【摘 要】
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和固定翼飞机相比,直升机旋翼的动力学特性要复杂多。至此为止,也没有完整的带旋翼直升机动力风洞吹风数据。要实现直升机实时仿真,需要对直升机进行飞行动力学建模并进行简
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和固定翼飞机相比,直升机旋翼的动力学特性要复杂多。至此为止,也没有完整的带旋翼直升机动力风洞吹风数据。要实现直升机实时仿真,需要对直升机进行飞行动力学建模并进行简化处理。本文开发了一个最小复杂程度的六自由度无人直升机解析动力学模型,此数学模型基于刚体动力学方程,分析了典型状态下受力情况,且简化了主要部件的空气动力计算方法,使得在缺少试验数据的情况下可以对无人直升机进行近似受力计算。本文在MATLAB/SIMULINK仿真环境中构建了飞行仿真模型,利用Matlab中trim、linmod等函数对其进行配平和线化处理,分析了直升机稳定性。仿真结果表明所建的无人直升机数学模型能满足控制系统设计仿真验证需要。论文针对所建数学模型简化导出一个三自由度数学模型和一个分段仿射(PWA)近似模型。设计了分段仿射控制器(PWA),在PWA近似模型期望闭环平衡点附近区域设计一个局部线性控制器,应用分段正定李雅普诺夫函数证明闭环系统在整个非线性域内稳定。运用matlab软件设计图形用户界面GUI,进行了无人直升机不同前飞速度下配平计算仿真研究,讨论了不同参数对配平结果的影响。
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