無人機縱向自動控制畢業(yè)設計

1、第一章 緒論無人駕駛飛機簡稱“無人機”，是利用無線電遙控設備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機。機上無駕駛艙，但安裝有自動駕駛儀、程序控制裝置等設備。地面、艦艇上或母機遙控站人員通過雷達等設備，對其進行跟蹤、定位、遙控、遙測和數(shù)字傳輸。可在無線電遙控下像普通飛機一樣起飛或用助推火箭發(fā)射升空，也可由母機帶到空中投放飛行?；厥諘r，可用與普通飛機著陸過程一樣的方式自動著陸，也可通過遙控用降落傘或攔網(wǎng)回收?？煞锤彩褂枚啻?。廣泛用于空中偵察、監(jiān)視、通信、反潛、電子干擾等。無人機技術是一項涉及多個技術領域的綜合技術，它對通信、傳感器、人工智能和發(fā)動機技術有比較高的要求。如果在惡劣環(huán)境下作戰(zhàn)，它還需要有比

2、較好的隱身能力。無人機與所需的控制、拖運、儲存、發(fā)射、回收、信息接收處理裝置統(tǒng)稱為無人機系統(tǒng)。無人機種類很多，不同的無人機可以完成不同的特殊任務。軍用無人機的主要用途包括：戰(zhàn)術偵察和地域監(jiān)視、目標定位和火炮校射、電子偵察和電子干擾、通信中繼轉(zhuǎn)發(fā)、靶機和實施攻擊等。與有人飛機相比，無人機具有多種優(yōu)勢：1、由于機上沒有駕駛員，因此可省去駕駛艙及有關的環(huán)控及安全救生設備，從而降低飛機的重量和成本。2、無人機在作戰(zhàn)時不會危及飛行員，更適于執(zhí)行危險性高的任務。3、由于機上沒有駕駛員，飛機可以適應更激烈的機動和更加惡劣的飛行環(huán)境，留空時間也不會受到人所固有的生理限制。4、在使用維護方面，無人機比較簡單，而

3、且費用低，操縱員只需在地面進行訓練，無需上天飛行。 無人機從產(chǎn)生到現(xiàn)在已有多年，早在70年代西方就產(chǎn)生用無人機進行對地攻擊和格斗空戰(zhàn)的構(gòu)想，在美國還進行了大量飛行試驗，但是由于技術上的難度，使這些構(gòu)想無法實現(xiàn)。無人機存在的致命弱點主要有兩個：一是自主作戰(zhàn)能力差，由于無人機執(zhí)行任務時需要有人參與遙控，其自主作戰(zhàn)能力有限，因而缺乏有人飛機所具有的靈活性和適應能力。二是完成任務的有效性低，由于控制人員對無人機所處環(huán)境的了解必須借助遠距離通信，而這種遠距離通信又隨時會被壓制而中斷，從而造成了人機之間無法及時、準確交流信息，影響了無人機完成任務的有效性。隨著戰(zhàn)場實時信息網(wǎng)(如JSTARS)和人工智能技術

4、的發(fā)展，人機之間的信息交換和無人機的自主工作能力有了很大提高，這就保證了無人機能夠最大限度地發(fā)揮其特有的長處，從而使無人機技術成為對未來作戰(zhàn)最有影響的技術之一。 從低空，短航時向高空，長航時發(fā)展。老式的無人機滯空時間短，飛行高度低，偵察監(jiān)視面積小，不能連續(xù)獲取信息，甚至會造成情報“盲區(qū)”，不適應現(xiàn)代戰(zhàn)爭的需要。為此，美國陸軍研制了“蒂爾”II超高空，長航時無人機。向隱形無人機方向發(fā)展。為了對付日益增強的地面防空火力的威脅，許多先進的隱形技術被應用到無人機的研制上。一是采用復合材料、雷達吸波材料和低噪聲發(fā)動機。如美軍“蒂爾”II無人機除了主梁外，幾乎全部采用了石墨合成材料，并且對發(fā)動機出氣口和衛(wèi)

5、星通信天線作了特殊設計，飛行高度在300米以上時，人恥聽不見；在900米以上時，肉眼看不見。 二是采用限制紅外光反射技術，在機身表面涂上能夠吸收紅外光的特制油漆并在發(fā)動機燃料中注入防紅外輻射的化學制劑。三是減小機身表面縫隙，減少雷達反射面。四是采用充電表面涂層還具有變色的特性：從地面向上看，無人機具有與天空一樣的顏色；從空中往下看，無人機呈現(xiàn)與大地一樣的顏色。從實時戰(zhàn)術偵察向空中預警方向發(fā)展。美軍認為，21世紀的空中偵察系統(tǒng)主要由無人機組成。美軍計劃用預警無人機取代E3和E8有人駕駛預警機，使喚其成為21世紀航空偵察的主力。向空中格斗方向發(fā)展。攻擊無人機是無人機的一個重要發(fā)展方向。由于無人機能

6、預先靠前部署，可以在距離所防衛(wèi)目標較遠的距離上摧毀來襲的導彈，從而能夠有效地克服“愛國者”或C300等反導導彈反應時間長、攔截距離近、攔截成功后的殘骸對防衛(wèi)目標仍有損害的缺點。如德國的“達爾”攻擊型無人機，能夠有效地對付多種地空導彈，為己方攻擊機開辟空中通道。以色列的“哈比”反輻射無人機，具有自動搜索、全天候攻擊和同時攻擊多個目標的能力。 第二章 無人機系統(tǒng)建立數(shù)學模型2.1假設條件要研究飛機動力學模型的姿態(tài)仿真，首先必須建立飛機的數(shù)學模型。在忽略機體彈性震動和變形的條件下，飛的運動可看成包含六個自由度的剛體運動，其中包含繞三個軸的三種轉(zhuǎn)動(滾動、俯仰與偏航)和沿三個軸的三種線運動(前進、上下

7、與左右)。為了確切地描述飛機的運動狀態(tài)，必須選定合適的坐標系。本文采用兩種坐標系：在確定飛機的位置時，采用與地面固連的地面坐標系（地面坐標系）：在描述飛機的轉(zhuǎn)動與移動時，采用機體坐標系或氣流坐標系(速度坐標系)。假設飛機是一個剛體，并且質(zhì)量不變。假設地球是一個慣性參考系，忽略地球公轉(zhuǎn)與自傳的影響。假設地球是一個平面。假設重力加速度是一個常數(shù)。2.2常用坐標系地面坐標系：要想確定飛機在地球的位置；機體坐標系：描述飛機的轉(zhuǎn)動；（1） 地面坐標系地面坐標系的原點A固定在地面的某點，鉛垂軸AYd向上為正，縱軸AYd于橫軸AZd為水平面內(nèi)互相垂直的兩軸。圖2.1 地面坐標系（2） 機體坐標系機體坐標系的

8、原點在飛機的重心上，縱軸OXt在飛機對稱平面內(nèi)，平行于翼弦，指向機頭為正；立軸OYt也在飛機對稱平面內(nèi)并且垂直于OXt，指向座艙蓋為正；橫軸OZt與OXtYt平面垂直，指向右翼為正。圖2.2 機體坐標系2.3飛機參數(shù)無人機的運動參數(shù)就是完整描述飛機在空中飛行所需要的變量，一旦各項參數(shù)確定了，無人機在空中的姿態(tài)也就確定了。這些參數(shù)是飛控系統(tǒng)中的被控量。被控量包括俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角、迎角、側(cè)滑角、航跡傾斜角、航跡偏轉(zhuǎn)角；同時，可以利用副翼、方向舵、升降舵和油門桿來控制無人機的飛行姿態(tài)，這些稱為無人機飛控系統(tǒng)中的控制量2.4十二階非線性微分方程組根據(jù)牛頓第二定律F=ma可以列出無人機三軸力的動力

9、學方程組：m(dVxtdt+ytVzt-ztVyt)=Fxtm(dVytdt+ztVxt-xtVzt)= Fytm(dVztdt+xtVyt-ytVxt)= Fzt按建立的力矩方程組為:dHxtdt+ytHzt-ztHyt=MxtdHytdt+ztHxt-xtHzt=MytdHztdt+xtHyt-ytHxt=Mzt通過坐標變換可以得出無人機的運動學方程組。根據(jù)無人機三個姿態(tài)角的關系： xtytzt=1sin00coscossin0-sincoscos* 可以推導出：ddt=xt-ytcos-ztsintanddt=(ytcos-ztsin)cosddt=ytsin+ztcos 同理，線位置的

10、運動學方程組也用坐標變化的方法，可以得到：十二個一階非線性微分方程組如下：mdVxtdt=Fxt+m(ztVyt-ytVzt)mdVytdt=Fyt+m(xtVzt-ztVxt)mdVztdt=Fzt+m(ytVxt-xtVyt)dxtdt=1IxIy -Ixy2IyMx+IxyMy-IxyIx+Iy-Izztxt+Iy2+Ixy2-IyIzytzt-IxyIffztdytdt=1IxIy -Ixy2IxMy+IxyMx-IxyIz+Ix-Iyytzt+IxIz+Ixy2-Ix2ztxt-IxIffztdztdt=1IzMz-Ix-Iyxtyt+Ixyxt2-yt2-Iffytddt=xt-y

11、tcos-ztsintanddt=ytcos-ztsincosddt=ytsin+ztcosdLdt=Vxtcoscos+Vytsinsin-cossincos+Vzt(cossinsin+sincos)dHdt=Vxtsin+Vytcoscos-VztcossindZdt=-Vxtsincos+Vytsinsincos+cossin+Vzt(coscos-sinsinsin)采用微擾動法對這些非線性方程進行線性化。假定所有運動參數(shù)對某一穩(wěn)定飛行狀態(tài)的變化都是很微小的，它們的二次方及乘積可以忽略不記。因此，十二個一階線性微分方程組可以化為：mdVxtdt=FxtmdVytdt=Fyt-mV0z

12、tmdVztdt=Fzt+m(ytV0+xtV0)dxtdt=1IxIy-Ixy2IyMx+IxyMydytdt=1IxIy-Ixy2IxMy+IxyMxdztdt=MzIzddt=xt-ytddt=ytddt=ztdLdt=V0cos(-)dHdt=V0(-)dZdt=-V0(-)通過以上方程可以發(fā)現(xiàn)，關于dVzdt、dxtdt、dytdt、dztdt、ddt、ddt、dZdt的各方程是緊密聯(lián)系的。由于這些方程描述的運動是圍繞飛機橫測方向而進行的。因此這些方程描述的運動叫橫測向運動。其余的方程描述的是飛機在縱軸上（OXtYt平面）進行的叫縱向運動。由于本文主要研究無人機縱向飛行相關特性，因此

13、只列出了線性化后的縱向運動方程式的狀態(tài)方程為：vh=-n1v-n2v-N3v0n4v-n1a-n2a-N3a0-n4a01-N310-n1-n2-N30n400000 vh + 000000-n22-N3200 pz其中，N3v=n3v-n3n2 ，N3a=n3a-n3an2a , N3=n3+N3a , N3=-n3an2 , N3z=n3z-n3an2z , =z 。第三章 常規(guī)PID和智能PID控制的思路和方法PID控制自從被提出以后，由于其結(jié)構(gòu)簡單、魯棒性強以及容易實現(xiàn)等優(yōu)點被廣泛運用于工業(yè)控制中。在計算機進入到控制領域后，PID控制算法集成到許多硬件產(chǎn)品中。但隨著工業(yè)生產(chǎn)的發(fā)展，控制

14、系統(tǒng)變得越來越復雜，對相應的性能指標更加嚴格，常規(guī)PID控制已經(jīng)無法滿足工業(yè)生產(chǎn)的要求。近年來，人們把智能控制與常規(guī)PID控制結(jié)合起來，形成了所謂的智能PID控制。3.1常規(guī)PID常規(guī)PID控制有比例單元（P）、積分單元（I）、微分單元（D）三部分組成，其輸入e(t)與輸出u(t)的關系為：ut=Kpet+1Ti0ted+Tdde(t)dt式中Kp為比例增益，Ti為積分時間常數(shù)，Td為微分時間，u(t)為控制量，e(t)為被控量y(t)和設定值r(t)的偏差, e(t)= r(t)- y(t),令積分增益Ki=1Ti，微分增益Kd=1Td。比例作用：決定控制器的穩(wěn)定性、超調(diào)量、響應速度等動態(tài)指

15、標。Kp由小到大時，系統(tǒng)的響應速度加快；超調(diào)量由沒有到有，慢慢變大；穩(wěn)定性總體是由強到弱。為了兼顧系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)性能，應該取合適的比例系數(shù)Kp。積分作用：積分調(diào)節(jié)與系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度相關，加入積分能消除穩(wěn)態(tài)誤差，提高系統(tǒng)的跟蹤精度，但過大的積分作用會造成系統(tǒng)的超調(diào)。同時積分的引入會給系統(tǒng)帶來相角滯后，從而產(chǎn)生超調(diào)，甚至引起積分飽和。微分作用：主要是克服大慣性時間常數(shù)的影響，引入微分相當于系統(tǒng)引入一個動態(tài)阻尼，增大Td能減小超調(diào)量，但系統(tǒng)的調(diào)節(jié)時間會因此變大。總之，在PID參數(shù)整定過程中，一般都會遇到系統(tǒng)的穩(wěn)定性和系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)、動態(tài)性能之間的矛盾，最后只能在三者中取一個折中，很難滿足高精度、高性能的

16、要求。3.2 PID參數(shù)的整定3.2.1臨界比例度法將調(diào)節(jié)系統(tǒng)中調(diào)節(jié)器處于比例狀態(tài)，將比例度由大逐漸變小，直至出現(xiàn)等幅震蕩，此時比例度稱為臨界比例度k，k相應的震蕩周期稱為臨界震蕩周期Tk，PID參數(shù)整定如下表所示：表1 臨界比例度法PID參數(shù)整定參數(shù)調(diào)節(jié)比例度積分時間Ti微分時間TD P2k PI 2.2k0.85Tk PID1.7k0.5Tk0.125Tk3.2.2衰減曲線法將閉環(huán)系統(tǒng)中的調(diào)節(jié)器置于純比例作用，從大到小逐漸調(diào)節(jié)比例度，加擾動做調(diào)節(jié)的實驗直至出現(xiàn)4：1的衰減震蕩，此時的比例度記為s震蕩周期記為Ts其中Ts為Y1到Y(jié)2的時間，如圖：圖3.1 衰減曲線法參數(shù)整定表2 衰減曲線法P

17、ID參數(shù)整定參數(shù)調(diào)節(jié)比例度積分時間Ti微分時間TD Ps PI 1.2s0.5Ts PID0.8s0.3Ts0.1Ts3.3 非線性智能PID的設計思想為了或者滿意的系統(tǒng)性能，在控制中應采取靈活有效的控制方式，增強系統(tǒng)對不確定因素的適應性，各種新型PID控制算法層出不窮。智能控制是自動控制和人工智能的結(jié)合物。它包括基于知識推理的專家控制、基于規(guī)則的自學控制、基于聯(lián)結(jié)機制的神經(jīng)網(wǎng)絡控制、基于模糊邏輯的只能控制和仿生智能控制等等。為了便于分析，以階躍響應曲線為例說明如何根據(jù)系統(tǒng)的狀態(tài)特征信息，適時改變PID的參數(shù)，以獲得最佳的控制效果。圖3.2 系統(tǒng)階躍響應（1）AB階段這是系統(tǒng)由靜態(tài)到動態(tài)再向穩(wěn)

18、態(tài)轉(zhuǎn)變的關鍵階段，此時，采取變增益控制，當系統(tǒng)輸出與希望值相差較大的時候，比例作用可以適當增強，而當系統(tǒng)輸出上升接近希望值時，比例控制作用要降低，同時可適當引入微分控制，既有利于減小超調(diào)而又不至于影響上升時間。(2)BC階段在這一段中，e<0，e<0，即誤差|e|向增大的方向變化，說明此時的系統(tǒng)輸出正背離希望值。此時的控制量應致力于壓低超調(diào)，使系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差減小。故應始終加強積分作用，而適當引入微分作用，比例作用始終起作用。(3)CD階段在這一段中，e<0,e>0,即誤差|e|向減小的方向變化，說明此時的系統(tǒng)輸出正趨于希望值。如果再加強積分作用，勢必造成控制作用過強，而出

19、現(xiàn)回調(diào)，故應適當引入積分和微分作用。（3） DE階段在這一段中，e>0 ，e>0，即誤差|e|向增大的方向變化，說明此時的系統(tǒng)輸出背離希望值。此時應始終加強積分作用，而適當引入微分作用。3.4無人機智能PID控制算法為滿足本系統(tǒng)的高性能指標，必須兼顧動態(tài)、穩(wěn)態(tài)性能和穩(wěn)定性：響應速度快(協(xié)調(diào)時間短)、穩(wěn)態(tài)精度高(可以飽精度跟蹤一定的信號、無穩(wěn)態(tài)誤差)、動態(tài)性能好(階躍響應超調(diào)小、振蕩次數(shù)少)。因此宏觀上根據(jù)系統(tǒng)誤差分為大誤差區(qū)和小誤差區(qū)。大誤差區(qū)的目標是保證系統(tǒng)響應的快速性，提供足夠的控制量，使系統(tǒng)能夠快速進入小誤差區(qū)；小誤差區(qū)的設計目標是追求系統(tǒng)的精度，使得系統(tǒng)在進入小誤差區(qū)后不會

20、再退出到大誤差區(qū)。（1）大誤差區(qū)的設計：該區(qū)的任務是提供足夠大的控制量，保證系統(tǒng)能快速進入小誤差區(qū)，為此采用一種柔化的Bang-Bang控制。常規(guī)Bang-Bang控制的引入對系統(tǒng)的快速性有明顯改善，但只有單一的控制量，有時要保證系統(tǒng)能跟蹤較高的速度信號，Bang-Bang控制取的比較大，這樣使得系統(tǒng)在跟蹤階躍時容易產(chǎn)生超調(diào)，而且該控制量與小誤差區(qū)界面控制量不連續(xù)，易使系統(tǒng)產(chǎn)生振蕩。選用的“柔化的Bang-Bang控制”，是比例控制和變形的BangBang控制相結(jié)合的控制律?！叭峄腂angBang”控制量的一部分根據(jù)輸入信號的變化率y求取，可保證系統(tǒng)跟蹤速度、加速度信號的快速性?！叭峄疊an

21、gBang控制”與普通的BangBang控制相比，它的控制量隨誤差和輸入信號變化而變化，在小誤差區(qū)界面的控制量并不大，可以避免系統(tǒng)出現(xiàn)大的超調(diào)；同時若將柔化BnagBang控制量作為小誤差區(qū)積分的初值，可以實現(xiàn)控制量的無擾切換，消除系統(tǒng)的振蕩。（2）小誤差區(qū)的設計：小誤差區(qū)的主要任務是保證系統(tǒng)的精度，系統(tǒng)在進入小誤差區(qū)后就不允許系統(tǒng)再進入大誤差區(qū)。為了提高系統(tǒng)精度，又將本區(qū)分為多個小區(qū)。小誤差區(qū)的控制律為：U=Kpe+U+Kde，其中Kd為微分系數(shù)，Kp為比例系數(shù)，U為智能積分項。具體的智能控制規(guī)則如下：a智能PID控制根據(jù)據(jù)誤差的絕對值的大小，判別系統(tǒng)當前的運行狀態(tài)，調(diào)整控制策略。b積分初值

22、ui0，大小為大誤差區(qū)到小誤差區(qū)切換點的柔化BangBang控制量。普通積分方法其初值為零，這樣必然導致開始時控制量過小而不能發(fā)揮積分的作用，在一段時間后控制量又過大引起積分滯后。而在本系統(tǒng)中這樣做使得積分作用一開始就得以充分發(fā)揮，加快了積分過程，起到了盡快消差的目的，同時實現(xiàn)了無擾切換。c比例、積分、微分系數(shù)的整定規(guī)則，在智能PID控制中，這三個系數(shù)的變化最能體現(xiàn)智能的概念。為追求高性能，將小誤差區(qū)又分為若干個誤差帶，分別采用不同的控制策略使系統(tǒng)同時具有良好的動態(tài)性能與穩(wěn)態(tài)性能。由于大誤差區(qū)的控制量比較大，系統(tǒng)剛進小誤差區(qū)時速度比較大，因此系統(tǒng)在進小誤差區(qū)后，比例控制取得比較小，以減小控制量

23、，避免產(chǎn)生大的超調(diào)；之后隨著誤差的減小，比例控制減弱，不利于系統(tǒng)跟蹤高速度、高加速度的信號，因此要適當?shù)募哟蟊壤南禂?shù)，加強比例控制的作用：對積分控制，系統(tǒng)進入小誤差區(qū)后，必須引入積分以保證系統(tǒng)的跟蹤精度。同樣的系統(tǒng)剛進小誤差區(qū)時，積分也取得比較小，以兼顧系統(tǒng)的動態(tài)品質(zhì)，隨著誤差的減小，加強積分作用以保證系統(tǒng)的跟蹤精度。比例、積分、微分系數(shù)按照某種事先確定的規(guī)則變化，只需調(diào)整三個系數(shù)的初值和變化規(guī)則，就能比較容易的找到一組適合本系統(tǒng)的系數(shù)。通過實際的調(diào)試表明該方法能在很大程度上縮短調(diào)試時間，取得滿意的效果。第四章 縱向控制系統(tǒng)的分析與設計41飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分析從硬件來看，無人機的飛控系統(tǒng)有飛

24、控計算機、測定裝置和私服裝置三部分組成。飛控計算機是無人機飛控系統(tǒng)的核心設備，主要功能是根據(jù)輸入的傳感器信息、存儲的相關狀態(tài)和數(shù)據(jù)以及無線電測控終端發(fā)過來的上行遙控指令與數(shù)據(jù)，經(jīng)判斷、運算和處理之后，輸出指令給私服裝置。測定裝置主要負責測量無人機相關的狀態(tài)信息，一般無人機的測量裝置包括三軸轉(zhuǎn)向角速度陀螺、垂直陀螺、磁航向傳感器、氣壓高度和高度差傳感器、真實空速傳感器、迎角和偏航角傳感器、發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器等等。伺服系統(tǒng)是以舵機為執(zhí)行元件的隨動系統(tǒng)，它是影響飛控系統(tǒng)帶寬的主要環(huán)節(jié)。4.2飛行控制系統(tǒng)的模態(tài)通常，無人機的飛行控制系統(tǒng)有俯仰、航向和橫滾三個控制通道，每個通道由一個控制面控制，但在橫滾和

25、航向之間常常有交聯(lián)，設計自動駕駛儀一般就要考慮各通道的獨立性和關聯(lián)性?？刂圃龇€(wěn)系統(tǒng)的設計一般都是按照縱向和橫側(cè)向分開進行的、因此，在此基礎上設計自動駕駛儀也要相應地分開，分別設計縱向通道和橫側(cè)向自動駕駛儀?？v向通道可以穩(wěn)定與控制飛機的俯仰角、高度、速度等；橫側(cè)向通道可以穩(wěn)定與控制飛機的航向角、傾斜角、偏航距離等?？刂骑w機的這些不同的變量，就對應了駕駛儀不同的功能模塊。根據(jù)所控制的狀態(tài)量，可以完成姿態(tài)(俯仰角，滾轉(zhuǎn)角)保持、航向保持、自動改平、低高度拉起和高度保持等功能。4.3縱向控制律的設計方案4.3.1俯仰姿態(tài)角的控制整個俯仰角控制系統(tǒng)的原理結(jié)構(gòu)框圖如圖所示。從圖中我們可以看到，整個控制系統(tǒng)

26、是由外回路(俯仰角反饋回路)和內(nèi)回路(俯仰角速率反饋回路)構(gòu)成的。其中，內(nèi)回路中的俯仰角速率信號由俯仰角速率陀螺提供;外回路中的俯仰角信號由垂直陀螺提供。內(nèi)回路中俯仰角速率反饋的引入相當于改變了無人機的縱向阻尼導數(shù)，增加了它的縱向阻尼，從而使其短周期模態(tài)的阻尼特性得到了改善:外回路則構(gòu)成了俯仰角穩(wěn)定回路，可以改善無人機長周期模態(tài)的阻尼特性。通常，還需要加入俯仰速率限幅以限制過載;在俯仰角指令入口處，要加上俯仰角限幅;如引入俯仰角加速度的話，還可以達到提高系統(tǒng)穩(wěn)定性的目的?？刂破鞲┭鰺o人機舵機指令+升降舵指令俯仰角素的反饋高通濾波器俯仰角反饋圖4.1 俯仰角姿態(tài)控制系統(tǒng)原理結(jié)構(gòu)圖圖中 ，在阻尼回

27、路中還包括了一個洗出網(wǎng)絡，如果沒有這個網(wǎng)絡，當操縱飛機做穩(wěn)態(tài)拉起的機動飛行時，阻尼器輸出的穩(wěn)態(tài)w2信號就會成為阻礙因素，而使這種機動飛行難以完成。洗出網(wǎng)絡的作用就是在飛機穩(wěn)態(tài)拉起時或穩(wěn)態(tài)等高盤旋時，將阻尼器信號清除掉。這樣 ， 整個無人機俯仰角控制系統(tǒng)控制律的結(jié)構(gòu)就如圖所示。圖中， c為給定的指令信號， 為垂直陀螺測得的俯仰角信號，2為俯仰角速度陀螺測得的俯仰角速度信號。綜上，其控制律可以表示成u=K2c-K222 當采用PID控制時，K2=Kp+Ki1s+Kds+縱向控制模型舵機K2 c-22K22圖4.2 俯仰角控制律結(jié)構(gòu)圖在實際工程中，微分環(huán)節(jié)通常用一個高通濾波器ss+1來實現(xiàn)，我們通過

28、選擇適當?shù)闹?，就可以獲得相應的相位超前信號。從頻率特性來看，高通網(wǎng)絡是一個阻低頻通高頻的網(wǎng)絡，同時它也是一個能提供相位超前的網(wǎng)絡，因此，我們就可以把高通濾波器看成是一個微分網(wǎng)絡。其中1/的值越大，相位超前也就越大，我們所獲得的信號也就越近似于微分信號。我們在后面的無人機縱1句與橫側(cè)向飛行控制律的仿真中都取=0.1。 同時，積分環(huán)節(jié)也可以根據(jù)定義xdt=xit在軟件中計算，其中t可以在軟件中根據(jù)CPU的計算頻率得到。由于積分是一個連續(xù)累加的過程，所以信號的積分值可能會達到一個很大的值，這會給系統(tǒng)帶來意想不到的結(jié)果。由于執(zhí)行機構(gòu)受限，當積分值大到一定程度，使執(zhí)行機構(gòu)達到最大位置后，執(zhí)行機構(gòu)就不再變

29、化了，而是一直停留在當前的位置，即使系統(tǒng)輸出一直在變化，這樣反饋通道就被破壞了。另一方面，當被積信號開始減小時，如果積分值很大的話，則需要花很長時間才能使其降到正常值，我們一般把這種現(xiàn)象稱之為積分飽和。通常有兩種方法可以有效的避免這種現(xiàn)象的發(fā)生:一種方法是當執(zhí)行機構(gòu)達到最大位置時積分停止，不再繼續(xù)累加;另一個可行的方法是限制積分的累加，當積分值達到某一個值時就恒等于當前值，即所謂的積分限幅。因此，當采用常規(guī)PID控制時要注意采取必要的防止積分飽和的措施。而若采用智能PID控制就可以避免積分飽和的發(fā)生。由于我們在一開始的時候并不接入積分環(huán)節(jié)，只有當系統(tǒng)逐漸進入小誤差區(qū)時才接入，使積分信號專門用來

30、消除靜差，因而不至于在整個過程中由于積分信號過大而使執(zhí)行機構(gòu)達到飽和，從而大大保證整個飛控系統(tǒng)的性能。無人機的縱向運動都是通過升降舵來自動控制的，所以可以把該運動的自動控制看成是一個單通道，這樣便于用經(jīng)典控制理論來研究。對于無人機的俯仰角控制，該控制律參數(shù)由兩部分組成：阻尼回路（內(nèi)回路）反饋增益K22，的確定，和俯仰角控制回路（外回路）中PID參數(shù)的確定。一般來講，選擇這些參數(shù)主要有兩種方法:第一種方法是綜合考慮所有回路中的參數(shù)，一次選定;另一種方法則是從最內(nèi)層開始分部選取。我們將采用后一種方法，即先設計阻尼回路，確定參數(shù)K22，然后以此為基礎設計姿態(tài)角控制回路，進而確定PID參數(shù)的值。接著，

31、舉例說明無人機俯仰角控制器參數(shù)的選取過程。若無人機在空中一點A（H=17194m，V=0.719Ma），已知無人機在A點的狀態(tài)方程和輸出方程可以表示為： 其中式中：X= x y T; U=x yT 因此，Y= 2T,并有2=,于是，可以得到：(s)(s)=-5.2096s+0.3678(s+0.003226)s-0.02435s+0.01(s2+2*0.14*2.54s+2.542) ；從式中可以看出：系統(tǒng)的特征方程中包含有一個正根?？梢?，為了增加該無人機的機動性，無人機被設計為靜不穩(wěn)定的，因此必須加入飛控系統(tǒng)才能保證飛機的穩(wěn)定性。另外，無人機的自然頻率為2.54，阻尼比僅為0.14，可見，飛

32、機自身的阻尼是很弱。從這一方面就可以看出，針對高空弱阻尼無人機而言，加入角速度反饋是必須的。Kp-5.21s3-1.83s2-4.12s-0.18s4+0.69s3+0.43s2+0.09s-0.002s-10s+10+Ki+-K24s4s+1SKd1s圖4.3 俯仰角PID控制圖圖中，-10s+10表示升降舵回路傳遞參數(shù)，4s4s+1表示升降舵通道的洗出網(wǎng)絡。根據(jù)上圖，可以用MATLAB里的rlocus函數(shù)根據(jù)阻尼回路的開環(huán)傳遞函數(shù)畫出根軌跡圖，其中根軌跡增益K2就是所要確定的阻尼回路參數(shù)。圖4.4 俯仰角速度回路根軌跡圖有圖可知，一開始隨著K22的增大，阻尼回路中的一對共軛復根的振蕩阻尼得

33、到了明顯改善，當K22增大到0.6時，振蕩根的阻尼比達到最大值0.812.此后隨著K22的增大阻尼比開始減小，自然頻率增高，最終導致系統(tǒng)品質(zhì)惡化。通過根軌跡分析，并非K22越大阻尼效果就越好，只有當K22在某一范圍內(nèi)時，這一條件才會成立。為此，我們選取K22=0.5，此時共軛復根所對應的阻尼比為0.68，從而可以很好地改善無人機短周期的阻尼。接著討論無人機外回路中PID控制器參數(shù)的選取。一般地，為了獲得滿意的過度過程，通常要求系統(tǒng)具有45°到70°的相角裕度。查看相關資料規(guī)定，要保證飛控系統(tǒng)的幅值裕度不能小于6dB，相角裕度至少為45°。因此，這里采用基于相角裕度

34、的設定法對PID參數(shù)進行整定。先設定期望的相角裕度m=60°,截止頻率=4rad/s,取=4。于是：Kp=cosm|Gjc|=1.34 ; Td=tanm+4+tan2m2c=0.47 ; Ti=Td=1.88下面通過MATLAB仿真，看能否滿足有足夠的相角裕度和幅值裕度。通過MATLAB里的margin函數(shù)，可以得到其Bode圖如下：圖4.6 基于PID的俯仰角控制系統(tǒng)Bode圖有圖可知，在該參數(shù)下，相角裕度為69.5度，幅值裕度為12.7dB>6dB，滿足要求。表3 智能PID俯仰角控制規(guī)則表誤差比例幾分微分0.5°Kp加柔化Bang-Bang000.4°

35、;0.5°Kp/0.8Ki/0.7Kd0.3°0.4°Kp/0.82Ki/0.720.95*Kd0.2°0.3°Kp/0.83KI/0.730.952*Kd0.1°0.2°Kp/0.84Ki/0.740.953*Kd0.1°Kp/0.85Ki/0.750.954*Kd 上表中，智能PID控制器參數(shù)的初值就是前面根據(jù)頻域分析法得到的PID參數(shù)，其中Ki=Kp/Ti, Kd=KD*Td。上述智能PID控制規(guī)則主要是根據(jù)經(jīng)驗公式得到的，對于不同高度的基準點而言，在誤差區(qū)的劃分會有微小差異，但其控制規(guī)則不變。4.3.2俯仰

36、角控制律的仿真在木文中，所有關于飛行控制律的仿真均在MATLAB平臺下完成。下圖即為無人機基于PID控制的俯仰角控制系統(tǒng)的Simulink仿真框圖。值得注意的是，圖中的PID模塊并非MATLAB提供的原始模塊，我們已經(jīng)把該原始模塊所封裝的子系統(tǒng)作了一些變動:當采用常規(guī)PID控制策略進行仿真時，圖中PID模塊所封裝的子系統(tǒng)即為經(jīng)典的PID模塊，為了使仿真更接近工程實際，我們以一個超前網(wǎng)絡模塊s/(O.ls+l)來代替原有的純微分模塊;當采用智能PID控制策略進行仿真時，該PID所封裝的子系統(tǒng)即為一個MATLAB Function模塊，具體的智能PID控制算法由我們所編寫的M文件來實現(xiàn)。針對無人機

37、在不同空域中的基準狀態(tài)點，我們分別編寫了智能PID控制算法的M文件，限于篇幅，這些源程序就不在本文中給出了。-10s+10X=Ax+BuY=Cx+DuPID俯仰角-k4s4s+1俯仰角速率圖4.7 俯仰角控制原理結(jié)構(gòu)圖在整個俯仰角控制律仿真過程中，升降舵回路傳遞函數(shù)用慣性環(huán)節(jié)-10s+10表示，升降舵通道的洗出網(wǎng)絡用高通濾波器4s4s+1表示，升降舵面限幅為±15°，輸入的俯仰角指令階躍信號為5°。將前 面 所 設計的基于常規(guī)PID的俯仰角控制系統(tǒng)(高高空E點)進行時域仿真，其階躍響應曲線如圖11所示。從圖中可知，其超調(diào)量%=15%，調(diào)節(jié)時間ts=6.3s。下面

38、，我們在高高空E基準狀態(tài)點附近取一點F( H=17505m,V =0.801Ma)，將原先在A點所設計的常規(guī)PID控制器用于F點，以考察我們所設計控制器的魯棒性。己知無人機F點處的縱向線性化參數(shù)如下所示: 圖4.8 常規(guī)PID俯仰角階躍響應（E點） 圖4.9 常規(guī)PID俯仰角階躍響應（F點） 以上兩圖，我們可以看到，當常規(guī)PID作用于F點時，雖然超調(diào)量比在E點時要稍微小了一些，但調(diào)節(jié)過程卻明顯變慢?？梢姡Ｒ?guī)PID雖然具有一定的魯棒性，但是當對象模型發(fā)生一定變化的時候，其控制性能還是會受到較大程度的影響，并且難以兼顧系統(tǒng)的動態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能。因此，如果我們要想在F點也取得較好的控制性能的話，必須考

39、慮在該點重新設計PID控制器，這樣無疑會增加我們很多工作量。 我們來看一下智能PID控制的效果。首先針對E點采用表中的控制規(guī)則設計了一個智能PID控制器并進行仿真，然后，再將所設計好的智能PID控制器用于F點，得到的俯仰角階躍響應曲線分別下圖所示。圖4.10 智能PID俯仰角階躍響應（E點） 圖4.11 智能PID俯仰角階躍響應（F點）通過比較可知，常規(guī)PID有一定的魯棒性，當當對象模型發(fā)生變化時，其控制性還是會受到較大程度的影響，并且很難兼顧穩(wěn)態(tài)和動態(tài)性能。因此，智能PID的優(yōu)越之處很明顯，不但有力地抑制了超調(diào)，而且調(diào)節(jié)時間也縮短了。4.4高度保持控制律的研究與仿真高度控制屬于飛機的重心控制

40、，在飛機的編隊飛行、執(zhí)行轟炸任務、遠距離巡航及進場著陸時的初始階段等都要保持高度的穩(wěn)定。無人機的高度保持與控制是不能僅靠其俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成的。當飛機受到縱向常值干擾力矩時，硬反饋式角穩(wěn)定系統(tǒng)存在著俯仰角及航跡傾斜角靜差，角穩(wěn)定系統(tǒng)雖能保持飛行器在垂風氣流作用下的俯仰角穩(wěn)定，但幾秒鐘后飛行速度向量將偏離原方向，產(chǎn)生高度漂移。另外，在俯仰角穩(wěn)定的動態(tài)過程中，如果航跡傾斜角變化量平均值不為零，也會引起飛行高度的改變。所以高度保持系統(tǒng)需要有測量相對于給定高度偏差的測量裝置 高度差傳感器，如氣壓高度表、無線電高度表和大氣數(shù)據(jù)傳感器等。將高度偏差信號輸入俯仰角控制系統(tǒng)，控制飛機的姿態(tài)，改變飛機航跡

41、傾斜角，控制飛機的升降，直至至高度差為零，使飛機回到預定高度。無人機俯仰內(nèi)回路控制器高度微分反饋高度反饋高度傳感器信號圖4.12 高度控制系統(tǒng)原理圖無人機縱向模型舵機K2HK2K222K2HS圖4.13 高度系統(tǒng)控制律對于高度控制回路而言，高度偏差信號和高度變化率的反饋，可以滿足在一個飛行狀態(tài)高度階躍響應的要求，然而考慮到無人機在整個包線范圍內(nèi)不同的平衡狀態(tài)變化，我們還需要加一個積分環(huán)節(jié)，以保證無人機的無靜差飛行。這樣，無人機高度控制系統(tǒng)的控制律就可以表示成: u=K2(c-)+K222+K2H(Hc-H)-K2HH當采用常規(guī)PID控制時,K2=Kn+Kj*1s+Kds這里，我們還要特別強調(diào)一

42、點，在高度控制系統(tǒng)中，相對于給定高俯仰角的偏離信號反饋是至關重要的。若控制中沒有俯仰角的偏離信號，則在高度穩(wěn)定過程中舵總是向上偏轉(zhuǎn)，導致升力增量總為正，軌跡總是向上彎曲。當無人機到達給定高度時，由于速度向量不在水平位置而超越給定高度，出現(xiàn)正的高度差，到了這時舵向下偏轉(zhuǎn)，這樣就不可避免地出現(xiàn)在給定高度線上的振蕩運動。當引入俯仰角偏離信號后，無人機在未達到給定高度時就提前收回舵面，減小了它的上升率，從而對高度的振蕩起了一定的阻尼作用。在實際系統(tǒng)中，我們通常還需要加入俯仰角指令限幅器。另外，在實際測量高度差信號時，高度傳感器存在著大氣干擾或地形干擾。這些干擾對伺服回路的工作狀態(tài)有著惡劣的影響。因此我們有必要在高度控制回路中設置高度濾波器。由于陸地地形和海面地形的差異，高度傳感器所適用的濾波器也各不相同，一般分為無線電高度濾波器和海浪濾波器。要特別說明的一點是，當無人機在作縱向機動飛行時，應該把定高系統(tǒng)斷開，否則