【摘要】：在式中具有均匀分布质量梁的直升机的动力学方程过于复杂，无法据此设计控制器。通过忽略式中的负载摆动和扭转得出简化模型：假设螺旋桨偏移角度和姿态角都很小，从式得到线性化模型。式中的前两个方程是系统模型。然后通过极点配置计算出规定模型的频率ωp为2.83 rad/s。因此，通过使用极点配置方法的控制增益kxp、kxd、kyp 和kyd 分别估计为33.916、3.053、39.845 和3.586。
在式（8.11）中具有均匀分布质量梁的直升机的动力学方程过于复杂，无法据此设计控制器。因此，提出了一种简化模型，没有吊挂负载，设计模型跟踪控制器（MFC），因为模型跟踪控制器主要是控制直升机的飞行姿态，然后根据悬挂负载的需要改进设计结果。最后，控制器将应用于式（8.11）均匀分布质量梁的直升机动力学方程中，以测试其控制性能。通过忽略式（8.11）中的负载摆动和扭转得出简化模型：
假设螺旋桨偏移角度和姿态角都很小，从式（8.12）得到线性化模型。依据线性化模型设计模型跟踪控制器：
式中，ζp是模型的阻尼比；ωp是模型的频率；cy和cx是沿Nx和Ny方向光滑的飞行员命令；θvm和φvm是沿Nx和Ny方向的模型输出；kxp、kxd、kyp和kyd是控制增益。(www.xing528.com)
式（8.13）中的前两个方程是系统模型。规定的模型需要合理的阻尼比（=0.707）和合理的上升时间（≤2 s），对应的特征值约为-2±2i。然后通过极点配置计算出规定模型的频率ωp为2.83 rad/s。
式（8.13）中的最后两个方程是渐近跟踪控制律。由于考虑了直升机和负载之间的耦合，跟踪控制器的所需极点设计为-18 ± 8.7i。本节中的直升机质量mv，距离a，转动惯量-Ixx、Iyy、Izz 分别为6 000 kg、3.5 m、20 500 kg∙m2、17 450 kg∙m2、19 750 kg∙m2。因此，通过使用极点配置方法的控制增益kxp、kxd、kyp 和kyd 分别估计为33.916、3.053、39.845 和3.586。
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