涵道旋翼控制

涵道无人机状态反馈控制
涵道无人机状态反馈控制
涵道无人机状态反馈控制
涵道无人机状态反馈控制
飞行器设计
飞行器动力学分析
飞行器动力学模型是分析飞行器动力学特性的基础， 必须先建立准确的数学模型。 充分考虑到结构设计中选用的执行器动态特性，通过 飞行动力学仿真和飞行测试试验等手段，利用系统辨 识技术完善飞行器飞行动力学模型，提高模型准确性 ，为下一步控制系统的方案以及控制器参数的设计提 供依据。
R 200m / s
R 200 500rad / s 4774rpm R 0.4
飞行器参数设计
飞行姿态由对称分布在涵道尾部的四组舵片控制， 高度由螺旋桨转速决定; 因此，无人机所受到的力主 要来自于以上各组成部分的空气动力和重力，飞行 器所受到的力以及力矩为：
空气动力分析 机体空气动力 机体主要包括上载荷仓，涵道，下载荷仓 和起落架等4 部分，各自所受的空气动力可 以表示为：
控制科学与工程专业选修课
无人机控制系统
涵道旋翼无人机控制
哈尔滨工业大学 空间控制与惯性技术研究中心
伊国兴
涵道旋翼无人机
技术指标
航线精度：50m 着陆精度：5m 作战半径：10km 续航时间：60min 最大飞行速度：70km/h 最高飞行高度：1300m 任务载荷：20kg 指挥作用距离：10km 抗风能力：12m/s
六旋翼无人机力与力矩分析
空气动力分析 重力
空气动力分析 陀螺力矩
空气动力分析 陀螺力矩
线性运动方程
纵向方程
侧向方程
线性运动方程
航向方程
涵道无人机状态反馈控制
指标：超调量不大于5%，过渡过程时间不大于0.5 秒，即������������≤5%，������������≤0.5������(Δ=0.02)。
飞行器设计
飞行器结构设计
飞行器结构的设计直接影响飞行的稳定性，是保障整 个系统设计正确性的前提条件。 气动布局进行优化，合理配置系统各部分功能模块。 通过理论分析和试验验证相结合的方法对涵道旋翼矢 量推进系统的气动特性进行分析。 根据项目实施的总体技术指标确定所采用的发动机型 号及性能，同时尽可能在结构布局上减小整机质心对 燃料变化的敏感度。
G p 20kg
飞行器参数设计
旋翼的桨尖速度过大或过小都会使单位型阻功率增大，桨尖 速度的选择在很大程度上要综合考虑失速和压缩性的影响。 大的旋翼桨尖速度使前行桨尖马赫数大，这就导致了型阻功 率、桨叶载荷、振动和噪声的增加。小的旋翼桨尖速度则使 行桨叶迎角增大，由于发生失速会引起型阻功率、操纵载荷 和振动达到极限值，因有一个合理桨尖速度限制范围。综合 考虑了上述条件之后，确定桨尖速度为 旋翼转速
式中: ������为空气密度; ������������，������������分别为无量纲的 机体阻力和升力系数，与机体的攻角有关; ������������为机体特征面积。
空气动力分析 涵道风扇推力系统空气动力
空气动力分析 控制舵面空气动力
������������为控制舵面特征面积; ������������ 、������������ 分别为控制舵面的 无量纲升力和阻力系数，与舵面的偏转角������有关。
飞行器设计
控制方案设计
针对飞行器具有的功能特性设计详细的控 制系统技术方案，并通过数字仿真试验验 证所设计的控制器。 分别对飞行器不同飞行阶段设计相对独立 的控制方案，主要包括起飞、悬停、巡航 飞行及着陆四个部分的控制技术。
飞行器设计
地面指挥系统设计
为整个系统设计过程提供人机交互实时数 据的支持， 实现对飞行器飞行状态的监测、飞行任务 的规划及紧急情况下的辅助控制。 记录试验和飞行数据，为飞行器的改进提 供依据。
飞行器参数设计
涵道式旋翼飞行器没有相应的规范可供参考，而且 涵道式旋翼飞行器构型比较特殊，因此其重量效率( 空重与总重之比)参考国外同类涵道式旋翼飞行器取 重量效率为0.6。则本机的空重为：
系统有效载荷：
Gem G 0.6 30kg
参考以往类似飞行器设计及前期飞行试验，取功率 载荷q 2.0 kg/hp，因此发动机功率为25hp。
飞行器设计 飞行控制系统硬件设计
采用模块化设计提高系统பைடு நூலகம்可移植性，其中主要 包括主控制单元的选择和传感器集成技术。 主控制单元完成对传感器信号及视频图像的采集 和处理，接受地面指挥系统指令以及控制算法的 运算等； 传感器单元主要包括姿态测量传感器、高度传感 器、空速传感器、转速传感器、温度传感器及 GPS接收机等。