小型無(wú)人機(jī)地面目標(biāo)飛行控制研究

小型無(wú)人機(jī)地面目標(biāo)飛行控制研究

為了接收目標(biāo)信息，通常需要探測(cè)衛(wèi)星和跟蹤衛(wèi)星。然而，大型探測(cè)衛(wèi)星只能掃描特定區(qū)域，大的跟蹤衛(wèi)星只能在目標(biāo)以外移動(dòng)，對(duì)移動(dòng)目標(biāo)和隱藏地面目標(biāo)的跟蹤和檢測(cè)非常差。具有遠(yuǎn)距離滑動(dòng)特性的小型無(wú)人機(jī)可以在高起飛機(jī)的情況下通過(guò)無(wú)動(dòng)態(tài)滑動(dòng)進(jìn)入目標(biāo)區(qū)域，從而打破了小型無(wú)人機(jī)在動(dòng)態(tài)和飛行距離上的限制。大型無(wú)人偵察機(jī)的機(jī)載圖像探測(cè)系統(tǒng)大多數(shù)采用兩軸雙框架結(jié)構(gòu),裝在機(jī)腹,結(jié)構(gòu)復(fù)雜,體積大,質(zhì)量重.故采用了一種單軸光電探測(cè)系統(tǒng),該系統(tǒng)裝在機(jī)身左側(cè)下方,單軸轉(zhuǎn)動(dòng)自由度同機(jī)體橫滾自由度重合,同時(shí)配合無(wú)人機(jī)的航向控制,使光軸始終對(duì)準(zhǔn)鎖定目標(biāo),進(jìn)行持續(xù)的盤旋探測(cè).此單軸結(jié)構(gòu)方案極大減輕了光電探測(cè)載荷重量,同時(shí)對(duì)精確的姿態(tài)控制提出了更高的要求.在大擾動(dòng)環(huán)境下,姿態(tài)、位置的穩(wěn)定性和精確性是能否完成持續(xù)盤旋跟蹤任務(wù)的關(guān)鍵.故在傳統(tǒng)經(jīng)典PID(ProportionIntegrationDifferention)控制算法的基礎(chǔ)上應(yīng)用了一種帶死區(qū)變?cè)鲆鍼ID自適應(yīng)控制方法,有效地抑制了大擾動(dòng)條件下對(duì)跟蹤目標(biāo)精度的影響,并在飛行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證中取得了預(yù)期的效果.1系統(tǒng)介紹1.1飛行控制策略該小型無(wú)人機(jī)機(jī)翼展長(zhǎng)為3m,機(jī)身長(zhǎng)為2m,起飛重量G=98N,有效載荷為3kg(單軸光電探測(cè)系統(tǒng)0.2kg),定常飛行速度為20m/s.飛機(jī)的布局形式為大展弦比機(jī)翼、V形尾翼的正常式布局.采用V形尾翼,將傳統(tǒng)的平尾和垂尾合二為一,在滿足全機(jī)穩(wěn)定性的前提下,減小了尾翼的浸潤(rùn)面積,使尾翼的摩擦阻力和干擾阻力都得到顯著減小.控制系統(tǒng)包括全球定位系統(tǒng)接收機(jī)、慣性測(cè)量單元、磁羅盤、氣壓計(jì)和導(dǎo)航/飛控計(jì)算機(jī)等.導(dǎo)航/飛控計(jì)算機(jī)將各傳感器信息融合,通過(guò)采集、預(yù)處理進(jìn)行導(dǎo)航解算、控制律設(shè)計(jì)及飛行任務(wù)管理.機(jī)載單軸光電探測(cè)系統(tǒng)將所拍攝實(shí)時(shí)圖像分析處理,對(duì)指定目標(biāo)相對(duì)于圖像視場(chǎng)中心的橫向、縱向誤差傳遞給飛控計(jì)算機(jī),飛控計(jì)算機(jī)輸出指令角調(diào)整單軸所在自由度角度,并配合飛機(jī)航向修正視場(chǎng)橫向誤差,使跟蹤目標(biāo)始終位于視場(chǎng)中心(原理示意圖見(jiàn)圖1).1.2氣動(dòng)載荷參數(shù)根據(jù)飛行動(dòng)力學(xué)方程組、角位置運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組及線位置運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組,對(duì)機(jī)體的位置、姿態(tài)和速度進(jìn)行解算建模.在建立動(dòng)力學(xué)模型時(shí),需要對(duì)其氣動(dòng)力參數(shù)進(jìn)行假設(shè)和估算,但小型無(wú)人機(jī)進(jìn)行吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)難度較大.按照相關(guān)文獻(xiàn)介紹,亞音速和低速常規(guī)布局飛機(jī)動(dòng)力系數(shù)計(jì)算分為3部分:靜導(dǎo)數(shù)計(jì)算、動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算和操縱導(dǎo)數(shù)計(jì)算,進(jìn)行氣動(dòng)力導(dǎo)數(shù)計(jì)算的假設(shè)條件為:機(jī)翼為大展弦比機(jī)翼,機(jī)身按翼身融合體擬合,飛機(jī)縱橫向解耦;升力主要考慮機(jī)翼升力,不考慮馬赫數(shù)影響,縱向氣動(dòng)力矩主要考慮機(jī)翼和尾翼貢獻(xiàn);推力矢量保持在飛機(jī)的縱向?qū)ΨQ面內(nèi),假設(shè)為等功率動(dòng)力裝置.1.3帶死區(qū)和變?cè)鲆婵刂撇捎昧藥绤^(qū)變?cè)鲆鍼ID自適應(yīng)控制,在傳統(tǒng)PID基礎(chǔ)上,對(duì)系統(tǒng)的模態(tài)進(jìn)行劃分,對(duì)每段采用不同的控制方法.帶死區(qū)是克服發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)由于振動(dòng)而引起的抖舵現(xiàn)象,同時(shí)避免控制過(guò)于頻繁而引起的振蕩.變?cè)鲆婵刂浦饕强朔诖髷_動(dòng)情況下造成無(wú)人機(jī)姿態(tài)、位置突變,從而采用分段處理,能夠迅速抑制大擾動(dòng)的同時(shí),又兼顧系統(tǒng)的控制穩(wěn)定性和精度.2旋轉(zhuǎn)跟蹤地面目標(biāo)計(jì)劃2.1可執(zhí)性誤差分析無(wú)人機(jī)左側(cè)安裝單軸光電系統(tǒng),發(fā)現(xiàn)目標(biāo)進(jìn)入視場(chǎng)后轉(zhuǎn)入以預(yù)定點(diǎn)O為中心、高度為200m、半徑為300m的盤旋運(yùn)動(dòng),航向角指令與盤旋半徑可由導(dǎo)航程序根據(jù)中心點(diǎn)及飛機(jī)自身位置計(jì)算給出,中心點(diǎn)O的位置可根據(jù)飛機(jī)自身位置、高度及光電單軸俯仰偏角推算給出.根據(jù)所選光電系統(tǒng)的鏡頭焦距、鏡頭尺寸,可推算出視場(chǎng)角及可視范圍(見(jiàn)圖2).圖像中心線的可視寬度為153m,依圖像可識(shí)別最小目標(biāo)像素計(jì)算可跟蹤物體的大小寬度為3m,基本滿足要求.2.2控制裝置的設(shè)計(jì)2.2.1無(wú)人機(jī)高度保持控制回路縱向跟蹤回路消除所跟蹤目標(biāo)偏離視場(chǎng)中心的縱向誤差ey.目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)以及機(jī)體橫滾角γ的變化都會(huì)產(chǎn)生視場(chǎng)縱向誤差,根據(jù)ey控制單軸轉(zhuǎn)動(dòng)消除誤差量,由于單軸自由度同機(jī)體橫滾自由度重合,故按橫滾角速率ωx反饋給單軸進(jìn)行速度控制,提供增穩(wěn).如圖3所示,縱向跟蹤回路的內(nèi)回路為速度反饋回路,ωx作為內(nèi)回路的速度指令,單軸角速度ωq作為反饋控制量,Kωq為單軸角速度控制比例系數(shù).外回路為角度反饋回路,ey作為外回路指令,單軸角度q為反饋控制量,單軸光電探測(cè)系統(tǒng)控制直流電機(jī)調(diào)整光軸縱向指向,從而消除ey.PID控制器的比例系數(shù)和積分系數(shù)分別為Keyp和Keyi.同時(shí),無(wú)人機(jī)的高度保持精度也直接影響縱向跟蹤效果.高度保持控制通道(見(jiàn)圖4)包含3個(gè)回路:俯仰阻尼內(nèi)回路、俯仰角保持回路和高度控制回路.俯仰阻尼內(nèi)回路通過(guò)俯仰角速度ωy進(jìn)行反饋,構(gòu)成俯仰角阻尼內(nèi)環(huán),并根據(jù)組合導(dǎo)航輸出的俯仰角?反饋構(gòu)成俯仰角控制外回路.Kωy和K?分別為俯仰阻尼比例系數(shù)和俯仰角控制比例系數(shù).高度保持回路位于最外層回路,通過(guò)設(shè)定的高度值Hc和組合導(dǎo)航的輸出高度值H形成高度偏差ΔH=Hc-H,從而轉(zhuǎn)換成相應(yīng)的俯仰角指令.俯仰角指令要加入指令限幅,防止出現(xiàn)無(wú)人機(jī)的過(guò)大機(jī)動(dòng)動(dòng)作.PID控制器的比例系數(shù)和積分系數(shù)分別為KHp和KHi.2.2.2pid控制器k個(gè)人k出現(xiàn)a為專門偏控制器,kad橫向跟蹤回路(圖5)消除視場(chǎng)橫向誤差ex,當(dāng)航向角ψ受到擾動(dòng)時(shí),目標(biāo)會(huì)在橫向偏離視場(chǎng)中心.航向控制可以通過(guò)偏轉(zhuǎn)方向舵或副翼舵協(xié)調(diào)控制,對(duì)于該控制回路,ex作為航向控制指令直接控制方向舵偏角δr,航向角速度反饋ωz為航向阻尼內(nèi)回路,Kωz為航向阻尼比例系數(shù).PID控制器的比例系數(shù)和積分系數(shù)分別為Kexp和Kexi.如圖6,根據(jù)ΔR=Rc-R半徑偏差控制通過(guò)偏轉(zhuǎn)副翼舵偏角δa控制γ協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎,ωx為阻尼內(nèi)回路,Kωx和Kγ分別為橫滾阻尼比例系數(shù)和橫滾角控制比例系數(shù).半徑回路PID控制器的比例系數(shù)和積分系數(shù)分別為KRp和KRi.2.3旋轉(zhuǎn)式橫向誤差控制由于探測(cè)光軸指向飛機(jī)側(cè)下方,與機(jī)身水平面有夾角,故飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)不僅使圖像發(fā)生旋轉(zhuǎn),而且使縱向誤差、橫向誤差發(fā)生耦合.為了盡量消除耦合,適當(dāng)放松對(duì)盤旋半徑控制,降低擾動(dòng)對(duì)機(jī)身的作用力矩,使橫向誤差的調(diào)節(jié)為緩慢過(guò)程;同時(shí)增大俯仰阻尼的增益,降低高度回路的帶寬,對(duì)俯仰通道的控制放寬死區(qū)門限,防止俯仰角的頻繁動(dòng)作.3控制參數(shù)調(diào)整巡航速度為20m/s,最大橫滾角限定為30°,最小轉(zhuǎn)彎半徑為70m,實(shí)驗(yàn)當(dāng)天通過(guò)手持風(fēng)速計(jì)測(cè)量有約6.5m/s陣風(fēng).實(shí)驗(yàn)分為2步進(jìn)行:①接通控制系統(tǒng)的縱向通道,對(duì)俯仰角、高度回路和縱向誤差修正進(jìn)行驗(yàn)證和調(diào)試,調(diào)整控制參數(shù);②接通橫向通道,對(duì)盤旋半徑和航向角控制進(jìn)行驗(yàn)證和調(diào)試,用以修正橫向誤差,調(diào)制控制參數(shù),以達(dá)到相對(duì)最佳的跟蹤控制效果.實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明(圖7、圖8):在跟蹤目標(biāo)的過(guò)程中,飛行軌跡近似為以半徑為300m的圓,高度保持在200m.跟蹤目標(biāo)的橫縱向最大誤差角為5°,穩(wěn)定跟蹤時(shí)橫向誤差在±1°以內(nèi),縱向誤差在3°左右.表1~表4列出了帶死區(qū)自適應(yīng)PID控制器的控制參數(shù).視場(chǎng)角的大小也直接影響到跟蹤目標(biāo)的效果,增大視場(chǎng)角有利于擴(kuò)大搜索目標(biāo)范圍,同時(shí)使目標(biāo)不易脫離視場(chǎng),在一定程度上增大了抗擾能力.但視場(chǎng)角過(guò)大將使目標(biāo)不易辨別,根據(jù)光學(xué)探測(cè)系統(tǒng)的性能指標(biāo),圖像中目標(biāo)大小應(yīng)大于10像素.4帶死區(qū)變?cè)鲆鎝id自適應(yīng)控制仿真實(shí)驗(yàn)本文研究了一種基于單軸光學(xué)探測(cè)器的小型無(wú)人機(jī)跟蹤探測(cè)地面目標(biāo)飛行控制系統(tǒng).該