毕业设计
中文题目 基于ADRC的倾转旋翼无人机过渡段飞行 控制方法研究
英文题目 Research on ADRC-Based Control Approaches of Tilt Rotor UAVs during
院系: 年级专业: 姓名: 学号: 指导教师: 职称:
Transition Flight
电气工程与自动化学院 2016 级自动化 黄艺明 201606062117 付荣
讲师
2020 年 6 月 10 日
毕业设计诚信声明书
本人郑重声明:在毕业设计工作中严格遵守学校有关规定，恪守学术规 范;我所提交的毕业设计是本人在 付荣 指导教师的指导下独立研究、撰写 的成果，设计中所引用他人的文字、研究成果，均已在设计中加以说明;在 本人的毕业设计中未剽窃、抄袭他人的学术观点、思想和成果，未篡改实验 数据。
本设计和资料若有不实之处，本人愿承担一切相关责任。
学生签名: 2020年6月10日
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
【摘要】迄今为止，倾转旋翼无人机已经在航天范围内获得了普遍的利用，在世界上 越来越多的国家开始研发应用倾转旋翼无人机了。倾转旋翼无人机有特殊的功能，即 在起降过程中，倾转旋翼机的飞行运动状态和直升机相似，可以垂直起降，也可以同 直升机一般在空中停滞。而在飞行过程中，倾转旋翼机的运动状态和固定翼飞机类似， 能够进行快速飞行。因此它有着极好的应用前景。与其它新型飞行器相比较，倾转旋 翼机拥有更广阔的适用领域和应用范围。但是倾转旋翼无人机过渡过程，仍然存在着 许多问题:操纵面冗余、通道耦合严重，飞行包线大。本设计以倾转旋翼无人机过渡 段纵向模型为对象，其采用近期流行的自抗扰控制方法，解决倾转旋翼无人机过渡段 控制设计问题。利用自抗扰控制方法设计出一种非线性状态反馈控制器方案，确保倾 转旋翼无人机过渡阶段飞行的平稳、安全。最终通过 matlab 方法进行系统数值模拟仿 真分析研究，检验结果所得反馈控制器的设计可行性和设计有效性。通过本次设计， 期望得到一种既有理论意义又有工程应用前景的控制方法，为倾转旋翼无人机过渡段 控制研究提供一条新途径。 【关键词】倾转旋翼无人机，自抗扰控制，扩张状态观测器
I
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
Research on ADRC-Based Control Approaches of Tilt Rotor UAVs
during Transition Flight
【Abstract】 So far, tilt-rotor drones have been widely used in the aerospace field, and more and more countries in the world have begun to develop and apply tilt-rotor drones. The tilt-rotor UAV has a special function, that is, during the take-off and landing process, the flying motion of the tilt-rotor is similar to that of a helicopter. In the course of flight, the motion state of the tilt rotor is similar to that of the fixed-wing aircraft, and it can fly fast. Therefore, it has excellent application prospects. Compared with other new aircrafts, tilt-rotor aircraft has a wider application field and application range. However, there are still many interesting problems in the transition process of the tilt rotor UAV: redundant control surfaces, severe channel coupling, and large flight envelope. This design takes the longitudinal model of the transition section of the tilt rotor UAV as the object. It adopts the recently popular auto disturbance rejection control method to solve the control design problem of the transition section of the tilt rotor UAV. A non-linear state feedback controller scheme is designed by using auto-disturbance control method to ensure the stability and safety of the flight of the tilt rotor UAV during the transition period. Finally, the numerical simulation and analysis of the system is carried out through the matlab method, and the design feasibility and design effectiveness of the feedback controller obtained from the test results are verified. Through this design, we hope to get a control method that has both theoretical significance and engineering application prospects, and provides a new way for the control research of the transition section of the tilt rotor UAV.
【Keywords】tilt-rotor UAV, active disturbance rejection control, extended state observer
II
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
目录
第一章 绪论 ………………………………………………………………………………………………………….. 1
1.1 研究的目的背景及意义………………………………………………………………………………….. 1 1.2 倾转旋翼机的发展情况………………………………………………………………………………….. 3 1.2.1 国外发展情况 ………………………………………………………………………………………….. 3 1.2.2 国内发展情况 ………………………………………………………………………………………….. 5 1.3 国内外研究情况…………………………………………………………………………………………….. 6 1.3.1 国外研究情况 ………………………………………………………………………………………….. 7 1.3.2 国内研究情况 ………………………………………………………………………………………….. 7 1.4 倾转旋翼机控制存在的问题…………………………………………………………………………… 8 1.5 自抗扰控制技术概述……………………………………………………………………………………… 9 1.5.1 自抗扰控制技术的发展 ……………………………………………………………………………. 9 1.5.2 非线性跟踪微分器(TD)……………………………………………………………………… 10 1.5.3 扩张观测器(ESO) ……………………………………………………………………………… 11 1.5.4.非线性状态误差反馈(NLSEF)) ………………………………………………………….. 13 1.5.5 自抗扰技术的应用 …………………………………………………………………………………. 13 1.6 本文主要研究内容和章节内容安排………………………………………………………………. 14
第二章 倾转旋翼机的模型概述 ……………………………………………………………………………. 16
2.1 倾转旋翼无人机模型……………………………………………………………………………………. 16 2.1.1 倾转旋翼无人机的模型结构 …………………………………………………………………… 17 2.1.2 质心动力学方程(机体轴系) ……………………………………………………………….. 17 2.1.3 绕质心转动的动力学方程(机体轴系) …………………………………………………. 18 2.1.4 质心运动学方程 …………………………………………………………………………………….. 18
III
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
2.1.5 姿态角运动学方程 …………………………………………………………………………………. 19
2.1.6 风扰动干扰 ……………………………………………………………………………………………. 19 2.2 倾转旋翼机的气动力和力矩…………………………………………………………………………. 20 2.2.1 栅板的气动力和力矩 ……………………………………………………………………………… 20 2.2.2 栅板产生的力矩 …………………………………………………………………………………….. 20 2.3 倾转旋翼机旋翼的气动力与力矩………………………………………………………………….. 21 2.4 飞行模态和操纵策略……………………………………………………………………………………. 21 2.5 过渡模态配平………………………………………………………………………………………………. 22 2.6 倾转旋翼机的过渡模态纵向模型………………………………………………………………….. 24
第三章 基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制……………………………………….. 25
3.1 问题描述……………………………………………………………………………………………………… 25 3.2 基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制 …………………………………………… 26 3.2.1 控制分配 ……………………………………………………………………………………………….. 26 3.2.2 虚拟舵面 ……………………………………………………………………………………………….. 27 3.2.3 控制方案 ……………………………………………………………………………………………….. 27 3.3 数值仿真……………………………………………………………………………………………………… 31 3.3.1 无干扰仿真 ……………………………………………………………………………………………. 31 3.3.2 阵风干扰 ……………………………………………………………………………………………….. 34 3.3.3 参数摄动仿真 ………………………………………………………………………………………… 39 3.3 仿真结果总结………………………………………………………………………………………………. 43
第四章 总结 ………………………………………………………………………………………………………… 44 参考文献 ……………………………………………………………………………………………………………… 45 致谢 …………………………………………………………………………………………………………………….. 47
IV
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
第一章 绪论
1.1 研究的目的背景及意义
倾转旋翼无人机(tilt-rotor UAV)是一种新型飞行器，通常情况下，其两侧的机 翼末端装有可倾转的旋翼。它共有三种飞行模态(图 1-1):从左往右依次是直升机飞 行模态、过渡飞行模态与固定翼飞行模态。直升机模态工作时，倾转旋翼机的旋翼垂 直水平方向，因此机体飞行具备直升机的运动特点，可以像直升机一样垂直状态进行 起降，并且能在空中悬停。固定翼模态工作时，旋翼的旋翼平行于水平位置，因此机 体飞行具备固定翼飞机的运动特点，可以像固定翼飞机一样在控制快速的飞行。但是 倾转旋翼机在飞行过程中不可能瞬间由一种飞行模态变为另一种飞行模态，因此倾转 旋翼机还存在着第三种飞行模态，就是过渡模态。即倾转旋翼机通过过渡模态后，可 以完成模态的改变。全世界首架倾转旋翼机与 19 世纪 50 年代在美国问世，由于其独 特的飞行性能和能够有效执行多种飞行任务的能力，倾转旋翼机越来越吸引了全世界 国家的关注。
图 1-1 倾转旋翼机的三种飞行模态 因为倾转旋翼机的特殊构造，所以它同时具备固定翼轻型飞机和机动直升机的两
大长处,有时也具有出色的飞行性能。与其他新型飞机相比，倾转旋翼具有更广泛的应 用范围。对于军用方面，高速，长距离，大负载和低噪音等优点使得倾转旋翼机在侦 察敌情、后勤支持保障等方面都能够提供有效的军事帮助。对于民用方面，倾转旋翼 无人机的起飞过程中可以不用受场地的限制，通常情况下，有一块较小的平台就可以 进行起降运动。同时其还具备优良的机动性等诸多优点，这使其在复杂的机场工作条
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
件环境中仍然能够正常工作运行,在应急救援,赈灾,土地治理勘测等应用方面已经得到 广泛的工业应用。
倾转旋翼机具备了较好的技术性能特点的同时，控制方面的难题也依然存在。控 制难题主要是存在于过渡模态中，因为倾转旋翼机旋翼倾转角的变动，其气动特性还 有飞行的稳定性也出现变化从而导致飞行出现不稳定的状况。倾气动系统干扰严重, 存在于两侧螺旋机翼和倾转旋翼之间。同时俯仰通道也和偏航通道之间有强耦合这一 问题，飞行包线大，在面临复杂的外部扰动，不确定因素多，还有其具有非常强的非 线性。给倾转旋翼无人机的飞行控制，带来了一个巨大的挑战。
另外，在过渡模式飞行中，传统的空气动力控制表面(例如，旋翼式飞机的升降 机和副翼倾斜)以及由旋翼倾斜产生的牵引力矢量形成了冗余控制表面。调整和分配 冗余控制翼也是飞行控制系统设计中的主要挑战。在模式转换飞行阶段，倾斜角的变 化会导致转子螺旋桨轴的方向和速度发生重大变化，从而导致倾斜旋翼无人机的动态 特性发生重大变化。设计系统会带来很大的困难。因此，需要仔细检查以实现倾转旋 翼无人机的稳定和模式转换中的安全性。因而有必要对倾转旋翼无人机实现平稳、安 全的模态转换控制进行深入的研究[1]。
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 1.2 倾转旋翼机的发展情况
1.2.1 国外发展情况
图 1-2 美国 V-22“鱼鹰” 美国是全球最先对倾转旋翼机进行研究的一个国度，美国对倾转旋翼技术从二战
结束后就开始进行研究，慢慢从理论发展到实际。美国倾转旋翼机的发展开始于 XV-3 理论机，XV-15 方案机确认方案，成熟于 V-22“鱼鹰”，一直到 21 世纪 V-22 倾转旋翼 机一直被美军所使用[2]。上世纪 90 年代末，V-22 完成第一次试飞，成功实现过渡模 态飞行。V-22 具有高速飞行、上升高度高、载重量大等优点，其用途十分广泛，主要 被用于执行战斗任务、恶劣环境搜索、灾区救援[3]。
图 1-3 “鹰眼”
在上个世纪 90 年代美国的贝尔公司基于 V-22 倾转旋翼机，对其进行改进最后研
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 发出一种更加新型的倾转旋翼机 “鹰眼”，时速将近 185 千米每小时。其主要是被应
用于侦查和地形勘探。
图 1-4 美国 V-820
2017 年美国贝尔公司和洛克希德马丁公司共同研制 V-280。首先在倾转旋翼机的
技术条件上，对 V-280 倾转旋翼机在 V-22“鱼鹰”的基础结构上进行了改良。主要是对 多偏转方式进行改进，这在一定程度上减少了该倾转旋翼机发动机起飞或降落时尾气 对地面的影响，有利于士兵的上下飞机。
图 1-5 韩国 TR-60
2017 年韩国的航空航天研究所成功的研制出新的倾转旋翼无人机 TR-60，并且成
功试飞。TR-60 的双翼翼展有 3 米气发动机是 55 马力的发动机，其载重量上限是 30.0 千克，正常飞行的是时间将近 5 个小时，飞行速度上限更是能够达到 500 千米每小时。
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 TR-60 的特点就是能够自动控制自身起飞和降落的倾转旋翼机。
1.2.2 国内发展情况
图 1-6 “蓝鲸”
2013 年，中航工业成功的研制了新型倾转旋翼机“蓝鲸”，在第二届天津直升机博
览会中航将“蓝鲸”的模型机对外进行展出，“蓝鲸”旋翼机是一种小型的四旋翼倾转旋 翼机，其控制系统相较于其他无人机不同。类似于美国 V-44，与美国的 V-22“鱼鹰” 齐名。“蓝鲸”的速度上限是将近 540 千米每小时，载重量上限是 20 吨。
图 1-7 彩虹-10
2018 年的珠海航展上，展会上出现 CH-10 倾转旋翼机是由彩虹家族研发的一种 第5页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
新型倾转旋翼机。彩虹-10 的翼展为 6.7 米，载重量上限是 350 千克，正常飞行时间是 7 小时(载重量为 50kg 的情况下)，正常飞行速度保持在 150 千米每小时，速度上限 为 320 千米每小时，飞行的高度上限为 7 千米。
图 1-8 “无距”
2017 年，“无距”是一种串列翼倾转旋翼无人机，同时其是全国首款被工业生产，
商业进行使用的串列翼倾转旋翼无人机，这在我国属于头一例。“无距”的飞行速度上 限为 160 千米每小时，载重量 5 公斤，正常飞行时间在一个小时左右，正常的飞行速 度超过 100 千米每小时。由于体型娇小，所以主要被应用于搜查和地形测量等领域。
1.3 国内外研究情况
控制难题主要是存在于过渡模态中，由于倾转旋翼机旋翼倾转角的变化，其气动 特性还有飞行的稳定性也出现变化从而导致飞行出现不稳定的状况。倾斜产生的拉力 对旋翼机气动系统干扰严重，存在于两侧螺旋机翼和倾转旋翼之间。同时俯仰通道也 和偏航通道之间有强耦合这一问题，飞行包线大，面临复杂的外部扰动，不确定因素 多，还有其具有非常强的非线性。这些对于飞行控制系统的设计来说，是一个巨大挑 战。所以，对倾转旋翼机过渡模态设计一个有效的控制策略是全世界专家学者的目标。
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
1.3.1 国外研究情况
国外学者 Anthony J. Calise 和 Rolf T. Rysdyk 以某民用倾转旋翼机为控制对象， 通过对倾转旋翼机的横纵向通道进行控制，用的是神经网络动态逆结构进行控制，使 其在飞行过程中能够更加平稳[4]。
国外学者Erugrul Cetinsoy介绍了一种新型无人驾驶飞行器–SUAVI(Sabanci大学 无人驾驶飞行器)的气动机械设计、样机设计和飞行控制系统设计建立了飞行控制系统 的全动力学模型。原型由碳复合材料构成。分级控制系统的设计由一个高级控制器(监 督员)负责任务决策、车辆状态监测、低级控制器生成参考等，几个低级控制器负责姿 态和高度的稳定。给出了几个仿真结果和实际飞行试验结果，并结合飞行数据验证了 所研制的无人机的性能[5]。
国外学者 Yomchinda T, Hom J, Cameron N 主要对 XV-15 倾转旋翼机模型进行研 究。开发了一个基于模型的飞行控制系统，并评估了该系统在预定搜索和救援任务范 围内的操纵品质。取得较理想的控制效果[6]。
国外学者 Mehra R, Wasikowski M, Prasanth R 主要某种倾转旋翼机模型进行控制， 把整个飞行控制方案进行控制和改进。未来作战系统的需求包括时域和频域规范。证 明模型预测控制(MPC)可以用来处理所有这些指标。数值计算结果表明，倾转旋翼 机的在 MPC 控制下，可以在各个模态和飞行运动中获得相对稳定性[7]。
1.3.2 国内研究情况
我国对于倾转旋翼机的研究还不是很成熟。所以研究项目比较少。我国二代倾转 旋翼机已经完成实验验证了，已经开始出产成品。二代倾转旋翼机有以下几个优点， 根据不同的飞行情况能够选择不同的旋翼直径，这使得倾转旋翼机更加灵活;多旋翼 结构设计[8]。
国内学者杨喜利对一种倾转旋翼机进行研究，对其进行动力学建模，飞行控制系 统的设计好惯性导航系统的设计等方面进行研究。对于各种倾转旋翼机不同模态下的 操纵特点，设计了全模态飞行控制律，并且仿真证明了其控制策略的可实施性[9]。
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
国内学者严旭飞，陈仁良运用最优控制方法，主要对倾转旋翼机的过渡模态进行 最优控制，设计了一个最优控制的方案，最终成功的对倾转旋翼机进行稳定控制，让 倾转旋翼机的各个性能变动最小[10]。
国内学者曹芸芸也对倾转旋翼机的过渡模态的某些性能特点进行了相关控制。在 此基础上研究了倾转旋翼机分别在直升机模态、固定翼模态以及过渡模态下的操纵策 略，用最优的配平方法对倾转旋翼机进行配平并通过大量的仿真实验给出在不同操纵 方式下飞行器的动态响应[11]。
国内学者陈永，龚华军，王彪等人，主要对倾转旋翼机的纵向模型进行控制，设 计了倾转旋翼机的过渡模态控制方案。对过渡段每个倾转角所对应的平衡点进行配平， 计算得出配平工作点处各通道的各个操纵量，得到一个倾转路径。最后对倾转旋翼机 的过渡段进行飞行控制，模态之间转换稳定。他还设计了一个仿真，仿真结果表明其 控制策略的可行性[12]。本文主要应用的类似于该论文的控制策略的过渡段配平。
国内学者夏青元等学者也是对某倾转旋翼无人机模型，首先是将倾转旋翼机模型 进行线性化操作，然后经过精心的计算分析，他提出了一个新的控制分配方案，成功 的解决的倾转旋翼机飞行包线大，不确定性等难题。在此基础上，采用线性 PID 控制 器实现了全模态的稳定飞行控制[13]。
1.4 倾转旋翼机控制存在的问题
现如今，全世界的许多专家学者对倾转旋翼机仍然非常热衷，以下本文将举一些 对倾转旋翼机的控制方案及存在的控制问题。
(1)PID 控制，由于倾转旋翼机倾气动系统干扰严重,存在于两侧螺旋机翼和倾 转旋翼之间。同时俯仰通道也和偏航通道之间有强耦合这一问题，飞行包线大，面临 复杂的外部扰动，不确定因素多，还有其具有非常强的非线性。PID 控制器的对其控 制效果十分有限通常都是要结合其他控制方法才能得到一定的控制效果。
文献[14]主要是对倾转旋翼机的各个飞行通道，建立传递函数，并且运用了 PID 控制器，具体用的方法是根轨迹法，通过此方案，很好的说明的这个 PID 控制器对倾
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转旋翼机的有效控制。但是，因为倾转旋翼机具备非线性不确定性，PID 控制器的控 制就存在一定的局限性。
文献[15]也是对倾转旋翼机设计了 PID 控制器，但是他在加入 PID 控制器的同时 还结合了神经网络方法，使得控制器有较好的控制水平。由于神经网络本事的复杂性 比较高，在联合 PID 算法之后变得更加繁琐，虽然在与 PID 技术的结合后控制效果大 大加强，但是其整个控制方案太过于复杂。
(2)最优控制理论，最优控制理论的控制对象是线性模型，这就要求在控制非 线性系统的时候，要先将非线性转化为线性。但是倾转旋翼机就是一个非线性模型， 对于非线性模型来说，所以控制器的控制只针对倾转旋翼机的配平点周围。
(3)H 鲁棒控制，这种控制方法只针对单一的扰动，控制倾转旋翼机就力所不 及，因此 H 鲁棒控制的控制能力十分有限有限。
1.5 自抗扰控制技术概述 1.5.1 自抗扰控制技术的发展
自动扰动控制器技术，是从 PID 控制改进而来的，因而其具备了 PID 控制的许多 控制优点。对我国乃至全世界的一些控制理论进行研究整理，在后来空过计算机进行 各种数值，系统的仿真，将理论知识一步步运用到实际，最终形成了一种新的控制技 术。其最主要的优点就是没必要受制于控制对象的模型。韩京清老师在其学术论文中 严谨的分析了 PID 控制方法的缺陷，同时也提到了一些优势。然后韩老师结合以往的 PID 控制，将其与其他控制器进行结合，主要是 ESO 扩张观测器，最后升级组合成一 个新型控制器即自抗扰控制器(ADRC)[13]。
自抗扰控制器有三个基本结构组成，以下本文将介绍这三个结构。
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vd
v1
u0 u
z3 z2
z1
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w
e1
v2 e2
跟踪微 分器
状态误差反 馈控制律
(1-2) 其中，y(t)是输出信号，u(t)是输入信号， 是时间常数，(s)是传递函数。
1/b
控制对 象
y
b
状态误差反 馈控制律
图 1-9 自抗扰控制器结构图 1.5.2 非线性跟踪微分器(TD)
非线性跟踪微分器(TD)的作用是可以处理掉 PID 产生的误差。
v1
v2
图 1-10 跟踪微分器(TD)结构图
y=(s)u= s u=11− 1 u s+1 s+1
vd
跟踪微分 器
经典的微分器的形式
上式可以改写为
(1-1)
y(t) 1(u(t)−u(t−))u(t)
当有噪声n(t)时
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
) (1-3)
为了解决颤振的问题，韩京清先生跟踪微分器开始仔细研究，将其离散方式进行 拆分，确定了一个线性区域，在此区域，可以快速得到一个非极值。最终成功设计了 一个二阶离散的跟踪微分器:
(
y (t ) 1 (u (t ) − u (t − )) + n (t ) u
(
)+
n
t
t
其中 越小，系统输出超调就越严重。
x 1 ( k + 1 ) = x 1 ( k ) + h x 2 ( k )
x2 (k+1)=x2 (k)+hfst(x1(k)−(k),x2 (k),r,h0)
1.5.3 扩张观测器(ESO)
(1-4)
ESO 的功能:ESO 在 ADRC 中起了最重要的作用，整个控制都是围绕其展开的。 运用的方式比较特别，可以将非线性的模型，转换为类似线性的模型，进行扰动估计。 主要是减少各个扰动的干扰。
图 1-11 n 阶扩张观测器(ESO)结构图 其中，w和y是扩张状态观测器的输入信号，输出信号z1,z2,z3,….zn,zn+1是各个扰
动估计值，其中 zn+1 为观测器扩张出来的状态就是对绕扰动的估计。 对于任意阶的系统:
xn =f(x,x
(
t)+w(t)+b0u(t) (1-5)
,
x
n
−1), 第11页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
t)是一个n阶的函数，w(t)是干扰，u(t)是控制输入，而b0 x1 (t)= x1 (t)
其中，f (x,x 是一个常数。
可以令
可以将原来的 n 阶系统表示为:
,
x
(
n
−1),
x (t)= x(n−1) (t) n
(1-6)
(1-7)
(1-8) 需要做的就是将f(x,x ,t)+w(t)扩张为另一个新的状态变量，设这个状态变量为
(n−1)
x n + 1 ( t ) = f x , x , x , t + w ( t )
x 1(
x
2 (t)
)=
n n+1
()
t
x (t)= x (t)+b u(t)
0
xn+1 (t)=(t) 这里以一个二阶不确定系统为例:
x 1=
x
2
x2 = f(x1,x2,t)+w(t)+bu
y = x1 12
=( 3312
然后二阶系统对应的观测器为:
第12页
x ，然后再令 x
x
x
,
x ,w(t),t)，然后就可以将上面的二阶系统变为线性的系统:
1=
x2 =x3 +bu
x3 =(x1,x2,w(t),t)
y = x 1
x
2
z 1=
2 −1
(1-9)
(1-10)
z
z2 = z3 −2 fal(,1,)+bu z3 =−3 fal(,2,)
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 其中的1，2 ，3这三个是观测器的参数， = z1 − y， fal函数为:
sgn(), fal(,,)=
, ,
0
扩张观测器估计出z ,z 的同时还能对 f (x ,x ,t)+w(t)这个估计出一个z ，而这
/1−,
(1-11) 12123
个f(x,x ,t)+w(t)是独立于系统的，因此可以对z进行补偿: 123
u=u0 −z3 b
最终可以得到一个积分器串联型系统:
(1-12)
(1-13)
y = x 最后就可以对积分器串联型系统进行反馈控制，最后达到理想的控制。
1.5.4.非线性状态误差反馈(NLSEF)) 系统的状态误差:
x 1=
x
2 x2 =bu0
e =v −z 1 1 1
(1-14) 其中v1，v2是TD得出的给定信号和给定信号的微分，z1，z2是状态观测器观测到的
e2 =v2 −z2
系统变量。
然后进行非线性组合:
u =kfal(e,,)+k fal(e,,) 0111222
1.5.5 自抗扰技术的应用
文献[16]主要研究了某个转台系统，并对其进行数学建模，设计了一个自抗扰控 制，最终得到具体的生产生活中。这篇论文还将自抗扰控制进行了深入阐述，充分的 证明了其控制方法的先进行和有效性。
第13页
(1-15)
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
高志强的《自抗扰控制思想探究》对控制论的基本原理、本质问题和控制论的范 式进行了进一步的梳理和反思, 探讨了自抗扰控制思想的内涵和意义[17]。
王丽君等人《时滞系统的自抗扰控制综述》介绍了应用自抗扰控制思想解决时滞 系统问题的常用设计方法, 总结了自抗扰控制器的参数整定方法, 并对时滞系统重点 研究方向进行了展望[18]。
1.6 本文主要研究内容和章节内容安排
本文首先介绍了倾转旋翼机的一些基本概况，其中包括国内外发展背景和研究发 展现状。接下来介绍了 ADRC 这个新型的控制方法。重点研究了基于 ADRC 的倾转 旋翼机的过渡段飞行控制。
主要内容如下:
第一章是绪论。先对倾转旋翼机进行一些简单的概述对自抗扰控制技术(ADRC) 进行概述，介绍了自抗扰技术 ADRC 发展和结构组成。最后讲述了本课题的主要研究 内容。
第二章是介绍本文控制的倾转旋翼机模型。从各个动力学运动学方程、气动力、 力矩。介绍倾转旋翼机的三种模态的控制策略，并对过渡模态进行配平，得到理想的 倾转轨迹，最后是介绍本文控制的模型，倾转旋翼机过渡模态纵向模型倾转旋翼机。
第三章是对倾转旋翼机进行问题描述，并设计一个控制方案，然后设计基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制，最后进行数值仿真。
技术路线图如下图所示
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 倾转旋翼机模型
倾转旋翼无人机过渡段
纵向解耦模型
控制方法
SMC
ADRC
自抗扰滑模控制
图 1-12 技术路线图
倾转旋翼机过渡段飞
行控制
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2.1 倾转旋翼无人机模型
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
第二章 倾转旋翼机的模型概述
图 2-1 倾转旋翼机的机体模型
该无人机在其机翼内侧装有两组可倾转的栅板，每组栅板由 5 片组成，每组各 片通过机械结构联动。两组栅板由独立的两个舵机驱动，实现两组栅板的独立倾转(倾 转范围 0~110°)。栅板外形采用当地机翼的翼剖面形状。两侧旋翼都安装在栅板上， 在倾转旋翼机的过渡段飞行运动中，主要是控制拉力方向进行运动，而控制拉力就需 要对栅板进行控制。
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基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 2.1.1 倾转旋翼无人机的模型结构
x,y,z
L,R
pL,pR
图 2-2 倾转旋翼无人机的模型结构 2.1.2 质心动力学方程(机体轴系)
dxt = − +Fxt dt zzt yzt m
dyt = − +Fyt dt xzt zxt m
dxt = − +Fzt dt yxt xyt m
Vk ,,
Vxt ,Vyt ,Vzt
x ,y ,z
Xd ,Zd ,Yd
,,
质心动力学方
程(机体轴
系)
绕质心转动动
力学方程(机
体轴系)
质心运动学方 程
姿态运动学方 程
飞机机体
左右栅板
左右旋翼
(2-1)
其中，x ，z
yt ， zt 是飞行速度的三个分量， Fxt ， Fyt ， Fzt 是机体所受力的三个分量。
第17页
y 分别表示的是俯仰角速度，滚转角速度，和偏航角速度。 xt ，
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 2.1.3 绕质心转动的动力学方程(机体轴系)
I M +I M −I (I +I −I ) +(I2 +I2 −I I )
dx=y x xy y xy
yz
xyz
dt I I −I2
zx xy xy
y xy yz
d I M +I M −I (−I −I +I ) +(−I2 −I2 +I I ) y = x y xy x xy x y z y z x xy x z z x
I I −I2 xy xy
dt
(2-2)
d Mz−I−I+I2−2
(
dt Iz
性积。 M x ， M y ， M z 是合力矩在机体轴的三个方向上的分量。 2.1.4 质心运动学方程
dxd = coscos+ (sinsin−cossincos)+ dt xt yt
zt (sincos+cossinsin)
xy
x y xy
xy
)
(
)
z=
其中 I x ， I y ， I z 是倾转旋翼机对机体轴的三个方向的转动惯量， I xy 是倾转旋翼机惯
dyd = sin+ dt xt
coscos − cossin
zt (2-3)
yt
dzd =− sincos+ (cossin−sinsincos)+
dt xt yt
zt (coscos+sinsinsin)
xd ， yd ， zd ，是倾转旋翼机位置在地面轴系三个方面上的分量，偏航角是 ， 俯仰角是，滚转角是 。
第18页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 2.1.5 姿态角运动学方程
=
1
(y cos−z sin)
)
x
−
tg
(
= cos cos − sin
(2-4)
(2-5)
(2-6)
d (2-7) sin sincos +cos sin −sin cos sin sinsin +cos cos
2.1.6 风扰动干扰
= sin+ cos
yz
yz
=
+
V
是空速， r 则是风速。
v
r
其中V v空速的分量(机体轴系);r风速的分量(地面轴系):r
是倾转旋翼机的地速， v
,
上式中的Bdt 是一个转化矩阵(地面轴系转化到机体轴系):
cos cos sin −cos sin
T:
vVxt xt xt
r v =V−Bt r
yt yt dyt v r
xt
r yt
,
r zt
ztV zt zt
Bt = −cos sincos +sin sin cos cos cos sinsin +sin cos
第19页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 2.2 倾转旋翼机的气动力和力矩
2.2.1 栅板的气动力和力矩
图 2-3 栅板的受力示意图 左右栅板在气流坐标系下气动力计算公式:
ySR(SL) zSR(SL) 速度的平方。
2.2.2 栅板产生的力矩 栅板气动力矩计算公式:
M
SR(SL)
Q SR(SL)
L SR(SL)
Z
= (0.5V 2 SR(SL)
= (0.5V 2 SR(SL)
)SCxSR(SL) 2
)SCySR(SL) 2
(2-8)
SR(SL)
其中QSR(SL) 分别为右(左)栅板的阻力，LSR(SL) 为升力，ZSR(SL) 为侧力。相对应的CxSR(SL) ，
= (0.5V 2 SR(SL)
)SCzSR(SL) 2
C ，C ，分别为栅板阻力系数，升力系数，和侧力系数。V 2
是相对气流
(2-9)
)SbAmzSR(SL) 2
第20页
zSR(SL)
= (0.5V 2 SR(SL)
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 其中MzSR(SL) 是俯仰力矩。
2.3 倾转旋翼机旋翼的气动力与力矩 左右旋翼产生的拉力计算公式:
TL(R) =14.75pL(R) −0.819 其中，pL(R) 为倾转旋翼机的左右油门开度。
2.4 飞行模态和操纵策略
(2-10)
倾转旋翼机同时具有三种飞行模态，所以其控制过程较为复杂。在过渡模态阶段， 倾转旋翼机操纵面包含了正常的气动舵面，同时还有两侧旋翼引起的拉力矢量。其左 右两侧旋翼飞行过程中，运动状态较为复杂，因此两侧旋翼造成的拉力各不相同，并 且左右两侧拉力的方向还可以各自变化，由此产生的拉力矢量，因而形成了倾转旋翼 机的舵面(非气动):
pe =pL +pR ,te =L +R ;pd =pR −pL ,td =R −L (2-11) 2222
其中 pe 油门中值， pd 是油门差值。而te 是倾转角中值，td 倾转角差值。
倾转旋翼机先起飞，起飞时其运动状态类似于直升机，然后进入过渡模态，通过 旋翼旋转进入了固定翼模态，便可进行快速的飞行。同样飞机要着陆时，也要经过相 反的过程，从固定翼模态经过过渡模态变为直升机模态，最后平稳着陆。由于飞行特 性的特殊，所以较难控制。
下面是倾转旋翼机三个飞行模态的控制策略
(1)直升机模态 在直升机模态中，主要是要对倾转旋翼的高度进行控制，旋翼与地面垂直。直升
机高控制由拉力控制，而拉力在机体轴上有三个分量，分别为纵向拉力(油门控制)， 第21页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
侧向拉力有滚转角控制，前后拉力(倾转角控制)。因此，直升机模态中需要控制好 这些，倾转旋翼机才能平稳飞行。
(2)固定翼模态
在固定翼模态中，机体的旋翼与地面平行，因此此模态主要的运动状态是往前方 运动。其中倾转旋翼机的飞行速度被油门中值所控制;机体要进行俯仰运动需要改变 升降舵的值;调节飞行高度是根据俯仰运动的变化进行调节，所以实际上还是要控制 升降舵。
(3)过渡模态
在过渡模态中，倾转旋翼机的各种运动方式都是被多个量给控制的，具体是前两 个模态控制的结合。
2.5 过渡模态配平
配平就是人为规定了一个状态轨迹，使飞行模式从直升机模式过渡到固定翼模式。 沿着这条轨迹，就可以平稳的进行模态转换。下表就是设计的理想状态轨迹。最左边 就是倾角 τ，最右边就是对应于每个 τ，都要有相对应的俯仰角，迎角，油门中值，升 降舵。
第22页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
表 2-1 过渡模态配平状态量
τ(°)
V(m/s)
α(rad)
θ(rad)
z(°)
pe(°)
0
23.50
0.040
0.040
0.39
0.14
5
23.00
0.036
0.036
0.44
0.15
10
22.50
0.032
0.032
0.52
0.16
15
21.80
0.030
0.030
0.57
0.17
20
21.00
0.029
0.029
0.61
0.19
25
20.20
0.027
0.027
0.67
0.22
30
19.25
0.027
0.027
0.72
0.25
35
18.25
0.026
0.026
0.78
0.28
40
17.15
0.027
0.027
0.82
0.32
45
16.00
0.027
0.027
0.88
0.37
50
14.75
0.027
0.027
0.95
0.41
55
13.40
0.026
0.026
1.07
0.47
60
11.80
0.027
0.027
1.21
0.52
65
10.00
0.026
0.026
1.54
0.58
70
7.75
0.026
0.026
2.29
0.63
75
5.00
0.026
0.026
5.14
0.68
78
3.00
0.027
0.027
13.91
0.71
第23页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 然后就需要一个拟合，倾转旋翼机的倾转路径运算如下:
V* =−9.44510−74 +1.1410−43 −6.0810−32 −0.035+23.38 H* =20
1.14210−74 −8.92810−63 +1.17110−42 +
* =0.01087+0.3895， 060 (2-12)
z 0.0086923−1.7262+114−2503,6078
* =5.6610−73 +1.4110−42 −2.0610−41 +0.1439 pe
2.6 倾转旋翼机的过渡模态纵向模型
本文的控制对象模型是倾转旋翼的过渡段纵向模型，倾转旋翼机本文考虑的是水 平无侧滑飞行，因此滚转角和侧滑角两者都为零，因此经过化简最终得到一个倾转旋 翼机过渡段的纵向数学模型:
(2-13)
(2-14)
其中 Fxt ，Fyt ，M z 是输入变量，这三个量取决于 ulon 。通过调整 ulon ，就可以调整 F 和 M ，进而调整V 和 H 。
第24页
mV
=
mV=mVz −Fxt sin−Fyt cos
Fxt
cos−Fyt sin
=z z =Mz
Iz
H =V cos sin −V sin cos
其中，状态量和控制量分别为:
u =,,T
T xlon =V,,,z,H
lon z pe te
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
第三章 基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制
3.1 问题描述
根据配平的结果，在非常完美的情况下，只需要按照理想的升降舵z ，油门中值
pe ，和倾转角中值te 进行动作，就可以完成过渡。但是实际情况情况并不完美，在 执行的过程中，状态轨迹总会和理想轨迹有所偏差，在这种情况下，如果还按照理想 的ulon 进行动作，那么就会产生错误的轨迹。此时就需要控制器根据误差产生修正指
令，对ulon 进行修正，从而使状态轨迹逼近理想轨迹。 根据倾转旋翼机的倾转路径，可以得到期望状态与期望控制输入:
x* =V*,*,*,*,H* T lon z
u* =*,* ,*T lon z pe te
(3-1)
(3-2)
(3-3)
(3-3)
由上式可得到状态增量和控制输入增量:
−x* =V−V*,−*,−*, −*,H−H* T
−
z z pe pe te te
=
=V,,, ,HT
x
lon lon lon
x
z z
F xt
,
F yt
,
F zt
F xt
−
F
xt yt
−
F
yt zt
−
F zt
由于攻角和俯仰角非常小，所以进行以下假设。 第25页
z
u
lon lon
= , , T z pe te
=
=
u* lon
u
= −*, −* , −*T
,
F
,
F
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
sin
cos 1
sin
cos 1
最终可以得到倾转旋翼无人机纵向增量模型:
F F* F V= xt− yt−(*+)yt mm m
通过将上述增量统统消除为 0。就能够使状态轨迹逼近参考轨迹。
3.2 基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制
3.2.1 控制分配
(3-4)
F* FF = − xt −(*+) xt − yt
z mV =
mV mV
z z =Mz
(3-5)
Iz
H =V ( −)
由于倾转旋翼机的有三种飞行模式，并且在过渡模式中，需要多个量进行混合控 制，所以给倾转旋翼机过渡段飞行控制提高了难度，因此需要引入一些虚拟控制量， 分别是虚拟副翼，虚拟方向舵，虚拟升降舵，虚拟油门。主要是根据倾转角的度数设 计分配策略，共分为三段:(1)0≤τ≤15°;(2)15°≤τ≤60°;(3)τ>60°。其中也有一个 虚拟指令一直都是分配给实际的油门中值，具体分配策略请参考蔡系海的《基于增益 调度的倾转旋翼无人机模态转换飞行控制》。
第26页
3.2.2 虚拟舵面
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
由于倾转旋翼机在过渡段的飞行过程中，舵面操纵冗余严重。并且在化简后的纵 向模型中，升降舵与倾转角中值存在冗余，因此针对倾转旋翼机纵向模型设计一个稳 定的控制器是一个很大的挑战。为了解决控制器设计困难的问题，本文利用一组虚拟 操纵面来代替实际操纵面，设计好虚拟操纵面的控制策略后，再通过控制分配策略映 射到实际的舵面。纵向的虚拟操纵面为
u = , T lonV zV pV
u = , T
lonV zV pV (3-6)
= −* , − *T zV zV pV pV
3.2.3 控制方案
由于倾转旋翼机有三个飞行模态:
(1)直升机模态 在直升机模态中，主要是要对倾转旋翼机的高度进行控制，旋翼与地面垂直。直
升机高度由拉力控制，而拉力在机体轴上有三个分量，分别为纵向拉力，侧向拉力， 前后拉力。因此，直升机模态中需要控制好拉力矢量，倾转旋翼机才能平稳飞行。
(2)固定翼模态
在固定翼模态中，机体的旋翼与地面平行，因此此模态主要的运动状态是往前方 运动。其中倾转旋翼机的飞行速度被油门中值所控制;机体要进行俯仰运动需要改变 升降舵的值;调节飞行高度是根据俯仰运动的变化进行调节，所以实际上还是要控制 升降舵。
(3)过渡模态
在过渡模态中，倾转旋翼机的各种运动方式都是被多个量给控制的，升降舵与倾 转角中值在其中主要是控制俯仰运动，而控制滚转运动需要的是油门差值和副翼联合
控制，控制偏航运动则是倾转角差值和方向舵混合控制。 第27页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
给出以下控制方案:
在 τ 小的时候，此时飞行速度比较快，使用油门中值来调节速度。使用升降舵调 节俯仰角，进而调节高度。
在 τ 大的时候，此时飞行速度比较慢，使用油门中值来调节高度。使用升降舵调 节俯仰角，进而调节速度。
(1)0°≤τ<40°时 对倾转旋翼机的速度设计一个自抗扰控制回路。
V*
pe pV
V
SMC
−
1/b
图 3-1 速度控制回路 H* * zV
−−
H
高 度 回 路
控制 分配
倾转 旋翼 机
b
ESO
俯 仰 运 动
倾转 旋翼 机
控制 分配
(2)当 40°≤τ<78°时
图 3-2 高度和俯仰角控制回路
第28页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
pe
H* pV SMC
−−
1/b
图 3-3 高度控制回路 V* * zV
−−
图 3-4 速度和俯仰控制回路
H
倾转 旋翼 机
控制 分配
b
ESO
速 度 回 路
俯仰通道 ESO 的设计: 由上面的控制回路可以得知俯仰角控制回回路是一个相对独立的回路，只需要设
计 M z 的变化量。而 M z 的变化量又是由虚拟的升降舵来决定的。
俯仰回路是一个典型的二阶对象，符合二阶 ADRC 的特点。因此直接套用 ADRC 的公式就可以了。
根据 1.5.3 的 ESO 的设计方法，可以对俯仰回路系统进行设计。具体的观测器设 计如下:
俯仰回路系统的方程:
可以将方程化为:
=
w z
俯 仰 运 动
倾转 旋翼 机
控制 分配
H
w =Mz z Iz
(3-7)
第29页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 x 1 = x 2
x =Mz 2 Iz
扩张
的倒数，然后在这里还可以将方程转化为:
(3-8)
然后可以将其转化成:
x 1 = x 2
x =f+Mz +bu
(3-9) 其中 b 是一个常数表示为虚拟升降舵的系数， u 是一个控制输入，而俯仰回路的
2 I z
，令 f 为一个未知函数，在这里可以将 f + M z
控制输入是虚拟的升降舵增量 zV
x2 =x3 +bzV
x3 =
y = x 1
z 1 = z 2 − 1
z2 = z3 −2 fal(,1,)+bzV z3 =−3 fal(,2,)
其中=z1−y，1 =0.5,2 =0.25,=0.01
表 3-1 扩张观测器的参数
第30页
Iz
(3-10)
是 f + Mz Iz
成另一个新的状态变量 x3 ， x3
x 1 = x 2
其中是 f + Mz Iz
的导数
最终可以得到一个观测器:
(3-11)
速度通道
高度通道
俯仰通道
01
100
100
100
02
150
200
300
03
3.3 数值仿真 3.3.1 无干扰仿真
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
600 1000
不对倾转旋翼机加任何干扰然后进行仿真，以下是仿真结果
图 3-5 速度响应
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图 3-6 高度响应
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图 3-7 攻角响应
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图 3-8 俯仰角响应 由上面的仿真结果可以知道，在控制器作用下，倾转旋翼机在飞行过程中的各个
状态都是比较稳定的。 3.3.2 阵风干扰
由于倾转旋翼机在飞行过程中最容易受到的是阵风的干扰，本文给倾转旋翼无人 机系统加入了一个阵风干扰，具体是在过渡过程中的 40 秒到 42 秒这个期间，加入一 个 y 轴方向上的垂风。
该阵风的图形为
第34页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
图 3-9 阵风响应 以下为系统在阵风情况下的仿真图形:
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图 3-10 阵风情况下速度响应
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图 3-11 阵风情况下高度响应
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图 3-12 阵风情况下攻角响应
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图 3-13 阵风情况下俯仰角响应
通过对比无干扰情况下和阵风情况下的仿真结果可以知道:y 轴方向上的垂直阵 风对于高度的干扰是比较大的，对于倾转旋翼机的攻角和俯仰角造成的干扰较小，只 有小幅度的波动，而对于速度来说，没有影响。在经过 42 秒后，系统的各个状态量 都能够继续恢复稳定，说明所设计控制器的抗阵风干扰能力强。
3.3.3 参数摄动仿真
主要是对系统的升力系数进行±%20 的摄动，以为为仿真结果:
第39页
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图 3-14 参数摄动下速度响应
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图 3-15 参数摄动情况下高度响应
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图 3-16 参数摄动情况下攻角响应
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图 3-17 参数摄动情况下俯仰角响应 有仿真结果得知，在升力系数±%20 的情况下，系统的速度没有变化，对高度的
影响也很小，差值在 0.02 米以内。对于攻角和俯仰角来说，其变化会大一点，但是这 变化不会对飞行控制造成太大的干扰，机身总体上还是处于稳定状态。
3.3 仿真结果总结
通过对倾转旋翼机的无干扰，阵风干扰，还有参数摄动的三个情况下进行仿真， 仿真结果表明倾转旋翼机在各种干扰的情况下还是可以进行稳定飞行。说明了控制方 法的可行性和有效性。
第43页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究 第四章 总结
因为倾转旋翼机的特殊构造，所以它既同时具备固定翼轻型飞机和机动直升机的 两大长处,有时也具有出色的飞行性能。与其他新型飞机相比，倾转旋翼具有更广泛的 应用范围。
倾转旋翼机具备了较好的技术性能特点的同时，控制方面的难题也依然存在。控 制难题主要是存在于过渡模态中，因为倾转旋翼机旋翼倾转角的变动，其气动特性还 有飞行的稳定性也出现变化从而导致飞行出现不稳定的状况。倾气动系统干扰严重, 存在于两侧螺旋机翼和倾转旋翼之间。同时俯仰通道也和偏航通道之间有强耦合这一 问题，飞行包线大面临复杂的外部扰动，不确定因素多，还有其具有非常强的非线性。 给倾转旋翼无人机的飞行控制，带来了一个巨大的挑战。本文针对倾转旋翼机的的问 题，设计了一个基于 ADRC 的控制，加入了虚拟舵面和分配控制，仿真结果表明，倾 转旋翼机的的过渡过程，运行平稳，验证了其控制的有效性。
本文的主要工作内容是对倾转旋翼机进行一些简单的概述对自抗扰控制技术 (ADRC)进行概述，介绍了自抗扰技术 ADRC 发展和结构组成。
然后介绍本文控制的倾转旋翼机模型。从各个动力学运动学方程，到气动力、力 矩。介绍倾转旋翼机的三种模态的控制策略，并对过渡模态进行配平，得到理想的倾 转轨迹，最后是介绍本文控制的模型，倾转旋翼机过渡模态纵向模型倾转旋翼机。
最后本文对倾转旋翼机进行问题描述，并设计一个控制方案，然后设计基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制，最后进行数值仿真。
第44页
基于 ADRC 的倾转旋翼无人机过渡段飞行控制方法研究
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[18] 王丽君, 李擎, 童朝南, 等. 时滞系统的自抗扰控制综述 [J]. 控制理论与应用, 2013, 30(12): 1521-1533.
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光阴似箭，日月如梭。四年的大学生活就要结束了，整个大学经历让我学到很多 知识和技能。一月份开始到现在，将近半年的时间终于完成，从懵懵懂懂开始，我收 集，整理，思考，询问老师，修改到最后完成，我在这个意义非常的毕业设计期间， 我获得了许多的帮助和鼓励，如今，我要向他们表达我诚挚的感谢。
首先我最感谢的是我的毕设指导老师，他就是付荣老师。付老师他是一个非常关 爱学生的老师，他知识渊博，谦逊待人。从一开始我选择付荣老师，他就在我身上花 了很大的功夫帮助我。在做毕业设计的初期，付老师帮我找了很多资料，又在适当的 时候给我提出一些建议，给予我很大的鼓励，让我前行目标明确。在此期间，我也曾 遇到好多困难，我会向付老师提问，每一次付老师不管是不是在工作中，还是休息， 都能够第一是对我的问题进行回答。并且对我提出许多中肯的建议，给了我很大的帮 助。付老师对待事情的一丝不苟和对事业的执着追求给了我很大的启发，他对我的帮 助和鼓励我会铭记于心。同时付老师和我们进度讨论时，也在不经意间将做人做事的 道理传授给我，是我受益良多。此时此刻，我要向付老师表达深深地感谢，谢谢您， 付老师。
然后我还要对大学四年里的老师和同学们表示感谢，不管是在生活上还是学习上， 他们都帮助了我很多，教会给了我许多道理和知识。让我的大学生活没有荒废，老师 们的教诲，同学们的鼓励和帮助，让我感受到无比的温暖。就是因为有了老师同学们， 我才能拥有真正丰富多彩的大学生活，在此我要想我身边的老师，同学表示我真诚的 感谢
还有，我更必须感谢的是我的父母，从儿童成长为二十多岁的青年，在他们的哼 哼教诲之下，我真正的成为了能够独当一面的人，父母养育之恩，我必用我的毕生去 回报他们，他们在辛苦的赚钱，而我能做的就是好好学习，以后回报他们。不管是遇 到什么困难难题，我的父母都会给我鼓励，一直坚定地站在我的身后，一直给我信心， 希望。在此，我向我的父母衷心的致谢。
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最后，我要感谢在座答辩组的老师们，谢谢你们百忙之中抽出时间。我要向你们 表示深深的感谢。
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