1、和固定翼飛機相比，直升機旋翼的動力學(xué)特性要復(fù)雜多。至此為止，也沒有完整的帶旋翼直升機動力風洞吹風數(shù)據(jù)。要實現(xiàn)直升機實時仿真，需要對直升機進行飛行動力學(xué)建模并進行簡化處理。
　　 本文開發(fā)了一個最小復(fù)雜程度的六自由度無人直升機解析動力學(xué)模型，此數(shù)學(xué)模型基于剛體動力學(xué)方程，分析了典型狀態(tài)下受力情況,且簡化了主要部件的空氣動力計算方法，使得在缺少試驗數(shù)據(jù)的情況下可以對無人直升機進行近似受力計算。本文在MATLAB/SIMULINK仿真

2、環(huán)境中構(gòu)建了飛行仿真模型，利用Matlab中trim、linmod等函數(shù)對其進行配平和線化處理，分析了直升機穩(wěn)定性。仿真結(jié)果表明所建的無人直升機數(shù)學(xué)模型能滿足控制系統(tǒng)設(shè)計仿真驗證需要。
　　 論文針對所建數(shù)學(xué)模型簡化導(dǎo)出一個三自由度數(shù)學(xué)模型和一個分段仿射（PWA）近似模型。設(shè)計了分段仿射控制器（PWA），在PWA近似模型期望閉環(huán)平衡點附近區(qū)域設(shè)計一個局部線性控制器，應(yīng)用分段正定李雅普諾夫函數(shù)證明閉環(huán)系統(tǒng)在整個非線性域內(nèi)穩(wěn)定。運用