【正文】 1） AB階段 這是系統(tǒng)由靜態(tài)到動態(tài)再向穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)變的關(guān)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。 PID參數(shù)的整定 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 δ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 δk， δk相應(yīng)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： 9 表 1 臨界比例度法 PID參數(shù)整定 參數(shù) 調(diào)節(jié) 比例度 δ 積分時間 Ti 微分時間 TD P 2δk PI PID 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 δs震蕩周期記為 Ts其中 Ts為 1到 2的時間，如圖： 圖 衰減曲線法參數(shù)整定 10 表 2 衰減曲線法 PID參數(shù)整定 參數(shù) 調(diào)節(jié) 比例度 δ 積分時間 Ti 微分時間 TD P δs PI PID 非線性智能 PID的 設(shè)計思想 為了或者滿意的系統(tǒng)性能，在控制中應(yīng)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(yīng)性，各種新型 PID控制算法層出不窮。 積分作用：積分調(diào)節(jié)與系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度相關(guān)，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)。 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(guān)系為： u(t) = Kp[e(t)+ 1Ti∫e(τ)dτ+ T de(t)dtt0] 式中 Kp為比例增益， Ti為積分時間常數(shù)， T 為微分時間， u(t)為 控制量， e(t)為被控量 y(t)和設(shè)定值 r(t)的偏差 , e(t)= r(t) y(t),令積分增益 Ki=1Ti，微分增益 K = 1Td。 8 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。由于這些方程描述的運動是圍繞飛機橫測方向而進行的。 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 根據(jù)牛頓第二定律 F=ma可以列出無人機三軸力的動力學(xué)方程組： m( Vxt t + ωytVzt ? ωztVyt)=Fxt m( Vyt t + ωztVxt ? ωxtVzt)= Fyt m( Vzt t + ωxtVyt ? ωytVxt)= Fzt 按 建立的力矩方程組為 : (dHxtdt + ωytHzt ? ωztHyt) = Mxt (dHytdt + ωztHxt ? ωxtHzt) = Myt (dHztdt + ωxtHyt ? ωytHxt) = Mzt 5 通過 坐標變換可以得出無人機的運動學(xué)方程組。 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 向上為正，縱軸 于橫軸 為水平面內(nèi)互相垂直的兩軸。 假設(shè)飛機是一個剛體，并且質(zhì)量不變。 3 第二章 無人機系統(tǒng)建立數(shù)學(xué)模型 要研究飛機動力學(xué)模型的姿態(tài)仿真，首先必須建立飛機的 數(shù)學(xué)模型。攻擊無人機是無人機的一個重要發(fā)展方向。 從實時戰(zhàn)術(shù)偵察向空中預(yù)警方向發(fā)展。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)星通信天線作了特殊設(shè)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。為此，美國陸軍研制了“蒂爾”II超高空，長航時無人機。二是完成任務(wù)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(wù)的有效性。 由于機上沒有駕駛員，飛機可以適應(yīng)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。 無人機種類很多，不同的無人機可以完成不同的特殊任務(wù)。廣泛用于空中偵察、監(jiān)視、通信、反潛、電子干擾等。地面、艦艇上或母機遙控站人員通過雷達等設(shè)備，對其進行跟蹤、定位、遙控、遙測和數(shù)字傳輸。機上無駕駛艙，但安裝有自動駕駛儀、程序控制裝置等設(shè)備?？煞锤彩褂枚啻?。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(wù)。 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(wù)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(yīng)能力。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?xí)斐汕閳蟆懊^(qū)”，不適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭的需要。 一是采用復(fù)合材料、雷達吸波材料和低噪聲發(fā)動機。 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。 向空中格斗方向發(fā)展。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。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(shè)重力加速度是一個常數(shù)。 這些參數(shù)是飛控系統(tǒng)中的被控量。 因此，十二個一階線性微分方程組可以化為： mdVxtdt = Fxt mdVytdt = Fyt ? mV0ωzt mdVztdt = Fzt + m(ωytV0 + ωxtV0α) dωxtdt =1IxIy ? Ixy2 [IyMx + IxyMy] dωytdt =1IxIy ? Ixy2 [IxMy + IxyMx] dωztdt =MzIz dγdt = ωxt ? ωyt? dψdt = ωyt d?dt = ωzt dLdt = V0cos (?? α) dHdt = V0(?? α) d dt = ?V0(ψ? β) 通過以上方程可以發(fā)現(xiàn)，關(guān)于 Vz t 、 ωxt t 、 ωyt t 、 ωzt t 、 γ t、 ψ t、 Z t的各方程是緊密聯(lián)系的 。 7 由于本文主要研究無人機縱向飛行相關(guān)特性，因此只列出了線性化后的縱向運動方程式的狀態(tài)方程為： [ v?α?????h?] =[ ?n1v?n2v?N3v0n4v?n1a?n2a?N3a0?n4a