一、无人直升机模态转换控制器的设计（论文文献综述）
黄锐,胡海岩[1]（2021）在《飞行器非线性气动伺服弹性力学》文中指出现代飞行器日益呈现结构轻质化、控制系统宽通带和高权限的发展趋势.因此,非定常气动力、柔性结构和主动控制系统三者间的耦合力学成为重要的研究领域.自20世纪80年代起,航空界开始关注受控飞行器的气动弹性稳定性以及主动控制问题,但对气动/结构的非线性效应、控制回路时滞对受控飞行器动力学行为的影响规律研究尚不充分.研究这些影响规律不仅涉及非线性、高维数、多变参数和时滞效应等难题,而且必须面对空气动力、飞行器结构、驱动机构、控制系统之间的强耦合问题.其中的前沿难题是:发展非线性气动伺服弹性动力学建模理论,揭示上述因素诱发受控气动弹性振动的动力学机理,开展气动伺服弹性控制风洞实验.本文针对非线性气动伺服弹性力学所涉及的非线性非定常气动力建模、非线性结构动力学、气动伺服弹性控制律设计、气动伺服弹性实验,总结相关研究现状和最新进展,特别是近年来作者学术团队的研究成果,并对进一步研究给出若干建议.
江顺[2]（2020）在《高速直升机过渡段飞行控制技术研究》文中指出高速直升机兼具直升机的垂直起降、高机动性和固定翼飞机的高速巡航优点,在军用和民用领域得到越来越多的应用。但由于其特殊的构型也造成过渡段操纵复杂、耦合严重,控制系统设计难度大,本文将从高速直升机过渡段着手,研究其飞行控制技术,为今后提升高速直升机过渡段的飞行安全性和工程实现提供理论基础。首先,介绍样例高速直升机的构型和操纵方法,采用机理建模方法建立全量非线性数学模型,并对数学模型进行配平分析,利用小扰动方法将非线性数学模型进行线性化处理。针对过渡段进行操纵耦合特性分析,设计安全过渡走廊和最优过渡路线,为后续过渡段控制器设计奠定理论基础。然后,针对高速直升机过渡段存在操纵权限转移问题,基于RBF神经网络设计了神经网络自适应PID控制器。由神经网络自适应调整PID控制器参数,使低速/高速模式控制权限淡入淡出,在此基础上对过渡段姿态、速度和高度控制律进行设计和仿真。仿真结果表明,机体状态量未超出安全过渡走廊,神经网络自适应PID控制器能够实现过渡,但在过渡过程中操纵量存在突变现象,不利于高速直升机过渡段的飞行安全。最后,针对高速直升机过渡段存在操纵量突变的问题,采用动态逆控制和基于加权伪逆的控制分配方法设计最优分配控制器,将动态逆解算出来的信息作为控制分配输入,实现以操纵变化量和指令跟踪误差为优化目标的过渡段最优分配控制。仿真结果表明,最优分配控制器能够有效解决过渡段操纵量突变问题,且具有更好的控制精度,实用性较高,保障了过渡段的飞行安全。
毋萌[3]（2020）在《横列式双倾转旋翼飞行器模态过渡过程控制研究》文中研究表明倾转旋翼飞行器既有直升机的垂直起降功能,又有定翼机的高速巡航飞行能力,融合了两种飞行器的优点,在军民领域的用途将非常广泛。本文以XV-15为原型,针对横列式双倾转旋翼机,对三模态统一机理建模修正改进与模型特性分析,开展全模态纵垂向飞行控制策略的研究,设计合适的过渡段转换方案,使倾转旋翼机在满足高度、前飞速度等限制的情况下,安全、平稳、高效地完成从直升机模式到定翼机模式的动态转换。首先,在课题组已有基础上对非线性动力学模型的不足之处进行改善,修正气动数据。针对倾转旋翼机过渡段操纵冗余问题,确立操纵分配策略,改进倾转旋翼机的Simulink非线性仿真模型。然后,分析配平结果以及倾转旋翼机三个模态的模型操纵与响应特性,与GTRS/JANRAD对比分析所建立模型的有效性。以机翼失速限制确定低速段的短舱倾转角-速度包线,以旋翼拉力限制确定高速段的包线,结合机体姿态与操纵量的物理约束,确立短舱倾转飞行过程中的安全走廊与参考过渡路径曲线。接着,鉴于倾转旋翼机的非线性、强耦合、模型大范围变化等复杂动态行为,将基于状态方程的MPC算法应用在倾转旋翼机的纵垂向飞行控制中,结合直升机与定翼机模态各自的运动特性,以线性化状态空间模型为基础,分别设计基于模型预测控制的控制方案,通过在目标函数中引入微分偏差率改善长周期动态响应,希尔德雷思算法迭代求解控制量的方法来处理约束,最终制定了短舱倾转过渡过程的飞行控制方案,在此基础上利用Flight Gear软件进行可视化仿真。并对比MPC与LQR的关联,理论上分析了使用预测控制算法可以获得更好的控制效果。最后,设计一系列仿真实验,分析了系统模型偏离对控制性能的影响,验证了本文设计的基于MPC控制方案能够在大范围飞行条件下表现出色的性能,具有良好的鲁棒性。
宋弘毅[4]（2019）在《共轴旋翼风扇无人直升机建模与飞行控制技术研究》文中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。
贾家宁[5]（2019）在《大载荷无人机自主着陆纵向控制策略研究》文中指出大载荷无人机凭借优异的载重能力,在续航、运输、执行任务等方面有着卓越的综合效能,近年来不断受到人们的重视和青睐。作为无人机关键技术之一的自主着陆控制技术,关系到无人机能否安全着陆有效回收,其研究意义非常深远。本文以某大载荷无人机为研究对象,针对其着陆质量构型变化大、质量参数难以准确获取的特点,研究了不同质量构型下的襟翼使用策略,并在使用襟翼的基础上对自主着陆纵向控制策略进行改进和完善,提高了对象无人机在不同质量构型下着陆飞行状态的一致性,并且实现了全质量构型下的安全着陆。本文首先在建立对象无人机模型的基础上,进行了飞行特性分析。而后进行了无襟翼着陆控制策略的设计与分析,指出了该策略严重依赖质量参数且无法实现全质量构型安全着陆的局限性,并详细阐述了质量参数误差较大时影响着陆安全的具体原因。其次,针对无襟翼下无法全质量构型着陆的缺点,设计了定速调档的襟翼使用策略,保证触地速度安全的同时,提高了飞行状态的一致性。针对质量参数误差过大导致触地俯仰角安和下沉率安全性不足的问题,从改进控制律的角度出发,采用串联限幅的姿态控制以及基于直接力的触地下沉率保护控制,有效提升了着陆触地安全性。再次,针对按照质量参数使用襟翼存在安全隐患且缺乏自主修正能力的问题,设计了自动襟翼控制策略,使无人机在进场平飞段就逐渐脱离质量参数的依赖并通过控制律自主修正飞行状态偏差,从源头上提升着陆控制的自主性和安全性。最后,为了控制策略的快速验证与应用,设计开发了基于FixWingLib模型的等效仿真验证环境,并在此基础上进行了全质量构型以及多种干扰因素的组合仿真。仿真结果表明本文所设计的控制策略可以有效提高不同质量无人机着陆状态的一致性,并且实现了在包含质量参数误差以及各种干扰因素下的全质量构型安全着陆。
陈文贵[6]（2018）在《新型垂直起降双旋翼无人飞行器设计与实现》文中研究说明人们一直在探索具备更高飞行性能的无人飞行器飞行平台,要求其既具备固定翼无人机高速巡航、高效率、长航时的能力,又希望其具备如无人直升机、多旋翼飞行器那样能不需要专用起降场地、稳定悬停和极低速飞行的控制能力。可垂直起降/悬停和高速平飞两种飞行状态的飞行特征差别较大,在已有的可垂直起降&高速巡航的飞行器通常采用动力/推力部件冗余的方案或复杂的倾旋翼方案,这种方式使得飞行器的整体可靠性变差,工作效率变低;同时,其垂直飞行性能也十分有限,使得其在中小型无人飞行器上的应用受到很大限制。本文提出了一种新型双旋翼垂直起降飞行器,采用摇摆双旋翼结构既作为飞行器垂直起降的升力部件也作为飞行器平飞状态下的动力部件,简化了飞行器的动力装置数量,避免引入复杂的变距/倾旋翼结构,通过控制双旋翼的转速和摇摆舵机实现垂直飞行模式时长时间稳定的姿态控制和两种飞行模式的切换。这种飞行器外观上类似双发固定翼飞行器,其特点在于采用舵机摇摆双旋翼的动力结构,尾座式起降方式,可长时间可靠实现两种飞行状态的位置、姿态控制。通过CATIA建立了飞行器的三维模型,采用模型材料搭建了实验样机。通过分析样机的结构特点和气动特征,分析了新型飞行器的动力学特征,建立其非线性数学模型,并且设计了样机自动驾驶仪的控制器,介绍了新型飞行器上搭载的硬件系统,设计了飞控系统电路和各传感器驱动电路,设计了新型飞行器的飞控程序,通过飞行实验验证了自动驾驶仪系统的可行性和有效性。
薛辰[7]（2018）在《折叠翼飞行器变形过程飞行控制研究》文中研究指明相较于常规飞行器的固定气动特性,可变形飞行器可以根据飞行环境和任务目标的变化改变机翼结构,保证飞行器优异的飞行性能。近些年来,随着国内外可变形飞行器的课题研究逐渐深入,可变形飞行器的气动特性和建模方法取得了较为突出的进展。考虑到可变形飞行器气动参数的时变特性和系统模型的非线性特征,目前针对可变形飞行器的控制研究尚不深入。本文针对一类折叠翼飞行器,利用机翼变形改变飞行器气动性能,开展了变形辅助机动的飞行控制问题研究。首先,研究了一类折叠翼飞行器的气动参数建模与非线性动力学建模问题。通过气动仿真软件DATCOM计算了飞行器的气动参数,并经过拟合得到了包含折叠变形参量的气动函数模型。分析折叠翼飞行器的运动特性,建立了包含变形参量的非线性运动方程,仿真分析了无控状态下的折叠翼飞行器响应特性。其次,针对折叠翼飞行器非线性运动方程,建立了表征运动特性随着折叠参量变化的纵向线性变参数模型。基于飞行器LPV模型,提出了仿射参数依赖Lyapunov函数的鲁棒变增益控制法设计在无复合干扰情况下折叠翼飞行器的增稳控制器,仿真验证了所采用控制方法的可靠性和优越性,并且分析了机翼折叠对系统飞行性能的影响。针对复合干扰情况,设计了滑模干扰观测器,在实现变形过程稳定的同时保证了系统鲁棒性能。最后,研究了折叠翼飞行器的辅助机动问题,建立了利用折叠辅助机动的折叠翼飞行器的模型,同时设计了飞行控制器。将折叠角变化作为附加控制输入,设计了一种基于反馈线性化的非奇异动态终端滑模控制器（NDTSMC）。姿态跟踪仿真结果表明,采用折叠辅助机动的折叠翼飞行器机动性和抗扰能力比传统飞行器强。
曹燕[8]（2018）在《复合式高速直升机飞行动力学建模与控制技术研究》文中认为复合式高速直升机因其兼具垂直起降、空中悬停和高速巡航飞行能力,在军事和民用领域有着极大的应用价值,是直升机未来的重要发展方向之一。本文以“共轴刚性旋翼+螺旋桨推进器”构型的复合式高速直升机为研究对象,开展复合式高速直升机飞行动力学建模与飞行控制技术研究,主要工作内容和成果如下:首先,介绍了样例复合式高速直升机的构型特点及操纵方式,结合空气动力学原理和样例复合式高速直升机的气动参数,建立了样例复合式高速直升机全量非线性飞行动力学数学模型。在此基础上,以样例复合式高速直升机的小扰动线性化模型为基础,通过分析运动模态和时域响应特性,研究了其稳定特性和操纵耦合特性。其次,针对样例复合式高速直升机动力学模型存在不确定性的问题以及控制量输入受限的约束,改进了一种基于扩大正不变集理论的单向辅助面滑模姿态控制算法,通过将被控量偏差作为约束条件引入单向辅助面的设计过程,保证了姿态跟踪误差始终处于设计范围内。针对姿态回路快速响应的控制需求,设计了变指数趋近律和终端吸引子,从而在提高被控量收敛速度的同时抑制控制量稳态抖振现象。仿真结果表明,所提出的姿态控制算法能快速跟踪姿态指令,并保证跟踪误差始终满足设计要求,避免了控制量的饱和问题。最后,针对样例复合式高速直升机由低速向高速模式过渡过程中操纵方式与气动特性变化范围大的问题,基于线性变参数控制理论研究了样例复合式高速直升机大包线飞行控制问题。以速度为调参变量将样例复合式高速直升机的动力学系统划分为若干重叠子区域,基于多胞理论和间隙度量理论,分别设计了各子区域的最优控制器,采用重叠区域滞后切换策略实现大包线内各子区域控制器的切换。仿真结果表明,设计的全包线飞行控制算法能够实现对指令的准确跟踪,保证了各模态控制器切换的稳定性。
陈超[9]（2017）在《小型倾转旋翼无人机过渡模态控制方法研究》文中进行了进一步梳理小型倾转旋翼无人机成本低,能够以固定翼模态高效、高速、长航时飞行,同时又能以旋翼模态垂直起降、悬停、低速飞行,在多个领域具有很好的应用前景。小型倾转旋翼无人机之所以有这些优势是因为其过渡模态通过倾转旋翼实现了固定翼模态和旋翼模态之间切换。然而过渡模态的建模和飞行控制存在很多难题。在建模方面,需要同时考虑旋翼模态的拉力矢量作用和固定翼模态的机体气动力学特性,并且随着旋翼的倾转,旋翼与机翼之间存在时变的气流相互干扰,机体重心位置改变。在控制方面,过渡模态的倾转旋翼无人机由于拉力的矢量作用呈现非线性、多通道耦合特性和输入非仿射性,并且旋翼模态和固定翼模态的控制逻辑不同甚至相互矛盾、执行机构种类数量不同更加大了控制系统实现状态和控制逻辑平稳过渡的难度。此外与普通旋翼无人机和固定翼无人机只对系统状态进行运动控制不同,过渡模态还需要制定策略以规划旋翼的倾转运动确保飞行安全,控制系统需要根据制定的策略进行设计才能保证过渡模态的平稳飞行。本文以集群作战平台研制和倾转旋翼无人机关键技术研究等项目为背景,开展了小型倾转旋翼无人机设计、非线性动力学建模和过渡模态控制方法的研究,主要的研究工作和创新点如下:1、优化设计了小型倾转旋翼无人机系统,减小了旋翼与固定翼之间气流的相互干扰,消除了旋翼电机装配体倾转引起整机重心和转动惯量的变化。首先对倾转旋翼无人机系统的固定翼构型、旋翼构型、倾转机构和电池进行了优化设计,减小了旋翼与固定翼之间气流的相互干扰,消除了旋翼电机装配体倾转引起整机重心和转动惯量的变化并满足航时载荷总重指标,进而从系统设计构建环节就降低了建模和控制器设计的难度。然后采用开源飞控和商用高性能传感器构成的飞控系统以及采用扩展卡尔曼滤波算法融合处理多传感器数据,为系统辨识和控制系统设计提供可靠的数据保障。针对系统特点设计了各模态下的操纵逻辑和全模态飞行的任务剖面。构建的系统相对于现有其他倾转旋翼无人机拥有更高的航时重量比以及满意的有效载荷重量比,为本文后续建模、控制方法设计和策略设计奠定了基础。2、采用动力学建模和系统辨识相结合的方法针对小型倾转旋翼无人机实现建模,动力学模型与实际系统响应曲线一致性验证了模型的准确性。本文借鉴固定翼无人机建模方法,采用了动力学建模与系统辨识相结合的建模方法。首先利用牛顿欧拉方法对机体和旋翼的力和力矩建模,结合刚体动力学建模方法,不同模态动力学建模实现用同一模型统一表示。然后对模型中的未知非气动和气动系数采用系统辨识方法分别确定。非气动系数确定过程中采用改进复摆法改善了转动惯量测量对摆线长度敏感问题,采用标定舵机方法解决了无法安装传感器的问题;采用测量拟合的方法获得了旋翼拉力和力矩系数。再以非气动系数测量结果为基础对气动系数进行辨识。辨识模型的未知气动系数中,设计输入信号和实验流程,预处理统一了数据采样频率、去除了高频噪声、采用全局平滑结合多项式拟合求导方法获取了角加速度数据,采用方程误差方法对气动系数进行辨识。辨识结果显示气动系数偏导数相近,且符合实际机体设计。验证结果显示拟合度较高、误差均方根较小,验证了气动系数辨识的准确性。最后用动力学模型与实际系统响应曲线的一致性进一步验证了建立的模型可以表示系统动力学特性,为控制方法研究奠定了基础。3、优化完善了倾转角跳变策略,设计了基于该策略的旋翼和固定翼控制逻辑权重系数,提出了过渡模态迭代控制分配方法,实现了快速的过渡模态飞行。开源飞控广泛使用的倾转角跳变策略用于本系统时存在引起姿态、高度振荡问题,无法保证本系统飞行安全,并且由于倾转角的倾转作用,开源飞控广泛采用的固定分配矩阵不适用于过渡模态。针对这两个问题,本文保留了开源飞控控制器设计以及控制系统框架,在此基础上首先对倾转角跳变策略进行重新优化完善,然后设计了旋翼和固定翼控制逻辑的权重系数并提出了旋翼转速和倾转角分别计算的基于过渡模态动力学的迭代分配方法。倾转过程姿态控制仿真和实际实验结果验证了迭代分配与采用固定分配矩阵相比,能够保证系统稳定,姿态跟踪更加准确。过渡模态仿真和实际飞行实验显示小型倾转旋翼无人机系统实现了过渡模态飞行,解决了两种执行机构并存、控制机构冗余和输入非仿射的问题,用时6s,高度变化6m,验证了迭代分配和完善优化的策略的有效性。4、提出了基于倾转角渐变策略的级联控制系统,系统的位置环、速度环、角度环控制器和控制分配根据空速的不同按高速段和低速段分别进行了设计,增强了过渡模态的抗干扰能力和横向位置控制能力,保证用时少的同时显着提高了过渡模态的平稳性。针对采用倾转角跳变策略实验中出现的抗干扰能力差,过渡模态姿态存在较大波动、横向位置发散问题。首先采用倾转角渐变策略设计了由位置控制、速度控制、角度控制、角速度控制和分配器构成的级联控制系统。在位置、速度和角度环分别为横向和径向动力学设计了高速段和低速段的控制器,角速度和速度环采用基于干扰观测器的滑模控制方法进行控制。控制分配通过调节以空速为变量的权重系数实现了旋翼和固定翼模态两种操纵逻辑和执行机构的过渡,通过变量替换的方式解决了输入非仿射系统的控制分配问题。最后对倾转角渐变策略的倾转过程终止条件和俯仰角期望进行了设计,以实现更平稳的过渡,避免执行机构饱和。分别进行了无干扰和有由重心、气动系数、转动惯量、风构成的干扰仿真实验,结果显示过渡模态用时不到10s,高度变化不超过0.6m,姿态平稳,执行机构基本无饱和,增强了过渡模态的抗干扰能力和横向位置控制能力,保证了过渡模态的快速性的同时显着提高了过渡模态飞行的平稳性,验证了控制系统和控制策略的有效性。
周志浩[10]（2017）在《升力转换式无人机飞行模式转换控制方法研究》文中认为升力转换式无人机是一种既能垂直起降、低速悬停又能高速巡航的新构型飞行器,由于兼顾了直升机和固定翼的优点,使其快速成为无人机研究领域的热点。飞行模式转换是升力转换式无人机的重要飞行环节,是实现低速悬停和高速巡航之间相互转换的桥梁。由于飞行模式转换是一个大机动、高度非线性的多输入多输出系统,使其控制系统设计面临着巨大的挑战。本文以实验室自主设计的样例升力转换式无人机为对象,研究并探索了飞行模式转换的控制方法并进行了试飞试验,从工程的角度验证了飞行模式转换的可行性,为升力转换式无人机飞行模式转换控制技术研究奠定了基础。首先,介绍了样例升力转换式无人机的结构特点,利用模块化建模方法建立了其六自由度非线性数学模型,并在Matlab中验证了模型的正确性;在模型线性化的基础上分析了飞行模式转换过程的稳定性变化,为后续过渡走廊的建立和控制律的设计奠定了基础。其次,分析了飞行模式转换过程中的操纵策略,确定了飞行模式转换的初始条件,并建立了过渡飞行走廊;对其非线性模型进行简化分析得到了过渡段的纵向子系统模型;在此基础上对飞行模式转换过程中不同飞行状态下的纵向增稳控制、俯仰角跟踪控制、飞行速度跟踪控制进行控制律设计与仿真。再次,针对飞行模式转换过程中飞行器气动参数变化并且存在不可预知的干扰因素问题,本文提出了用1L自适应跟踪控制方法来优化飞行模式转换过程的姿态和速度跟踪控制效果,并提高系统的鲁棒性;通过仿真实验验证了1L自适应跟踪控制方法在飞行模式转换过程中的可行性和优越性。最后,通过分析飞行控制系统的软硬件需求,设计了一款由DSP和ARM组成的高性能双核控制器,并选取了执行机构与传感器系统;设计了数据采集软件、飞行控制算法软件和遥控遥测系统软件;完成了飞行模式转换的试飞试验,验证了所设计的飞行模式转换控制律和飞行控制系统的可行性和有效性。
二、无人直升机模态转换控制器的设计（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：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（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。
三、无人直升机模态转换控制器的设计（论文提纲范文）
（1）飞行器非线性气动伺服弹性力学（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 非定常空气动力学模型 |
| 2.1 非定常气动力系统的非线性辨识 |
| 2.2 非定常气动力的数据驱动建模 |
| 3 非线性结构动力学 |
| 3.1 具有时变参数的非线性结构动力学建模 |
| 3.2 变体机翼非线性气动伺服弹性力学特性 |
| 4 气动伺服弹性控制律设计 |
| 4.1 气动伺服弹性鲁棒控制 |
| 4.2 气动伺服弹性时滞反馈控制 |
| 4.3 气动伺服弹性的自抗扰控制 |
| 4.4 基于强化学习的控制律设计 |
| 5 气动伺服弹性实验 |
| 5.1 气动伺服弹性系统的实验/试验 |
| 5.2 气动伺服弹性系统实验的时滞效应 |
| 5.3 全机体自由度颤振主动抑制实验 |
| 6 非线性气动伺服弹性力学研究面临的新挑战 |
| 6.1 飞行器非定常气动力数据驱动建模方法研究 |
| 6.2 飞行器非线性/时变结构动力学 |
| 6.3 柔性飞行器的气动弹性控制与飞行试验 |
| 7 结论 |
（2）高速直升机过渡段飞行控制技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究目的与意义 |
| 1.2 高速直升机研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.3 飞行控制技术研究现状 |
| 1.4 本文研究内容及安排 |
| 第二章 高速直升机建模与过渡策略设计 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 飞行动力学建模 |
| 2.2.1 样例高速直升机构型 |
| 2.2.2 六自由度动力学方程 |
| 2.3 高速直升机配平与线性化 |
| 2.3.1 过渡段配平分析 |
| 2.3.2 非线性方程线性化 |
| 2.4 过渡段操纵耦合特性分析 |
| 2.5 过渡策略设计 |
| 2.5.1 过渡段基本操纵 |
| 2.5.2 过渡段起点和终点 |
| 2.5.3 操纵分配方法 |
| 2.5.4 过渡走廊 |
| 2.5.5 最优过渡路线 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 高速直升机过渡段神经网络自适应PID控制器设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 神经网络自适应PID理论 |
| 3.2.1 神经网络结构 |
| 3.2.2 参数自适应调整 |
| 3.3 过渡段控制系统总体设计 |
| 3.4 神经网络自适应PID控制律设计 |
| 3.4.1 俯仰姿态控制律设计 |
| 3.4.2 前飞速度控制律设计 |
| 3.4.3 高度控制律设计 |
| 3.4.4 滚转姿态控制律设计 |
| 3.4.5 航向控制律设计 |
| 3.5 仿真分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 高速直升机过渡段最优分配控制器设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 飞行控制律设计 |
| 4.2.1 动态逆控制理论 |
| 4.2.2 内环快状态量控制回路设计 |
| 4.2.3 外环慢状态量控制回路设计 |
| 4.3 控制分配器设计 |
| 4.3.1 最优分配方法 |
| 4.3.2 过渡段控制分配问题描述 |
| 4.3.3 操纵约束 |
| 4.3.4 最优分配策略设计 |
| 4.4 仿真验证 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 研究工作总结 |
| 5.2 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
| 附录 样例共轴高速直升机在过渡段时的模型数据 |
（3）横列式双倾转旋翼飞行器模态过渡过程控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景与意义 |
| 1.2 倾转旋翼机发展历程 |
| 1.3 倾转旋翼机研究现状 |
| 1.3.1 倾转多旋翼布局结构发展及转换控制方案 |
| 1.3.2 控制算法研究现状 |
| 1.4 模型预测控制的研究现状 |
| 1.5 本文的主要内容与结构安排 |
| 第二章 倾转旋翼机纵垂向飞行力学模型 |
| 2.1 坐标系定义及变换 |
| 2.2 三自由度非线性模型 |
| 2.2.1 气动模型 |
| 2.2.2 运动方程 |
| 2.3 操纵分配策略 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 模型配平分析与走廊曲线的确定 |
| 3.1 配平 |
| 3.2 配平点的非线性模型分析 |
| 3.3 线性化模型与分析 |
| 3.4 走廊与参考过渡曲线的确定 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 倾转旋翼机单模态控制器设计 |
| 4.1 基于参数化模型的预测控制 |
| 4.1.1 基本原理 |
| 4.1.2 算法改进 |
| 4.2 基于模型预测算法的单模态控制器设计 |
| 4.2.1 直升机模态控制 |
| 4.2.2 定翼机模态控制 |
| 4.3 本章小结 |
| 第五章 倾转旋翼机过渡过程切换控制 |
| 5.1 过渡过程切换控制方案设计 |
| 5.2 鲁棒性分析 |
| 5.2.1 转动惯量偏差的影响 |
| 5.2.2 升力阻力系数偏差的影响 |
| 5.2.3 质心平移偏差的影响 |
| 5.3 FLIGHT GEAR可视化仿真 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
| 附录 XV-15基本参数 |
（4）共轴旋翼风扇无人直升机建模与飞行控制技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 无人直升机飞行控制技术研究现状 |
| 1.3 研究内容及章节安排 |
| 第二章 共轴旋翼风扇无人直升机动力学建模与特性分析 |
| 2.1 无人直升机基本参数与操纵原理 |
| 2.2 坐标系定义与转换 |
| 2.2.1 坐标系定义 |
| 2.2.2 坐标系转换 |
| 2.3 共轴旋翼风扇无人直升机飞行动力学模型 |
| 2.3.1 旋翼动力学模型 |
| 2.3.2 风扇动力学模型 |
| 2.3.3 涵道机身动力学模型 |
| 2.3.4 起落架模型 |
| 2.4 地面效应模型 |
| 2.5 共轴旋翼风扇无人直升机运动学模型 |
| 2.6 共轴旋翼风扇无人直升机操纵特性分析 |
| 2.7 共轴旋翼风扇无人直升机稳定性分析 |
| 2.7.1 模型配平与线性化 |
| 2.7.2 运动模态分析 |
| 2.8 本章小结 |
| 第三章 非线性抗饱和鲁棒控制器设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 抗饱和控制理论基础 |
| 3.3 反步非线性抗饱和控制算法 |
| 3.4 反步非线性抗饱和姿态控制器设计 |
| 3.4.1 设计步骤 |
| 3.4.2 稳定性分析 |
| 3.5 仿真与分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 基于切换的无人直升机自动起降控制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 切换系统控制理论基础 |
| 4.3 非线性切换控制算法 |
| 4.4 共轴旋翼风扇无人直升机切换控制器设计 |
| 4.5 仿真与分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 工作总结 |
| 5.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及学术论文情况 |
（5）大载荷无人机自主着陆纵向控制策略研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 注释表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 大载荷无人机概述 |
| 1.2 无人机自主着陆控制总体结构 |
| 1.2.1 无人机自主着陆过程描述 |
| 1.2.2 自主着陆控制系统 |
| 1.3 课题背景 |
| 1.3.1 自主着陆控制研究现状 |
| 1.3.2 大载荷无人机的着陆控制难点 |
| 1.4 研究内容安排 |
| 第二章 对象建模与特性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 对象无人机建模 |
| 2.2.1 刚体运动方程 |
| 2.2.2 力和力矩计算 |
| 2.2.3 风干扰建模 |
| 2.2.4 无人机纵向线性模型 |
| 2.3 对象特性分析 |
| 2.3.1 气动特性分析 |
| 2.3.2 不同气动构型下的配平特性 |
| 2.3.3 不同质量构型下的配平特性 |
| 2.3.4 模态分析 |
| 2.4 安全着陆标准 |
| 2.5 本章小结 |
| 第三章 无襟翼着陆控制策略分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 无襟翼着陆控制策略 |
| 3.2.1 着陆轨迹线 |
| 3.2.2 进场平飞段 |
| 3.2.3 轨迹捕获段 |
| 3.2.4 陡下滑段 |
| 3.2.5 浅下滑段 |
| 3.2.6 地面滑跑段 |
| 3.3 无襟翼着陆策略仿真结果 |
| 3.3.1 仿真条件制定 |
| 3.3.2 质量参数准确时的着陆仿真 |
| 3.3.3 质量参数存在误差的着陆仿真 |
| 3.4 无襟翼着陆策略的局限性 |
| 3.4.1 无法全质量构型以安全速度着陆 |
| 3.4.2 质量参数误差较大时影响着陆安全 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 有襟翼着陆控制策略设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 襟翼使用的必要性 |
| 4.2.1 仅调整飞行状态量无法低速着陆 |
| 4.2.2 使用襟翼着陆简单有效 |
| 4.3 定速调档的襟翼使用策略设计 |
| 4.3.1 襟翼使用方案设计 |
| 4.3.2 襟翼舵面选取 |
| 4.3.3 襟翼使用过程 |
| 4.3.4 仿真结果 |
| 4.4 基于串联限幅结构的触地俯仰角保护控制律设计 |
| 4.4.1 控制结构及原理 |
| 4.4.2 限幅参数设计 |
| 4.4.3 仿真结果 |
| 4.5 基于直接升力的触地下沉率保护控制律设计 |
| 4.5.1 风干扰下仅用升降舵进行轨迹控制的缺点 |
| 4.5.2 触地下沉率保护控制方案设计 |
| 4.5.3 触地下沉率保护控制结构设计 |
| 4.5.4 仿真结果 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 自动襟翼控制策略设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于高度积分触发的襟翼补偿修正控制设计 |
| 5.2.1 工作原理和控制方案 |
| 5.2.2 控制结构设计 |
| 5.2.3 触发时机及阈值设计 |
| 5.2.4 仿真结果 |
| 5.2.5 补偿修正控制的优点与不足 |
| 5.3 自动襟翼闭环控制策略设计 |
| 5.3.1 控制方案设计 |
| 5.3.2 可替代性分析 |
| 5.3.3 自动襟翼控制律设计 |
| 5.3.4 自动襟翼控制过程 |
| 5.3.5 仿真结果 |
| 5.3.6 自动襟翼控制的优点 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 综合仿真验证 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 等效仿真环境开发 |
| 6.2.1 等效仿真验证环境总体框架 |
| 6.2.2 基于FixedWingLib的无人机模型软件开发 |
| 6.2.3 飞控软件的等效处理 |
| 6.3 全质量构型安全着陆仿真验证 |
| 6.3.1 仿真验证方案 |
| 6.3.2 仿真验证结果 |
| 6.3.3 仿真结果对比及结论 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 论文的主要工作 |
| 7.2 后续研究工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（6）新型垂直起降双旋翼无人飞行器设计与实现（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外发展与研究现状 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第二章 新型双旋翼垂直起降飞行器结构与控制原理 |
| 2.1 新型双旋翼垂直起降无人机的结构 |
| 2.1.1 新型双旋翼垂直起降飞行器的结构和组成 |
| 2.1.2 飞行器设计指标和基本参数 |
| 2.2 新型无人机的运动控制方案 |
| 2.2.1 水平飞行模式的控制方案 |
| 2.2.2 垂直飞行模式的控制方案 |
| 2.3 飞行模式切换 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 新型垂直起降双旋翼无人机系统建模 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 坐标系描述和坐标变换 |
| 3.2.1 坐标系描述 |
| 3.2.2 坐标转换 |
| 3.3 机体受力与力矩分析 |
| 3.3.1 水平飞行模式的气动力和气动力矩 |
| 3.3.2 垂直飞行模式下的气动力和气动力矩 |
| 3.4 飞行器动力学方程 |
| 3.4.1 飞行器质心运动的动力学方程 |
| 3.4.2 飞行器绕质心运动的动力学方程 |
| 3.5 飞行器运动学方程 |
| 3.5.1 水平飞行模式的六自由度数学模型 |
| 3.5.2 垂直飞行模式的六自由度数学模型 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 控制器设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 PID控制介绍 |
| 4.3 PID参数调整 |
| 4.4 控制器设计 |
| 第五章 新型双旋翼垂直起降无人机硬件与电路设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 动力组硬件 |
| 5.3 通讯链路 |
| 5.4 LED电路 |
| 5.5 供电方案与电源模块 |
| 5.6 飞控硬件 |
| 5.6.1 STM32F407 控制器简介 |
| 5.6.2 主控电路 |
| 5.7 传感器 |
| 5.7.1 IMU模块 |
| 5.7.2 气压高度计 |
| 5.7.3 空速计 |
| 5.7.4 GPS模块 |
| 5.7.5 电子磁罗盘 |
| 5.8 本章小结 |
| 第六章 控制系统软件设计 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 飞控系统系统主程序 |
| 6.3 PID算法实现流程 |
| 6.4 数据通讯 |
| 6.4.1 遥控操作指令采集 |
| 6.4.2 传感器数据采集 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 飞行实验 |
| 7.1 位置保持 |
| 7.2 高度保持与速度响应 |
| 7.3 抗干扰能力 |
| 7.4 本章小结 |
| 第八章 总结与展望 |
| 8.1 工作总结 |
| 8.2 本文存在的不足和展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（7）折叠翼飞行器变形过程飞行控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 研究背景及意义 |
| 1.3 折叠翼飞行器研究现状 |
| 1.4 变体飞行器控制问题研究 |
| 1.4.1 飞行器气动参数获取 |
| 1.4.2 鲁棒变增益控制理论 |
| 1.4.3 LPV系统建模 |
| 1.4.4 变形辅助控制问题 |
| 1.5 研究内容与结构安排 |
| 第二章 折叠翼飞行器气动参数建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 气动参数分析 |
| 2.2.1 折叠翼飞行器气动数据获取 |
| 2.2.2 折叠翼飞行器气动数据处理 |
| 2.3 折叠翼飞行器气动函数建模 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 折叠翼飞行器动力学建模与特性分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 飞行器结构参数 |
| 3.3 折叠翼飞行器坐标轴系的选取 |
| 3.4 折叠翼飞行器动力学模型的建立 |
| 3.4.1 动力学方程 |
| 3.4.2 小扰动线性化 |
| 3.4.3 折叠翼飞行器配平 |
| 3.5 动态响应仿真分析 |
| 3.5.1 无控动态响应 |
| 3.5.2 折叠翼飞行器跟踪响应 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 折叠翼飞行器变形增稳控制研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 折叠翼飞行器LPV建模与分析 |
| 4.2.1 折叠翼飞行器系统模型分析 |
| 4.2.2 建立折叠翼飞行器LPV模型 |
| 4.2.3 折叠翼飞行器飞行特性分析 |
| 4.3 基于LPV系统的鲁棒变增益控制设计 |
| 4.3.1 问题描述 |
| 4.3.2 状态反馈控制器设计 |
| 4.3.3 控制器稳定性分析 |
| 4.4 基于滑模干扰观测器的鲁棒增益调度控制设计 |
| 4.4.1 问题描述 |
| 4.4.2 基于滑模干扰观测器的鲁棒变增益控制设计 |
| 4.4.3 稳定性分析 |
| 4.5 折叠翼飞行器变形过程飞行控制仿真与分析 |
| 4.5.1 标称条件下飞行控制仿真与分析 |
| 4.5.2 干扰条件下飞行控制仿真与分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 基于滑模控制的折叠翼飞行器辅助机动研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 包含变形辅助机动的折叠翼飞行器动力学建模 |
| 5.3 折叠翼飞行器解耦控制设计 |
| 5.4 折叠翼飞行器的非奇异动态终端滑模控制 |
| 5.4.1 NDTSMC设计 |
| 5.4.2 系统稳定性证明 |
| 5.5 仿真与分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文工作总结 |
| 6.2 后续工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（8）复合式高速直升机飞行动力学建模与控制技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 复合式高速直升机国内外研究现状 |
| 1.3 直升机控制技术研究现状 |
| 1.4 研究内容及章节安排 |
| 第二章 复合式高速直升机飞行动力学建模与稳定性分析 |
| 2.1 复合式高速直升机构型与操纵 |
| 2.2 坐标系定义 |
| 2.3 复合式高速直升机飞行动力学建模 |
| 2.3.1 旋翼动力学模型 |
| 2.3.2 推进器动力学模型 |
| 2.3.3 机身模型 |
| 2.3.4 气动尾翼动力学模型 |
| 2.3.5 重力模型 |
| 2.3.6 全量非线性飞行动力学模型 |
| 2.4 复合式高速直升机配平与线性化模型 |
| 2.5 复合式高速直升机的操稳特性分析 |
| 2.5.1 稳定性分析 |
| 2.5.2 操纵性与耦合特性分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 复合式高速直升机低速飞行模式姿态控制器设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 滑模控制理论基础 |
| 3.3 基于扩大正不变集的单向辅助面滑模控制算法 |
| 3.3.1 设计步骤 |
| 3.3.2 稳定性分析 |
| 3.4 姿态控制器设计 |
| 3.5 仿真与分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 复合式高速直升机过渡飞行模式LPV切换控制器设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 多胞线性变参数系统 |
| 4.2.1 线性变参数系统 |
| 4.2.2 雅克比线性化方法 |
| 4.2.3 基于奇异值分解的LPV模型多胞形转化 |
| 4.3 基于间隙度量的LPV鲁棒控制器设计 |
| 4.3.1 间隙度量 |
| 4.3.2 滞后切换策略 |
| 4.3.3 鲁棒H_∞输出反馈控制器设计 |
| 4.4 样例直升机纵向切换LPV控制器设计与仿真 |
| 4.4.1 样例直升机的纵向LPV模型 |
| 4.4.2 样例直升机的纵向LPV控制器设计 |
| 4.4.3 仿真与分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术成果 |
（9）小型倾转旋翼无人机过渡模态控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和意义 |
| 1.2 倾转旋翼无人机研究现状 |
| 1.2.1 倾转旋翼无人机发展概况 |
| 1.2.2 倾转旋翼无人机系统建模 |
| 1.2.3 倾转旋翼无人机控制方法 |
| 1.3 论文的研究内容、创新点和组织结构 |
| 1.3.1 主要研究内容 |
| 1.3.2 创新点 |
| 1.3.3 论文组织结构 |
| 第二章 小型倾转旋翼无人机系统优化设计 |
| 2.1 小型倾转旋翼无人机机体优化设计 |
| 2.1.1 固定翼构型设计 |
| 2.1.2 旋翼构型设计 |
| 2.1.3 倾转机构设计 |
| 2.1.4 电池计算选型 |
| 2.1.5 优化设计结果分析 |
| 2.2 飞控系统选择与分析 |
| 2.2.1 飞控系统硬件选型与设计 |
| 2.2.2 飞控系统传感器数据处理 |
| 2.3 操纵逻辑与任务剖面设计 |
| 2.3.1 操纵逻辑设计 |
| 2.3.2 任务剖面设计 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 小型倾转旋翼无人机动力学建模与辨识 |
| 3.1 小型倾转旋翼无人机动力学建模 |
| 3.1.1 坐标系定义 |
| 3.1.2 旋翼气动力模型 |
| 3.1.3 动力学方程 |
| 3.2 小型倾转旋翼无人机动力学系统辨识 |
| 3.2.1 非气动系数测量 |
| 3.2.2 气动系数系统辨识实验设计 |
| 3.2.3 气动系数估计 |
| 3.3 动力学模型适用性分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 基于倾转角跳变策略的控制方法研究 |
| 4.1 飞行控制架构 |
| 4.2 倾转过程策略设计 |
| 4.3 逆倾转过程策略设计 |
| 4.4 过渡模态控制分配设计 |
| 4.4.1 倾转过程P1 阶段控制分配 |
| 4.4.2 倾转过程P2 阶段和逆倾转过程控制分配 |
| 4.5 实验验证 |
| 4.5.1 仿真实验验证 |
| 4.5.2 实际飞行实验验证 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 基于倾转角渐变策略的控制方法研究 |
| 5.1 基于干扰观测器的滑模控制 |
| 5.1.1 滑模控制理论基础 |
| 5.1.2 干扰观测器 |
| 5.1.3 基于干扰观测器的滑模控制器设计与稳定性证明 |
| 5.2 整体控制框架 |
| 5.3 过渡模态控制设计 |
| 5.3.1 位置控制环设计 |
| 5.3.2 速度控制环设计 |
| 5.3.3 角度控制环设计 |
| 5.3.4 角速度控制环设计 |
| 5.4 控制分配 |
| 5.5 过渡模态策略设计 |
| 5.5.1 倾转过程策略设计 |
| 5.5.2 逆倾转过程策略设计 |
| 5.6 仿真实验验证 |
| 5.6.1 无干扰下的过渡模态仿真试验验证 |
| 5.6.2 有干扰下的过渡模态仿真试验验证 |
| 5.7 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 总结 |
| 6.2 进一步展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录 A舵机转速和电机轴倾转角速度关系推导 |
| 附录 B辨识数据 |
（10）升力转换式无人机飞行模式转换控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究目的与意义 |
| 1.2 升力转换式无人机国内外研究现状 |
| 1.3 飞行模式转换控制技术研究现状 |
| 1.4 本文研究内容及安排 |
| 第二章 样例升力转换式无人机建模与分析 |
| 2.1 坐标系定义 |
| 2.2 样例升力转换式无人机 |
| 2.3 样例升力转换式无人机建模 |
| 2.3.1 各部件气动力建模 |
| 2.3.2 动力学方程 |
| 2.4 样例升力转换式无人机线性化模型 |
| 2.5 样例升力转换式无人机稳定性分析 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 飞行模式转换分析与控制律设计 |
| 3.1 飞行模式转换操纵方案设计 |
| 3.2 飞行模式转换过渡方案设计 |
| 3.2.1 初始转换条件选择 |
| 3.2.2 过渡走廊建立 |
| 3.3 过渡段模型简化 |
| 3.4 飞行模式转换控制律设计 |
| 3.4.1 纵向增稳回路控制律设计 |
| 3.4.2 纵向姿态跟踪回路控制律设计 |
| 3.4.3 飞行速度跟踪回路控制律设计 |
| 3.4.4 过渡段控制律设计 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 飞行模式转换自适应控制律设计 |
| 4.1 过渡过程控制问题描述 |
| 4.2 过渡段L_1自适应控制器设计 |
| 4.2.1 L_1自适应控制器结构框图设计 |
| 4.2.2 状态预测器的设计 |
| 4.2.3 自适应控制律设计 |
| 4.2.4 稳态及暂态性能分析 |
| 4.3 过渡段L_1自适应控制仿真实验 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 升力转换式无人机控制系统实现与飞行试验 |
| 5.1 飞行控制系统硬件总体设计 |
| 5.1.1 基于ARM和DSP的控制器设计 |
| 5.1.2 传感器系统设计 |
| 5.1.3 执行机构系统设计 |
| 5.2 飞行控制系统软件设计 |
| 5.2.1 机载飞行控制系统软件设计 |
| 5.2.2 地面遥控遥测系统软件设计 |
| 5.3 升力转换式无人机飞行试验 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 论文总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
四、无人直升机模态转换控制器的设计（论文参考文献）
- [1]飞行器非线性气动伺服弹性力学[J]. 黄锐,胡海岩. 力学进展, 2021(03)
- [2]高速直升机过渡段飞行控制技术研究[D]. 江顺. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [3]横列式双倾转旋翼飞行器模态过渡过程控制研究[D]. 毋萌. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [4]共轴旋翼风扇无人直升机建模与飞行控制技术研究[D]. 宋弘毅. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [5]大载荷无人机自主着陆纵向控制策略研究[D]. 贾家宁. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [6]新型垂直起降双旋翼无人飞行器设计与实现[D]. 陈文贵. 佛山科学技术学院, 2018(02)
- [7]折叠翼飞行器变形过程飞行控制研究[D]. 薛辰. 南京航空航天大学, 2018(02)
- [8]复合式高速直升机飞行动力学建模与控制技术研究[D]. 曹燕. 南京航空航天大学, 2018(02)
- [9]小型倾转旋翼无人机过渡模态控制方法研究[D]. 陈超. 国防科技大学, 2017(02)
- [10]升力转换式无人机飞行模式转换控制方法研究[D]. 周志浩. 南京航空航天大学, 2017(03)