到完全自主，它将是半自主的。出于技术完备性要求的考虑，UCAR项目验证的只是有人驾驶系统的辅助;在中长期，应能按预先设定的程序半自主地完成任务;而在远期(2020―2025年以后)，则应该能从头至尾完全自主地完成任务，当然仍需要人员的监控。
1.5 项目要求
UCAR整个项目计划初步分为概念论证、设计评估、系统研制和系统成熟等四个阶段，希望通过8年时间达到预期的技术成熟阶段，项目结束时要求技术成熟到可以转入全尺寸系统的开发与演示(SDD)阶段，最终发展成为一种具有垂直起降、自主操作和指挥控制能力的飞行器。
第一阶段波音、洛克希德・马丁/贝尔直升机、诺斯罗普・格鲁门及西科斯基/雷神4个小组各获得一份300万美元的合同，为期一年。该阶段要求开展结构开发、权衡研究、风险降低方案设计和性能定义。第一阶段结束时将选出两个小组进入第二阶段。美国陆军在第一阶段合同中没有给出很详细的要求，只是提出了最高目标，共有4条：UCAR能全球使用;能在居民区上空安全使用;从空中和地面都能指挥与控制;使用JP8燃油。经评估，洛・马公司和诺・格公司进入UCAR计划的第二阶段，主要从事设计方案的优化及评估。此时，DARPA对UCAR计划又增加了一项新的要求，即UCAR必须达到90%或更高的可用度。第二阶段将持续9个月，将完成初步设计评估。按照第二阶段的合同，合同商必须制造出地面原型机和完成几项验证，包括生存性和有人/无人编队验证等。最后选出一个竞争小组进入第三阶段。第三阶段是系统开发阶段，约持续两年，其间将完成关键设计评审，有两架验证机同时进行试飞计划。第四阶段为系统成熟阶段，其间将有第三架验证机加入试飞。
1.6 技术关键
DARPA列出的UCAR的关键技术有：
(1)有人机/无人机联合作战系统的综合设计技术。UCAR采用的是一名操控人员(可以在空中，也可以在地面)操作多架UCAR的联合作战模式，系统设计必须考虑充分发挥有人机、无人机的性能特点，尽量让UCAR执行高危险性的任务，尽量降低有人平台的危险性。 (2)自主地在低空飞行、工作并生存。美陆军所指的低空是离地150 m，当今的无人机还没有飞这么低的，由此带来的难题是如何与其他无人机和有人驾驶飞机联络，以及如何规避地面障碍物等。可能解决办法是采纳一组被动的地形和态势感知辅助措施，并利用现有的主动规避系统技术。
(3)必须在目标识别和时敏目标攻击方面有大的提高。UCAR的关键技术是目标识别，要求其提供的目标图像的效果要求比目前的无人机系统更好。目标截获将通过多种类型的传感器来实现，这些传感器可能是UCAR本身携载的，也可以是来自其他系统。DARPA设想UCAR的传感器系统为模块式的，可以根据任务需要随时更换，其携载的武器包括空射导弹、火箭和枪炮。尽量缩短从“信息链”到“火力链”的时间，实现时敏打击。
(4)寻求高智能化的自主任务系统技术，能在执行任务途中改变任务。在UCAR中，人的作用是制订任务和武器投放，处在监督的位置，但不是中心的位置。完成该项功能要求的核心是以综合任务计算机为核心的先进而完备的电子系统为依托，通过智能化自主控制技术，实现对直升机任务控制、操纵、维护的自动化，从而大大减轻有人机操作人员的工作负荷，提高操纵功效和作战能力。例如，在进行侦察时，高智能化的自主任务系统能自动地进行全方位搜索和探测，并自动显示、记录、报告;侦察发现高价值目标时，可自动完成综合飞行/火力控制，实现时敏打击;任务目标更换时，能够自动做相应的任务规划、导航、攻击操作，包括自主航迹规划、自主飞行控制、自动资源管理与分配等方面;当有攻击导弹来袭时，安全系统就会立即报警，同时显示来袭目标的性质、方位、距离和应采取的对抗方式;故障显示系统则可自动诊断出电子系统和机械系统的故障，甚至能预报即将发生的故障，并显示出应采取的防范措施。
(5)技术在采购、使用、支援、作战损耗等方面都要花费得起。UCAR购机成本要控制在”科曼奇”的20%～40%，使用和支援成本要比”阿帕奇”低50%～80%，初步估测价格在400万～800万美元。UCAR还必须留有系统升级的空间，因为该机计划服役20～30年，比如可能会配装定向能武器。对隐身性能在UCAR项目中未作专门要求，但要求具有高度的战场生存力。UCAR的非作战损耗率必须提高一个数量级。目标是使UCAR的系统可靠性提高到能得到美国联邦航空局的批准而在民航管制空域飞行。
(6)有条件地寻求隐身化，以保持最低可探测性。除采用传统雷达隐身技术外，还具有红外隐身、激光隐身和声隐身，无疑使其具有独特的隐身性能。
2 无人武装直升机(UCAR)武器火控系统技术方案设想
2.1 系统组成
UCAR作战系统由指挥与控制平台(可以是有人驾驶直升机、地面控制站)、固定翼无人机(UAV)与无人武装直升机(UCAR)组成。该系统由有人驾驶直升机或地面控制站来完成作战指挥控制，一名操控人员可操作多架UCAR，对目标的侦察、定位由一架UCAR或多架UCAR联合完成，也可由UCAR与UAV联合完成;对目标的攻击由操控人员指挥UCAR完成，整个系统所携带的武器由操控人员统一管理和控制，指挥与控制平台可以通过联合战术信息分发系统实现对UAV/UCAR指挥引导、控制任务。这其中：
(1)有人机/无人机协同作战，每一架UCAR都有一定的自主性，可根据战场态势和指令调整任务操作计划，可执行“时敏”打击任务;
(2)UCAR具备一定自主能力，能够根据指令有选择地投入作战，可以根据战场态势做出几种不同的选择：一种是保护自身，即UCAR在面对威胁自身的目标时，将能够选择躲避或者交战;一种是保护编队，即UCAR将与威胁任何一架飞机的目标交战，甚至牺牲自身来保护有人驾驶飞机;再一种是保护友方，即UCAR将与威胁友方部队的目标直接交战。
(3)允许实行传感器组网探测，其他的有人或无人驾驶作战单位与UCAR其配合，通过传感器相互传输信息，为指挥者提供审视战区内作战地区及邻近区域的更广阔视野;
(4)每一架无人直升机都装备一系列的模块化传感器，使它们在执行作战任务时更容易目标识别，即使是在激烈交战的情况下，也能识别敌我情况。
2.2 UCAR武器火控系统组成
UCAR武器火控系统由下列设备组成。
(1)智能化的核心任务处理计算机(MC)。MC用于对传感器信息(机内、机外)和其他系统(如飞控、发动机、环控等)的信息进行融合处理;任务规划和危险评估;产生编队控制、火力和飞行控制指令;压缩加密向控制站传输的信息和解压、解密、解释控制站的指令;状态检测、根据相关任务和当时情况进行机载设备重构。
(2)模块化的目标探测传感器。目标探测传感器包括雷达、多光谱综合光电传感器、激光雷达、光电/电子告警设备等，传感器可单独使用，也可与其他UCAR传感器联合组网使用。
(3)低成本、小型高精度导航定位系统。包括获得本机信息的捷联惯性导航系统、GPS和大气传感系统。
(4)高可靠、标准化的数据链系统。用于UCAR与控制站之间的上传和下传信息，以及UCAR之间的信息交换。
(5)外挂物管理系统。管理、快速发射制导、非制导武器。
(6)先进的电传飞行控制系统。可支持快速任务重规划的飞行航迹控制和低空飞行的地形规避/跟随飞行控制，同时可有效地执行综合火力/飞行控制指令，实现自动机动攻击。
(7)制导武器/非制导武器。
2.3 UCAR武器火控技术需求分析
UCAR武器火控系统的设备和技术可借鉴有人驾驶武装直升机和固定翼无人机的相关技术，但UCAR的特定作战模式和任务需求，给UCAR武器火控系统技术提出了新的课题。
2.3.1 机群编队协同作战技术
UCAR火控系统的核心技术之一是一种协同无人/有人驾驶飞机执行任务的技术，即多架UCAR与有人直升机组成编队来实现探测、发现和攻击目标的技术。通过UCAR智能化任务管理技术和分布式指挥控制，使UCAR机群具有自主协作能力，允许有人驾驶直升机在执行作战任务的同时指挥UCAR，并未失去原有的作战能力。 有人驾驶直升机飞行员担任了空中任务指挥官的角色(负责如规划任务、制定限制条件和交战规则，并把最高级别的任务划分成几个部分后分配给每架UCAR，监控UCAR、做出投放武器的决定，同时可以监视自己的传感器和使用自己的武器)，与一个编队的UCAR相互沟通(UCAR在发现威胁目标后及时发出警告及目标的重要程度级别，这样操作员可以迅速地获得频率、强度和方向的提示，以便加强态势感知能力)。UCAR编队推荐一个“领队”作为与有人飞机之间相互联系的中心节点，在执行任务过程中，“领队”角色可以相应改变。如果一架UCAR不得不返回，它将无缝地将所承担的任务给其他的“伙伴”。同时，编队的其他成员也承担起另外一些主导作用，包括与外部信息系统交互作用、为编队产生可以利用的信息数据。UCAR将具有联合战术信息分布系统(包括有人驾驶侦察飞机、UAV的雷达数据)中获取信息，也能发回信息到信息网中。
指挥官向UCAR发出指令后，UCAR可以及时做出相应的回答。例如，指挥官可以命令UCAR飞向“红色区域”、进行侦察、除了遭到攻击否则不要发射武器、在特定时间报告情况、一直在指定空域徘徊等。UCAR将发现和识别一个目标，将信息传递给指挥人员，要求重新计划下一步任务，从指挥人员获得命令并予以执行。指挥官总是处于决策回路中，但并不是编队所采取的每一个行动都需要批准。
2.3.2先进机载探测传感器技术和信息融合技术
为了更加有效地执行作战任务，UCAR一般在有人直升机的前面飞行，能够到达飞行员不敢到达的更低高度，从而获得更好的战场视野，甚至能更接近于威胁目标。由于要求UCAR必须能够在距离地面大约5 m的高度以110-180公里/时的速度掠地飞行，因此UCAR面临着如何自主规避障碍物的关键问题，即避免UCAR与诸如山丘、树木、高压线之类的低空障碍物相撞，并且又能在探测威胁目标的同时避免被地面武器射中等问题。
为此，UCAR可携带5种不同功能的传感器，包括用于合成孔径雷达(SAR)对地成像和移动目标指示(MTI)的毫米波雷达，用于发射器识别的电子支援设备，用于瞄准的光电/红外瞄准装置，用于目标识别的激光雷达和一个激光测距机/目标指示器。这些传感器将高度地融合各种信息数据，建立起一个空中环境数据库，UCAR的自主飞行控制系统采用这些数据对无人机的飞行速度、高度等进行调整，以避免空中碰撞。同时，UCAR可以从地面干扰中识别出各种目标。UCAR的机载核心任务处理机接收到来自障碍规避系统的信息后，发出指令采取相应的躲避行动。
由于每种飞行器都具有同样的搭载传感器的能力，无人机编队可以从多个途径搜索目标，因此，这不仅是在一架UCAR上进行多传感器融合，而且还要实现与编队其他成员之间多数据的融合。通过采用多传感器融合和自动目标识别技术(ATR)，UCAR将把目标图像“碎片”发送给任务指挥官，组合成为一幅完整的图像。
2.3.3 高度智能化的UCAR自主任务处理技术
UCAR在编队作战时，武器火控系统有一定的自主性，是通过高度智能化的技术来支撑的。用来完成：
首先在指挥员的确认下，完成攻击/防御决策自动化。包括态势评估和态势预测、选择作战行动方案，侦察/作战任务规划形成引导状态、最佳化判据、指定攻击目标、驾驶方法等控制目标。
其次完成战术和轨迹生成自动化。包括建立、指定、选择或寻找飞行轨迹，形成作战航线或飞行程序，选择引导方法，指定协同作战UCAR的位置。
最后实现控制自动化/半自动化。包括传感器控制的自动化;干扰控制的自动化;武器发射控制由指挥员，自动发射;通过火/飞耦合器实现与飞控的耦合以实现飞行控制的自动化。
3 结语
该文研究了无人武装直升机的作战任务，设计了其火力控制系统的组成、结构框架，分析其关键技术，以期对未来无人武装直升机火控系统研制提供支持。
参考文献
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无人驾驶直升机创新科技论文篇二
小型无人直升机控制及稳定性分析
摘 要： 本文介绍了线性和非线性控制法则两种控制律设计方法在小型直升机上的应用，采用双时域衡量分析方法来分析直升机系统动力学特性。紧子系统和慢子系统分别用于分析直升机转动和平动动力学特性，紧子系统的稳定性是由李亚普诺夫方程保证，同时采用反馈线性化方法稳定控制内回路。此外，在给出线性控制律缺点的同时给出了改进后的非线性控制律，该控制律可以在无人直升机执行大角度、快速度飞行运动科目时更稳定可靠的控制直升机。
关键词： 无人直升机控制; 稳定性分析; 双时域衡量分析; 李亚普诺夫稳定性; 反馈线性化; 非线性控制
中图分类号： TN911.7?34 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X(2014)13?0036?03
Control and stability analysis of small?size autonomous helicopters
FAN Shi?wei， XUE Dong?bin
(No. 27 Research Institute， CETC， Zhengzhou 450047， China)
Abstract： The application of design methods of both linear and non?linear control laws in small?size autonomous helicopter is introduced in this paper. A two?time scale decomposition method is used to analyze the dynamics characteristics of the helicopter. The fast subsystem ans slow subsystem are applied to analysis of the rotational and translational dynamics characteristics respectively. The stability of the fast subsystem is ensured by means of a Lyapunov equation. Furthermore， a feedback linearization technique is adopted to stabilize the control inner loop. Moreover， the drawbacks of the linear control law are pointed out and an improved nonlinear control law is proposed. This control law is able to control the helicopter when large variations occur in the orientation angle and position of the helicopter.
Keywords： autonomous helicopter control; stability analysis; two?time?domain scale analysis; Lyapunov stability; feedback linearization; nonlinear control
0 引 言
无人直升机的控制方法设计可以简要的分为以下两个方面：基于操作手先验知识的方法和模拟控制方法[1]。本文以第二种设计方法为主，其中参考先验知识用于控制律的设计。基于直升机模型的控制方法在已发表的文献中已有很多，比如：基于高阶近似模型的线性鲁棒控制[2]、基于模糊增益时序安排的线性控制[3]，以及基于非线性模型的预测控制等。在文献[4]中综合对比分析了线性控制和非线性控制的方法，值得注意的是在悬停状态下，通过对非线性模型的线性化处理进而可以采用诸如LQR和[H∞]多变量控制技术进行控制，另一方面，非线性控制技术适用范围更为广泛且能够包含更大的飞行包线，但是它需求更为精确的模型信息同时对模型更为敏感。
1 直升机模型
本文中所采用的直升机模型为文献[7]中的模型。在该模型中直升机系统看作一个由力和力矩共同作用的刚体结构。子系统和状态及控制变量的连接关系如图1所示。
图1 模型中子系统、状态变量和控制变量的连接关系图
在本模型中状态变量和输入信号如下：
[q=PvpΘωbT=xyzvpxvpyvpz?θψωb1ωb2ωb3T] (1)
[u=TmTtabT] (2)
式中：[P]为直升机在惯性空间的位置;[Θ=?θψT]为直升机的欧拉角;力[fb]和力矩[τb]由主旋翼拉力[Tm]和纵、横向周期变矩角([a]和[b])产生。尾桨系统可以看作是一个由尾桨推力[Tt]产生的纯粹横向力和反扭矩系统，机体坐标和惯性坐标系如图2所示，其变换如下：
图2 惯性坐标系和机体坐标系
作用在刚体结构飞行器的动力学方程的力[fb]和力矩[τb]从惯性坐标系到机体坐标系的转换方程如下：
[mI00Ivbωb+ωb×mvbωb×Iωb=fbτb] (3)
式中：[vb]是体坐标系下的速度;[ωb]是体坐标系下的角速度;[m]为质量;[I]为单位矩阵，[I]为惯性矩阵，设[R(Θ)]为机体轴相对于惯性轴的转动矩阵(上角标为[p])。令则刚体运动方程可以写为：
[PvpΘωb=vp1mR(Θ)fbΨ(Θ)ωbI-1(τb-ωb×Iωb)] (4) 2 线性控制
上节所给出的无人直升机数学模型是一个不稳定的非线性多变量模型，该模型具有的独立控制机构要少于自由度数。然而，在忽略掉一些耦合因素可以得到一个简单的线性化模型。主要的输入输出关系见表1。
考虑表1中的输入输出对应关系可以设计得到如下的线性控制律：
[U=Tm=k1z+k2dzdt+k3zdtTt=k′1ψ+k′2ωb3a=k4x+k5dxdt+k6xdt+k′3θ+k′4ωb2b=k7y+k8dydt+k9ydt+k′5?+k′6ωb1] (5)
其中：
[vpx=dxdt;vpy=dydt;vpz=dzdt]
任何一种线性控制算法都可以通过调整参数[ki，][i=1，2，…，9]和参数[k′i，][i=1，2，…，6]得到，本文中笔者是在悬停状态下的LQR控制算法完成的控制器设计，该线性控制器只适合在悬停状态下直升机的稳定控制，但是在大机动飞行时不能保证直升机的稳定性。
3 稳定性分析及改进线性控制律设计
直升机的稳定性分析采用的方法是将直升机动力学模型分解到两个时间域内，一个是关于转动的，另一个响应相对较慢，是关于平动的。这就使得动力学系统的分析更为简单，也就是说两个包含着两个周期域内的分解子系统。因为直升机的自身重量导致了线速度是一个短周期运动可以说明该分解方式是可行的。
3.1 转动动力学快周期子系统
本子系统由下式给出：
[Θ=Ψ(Θ)ωbωb=I-1(τf+τs-ωb×Iωb)] (6)
这里[τ=τf+τs](f指快周期，s指慢周期)是控制变量由下式定义：
[τf?K(z)ΘΘ+K(z)ωω，K(z)Θ，K(z)ω<0，?z]
[τs?KXXs] (7)
这样的话式子(5)可以写由式子(7)进行改进，可以保证在稳定点附近[(?，θ) [Λ=12(ωb)TIωb-ΔΘKTΘ(Θ)Ψ-1(Θ)dΘ] (8)
这里用[ΔΘ]来替代平衡状态[Θ0，]在满足条件[(?，θ) [Λ=(ωb)TKω(Θ)ωb<0，?Θ∈0] (9)
从而，可以确保该子系统是稳定的。
3.2 平动动力学慢子系统
由下式给出表达式：
[P=vpvp=1mR(Θ)fb] (10)
力平衡可以记作如下形式：
[fb=ΔF+F0+R(Θ)Tmg] (11)
式中：[F0=-R(Θ0)Tmg]是平衡力，考虑如下反馈控制律：
[ΔF=R-1(Θ)Kp(z)P] (12)
这里[Kp(z)]是反馈增益，将式(11)和(12)代入可得：
[vp=1mR(Θ)ΔF+(R(Θ)+R(Θ0))mg] (13)
则在平衡点[Θ=Θ0，][ωb=0]处慢周期子系统动力学特性由下式确定：
[vp?1mR(Θ)(R(Θ)-1Kp(z)P)vp?1mKp(z)P] (14)
可以看出控制律(12)相对于一个反馈线性化，如果增益足够小且增益矩阵[Kp(z)]对于所有的[z]为负值，则在[(?，θ) 4 非线性控制
由上节的控制策略来看，其只适应于在平衡点附近状态变量变化很小的范围内能够保持稳定，如果出现较大的状态浮动可能重新改变控制策略，首先在尾桨控制上必须满足状态量从-π到π的变化。线性控制律式(5)是基于表1设计的，其给出了表中控制变量和体坐标系下状态变量的匹配关系。在无人直升机引入偏航角计算时球面坐标系[x，][y]和集体坐标系下是不一致的。为解决这一问题，必须将控制效果作用量通过航向角坐标变换到同一坐标系下计算：
[cosψ-sinψsinψcosψk4+k5dxdt+k6xdtk7+k8dydt+k9ydt] (15)
此外在[x，][y]和[z]轴方向的位置偏差量在(-∞，+∞)内必须能够保持直升机的全局稳定，对于式(5)和式(15)，如果[x]或者[y]位置偏差量增加，控制变量[a]和[b]会持续增大，最终回到这直升机在滚转通道和俯仰通道不稳定，为了解决这一问题，引入非线性方程[μ]来形成如下非线性控制策略：
[Tm=k1z+k2dzdt+k3zdtTt=k′1ψ+k′2ωb3ab=μ(?，θ)cosψ-sinψsinψcosψ?k4+k5dxdt+k6xdtk7+k8dydt+k9ydt+k′3θ+k′4ωb2k′5?+k′6ωb1] (16)
[μ(?，θ)=1，if (?，θ)<δ00，if (?，θ)>δ0] (17)
这时，当状态变量[?，θ]足够小的时候，转动动力学线性控制律起作用([μ=1])，然而，当角变化量偏大时，[μ=0]则控制变量[a和b]不受位置偏差影响而去稳定姿态角[?和θ。]在此运算过程中可以通过模糊逻辑来计算[μ]的值，此外，可用线性控制技术来计算式(16)中的[ki]和[k′i，]通过阶跃响应输入进行仿真可得如图3所示结果。
采用不同的非线性控制技术测试了在非线性控制律下系统的稳定特性，控制算法的平衡性和连续性得到了很好的验证，通过这些控制方法的证明了其控制效果不存在导致系统发散极限环。
图3 阶跃响应输入条件下系统的响应曲线
5 结 论
线性控制技术可用于直升机悬停状态下的稳定控制，在考虑到大角度机动飞行时，仅依靠线性控制算法不是能完成对直升机的稳定控制的，引入双子模型对动力学系统进行分解可以分析系统的稳定性，由李亚普诺夫方程可以确保快周期(转动动力学)子系统的稳定性，此外在稳定点附近可以采用反馈线性化的方法来稳定慢周期(平动动力学)子系统。 非线性控制技术值无人直升机的控制上是非常有用的，尤其在出现大角度机动飞行时能够稳定的控制直升机，本文中所介绍的非线性控制算法正是能够满足这一控制要求的算法，在该算法中由于引入了偏航角量使得直升机航行和位置控制更为精确。此外该非线性控制算法排除了直升机在滚转角和俯仰角出现较大偏差时直升机失稳的可能性，而使得直升机在非悬停状态下也能得到稳定的控制。在非线性反馈控制系统中应用谐波稳定和连续激励的方法也不会出现任何极限环或发散情况。
参考文献
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