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研究生:劉聖仕
研究生(外文):Liu, Sern-Sih
論文名稱:無人飛行載具導控方法即時硬體迴路模擬
論文名稱(外文):Real-Time Hardware-in-the-loop Simulation of UAV Integrated Guidance and Control Method
指導教授:林穎裕林穎裕引用關係
指導教授(外文):Lin Yiing-Yuh
學位類別:碩士
校院名稱:國立成功大學
系所名稱:航空太空工程學系
學門:工程學門
學類:機械工程學類
論文種類:學術論文
論文出版年:1998
畢業學年度:86
語文別:中文
論文頁數:111
中文關鍵詞:無人飛行載具奇異擾動法回授線性化滑動模式控制投影導引律分散平行處理系統
外文關鍵詞:Unmanned Air Vehiclesingular perturbationfeedback linearizationsliding mode controlprojection guidancedistributed parallel processing system
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本研究提出將投影導引律與非線性控制律整合應用於無人 飛行
載具的自動駕駛設計,此整合式導控律的測試步驟及 結果亦包含其
中。為了實際地評估設計的整合導控律和比 較不同型態的模擬結果
,測試的項目包含非即時單台電腦 模擬、分散平行處理系統即時模
擬以及即時硬體迴路模擬 。本研究以F-16做為無人飛行載具的模型
,並要求此整合 導控律能令無人飛行載具自行抵達預定目標位置並
做指定 的動作。本研究將自動駕駛系統分成導引及飛行控制兩大
部份。關於導引律設計,是將飛機以質點視之,透過投影 導引法把
飛機與目標的相對位置資訊,轉換成飛機所需要 的飛行控制命令,
使得飛行載具能追蹤並等速地保持在所 設定的飛行軌跡上。而飛行
控制器是以非線性控制理論來 設計以取代傳統的參數清單設定(gain
scheduling)的模式 。由於飛機系統有兩組時間等級的運動,因此透
過奇異擾 動(singular perturbation)的方法,可將整個飛機系統分
成快慢二個次系統;接著利用非線性轉換技巧將其動態特 性予以線
性化,並依可變結構理論,各別設計一具強健性 的滑動模式(
Sliding mode)非線性控制器。最後將投影導 引律及非線性控制器整
合成自動駕駛系統應用於無人飛行 載具。本研究並以兩個範例說明
所設計之整合導控律的可 行性。

In this study, an integrated projection guidance and
nonlinear flight control law (IPGNFC) is proposed for the
unmanned air vehicle (UAV). Testing procedures of the
IPGNFC are described and the results are reported. To
realistically evaluate the design and to compare the
results of different types of simulation, test setups
include the non real-time single PC simulation, the real-
time two PC simulation, and the real-time hardware- in-the-
loop simulation. The test cases considered are among the
most general requirements for an UAV in which the proposed
IPGNFC will lead an UAV to arrive at a preset target
position and to perform some predesigned maneuver. For
designing the IPGNFC, the control law is divided into the
guidance and the flight control problems. The guidance
problem, based on the point mass model, is to keep the air
vehicle stay on a predetermined flight trajectory with
constant air speed. Instead of using the traditional gain
scheduling method, the flight controller is designed with
nonlinear feedback theory. By the use of singular
perturbation, the aircraft system dynamics is separated
into fast and slow model. Then feedback linearization and
sliding mode control are used to design a robust flight
controller. Finally, the projection guidance and the
nonlinear flight control law are integrated and the
autopilot system is applied to the F-16 model as an UAV.
Two test cases are included to demonstrate the feasibility
of the IPGNFC method.

QRCODE
 
 
 
 
 
                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                               
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