一种四旋翼无人飞行控制器设计

硕士论摘要通过仿真试验进行了验证。主要研究工作为：硕士论摘要通过仿真试验进行了验证。主要研究工作为：由于动态特性的影响，线性化控制器在实际运用中可能会引起平面内漂移等误差。为了对无人机进行高效、精确的控制，针对微小型四旋翼这个欠驱动系统，用基于反步法的滑模控制设计了欠驱动系统的非线性控制器。运用simulink搭建微小型四旋翼飞行器的仿真系统，仿真结果表明该控制器有效、可行。优化算法对参数进行了优化设计，得出了满足要求的参数优化值。仿真实验验证了方法的有效性关键has ofQuardrotorisaontoonekindspeclmanyd【nonlinearcontrollerwhichareverifiedbycontrollingfofFirstall，thearesystemtoisofre州andlinearbaseofastheofPID．Thearedesignedhas ofQuardrotorisaontoonekindspeclmanyd【nonlinearcontrollerwhichareverifiedbycontrollingfofFirstall，thearesystemtoisofre州andlinearbaseofastheofPID．Thearedesignedusingclassicalandtests．ThenofthefeasibilityofcontrolthePIDcontrolverifiedbythedigitalmaydriftThe凡ofmodeacontrol，Iordcrcontrollerisvbacksteppingdesign．Simulationsthatthesituation，thesystemmustbeadaptiveaFinally,byconsideringthebasisofthethattoanti-theachieveofmbust．Andtlle董listhecon仃model，smallslidingⅡ声明本学位论文是我在导师的指导下取声明本学位论文是我在导师的指导下取得的研究成果，尽我所知本学位论文中，除了加以标注和致谢的部分外，不包含其他人已表或公布过的研究成果，也不包含我为获得任何教育机构的学位历而使用过的材料。与我一同工作的同事对本学位论文做出的贡已在论文中作了明确的说研究生签名：垄：垒)．，9年易月学位论文使用授权声南京理工大学有权保存本学位论文的电子和纸质文档，可以或上网公布本学位论文的部分或全部内容，可以向有关部门或机交并授权其保存、借阅或上网公布本学位论文的部分或全部内容于保密论文，按保密的有关规定和程序处理研究生签名：真谚、、护f口年6月内硕士论1绪1．1引无人机【l】，英文简称UAV(UnmannedAerial硕士论1绪1．1引无人机【l】，英文简称UAV(UnmannedAerialVehicle)是指具有动力装置，不载人员的飞行器。它通过利用空气动力来克服自身重量，可遥控或自主飞行，能够携带载荷可一次性或多次回收使用。UAV包括直升机、旋翼式飞机、软式小型飞船以及其它飞行器。相对于有人驾驶的飞行器而言，UAV具有很多优势，例如机动性，即瞬时改变姿态的能力等。erticlak-ffdlaning,TOL)发展要缓慢得多。这是因为VTOL飞行器的控制比较复杂。但是相对于固定翼无人机，VTOLOL无人机比固定翼无人机具有更广阔的应用前景。而在VOL无人机这个大家族中，四旋翼无人直升机以微小型四旋翼飞行器具有广阔的军事和民用前景，特别适合在近地面环境(如室内、丛林和城区等)中执行侦察、监视等任务；与此同时，它还是火星探测无人飞行器的重要研究方向之一【21；另外，外形新颖、成本低廉、结构简单、性能卓越以及独特的飞行控制方式【31(通过控制四个旋翼的转速，从而来实现飞行控制)使其对广大科研人员具有1．2．1研究四旋翼直升机，又被叫做Quadroto一【5】【6】、Four-rotor／51、helicopter／51X4．Flyer[71，已经有一百多年的历史了。和传统的单旋翼无人机相比，四旋翼无人直升机可以采用更小的旋翼，从而不至于裸露在外的旋翼碰到周围物体而坠毁，使飞行变得定盘旋的【8】，四个旋翼产生的推力较单个旋翼产生的推力能更好的实现无人机的静态盘旋硕上论1绪机，只能乘载一人。虽然它看起来很笨重，但是却载人飞离了地面。由于它没有用到任用秒来计算【9硕上论1绪机，只能乘载一人。虽然它看起来很笨重，但是却载人飞离了地面。由于它没有用到任用秒来计算【9】。尽管如此，它完全可以被誉为四旋翼直升机的先驱，它是四旋翼直升机DeBothezat也设计制造了一架四旋翼直升机。它重达626力装置是1台132千瓦的发动机，旋翼的转速为90转／分。设计者在发动机上安装了一个油门调节器来控制旋翼的转速。这架直升机的飞行操纵系统与普通飞机的飞行操纵系统相1956年，Kpalaa驾驶着由他自己设计制造的四旋翼直升机飞上蓝天。与以前的设计方案不同，这种四旋翼飞行器的四个直径都超过了19英尺的旋翼被安装在一个“H支架上。它可以通过改变由两个发动机来驱动的每个旋翼提供的推力，从而控制飞机的飞行。虽然这种四旋翼直升机的设计开发是很成功的，但由于研究人员对它失去兴趣而使得研究工作没有继续。从那以后的十几年，由于各方面技术的限制，四旋翼直升机发展得很缓慢，没有什么实质性的进展。然而，近些年来，随着传感器、处理器、驱动以及能源供给等技术的Draganflyer[4】【6】四旋翼飞行器是由美国Draganflyer公司开发研制的，目前已经发展到7218长28厘米，重513克，由碳纤维制造，自身还携带一个2．4GHz的无线传输摄像头，它的无线遥控距离大概在800米，主要用于航拍。机载电子设备可以通过控制四个电机的转速从而控制飞行器的飞行。另外，它还使用了三个压电晶体陀螺仪进行姿态增稳控制。GTMARS[10】是佐治亚理工大学针对火星探测任务而设计四旋翼飞行器。它重20千克，旋翼半径0．92米，续航时间30分钟。随四面体着陆器登陆火星后，折叠封装的GTMARS能自主起飞和降落，能自动将机构展开，巡航速度可达72千米纠、时。此外，它还能返回到着陆器补充能量。2)3学院(EPFL)的OS4【6】【101、宾夕法尼亚大学的HMX4[1¨2硕士论OS4是硕士论OS4是EPFL自动化系统实验室开发的一种电动小型四旋翼飞行器，研究的目标是微型飞行器(MAV)从一开始就引起了人们极大的兴趣，斯坦福大学的Mesicopter是目前世界上最著名、最重要的MAV之一【15】。Mesicopter是斯坦福大学的研究小组在NASA1．50．8量325千克，直径3毫米，总体的机身为16mmxl6mm方形框架。目前已经完成了试验样机在一竿臂上的离地起飞，进一步的工作仍在继续，最终目标是实现自主飞行和多飞行虽然国外已经对四旋翼飞行器进行了广泛而深入的研究，有的机型甚至已经被运用到实际当中，但是国内关于这方面的研究还处于起步阶段。国防科技大学机器人实验室于2004年开展了微小型四旋翼无人直升机的相关技术研究，自行设计、制作了一种四旋翼直升机。它总重约750克，总长约70厘米。目前已经完成了控制系统硬件部分的开发1．2．2四旋翼直升机的特机。它的四个旋翼具有完全对称的机械结构，当对角线上的两个旋翼的旋转方向相反时，正好抵消了它们旋转所产生的扭力矩。这样就不用像传统的直升机那样用尾翼对主旋翼的扭力矩进行补偿，大大提高了旋翼的利用效率。仰、滚转和偏航运动。当需要作俯仰的动作时，只要控制前后两个旋翼使其在转速上有一个差值即可。同样的原理，当要作滚转运动时只要控制左右两个旋翼即可。在保持对角线上的两个旋翼的转速相等的情况下，使相邻的两个旋翼的转速有差值就可以实现偏四旋翼直升机还具有高度耦合的动特性：～个旋翼速度的改变将导致至少3个自由度方向上的运动。例如，减小右面旋翼的速度将会导致直升机向右滚动，因为左右升力出现了不平衡。同时也会导致直升机向右偏航，因为左右为一组的旋翼和前后为一组的旋翼桨产生的力矩出现了不平衡。此外，滚动又将会导致直升机向右的平移，因为此时后左右的区别，它可以沿任何方向起飞，在飞行过程中的转向也具有更大灵活性。四旋翼直升机通过平衡四个旋翼产生的力来实现稳定的盘旋和精确的飞行，相对于一般的单1绪1．2．3成熟与实用。飞行控制、无GPS导航、任务规划、通信和视觉等子系统将迸一步健全和1绪1．2．3成熟与实用。飞行控制、无GPS导航、任务规划、通信和视觉等子系统将迸一步健全和完善，使其具有全天候抗干扰稳定飞行能力和自主起降的能力。它未来的主要技术指标：飞行高度100米，任务半径5千米，有效载荷约500克，续航时间ld,国际上在该范围内侦察手段的空白。【MAV必然取得理论和工程上的突破。它将是一种有4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一个集成多个子系统(动力与能源、导航与控制、任务与通信等子系统)的高度复杂MES此外，它还将拥有良好的隐身功能和信息传输能力。载荷量，还能够增强其突防能力。1．3．1数学建，工具均不适用，需要发展新的理论和研究手段【1214硕士论一种明硕士论一种明旋翼无人直升机飞行控制器的设1．3．2控制微小型四旋翼飞行器是一个具有六自由度(位置与姿态)和4个控制输入(旋翼转速)的欠驱动系统(UnderactuatedSystem)ItS]，具有非线性、多变量、干扰敏感和强耦合的特性，此外，控制器性能还将受到模型准确性和传感器精度的影响，使得飞行控制系统的设计变得非常困难。姿态控制是整个飞行控制的关键，因为微小型四旋翼飞行器的姿态与位置存在直接耦合关系。09]控制问题，例如反馈线性化控制和后步控制律，则由A1tug【20】和Mistier[20】等人正在研究；CastiUo等人以及Hamel等人设计了一种控制器，它主要是用于四旋翼直升机偏航角、俯国际相关研究都着重进行了姿态控制器的设计与验证，结果表明：尽管采用非线性控制律能够获得很好的仿真效果，但由于对模型准确性有很强的依赖，其实际控制效果不是非常理想。因此，微小型四旋翼直升机飞行控制系统研究的当务之急是：研制既能精与简化；运用线性控制器PID控制器，对系统进行控制，并通过仿真进行效果验证；设计了基于反步法(backstepping)滑模控制的微小型四旋翼直升机自主飞行的控制器；搭建了simulink仿真系统，验证了所设计的控制算法的有效性。第三章首先运用了小扰动法对非线性模型进行了线性化，并用PID对系统进行了控制，运用MATLAB进行软件仿真，并得出结论。进一步，采用反馈线性化对系统线性化后，设计了PID控制器，并通过仿真验证控制的有效性。硕士论l硕士论l绪第五章，并在考虑实际情况的基础上，加入干扰，并在考虑实际情况的基础上，加入干扰，并在质量参数不确定的进行了系统的自适应化设计。进行了定点悬停、轨迹跟优参数。6硕f论种四旋翼无人直肝机飞行控硕f论种四旋翼无人直肝机飞行控制嚣的设2四旋翼直升机动力2．1引非线性动力2．2．1图 2．2．2个呈十字平均分布的旋翼取代了传统的单独的旋翼，对机身产生单独的力和力矩f2112四旋2四旋凹23(2j图24横向E行与俯仰运动示意一种pnq旋翼无人直升机飞行控制器一种pnq旋翼无人直升机飞行控制器的硕士论(3)水平旋转图2．52．3．1飞机的姿态角、飞行速度的大小和方向等参数总是和坐标系联系在一起的，要确切的描述飞机的运动状态，就要先建立适当的坐标轴系【冽【231。下面定义几种坐标系，并分析各坐标直接的相互转换关系：地面坐标系用于研究飞机相对于地面的运动，确定飞机在空间的位置坐标x、Y、Z。从而方便研究飞机的姿态、航向以及飞机相对起飞点的空间位置。如图2．7所示，该坐标系原点固定于地面上飞机的起飞点，X轴指向飞机指定的飞行方向。OZ向上，OY轴垂直OXZ平面。硕士论2四旋翼直升机动力学厅6图2．6地面坐标硕士论2四旋翼直升机动力学厅6图2．6地面坐标系E和物体坐标系B的转换示如图2．7所示偏航角沙——机体轴Ox在地面坐标系水平面OXY上的投影线X’与x轴之间的央角；俯仰角秒——机体轴Ox与地面坐标系水平面OXY的央角；滚转角≯——机体轴oz和包含机体轴Ox间的艺一一Zyyyyy—y X贾分别表示为式(2一1)、(2—2)和式(2—一种四旋翼无人直升机飞行控制器的设硕士论Il(一种四旋翼无人直升机飞行控制器的设硕士论Il(’I0J足=降-弋sin沙97陋singrsinosin矿sin9rsinocos#一sin#cos缈l(2-I-J2．3．2动力学方程的建首先，为了方便建立飞机一般运动数学模型，不失一般性地作如下假设：1刚体，在其运动过程中质量保持不变；2)地面坐标系为惯性坐标，由于本文针对微型飞机，飞行距离不是很遥远，飞行高度不是很高，所以视地球表面为平面，视重力加速度不随飞行高度的变化而变化；3)不计地球自转和公转运动的影响；4)机体坐标系的平面为飞机几何形状和质量的对称平面，惯性积L=，帽=o根据牛顿第二定律，飞机动力学方程的向量形式为【15户=聊警(2-厨式中，户——作用在四旋翼飞行器上的所以外力的和M矿——飞机的质心速度M——作用在飞机上的所有外力矩日——飞机相对于地面坐标系的绝对动量矩OX、oy、OZ上的分硕士论2四旋翼直升机动力学(2—(2-阻力可以表示为【5】：Dj=ii．pcda,,2=屯每个旋翼产生的升力为(2—硕士论2四旋翼直升机动力学(2—(2-阻力可以表示为【5】：Dj=ii．pcda,,2=屯每个旋翼产生的升力为(2—二其中g为重力加速度，P为空气密度，G为旋翼的阻力系数，C为旋翼的升力系数，通常他们的值取决于飞机的运动状态和构型、大气参数等诸多参量，哆O=l，2，3，4)是第f代入式(2．5)可得到夕三|l＼zi=(c—K‘，m--L毛∑群(—K矗；砰(一cos∥sin矽+sinsin秒os矽)一x：2·ji·ji，l／1》=(弓一=：砰(一cos∥sin矽+sin∥sin秒C0s(弓一K·，7=4y谚=(E—mg一墨·三，砰(eosCeos0)-／【,·三／／)，m7-一墨·三)／·三谚=(Et∑扭＼刚2乏酝但．。硕士论0tL00M厶一M=，l硕士论0tL00M厶一M=，lH剐麟瓣[i]I一[Mx+(I．-pp夕之西=(C—K·j)／矽=(C一恐·夕一曼一鸳喝‘e)／m(2-声=[M，+(L—q‘=【鸭+(t—户=【^t+(L—砂2．3．3模型的简2四旋翼直升机动力学硕士论2四旋翼直升机动力学硕士论输入量为【25】U=墨+E+巧+只％=E—E=％=E一互=乞(露一吼2E+只一Eiyicssncsmj；=(一cosysin≯+sinj少sin护C0s≯)U／朋艺=(cos矽cos秒)U／，，l—gi：j堪U。+台眇oIv二I冀}Ix(2-1911e=堪U3+咖妒(I：一IxⅥ{I巾=∞4+妒0IX—Im|I本章首先介绍了针对四旋翼无人直升机的运动特点选用的两个坐标系，用不同的坐标系分析机所受的力和力矩。在受力分析的基础上，结合本系统所使用的飞机结构特点，建立了四旋翼直升机的动力学方程和运动学方程。为了便于分析，再合理假设的基础上3基于系统线性化的PID控制器3．1引前面通过对四旋翼直升机的动力学分析得到了系统的非线性模型。本章主要采用小扰动法对非线性模型作进一步处理，从而得到四旋翼直升机的线性模型。在对模型合理简化的基础上，应用PID控制方法设计四旋翼无人直升机的飞行控制律。并对所设计的控制律进行了仿真验证和分析。同时，对系统进行反馈线性化，设计了PD控制器，并进行仿真验证3．2．1小扰3基于系统线性化的PID控制器3．1引前面通过对四旋翼直升机的动力学分析得到了系统的非线性模型。本章主要采用小扰动法对非线性模型作进一步处理，从而得到四旋翼直升机的线性模型。在对模型合理简化的基础上，应用PID控制方法设计四旋翼无人直升机的飞行控制律。并对所设计的控制律进行了仿真验证和分析。同时，对系统进行反馈线性化，设计了PD控制器，并进行仿真验证3．2．1小扰动线性化方纵性、稳定性和研究飞控系统的有效性，都能得到较好的效果和较为满意的准确度【261。小扰动法的基本思路，是把飞机的一般运动分为基本运动和扰动运动两个部分。在理想运动状态对飞机进行线性化，将那些高阶小项作为小量在扰动运动小偏离理想运动p’，w】1=【(3-【Pq，．】7=【卸△g△，】(3—【0少≯】7=【A弘／△矽】(3—(3—U4】其中，状态变量，x=【Wq，．0≯少】’，控制变量P(3-五=4吒+吃硕士论3基于系统线性化的PID控制器q乡】r，控制变量为吒=h心】其中状态变量为吒=【系数矩阵如下【26吒‘而 0纸0O00O1O硕士论3基于系统线性化的PID控制器q乡】r，控制变量为吒=h心】其中状态变量为吒=【系数矩阵如下【26吒‘而 0纸0O00O1O(3-(3—其中状态变量为t=f’，P，．≯y】r，控制变量为略系数矩阵如下【260(3-伟绋心嘞0行O1O OO010O3．3PID控制器图3．1PID控制系其中，比例项可以使系统反应灵敏，速度加快，但是比例作用过大会破坏闭环系统稳定性，使系统动态性能变坏，太小则响应速度太慢；积分项可以消除稳态误差，积分作用过大会造成系统稳定性下降，存在着超调现象，积分作用过小则会使过渡过程缓慢；硕士论干扰能力降低。在PID控制中，由于自身结构的限制，常常需要在动态性能和稳态性能中做出取舍【Il】。结合实际的四旋翼直升机模型，通过人为引入四个控制量U，3．2．1结合实际的四旋翼直升机，经过实验室测定以及参考文献[271理参数和气动参数值，如表3．1所示表3．1l参m，墨屯m单数3．13e-7．5e-2．353e-2．353e一将表(3．1)中数字及外界环境常数值代入式(3—7)，根据文献[22】[28】小扰硕士论干扰能力降低。在PID控制中，由于自身结构的限制，常常需要在动态性能和稳态性能中做出取舍【Il】。结合实际的四旋翼直升机模型，通过人为引入四个控制量U，3．2．1结合实际的四旋翼直升机，经过实验室测定以及参考文献[271理参数和气动参数值，如表3．1所示表3．1l参m，墨屯m单数3．13e-7．5e-2．353e-2．353e一将表(3．1)中数字及外界环境常数值代入式(3—7)，根据文献[22】[28】小扰动线性化原理经计算整五-O-OOU谛O-OOW0+(3-—O一00ggp0O10pOOg，=罢=一13-q，5百2万而磊万面瓦再为G．2上 +109．3 +1023．292s 0．G。3=地IF=万1面03．3丽(3一l3．2．23基于系统线性化的PID控制器设硕士论图3．22万2—s(57．95s— -(3-％2—02一 吆2～U42i2i2—s(s+6．(3—gs=砉=专=。专=：云妻3基于系统线性化的PID控制器设硕士论图3．22万2—s(57．95s— -(3-％2—02一 吆2～U42i2i2—s(s+6．(3—gs=砉=专=。专=：云妻三(3—3．4仿真表3．22l鼬283l355l鼬ll图 即为所设计的控制器的位置阶跃响应曲线及姿态阶跃响应曲线硕士论八r严3Y焖X硕士论八r严3Y焖XZ飞f图3．4硕士论3基于系统线性化的PID控制器纭=sin0(vl-2％eosO+ul矽ⅧsO(v2-20西-cos舢箩豇nO)(3-“2=【cosO(vl一2口矗lCosO+u1秒一sinO(v2—2如Icos0+u1分2其中硕士论3基于系统线性化的PID控制器纭=sin0(vl-2％eosO+ul矽ⅧsO(v2-20西-cos舢箩豇nO)(3-“2=【cosO(vl一2口矗lCosO+u1秒一sinO(v2—2如Icos0+u1分2其中【29M=一墨舅一坞文一屹=一K三一墨三一(3-U3=t。(九一≯)+局。(无一(3—九=arcsin(Kp(y一儿)+杨(夕一奶元2乒露茬gp面+g丽(3—则(3-(3—3．6仿真22】(m)最终到达0在SIMULINK的控制参数取为表3．3ll23l5一种网旋翼无人直升机飞行控制器的设硕士论六＼；ii一种网旋翼无人直升机飞行控制器的设硕士论六＼；ii蛸ZY嘲俯仰滚转图3．5系统响应偏航3．三个姿态角均调整为0。四旋翼直升机能在4s内达到给定姿态角值，完成输入的姿态角指令，且基本无稳态误差。因此采用此方法设计的控制器是有效的。但是，俯仰角回路2给定偏航角值，且无稳态误差。姿态角响应最终是稳定的，但俯仰和滚转角回路动态特性不是非常理想。21O33图3．6硕士论3基于系统硕士论3基于系统线性化的PID控制器爬升和下降模式在其他参数值不变的情况下，变化的Z轴值，当到达预期的Z时候这些模式将终止转换。左／右位移模式控制Y轴的运动，飞机从Y轴开始变化飞行。前／后位移模式通过改变滚转角来改变Y就完成了。图3．73．7本章态回路、位置回路设计了PID硕士论4基于反步法设计的4．1它是一个欠驱动系统【30】。其主要的优点是：可由相对较少的控制输入量来确定在比控制输入空间维数大的位形空问内的运动；主要的缺点是：直接激励部分的自由度和欠驱动部分的自由度相互间的非线性耦合性。上文采用线性化的控制器，忽略了非线性特性和耦合的影响。为了对无人机进行高效、精确的控制，针对微小型四旋翼这个欠驱动系统，本章选用滑模变结构来设计四旋翼直升机的控制器。并结合运用反步法推导其对应的控硕士论4基于反步法设计的4．1它是一个欠驱动系统【30】。其主要的优点是：可由相对较少的控制输入量来确定在比控制输入空间维数大的位形空问内的运动；主要的缺点是：直接激励部分的自由度和欠驱动部分的自由度相互间的非线性耦合性。上文采用线性化的控制器，忽略了非线性特性和耦合的影响。为了对无人机进行高效、精确的控制，针对微小型四旋翼这个欠驱动系统，本章选用滑模变结构来设计四旋翼直升机的控制器。并结合运用反步法推导其对应的控跟踪性良好等，比较适合在线控制【3l】【32】【334．2．1中发生变化的系统【州。带有滑动模态的变结构控制叫做滑模变结构控制。滑动模态通过切换开关，从而改变系统在状态空间中的切换面两边的结构。其中，把为了保证系统具有滑动模态的开关切换的方法称为控制策略。(4一的状态空间中，．有一个切换面s(力=s(五，x2，．．．，‘)=O，它将状态空间分成上下两个U2∥(IU_(五(a图4．1硕士论4基于反步法设计的滑模控硕士论4基于反步法设计的滑模控模变结构控制。(4-1矿(x)<0，矿(功=云(4-Z4．2．3(4—一种plj旋翼无人直升机飞行控制器的趋近律来保证到达条件‘371。目前已有的几种趋近律为【33一种plj旋翼无人直升机飞行控制器的趋近律来保证到达条件‘371。目前已有的几种趋近律为【332)幂次趋近律：j=一七㈦a占它的特点是：．厂(s)不同时，可以获得以上各种趋一个非线性动力学系统通常可以用下面的非线性微分方程来描述【元(4—其中i=【五，恐，⋯，吒r为系统的状态变量，状态数n称为系统的阶。如果函数厂i=厂(4—矿(贾)=詈=詈妄=百0V厂(贾)(4-c一个具有连续一阶导数的标量函数矿(i)，v(o)=0，并满足：v(g)为正定函数，v(y)引理4．2(全局稳定性)对于自治系统式(4—8)，f(o)=0，假定存在状态孟的某个具有连续一阶导数的标量函数矿@)，矿(O)=0，z件：y@)为正定函数，矿(i)为负定的，当蚓I—oo时，y(夏)一00，那么状态空间原点0是全局渐近稳定硕士论4基于反步法设计的滑模控4．2．2硕士论4基于反步法设计的滑模控4．2．21991年首先提出的，近年来引起了众多学者的重视。它的主要设计思想是将复杂的非线性系统分解成为若干个不超过系统阶数的子系统，然后为每个子系统分别设计其对应4】【43假设被控对毫：稚：+彳(w一)(4-丸=“+‘(毛，⋯，矗其中i∈R“及“∈R分别是系统的状态变量和输入变量，Z(五，⋯反步法的设计思想是：视每一子系统毫=h，+Z(玉，⋯毛)中的‰，为虚拟控制，通过确定适当的虚拟反馈氟。=哆O=I，⋯，n-1)，使得系统的前面状态达到渐近稳定。但因为系统的解一般不满足％。=口；，所以期望通过控制的作用，引进误差变量，使得稚。与口f毛2{乞i恐--(4-J【z。=吒一％一l(五，⋯，吒一其中q(f=l，⋯，疗一1当的渐第一步：对z。求导得三l=毫=屯+石(‘)=一zI-I-玉+屯-I-彳(五(4-定义K=互1Z．2，(4-这样就可以22=毛+正(五，毛)一ioa一；毛---=x3+定义K=互1Z．2，(4-这样就可以22=毛+正(五，毛)一ioa一；毛---=x3+乃(毛a2攻=·况下z：≠O，因此需要引入虚拟控制％使其误差z2=吃一耐(z。)具有期望的渐近特性，为第二步：定义匕=K+互|z。2，取虚拟控制量为：zzlZ2)这样就可以立I=一三2=‘4。吃=一Z?一乞显然，如果z3=0(即叫=_一乞一刀(毛，乞))，则由式(3．14)可知五和乞渐第以步：定义K=去(z：+⋯+z卜脚一咖舻薯等之讹，⋯【吃=一(z?+⋯+z21)+乙一l乙+zlX'(zI，⋯，乙㈣选取反馈控U=《(zl，⋯，乙)=一乙一l一乞一名(z。，⋯，乙(4—则由式(4-15)和(4．16)n-]以得4基于l吃=一4基于l吃=一(4-的，从而可以推出原系统是全局渐近稳定在于x和Y两个自由度由口和痧间接驱动，针对这个特点本章采用反步法设计反馈控制律。所设计的控制律可以保证系统的渐近稳定。4．3．1成，如图4．1所示图4-1四旋翼直升机控制系统图中，路经指定部分用来指定直升机的飞行轨迹，让直升机完成悬停、跟踪等运动。基于反步法的控制器部分由Y一≯，z一汐，z和∥四个子控制器组成，其中y；z子控制器的控制律与状态变量z，三，秒，矽有关；沙子控制器的控制4．3．2堪U2+6妒Qy—p堪U3+毒妒qz—缈娜、’拍Q。一l沁|I之(cos≯cos秒4．3．2堪U2+6妒Qy—p堪U3+毒妒qz—缈娜、’拍Q。一l沁|I之(cos≯cos秒)U／脚一j(sin缈sin≯+cos少sin口Cos≯)U夕(一cosysin矽+sin缈sin矽cos矽)U／(4—其中，z=[矽≯臼矽∥沙z三z量Y夕]，“=【己‘％％u】z1。一一(4-对其求导得到=黾一岛=Z＆’pjr(4-(4-对其求导得到(4—代入可以得到4基于反步法设计的滑模控制硕士论㈣z1=一砖㈣Zs2氏一孟1d—㈣㈣㈣K=置=气4基于反步法设计的滑模控制硕士论㈣z1=一砖㈣Zs2氏一孟1d—㈣㈣㈣K=置=气=玉一岛一一口乙代人上式可得：从而吱=Z1之㈣=乙岛+最(毫一霹一口三㈣㈣其中逮为￡的时间导数，且由滑动模态的到达的条件可知：墨囊规定为指数趋近律【56·受=一ss驴(．曼)一七所以㈣建=一gs朗(芷)一缝=·e．os#meosOq一乞一口(乞一之)一整理即可得㈣㈣I嘞i∈(1，3，5，7，9，1刁2t五一表HM一口气卜一种四旋翼无人直升机飞行控制器的设硕士论iE；tl，3，5，7，9，l{；f(2Vs_I+彳一种四旋翼无人直升机飞行控制器的设硕士论iE；tl，3，5，7，9，l{；f(2Vs_I+彳4l·孓=z2=x2一毫d一口气I品=乙=‘一南J—l&=z6=黾一毫J一口【s=Zs=毛一岛d—u。赤{一占s印(篷)一缝+乞+口(乞一(4—％=水s朗(s)以斟毗№一半加咖”矽))件u=t卜舯(讣慨一半舢虼叫眈刊的影响，符号功能可以通过以下近似连续函数【46】【47】：s鲥班南(4-斌—蜘姆硝碰翻喇稍图4．2硕二I4基于其中 硕二I4基于其中 而确定了直升机飞行的预定轨器模块组成，如下图所蛔d圈聊irIg图4．3四个子控模块示outputdisplay模块储存了系统的所有状态变量，最终可以根据分析的需要显示相4．6仿真11】l(矽，秒pi／6(4-(却，d6，如)=【pi／6pi／6硕士论一种网旋翼无人直升机飞行控制器的设2硕士论一种网旋翼无人直升机飞行控制器的设2’一。一≮|⋯⋯⋯．X图4．2定点悬停的位置曲线和姿态曲222，图4．3三维平面内x,y,z4基于反步法设计的滑模控位i曲4基于反步法设计的滑模控位i曲图 X，Y轴跟踪曲f。乒．i／．、卜图4．5X，Y轴跟踪曲线的误及超调稍大。但总体来说，直升机能同时跟踪x轴和y轴上的运动，也就是说，直升机能4．7本章本章主要运用基于反步法的过程推导的滑模控制，完成了微小型四旋翼直升机的控制器的设计。首先简要介绍了滑模控制的基本理论，接着阐述了有关反步法的基本理论，最后设计了基于反步法设计直升机的滑模控制的飞行控制器，并详细给出了每个子控制器的控制律。仿真结果显示，该控器在系统响应超调，上升时间和稳定时间三个方面均硕士论5自适应控制器设计及参数5．1引对于实际系统而言，其模型参数往往未知，需要在线辨识；同时，实际四旋翼无人适应控制器。硕士论5自适应控制器设计及参数5．1引对于实际系统而言，其模型参数往往未知，需要在线辨识；同时，实际四旋翼无人适应控制器。并假设其变化缓慢，HIDI≤西。采用自适应方法实现对D的估计，从而保持系统的稳性【45】。同时，假设系统质量参数m未知{一22L工对式中的秒进行小角度假设，为书写方便，将三角函数cos矽写成q，sin≯写成S的形式，即cx,s≯全q，si矽会墨。{羔三麓G)Ul／聊(5—zl=五一五2‘一2乞十％十硕士论5自适(5-巧=互攻=zl磊(5-t；tI=一qzI—(5—其中cl>O为可调参数，则将式(5．5)代A(5—3)(5-4)可三I=一qzlK=一cI彳+zl硕士论5自适(5-巧=互攻=zl磊(5-t；tI=一qzI—(5—其中cl>O为可调参数，则将式(5．5)代A(5—3)(5-4)可三I=一qzlK=一cI彳+zl口l=一cIzI—Z=一cI(玉一而d)+毫(5-S：2同Ij{『文一样规定为指．屯=一占s印(．艺)一(5-(5-求导圪=一q彳+ZlS：+￡=一cI彳+乞．蔓+屯(岛一舀(5-巧=匕+去而吃：吃+!历(5-则疬m=m——(5-硕上论代入式(5—13)可吃：吃+!疡m=-clz卜毛3z+$z((qCo)U,／m—g+D咆)+--亳m—假设干扰D变化缓慢，RD}硕上论代入式(5—13)可吃：吃+!疡m=-clz卜毛3z+$z((qCo)U,／m—g+D咆)+--亳m—假设干扰D变化缓慢，RD}2丽m【g一(1+cIc2)(z一乃)一(c-+嘶一毛)+-3sgn(s,)一虹一占s印u=一clz；+z。s：+J：(D一西sgn(s：)一ks：--ESgn(s：))+曩(疬一-(i+qc2)(z-zd)--(CI+cj)(三一三d)+乞一Dsgn(s：)一ks—th=巳(g一(1+q乞)0一乃)一(cl+c2)0一乞)+乞(5--Dsgn(s：)—-ksz。。而=廊一s：(g一(1+qc2)(z一乃)一(cI+c2)02艺(一g+(1+q乞)0一乃)+(cl+c2)(三一乞y一≯子控制器5自适硕士论2 tL【l+clC2J+cAq+cj+ctc2cj)J【y一均5自适硕士论2 tL【l+clC2J+cAq+cj+ctc2cj)J【y一均+【(q+c2)+c4(2+qG+c2q+cIcj)+(cI+岛+cIecj)】(夕一奶巧州们也吖sgn(删-(cl+c2+化)竽+(cI+c2+m)器矽呜竹南彤+南产竿(5-％={一[(1+c5c6)+cs(c5+c7+岛cjc7)】(x一～[1+cs(c5+c6+c7)+(2+c5c6+c5c7+c6c7一(c5+c6+c7+Cs)0+(c5+c。+c7+cs)为缈+南矽协南卯茜(5--15sgn(s：)一红一ss印(曼u(5-一一sVsg,n(～)】一(L一铲彤砒人机交互界耐48】【49】【5们，如下图所示一种叫旋曼无人直升机1圈5I仿真模型的_凡机交互界面“仿真类型”一种叫旋曼无人直升机1圈5I仿真模型的_凡机交互界面“仿真类型”后面有一个下拉菜单，单面包括“悬停”、“跟踪”和“抗干扰一个选辑项，个参数‘～c川在分析参数的变化对系统的影响时，假定各个子控制器中的参数取值，第二个元素表示c5一吒的值，第三个元素表示岛一‰的值t第四个元素表示q。～，：的值。55．4．1定点00】(出，咖(蟊口l(d以cta,a∥)=[pi／6pi／65自适硕士论2为 ，e／7／眨．觞：鸲5自适硕士论2为 ，e／7／眨．觞：鸲22好5．4．2轨迹0O】11】(≯，9，y)=【pi／6pi／6(d≯，d9，de)=[pi／6pi／6 结果位置曲l——。一——．|一＼＼}-一于，{{|f／，，厂iVi＼／X＼、＼位置曲l——。一——．|一＼＼}-一于，{{|f／，，厂iVi＼／X＼、＼、＼．⋯～夕f⋯Z⋯／YU∞衢∞图5．4沿工轴跟踪周期为lOs正弦的位置曲线及其误差曲图5．5沿X轴跟踪周期为30s正弦的位置曲线及其误差从图5．4和5．5踪周期为lOs的正弦曲线时，超调和相位偏差更大，说明直升机在跟踪平缓的曲线时更加准确。沿y轴的跟踪情况与x墨b墨图5．6同时沿石轴、Y轴跟踪的位5自适应控制罂设计及参＼汐Z弋i／Z太o目5．7同时沿J轴、y轴跟踪的位置误差曲7表明直升机能同时跟踪x轴和瑚上的5自适应控制罂设计及参＼汐Z弋i／Z太o目5．7同时沿J轴、y轴跟踪的位置误差曲7表明直升机能同时跟踪x轴和瑚上的运动，误差均很小，也就是说，直图5．4．3抗干扰分0O】(出，咖，如)．【11】(5-彬，口，P)=【(却，dO，印)=[pi／6pi／6 2真5r——————————————————●————04m，脉宽为02snt2‘r，-，r，。。。。。。。。。。—1。。i—x‘—Y*、l、粒 ⋯二11lj“i—oi————}j————jr；一。5卜—— 硬J一种四旌曩无^直升机1行拇制器的I【由图8可以看出．o曲线突变会引起出曲线、0曲线和d9曲线变化，Y会引起咖曲线、庐曲线和和曲线变化，z硬J一种四旌曩无^直升机1行拇制器的I【由图8可以看出．o曲线突变会引起出曲线、0曲线和d9曲线变化，Y会引起咖曲线、庐曲线和和曲线变化，z．坚Ⅶ：k7叶⋯一!蛙～譬⋯}蟹一!臣jjj墨i⋯；1；．：；器羔：三妻‘：≥I’萎‘L．．．．．．．．．．．．．．．1．．．．．．．．．．．．．．．．L．．．．．．．．．．．．．．．I．．．．．．．．．．．．．．．J．．．．．．．．．变会引起y曲线、≯曲线和却曲线变化，出曲线突变会引起z曲线变化，但是最窝嚣∞w量言∞图510∞w量言∞图510抗干扰仿真三仿由图5．10可以看出。≠曲线突变会引起y曲线、咖曲线和删曲线变化，0变会引起。曲线、出曲线和枷曲线变化，缈曲线突变会引起却曲线变化，但是最终直升机通过自身控制器的调节作用又回到了稳定的悬停状‘奈-军弱|：豳511抗干扰仿真四仿其由图5．1l可以看出，枷曲线突变会引起，曲线、砂曲线和≯曲线变化t棚曲线突变会引起x曲线、dx曲线和0曲线变化，dP曲线突变会引起∥曲线变化，但是最终直·他一些相应的状卷变量也会发生变化．其中，，妙。≯，却四个量互相关联，t蕾‘日，dO四个量互相关联，：．dz两个量互相关联，p，印两个盘互相关联。但是通过控制器的调节作能一种四旋曩无人直升机飞行牲制辨的设目仿真五，取外部干扰D(f)=o．2sin(等，)．使x轴跟踪周期为1st幅值为1线，而Y轴和z轴方向保持为0左“、矿一种四旋曩无人直升机飞行牲制辨的设目仿真五，取外部干扰D(f)=o．2sin(等，)．使x轴跟踪周期为1st幅值为1线，而Y轴和z轴方向保持为0左“、矿～弋弋潮圈幽512沿z轴跟踪周期为13正弦的位置曲线及其误差2sin(等f)下跟踪预定轨迹，也就是说，改进控图12表明直升机能在干扰制器具有良好的自适应5．5．1仿真0(x，儿：)=【02】(以口，∥)=【pi／6pi／6(d≯，de,dP)=【22】点，并设定22】 25自适硕士论 p如∞船勰F、i；．．一一～、、f／一￡萧^t一℃7一一。搴要乏拍孟之～托㈣t【∞——一一一∞秘^、，／。r、、、矿＼o、。。i“￡0言一一歹一口o℃一一》．o．争一∞柏O265自适硕士论 p如∞船勰F、i；．．一一～、、f／一￡萧^t一℃7一一。搴要乏拍孟之～托㈣t【∞——一一一∞秘^、，／。r、、、矿＼o、。。i“￡0言一一歹一口o℃一一》．o．争一∞柏O268铀村A。衢，，亍、。÷r、∥。厂一一om呈专∞点一踏一一⋯⋯鼍姿态曲∞急柏∞＼1。：：：—1j—￡一肖一一口。口一一》．毋．1b一孙一一⋯⋯l姿态曲∞5∞譬刁季詈珈菖=≈2兰OL———-——--JL——-—．——．—L---————i—-—-—--——JO26802468t《图5．13参数cj—c4变化时的位置曲线和姿硕士论通过比较图5．13中的多张位置曲线图可以看出，参数cI—q变化主要影响y着参数的增大，y曲线的超调量和调节时间都变小。参数q—c．变化也对x曲线有一定的影响，随着参数的增大，x曲线的超调量变大而调节时间变小。参数cI—c4变化对z曲线几乎没有影响。没有影响综上分析，y一≯子控制器中的参数cl—c4变化主要影响y曲线和≯曲线，其取值不能偏大也不能偏小，偏大会造成≯曲线的超调过大，偏小会造成y曲线的超调过大。所以q～c4的取值应适中，经过多次仿真得出q—c4的取值在2左右比较好。G硕士论通过比较图5．13中的多张位置曲线图可以看出，参数cI—q变化主要影响y着参数的增大，y曲线的超调量和调节时间都变小。参数q—c．变化也对x曲线有一定的影响，随着参数的增大，x曲线的超调量变大而调节时间变小。参数cI—c4变化对z曲线几乎没有影响。没有影响综上分析，y一≯子控制器中的参数cl—c4变化主要影响y曲线和≯曲线，其取值不能偏大也不能偏小，偏大会造成≯曲线的超调过大，偏小会造成y曲线的超调过大。所以q～c4的取值应适中，经过多次仿真得出q—c4的取值在2左右比较好。G 2232三组参数的图，下图的调节参数为【2】2】。通过真可以得到相应的位置曲线和姿态曲线如下、l一iF；I＼‘·。矗：、二》～×3-、／一一⋯⋯‘枷捉∞『—1硕士论5自适图5．14参数c5～q变化时的位置曲线和姿态由图5．14可以看出，参数G一岛变化主要影响工曲线，随着参数的增大，工曲线的超调量和调节时间都变小。参数cs～c8变化也对y曲线有一定的影响，随着参数的增大，y曲线的超调量变大而调节时间变小。参数cs—c8z曲线几乎没有影响。由图5．14可以看出，参数&一岛变化主要影响口曲线。随着参数的增大，秒曲线的超调量变大而调节时间变小。参数c5～c8变化也对矽曲线有一定的影响，随着参数的增大，矽曲线的超调量变大。参数G一岛变化对y曲线几乎没有影响。GQ能偏大也不能偏小，偏大会造成秒曲线的超调过大，偏小会造成硕士论5自适图5．14参数c5～q变化时的位置曲线和姿态由图5．14可以看出，参数G一岛变化主要影响工曲线，随着参数的增大，工曲线的超调量和调节时间都变小。参数cs～c8变化也对y曲线有一定的影响，随着参数的增大，y曲线的超调量变大而调节时间变小。参数cs—c8z曲线几乎没有影响。由图5．14可以看出，参数&一岛变化主要影响口曲线。随着参数的增大，秒曲线的超调量变大而调节时间变小。参数c5～c8变化也对矽曲线有一定的影响，随着参数的增大，矽曲线的超调量变大。参数G一岛变化对y曲线几乎没有影响。GQ能偏大也不能偏小，偏大会造成秒曲线的超调过大，偏小会造成x曲线的超调过大。所以G～G的取值应适中，经过多次仿真得出c5～cR的取值在2左右比较好。3)参数co～q22 线和姿态曲线如n口。l二一一i善o一T．飞⋯：～；oV．J——⋯⋯⋯···{⋯⋯⋯⋯4-一ll⋯⋯-瑚挺．≮、弋Xl⋯⋯’心／帮一、：‘＼艺ih／⋯一一蚴醒图5．15参数c9～clo变化时的位置曲线和姿态曲硕士论综上分析，参数岛一cl。变化主要影响z曲线，对≯曲线和秒曲线也有不小的影响，综合分析得其取值可偏大一点，经过多次仿真得出岛一cl。的取值在3左右比较好。4)参数cl。～cI2222221】线和姿态曲竺兰柏碗≈邑口誊o静一瑚蛙锄飞～aZ，／*×：·．．．j：：。。硕士论综上分析，参数岛一cl。变化主要影响z曲线，对≯曲线和秒曲线也有不小的影响，综合分析得其取值可偏大一点，经过多次仿真得出岛一cl。的取值在3左右比较好。4)参数cl。～cI2222221】线和姿态曲竺兰柏碗≈邑口誊o静一瑚蛙锄飞～aZ，／*×：·．．．j：：。。{i季∞／；多一⋯一糊锺秘气‘。～。、／I卜～一⋯_，二＼≠’：弋一-1"j、／／一口番D一一》一心．争一衢l卜{；}⋯⋯‘鲫H图5．16参数ql～q2变化时的位置曲线和响5自适应控制器设计及参数优综上分析，参数cl。一q：变化主要影响x曲线，y曲线和y曲线，对矽曲线和p有一定的影响，综合分析得其取值可偏大一点，经过多次仿真得出c5自适应控制器设计及参数优综上分析，参数cl。一q：变化主要影响x曲线，y曲线和y曲线，对矽曲线和p有一定的影响，综合分析得其取值可偏大一点，经过多次仿真得出cI。～cI，的取值在2．5左右比较好。统的性能，但是不同子控制器的参数变化主要影响的状态变量不同，下面作一个简单的结z子控制器中的参数岛一cl。变化主要影响z曲线，矽曲线和p曲线，对x曲线和y沙子控制器中的参数c1．～Ct：变化主要影响y曲线，x曲线和y曲线，对矽曲线和9曲2．5．18f105．5．2参数5．5．2．1量子粒子群的简195年enndy和berhrt(适应值)，在整个搜索过程中，粒子共享它们“最优”位置的信息，然后使用它们的记忆硕士论最优解产生的群体智能指导优化搜索【51】【52硕士论最优解产生的群体智能指导优化搜索【51】【521。具有量子行为的PSO算法(QPSO)是在经典的粒子群算法(PSO算法)的基础上改进形成，它主要是结合了量子物理的思想修改J'PSO的“进化"方法(即更新粒子位置的方法)，N图5．18能力和局部搜索能力，算法一开始的全局搜索能力强，而局部搜索能力相对较弱，随着51。5．5．2．2硕士论5自适第一步，初始化：随机产生一个初始种群，初始化其位硕士论5自适第一步，初始化：随机产生一个初始种群，初始化其位置i(o)=【工1(O)，，(0)”J’(0)⋯一(o)=【cf(o)，《(o)，．．．，《(o)】表示第j个粒子在解空间的坐标分量，即反步法控制器待优(5-(5-J(po)=Ⅵ盯+w2乞+嵋式中，W、№、叱是加权系数，通过对Ⅵ、啦、鸭进行调整来满足系统性能的具体要求，它们的取值情况对优化后控制器的性能有很大影响。另外，仃表示系统的超调量；证，各个回路的权值相同，且姿态回路和位置回路是同步性的，所以这三个值取各位置回路的(5-易胁。mbest=_>--'P；／M=(∑Pi。／M，∑Pi2／M，．．．，∑Pi。(5—P=(rll·Pl+172·段)／(矾+仉iO+1)=p+Rand(t+1)fl[mbest一．霉其中，／l772(01)P是粒子pbes最优曲est；mbest称为迭代到最优位置中间值；∥是系统的收缩扩张系数，是量子粒子群收敛的一个重要系数；i(f)为粒子i在t次迭代过程中的相关位置信息；M是群体中所含粒子的数目；u是(O，1)之间的随机数；Rand(t+1)以一定的规律取l和．1【53】【541，本文采取以下规律Rand(t+1，={．!。：之厂(‰(f))保持不变；如果f(P7(f))<厂(以蛔，O一1))则：／(B胁(f))=f(P7(f))，反硕士论5．5．2．3优化结果及取D从1．O～O．5线性下降，由于飞机飞行的精确性很重要，所以需要严格控制其超调权系数Ⅵ、％、嗽取为1．0、0．05和1．0硕士论5．5．2．3优化结果及取D从1．O～O．5线性下降，由于飞机飞行的精确性很重要，所以需要严格控制其超调权系数Ⅵ、％、嗽取为1．0、0．05和1．0。盯Jtcl，乞图5．19即为参数优化后的系统仿切。刁》∞图5．19取表中参数时的位置曲线和姿悉曲线通过系统仿真曲线结果可看出，采用优化后的调节参数，位置响应的超调几乎为零，无稳态误差，响应时间也稍短了，相对于通过仿真比对得出的参数，优化后的参数使得系统性能得到了明显改善。5．6本章结论：所设计的控制器能够较好的实现定点悬停和轨迹跟踪，并具有一定的抗干扰性能，具有较好的鲁棒性。然后分析了调节参数的变化对系统性能的影响，从仿真实验的角度6总结与硕士论6总结与硕士论66．1本文运用小扰动法对非线性模型进行了线性化，设计了PI控制器，运用MATLA进行软件仿真，验证了控制系统的有效性。进一步，利用反馈线性化对系统进行线性化并设计了PID姿态回路和位置回路设计了滑模控制器，并通过仿真分析其控制效果，达到基本要求。进一步，通过运用反步法的基本理论，针对微小型四旋翼直升机这一欠驱动系统设计了基于反步法的滑模控制。并运用simulink搭建微小型四旋翼飞行器的仿真系统并设计了一个人机交互界面。在人机交互界面的系统中，通过仿真证明所设计的控制器能够较好的实现定点悬停和轨迹跟踪，并具有一定抗干扰性能。并运用仿真实验分析了可调参数变化对系统的影响总体来说，本文在所建立的小型四旋翼直升机的动力学模型基础上，由简单到复杂设计了控制系统，在前一步设计的控制系统基础上引入新的控制算法和结构，使飞行器最终在基于Backstepping方法的滑模自适应控制系统的控制下，表现出良好的稳定性和硕士论硕士论法，还有遗传算法、神经网络、专家系统等智能控制方法可以应用，有待进一步尝试。硕士论致谢硕士论致谢首先，我最需要感谢的是我的导师。从毕业设计的选题开始，陈老师就一直对我进也使我懂得了做学问的真谛。每次遇到问题时，老师都会从百忙之中抽出时间为我分析、解惑，与陈老师的每次交流都让我受益匪浅。在此谨向陈老师致以衷心的感谢和崇高的其次我要感谢的是在做毕业设计期间给了热心帮助的施展博士，以及在两年的学习中，同教研室的周静、赵尉清、杜仁慧等同学也对我的工作提出了很多宝贵的意见和建同时，衷心感谢我的朋友们，正是由于他们的鼓励和支持，还有在学习和生活上给我许多帮助和照顾，给我创造了良好的学习和生活环境，使我在研究生期间能专心于学业无后顾之忧。硕士论参考文GJ．Gleason．无人机系统导论【M【社[2】刘丽丽．四旋翼飞行仿真器的建模及控制方法的研究[D】，中【3]MCKERROWfour-IEEEInternationalConferenceOilRoboticsandAutomation，2004：3596-【4】聂博文．微小型四旋翼无人直升机建模及控制方法研究【D】．国防【5]t树刚．四旋翼直硕士论参考文GJ．Gleason．无人机系统导论【M【社[2】刘丽丽．四旋翼飞行仿真器的建模及控制方法的研究[D】，中【3]MCKERROWfour-IEEEInternationalConferenceOilRoboticsandAutomation，2004：3596-【4】聂博文．微小型四旋翼无人直升机建模及控制方法研究【D】．国防【5]t树刚．四旋翼直升机控制问题研究[D】．哈尔stabilizationQuadrotor【7]AlexandreRobin．Designofaflightcontrollerfor趾X4-flyerrotor-Controlof[8]SamirIndoor1Quad—Breguet-Directory,2001：1-【1O]SureshKK,KahnAD，YavrucukI．GTMARS—FlightControlsandArchite-LQcontroltechniques【l1]BOUABDALLAHS，NOTHA，SIEGWARTtoanoftheIEEEInternationalConferenceIntelligentRobotsandSystems(IROS)，2004：2451[1 ofFieldandRobotics，Australia，PortunmannedE．Visionbased【1helicoptel"quadrotor【D】．UniversityofPennsy-autonomousfour学，2003，21(4)：1【15】胡宇群．微型飞行器中的若干动力学问题研究[D】．南京航空航天大学【16】朱战霞，袁建平．无人机编队飞行问题初探[J】．飞行力学ontheRobustLPVControl ofunderactuated【18]OLFATI-aerospacevehicles[D】．MIT,200applicationroboticsFour-【RoboticsandDualCamera[20]E．Alm&J．EOstrowsl(i，and Automation．2003：4294- 【 Aircraft[J]．A姒ConferenceandExhibit1Four-【RoboticsandDualCamera[20]E．Alm&J．EOstrowsl(i，and Automation．2003：4294- 【 Aircraft[J]．A姒ConferenceandExhibit12August2008：2008—【26]张明廉．飞行控制系统[M】．北京：航空工业出版J JC．TowardIntConfF1yingRobots【28]Systems，2002普劳蒂W著，高正，陈文轩等译．直升机性能及稳定性和操纵性[M】北京：航空工业出版社P．Ostrowski，Robert ofaQuadrotorHelicopterAltuInternationalRobotics&AutomationFeedback【J】【BouabdallahandSliding-modeIndoorInternationalConferenceonandMadaniand【 aRobotsInternmionMConferenceOctober9-15，2006：3255～326Ozguner．SlidingModeControlofaQuadrotorand【32]RongDecision&ControlManchesterHotel13-Bouabdallahand【Controlofauniversal【35]EmelyanovV．S，MaticB．P，Kostylevastructure，Inst．Contr．System，1973，1：5-【36]AbdellahandofParametersUnmannedQuad-a硕士论InternationalRobotics&Automation，2004，4：2359-Mode【37]LenaickBcsnard，ControlofaUsingObserver,[D]，Huntsville，TheUniversityofAlabamain【38]杨军，吴希明．倾转旋翼机飞行控硕士论InternationalRobotics&Automation，2004，4：2359-Mode【37]LenaickBcsnard，ControlofaUsingObserver,[D]，Huntsville，TheUniversityofAlabamain【