模型直升机非线性动力学建模与控制仿真

模型直升机是一个非线性、多变量的欠驱动系统，飞行稳定受到风力等外界因素的干扰，需要闭环控制

近年来，无人直升机由于其独特的优势如价格低、噪声小、可以垂直起飞和降落、机动灵敏，在农业领域、军用领域和娱乐领域等方面得到了普遍的应用[1]。但是由于无人直升机的控制系统具有高度的复杂性和强耦合性[2]，所以如何实现无人直升机的稳定控制是无人机学术研究领域所面临的挑战。

目前很多国内外研究者对直升机的控制进行了研究， 例如文献[3]运用了滑模控制方法来跟踪直升机的轨迹，对系统进行内外环仿真，提高系统的动态性能。文献[4]讲了卡尔曼滤波和直升机自主着陆的相关性，证明了直升机可以实现稳定、灵活、无误差的飞行。文献[5]在直升机模型中运用线性二次型调节器来实现控制系统所需的性能。文献[6]主要是解决了直升机在飞行过程中遇到的风力等外界的影响，通过直接反馈同步设置和状态观测提高了系统的鲁棒性，预估并减小不确定性因素。文献[7]运用神经网络模型实现系统的姿态跟踪。为了实现系统的稳定性和抑制风力等干扰因素，实现系统的可靠性飞行，本文采用闭环控制的方法。

本文以X-Cell 60 SE 直升机为研究平台，详细介绍了模型直升机的动力学方程，将各个因素考虑在内，并且将PID 闭环控制方法应用在模型直升机的建模中，使系统能够快速响应，消除外界风力干扰等产生的误差，达到轨迹跟踪的目的，通过Simulink 仿真验证了控制系统的有效性。

2. 模型直升机动力学模型 模型直升机的装置有主旋翼、稳定杆、尾桨、垂尾和平尾等，主旋翼主要是提供模型直升机所需升力和扭矩，稳定杆的作用是作为主旋翼的稳定装置，提高系统的稳定性，尾桨的作用是提供偏航力矩， 并且与主旋翼产生的反扭矩相抵消，控制模型直升机的航向，垂尾和平尾作为稳定装置来提高整个系统的稳定性，建立的坐标系如图1 [8]。

在无人机飞行力学中，假设机体坐标系与地面坐标系之间的欧拉角为[]Tφ θ ψ，根据刚体运动的牛顿-欧拉方程可得到模型直升机的相关方程。

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