碩士畢業(yè)答辯正式版匯編

01:27多螺旋槳太陽能無人機縱向控制方法研究答辯人：導(dǎo)師：答辯日期：上海交通大學(xué)碩士論文答辯01:2701/PPT目錄總結(jié)與展望!研究背景與意義論文研究目標論文研究內(nèi)容論文研究成果01:27氣象觀測通訊中繼軍事監(jiān)察導(dǎo)彈制導(dǎo)HALE(HighAltitudeLongEndurance)02/論文研究背景能源系統(tǒng)構(gòu)成!01:2703/國外研究成果1974

19801990200020101974&1975SunriseI&II1980GossamerPenguin1981SolarChallenger1986Sunseeker1996Icaré21986Helios2006Zephyr2007Odysseus!01:27西北工業(yè)大學(xué)北京航空航天大學(xué)/中國電子科技研究院航向差動推力能源優(yōu)化高度勢能儲能非線性氣動彈性飛行策略柔性機翼動力學(xué)國防科技大學(xué)03/國內(nèi)研究現(xiàn)狀!01:27對于差動推力方法控制俯仰的研究,除了在太陽神的專利報告中提及可以僅用螺旋槳實現(xiàn)全方向控制之外，國內(nèi)外并未見到相關(guān)具體的研究成果04/論文研究意義!PatentsNo:US7198225B2DateofPatent:Apr.3,2007Aircraftcontrolsystem01:2705/論文研究難點!柔性機翼變形影響多螺旋槳控制分配能源約束條件苛刻01:27具有柔性機翼的太陽能無人機動力學(xué)建模多螺旋槳差動推力的控制律與控制分配設(shè)計縱向飛行軌跡規(guī)劃06/研究目標!01:27機翼變形分析氣動計算模型螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計第二章第三章第四章第五章07/論文研究內(nèi)容!氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計氣動導(dǎo)數(shù)01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計太陽能無人機結(jié)構(gòu)示意08/總體參數(shù)!01:27名稱值名稱值機翼展長16.0m平尾展長3.00m機翼弦長0.80m平尾弦長0.50m總長4.0m機翼前緣距機頭0.32m垂尾高度2.40m螺旋槳間距1.60m垂尾弦長0.5m內(nèi)側(cè)螺旋槳距機身1.60m起飛重量35kg巡航速度23.5m/s任務(wù)高度20000m

氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計08/總體參數(shù)!01:2709/!機翼變形分析氣動計算模型氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計機翼變形分析螺旋槳的轉(zhuǎn)速能相互獨立；螺旋槳之間的間距視為力臂差動產(chǎn)生的力矩改變無人機姿態(tài)——多螺旋槳差動推力控制方法01:27氣動計算模型氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計機翼變形分析機翼受力分析機翼上的合力受到空氣密度（飛行高度）、飛行速度以及升力系數(shù)等影響太陽神號機翼變形09/機翼變形分析!01:27氣動計算模型氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計機翼變形分析D.H.Hodges<<NonlinearAeroelasticityandFlightDynamicsofHigh-AltitudeLong-EnduranceAircraft>>09/機翼變形分析!01:27有限元計算結(jié)果桿半徑(m)彈性模量(GPa)密度(kg/m3)泊松比0.012.314000.3飛行速度(m/s)單側(cè)機翼總升力(N)每個節(jié)點受力(N)0005320.41089.61.115112.21.420121.61.52PATRAN計算模型氣動計算模型氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計機翼變形分析09/機翼變形分析!01:27機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計氣動計算模型AVL程序(AthenaVortexLattice)是由美國麻省理工學(xué)院（MIT）Drela教授等編寫的基于渦格法的計算程序。適用于亞音速、不可壓流，可以計算定翼機的氣動特性及操穩(wěn)特性以及飛機的地面效應(yīng)AVL建模10/AVL氣動計算!01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計線性化動力學(xué)方程常規(guī)無人機縱向小擾動線性化方程吳森堂《飛行控制系統(tǒng)》11/動力學(xué)方程!01:27多螺旋槳+機翼變形升降舵+推進器氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計線性化動力學(xué)方程11/動力學(xué)方程!01:27設(shè)計仿真情況：飛行速度9.7m/s，升降舵順時針偏轉(zhuǎn)1%設(shè)計仿真情況：飛行速度9.7m/s，最外側(cè)螺旋槳增加1%氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計線性化動力學(xué)方程12/開環(huán)性能仿真!01:27通過有限元方法計算得到機翼的變形，通過氣動分析軟件獲取無人機在典型工況下的氣動數(shù)據(jù)?；诮怦罹€性化方法，建立太陽能無人機動力學(xué)模型，該模型在穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和差動推力作用力臂等方面體現(xiàn)了機翼柔性變形因素13/小結(jié)!01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制器設(shè)計執(zhí)行機構(gòu)特性俯仰姿態(tài)保持前向速度跟蹤俯仰姿態(tài)控制框圖升降舵的偏轉(zhuǎn)過程在控制設(shè)計中常采用一階慣性環(huán)節(jié)模擬高空螺旋槳具有很大的槳徑，指令響應(yīng)速度很慢。目前論文還沒有獲取具體動態(tài)特性參數(shù)，認為符合一階慣性環(huán)節(jié)特點，時間常數(shù)為升降舵的10倍14/縱向控制律設(shè)計!01:27飛行高度20km，飛行速度23.5米/秒。初始俯仰角0°，目標俯仰角5°。飛行高度20km，飛行速度23.5米/秒。初始俯仰角0°，目標俯仰角5°。多螺旋槳升降舵氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制器設(shè)計15/!仿真結(jié)果與分析01:27操縱能力：大調(diào)節(jié)時間：短，跟蹤速度快控制過程：產(chǎn)生較大幅度超調(diào)動作速度：快，機動性大執(zhí)行機構(gòu)：升降舵偏轉(zhuǎn)存在短時頻繁震蕩，

對壽命產(chǎn)生影響，可靠性降低操縱能力：小調(diào)節(jié)時間：長，是升降舵的十倍左右控制過程：平滑，超調(diào)量為零動作速度：較為緩慢執(zhí)行機構(gòu)：螺旋槳推力變化小，可靠性高多螺旋槳升降舵氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制器設(shè)計15/仿真結(jié)果與分析!01:27設(shè)計俯仰姿態(tài)控制和前向速度保持的PID控制律，該控制律對于差動推力和升降舵兩種操縱手段均適用。通過數(shù)字仿真驗證了控制律的有效性，并對比分析了兩種操縱手段的各自特點16/小結(jié)!01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制分配方法設(shè)計控制分配框圖大展弦比機翼與多螺旋槳螺旋槳冗余減小了單個螺旋槳的任務(wù)負擔能源模塊化控制分配17/控制分配方法!01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制分配方法設(shè)計17/控制分配方法!偽逆法SQP法一般優(yōu)化問題01:27當前飛行速度9.7m/s，速度保持。當前俯仰角0°，目標俯仰角5°偽逆法氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制分配方法設(shè)計18/仿真結(jié)果!01:27當前飛行速度23.5m/s，速度保持。當前俯仰角0°，目標俯仰角8°氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制分配方法設(shè)計18/仿真結(jié)果!偽逆法01:27當前飛行速度9.7m/s，速度保持。當前俯仰角0°，目標俯仰角5°氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制分配方法設(shè)計18/仿真結(jié)果!SQP法01:27不同目標函數(shù)對螺旋槳推力輸出的影響氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制分配方法設(shè)計18/仿真結(jié)果!SQP法01:27當前飛行速度9.7m/s，速度保持。當前俯仰角0°，目標俯仰角5°平流層中，氣流相對平穩(wěn)，變化較小，以水平向的風為主，垂直方向的風可以不予考慮。氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制分配方法設(shè)計18/仿真結(jié)果!抗水平風01:27實時性好計算簡便工程適應(yīng)性高容易飽和

偽逆法計算量大有利于能源優(yōu)化執(zhí)行機構(gòu)輸出可調(diào)節(jié)序列二次規(guī)劃能夠跟蹤目標曲線震蕩次數(shù)多需考慮飽和抗水平風氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計控制分配方法設(shè)計19/小結(jié)!針對分布式多螺旋槳推進系統(tǒng)，設(shè)計差動推力同時控制俯仰姿態(tài)與前向速度的控制分配方法，運用偽逆法和序列二次規(guī)劃分別予以實現(xiàn)01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計高度線性時變模型根據(jù)飛行高度和速度確定氣動導(dǎo)數(shù)飛行高度設(shè)計設(shè)計高度控制律結(jié)合高度勢能儲能方法功率消耗分析結(jié)合太陽能電池輸出功率曲線20/飛行高度設(shè)計!01:27線性時變系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計高度21/線性時變模型!01:27作以下簡化假設(shè)：（1）認為儲能電池充電和放電效率均為100%；（2）不考慮儲能電池存在放電深度，可以實現(xiàn)滿充滿放。白天太陽能電池為負載提供能源并且為鋰離子電池充電。夜晚太陽能不足時，鋰離子電池放電為無人機提供動力。氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計22/太陽能電池假設(shè)能源系統(tǒng)構(gòu)成!01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計2015年6月23日，經(jīng)度為121°，緯度為31.4°，高度20000米。機翼面積為12.8m2，太陽能電池轉(zhuǎn)換效率18%。23/太陽能電池功率!01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計高度勢能儲能爬升階段始：獲得充足的太陽能末：上升到指定高度無人機獲得的太陽能理論上全部轉(zhuǎn)化為無人機上升及推進所需要的能量。而儲能電池得到的電量為零24/高度勢能儲能!01:27高空平飛儲能階段始：到達指定飛行高度末：儲能電池充滿始終保持平飛狀態(tài)，由于獲得的太陽能仍不斷增加，儲能電池開始儲存電量氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計高度勢能儲能24/高度勢能儲能!01:27剩余能量爬升階段始：儲能電池出現(xiàn)過載末：太陽能無法維持無人機在當前高度的平飛利用多余的太陽能電池發(fā)電使無人機繼續(xù)爬升至新的高度，剩余電能轉(zhuǎn)化為了機械能氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計高度勢能儲能24/高度勢能儲能!01:27滑翔階段（帶動力滑翔/無動力滑翔）始：剩余能量為零末：滑翔至設(shè)定高度帶動力滑翔階段可看作航跡角為負的爬升階段，太陽能和勢能轉(zhuǎn)化為動能無動力滑翔階段是一個重力勢能轉(zhuǎn)化為動能的階段，理論上儲能電池不需要供電。氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計高度勢能儲能24/高度勢能儲能!01:27低高度平飛放電階段始：到達指定平飛高度末：儲能電池放電完畢電量為零，或者無人機重新獲得充足太陽能穩(wěn)定的高度持續(xù)平飛。由儲能電池為推進系統(tǒng)供電氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計高度勢能儲能24/高度勢能儲能!01:27飛行高度(km)飛行速度(m/s)單個螺旋槳推力(N)單個螺旋槳推進功率(w)推進總功率(w)59.71718414721013.217.62522016151818.335028002023.519.24963968253020.46305040氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計推進消耗功率25/推進功率消耗!01:27氣動計算模型機翼變形分析氣動導(dǎo)數(shù)螺旋槳位置變化線性化動力學(xué)方程控制器設(shè)計控制分配方法設(shè)計推進消耗功率高度勢能儲能高度太陽能電池功率總體參數(shù)縱向飛行軌跡設(shè)計夜晚平飛高度(km)夜晚平飛時間(hour)電能消耗(kw*h)512.719.11013.126.11513.434.9夜晚平飛在不同的高度所消耗的功率不同26/縱向軌跡設(shè)計太陽能電池&推進所需功率推進所