【正文】 言 : 無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 5 對(duì)于橫側(cè)向向運(yùn)動(dòng)而言 : 于是，無(wú)人機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)與橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)方程就分別如式 ()和式 () 所示： 3 控制系統(tǒng)理論基礎(chǔ) PID 控制是最早發(fā)展起來(lái)的控制策略之一，由于其算法簡(jiǎn)單、 以及可靠性高等特點(diǎn)，在實(shí)際的控制系統(tǒng)中得到了較為廣泛的應(yīng)用。 因此 這些方程描述的運(yùn)動(dòng)叫側(cè)向運(yùn)動(dòng)。它們的二次方及乘積可以略去不記。 根據(jù)牛頓第二定律 F=ma可以列出無(wú)人機(jī)三軸力的動(dòng)力學(xué)方程組： 無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 3 按 MdtHd ?? ? 建立的力矩方程組為： xtytztztytxt MHHdtHd ????????? ?? ??? ytztxtxtztyt MHHdtHd ????????? ?? ??? ztxtytytxtzt MHHdtHd ????????? ?? ??? 通過坐標(biāo)變換可以得出無(wú)人機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組。 這些稱為無(wú)人機(jī)飛控系統(tǒng)中的控制量。 圖 12 機(jī)體坐標(biāo)系 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計(jì)說(shuō)明書） 2 速度坐 標(biāo)系 速度坐標(biāo)系原點(diǎn)也在飛機(jī)的重心上，但 軸與飛機(jī)速度向量 V 重合； 也在對(duì)稱平面內(nèi)并垂直于 ，指向座艙蓋為正； 垂直于平面 ，指向右翼為正，見圖23。 常用坐標(biāo)系 地面坐標(biāo)系 地面坐標(biāo)系是與地球 固連的坐標(biāo)系。因此研究無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)具有重要意義。可反復(fù)使用多次，廣泛用于空中偵察、監(jiān)視、通信、反潛和電子干擾等。為了確切的描述飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，必須選擇合適的坐標(biāo)系。 圖 11 地面坐標(biāo)系 機(jī)體坐標(biāo)系 機(jī)體坐標(biāo)系 原點(diǎn)在機(jī)的重心上 ,縱軸 在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)，平行于翼弦，指向機(jī)頭為正；立軸 也在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)并垂直于 ，指向座艙蓋為正；橫軸 與 平面垂直，指向右翼為正，見圖 12。 被控量包括俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角、仰角、側(cè)滑角、航跡 傾斜角，航跡偏轉(zhuǎn)角； 同時(shí) 利用副翼、方向舵、升降舵及油門桿來(lái)進(jìn)行對(duì)飛機(jī)的控制。另一部分則是通過坐標(biāo)變換關(guān)系得出的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組 確定出無(wú)人機(jī) 相對(duì) 于地面坐標(biāo)系的位置向量和速度向量。 都是微量。由于這些方程式描述的運(yùn)動(dòng)是圍繞飛機(jī)橫側(cè)方向 (側(cè)移、滾動(dòng)和偏航 )而進(jìn)行的。 無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)方程的狀態(tài)空間表達(dá)式 根據(jù)前面所介紹到的小擾動(dòng)線性化方法，以無(wú)人機(jī)的恒速、定高、直線和無(wú)側(cè)滑的飛行作為基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)，即可得到無(wú)人機(jī)縱向與橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的線性化方程式，經(jīng)適當(dāng)整理后我們就可以得到其運(yùn)動(dòng)方程的狀態(tài)空間表達(dá)式。 常規(guī) PID控制 常規(guī)的 PID控制由比例單元 (P)、積分單元 (1)和微分單元 (D)三部分組成。對(duì)于系統(tǒng)的穩(wěn)定性來(lái)說(shuō)，總體的趨勢(shì)是由強(qiáng)到弱。 (3)微分作用 微分調(diào)節(jié) 的主要作用是克服大慣性時(shí)間常數(shù)的影響，引入微分相當(dāng)子給系統(tǒng)引入一個(gè)動(dòng)態(tài)阻尼，增大 T,能夠減小系統(tǒng) 的超調(diào)量，但系統(tǒng)的調(diào)節(jié)時(shí)間會(huì)因此而變大。首先將調(diào)節(jié)系統(tǒng)中調(diào)節(jié)器置成比例狀態(tài)，然后把比例度 (即 的倒數(shù) )由大逐漸變小，直至出現(xiàn)等幅振蕩 ,此時(shí)比例度稱臨界比例度，相應(yīng)的振蕩周期稱臨界振蕩周期 ， PID 參數(shù)整定的經(jīng)驗(yàn)公式如表 所示。具體得參數(shù)整定規(guī)則如表 33 所 圖 31 衰減響應(yīng)曲線 表 33衰減曲線法 PID參數(shù)整定表 3 無(wú)人機(jī)縱向系統(tǒng) 的設(shè)計(jì)與仿真 飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分析 從硬件上來(lái)看，無(wú)人機(jī)的飛控系統(tǒng)是由飛控計(jì)算機(jī)、測(cè)定裝置及伺服裝置三部分組成的。 飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基本思路 一般來(lái)說(shuō)，無(wú)人機(jī)的飛控系統(tǒng)通常包括俯仰、航向和橫滾三個(gè)控制通道 ， 每個(gè)通道都由一個(gè)控制面來(lái)控制。橫側(cè)向控制通道可以穩(wěn)定與控制無(wú)人機(jī)的航向角、滾轉(zhuǎn)角和偏航距離等。 俯仰姿態(tài)保持控制律的設(shè)計(jì)與仿真 俯仰角控制率的設(shè)計(jì) （ 1）控制結(jié)構(gòu) 整個(gè)俯仰角控制系統(tǒng)的原理結(jié)構(gòu) 如圖所示。 通常，我們還在需要加入俯仰速率先付以限制過載；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(dá)到提高系統(tǒng)穩(wěn)定性的目的。圖中， 為給定的指令信號(hào)， 為垂直陀螺所測(cè)得的俯仰角信號(hào)， 為俯仰角速率陀螺所測(cè)得的俯仰角速率信號(hào)信。我們?cè)诤竺娴臒o(wú)人機(jī)縱向飛行控制律的仿真中，一律取 。另一方面，當(dāng)被積信號(hào)開始減小時(shí)，如果積分值很大的話，則需要花很長(zhǎng)時(shí)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。 (2)控制律參數(shù)的選取 本章中，無(wú)人機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)都是通過升降舵來(lái)完成自動(dòng)控制的，因此，我們可以將其縱向運(yùn)動(dòng)的自動(dòng)控制系統(tǒng)看成是一個(gè)單通道，這樣就便于我們運(yùn)用相關(guān)經(jīng)典控制的理論對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行分析和設(shè)計(jì)。本文中，我們將采用后一種方法 ,即先設(shè)計(jì)阻尼回路，確定參數(shù)，然后以此為基礎(chǔ)設(shè)計(jì)姿態(tài)角控制回路，進(jìn)而確定 PID 參數(shù)的值?？梢姡瑸榱嗽黾釉摕o(wú)人機(jī)的機(jī)動(dòng)性，飛機(jī)的設(shè)計(jì)者將其設(shè)計(jì)成了靜不穩(wěn)定的，因此必須加入飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)才能保證飛機(jī)的穩(wěn)定飛行。 圖 43 俯仰角控制系統(tǒng) PID控制結(jié)構(gòu)圖（高高空 E點(diǎn)） 圖中， 表示升降舵回路傳遞函數(shù)， 表示升降舵通道的洗出網(wǎng)絡(luò)。此后，隨著 的增加，阻尼比開始 減小，自然頻率增高，最終將導(dǎo)致系統(tǒng)品質(zhì)顯著惡化。 俯仰角控制律的仿真 在本文中，所有關(guān)于飛行控制律的仿真均在 平臺(tái)下完成。 圖 基于 PID的俯仰角控制系統(tǒng)仿真框圖 在上一章中，我們已經(jīng)介紹了一些常用的 PID 參數(shù)整定法，這些方法 (尤其是經(jīng)驗(yàn)公式法 )對(duì)于無(wú)人機(jī)這樣的被控對(duì)象而言雖然不一定會(huì)很有效，但可以作為我們選取 PID參數(shù)的一個(gè)依據(jù)。如圖所示當(dāng)?shù)乃p振