CN106020222A - 一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法 - Google Patents
一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106020222A CN106020222A CN201610485242.3A CN201610485242A CN106020222A CN 106020222 A CN106020222 A CN 106020222A CN 201610485242 A CN201610485242 A CN 201610485242A CN 106020222 A CN106020222 A CN 106020222A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- centerdot
- delta
- beta
- helicopter
- rho
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 230000008569 process Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 7
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 13
- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims description 3
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 3
- 230000001568 sexual effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000012886 linear function Methods 0.000 claims 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 5
- 238000012360 testing method Methods 0.000 abstract description 4
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 18
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 5
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 230000036039 immunity Effects 0.000 description 3
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 3
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 2
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000004044 response Effects 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 101710163391 ADP-ribosyl cyclase/cyclic ADP-ribose hydrolase Proteins 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 230000004069 differentiation Effects 0.000 description 1
- 230000003028 elevating effect Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000012827 research and development Methods 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Algebra (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
本发明公开了一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法,针对机体刚性的三自由度直升机建立数学模型,利用自抗扰控制技术设计控制器,将目标值过渡过程安排后的输出及其微分分别与扩张状态观测器(ESO)输出做差,再对两个差值进行非线性变换,得到非线性反馈控制律;得到的反馈控制律再与扩张状态观测器的反馈做差,得到的输出作为扩张状态观测器与三自由度直升机***相应通道的输入,从而形成闭环的自抗扰控制器;本方法测试验证了高阶ESO的观测能力,抗干扰能力强,有效的解决了三自由度直升机建模困难、飞行过程中环境多样性等问题,实现了姿态的稳定跟踪控制。解决现有三自由度纵列式双旋翼直升机姿态稳定跟踪控制问题。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器控制技术领域,特别是涉及一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法。
背景技术
直升机的突出特点是可以做低空(离地面数米)、低速(从悬停开始)和机头方向不变的机动飞行,特别是可在小面积场地垂直起降。由于这些特点使其具有广阔的用途及发展前景。在军用方面已广泛应用于对地攻击、机降登陆、武器运送、后勤支援、战场救护、侦察巡逻、指挥控制、通信联络、反潜扫雷、电子对抗等。在民用方面应用于短途运输、医疗救护、救灾救生、紧急营救、吊装设备、地质勘探、护林灭火、空中摄影等。海上油井与基地间的人员及物资运输是民用的一个重要方面。
直升机姿态的稳定跟踪控制是直升机控制的的关键,其控制性能好坏很大程度取决于飞行控制律的设计。实际控制问题中应用最广的控制算法为PID(ProportionIntegration Differentiation比例积分微分)控制器,其优点在于算法简单,而不足之处是当对象存在非线性、时变、耦合及参数和结构不确定等情况时,其控制效果不理想。对于许多现代控制理论,虽然一直处于蓬勃发展的状态,但由于其对被控对象模型精确度的要求过高而被许多领域拒之门外。ADRC(Active Disturbance Rejection Controlller自抗扰控制技术)继承了PID的优点,克服其缺点。本发明将自抗扰控制技术应用到直升机的姿态控制中,在完成稳定跟踪控制的同时保证良好的控制品质。
发明内容
本发明要解决的技术问题是现有三自由度纵列式双旋翼直升机姿态稳定跟踪控制问题,提出一种提高四旋翼无人机的飞行品质的三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法。
本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是:
一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法,包括如下步骤:
步骤一:三自由度直升机模型建立:
以Boeing HC-1B Chinook直升机为原型,针对纵列式双旋翼直升机的姿态进行稳定跟踪控制;
针对机体刚性的三自由度直升机建立数学模型:
三自由度的状态空间表达式为:
取***状态变量为
***输出为xT=[ε,ρ,λ],其中:A,B,C,D均为***的状态空间矩阵,u为***控制输入,ε,ρ,λ分别对应为直升机的倾斜角elevation,俯仰角pitch和行程角travel;
则***的状态空间表达为
其中
Lω为行程轴到配重的距离,La为行程轴到直升机机体的距离,Lh为俯仰轴到每个电机中心的距离,上述距离的单位均为m;Mω为配重质量,Mf和Mb分别为前后旋翼电机的质量,上述质量的单位均为kg;Kf为电机推力系数,上述电机推力系数的单位为N/V;
步骤二:三自由度直升机的姿态模型:
三自由度直升机的姿态模型可以表示如下:
展开可得
定义虚拟控制输入为
则得到最终的姿态模型:
仍然为实际的控制输入,即M为转换矩阵;
步骤三:设计自抗扰控制器
实现三自由度直升机的稳定跟踪控制;
自抗扰控制器包括跟踪微分器,非线性误差反馈,扩张状态观测器、以及扰动补偿部分;扩张状态观测器直接利用输入输出信息对***的状态以及“综合扰动”进行精确的实时估计;设计线性状态反馈控制器在线补偿综合扰动,实现姿态控制;
采用线性跟踪微分器来安排过渡过程并产生微分信号,所述微分信号的表达如下:
该跟踪微分器能够产生过渡过程v1及其微分信号v2,h为滤波因子;
依据姿态模型,针对三自由度直升机的倾斜角通道,所设计的扩张状态观测器为:
其中,z1,z2,z3为观测器状态,y为***输出,β1,β2,β3均为可调参数,fal(·)是一种非线性函数;
选取的非线性误差反馈控制律为:
u0=β01fal(e1,0.5,δ)+β02fal(e2,0.05,δ)
e1=v1-z1,e2=v2-z2均为误差信号;
控制输入U1是由误差反馈控制量u0和扰动估计值z3来共同决定的,b0为补偿因子,是可调参数;
U1=u0-z3/b0
对于倾斜角elevation通道,完整的自抗扰控制算法为
对于俯仰角(pitch)通道ρ和行程角(travel)通道λ,令λ1=λ,ρ1=ρ,则可得
所设计的扩张状态观测器如下所示,为5阶扩张状态观测器
其中,β1,β2,β3,β4,β5均为可调参数,fal(·)是一种非线性函数
控制输入U2是由误差反馈控制量u0和扰动估计值z5来共同决定的,b0为补偿因子,是可调参数
U2=u0-z4/b0
选取的非线性误差反馈控制律为:
u0=β1fal(e1,0.8,δ01)+β2fal(e2,0.1,δ02)+β3fal(e3,0.9,δ03)+β4fal(e4,0.9,δ04)
对于俯仰角pitch通道ρ和行程角travel通道λ,完整的自抗扰控制算法为
本发明具有的优点和积极效果是:
以Boeing HC-1B Chinook直升机为原型,针对纵列式双旋翼直升机欠驱动***,所采用的自抗扰控制技术,能够很好地对直升机姿态进行稳定跟踪控制,并具有好的抗扰性能。与现有技术相比,是一种新的可用于纵列式双旋翼直升机的姿态控制器,解决了直升机的欠驱动问题,动态品质和跟踪性能比传统的PID控制有很大提高,而且抗扰性能很强。
附图说明
图1为Boeing HC-1B Chinook直升机的结构示意图;
图2为本发明算法验证实验平台的信号原理示意图;
图3为三自由度直升机的结构示意图;
图4为本发明的姿态控制结构示意图;
图5为实施例1的倾斜角跟踪效果图;
图6为实施例1的俯仰角跟踪效果图;
图7为实施例1的行程角跟踪效果图;
图8为实施例2的倾斜角跟踪效果图;
图9为实施例2的俯仰角跟踪效果图;
图10为实施例2的行程角跟踪效果图;
图11为实施例3的倾斜角跟踪效果图;
图12为实施例3的俯仰角跟踪效果图;
图13为实施例3的行程角跟踪效果图;
图14为实施例4(1)的倾斜角跟踪效果图;
图15为实施例4(1)的倾斜角跟踪效果局部放大图;
图16为实施例4(2)的倾斜角跟踪效果图;
图17为实施例4(2)的倾斜角跟踪效果局部放大图。
具体实施方式
为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效,兹例举以下实施例,并配合附图详细说明如下:
请参阅图1至图17,一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法,包括如下步骤:
步骤1:三自由度直升机模型建立:
以Boeing HC-1B Chinook直升机为原型,针对纵列式双旋翼直升机的姿态进行稳定跟踪控制。
针对机体刚性的三自由度直升机建立数学模型:
三自由度的状态空间表达式形如:
取***状态变量为
***输出为xT=[ε,ρ,λ],A,B,C,D均为***的状态空间矩阵,u为***控制输入,ε,ρ,λ分别对应为直升机的倾斜角(elevation),俯仰角(pitch)和行程角(travel)。
则***的状态空间表达为
其中
Lω为行程轴到配重的距离,La为行程轴到直升机机体的距离,Lh为俯仰轴到每个电机中心的距离,单位均为m;Mω为配重质量,Mf和Mb分别为前后旋翼电机的质量,单位均为kg;Kf为电机推力系数,单位为N/V。
步骤2:三自由度直升机的姿态模型:
三自由度直升机的姿态模型可以表示如下:
展开可得
定义虚拟控制输入为
则得到最终的姿态模型:
仍然为实际的控制输入,即M为转换矩阵。
步骤3:设计自抗扰控制器
三自由度直升机的姿态控制是整个飞行控制的关键,对***的姿态通道通道设计自抗扰控制器,实现其稳定跟踪控制。
自抗扰控制器包含跟踪微分器(TD),非线性误差反馈(NLSEF),扩张状态观测器(ESO)以及扰动补偿部分。ESO可直接利用输入输出信息对***的状态以及“综合扰动”进行精确的实时估计,降低因使用高精度陀螺仪提高的设计成本。进而设计线性状态反馈控制器在线补偿综合扰动,实现姿态控制。由于补偿的存在,***能够获得对扰动的抑制能力,从而提高了***的鲁棒性。
本设计中采用一种线性跟踪微分器来安排过渡过程并产生微分信号,其表达如下
该跟踪微分器能够产生过渡过程v1及其微分信号v2,h为滤波因子。
依据姿态模型,针对三自由度直升机的倾斜角(elevation)通道,所设计的扩张状态观测器(ESO)为
其中,z1,z2,z3为观测器状态,y为***输出,β1,β2,β3均为可调参数,fal(·)是一种非线性函数
选取的非线性误差反馈控制律为
u0=β01fal(e1,0.5,δ)+β02fal(e2,0.05,δ)
e1=v1-z1,e2=v2-z2均为误差信号。
控制输入U1是由误差反馈控制量u0和扰动估计值z3来共同决定的,b0为补偿因子,是可调参数。
U1=u0-z3/b0
综上,对于倾斜角(elevation)通道,完整的自抗扰控制算法为
对于俯仰角(pitch)通道ρ和行程角(travel)通道λ,令λ1=λ,ρ1=ρ,则可得
所设计的扩张状态观测器(ESO)如下所示,为5阶扩张状态观测器
其中,β1,β2,β3,β4,β5均为可调参数,fal(·)是一种非线性函数
控制输入U2是由误差反馈控制量u0和扰动估计值z5来共同决定的,b0为补偿因子,是可调参数
U2=u0-z4/b0
选取的非线性误差反馈控制律为
u0=β1fal(e1,0.8,δ01)+β2fal(e2,0.1,δ02)+β3fal(e3,0.9,δ03)+β4fal(e4,0.9,δ04)
对于俯仰角(pitch)通道ρ和行程角(travel)通道λ,完整的自抗扰控制算法为
加拿大Quanser公司研发并制造的实时仿真三自由度直升机模型实验***就是专门针对与“CH-47Chinook”运输机类似的纵列式双旋翼直升机所设计研发的,可以根据直升机模型的实际特点,针对其飞行需求运用各类控制算法来设计控制器实现控制,模拟直升机实际飞行过程中起飞、降落、前进和旋转等飞行动作。
以Boeing HC-1B Chinook直升机(如图1)为原型,将自控制技术应用到三自由度纵列式双旋翼直升机控制中,针对Quanser公司生产的三自由度直升机,进行运动学分析并依此建立数学模型。三自由度直升机的机体固定在刚体结构上,平衡支杆安装在基座之上,并且以基座为支点,直升机模型的机体和重量平衡块分别位于平衡支杆的两个末端,此外,在平衡支杆安装直升机机体的一端,模拟直升机实体的前/后向电机、前/后旋翼和防护罩分别安装在一根垂直于平衡支杆的横梁的两端。由2个相互独立的电机驱动旋翼转动提供飞行动力,通过改变电机转速可以控制旋翼的转速,最终实现直升机的飞行姿态控制。实验平台的信号原理如图2所示。由于三自由度直升机有2个驱动即2个输入量,但是有3个自由度的输出量,因此三自由度直升机是一个典型欠驱动强耦合***,三自由度直升机可实现的主要运动状态有:俯仰运动,偏航运动,倾斜运动,如图3所示。
本发明的姿态控制结构示意图如图4示,对***的倾斜角通道进行姿态控制,对俯仰角和行程角通道进行姿态控制,设计过程如步骤3所述。ESO可直接利用输入输出信息对***的状态以及“综合扰动”进行精确的实时估计,降低因使用高精度陀螺仪提高的设计成本。进而设计非性状态反馈控制器在线补偿综合扰动,实现姿态控制。由于补偿的存在,***能够获得对扰动的抑制能力,从而提高了***的鲁棒性。
姿态控制器参数见表1。
表1姿态控制器参数
实施例1:
对***进行镇定控制,选取三自由度直升机的初始姿态角[ε0 ρ0 λ0]T=[20°100° -10°]T,将姿态角的理想值都设置为幅值为0°,仿真实验时间为60s。
最终***的姿态跟踪结果及跟踪微分器的输出如图5至图7所示。
图5至图7表明,倾斜角、俯仰角和行程角均能快速、准确跟踪给定姿态信号,扩张状态观测器能够有效的对姿态角进行观测。在姿态跟踪过程中,***能够同时兼顾稳态性能和动态性能。
实施例2:
测试***的阶跃响应,选取三自由度直升机的初始姿态角[ε0 ρ0 λ0]T=[0° 0°0°]T,
将姿态角的理想值都设置为幅值为30°,仿真实验时间为60s。
最终***的姿态跟踪结果及跟踪微分器的输出如图8至图10所示。
图8至图10表明,倾斜角、俯仰角和行程角均能快速、准确跟踪给定姿态信号,扩张状态观测器能够有效的对姿态角进行观测。在姿态跟踪过程中,***能够同时兼顾稳态性能和动态性能。
实施例3
测试***的方波响应,选取三自由度直升机的初始姿态角[ε0 ρ0 λ0]T=[0° 90°-10°]T,
将倾斜角通道的方波输入幅值设为90°,频率为0.04Hz;行程角通道的方波输入幅值为30°,频率为0.04Hz,仿真实验时间为60s。
最终***的姿态跟踪结果及跟踪微分器的输出如图11至图13所示。
图11至图13表明,倾斜角、俯仰角和行程角均能快速、准确跟踪给定姿态信号,扩张状态观测器能够有效的对姿态角进行观测。在姿态跟踪过程中,***能够同时兼顾稳态性能和动态性能。
实施例4
测试***的抗扰能力。
(1)以倾斜角通道为例,参考输入为幅值为30°,频率为0.04Hz的方波信号,22s时,在输出通道施加幅度为5°的脉冲干扰。
最终***的姿态跟踪结果、扩张状态观测器的输出以及干扰的局部放大图如图14至图15所示。
图14至图15表明,倾斜角能快速、准确跟踪给定姿态信号,扩张状态观测器能够有效的对姿态角进行观测。在姿态跟踪过程中,***能够同时兼顾稳态性能和动态性能,并具有良好的抗扰性能。
(2)以倾斜角通道为例,参考输入为幅值为30°,频率为0.04Hz的方波信号,在输出通道施加功率为0.00001,采样时间为0.001s的白噪声。
最终***的姿态跟踪结果、跟踪微分器的输出以及干扰的局部放大图如图16至图17所示。
图16至图17表明,倾斜角能快速、准确跟踪给定姿态信号,扩张状态观测器能够有效的对姿态角进行观测。在姿态跟踪过程中,***能够同时兼顾稳态性能和动态性能,并具有良好的抗扰性能。
本发明对三自由度直升机的姿态控制问题进行研究,利用三自由度姿态的模型信息,设计扩张状态观测器。在此基础上,通过状态反馈实现姿态控制和扰动的动态补偿,实现了三自由度直升机的姿态稳定跟踪控制。
实施例结果表明,本发明所设计的自抗扰姿态控制器能够有效实现三自由度直升机的鲁棒跟踪控制,且***具有良好的动态性能和稳态性能。
以上对本发明的实施例进行了详细说明,但所述内容仅为本发明的较佳实施例,不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等,均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。
Claims (1)
1.一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法;其特征在于:包括如下步骤:
步骤一:三自由度直升机模型建立:
以Boeing HC-1B Chinook直升机为原型,针对纵列式双旋翼直升机的姿态进行稳定跟踪控制;
针对机体刚性的三自由度直升机建立数学模型:
三自由度的状态空间表达式为:
取***状态变量为
***输出为xT=[ε,ρ,λ],其中:A,B,C,D均为***的状态空间矩阵,u为***控制输入,ε,ρ,λ分别对应为直升机的倾斜角elevation,俯仰角pitch和行程角travel;
则***的状态空间表达为
其中
Lω为行程轴到配重的距离,La为行程轴到直升机机体的距离,Lh为俯仰轴到每个电机中心的距离,上述距离的单位均为m;Mω为配重质量,Mf和Mb分别为前后旋翼电机的质量,上述质量的单位均为kg;Kf为电机推力系数,上述电机推力系数的单位为N/V;
步骤二:三自由度直升机的姿态模型:
三自由度直升机的姿态模型可以表示如下:
展开可得
定义虚拟控制输入为
则得到最终的姿态模型:
仍然为实际的控制输入,即M为转换矩阵;
步骤三:设计自抗扰控制器
实现三自由度直升机的稳定跟踪控制;
自抗扰控制器包括跟踪微分器,非线性误差反馈,扩张状态观测器、以及扰动补偿部分;扩张状态观测器直接利用输入输出信息对***的状态以及“综合扰动”进行精确的实时估计;设计线性状态反馈控制器在线补偿综合扰动,实现姿态控制;
采用线性跟踪微分器来安排过渡过程并产生微分信号,所述微分信号的表达如下:
该跟踪微分器能够产生过渡过程v1及其微分信号v2,h为滤波因子;
依据姿态模型,针对三自由度直升机的倾斜角通道,所设计的扩张状态观测器为:
其中,z1,z2,z3为观测器状态,y为***输出,β1,β2,β3均为可调参数,fal(·)是一种非线性函数;
选取的非线性误差反馈控制律为:
u0=β01fal(e1,0.5,δ)+β02fal(e2,0.05,δ)
e1=v1-z1,e2=v2-z2均为误差信号;
控制输入U1是由误差反馈控制量u0和扰动估计值z3来共同决定的,b0为补偿因子,是可调参数;
U1=u0-z3/b0
对于倾斜角elevation通道,完整的自抗扰控制算法为
对于俯仰角(pitch)通道ρ和行程角(travel)通道λ,令λ1=λ,ρ1=ρ,则可得
所设计的扩张状态观测器如下所示,为5阶扩张状态观测器
其中,β1,β2,β3,β4,β5均为可调参数,fal(·)是一种非线性函数
控制输入U2是由误差反馈控制量u0和扰动估计值z5来共同决定的,b0为补偿因子,是可调参数
U2=u0-z4/b0
选取的非线性误差反馈控制律为:
u0=β1fal(e1,0.8,δ01)+β2fal(e2,0.1,δ02)+β3fal(e3,0.9,δ03)+β4fal(e4,0.9,δ04)
对于俯仰角pitch通道ρ和行程角travel通道λ,完整的自抗扰控制算法为
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610485242.3A CN106020222A (zh) | 2016-06-24 | 2016-06-24 | 一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201610485242.3A CN106020222A (zh) | 2016-06-24 | 2016-06-24 | 一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN106020222A true CN106020222A (zh) | 2016-10-12 |
Family
ID=57085242
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201610485242.3A Pending CN106020222A (zh) | 2016-06-24 | 2016-06-24 | 一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN106020222A (zh) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106444812A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-02-22 | 华南智能机器人创新研究院 | 一种基于四旋翼无人机的姿态控制的方法及其*** |
CN108341072A (zh) * | 2018-02-11 | 2018-07-31 | 深圳禾苗通信科技有限公司 | 无人机动力***故障检测的方法、装置及无人机 |
CN109213192A (zh) * | 2018-08-16 | 2019-01-15 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于自抗扰控制的干扰抑制方法 |
CN110109362A (zh) * | 2019-05-24 | 2019-08-09 | 南京航空航天大学 | 基于干扰观测器的直升机吊装***自适应滑模控制方法 |
CN110780676A (zh) * | 2018-12-29 | 2020-02-11 | 东南大学 | 一种受扰小型无人直升机的复合主动抗干扰轨迹跟踪控制方法 |
CN115857525A (zh) * | 2022-11-29 | 2023-03-28 | 西安工业大学 | 一种无人直升机时变增益自抗扰优化控制方法 |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102830622A (zh) * | 2012-09-05 | 2012-12-19 | 北京理工大学 | 一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法 |
-
2016
- 2016-06-24 CN CN201610485242.3A patent/CN106020222A/zh active Pending
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102830622A (zh) * | 2012-09-05 | 2012-12-19 | 北京理工大学 | 一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法 |
Non-Patent Citations (7)
Title |
---|
BO ZHU,ET AL.: "Robust distributed attitude synichronizaton of multiple three-DOF experimental helicopters", 《CONTROL ENGINEERING PRACTICE》 * |
HAO LIU,ET AL.: "Robust LQR Attitude Control of a 3-DOF Laboratory Helicopter for Aggressive Maneuvers", 《IEEE TRANSACTIONS ON INDUSTRIAL ELECTRONICS》 * |
于卫卫: "三自由度四旋翼盘旋***控制问题研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 信息科技辑》 * |
唐光辉等: "三自由度直升机模型鲁棒控制器设计", 《华东理工大学学报(自然科学版)》 * |
程鑫滟: "三自由度直升机***的显式模型预测控制实验研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技II辑》 * |
陈增强等: "串级自抗扰控制器在纵列式双旋翼直升机飞机姿态控制中的应用", 《控制理论与应用》 * |
韩京清: "《自抗扰控制技术-估计补偿不确定因素的控制技术》", 30 September 2008 * |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106444812A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-02-22 | 华南智能机器人创新研究院 | 一种基于四旋翼无人机的姿态控制的方法及其*** |
CN108341072A (zh) * | 2018-02-11 | 2018-07-31 | 深圳禾苗通信科技有限公司 | 无人机动力***故障检测的方法、装置及无人机 |
CN108341072B (zh) * | 2018-02-11 | 2021-06-04 | 深圳禾苗通信科技有限公司 | 无人机动力***故障检测的方法、装置及无人机 |
CN109213192A (zh) * | 2018-08-16 | 2019-01-15 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于自抗扰控制的干扰抑制方法 |
CN110780676A (zh) * | 2018-12-29 | 2020-02-11 | 东南大学 | 一种受扰小型无人直升机的复合主动抗干扰轨迹跟踪控制方法 |
CN110109362A (zh) * | 2019-05-24 | 2019-08-09 | 南京航空航天大学 | 基于干扰观测器的直升机吊装***自适应滑模控制方法 |
CN110109362B (zh) * | 2019-05-24 | 2021-09-24 | 南京航空航天大学 | 基于干扰观测器的直升机吊装***自适应滑模控制方法 |
CN115857525A (zh) * | 2022-11-29 | 2023-03-28 | 西安工业大学 | 一种无人直升机时变增益自抗扰优化控制方法 |
CN115857525B (zh) * | 2022-11-29 | 2023-09-29 | 西安工业大学 | 一种无人直升机时变增益自抗扰优化控制方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106020222A (zh) | 一种三自由度直升机姿态的自抗扰控制方法 | |
McRuer et al. | Aircraft dynamics and automatic control | |
CN111766899B (zh) | 一种基于干扰观测器的四旋翼无人机集群抗干扰编队控制方法 | |
CN109324636B (zh) | 基于二阶一致性和自抗扰的多四旋翼主从式协同编队控制方法 | |
Howlett | UH-60A Black Hawk engineering simulation program. Volume 1: Mathematical model | |
CN102163059B (zh) | 推力变向无人机的姿态控制***及控制方法 | |
CN108803639A (zh) | 一种基于反步法的四旋翼飞行器飞行控制方法 | |
Ahmed et al. | Flight control of a rotary wing UAV using backstepping | |
CN107368091A (zh) | 一种基于有限时间神经动力学的多旋翼无人飞行器的稳定飞行控制方法 | |
CN102830622A (zh) | 一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法 | |
CN103885450A (zh) | 无人直升机姿态非线性控制方法及验证平台 | |
CN109885074B (zh) | 四旋翼无人机有限时间收敛姿态控制方法 | |
CN108121354A (zh) | 基于指令滤波反步法的四旋翼无人机稳定跟踪控制方法 | |
Oosedo et al. | Design and simulation of a quad rotor tail-sitter unmanned aerial vehicle | |
CN109703769B (zh) | 一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法 | |
CN115185185A (zh) | 四旋翼飞行器自适应滑模控制***的建立方法 | |
Stone et al. | The T-wing: a VTOL UAV for defense and civilian applications | |
CN104536448A (zh) | 一种基于Backstepping法的无人机姿态***控制方法 | |
D'Amato et al. | Nonlinear dynamic inversion and neural networks for a tilt tri-rotor UAV | |
Cole et al. | Transonic dynamics tunnel aeroelastic testing in support of aircraft development | |
Yayla et al. | An adaptive flight controller design for a tilt-prop fixed wing UAV for all flight modes | |
CN109634110A (zh) | 一种基于非线性干扰观测器的尾座式无人机过渡段鲁棒控制方法 | |
Ostroff et al. | A technique using a nonlinear helicopter model for determining trims and derivatives | |
CN116679548A (zh) | 基于时变观测器的三自由度直升机鲁棒输出反馈控制方法 | |
Abraham et al. | In-flight estimation of helicopter gross weight and mass center location |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20161012 |
|
RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |