_天行者_小型无人直升机自主飞行控制系统设计

第29卷增刊航空学报Vol. 29 Sup. 2008年5月 ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA May 2008 文章编号: 1000-6893(2008)增-S170-08

“天行者”小型无人直升机自主飞行控制系统设计

王赓1, 盛焕烨1, 吕恬生2, 王东3, 胡飞3

(1. 上海交通大学计算机科学与工程系, 上海 200240)

(2. 上海交通大学工程训练中心, 上海 200240)

(3. 上海交通大学软件学院, 上海 200240)

Development of Autonomous Flight Control System for Small Size Unmanned

Helicopter Sky-explorer

Wang Geng1, Sheng Huanye1, Lu Tiansheng2, Wang Dong3, Hu Fei3

(1. Department of Computer Science and Engineering, Shanghai Jiaotong University, Shanghai 200240, China)

(2. Engineering Training Center, Shanghai Jiaotong University, Shanghai 200240, China)

(3. School of Software, Shanghai Jiaotong University, Shanghai 200240, China)

摘要：介绍了上海交通大学“天行者”小型无人直升机自主飞行控制系统的设计及实现技术。首先引入了

德国柏林工业大学基于牛顿力学建立的小型无人直升机动力学模型, 然后基于此模型设计了直升机飞行姿态

控制器。之后引入一种针对二次积分模型基于期望响应轨迹设计控制器的控制算法, 文中简称为MTC, 设计

实现了直升机飞行位置的不超调控制和飞行速度控制。实际飞行控制试验结果验证了飞行控制算法的有效

性。仿真试验表明, 基于MTC算法所设计的飞行导引点方法, 可用于实现多航点路径的不减速连续曲线轨迹

的飞行控制。

关键词：无人直升机；动力学模型；飞行控制；自主飞行；无人机

中图分类号：TP273 文献标识码：A

Abstract: An autonomous flight control system for small size unmanned helicopter Sky-explorer based on dynam-

ics model at Shanghai Jiaotong University is presented. At first, a mathematical model for small size helicopter based on Newton’s mechanics is introduced. It is cited from Technical University of Berlin. Then the flight attitude control-

ler based on this dynamics model for small size unmanned helicopter is presented. After that, a control algorithm—

model and trajectory based controller named MTC by the author is introduced. It is a simple but effective control al-

gorithm for a double integrator. Based on MTC, a flight position controller is achieved without overshooting. The MTC block is also used to achieve the translation velocity control and no stopping multi-way-point flight control by guide-position method along any defined curve course. The simulation result and the performance in real flight ex-

periment demonstrate that the controller presented in this paper is a successful and practical flight controller for small size helicopter with a stiff main rotor.

Key words: unmanned helicopter; dynamics model; flight control; autonomous flight; UA V

具有自主飞行能力的小型无人直升机, 可用于执行空中航拍、勘测、自主侦察和自动攻击等任务, 具有广泛的军事、民用和科学研究价值。世界上多个国家的军方及其大学等研究机构, 均在大力发展无人直升机自主飞行控制技术。日本YAMAHA公司生产的R-MAX系列是在世界范围内应用最普遍的产业化无人直升机平台之一, 其配置有该公司专利技术YACS姿态增稳控制系

收稿日期：2007-09-12；修订日期：2007-12-24

基金项目：国家自然科学基金(60475039)；中德PPP合作研究项目 通讯作者：王赓 E-mail: wgeng@https://www.sodocs.net/doc/c815338479.html, 统, 京都大学的研究人员基于人工神经网络为之开发了新一代智能自主飞行控制器[1]。美国乔治亚理工在美国空军、国防部以及洛克希德·马丁公司等多家世界著名公司资助下, 基于R-MAX 无人直升机平台, 在“软件使能控制 (Software Enabled Control)”理念下, 采用动态逆及自适应神经网络方法研究开发在复杂的3D图形环境下基于主动视觉 (Active Vision Based Control Sy-stems, AVCS)的无人直升机自主任务飞行控制系统[2]。斯坦福大学计算机系的研究者基于强化学习方法, 让小型无人直升机受控于PEGASUS策

增刊 王赓等：“天行者”小型无人直升机自主飞行控制系统设计 S171

略搜索算法所产生的控制策略, 实现倒飞、翻跟

斗等多种高难度特技飞行动作[3]

。也有研究者采用模糊控制方法进行无人直升机自主飞行控制研究[4]

。柏林工业大学计算机系采用普通的小型航模直升机, 基于直升机操控模型及动力学模型的方法, 设计实现了飞行性能良好的自主飞行控制

系统, 并已应用于高压线路巡检[5]

。

由于美日等发达国家在无人机领域对中国实行严格的技术封锁, 上海交通大学计算机系在与德国柏林工业大学计算机系进行交流合作的基础上, 从2003年开始研制“天行者(Sky-explorer)”小型无人直升机自主飞行控制系统。“天行者”采用普通的60级单主旋翼带尾桨式航模直升机作为空中飞行平台。

1 小型无人直升机系统及其动力学模型

1.1 小型无人直升机

普通的小型航模直升机, 其主旋翼刚性桨叶

与旋翼轴间一般采用无挥舞铰连接, 桨叶可被视为刚体部件, 其柔性挥舞运动因此可被忽略。一般有5个舵机1,2,3,4,5S 分别控制主旋翼迎角、俯仰、翻滚、油门及尾桨的相应动作。

图1定义了地面坐标系N 123O n n n 、机体坐标

系F 123O f f f 及部分参量。MR

1,2,3T 分别为机体坐标系下主旋翼及希勒小翼在1,2,3f 3个轴向所产生的转矩；TR 2T 为尾桨在2f 轴向产生的转矩；MR 3F 为

主旋翼在3f 轴向产生的作用力；TR 2F 为尾桨在2f 轴向所产生的作用力；M C 为直升机质心。由于实际上主要是MR 1T , MR 2T , MR 3F , TR 2F 在对直升机姿态起主要的控制作用, 其他产生在直升机上的作用力和转矩因其相对作用较小而被忽略。

图1 坐标系和部分参量定义

Fig. 1 Reference frames and definitions of part of parame-ters

一般小型无人直升机的力学操纵模型可用图

2简要表示。图中：MR col P 为主旋翼迎角；TR

col

P 为

尾桨迎角；*MR cyc1P 和*MR cyc2P 分别为MR cyc1P 和MR

cyc2P 的期望值；1,2,3q 分别为直升机质心在地面坐标系中1,2,3n 方向上的位移；1,2,3u 分别为其相应线速度；4,5,6q 为机体坐标系相对地面坐标系的欧拉角；4,5,6u 为直升机在机体坐标系中的旋转角速度。

图2 一般小型无人直升机的操纵力学结构 Fig. 2 General manipulation model of small size helicopter

于是, 直升机在地面坐标系的质心位移M

N C r 、质心运动速度M

N C v 以及机体旋转角速度N F ω,

可表示为

M M N

112233N 112233N

F

415263C C r q n q n q n v u n u n u n u f u f u f ω=++=++=++ 1.2 小型无人直升机动力学模型

直升机在地面坐标系的位移和速度的关系为

112233q

u q

u q u =??

=??=?

(1) 456,,q q q 和456,,u u u 的关系为

446565546566654656(cos sin )/cos sin cos tan (cos sin )q

u q u q q q u q u q q

u q u q u q =???

=+??=+?? (2)

根据牛顿第二定律, 地面坐标系下直升机的

位移运动可描述为

MR TR 352561MR TR

3452464562MR TR 3452454563sin cos sin sin cos (cos cos sin sin sin )cos cos (sin cos cos sin sin )F q F q q u

M F q q F q q q q q u M F q q F q q q q q Mg u M ??=??+??

?

=??

+??

??=?

(3)

式中：M 为直升机的总质量。

S172 航 空 学 报 第29卷

在“F1

0OC d =”(适当调整机载控制设备的位置便可实现直升机质心位于主旋翼旋转轴上)及“6u =常数”(通过设置针对航向角的独立高速控制器实现)两个设定条件下, 直升机在机体坐标系下的姿态旋转运动可描述为

TR2MR TR 11215661551p44()0F T K F K u K u K u

++++= (4) MR TR 2224662442p55()0T T K u K u K u

++++= (5) TR1TR MR F F F MR

2311224533116()(2)OC d F T I I u u I I u

++?=? (6)

式中：F MR

,ii

ii I I (i =1,2,3)分别为机体和旋转主旋翼围绕通过直升机质心平行于i f 的转动惯量；K 都是只与直升机本体参数有关的常系数(计算方法以及针对小型无人直升机更简化的关系式参见文献[6-7])。

式(1)～式(6)组成了定常飞行状态下小型无人直升机完整的动力学模型。图3描述了模型的各个组成部分, 左侧为模型控制输入, 右侧为模型状态输出。模块W 表示式(4)和式(5)所描述的直升机绕f 1,2轴转动的动力学方程；模块F6表示式(6)的控制关系；模块Q 表示式(2)描述的机体姿态角和转动角速度的关系；模块F 123表示式(3)描述的位移运动动力学方程。图3中虚线表示在实际控制中可作为扰动被忽略的弱关联项。

图3 小型无人直升机动力学模型组成结构 Fig. 3 Constitution structure of dynamics model of small

size unmanned helicopter

在实践中, 对于一般的微小型无人直升机,

式(4)～式(6)还可采用更为简化的形式：

MR 11551p440T K u K u

++= (7) MR 22442p550T K u K u

++= (8) TR1TR F MR

233336()OC d F I I u

=? (9) 2 飞行控制器

直升机的飞行控制包括姿态控制、位置控制

及飞行速度控制, 后两者都是通过直升机的姿态控制实现的。

2.1 小型无人直升机姿态控制

直升机的飞行姿态控制是直升机飞行控制的核心, 直升机的各种飞行动作都是通过相应的姿态控制实现的。姿态控制主要指直升机3个姿态角4,5,6q 的控制, 航向角6q 因为与其他通道耦合较弱被单独控制, 姿态控制核心就是翻滚角和俯仰角4,5q 的控制。

(1) 翻滚角和俯仰角的转动控制

一般情况下, 无人直升机都会加挂一定的控制和应用装备, 直升机主旋翼和机体都建模为刚体, 姿态变化的动力学关系由式(4)和式(5)表示, 翻滚角和俯仰角的控制流程可由图4表示。

图4 直升机翻滚角和俯仰角的控制流程 Fig. 4 Control scheme of 4,5q of helicopter

图4中, 模块W 表示式(4)和式(5)所表示的动力学关系, 模块Q 表示了由式(2)所描述的直升机角运动变换关系, 机体坐标系下的旋转运动

4,5u 被转换为地面坐标系下的欧拉角的变化4,5q

, 然后被积分为4,5q 。模块Q –1的变换关系由式(2)中的前两个方程式解算, 可得

4566455665cos cos sin cos sin cos u q q q q

u q q

q q

??????=??????????

??? 其中右边第1个矩阵为模块Q –1。

模块D 用于MR

1,2T 与4,5q 之间的解耦控制。模块D 的解耦计算, 可以根据线性控制理论的原理

和方法进行处理, 也可以将 MR

1,2T 与 4,5q 之间的式 (4) 和式 (5) 看做两个独立的积分器, 进行实时解算。

图4中内环的使用, 可以增强姿态控制器的鲁棒性和控制性能。另外, 解算过程中的4,5u 等可以直接从机载陀螺传感器中获取并直接应用于解算。

在直升机机体质量相对较小的情况, 主旋翼

增刊 王赓等：“天行者”小型无人直升机自主飞行控制系统设计 S173

建模为刚体, 而机体则可建模为质点, 姿态变化的动力学关系就可更加简化, 从而可以进一步简化姿态控制器的设计。

(2) 航向角的转动控制

围绕f 3的姿态角q 6的转动控制其转动动力学方程由式(6)描述。忽略其中可当做干扰项的弱影响小项, 仅TR 2F 作为控制输入对航向角6q 进行控制。如(1)小节所示, 也采用两级反馈闭环进行控制, 如图5所示。

图5 航向角控制流程 Fig. 5 Control scheme of q 6

图5中模块M 为直升机在围绕3f 的航向角转动的动力学和运动学模型, 模块W 表示由式

(6)所示的TR 2F 和6u

间关系的动力学方程。事实上, 在实际控制中, 式(6)中的MR 3T 和F F

1122()I I ?·45u u 因其值及影响力较小, 可被当做干扰项从 式(6)中省略, 亦即式(9), 从而简化控制器设计。根据实际飞行试验, 采用简化后的控制关系所设计的控制器, 在实际飞行中可以获得良好的控制效果。

图5中内环用于控制6u , 之所以可以仅用一个简单的P 控制器实现, 是因为从简化后的式(9)

可以明显看出, TR 2F 和6u

之间可近似为一个一阶积分关系。外环用于控制6q , 由于66u q

= , 6u 与6q 间也是一个一阶积分关系, 于是用一个P 控制器就能够达到控制目的。

为满足前面模型简化分析时的假设条件“6u =常数”, 内环控制器的时间常数需要比外环控制快好几倍, 这在实际控制中, 是通过内环单独采用更快的控制周期来实现的。同时, 在市面上也有专门基于陀螺传感器, 针对小型航模直升机尾桨舵机进行航向自动增稳的P 控制器, 利用该类控制器也可实现内环控制。“天行者”系统中采用Futaba-GY601进行航向角增稳(即6u 的控制), 从而方便地提高了对于尾桨(航向角)的控制效果。

2.2 小型无人直升机位置及飞行速度控制 根据前述动力学模型分析, 小型无人直升机可以作为一个线性系统为其设计飞行控制系统,

引入了一种控制算法简称为MTC (Model and Trajectory Based Controller), 可以针对一类二次积分模型及其期望的阶跃响应轨迹特点, 进行直截了当的控制器参数设定。该控制算法简单明了, 各个控制参数相对于PID 算法的3个控制参数, 具有较为明确的物理意义, 并可避免过冲, 因此很适合于此处小型无人直升机位置及飞行速度的控制。该MTC 算法的思想主要来源于德国柏林工业大学计算机系Dr. Marek Musial 。本节的算法数学表述采用标量形式。

直升机的平移运动包括位置控制及飞行速度控制, 在介绍具体控制算法之前, 首先简要介绍一种针对二次积分关系的MTC 控制器算法。

(1) MTC 算法

设控制量()u t 及被控量()x t 之间具有式(10)所示二次积分关系, 期望系统最终输出x r =,

1

()()x t u t f

=

(10) 式中：f 为标量常系数。为使系统以至多一个极值的形式收敛于r , 可设计系统阶跃响应为

12()k t k t x t r Ae Be ??=++ (11)

式中：常系数12,0k k >决定了系统收敛于r 的响应速度；常系数,A B 用于满足系统初始条件

00(),()x t x

t 。基于该指数函数形式表示的响应轨迹, 不需要显式求解出,A B , 便可推导出相应的控制方法：

12121212222des 12121122122121212121212()()()()()()()(())()()k t k t k t k t k t k t k t k t x t k Ae k Be k k k k k Ae k k k k k Be k k Ae Be k k k Ae k Be k k x t r k k x

t ????????=+=?+++?++=?++

++=

???+ (12)

则控制量

des 1212()()()(())()()u t f x t f k k x t r f k k x

t ==

???+ (13) 式(13)表明该控制器可以用PD 实现, 式中：

f 是系统固有的响应系数；12,k k 用于控制系统收敛轨迹和收敛速度。通过设计适当的12,k k 值, 很容易使()x t r ?在0[,)t ∞内不变号, 从而保证()x t 轨迹不过冲地收敛于r , 12max(,)k k 值越大, 系统无过冲稳定收敛的鲁棒性越强。详细的物理意义参见文献[8-9]。

为消除控制器工作点漂移及控制模型本身误

S174 航 空 学 报 第29卷

差所带来的实际()x t 与des ()x t 间的偏差, 采用线性误差补偿方法以后, 完整的基本MTC 控制器结构如图6所示, 图中a k 为误差补偿系数。

图6 基本的MTC 结构 Fig. 6 Fundamental structure of MTC

(2) 位置及飞行速度控制

在直升机飞行控制中, 通过作用力(加速度)使直升机产生飞行位移, 根据牛顿第二定律, 位移()q t 和飞行加速度()a t 之间是二次积分关系：

()()q

t a t = 因此, MTC 算法的控制特性, 尤其是其不过

冲特性, 使得它很适合应用于直升机的位置控制中。事实上, 实际飞行控制过程中的飞行位置过冲, 有时难免会使直升机撞到障碍物, 从而导致严重的灾难性后果。

在实际飞行控制中, 前述MTC 算法表述中的()x t 就是直升机位移1,2,3()q t , ()x t 即是飞行加

速度1,2,3()u

t 。为了同时实现无人直升机的飞行速度控制, “天行者”采用了一种简单、但行之有效的加速度控制方法, 并可结合进MTC 当中。该加速度控制方法原理为

des [()()]v a k x

t v ?=??? (14) des [()()]v a k x

t v +=??+ (15) 1212()(())()()a k k x t r k k x

t =????+ (16) ()*

des a a a x t a

a a a a

a a ??

?+++

???=???? ≤≤≤≥ (17) 式中：des v >0为自主飞行所限定(设定)的飞行速

度幅值；des v +为正向前飞限速(亦可理解为设定的期望飞行速度)；des v ?为负向后飞限速(期望飞行速度)；v k 为决定速度逼近快慢的比例控制系数；,a a ?+为飞行加速度的动态上下限, 用于限定直升机的飞行速度不超出des v ±。图6中模块

C2的实际期望加速度输出为式(17)决定的*des x 。

基于实际的机载传感器数据类型, 对图6所示的基本MTC 做相应变换, 并加入速度控制环

节, 合成后完整的带有速度控制的MTC(Model a nd Trajectory Based Controller with Velocity Co ntrol, MTCV)结构如图7所示, 其中模块AS 完成式(17)所示加速度切换功能。

图7 MTCV 结构 Fig. 7 Structure of MTCV

在MTCV 中, 虽然存在加速度切换, 但加速

度的输出值是连续的, 并且不需要显式计算切换时机, 同时切换过程也不会受控制器输入命令变化的影响。

3个这样的MTCV 就组成了直升机在地面坐标系中的三维飞行位置和飞行速度控制器, 每个轴向一个, 分别各自独立地控制(1q ,1u ),(2q ,2u )和(3q ,3u )。MTCV_n 1和MTCV_n 2控制器的1k 和2k 一般相等, 以使直升机在水平面内运动的控制响应保持一致。

事实上, 为实现地面坐标系下任意方位角α的直线路径飞行控制, 设定的直线飞行速度要实时投影到n 1和n 2方向, 分别作为MTCV_n 1和 MTCV_n 2控制器的目标速度des-1,2v 输入, 在水平面内合成出来的实际飞行轨迹就是按设定飞行速度飞行的一条直线。而MTCV_n 3作为飞行高度控制, 其控制参数一般独立设置, 具有更大的灵活性。

2.3 完整的飞行控制器结构

“天行者”完整的飞行控制器结构见图8。

图8 “天行者”飞行控制器结构

Fig. 8 Structure of whole fight controller of Sky-explorer

模块123F 完成式(3)所表示的动力学变换, 姿

增刊 王赓等：“天行者”小型无人直升机自主飞行控制系统设计 S175

态角5,4q 及旋翼升力MR 3F 被转换为相应的位置运

动平移加速度3,2,1u 。与之对应的图8控制器中的反变换模块1

123F ?由式(3)反推得出。

图8中：模块M1接收飞行路径序列, 将其

转化并更新为新的飞行目标位置*

1,2,3q ；模块M2包含3路MTCV , 分别对沿地面坐标系1,2,3n 3个方向的直升机飞行位置1,2,3q 进行控制, 分别输出

用于位置校正的校正加速度*1,2,3u 经模块M3解算

为对应的直升机旋翼平面姿态角*

4,5q 及旋翼总升

力*MR 3F ；*

4,5q 由模块M4进行姿态角控制, 解算出姿态角控制所需要的滚转力矩MR 1T 和俯仰力矩

MR 2T , 所需要的MR

1,2T 和*MR 3F 则由模块M5进行对应的舵机控制量映射变换, 产生相应舵机的控制信号量1S (主旋翼总距角控制)、2S (自动倾斜器俯仰角控制)和3S (自动倾斜器翻滚角控制)。舵机控制信号量3,2,1S 经后续的PWM 波调制转换及电平放大后送直升机控制舵机完成实际动作控制。4S (油门控制)和5S (尾桨控制)如前所述

, 因为采用单独控制回路, 不再详述；模块M6指直升机及其机载传感器系统, 这些机载传感器为机载控制系统提供所需的闭环反馈 信号。

2.4 飞行控制器实现技术

“天行者”小型无人直升机自主飞行控制系统的硬件实现结构框图如图9所示。

图 9 “天行者”自主飞行控制系统结构框图 Fig. 9

Overview of the SJTU Sky-explorer system

更详细具体的硬件及软件实现技术以及4层递阶结构的自主飞行任务控制及调度算法可部分参见文献[10]。

图10是作者自行研制的基于TI 公司32位DSP 微处理器TMS320F2812的机载飞控计算机模块。图11是在自行设计的地面3+1自由度

试验台架上试验验证飞行姿态控制算法。

图10 机载飞行控制计算机硬件

Fig. 10 Onboard embedded computer hardware for flight

control

图11 基于3+1自由度台架的飞行姿态控制试验 Fig. 11 Test of flight attitude control on 3+1 degree of free-dom ground testbed

3 多航点路径不减速连续飞行控制

上述速度控制方法同时可用于多段折线轨迹的不减速连续飞行控制。当飞行路径由一系列点位描述的多段折线表示时, 除非定位飞行, 对于连续的巡航飞行任务, 为避免经过p n 点时不必要的减速、定位、再加速过程, 当程序判断MT CV 模块准备减速时, 就提前将p n +1替换为当前的目标点, 从而避免减速过程, 实现连续飞行。事实上, 加速度切换时离目标点距离为()s 12des 1/1/d k k v =+, 此时实际飞行轨迹是一条光滑曲线。

曲线轨迹可以由多段直线逼近, 但为了方便实现任意曲线轨迹的一致化飞行控制, “天行者”的飞行控制设计采用导引点引导的方法, 即在目标飞行路径(任意曲线)上实时求解一导引点,该点距离直升机当前位置的水平距离为s d 。将该点位置坐标实时地作为当前MTCV 的输入, 并随着直升机前飞, 不断实时刷新该导引点位置。这样既方便地实现了不减速连续飞行控制, 又便

S176 航 空 学 报 第29卷

于曲线飞行路径的描述及设定。

图12是某多巡航点飞行任务采用本文飞控及多点路径不减速连续飞行控制算法在MATL- AB-Simulink 中的仿真3D 飞行轨迹, 图13是其水平飞行速度, 从图13中可以看出在设定的不减速巡航点上, 飞行速度基本保持不变。

图12 某自主飞行任务的3D 仿真结果 (含起飞、巡航

及降落)

Fig. 12 3D simulation result of an autonomous flight

mission (including take-off, cruise and landing)

图13 水平面内直升机飞行速率

Fig. 13 Flight speed of helicopter in horizontal plane

图13中：P 2是要求其进行精确位置定位的路径节点。

4 飞行控制试验

图14为作者2006年夏天在柏林工业大学交流学习期间, 利用其室内电动直升机 (图15) 验证图8所示控制算法的试验结果, 图15为直升机飞行时的照片。(注: 为使数据图形能够清晰区

图14 实飞验证试验1,2,3q 位置数据

Fig. 14 Position data 1,2,3q recorded in real flight validation

test

图15 利用电动直升机进行的控制算法实飞验证试验

Fig. 15 Flight test on an electric helicopter

分, 试验时在坐标上增加了偏移量, 室内基于实时图像处理的位姿测量方法也稍有偏移量)。

起始地面停留位置1,2,3q =(0,0,0)；100 s 时执行1,2,3q =(0,0,0.5), 直升机自动起飞到高度0.5 m ；200 s 时执行1,2,3q =(1.0,0,0.5), 前飞1.0 m, 到位后定位维持悬停；300 s 时执行1,2,3q =(0,0, 0.5), 后飞1.0 m 返回原始位置上空；400 s 时执行1,2,3q =(0,0,0)自动降落。

从图15可以看到, 在高度和前进、后退的位移控制过程中, 位移以指数规律逼近目标值, 符合MTC 所设计的指数规律控制轨迹, 与式(11)是一致的。试验中, MTC 参数 1k =2k =0.3, a k =0.7, v k =0.3, 与仿真时一致。由于飞行高度为0.5 m, 地面效应对飞行控制还是有一些影响, 起飞离地和着陆瞬间直升机还是有30cm 左右的位置误差。该试验完全遵照本文所提出的基于动力学模型及 MTC 控制方法,通过实际飞行试验验证所设计的飞行控制算法是实际可行的。

5 结 论

经过仿真和实际飞行试验验证设计的基于动力学模型和MTC 飞控算法是实际可行的。另外,基于动力学模型的飞控算法所带来的一些灵活性, 例如在沿设定路径飞行的过程当中,机首方位可以根据应用需要自由地单独控制, 会给不少实际应用带来极大便利, 例如航拍时摄像机对准目标或机载攻击性武器的瞄准等。

致 谢

衷心感谢德国柏林工业大学计算机系Hom-mel G 教授所领导的无人直升机研制小组对研究工作的热情支持, 尤其感谢Kondak K, Bernard

增刊王赓等：“天行者”小型无人直升机自主飞行控制系统设计 S177

M, Musial M, RemuβV和Deeg C。感谢国家留学基金委和德国学术交流中心(DAAD)对双方合作交流工作的支持。

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作者简介：

王赓（1970－）男, 博士, 讲师。主要研究方向：嵌

入式计算机控制系统及人工智能。

Tel: 021-********

E-mail: wgeng@https://www.sodocs.net/doc/c815338479.html,

盛焕烨（1943－）男, 教授, 博士生导师。主要研究

方向：自然语言理解及智能人机接口。

E-mail: hysheng@https://www.sodocs.net/doc/c815338479.html,

吕恬生（1945－）男, 教授, 博士生导师。主要研究

方向：特种机器人系统。

E-mail: tslu@https://www.sodocs.net/doc/c815338479.html,

（责任编辑：徐晓）