跟踪微分器与增量非线性动态逆相结合的飞翼无人机宽工况姿态控制
收稿日期: 2025-11-20
修回日期: 2025-12-29
录用日期: 2026-03-06
网络出版日期: 2026-03-16
基金资助
湖南省自然科学基金(2023JJ30631)
Attitude control under wide-envelope for flying-wing UAVs combining tracking differentiator and incremental nonlinear dynamic inversion
Received date: 2025-11-20
Revised date: 2025-12-29
Accepted date: 2026-03-06
Online published: 2026-03-16
Supported by
Natural Science Foundation of Hunan Province(2023JJ30631)
为了满足飞翼无人机（UAVs）完成飞行任务完整剖面的使用需求，宽工况条件下的姿态自主可靠控制具有重要的决定性作用，但如何克服飞翼无人机自身的纵向操纵能力不足、航向稳定性弱以及宽工况条件下的强非线性特性、外界扰动等多因素的综合影响实现精确稳定控制，是一个重要的难点问题。围绕宽工况条件下的飞翼无人机姿态自主可靠控制问题进行研究：首先，为了克服飞行器强非线性特征以及模型偏差的影响，设计了基于增量非线性动态逆（INDI）的姿态控制方法，并结合飞行器协调转弯的动力学特性，实现了伪指令的合理计算。基于所提出的方法，开展了纵向、横航向通道以及侧风扰动等情况下的充分仿真测试，验证了所提出方法的有效性与不足；其次，针对INDI中的微分计算问题，设计了基于跟踪微分器（TD）的伪指令优化方法；最后，开展了INDI与TD相结合的姿态控制器的仿真实验与实际的飞行试验，验证了所设计方法的优势与可行性。
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To meet the requirements of a complete flight mission profile for the flying-wing Unmanned Aerial Vehicles （UAVs）， autonomous and reliable attitude control under wide flying envelope plays a crucial role. How to overcome the influence of flying-wing UAVs’ insufficient longitudinal maneuverability， weak directional stability， as well as the combined effects of strong nonlinearity under wide operating conditions and external disturbances， to achieve precise and stable control， is a significant challenge. This paper focuses on the study of autonomous and reliable attitude control of flying-wing UAVs under wide flying envelope. Firstly， to overcome the effects of strong nonlinearity and model deviations of the aircraft， an Incremental Nonlinear Dynamic Inversion（INDI）-based attitude control method is designed. Combined with the dynamical characteristics of coordinated turns for vehicles， reasonable calculation of pseudo commands is achieved. Based on the proposed method， extensive simulation tests for longitudinal， lateral-direction channels and crosswind disturbances environments were carried out， to verify the effectiveness and limitations of the method. Secondly， to address the differential calculation problem in INDI， a Tracking Differentiator（TD）-based pseudo-command optimization method was designed. Finally， simulation and actual flight experiments of the attitude controller based on combining INDI and TD were conducted， and the advantages of the designed method were validated through tests in noise environments.
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