第1章 绪论
应付放射性侵害和危险方面，无人机也具有有人驾驶飞行器不具有的优势。如果任务失败，采用无人机可以降低高危险环境内机组人员丧命的风险。1948 年，美国空军认定核武器爆炸后所造成的放射性污染是可以控制的，所以在核武器爆炸后的几分钟内飞入到蘑菇云中采集样本的工作是由有人驾驶的飞机来执行的。但事实证明，这些飞行员都由于难以控制的辐射而死亡。可见这是一项典型的有放射性侵害的任务。核武器辐射性微尘的有人采集任务持续到上世纪 90 年代，直到无人机在此领域的应用，这种情况才得以改善。另外比如 1982 年发生在黎巴嫩的贝卡谷地之战中，无人机在以色列的军队中就发挥了重要的作用。与固定翼无人飞行器相比，涵道式无飞人器能够垂直起降，对起降时的场地要求不高，并且它体积小，重量轻，有更好的灵活机动性。同时，涵道式无人飞行器能够悬停，低速飞行，大角度机动等，这更有利于其对周围环境的侦察，能够适应包括城市，山区等复杂的环境，执行更复杂的任务，可以更接近目标，定位更准确。
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第2章 涵道式无人飞行器动力学分析
2.1 引言
涵道式无人飞行器的动力学建模是其控制系统设计的前提，只有合理的建模才能保证控制系统设计的可靠性。对涵道式无人飞行器的建模包括质点的动力学方程和飞行器各部件的空气动力学方程及飞行器的运动学方程。其中本体坐标系下的动力学和运动学方程采有比较成熟的牛顿力学来建立。飞行器各个部件的空气动力学方程则难以精确建模，是这类飞行器建模的难点。本章首先简单介绍了涵道式无人飞行器的构形和工作原理，然后对其各个部件进行了空气动力学分析，建立了非线性全量动力学和运动学方程，并针对悬停状态飞行器非线性效应不明显的特点，在悬停工作点附近对飞行器的非线性方程进行了小扰动线性化。
2.2 涵道式无人飞行器的描述
将风扇置于环形涵道内，构成飞行器的推力或者升力装置，使这种飞行器与传统的直升机显著不同。这样的结构与普通直升机相比，更安全，噪声更低，隐蔽性更好，并且由于涵道的存在，使得螺桨下方的气流更集中，方向更明确，螺桨边缘的涡流损失更少，螺桨提供升力的效率更高。由于螺桨的吸流作用，使得空气在涵道的唇缘处产生绕流，为涵道提供额外的拉力。此无人飞行器系统由：涵道式无人飞行器、任务载荷、保障维护及辅助设备三大分系统组成。其中涵道式无人飞行器由螺桨，涵道，起落架，控制舵面，发动机，油箱，传动装置，上下载荷舱，电子设备等组成，具体内部结构及各部件的作用如图 2-3 所示。
第 3 章 飞行器悬停状态的??H∞-D 控制 ..................... 38
3.1 引言 ..................................... 38
3.2 涵道式无人飞行器不确定性分析 .................... 38
第 4 章 飞行器悬停状态鲁棒满意容错控制 .......................... 74
4.1 引言 ............................. 74
4.2 针对飞行器执行器故障的 D 稳定H∞鲁棒容错控制 ........................... 74
第 5 章 针对飞行器大角度机动的跟踪控制 ......................... 94
5.1 引言 ....................................... 94
5.2 针对飞行器非线性模型的跟踪控制 ............... 94
第5章 针对飞行器大角度机动的跟踪控制
5.1 引言
本章采用自适应控制和滑模变结构控制[130-137]相结合的控制方法对飞行器姿态进行跟踪控制。充分考虑了各轴之间的耦合作用，利用滑模变结构控制可以使系统对不确定因素具有较强的鲁棒性和抗干扰能力。引入自适应控制，对系统参数进行在线辨识，实时调节控制器的参数，消除系统参数的不确定性对控制精度的影响。同时在设计切换函数时引入跟踪误差的积分项，有效的抑制干扰给飞行器姿态跟踪造成的稳态误差。通过设计合理的趋近律，既能保证趋近速度，也可以减弱系统的抖振。
5.2 针对飞行器非线性模型的跟踪控制
滑模变结构控制的切换函数??的导数所满足的条件就是趋近律。对于滑模变结构控制系统来说，其控制器的品质主要受到抖振的限制。由于变结构控制的原理是控制系统在滑模切换面之间切换，以使系统在滑模面附近保持稳定。实际的系统都会存在一定的滞后，同时系统会由于惯性而穿过滑模面。这样，控制系统在滑模面的附近就会产生高频的抖振，这对控制系统的应用不利，可能会激发系统的未建模高频不确定性，影响系统的稳定，所以抑制系统的抖振是滑模变结构控制的重要问题。合理的设计滑模面的趋近律[138]，使系统的状态在远离滑模面时能够快速的趋近，在滑模面切换时有尽量小的速度，同时，使切换函数尽量平滑。使系统既可以保持快速性，也可以有效的减弱控制信号输出的抖振。
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结 论
本文结合该项目的工程背景，针对飞行控制系统中遇到的实际问题展开研究。其主要的创新点及学术成果包括：
1. 综合国内外相关文献，结合滑流理论，叶素理论及动量理论对涵道旋翼的动力学特征进行了详细的分析。采用面元法分析了舵面的偏转角度与压力分布的关系，运用刚体力学的相关知识对此无人飞行器进行建模，得到飞行器的非线性动力学方程和运动学方程。运用工作点附近的小扰动线性化的方法对上述方程进行简化，给出线性化的飞行器模型。
2. 针对涵道式无人飞行器模型存在不确定性，负载容易发生变化及容易受到外界侧风等众多因素干扰的特点，首先设计了状态反馈控制器使飞行控制系统既能满足干扰抑制指标约束条件，又能将闭环极点配置到指定区域内。并且以线性矩阵不等式的形式，给出了满足设计要求的控制器存在条件，进行了稳定性的分析与证明。然后针对飞行器的状态不完全能观测，或设计观测器复杂的问题，设计了输出反馈控制器。数值仿真实验说明，这种控制方法对侧风干扰及负载变化具有良好的鲁棒稳定性和令人满意的动态性能。
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参考文献（略）