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使用 PD 和反步控制对 Pelican 四旋翼飞行器进行实时设置
近年来，四旋翼飞行器控制设计研究迅速增多。四旋翼飞行器的线性控制器设计已在多项工作中实现，如线性二次调节器 (LQR) 和比例积分微分 (PID) (Khatoon 等，2014) (Reyes-Valeria 等，2013)。非线性控制设计也已通过不同的技术实现，如反步法 (Das 等，2009)、滑模 (Runcharoon 和 Srichatrapimuk，2013) 和反馈线性化 (Saif，2009)。 (Castillo 等，2005) 将非线性控制算法与 LQR 控制律的性能进行了比较。结果表明，线性控制器应用于非线性系统时响应不稳定，而非线性控制器则表现出稳定的响应。 (Gomes 等人，2016) 使用 AR.Drone 四旋翼飞行器和 Vicon 运动捕捉系统跟踪移动目标，并使用比例微分 (PD) 控制器进行线性定位。 (Mashood 等人，2016) 展示了两架 AR.Drone 沿平方路径飞行的实验结果，使用 VICON 系统和 MATLAB/SIMULINK 进行反馈和控制实现。这可以通过 AR Drone Simulink 开发套件 (ARDSDK) 实现。 (Campbell 等人，2012) 展示了四旋翼飞行器自动驾驶仪的设计和实现，使无人机能够起飞、从一个位置转移到另一个位置并降落在所需位置。
Pelican 四旋翼飞行器的 PD 和反步控制实时设置
近年来，四旋翼飞行器控制设计研究迅速增多。四旋翼飞行器的线性控制器设计已在多项工作中实现，如线性二次调节器 (LQR) 和比例积分微分 (PID) (Khatoon 等人，2014) (Reyes-Valeria 等人，2013)。非线性控制设计也已通过不同的技术实现，如反步法 (Das 等人，2009)、滑模 (Runcharoon 和 Srichatrapimuk，2013) 和反馈线性化 (Saif，2009)。(Castillo 等人，2005) 将非线性控制算法与 LQR 控制律的性能进行了比较。结果显示，线性控制器应用于非线性系统时，响应不稳定，而非线性控制器则显示稳定响应。(Gomes 等人，2016) 使用 AR.Drone 四旋翼飞行器和 Vicon 运动捕捉系统跟踪移动目标，并使用比例微分 (PD) 控制器进行线性定位。(Mashood 等人，2016) 展示了两架 AR.Drone 使用 VICON 系统和 MATLAB/SIMULINK 进行反馈和控制实现，沿平方路径飞行的实验结果。这可以通过 AR Drone Simulink 开发套件 (ARDSDK) 实现。(Campbell 等人，2012) 展示了四旋翼飞行器自动驾驶仪的设计和实现，使无人机能够起飞、从一个位置移动到另一个位置并降落在所需位置 -
传统汽车凸极转子的开发
目录 章 页码 1. 介绍................................................................................................................ 1 2. 理论................................................................................................................... 6 2.1 直轴和交轴................................................................................................... 6 2.2 等效电路................................................................................................... 8 2.3 功率角特性................................................................................................... 9 3. 设计参数...................................................................................................... 11 3.1 气隙...................................................................................................... 11 3.2 磁通密度...................................................................................................... 12 3.3 定子和励磁绕组...................................................................................... 12 3.4 波形...................................................................................................... 13 3.5 电抗...................................................................................................... 13 3. 转子设计............................................................................................................. 15 4.1 机械...................................................................................................... 15 4.1.1 励磁绕组.
对高速旋翼空气力学的基本理解......
1.1 复合直升机的示例.......................................................................................................................................................3 1.2 倾转旋翼飞机的示例.......................................................................................................................................................3 1.3 前飞对后飞桨叶速度的影响.......................................................................................................................4 1.4 同轴反向旋转旋翼能够在前飞期间保持每个旋翼的升力不对称，每个旋翼的力矩相互抵消。通过消除后飞桨叶升力来平衡旋翼力矩的需要，可以缓解后飞桨叶失速，就像单旋翼飞行器一样（左图）[5]。................................................................ ..................................................................................................................................................................................4 1.5 兰利全尺寸风洞中的 PCA-2 转子试验装置 [11]。...9 1.6 采用悬臂转子配置的 Meyer 和 Falabella 风洞试验装置 [12]。......................................................................................................................................................................10 1.7 叶片表面压力端口的展向和弦向位置 [12]。11 1.8 零铰链偏移转子的轮毂组件，显示来自叶片的压力管连接到轮毂内的压力拾音器 [12]。 12 1.9 1965 年詹金斯在兰利全尺寸风洞中的试验装置 [13]。 14 1.10 高进速比时转子推力和 H 力系数与总距（A0）的关系，显示总距推力反转 [13]。 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19 1.13 在增加前进比的情况下，在盘面载荷恒定的情况下测得的有效旋翼升阻比 [16]。 . . . . . . . . . . . . . 21 1.14 升力对总距比和前进比的敏感度变化 [16]。 . . . . . 22 1.15 在 NASA 艾姆斯研究中心 40 x 80 英尺 NFAC 风洞中监测 UH-60A 空气载荷旋翼 [17]。 . . . . . . . . . . . . . . 24 1.16 压力传感器在仪表旋翼叶片上的分布 [17] 24 1.17 UH-60A 减速旋翼风洞试验中明显的集体推力反向趋势 [18]。 . ...
对高空旋翼空气力学的基本理解...
1.1 复合直升机示例。........................3 1.2 倾转旋翼飞机示例。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。3 1.3 前飞对后退叶片速度的影响。.........4 1.4 同轴反向旋转旋翼能够在前飞期间保持每个旋翼的升力不对称，每个旋翼的力矩相互抵消。通过消除后退叶片升力来平衡旋翼力矩的需要，可以缓解后退叶片失速，就像在单旋翼飞行器中一样（左图）[5]。..。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。..4 1.5 兰利全尺寸风洞中的 PCA-2 转子测试装置 [11]。.9 1.6 带有悬臂转子配置的 Meyer 和 Falabella 风洞测试装置 [12]。.............................10 1.7 叶片表面压力端口的展向和弦向位置 [12]。11 1.8 零铰链偏移转子的轮毂组件，显示来自叶片的压力管连接到轮毂内的压力拾取器 [12]。.12 1.9 1965 年詹金斯在兰利全尺寸风洞中的测试装置 [13]。.14 1.10 高前进比时转子推力和 H 力系数与总距 (A0) 的关系，显示总距推力反转 [13]。..........15 1.11 反向速度转子风洞模型中使用的“可逆”翼型截面轮廓 [16]。.........................18 1.12 为反向速度转子风洞模型开发的每转两个斜盘 [16]。.。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。...19 1.13 在恒定盘面载荷下测量的有效转子升阻比，以提高前进比 [16]。.......................21 1.14 升力对总距比与前进比的敏感度变化 [16]。....22 1.15 位于 NASA 艾姆斯研究中心 40 x 80 英尺 NFAC 风洞中的仪表化 UH-60A 空气负载旋翼 [17]。...。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。24 1.16 压力传感器在仪表旋翼叶片上的分布 [17] 24 1.17 UH-60A 减速旋翼风洞试验中明显的集体推力反向趋势 [18]。...................................26 1.18 不同推进比下的升阻比与升力零和正 4 度轴，40% NR [18]。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。。27
四旋翼无人飞行器的建模与滑模控制...
在本文中，我们使用非线性滑模控制方法处理四旋翼飞行器的稳定和跟踪问题。首先，借助牛顿-欧拉形式，提出了四旋翼飞行器的动态非线性模型的开发，该模型考虑了不同的物理现象和气动力和力矩。然后基于 Lyapunov 理论设计滑模控制器来稳定和跟踪四旋翼飞行器的姿态和位置。进行了几次模拟结果，以显示所提出的建模和非线性控制方法的有效性。即将开展的工作将使用基于元启发式的方法调整和优化所有 SMC 参数。此外，还将研究设计的 SMC 方法的硬件在环 (HIL) 联合仿真。
四旋翼无人机的建模与滑模控制
在本文中，我们使用非线性滑模控制方法处理四旋翼飞行器的稳定和跟踪问题。首先，借助牛顿-欧拉形式，提出了四旋翼飞行器的动态非线性模型，其中考虑了不同的物理现象和气动力及力矩。然后基于 Lyapunov 理论设计滑模控制器来稳定和跟踪四旋翼飞行器的姿态和位置。进行了几次模拟结果，以显示所提出的建模和非线性控制方法的有效性。即将进行的工作将使用基于元启发式的方法调整和优化所有 SMC 参数。此外，还将研究设计的 SMC 方法的硬件在环 (HIL) 联合仿真。
固定翼飞机和旋翼机的飞行包线模拟...
13. 摘要（最多 200 个字）已经开发出一种全面的模型拼接模拟架构，它允许基于离散点线性模型和调整数据的集合进行连续的全飞行包线模拟。模型拼接模拟架构适用于任何易于通过状态方程建模并可获得测试数据的飞机配置。特定飞行条件下的单个线性模型和调整数据与非线性元素相结合，以产生连续的准非线性模拟模型。模型拼接架构中的外推方法允许精确模拟非标称飞机负载配置，包括重量、惯性和重心的变化以及高度的变化，这些变化共同最大限度地减少了全包线模拟所需的点模型数量。模型拼接模拟架构在此应用于 CJ1 商务喷气机模型和 UH-60 通用直升机模型。对于固定翼和旋翼机应用，发现使用 8 个离散点线性模型（两个高度各 4 个点模型）加上额外的调整数据配置拼接仿真模型可以在整个空速和高度范围内进行精确模拟。针对固定翼和旋翼机应用，介绍了从飞行识别点模型开发拼接模型的飞行测试意义。
固定翼飞机和旋翼机的飞行包线模拟...
13.摘要（最多 200 个字）已经开发出一种全面的模型拼接模拟架构，它允许基于离散点线性模型和配平数据集合进行连续、完整的飞行包线模拟。模型拼接模拟架构适用于任何可通过状态方程轻松建模并可获得测试数据的飞机配置。特定飞行条件下的单个线性模型和配平数据与非线性元素相结合，以生成连续、准非线性模拟模型。模型拼接架构中的外推方法允许精确模拟非标称飞机负载配置，包括重量、惯性和重心的变化以及高度的变化，这些变化共同将全包线模拟所需的点模型数量降至最低。本文将模型拼接仿真架构应用于 CJ1 商务喷气机模型和 UH-60 通用直升机模型。对于固定翼和旋翼机应用，发现使用 8 个离散点线性模型（两个高度各 4 个点模型）加上额外的调整数据配置拼接仿真模型可以在整个空速和高度范围内进行精确模拟。本文介绍了从飞行识别点模型开发拼接模型的飞行测试对固定翼和旋翼机应用的影响。
基于自主多旋翼无人机飞行控制系统... - eucass
近来，无人机 (UAV) 作为一个快速发展的领域，吸引了越来越多的科学家和消费者的关注。人们对多旋翼无人机尤其感兴趣，它们因其低速飞行、悬停和垂直起降能力而被认为是用于高质量航空摄影、摄像、监控和其他地形探索的良好飞行平台。所述特性使它们易于在空间有限的条件下使用。显然，这种飞行器的行为是不稳定的，因此需要负责稳定和导航功能的飞行控制系统 (FCS)。此外，FCS 能够提供完全自主飞行的能力。当代电子技术的快速发展使得制造低成本和紧凑型 FCS 成为可能。然而，实施的测量单元的精度不高。多传感器数据融合是提高精度的方法之一。本文介绍了 FCS 开发中需要指导的要求和一般概念，以及飞行测试中获得的结果及其比较。特别关注多传感器数据融合方法，该方法可以提高飞行精度和可靠性。此外，还提供了硬件和软件架构的描述。