【正文】 英國、法國、德國、以色列、澳大利亞等國都針對這個領(lǐng)域投入了相當(dāng)?shù)难芯苛α俊Ｔ诿裼妙I(lǐng)域，無人機(jī)可以完成資源勘測、災(zāi)情偵察、通信中繼、環(huán)境監(jiān)測等繁重重復(fù)或具有一定危險的任務(wù)。 60年代中后期投入無人機(jī)研制，形成了 “ 長空 ”1 靶機(jī)、無偵 5 高空照相偵察機(jī)和 D4 小型遙控飛機(jī)等系列，并以高等學(xué)校為依托建立了無人機(jī)設(shè)計研究機(jī)構(gòu)，具有自行設(shè)計與小批生產(chǎn)能力。各國學(xué)術(shù)界和工業(yè)界都認(rèn)識到在復(fù)雜不確定的環(huán)境條件下，現(xiàn)有的無人機(jī)系統(tǒng)一旦缺乏人的控制決策干預(yù)，往往不能順利完成任務(wù)。另一方面對操縱人員的素質(zhì)要求也很高，操縱人員不僅要監(jiān)控飛機(jī)的飛行狀態(tài)，適時改變航向，更重要的是，必須在關(guān)鍵時刻從“控制中心”發(fā)送動作指令，使飛機(jī)能夠?qū)崟r快速地機(jī)動或攻擊。 2．因無飛行員且機(jī)載系統(tǒng)復(fù)雜，當(dāng)出現(xiàn)故障時，飛機(jī)本身不能排除和做出瞬時調(diào)整，通常要返回基地， 這樣就增加了摔機(jī)事故的發(fā)生率。 4．可靠性較差，平均損失時間（ MTBL）較短。于是，半自主控制、自主控制的概念被提上了日程。在根本上，它需要建立不確定性前提下處理復(fù)雜問題的自主決策能力。它在不斷地增強(qiáng)飛機(jī)能力和減輕飛行員工作負(fù)擔(dān)方面雙重地發(fā)揮作用。 隨著無人機(jī)的自主程度的不斷提高，在可預(yù)見的、即將到來的無人機(jī)自主飛行時代，“機(jī)器”將承擔(dān)飛行工作和執(zhí)行任務(wù)的使命，實際是對“飛行”機(jī)器化后，再對“任務(wù)”機(jī)器化。當(dāng)然，現(xiàn)階段只能是將部分決策（一般性決策）交給機(jī)器，而將復(fù)雜決策留給人（在環(huán)而不在機(jī)）。同時為了對目標(biāo)實施全方位的監(jiān)視、偵察，提高打擊精度，無人機(jī)攜帶的有效載荷也正在向全天候、高分辨率、遠(yuǎn)距離、實時化、小型化方向發(fā)展。 本文主要研究了無人機(jī)橫側(cè)向系統(tǒng)中傾斜姿態(tài)保持 /控制模態(tài)和航向保持 /控制模態(tài)的控制律設(shè)計問題。 2 無人機(jī)模型與方程的建立 飛機(jī)的簡介 飛機(jī)主要的組成部分如圖 21 所示 [35]。 圖 21 飛機(jī)的組成部分 圖 22 飛機(jī)的受力圖 作用在飛機(jī)上的力和力矩決定著飛機(jī)的運動，因此，為了控制飛機(jī)的運動就必須改變這些作用在飛機(jī)上的力和力矩，使它們按照所要求的規(guī)律進(jìn)行改變。本文只介紹這三種坐標(biāo)系。用 AXd = L表示航程 、 AZd = Z表示側(cè)向偏離 (向右為正 )、 AYd = H表示飛行高度，見圖24。因此，飛機(jī)的運動參數(shù)也是飛機(jī)控制系統(tǒng)中的被控量。 飛機(jī)速度向量與機(jī)體坐標(biāo)系的關(guān)系 1）航跡傾斜角θ：速度坐標(biāo)系中 OXq軸與地平面的夾角，以速度向上為正； 2）航跡偏轉(zhuǎn)角 ψs： OXq軸在地平面內(nèi)的投影與 AXd的夾角，以 OXq為投影，左偏為正。因此飛機(jī)的輸入輸出的關(guān)系可表示如圖 ： Ψ δx ? δy γ δz H δp Zd V 27 無人機(jī)的輸入輸出的關(guān)系 前蘇聯(lián)體制下無人機(jī)的非線性運動方程組 要研究無人機(jī)動力學(xué)模型的姿態(tài)仿真，首先必須建立無人機(jī)的模型。在描述無人機(jī)的轉(zhuǎn)動與移動時，采用機(jī)體坐標(biāo)系或氣流坐標(biāo)系 (速度坐標(biāo)系 )。無人機(jī)在前蘇聯(lián)體制下的 12階非線性微分方程組如下所 示 ： mdVxtdt =Fxt+m(ωztVyt ? ωytVzt) （ 21） mdVytdt =Fyt+m(ωxtVzt ?ωztVxt) （ 22） mdVztdt =Fzt+m(ωytVxt ?ωxtVyt) （ 23） dωxtdt =1IxIy?Ixy2 [IyMx + Ixy(My ? (Ix+Iy ?Iz)ωztωxt)+(Iy2+Ixy2 ? IyIz)ωytωzt] （ 24） dωytdt =1IxIy?Ixy2 [IxMy +Ixy(Mx + (Ix+Iy ?Iz)ωztωyt)+ (IxIz?Ix2 ? Ixy2 )ωxtωzt] （ 25） dωztdt =1Iz[Mz ? (Iy?Ix)ωytωxt)+ Ixy(ωxt2 ?ωyt2 )] （ 26） dγdt = ωxt ?tan?(ωyt cosγ ?ωzt sinγ （ 27） dψdt =1cos ? (ωyt cosγ ?ωzt sinγ) （ 28） d?dt = ωyt sinγ+ ωzt cosγ （ 29） dLdt = Vxt cos?cosψ + Vyt(sinγsinψ? cosγsin?cosψ)+ Vzt(cosγsin?cosψ + cosγsinψ) （ 210） dHdt = Vxt sin? +Vyt cosγcos?? Vzt sinγcos? （ 211） dZdt = cos?sinψ +Vyt(cosγsin?sinψ +sinγcos?) +Vzt(cosγcosψ? sinγsin?sinψ) （ 212） 式 (2l)到 (23)中的分別表示作用在無人機(jī)上的合力在各機(jī)體軸上的分力，于是我們還可以得到 ： {Fxt = (P ? Qcosαcosβ+ Ysinα ?Ccosαcosβ?mgsin?) Fyt = (Qsinαcosβ+ Ysinα ?Csinαcosβ? mgcos?cosγ)Fzt = (?Qsinβ +Ccosβ +mgcos?sinγ) （ 213） 式 (213)分別代入式 (21)、 (22)和 (23)后，則有 dVxtdt =1m(P ? Qcosαcosβ+ Ysinα ?Ccosαcosβ ?mgsin?)+ωztVyt ? ωytVzt （ 214） dVytdt =1m (Qsinα cosβ + Ysinα ? Csinα cosβ ? mgcos?cosγ )+ωxtVzt ?ωztVxt) （ 215） dVztdt =1m(?Qsinβ + Ccosβ + mgcos?sinγ)+ωytVxt ? ωxtVyt （ 216） 這里 還需要說明一點的是，在實際應(yīng)用中我們往往不把機(jī)體軸上的速度分量 Vxt、 Vyt、Vzt作為狀態(tài)量，而是把 V、 α、 β作為狀態(tài)量。 ωxt、 ωyt、 ωzt及 ?、 γ、 ψ和 α、β都是微量。因此這些方程描述的運動叫側(cè)向運動。但應(yīng)該指出的是，雖然略去次要因素并假定微擾動后可以分為兩種運動來分析，一旦擾動較大時，兩種運動就會有相互影響。如發(fā)現(xiàn)問題，再 對參數(shù)進(jìn)行必要的修正。另外，配平點也是平衡點，我們對系統(tǒng)進(jìn)行線性化時，也是在平衡點 (配平點 )做小擾動分析的。 隨著非線性系統(tǒng)理論的發(fā)展，線性化的方法也不斷推陳出新，也各有特色，但從實用角度出發(fā)，小擾動線性化方法仍可成為是最簡單和最有效的 。 (3)無人機(jī)的運動方程狀態(tài)空間表達(dá)式 根據(jù)前面所介紹到得小擾動線性化方法，以無人機(jī)的恒速、定高、直線無側(cè)滑的飛行作為基準(zhǔn)運動，即可得到無人機(jī)側(cè)向運動的線性化方程，經(jīng)適當(dāng)整理后我們就可以得到其運動方程的狀態(tài)空間表達(dá)式。 【 8】 （ 3） 線性化狀態(tài)方程必須滿足一定的理想條件。 3 PID 控制研究 PID控制自被提出以后幾十年中，由于其結(jié)構(gòu)簡單、魯棒性強(qiáng)以及容易實現(xiàn)等特點，被廣泛的運用于工業(yè)過程控制之中。 本章節(jié)重點研究常規(guī) PID 控制。系統(tǒng)由 PID 控制器和被控對象組 成。為了兼顧系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)性能，應(yīng)取合適的比例系數(shù) Kp。在復(fù)雜的實際環(huán)境中，由于環(huán)境噪聲的污染，微分往往會放大系統(tǒng)的噪聲，使得系統(tǒng)對抗干擾能力減弱。 2)BC 段 ： e0， e?0， e?e?0，系統(tǒng)遠(yuǎn)離期望值。 綜上所述，常規(guī) PID 參數(shù)整定過程中必然會帶來穩(wěn)定性與準(zhǔn)確性之間的矛盾，往往是取比例、積分、微分三部分控制作用的折衷，難于收到最優(yōu)的效果，為了獲得滿意的系統(tǒng)性能，在控制中應(yīng)根據(jù)系統(tǒng)的動態(tài)特征和行為，采取“靈活機(jī)動”的有效控制方式，如取變增益 (增益適應(yīng) )、智能積分 (非線性積分 )、智能微分等 多種途徑，以解決控制系統(tǒng)中的穩(wěn)定性與準(zhǔn)確性的矛盾，又能增強(qiáng)系統(tǒng)對不確定性因素的適應(yīng)性，即魯棒性。例如，將其中一個點移動到只有幅值為 l 且相位為預(yù)先指定的值處，從而迫使閉環(huán)系統(tǒng)具有期望的相角裕度。為簡單起見，我們可以假定 TI與 Td具有某種線性關(guān)系，記作 TI = αTd兀 (通常 取 α=4)，這樣我們就可以得出一組解為： Td = t n +√4 α? +(t n )22ωc，且 Ti = αTd （ 35） Kp的值則可以通過下式得到 ： Kp = cos (jωc) （ 36） 在本文后面的飛行控制律的設(shè)計中，我們將采用這種方法對常規(guī) PID 參數(shù)進(jìn)行整定。一般來將講，一個完整的無人機(jī)系統(tǒng)的飛控系統(tǒng)有機(jī)載體部分和地面部分之分，其間由無線電上下行通道擔(dān)任機(jī)載與地面站的計算機(jī)通信。 測定裝置則主要負(fù)責(zé)測量無人機(jī)相關(guān)的狀態(tài)信息，一般無人機(jī)的測量裝置包括三軸向角速度陀螺、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、攻角和偏航角傳感器、發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速傳感 器等。它們分別構(gòu)成了硬反饋式、軟反饋式和彈性反饋式這三種常見的舵回路形式。其輸入量為傳感器所采集到的無人機(jī)狀態(tài)值，輸出量為無人機(jī)狀態(tài)方程的控制變量 — 舵值和發(fā)動機(jī)推力。但有一點值得注意的是，阻尼系統(tǒng)只對短周期運動起良好的阻尼作用，而對于長周期運動的阻尼作用卻是很弱的。由于在橫滾和航向通道之間常常存在著一定的交聯(lián)，這就要求我們在設(shè)計飛控系統(tǒng)時一般需要考慮各通道間的獨立性和關(guān)聯(lián)性。 作為整個飛控系統(tǒng)的核心，飛行控制律選取和設(shè)計的好壞往往會直接影響到整個飛控系統(tǒng)的性能。實踐證明，這種設(shè)計方法簡單易行，是工程實際中比較容易操作的設(shè)計方法。在本文中，我們的主要設(shè)計任務(wù)就是針對不同空域內(nèi)的基準(zhǔn)狀態(tài)點 (A、 C、 E和 G點 )分別設(shè)計不同的控制器，然后把所設(shè)計好的控制器分別用于各基準(zhǔn)狀態(tài)點附近的狀態(tài)點 (B、 D 和F 點 )，以考察我們所設(shè)計控制器的魯棒性。我們在這里僅選取了少量的狀態(tài)點，其目的是為 了從一個小的側(cè)面對所設(shè)計的控制律進(jìn)行仿真驗 。 無人機(jī)的橫側(cè)向運動是通過控制副翼和方向舵這兩個舵面進(jìn)行的，包括副翼和方向舵兩個控制回路。 橫側(cè)向反饋 方向舵輸出 圖 41 方向舵回路控制結(jié)構(gòu)圖 橫側(cè)向反饋 副翼輸出