摘要：为解决直升机偏航通道的问题,对基于频域辨识方法的无人直升机航向控制律设计技术进行探讨。根据无人机的负重配平原理,利用扫频试飞进行频域辨识,建立偏航通道综合模型,提出无人直升机航向控制律设计技术,确定控制律参数,并对其进行优化和验证。仿真结果表明:该技术可实现无人直升机的数学建模与控制律设计,并能具备较好的控制性能品质,具有较强的工程意义。

摘要：无人直升机飞行控制系统设计要求直升机数学模型能够精确的反映其动力学特性。考虑到直升机模型自身的复杂性,通过采集飞行试验中扫频输入和动态输出数据,计算频率响应,并拟合得到参数化的状态空间模型。在此基础上,设计双回路控制结构,结合导航算法实现航迹跟踪。仿真结果表明,该方法可以对无人直升机进行有效的飞行控制。

摘要：针对直升机气动强耦合、强非线性、不稳定的特点,采用扫频方式获取飞行试验数据及频域辨识技术进行其气动模型辨识。首先分析了气动辨识模型、飞行试验数据需求,并对飞行试验动作进行设计,然后形成气动模型频域辨识流程。在纵向气动模型辨识过程中,发现扫频飞行试验数据低频、高频段数据质量差,纵向和横向通道舵偏相关性强等问题。

摘要：针对工业控制系统中带有时滞环节的高阶过程对象,由于设计控制器比较困难,文中采用二阶加纯滞后模型的频域辨识方法,通过采样对象的输入和输出数据,分析其频率响应并确定重要频率段。选取若干个重要频率响应点,利用幅频特性估算出系统模型参数,达到模型降阶目的。MATLAB仿真结果表明,文中方法适用于广泛的高阶时滞对象,并具有较好的准确性和鲁棒性。

摘要：通过时域响应试验获得了频域响应所需激励信号的重要参数,设计了频域扫频激励信号。采用扫频激励信号获取发动机的时域辨识数据之后,应用Chirp-z变换来计算对象输入输出信号的离散频谱,进而得到对象的离散频域响应。利用拉盖尔(Laguerre)正交基函数对频域响应进行拟合,利用GA神经网络算法计算对象的频域模型集,给出了柴油发动机数学模型中的不确定性范围,从而建立起发动机带有参数不确定性的动态模型。本文研究为机电复合传动系统的不确定性建模及基于模型的控制打下基础,为功率流鲁棒控制器优化设计提供了依据。

摘要：论述了将Voyage模型直升机改造成全自主无人直升机的工作。首先,改造了直升机结构,设计了飞控电子设备和基于客户/服务模式的飞控软件和地面站软件;其次,利用扫频数据进行频域辨识,建立了直升机姿态通道的动力学模型;最后,设计了飞行控制律,实现了在悬停和低速下的全自主飞行。

摘要：由于共轴直升机特有的旋翼布局引发了上下旋翼间强烈的气动干扰,采用传统的理论分析和风洞试验的方法难以获得适用于共轴直升机控制系统的飞行动力学模型.为此,设计了飞行扫频试验,根据飞行试验数据得到了悬停状态下包含共轴直升机飞行动力学模型耦合特性的非参数频率响应,运用仿生智能计算方法中的微分进化(DE,Differential Evolution)算法拟合频率响应建立了悬停状态下的共轴直升机状态空间模型.利用Cramer-Rao边界和不灵敏度的相关理论进行分析计算,说明辨识得到的参数具有较高的精度和可信度.通过比较辨识模型的输出和实际飞行数据的结果,说明辨识得到的模型能充分反映共轴直升机的飞行动力学特性,可用于飞行品质评估和飞控系统设计.

摘要：进气道动态特性的小偏差封闭传递矩阵模型仅能得到频率特性数据,为了获得多项式形式的传递函数,提出了一种基于MATLAB的计算方法。基于频域辨识获得了结尾激波对放气量扰动的有理多项式传递函数近似模型,此模型的频率特性与原始频率特性吻合较好,比Pade近似方法更简单准确。利用模型降阶方法对高阶多项式函数进行简化,获得了低阶传递函数,低阶模型与高阶模型的时域响应较为一致,为激波位置控制系统设计奠定了基础。分析了激波处相对面积变化率对频域特性的影响,结果表明相对面积变化率越小,激波运动的稳态距离越大。

摘要：针对具有高度非线性、复杂动力学特性的微小型无人直升机,提出了一种基于参数辨识的建模方法。该方法结合了机理建模和系统辨识的优点,通过严格的机理推导建立了微小型无人直升机横纵向通道通用的参数化模型,建模过程着重考虑了主旋翼、平衡杆和机身的耦合对飞行动态特性的影响。利用基于偏相干分析法的频域辨识获得某型无人直升机的关键参数,进而确定模型。模型预测数据和飞行试验数据的比较表明,所建模型很好地反映了该型无人直升机在悬停状态下的动态特性,可以在该状态下以此模型进行自主飞行控制器设计。

摘要：针对具有复杂动力学特性的小型无人直升机系统,提出了一种系统动力学建模方法。该方法通过机理建模确定小型无人直升机角动态模型结构,采用线性调频Z变换加窗函数的方法对频谱分析频带进行细化和幅值谱修正,设计了一种基于不同宽度窗函数的组合窗算法,减小了飞行试验数据频谱分析时随机误差对频谱估计的影响,最终利用偏相干分析的频域辨识方法得到待辨识的动力学模型参数。将所建立的动力学模型与飞行试验数据进行时域交叉验证,验证结果表明,所建模型很好地反映了小型无人直升机的动态特性,具有较高的准确度和适应性。