导读:本文包含了非线性飞行控制论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:线性化,飞行器,旋翼,副翼,声速,结构,单侧。
非线性飞行控制论文文献综述
卢凯文,杨忠,许昌亮,徐浩,陆可[1]（2019）在《基于非线性分离的可倾转四旋翼LQR飞行控制研究》一文中研究指出本文研究了一种能够独立控制位置和姿态的可倾转四旋翼飞行器,在建立了系统动力学模型的基础上,针对可倾转四旋翼飞行器系统存在的强输入非线性问题,采用了非线性分离策略,构造中间控制量,将该强非线性系统分离为线性动态环节和非线性静态环节,并仅针对线性动态环节设计了计算量小、易于硬件实现的线性二次型调节器(LQR),然后再通过反解输入非线性环节将中间控制量分配到实际的控制量——旋翼倾转角和电机转速.仿真实验结果表明,基于非线性分离策略设计的LQR飞行控制器能够实现对可倾转四旋翼稳定控制,很好地独立追踪位置和姿态期望.(本文来源于《南京信息工程大学学报(自然科学版)》期刊2019年04期）
Sheng-chao,DENG,Tao,MENG,Zhong-he,JIN[2]（2017）在《基于大气阻力的立方星编队飞行非线性规划控制算法（英文）》一文中研究指出立方星由于体积和功率限制,难以配置传统的推进系统以实现编队飞行。而大气阻力是低轨卫星可以用于轨道调整的空间环境动力之一。本文提出一种通过大气阻力实现轨道面内沿迹跟飞编队的综合策略,并将用于浙江大学下一颗皮纳卫星(该卫星是国际QB50项目成员之一)。QB50项目主要任务是90–300 km高度近地大气层探测。在这一轨道高度,大气阻力对卫星姿态和轨道的影响均不能忽略。本文通过空气动力学分析,同时考虑大气阻力对轨道半长轴和偏心率的影响,设计了一种多维非线性约束规划策略,以计算实现编队所需的卫星之间不同的目标面质比和相应的轨道调整保持时间。此外,通过俯仰姿态机动调整目标面质比。该算法策略无需卫星配置任何展开机构。基于ZJUCubeS at的数值仿真验证了这一设计的可行性和优势。(本文来源于《Frontiers of Information Technology & Electronic Engineering》期刊2017年07期）
李继广,陈欣,王鑫,张榕[3]（2017）在《飞翼无人机机动飞行非线性鲁棒自适应控制》一文中研究指出机动飞行能力作为无人机任务扩展的重要保证,受到各国的普遍重视。针对飞翼布局无人操纵能力不足、非线性和耦合性强的特点,提出一种非线性自适应控制方法。在所提的控制结构中,内环线性化解耦消除已知不利的耦合项,外环反步跟踪方法进行航迹跟踪,并采用粒子群补偿器补偿各种扰动和不可建模的耦合项,保证系统对各种扰动的自适应能力,且证明了该控制结构的稳定性。同传统反步控制方法相比,所提控制器增加了内环解耦结构。不同于传统的动态逆解耦控制方法,本文在控制结构中保留气动阻尼项,使得线性化后的系统为弱非线性系统。该结构不仅可以降低外环控制器设计的保守性,而且便于工程实现。仿真结果显示,该控制方案是有效的。(本文来源于《系统工程与电子技术》期刊2017年09期）
李继广,陈欣,李亚娟,张榕[4]（2018）在《飞翼无人机机动飞行非线性鲁棒控制方法》一文中研究指出针对飞翼布局无人机操纵能力不足的特点,提出了结合流体矢量(FTV-E)控制技术控制策略。设计了内环补偿器以消除系统不利的耦合项,外环控制器采用了反步跟踪算法,并采用粒子群优化(PSO)补偿器补偿各种扰动和不可建模的耦合项的控制方案,证明了控制结构的稳定性。在传统反步控制方法的基础上,增加了内环补偿器。该内环补偿器保留了对飞行有利的气动阻尼项,降低外环控制器的保守性,方便工程实现。仿真结果显示,该控制方案是有效的。(本文来源于《北京航空航天大学学报》期刊2018年01期）
孙萍[5]（2017）在《高超声速再入飞行非线性约束控制方法研究》一文中研究指出高超声速飞行器(HSV,HypersonicVehicle)关系国家国防安全和近空间资源的利用,它已成为很多军事强国的研究重点。HSV再入飞行控制问题的解决对于完成飞行任务至关重要。其中,气动舵面受限约束、姿态角状态约束、外界干扰及参数不确定等问题使得控制方案的设计更具有挑战性。本文围绕再入过程中的这些问题,开展相应的研究工作:首先,建立再入飞行过程中的HSV数学模型,使用地心惯性坐标系作为参考系,考虑地球自转的影响,并加入反作用控制系统RCS模型,从而提供了更为完善的HSV再入飞行六自由度十二状态方程。其次,HSV再入飞行的近空间区域空气较为稀薄,气动控制舵面极易发生饱和现象。针对舵面饱和受限约束问题,设计了外部Anti-windup抗饱和补偿控制系统消除舵面约束对HSV再入姿态控制的影响,采用L2增益作为性能优化指标,设计基于PSO的迭代优化算法求解Anti-windup补偿系统解,结合标称非线性广义预测控制系统,实现了快速解除舵面饱和的目的,并使姿态角状态信号能够平稳跟踪指令信号,达到接近标称系统的性能要求。然后,针对再入飞行中HSV姿态回路所受干扰及参数不确定问题,使用基于双曲正切S型函数跟踪微分的干扰观测器(STDDO,Sigmoid Function Tracking Differential based Disturbance Observer)对外部干扰及参数不确定进行估计。同时,针对PSO易陷入局部最优解的缺点提出改进协同优化算法(ICOA,Improved Cooperative Optimization Algorithm)。在考虑舵面约束、不确定和干扰的影响下,设计了基于ICOA的Anti-windup补偿系统以及STDDO补偿系统的复合鲁棒约束控制系统。仿真试验验证了此方法的有效性。最后,对再入飞行的HSV设计满足准平衡滑翔条件的航迹角控制器,并从飞行安全角度考虑,HSV在进行航迹改变如俯冲、转弯等机动动作时,需要对飞行状态量施加指令性约束要求。针对此约束问题,设计基于障碍李雅普诺夫函数(BLF,Barrier Lyapunov Function)的控制律。仿真试验中对攻角和倾侧角约束的同时考虑航迹角回路与姿态回路的复合干扰,结果验证了约束控制的有效性,实现了航迹角指令信号的跟踪。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-03-01）
麻士东,杨国庆[6]（2016）在《直升机姿态与航迹非线性动态逆飞行控制模型》一文中研究指出针对直升机仿真中的飞行控制问题,采用非线性动态逆控制方法设计并实现了直升机的姿态以及航迹控制模型.对直升机运动的各个状态量进行分组,划分"部分逆"回路,分别对各组状态量进行控制回路设计,内外环回路分别采用动态逆方法进行设计.通过内外环回路的解算,实现直升机对输入姿态角的跟踪以及对过载的控制,进而实现航迹控制.动态逆的非线性飞行控制模型设计,使直升机运动方程的非线性和线性部分兼容,较好地实现系统动态特性的解耦,简化了直升机控制系统设计,实现了直升机的各种机动动作.以黑鹰直升机数据为例,对模型进行了验证,结果显示:各控制通道的输出响应速度较快,控制结果较好.(本文来源于《华中科技大学学报(自然科学版)》期刊2016年12期）
章胜,程艳青,钱炜祺,何开锋[7]（2016）在《一种考虑作动器模型的非线性飞行控制律》一文中研究指出为提高飞机过失速机动品质,减小作动器动态响应对控制的不利影响,提出了一种考虑作动器模型的非线性控制律。基于时标分离原理将对象分为慢回路与快回路,其中慢回路控制器与非线性动态逆控制器类似,但快回路包含作动器模型,设计的滑模控制器在满足作动器性能约束下,充分利用舵面偏转速率能力削减建模误差的影响。由于控制器设计中综合了作动器动力学模型,本文控制律具有控制效果受作动器带宽影响小的良好特性。仿真结果表明,文章给出的控制律比非线性动态逆控制律具有更好的性能,可以有效消除由作动器动态响应引起的控制效果变差的问题。(本文来源于《探索 创新 交流（第7集）——第七届中国航空学会青年科技论坛文集（上册）》期刊2016-10-31）
张栋善[8]（2016）在《飞行控制律设计中非线性动态逆方法的应用探讨》一文中研究指出动态逆是一种精确反馈线性化的方法,因其能够有效地消除系统的非线性因素而被广泛应用到飞行控制律设计之中。因此,对飞行控制律设计中非线性动态逆方法的应用进行探讨,有着重要的意义。本文先对动态逆方法做一个概述,然后再在此基础上具体对非线性动态逆方法在飞行控制律设计中的应用进行分析,以此来为业内人士提供相关的参考依据。(本文来源于《农村经济与科技》期刊2016年06期）
鲜斌,张旭,杨森[9]（2016）在《无人机吊挂飞行的非线性控制方法设计》一文中研究指出针对四旋翼无人机吊挂飞行系统,本文设计了一种新型控制策略.本文首先建立了四旋翼无人机吊挂系统的数学模型.其中负载被看作由刚性绳悬挂在四旋翼无人机重心位置的质点.之后本文通过能量分析的方法设计了针对此系统的非线性控制器.本文提出的控制方法可以在抑制吊挂负载摆动的同时将四旋翼无人机移动到目标位置.本文运用李雅普诺夫稳定性分析和拉塞尔不变性原理对闭环系统的稳定性进行了证明.最后,通过数值仿真,分别将本控制器镇定控制和调节控制的控制效果与线性二次调节器(linear-quadratic regulator,LQR)控制器进行了对比.(本文来源于《控制理论与应用》期刊2016年03期）
程鹏飞[10]（2015）在《非线性自适应高可靠容错飞行控制方法研究》一文中研究指出传统飞行控制算法是在预先所知并足够精准的飞机动力学模型下进行设计。但当飞机在飞行中突然遭遇舵面不对称满偏卡死甚至因外界突发事件造成单侧机翼严重损伤时,飞行动力学方程在短时间内会突然改变,纵侧向运动发生强烈耦合,一侧机动能力大大降低,传统算法很难控制。针对上述问题,并在无硬/软件余度飞控系统、无主动诊断、以及事故前后每个轴向均等效只有一片舵面可控(不能控制分配)的前提下实现高可靠被动容错控制,本文研究了侧滑飞行鲁棒模型参考自适应姿态控制算法以及神经网络自适应鲁棒非线性模型逆姿态控制算法,解决了卡死/损伤后快速被动地稳定飞行姿态的问题;进一步通过研究航线飞行制导律以及综合自适应制导与控制算法,解决了快速稳定后保证性能的航线飞行问题;最后通过仿真/试飞验证了算法高可靠地进行被动容错控制的有效性与可行性。整个论文主要工作与研究所得成果如下:1.针对单侧副翼满偏卡死和单侧机翼严重损伤后姿态瞬间变坏问题,提出了级联式侧滑飞行鲁棒模型参考自适应飞行控制方法。通过侧滑角PI控制、输出反馈的参考模型通用配置方法以及侧向姿态自适应控制实现了相对阶n~﹡=1和n~﹡≥2侧向姿态传递函数存在参数不确定性、外界扰动和未建模动态下的姿态误差有界稳定,并在此基础上实现了出侧滑快速稳定飞机的策略。进一步提出e-σ-modification混合自适应律,通过合理的自适应律增益选取方法进一步缩小了传统e-modification自适应律下侧向姿态最终误差界限,提高了飞行性能。2.针对上述卡死,尤其是突然损伤后存在较大非线性姿态方程建模误差而导致的姿态瞬间失控问题,基于严格的有界稳定证明,首先研究了同时能够鲁棒外扰的单隐层神经网络(SHL NN)自适应鲁棒非线性模型逆叁轴姿态控制算法,并设计了配置闭环系统暂态指标的PD参数计算方法;其次在损伤下针对未建模舵动态带来的不确定性,设计了动态非线性阻尼信号扩展后的伪控制律;最后进一步针对舵面偏转权限限制问题(静态舵偏位置饱和动态舵速率限制),提出了基于伪控制量限定信号和动态非线性阻尼信号的综合模型参考神经网络自适应非线性模型逆飞行控制算法。这叁个阶段最终解决了上述卡死/损伤并有外扰和未建模舵动态下适应性地快速恢复姿态稳定和暂态性能问题,以及在此调节中舵偏过饱和而造成的不可控状态的问题。3.针对上述卡死/损伤飞机继续在能力不足时进行航线绕飞问题,研究了基于线加速度指令的航线跟踪制导律和SHL神经网络自适应鲁棒模型逆制导律,设计出便于内环姿态控制算法接入的制导律形式。前一种制导律提出利用高度偏差和航线侧偏距计算线加速度指令进而反解姿态控制指令的方法,解决了飞机在机动能力不足时的航路点制导问题;后一种将线加速度方程、自适应模型逆算法、伪控制量限定信号以及参考模型相结合,不仅实现了卡死/损伤前后通过直接指定航路点位置信息来跟踪参考航线的制导功能,而且实现了依据能力不足情况自适应修改航迹指令的功能。进一步将制导算法与自适应姿态控制算法结合,提出了叁种航线绕飞综合自适应制导与控制算法系统,解决了卡死/损伤前后被动容错的航迹与姿态整体控制功能。4.针对左侧副翼突然向上满偏卡死故障的控制问题,首先在存有姿态扰动和未建模副翼/方向舵动态下仿真了e-σ-modification混合自适应律的级联式鲁棒自适应侧滑飞行姿态控制算法,验证了故障后鲁棒地快速稳定姿态的能力和进一步缩小姿态稳态误差的能力;其次在航线绕飞仿真场景下,继续针对上述卡死情况仿真了叁种综合自适应制导与控制算法系统并分析性能和优缺点,验证了算法系统高可靠被动容错地控制能力不足飞机快速稳定和航线续飞的有效性和可行性。5.针对单侧机翼损伤飞机在飞行动力学特性上发生较大变化的问题,研究了其几何特性、质量特性、气动特性,分析了损伤导致的新增特性并总结了其在损伤下的变化规律;在建立并分析损伤飞机非线性运动方程后提出多维牛顿迭代法,解决了全局性迭代求解机翼不对称损伤飞机配平点的问题;在此基础上对其特有的特征根分布、运动模态、时域操稳特性以及频域特性进行了分析,揭示了不同程度损伤对上述飞行动力学特性的影响规律,为设计高可靠容损控制算法提供了相关基础。6.针对左翼40%面积矩突然损伤导致瞬间失控的问题,首先在存有叁轴姿态扰动和未建模舵动态下仿真了神经网络自适应鲁棒非线性模型逆控制算法,验证了其被动快速补偿非线性模型误差并保证性能地稳定控制姿态的能力。其次进一步在并存外界姿态扰动、舵偏静态饱和限制、未建模舵动态的情况下对叁种综合自适应制导与控制算法完成损伤前后航线绕飞的功能进行了仿真,分析了算法结构与参数如何影响绕飞性能,验证了算法系统高可靠被动容损地控制能力大幅降低飞机快速稳定、航线续飞的有效性和可行性。最后通过外场试飞,验证了适当修改后的第一种算法系统控制未损伤飞机航线跟踪、定高/定向飞,以及控制单侧机翼40%面积矩突然损伤后飞机快速稳定、定高/定向飞、航点跟踪、航线绕飞的能力。(本文来源于《西北工业大学》期刊2015-11-01）
非线性飞行控制论文开题报告
（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：
立方星由于体积和功率限制,难以配置传统的推进系统以实现编队飞行。而大气阻力是低轨卫星可以用于轨道调整的空间环境动力之一。本文提出一种通过大气阻力实现轨道面内沿迹跟飞编队的综合策略,并将用于浙江大学下一颗皮纳卫星(该卫星是国际QB50项目成员之一)。QB50项目主要任务是90–300 km高度近地大气层探测。在这一轨道高度,大气阻力对卫星姿态和轨道的影响均不能忽略。本文通过空气动力学分析,同时考虑大气阻力对轨道半长轴和偏心率的影响,设计了一种多维非线性约束规划策略,以计算实现编队所需的卫星之间不同的目标面质比和相应的轨道调整保持时间。此外,通过俯仰姿态机动调整目标面质比。该算法策略无需卫星配置任何展开机构。基于ZJUCubeS at的数值仿真验证了这一设计的可行性和优势。
（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。
非线性飞行控制论文参考文献
[1].卢凯文,杨忠,许昌亮,徐浩,陆可.基于非线性分离的可倾转四旋翼LQR飞行控制研究[J].南京信息工程大学学报(自然科学版).2019
[2].Sheng-chao,DENG,Tao,MENG,Zhong-he,JIN.基于大气阻力的立方星编队飞行非线性规划控制算法（英文）[J].FrontiersofInformationTechnology&ElectronicEngineering.2017
[3].李继广,陈欣,王鑫,张榕.飞翼无人机机动飞行非线性鲁棒自适应控制[J].系统工程与电子技术.2017
[4].李继广,陈欣,李亚娟,张榕.飞翼无人机机动飞行非线性鲁棒控制方法[J].北京航空航天大学学报.2018
[5].孙萍.高超声速再入飞行非线性约束控制方法研究[D].南京航空航天大学.2017
[6].麻士东,杨国庆.直升机姿态与航迹非线性动态逆飞行控制模型[J].华中科技大学学报(自然科学版).2016
[7].章胜,程艳青,钱炜祺,何开锋.一种考虑作动器模型的非线性飞行控制律[C].探索创新交流（第7集）——第七届中国航空学会青年科技论坛文集（上册）.2016
[8].张栋善.飞行控制律设计中非线性动态逆方法的应用探讨[J].农村经济与科技.2016
[9].鲜斌,张旭,杨森.无人机吊挂飞行的非线性控制方法设计[J].控制理论与应用.2016
[10].程鹏飞.非线性自适应高可靠容错飞行控制方法研究[D].西北工业大学.2015
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