导读:本文包含了四旋翼直升机控制论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:旋翼,直升机,ACF,振动主动控制,智能,后缘襟翼,减振降噪,耦合动力学,桨叶,控制系统
四旋翼直升机控制论文文献综述
孟微,何欢[1]（2019）在《直升机所圆满完成ACF智能旋翼振动主动控制试验》一文中研究指出本报讯（通讯员 孟微 何欢）近期，航空工业直升机所圆满完成智能旋翼振动主动控制试验，成功在直径4米的ACF模型旋翼上实现悬停与前飞试验验证，取得了阶段性成果。此次试验对新一代旋翼智能化实现具有里程碑意义，为智能旋翼的进一步研究奠定了坚实的技术基础并积累了(本文来源于《中国航空报》期刊2019-05-18）
[2]（2019）在《直升机所圆满完成ACF智能旋翼振动主动控制试验》一文中研究指出航空工业直升机设计研究所圆满完成智能旋翼振动主动控制试验,成功在4m直径ACF模型旋翼上实现悬停与前飞试验验证,研究取得了阶段性成果。ACF智能旋翼基于智能压电材料的压电驱动器实现后缘襟翼的主动控制,进而从源头实现减振降噪、性能提升,因此在直升机减振降噪方面存在巨大潜力。ACF智能旋翼的关键部件为后缘襟翼,而后缘襟翼的驱动机构和控制(本文来源于《军民两用技术与产品》期刊2019年05期）
刘俊杰,高强,孙明玮,陈增强[3]（2019）在《四旋翼直升机的线性自抗扰与非线性H_2/H_∞混合控制》一文中研究指出为实现四旋翼直升机的轨迹跟踪控制,基于线性自抗扰与非线性H_2/H_∞混合控制提出一种非线性鲁棒控制策略。采用拉格朗日—欧拉方程建立四旋翼直升机的非线性数学模型,并将其划分为旋转运动子系统和平移运动子系统。在旋转运动子系统中,选取非线性H_2/H_∞混合控制实现姿态角的稳定控制;在平移运动子系统中,采用线性自抗扰控制完成位置系统的跟踪控制。研究结果表明:在考虑参数不确定性和持续外部扰动的情况下,所提出的控制策略鲁棒性较强,具有较好的跟踪效果和抗扰性能。(本文来源于《中南大学学报(自然科学版)》期刊2019年04期）
汪勇,张海波,杜紫岩,陈名扬,叶东鑫[4]（2019）在《一种变旋翼转速直升机/涡轴发动机非线性模型预测控制方法研究》一文中研究指出为了实现变旋翼转速直升机/涡轴发动机快速响应控制,提出了一种基于神经网络的直升机旋翼预测模型与基于状态变量模型的涡轴发动机预测模型的新型非线性模型预测控制方法。所建目标函数除了包含转速控制指标外,还考虑了经两级变速双离合器传动机构传扭后发动机输出轴的转子动力学特性。不同飞行任务下的数值仿真结果表明:相对于PID控制器而言,非线性模型预测控制器可在满足压气机转速、发动机静强度等限制条件下使动力涡轮转速在变旋翼转速过程中的超调量减小50%,下垂量降至0.2%以内,实现了涡轴发动机的快速响应控制的同时,有利于改善发动机使用寿命。(本文来源于《推进技术》期刊2019年10期）
戴兴安[5]（2019）在《复合式共轴双旋翼高速直升机飞行边界安全保护控制技术研究》一文中研究指出复合式共轴高速直升机以其飞行速度快、机动性好等优点在军事和民用领域拥有广阔的应用前景。同时,由于其操纵机构复杂、通道耦合严重,目前高速直升机仍然有许多研究难点亟待解决。本文将从共轴高速直升机的飞行保护安全控制方面着手,研究其飞行安全边界范围和边界保护控制策略,为今后提升高速直升机飞行可靠性和工程实现提供理论基础。首先,介绍了复合式共轴高速直升机的结构和操纵特点,采用分模块化、机理建模的方法对本文研究对象建立了全量非线性数学模型,并对数学模型进行配平分析,在此基础上利用小扰动线性化的方法对非线性数学模型进行线性化。其次,针对复合式共轴高速直升机的飞行特点,本文依次选取了低速段、高速段和过渡段叁种典型模态进行控制器设计,基于工程实现考虑,采用经典控制方法设计每个模态的内外环控制律。仿真实验表明本控制器能够精确跟踪任务指令,控制效果良好。再次,针对复合式共轴高速直升机安全边界生成问题,本文利用理论分析和工程经验相结合的方式确定不同飞行状态下需要保护的关键飞行参数,通过功率平衡限制和水平集求解后向可达集的方法生成高速直升机飞行参数安全范围。考虑到研究对象过渡阶段的操纵冗余,对过渡段平衡点进行配平分析,建立过渡段安全评估函数,从而确定过渡段安全边界。最后,基于已设计的飞行控制律和确定的安全飞行范围,本文提出了控制量优化和指令优化相结合,内环保护优先级高于外环的安全保护策略。针对角速率等快变状态量采用基于神经网络自适应动态逆的控制量优化保护方法,速度、姿态角等慢变状态量采用基于神经网络自适应动态配平的指令优化保护方法。仿真实验表明,两种方法均能实现应有的保护功能,验证了方法的可行性和有效性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
宋弘毅[6]（2019）在《共轴旋翼风扇无人直升机建模与飞行控制技术研究》一文中研究指出共轴旋翼风扇无人直升机是一种新构型垂直起降无人飞行器,相较于旋翼尾桨结构的常规无人直升机,具有结构体积小、悬停及小速度飞行时气动效率高等优异的性能,尤其适合于信号中继、战术侦查以及目标指示等任务。本文以共轴旋翼风扇无人直升机为研究对象,对该构型无人直升机飞行动力学特性建模以及飞行控制技术进行研究,主要研究内容与成果如下:首先,介绍了共轴旋翼风扇无人直升机的气动结构特点及操纵特性,结合飞行动力学原理以及吹风试验数据建立了样例无人直升机的全量非线性动力学模型以及起降阶段地面效应的气动耦合模型,并基于小扰动线性化理论分析了样例无人直升机典型飞行模式下的运动模态特征,操纵耦合以及稳定特性。其次,针对样例无人直升机飞行模态变化而引起的执行机构饱和问题,提出将指令信号幅值作为约束条件引入非线性控制算法的求解过程,设计了具有抗饱和性能的无人直升机非线性姿态控制器,并对所提出控制算法的稳定性进行了理论分析。仿真结果表明,所提出的姿态控制算法能够有效抑止执行机构饱和现象,同时具有更快速的姿态指令跟踪性能,能够满足姿态回路的控制要求。最后,针对样例无人直升机起降过程中因地面效应引起的飞行模态突变问题,提出了一种基于切换系统理论的自动起降控制算法,通过以飞行高度为切换信号实现非线性控制器在不同模态间的自动切换,并以多Lyapunov函数理论证明了所提出控制方法的稳定性。仿真实验表明,所提出的切换控制算法能够有效改善无人直升机起降过程的飞行性能,满足着陆触地状态下姿态和速度约束的设计要求。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
冯剑波,陆洋[7]（2018）在《直升机旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术综述》一文中研究指出旋翼桨涡干扰噪声是典型的直升机噪声类型之一,会显着增大直升机总体噪声水平,带来严重的环境噪声污染。主动控制技术是降低桨涡干扰噪声的有效手段之一。针对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的研究情况进行概述。首先介绍高阶谐波控制(HHC)、独立桨距控制(IBC)、主动后缘襟翼控制(ACF)等桨涡干扰噪声主动控制技术的概念及产生过程;然后针对每种技术的发展历程及研究现状进行归纳总结;之后重点讨论桨涡干扰噪声主动控制所采用控制算法的发展趋势;最后对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的发展趋势进行展望,并结合国内研究情况指出开展桨涡干扰噪声主动控制研究的关键技术及途径。(本文来源于《噪声与振动控制》期刊2018年03期）
李雪峰[8]（2018）在《直升机旋翼助力器耐久试验台油温控制系统设计》一文中研究指出直升机旋翼助力器(以下简称助力器)是一种以液压油为工作介质,辅助飞行员调节飞行器机翼以便于控制其飞行方向和速度的执行机构,其工作环境恶劣,助力器常处于高温工作状态。为了确保其性能的稳定性和可靠性,助力器在装备前需要在地面试验台上进行包括耐久性试验在内的一系列测试,而高温耐久试验是重要的一个环节。直升机旋翼助力器耐久试验台是一种地面模拟设备,用于向助力器供给高温液压油、模拟飞行器实际飞行过程中助力器所受的作用力、模拟飞行员手动操作助力器的过程等。高温液压系统是助力器耐久试验台的一部分,它为助力器供给温度跟随目标曲线变化的液压油。油液温度控制系统控制助力器进油口油液温度满足温度曲线变化要求,该系统具有加热温度高、温度随时间阶梯变化、温度上升和下降速率高、不间断持续工作时间长等特点。针对此特点和总结前人的经验,提出了吸油管路两级加热、回油路管路冷却的温度控制方案。然后,对高温液压系统进行热平衡分析、确定加热器的加热功率和冷却器的散热功率,完成加热系统和冷却系统的设计选型。根据前期温度试验总结的规律和高温液压系统的特点,确定带死区的乒乓控制策略与PID控制算法相互补充的温度控制原理。即采用PID控制算法分别控制大功率加热器和板式冷却器,使大功率加热器出口油液温度和油箱内油液温度大致稳定在目标温度下某个区间。并对辅助加热器采用带死区的乒乓控制策略实现油液温度控制目标。然后,开发了触摸屏人机交互系统,该系统具有参数设置、实时显示温度曲线和响应用户操作等功能;并完成通讯系统的设计,实现各个系统模块之间的数据交换。根据控制策略开发出PLC温度控制系统并调试完成,大大改善了控温区的温度过冲现象,解决了油温控制响应滞后、控制精度低等问题。该系统成功应用于某型航空助力器耐久试验台,控制精度高,系统响应速度快,达到预期性能要求。最后,为了进一步提高温度控制系统的适应性,解决温度控制系统不能完全实现温度按照任意曲线变化的问题,提出了模糊控制策略,利用模糊控制策略控制加热器,实现完成助力器进油口油液温度随着目标温度值任意变化的目标。并基于此建立了模糊控制器查询表,完成了模糊控制器的理论设计。(本文来源于《西南交通大学》期刊2018-05-01）
严强强[9]（2018）在《纵列式双旋翼无人直升机飞行控制研究》一文中研究指出纵列式双旋翼无人直升机以其优异的运输性能在军事和民用领域得到广泛运用。由于纵列式双旋翼无人直升机是一个通道耦合强、高度非线性的高阶复杂系统,且旋翼间的气动干扰增加了无人直升机模型的不确定性和复杂性,使得高性能飞行控制系统的设计面临诸多挑战。本文以样例纵列式双旋翼无人直升机为研究对象,提出一种将参考模型和跟随模型相结合的新型自适应姿态控制方法,并以自主设计的双核控制器为基础进行飞行对比实验,验证了新型自适应控制方法的优越性,为今后纵列式双旋翼无人直升机大包线飞行控制奠定了基础。首先,采用分部件建模方法建立纵列式双旋翼无人直升机全量非线性模型并进行配平操作,研究在不同前飞速度下姿态角、操纵量的变化。基于小扰动线性化法获得线性化数学模型,并通过稳定性、耦合性分析无人直升机性能。其次,针对纵列式双旋翼无人直升机纵横向耦合性设计动态解耦控制器,并基于此解耦系统分别进行姿态内回路和位置外回路常规控制器设计。仿真实验表明该控制器能够对纵列式双旋翼无人直升机进行有效控制。再次,针对测量噪声、配平误差、气动参数不确定性等对纵列式双旋翼无人直升机姿态控制的影响,本文提出一种将参考模型和跟随模型相结合的新型自适应控制方法,并进行自适应参数收敛性分析。根据仿真实验结果进而针对参数收敛性问题改进自适应控制结构,解决了测量噪声对自适应参数收敛性的不良影响。仿真实验表明改进型自适应控制器具有良好的姿态跟踪效果。最后,结合DSP和ARM控制器各自特点,设计了一款适用性广、功能丰富的双核控制器,实现数据采集和飞控运算的独立运行。设计了纵列式双旋翼无人直升机飞行控制软件和地面遥控遥测软件,并进行了试飞验证,结果表明新型自适应控制方法比常规控制方法具有更好的控制品质。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-03-01）
叶冯超[10]（2017）在《电动无人直升机变旋翼转速飞行控制研究》一文中研究指出无人直升机由于其独特的飞行特点,广泛运用于军事和民用领域。随着直升机技术的发展,不仅要求直升机具备良好的飞行性能,更对其航时、航程、升限提出了更高的要求。直升机变旋翼转速飞行,是降低直升机需用功率的有效途径,变旋翼转速的引入,同时增加了直升机模型的复杂性和不确定性,对直升机的飞行控制提出了更高的要求。本文以小型电动无人直升机为研究对象,提出了直升机旋翼转速软测量方法,旋翼转速优化策略及变旋翼转速下的飞行控制策略,并设计了双核飞行控制器进行飞行试验验证,为今后直升机变旋翼转速飞行控制提供一定的理论基础与实践经验。首先,针对样例电动无人直升机,建立全量非线性动力学模型。对建立的模型进行配平操作,研究不同旋翼转速下姿态角、操纵量的变化,以及各飞行状态下不同旋翼转速对需用功率的影响。通过不同旋翼转速配平点下的小扰动线性化,得到各个转速点下直升机的线性模型,并分析旋翼转速变化对直升机稳定性带来的影响。其次,进行电动无人直升机旋翼转速测量及转速控制方法研究。分析了常用无刷电机旋翼系统转速测量方法与限制条件,针对样例电动无人直升机,设计无刷电机-旋翼系统的软传感器转速测量方法,通过实验验证测速方法的有效性。在此基础上设计了电动无人直升机旋翼转速双闭环控制系统,实现旋翼转速的精确控制。再次,进行变旋翼转速策略下电动无人直升机自适应飞行控制研究。采用模拟退火算法,进行基于最小飞行需用功率的旋翼转速优化策略研究。提出了参考模型和模型跟踪相结合的自适应姿态增稳控制器,在此基础上,设计了无人直升机高度回路、速度回路、位置回路控制律,以实现旋翼转速变化情况下对无人直升机的稳定控制。最后,结合DSP和STM32各自优点,设计了一款功能丰富、适用性广的双核飞行控制器,实现数据采集与飞控运算的独立运行。设计了变旋翼转速机载飞行控制软件和地面站测控软件,并进行直升机变旋翼转速飞行试验,验证了自适应控制方法的稳定性,采用旋翼转速优化飞行策略,可有效降低直升机的需用功率。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-03-01）
四旋翼直升机控制论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
航空工业直升机设计研究所圆满完成智能旋翼振动主动控制试验,成功在4m直径ACF模型旋翼上实现悬停与前飞试验验证,研究取得了阶段性成果。ACF智能旋翼基于智能压电材料的压电驱动器实现后缘襟翼的主动控制,进而从源头实现减振降噪、性能提升,因此在直升机减振降噪方面存在巨大潜力。ACF智能旋翼的关键部件为后缘襟翼,而后缘襟翼的驱动机构和控制
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
四旋翼直升机控制论文参考文献
[1].孟微,何欢.直升机所圆满完成ACF智能旋翼振动主动控制试验[N].中国航空报.2019
[2]..直升机所圆满完成ACF智能旋翼振动主动控制试验[J].军民两用技术与产品.2019
[3].刘俊杰,高强,孙明玮,陈增强.四旋翼直升机的线性自抗扰与非线性H_2/H_∞混合控制[J].中南大学学报(自然科学版).2019
[4].汪勇,张海波,杜紫岩,陈名扬,叶东鑫.一种变旋翼转速直升机/涡轴发动机非线性模型预测控制方法研究[J].推进技术.2019
[5].戴兴安.复合式共轴双旋翼高速直升机飞行边界安全保护控制技术研究[D].南京航空航天大学.2019
[6].宋弘毅.共轴旋翼风扇无人直升机建模与飞行控制技术研究[D].南京航空航天大学.2019
[7].冯剑波,陆洋.直升机旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术综述[J].噪声与振动控制.2018
[8].李雪峰.直升机旋翼助力器耐久试验台油温控制系统设计[D].西南交通大学.2018
[9].严强强.纵列式双旋翼无人直升机飞行控制研究[D].南京航空航天大学.2018
[10].叶冯超.电动无人直升机变旋翼转速飞行控制研究[D].南京航空航天大学.2017