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基于Simulink的直升机抗干扰控制律的设计与仿真

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基于Simulink的直升机抗干扰控制律的设计与仿真
作者：张娜娜朱荣刚杨立一
来源：《现代电子技术》2013年第21期
摘要：直升机是一种比较复杂的飞行器，基于工程需求，直升机机体腹部安装了一个可以打开和收起的外挂部件，该外挂部件的转动会给直升机带来周期性的力和力矩扰动。

针对输入扰动响应的特点，提出了抑制扰动的前馈控制方案。

详细介绍了前馈控制律的设计思想和基于傅里叶变换的控制信号的提取方法，得到了最终的设计结果并进行了相应的仿真验证。

Simulink仿真结果表明，所采用的前馈控制方案能够较好地抑制干扰造成的姿态角波动，证明所提出的控制方案可行且有效，证明了该控制律对外挂部件在任意转速下都能达到较为满意的抗干扰的效果。

关键字：直升机；外挂部件；前馈控制；傅里叶变换
中图分类号： TN966⁃34； V249.1 文献标识码： A 文章编号： 1004⁃373X（2013）
21⁃0113⁃04
0 引言
人类的航空史始于16世纪，从那时起，人类开始尝试向往着飞向蓝天。

而直升机的雏形可追溯到公元前400年，即竹蜻蜓的诞生。

从空气动力角度看，竹蜻蜓依靠气动力实现垂直升空飞行正是现代直升机旋翼的基本工作原理[1⁃2]。

基于工程需求，在直升机机体腹部安装了一个可以打开和收起的外挂部件，该部件在工作时会因转动对飞机的方程造成影响，因此需要设计一种控制方案能抑制该扰动。

该外挂部件以匀速转动方式进行工作，且转速可以调节。

在直升机飞行过程中，当外挂部件处于不同转角位置时，其扰流特性对直升机而言相当于一个干扰源，作用在外挂部件上的气动力（矩）会对直升机的姿态造成干扰。

要求提出相应的控制方案并设计对应的控制输入，以抑制部件对直升机姿态的扰动影响。

利用直升机的小扰动方程，在直升机状态方程中添加输入扰动[f，]建立新的直升机控制系统模型，进行数字仿真，研究只加入输入扰动[f]时直升机的响应特性，仿真得出外挂部件在特定转速下对直升机造成的干扰响应，采用傅里叶变换提取出稳态干扰响应中的周期信号，作为抑制干扰的控制信号，通过前馈控制器抑制扰动的影响[3]。

1 扰动作用下直升机的状态方程
直升机在飞行过程中，会受到作用在外挂部件上的空气动力的影响。

该空气动力可分解为两部分：一个是平行于来流方向的阻力；另一个是垂直于来流方向的侧力。

其中阻力由摩擦阻力和形状阻力组成。

摩擦阻力由空气在外挂部件表面的摩擦力所致；形状阻力是外挂部件边界层分离形成的涡旋所致。

阻力的计算公式为：
[D=cdAρv202] （1）
式中：[D]是外挂部件所受阻力，单位N；[cd]是无因次阻力系数，可由风洞实验数据得到；[A]是平板垂直于来流速度方向的投影面积，单位m2；[v0]是空速，单位m/s；[ρ]表示空气密度，单位kg/m3。

侧力的计算公式为：
[L=cLAρv202] （2）
式中：[L]是平板所受侧力，单位N；[cL]表示无因次升力系数，由实验得到；[A]是外挂部件垂直于来流速度方向的投影面积，单位[m2；][v0]为空速，单位m/s；[ρ]表示空气密度，单位[kg/m3。

]
由于外挂部件在随直升机运动的同时可在任意转速下工作。

故空气作用在平板上的力和力矩为：
[Fx=-cdρv022Scos（ωt）Fy=-cdρv022Ssin（2ωt）Fz=-L=-
cLSρv022MA=FxL1+FzL2LA=FyL1NA=FyL2] （3）
式中：[ω={ω1，ω2，ω3}]为外挂部件转动的角速度；[L1]、[L2]分别为阻力、侧力作用点相对于飞机重心的垂直距离；[Fx，Fy，Fz]分别为扰动力在机体坐标轴上的分量；[LA，MA，NA]分别为扰动力矩在机体坐标轴上的投影。

直升机在飞行过程中，部件匀速旋转时，气流流经匀速旋转着的部件所产生的扰动效应会给直升机带来一个周期性的力[F]和力矩[M]的干扰，由式（3）可见，该力（[F]）和力矩（[M]）与直升机的飞行速度[V]、飞行高度[H]以及天线转速[ω]有关[4]。

扰动力（矩）周期性地作用在直升机上，导致直升机的速度以及姿态角也会出现相应的周期性波动。

在这个过程中，直升机本身的特性并没有改变，各状态变量出现的波动均是由干扰输入[F、M]引起的。

因此，从这个角度出发，仍可用线性时不变模型描述直升机。

在扰动作用[f]存在时，直升机的全维状态方程可以表示为：
[X=AX+BU+fY=CX+DU] （4）
其中：
[f=[FxmFymFzm000MAIyLAIxNAIz]T；][X=[uvωϑγψϑγψ]T；][U=[AicBicδrcϑc]T。

][u，v，w]分别为沿[x、][y、][z]轴的速度增量；[ϑ，γ，ψ]分别为俯仰角、倾斜角、偏航角增量；[Bic]为驾驶员对纵向周期变矩操纵输入量；[Aic]为驾驶员对横向周期变矩操纵输入量；[δrc]为驾驶员对尾浆的浆矩操纵输入量；[ϑc]为驾驶员对总距操纵输入量。

2 前馈控制律设计
由于部件的转动是可测量的，故采用前馈控制方法来抑制扰动[5]。

为了有效地抑制扰动[f]引起的姿态角周期性波动，需要分别针对俯仰、倾斜、偏航通道设计前馈控制器[G1（s），
G2（s），G3（s）]和相应的前馈补偿信号。

假设[y1，y2，y3]分别为各姿态角的响应，则可
将前馈控制器[G1（s），G2（s），G3（s）]取为各相应通道传递函数的负倒数，用[y1，y2，y3]自身的反馈作用抑制干扰造成的影响，即用傅里叶变换方法将外挂部件匀速旋转时直升机姿态角响应信号提取出来，经前馈控制器后作用于直升机系统，用以抵消外挂部件匀速旋转给直升机姿态角带来的影响，保证直升机平稳飞行。

基于这种控制思路，设计前馈控制系统框图如图1所示。

3 Simulink仿真
3.1 直升机扰动下的响应
扰动作用下直升机系统仿真框图如图2所示。

以直升机的飞行状态为高度[H=]1 000 m、
速度[V=]30.73 m/s为例进行仿真。

只考虑干扰作用[f]对直升机的影响，观察系统零状态下的响应。

外挂部件的转速[ω]为18 （°）/s时，仿真结果如图3所示。

由图3可以看出，外挂部件转速为18 （°）/s时，俯仰角，倾斜角和偏航角达到稳态时会产生周期性波动，波动周期为10 s，幅值分别为0.05，0.28，0.13。

外加干扰[f]作用下，直升机姿态角响应有明显的周期性波动。

为保证直升机稳定飞行，必须采取措施抑制扰动。

3.2 信号提取
以高度[H=]1 000 m、速度[V=]30.73 m/s、部件角速度为[ω]=18 （°）/s时的工作状态为例。

前馈补偿信号可以由相应扰动下的稳态响应经傅里叶变换得到，即对图3所示的姿态角扰动的稳态输出信号进行频谱分析。

通过对相应姿态角的扰动信号进行傅里叶展开，提取出基波信号和高次谐波信号。

信号提取结果如图4所示，由图可得提取信号与原始信号的拟合效果比较好，可将其作为前馈补偿信号，通过前馈控制器去抑制扰动。

3.3 加载前馈控制的仿真
在得到前馈控制器[G1（s），G2（s），G3（s）]和前馈补偿信号之后，按照图1中所示的前馈控制方案结构图搭建仿真框图如图5所示。

在零初始条件下进行仿真。

外挂部件旋转角速度为18 （°）/s时，前馈控制响应曲线如图6所示。

由图6可知，施加了前馈控制后姿态角的响应得到了明显的抑制效果，其幅值大大减小，波动性减小，直升机能稳定飞行。

且该前馈控制律在任意转速下都能达到较好的预期效果。

4 结论
针对外挂部件匀速转动对直升机带来的持续干扰，本文设计了前馈控制方案并进行了相应的抗干扰控制律设计。

通过对相应的姿态角信号进行傅里叶变换，去除直流分量得到提取信号，并在此基础上，利用插值可以得到任意转速下的谐波分量的幅值、相位，且基波分量和二次谐波分量在信号中所占的比重较大，三次谐波分量幅值很小，因此在合成前馈补偿信号时仅仅利用了基波分量和二次谐波分量，当合成的前馈补偿信号与实际的干扰稳态信号的幅值和周期越接近，则提取信号越精确，抗干扰效果越好。

本文所使用的前馈控制律在不同的转速下都能有效地抑制扰动影响。

参考文献
[1] 高正，陈仁良.直升机飞行动力学[M].北京：科学出版社，2003.
[2] 王琨玉.直升机飞行控制系统[M].北京：蓝天出版社，1991.
[3] 曾丽兰，王道波，郭才根，等.无人驾驶直升机飞行控制技术综述[J].控制与决策，2006（4）：361⁃366.
[4] 曹义华.直升机飞行力学[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.
[5] 周其兵.基于Matlab的直升机飞行控制律设计与仿真[J].直升机技术，2009（4）：
20⁃25.
[6] 戴文正，袁锁中，周鑫.无人直升机自主着舰的航线生成与跟踪控制[J].现代电子技术，2013，36（1）：5⁃8.。

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matlab典型飞机的飞行控制律设计 -回复

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matlab典型飞机的飞行控制律设计-回复Matlab典型飞机的飞行控制律设计引言：随着航空技术的不断发展，飞行控制律设计在飞行器领域中变得越来越重要。

飞行控制律设计的目标是确保飞行器在不同的飞行阶段具有稳定性、灵敏性和可靠性。

在本文中，我们将使用Matlab软件进行典型飞机的飞行控制律设计，并介绍一些基本概念和步骤。

第一步：建立飞行动力学模型在飞行控制律设计中，首先需要建立飞行动力学模型。

该模型描述了飞行器的运动和动力特性，是设计控制律的基础。

常用的方法包括平面模型和三维模型，根据实际情况选择合适的模型。

在Matlab中，可以使用Simulink工具箱来建立这些模型。

第二步：选择控制器的结构控制器是用来实现期望的飞行特性的关键组件。

根据设计需求和目标，选择合适的控制器结构非常重要。

常见的控制器结构包括比例-积分-微分（PID）控制器和线性二次调节（LQR）控制器。

在Matlab中，可以使用Control System Toolbox来创建这些控制器。

第三步：系统辨识和参数估计在设计控制律之前，需要准确的飞行动力学模型。

然而，实际情况下，飞行器的动力学特性可能会随时间而变化。

因此，需要进行系统辨识和参数估计，以获取准确的模型。

Matlab提供了多种辨识工具和方法，例如系统辨识工具箱和优化工具箱。

第四步：设计控制律根据飞行器的特性和实际需求，设计有效的控制律非常重要。

这些控制律可以调整飞行器的姿态、轨迹和稳定性。

在Matlab中，可以使用反馈控制、前馈控制和状态观测器等技术来设计控制律。

第五步：仿真和优化在设计控制律之后，需要对其进行仿真和优化，以验证其性能和调整参数。

Matlab的Simulink工具箱提供了强大的仿真环境，可以模拟不同飞行条件下的飞行动态。

通过该仿真环境，可以评估控制律的性能并对其进行优化。

第六步：系统实现和验证最后一步是将设计的控制律应用到实际飞行器中，并验证其性能和可靠性。

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基于matlab的四旋翼控制仿真与抗干扰验证引言四旋翼无人机（UAV）因其灵活的飞行特性和广泛的应用领域而受到了广泛的关注。

由于外部环境、飞行姿态和飞行任务的多样性，四旋翼无人机的控制系统需要具备较强的鲁棒性和抗干扰能力。

对四旋翼的控制系统进行仿真和抗干扰验证就显得尤为重要。

本文基于matlab对四旋翼的控制系统进行了仿真，并通过抗干扰验证的实验，以验证控制系统的鲁棒性和抗干扰能力。

首先介绍了四旋翼的基本结构和运动原理，然后分析了四旋翼的控制系统设计，并使用matlab对其进行了仿真。

最后进行了抗干扰验证实验，通过对仿真结果的分析，验证了四旋翼控制系统的鲁棒性和抗干扰能力。

一、四旋翼的基本结构和运动原理四旋翼无人机是一种由四个电动马达驱动的旋翼飞行器，它能够通过改变四个电动马达的转速和方向，来实现飞行姿态的控制。

四个电动马达分别安装在无人机的四个臂上，并通过不同的电调装置，来改变电动马达的转速和方向，从而实现飞行器的姿态控制和飞行。

二、四旋翼的控制系统设计四旋翼无人机的控制系统主要包括姿态控制系统和导航控制系统两部分。

姿态控制系统主要用于控制飞行器的姿态和运动，包括俯仰、横滚和偏航等动作；导航控制系统主要用于控制飞行器的位置和航线，包括高度、位置和航向的控制。

姿态控制系统通常采用PID控制器来对四旋翼的姿态进行控制，PID控制器是一种比例、积分、微分控制器，通过对飞行器的姿态误差进行检测和修正，来实现飞行器的姿态控制。

导航控制系统通常采用惯性导航和全局定位系统来对飞行器的位置和航向进行控制，通过对飞行器的位置误差进行检测和修正，来实现飞行器的导航控制。

抗干扰验证实验主要包括对飞行器的姿态和导航进行抗干扰测试，首先对不同的外部干扰进行仿真测试，例如风速、气流等外部因素的干扰；然后对不同的飞行任务进行仿真测试，例如快速转弯、快速速度变化等飞行任务的干扰；最后对仿真结果进行分析和对比，来验证四旋翼控制系统的鲁棒性和抗干扰能力。

基于matlab的四旋翼控制仿真与抗干扰验证

基于matlab的四旋翼控制仿真与抗干扰验证

基于matlab的四旋翼控制仿真与抗干扰验证四旋翼无人机已经广泛应用于军事、民用、科研等领域，其控制算法研究是一个重要的问题。

在四旋翼控制中，抗干扰能力是至关重要的，因为四旋翼无人机在飞行过程中可能会受到各种来自外部环境和内部因素的干扰。

本文基于matlab平台，通过搭建仿真环境，对四旋翼控制算法的抗干扰能力进行验证。

一、建立仿真模型本文中所采用的四旋翼模型为一架四轴飞行器，它由四个相互独立的直流无刷电机驱动，每个电机带有一个螺旋桨。

四旋翼的运动状态可以用三个欧拉角来描述，即俯仰角、翻滚角和偏航角。

通过编写matlab程序，可以实现四旋翼模型的动态模拟，同时也可以实现其控制算法的仿真。

二、控制算法设计在四旋翼控制中，通常采用PID控制器来实现对飞行器的控制。

PID控制器是一种经典的控制算法，其原理是通过比较实际输出值和期望值之间的偏差来计算调整量，最终实现对输出量的控制。

本文中所采用的PID控制器包含三个控制回路，分别对应俯仰角、翻滚角和偏航角，其数学公式如下：$$ \begin{aligned} u_{p}&=K_{p}e(t) \\u_{i}&=K_{i}\int_{0}^{t}e(\tau)d\tau \\ u_{d}&=K_{d}\frac{d}{dt}e(t)\end{aligned} $$其中，$u_{p}$、$u_{i}$、$u_{d}$分别为比例、积分、微分控制器的输出，$e(t)$为期望值与实际输出值的偏差，$K_{p}$、$K_{i}$和$K_{d}$为三个控制回路的系数。

三、抗干扰验证为了验证PID控制器的抗干扰能力，本文采用了三种干扰信号进行仿真实验，分别为：1. 噪声干扰：给四旋翼的传感器信号添加随机噪声，模拟实际飞行中的传感器噪声。

2. 风速干扰：给四旋翼模型增加风速信号，模拟实际飞行中的不同风速情况。

将三种干扰信号分别加入到PID控制器中，测量其对欧拉角的影响。

电机控制系统与simulink仿真

电机控制系统与simulink仿真

电机控制系统与simulink仿真笔名：小san【摘要】对simulink特点、以及工作原理进行简单的概述，并将simulink 仿真用于电机控制系统仿真研究中，同时以一个具体实例较为深入地对其进行说明。

【关键词】simulink电机仿真1、引言系统仿真的通俗说法就是模拟实验，simulink是MATLAB的仿真工具箱，它从编程转向模型构造，快速、准确的实现了动态系统建模和仿真。

Simulink 在建模仿真中支持各类系统，如线性系统、非线性系统、混合系统、连续和离散系统等，为我们提供了不少基本模块，我们可以根据需要从库浏览器里复制出模块，并进行修改参数就可以得到我们要的模型了，从而轻松有效的完成系统仿真。

目前，电机控制系统越来越复杂，同时也不断有新的控制算法被采用。

仿真是对其进行研究的一个重要的、不可缺少的手段，而值得考虑的是采用何种软件才使得仿真方便、快速、准确且容易收敛和计算精度。

simulink软件在其仿真研究中被成功方便地应用在电动车电驱动系统的研制过程中。

2、simulink 仿真软件的简介（1）simulink的特点a、simulink仿真软件最大的特点是非常直观，直接面向“方框图”，它可完成控制系统模型输入与仿真分析，在simulink界面下，可以直接用鼠标“画”出所需要的控制系统模型，然后利用simulink提供的功能来对系统进行仿真或线性化分析。

这样无论多么复杂的系统，相当容易且直观地就可完成模型的输入和仿真计算,适用于科学研究与工程设计。

仿真过程中和结束后都有示波器供查看、分析,所有数据都在内存，可存贮在磁盘中。

b、simulink仿真软件工具带有相应的系统模型库，当进行模型输入时可方便地调用这些模块，并进行参数的修改，且不需要考虑系统模块内部，只要考虑系统中各类块的输入输出。

例如：动态画圆X=cost， y=sint ；（用正弦波发生器Sine Wave）双击图标出现相应的模块参数框，可在其中设置参数。