【正文】 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(jì)算機(jī)通信。但有一點(diǎn)值得注意的是，阻尼系統(tǒng)只對短周期運(yùn)動(dòng)起良好的阻尼作用，而對于長周期運(yùn)動(dòng)的阻尼作用卻是很弱的。實(shí)踐證明，這種設(shè)計(jì)方法簡單易行，是工程實(shí)際中比較容易操作的設(shè)計(jì) 方法。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。另一個(gè)可行的方 法是限制積分的累加，當(dāng)積分值達(dá)到某一個(gè)值時(shí)就恒等于當(dāng)前值，即所謂的積分限幅。其中根軌跡 增益即為我們所要確定的阻尼回路參數(shù)。 下面，我們通過 MATLAB 來仿真驗(yàn)證一下所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)是否能保證足夠的相角裕度和幅值裕度。因此，我們在這里只討論利用升降舵來控制高度的高度控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。另外，在實(shí)際測量高度差信號時(shí)，高度傳感器存在著大氣干擾或地形干擾。 （ 2）本文目前所做的仿真工作大部分是在線性模型基礎(chǔ)上進(jìn)行的，下一步工作是考慮各種諸如水平風(fēng)、垂風(fēng)、傳感器 噪聲等因素的干擾，進(jìn)行非線性模型的仿真，而進(jìn)一步驗(yàn)證所設(shè)計(jì)控制律的有效性。布羅克豪斯 .飛行控制，第 l版 .北京：國防工業(yè)出版社， 1999 7 王宗學(xué) .飛行器控制系統(tǒng)概述，第 I版 .北京：北京航空航天大學(xué)出版社， 1994 8 肖業(yè)倫 .飛行器運(yùn)動(dòng)方程，第 l版 .北京：航空工業(yè)出版社， 1987 9 唐永哲 .直升機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，第 l版 .北京：國防工業(yè)出版社， 2021(1) 10 [美 ]， ，第 2 版 .b 北京：電子工業(yè)出版社， 2021 11 劉金硯 .先進(jìn) PID 控制及其 MATLAB 仿真，第 l版 .北京 :電子 工業(yè)出版社， 2021 12 陶永華 .新型 PID 控制及其應(yīng)用，第 2版 .北京：機(jī)械工業(yè)出版社， 2021 13 胡壽松 .自動(dòng)控制原理，第 3版 .北京：國防工業(yè)出版社， 1994 14 薛定宇 .反饋控制系統(tǒng)分析與設(shè)計(jì) — MATLAB 諳言應(yīng)用，第 I 版 .北京：清華大學(xué)出版社， 2021 15 孫增沂 .智能控制理論與技術(shù)，第 I 版 .北京：清華大學(xué)出版社、廣西科學(xué)技術(shù)出版社， 1997 16 [美 ]， ，第 8 版 .北京：高等教育出版社， 2021 17 楊一棟，夏云程 .黃子安飛行力學(xué)坐標(biāo)體系手冊 .南京航空航大人學(xué)白動(dòng)控制系， 1999 18 鄭濤，高正紅，孔樣駿 .無人機(jī)系統(tǒng)的仿真建模研究 .飛行力學(xué) .2021(3):25— 28 19 賈榮珍，王有仁 .仿真系統(tǒng)的建模與驗(yàn)證 .飛行力學(xué) .1996(I):80— 84 20 王亞剛，邵惠鶴 .自整定 PID 控制器的研究綜述 .電氣白動(dòng)化 .2021(I):7— 9 21 王亞剛，邵惠鶴 .基于相位裕度和幅值裕度的 PI/PID 參數(shù)自整定新方法 .電氣白動(dòng) 化 .2021(5):13— 15 22 孫明瑋等 .利用 MATLAB 優(yōu)選 PID 參數(shù)及其在飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用 .計(jì)算機(jī)仿真 .2021(I):47— 49 23 黃一敏，孫春貞 .小型無人機(jī)姿態(tài)回路的簡化配置控制系統(tǒng)設(shè)計(jì) .南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) .2021(2):189— 192 24 楊新，王小虎，申功璋，文傳源 .飛機(jī)六自由度模型及仿真研究 .系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào) .2021(3):210— 213 25 孫春貞 .無人機(jī)最簡控制系統(tǒng)研究 .南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 .2021 26 蘇丙未 .無人機(jī)先進(jìn)性 行控制技術(shù)研究 .南京航空航大大學(xué)博士學(xué)位論文 .2021 27 , tuning of PID Controllers. Rsearch Triangle Society of 28 . tuning of simple regulators with specification on phase and amplitude 1984(5):645651 29 and Procedure for gain Scheduled Fligt Control Law Design ALAA2021_4253 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 39 30 Robert Air VehiclesComing of AGE at Last AIR amp。 (3)采用常規(guī) PID 控制方法完成了無人機(jī)縱向通道中俯仰角控制模態(tài)和高度保持模態(tài)控制律的設(shè)計(jì)，并以大量的仿真結(jié)果驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)控制律的有效性。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(dǎo)致升力增量總為正，軌跡總是向上彎曲。將高度偏差信號輸入俯仰角控制系統(tǒng)，控制飛機(jī)的姿態(tài)，改變飛機(jī)的航跡傾斜角，控制飛機(jī)的升降， _自至高度差為零，使飛機(jī)回到預(yù)定高度。微 分時(shí)間為零，比例系數(shù)為較小值并投入運(yùn)行。從這一個(gè)方面我們就可以看出，針對該高空弱阻尼無人機(jī)而言，加入角速率反饋回路是必須的。由于積分是一個(gè)連續(xù)累加的過程，所以信號的積分值可能會(huì)達(dá)到一個(gè)很大的值，這會(huì)給系統(tǒng)帶來意想不到的結(jié)果。 由于迎角 隨著飛行狀態(tài)變化而變化，所以這種模態(tài)下控制器并不能保持俯仰航跡角 為常值， 如果增加推力，飛機(jī)將爬升；并且隨著燃油的消耗，重量將隨之減輕，也會(huì)使飛機(jī)逐漸爬升；同樣地，由于空氣密度隨高度增高而降低，爬升的飛機(jī)將趨于改平。 因此在本文中，我們針對縱向系統(tǒng)，首先研究無人機(jī)俯仰姿態(tài)保持 /控制模 態(tài)控制律的設(shè)計(jì)，然后再研究其高度保持 /控制模態(tài)下控制律的設(shè)計(jì)問題 。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(dòng)機(jī)推力?？梢钥闯?,該方程有無窮多組解。 PID 控制器參數(shù)的常用整定方法 目前， PID 控制器參數(shù)的常用整定方法大體上可以分為兩大類：第一類以 Ziegler一 Niehols 方法 (簡稱 ZN 方法 )與 Chien 一 Homes 一 Reswick 方法 (簡稱 CHR 方法 )為代表，這些方法首先給出系統(tǒng)的閉環(huán)時(shí)域響應(yīng) (階躍響應(yīng) )或頻域響應(yīng)，然后將系統(tǒng)近似成一階帶延時(shí)的系統(tǒng)，通過從圖中獲取需要的數(shù)據(jù)，再根據(jù)所給出的經(jīng)驗(yàn)公式整定 PID控制器的參 數(shù)；另一類方法則沒有經(jīng)驗(yàn)公式，而是根據(jù)各種性能指標(biāo)及其數(shù)學(xué)定義，通過純粹的數(shù)學(xué)運(yùn)算來獲得 PID 控制器參數(shù)。智能控制這一概念最早出現(xiàn)于六 十年代，美籍華裔科學(xué)家傅京孫教授較早對此進(jìn)行了研究，此后人們開始從不同的角度模仿人的智能去解決常規(guī)控制方法所無法解決的問題，智能控制得到了較為迅速的發(fā)展。 無人機(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，以無人機(jī)的恒速、定高、直線和無側(cè)滑的飛行作為基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)，即可得到無人機(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。 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計(jì)說明書） 12 (2)給定需要配平的無人機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。盡管如此，我們在設(shè)計(jì)飛行控制律時(shí)總是先將一些次要因素略去不計(jì)，把一個(gè)復(fù)雜對象的運(yùn)動(dòng)分豁為兩個(gè)簡單運(yùn)動(dòng)，從 0利用這種簡單運(yùn)動(dòng)初步確定控制系統(tǒng)的參數(shù)。無人機(jī)在前蘇聯(lián)體制一 F的 12階非線性微分方程組如下所示 : 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 9 式 (2原點(diǎn) A 固定在地面的某點(diǎn)，鉛垂軸 向上為正，縱軸 與橫軸 為水平面內(nèi)互相垂直的兩軸。 發(fā)展無人預(yù)警 機(jī)為進(jìn)一步提高無人機(jī)在電子戰(zhàn)中的作戰(zhàn)效能，一些國家正在積極發(fā)展無人預(yù)警。該機(jī)在旋翼頂上設(shè)有一個(gè)潛望式偵察球，球內(nèi)有前視紅外儀、電視攝像機(jī)和激光測距 /目標(biāo)指示器。 無人機(jī)的發(fā)展趨勢 無人機(jī)以制造成本與壽命周期費(fèi)用低、無人員損失幾率、較小的尺寸、 較 強(qiáng)的隱身能力受有人機(jī)過載系數(shù)的約束、相對簡單的維護(hù)保養(yǎng)方式等優(yōu)點(diǎn) 。 (2)費(fèi)用低 。在 1982 年的中東戰(zhàn)爭中 ,以色列在貝卡谷地交戰(zhàn)中，用 “ 偵察兵 ” 和 “ 猛犬 ” 無人機(jī)誘騙敘軍的地空導(dǎo)彈的制導(dǎo)陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計(jì)說明書） 2 雷達(dá)開機(jī)，偵查獲取了雷達(dá)的工作參數(shù)并測定了其所在位置。這是一架無線電操縱的小型單翼機(jī)，由于當(dāng)時(shí)的許多技術(shù)問題，所以試驗(yàn)失敗。一直到1921 年英國才研制成可付諸實(shí)用的第一駕靶機(jī)。無人機(jī)的飛速發(fā)展是在海灣戰(zhàn)爭后，以美國為首的多國部隊(duì)的無人機(jī)在海灣戰(zhàn)爭中成功地完成了戰(zhàn)場偵察、火炮校射、通信中繼和電子對抗任務(wù)。 中小型無人機(jī)價(jià)格范圍都在 1萬～ 100萬美元之間 ， 其中有 24 %的無人機(jī)在 10 萬美元以下 ， 65%的在 10 萬～ 40 萬美元之間 ， 而且有不少小型無人機(jī)在 1萬美元以下 。 受到了各國的重視。這種偵察球增強(qiáng)了偵察時(shí)的隱蔽性。例如 2021 年，美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室提出了一種新型的無人機(jī)，其平臺(tái)形狀像一顆鉆石，稱“傳感飛行器”無人機(jī)。一般取縱軸為飛機(jī)的應(yīng)飛航線。 I)一 ()中的 分別表示作用在無人機(jī)上的合力在各機(jī)體 于是 這里還需要說明一點(diǎn)的是，在實(shí)際應(yīng)用中我們往往不把機(jī)體軸上的速度分量 Y39。一旦參數(shù)確定之后，我們就可以通過較精確的全通運(yùn)動(dòng)的計(jì)算或通過實(shí)物模擬與試飛來加以考驗(yàn)。例如，飛行速度，旋翼轉(zhuǎn)速，高度等。己知狀態(tài)方程的表達(dá)式為，則對于縱向運(yùn)動(dòng)而言 : 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 13 對于橫側(cè)向向運(yùn)動(dòng)而言 : 于是，無人機(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： 上面所得到的無人機(jī)線性化狀態(tài)方程可以作為我們進(jìn)行控制器設(shè)計(jì) 和仿真的基礎(chǔ)，本文所做的一些仿真研究都是在此基礎(chǔ)上建立起來的。 智能控制所研究的內(nèi)容是很廣泛的，通常包括基于知識推理專家控制、基于規(guī) 則無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 15 的自學(xué)習(xí)控制、基于聯(lián)結(jié)機(jī)制的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、基于模糊邏輯的智能控制和仿人智能控制等。這些方法主要包括：改進(jìn)的 Ziegle Nichols方法、預(yù)測性 PI 控制器算法、相角，幅值裕度設(shè)定方法、最優(yōu) PID 控制器設(shè)計(jì)方法和基于靈敏度的設(shè)計(jì)方法等等。為簡單起見，我們可以假定有某種線性關(guān)系，記作 ，這樣我們就可以得出一族解為： ，且 的值則可以通過下式得到： 在本文后面的飛行控制律的設(shè)計(jì)中，我們將采用這種方法對常規(guī) PID參數(shù)進(jìn)行整定 ，并以此作為智能 PID控制器參數(shù)初始值的依據(jù)。 通常而言，我們要想控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)必須首先考慮控制它的角運(yùn)動(dòng)，使其姿態(tài)發(fā)生變化，然后才能使它 的重心軌跡發(fā)生相應(yīng)的變化。針對橫側(cè)向系統(tǒng)，則無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 21 先研究了傾斜姿態(tài)保持 /控制模態(tài)控制律的設(shè)計(jì)，然后對航向保持 /控制模態(tài)下控制律的設(shè)計(jì)問題進(jìn)行了探討?；谏鲜鲞@些特性，俯仰姿態(tài)保持本省其實(shí)并不是十分重要，但它 卻是飛控系統(tǒng)中高度保持、自動(dòng)著陸等其它模態(tài)的內(nèi)回路。由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)受限，當(dāng)積分值大到一定程度，使執(zhí)行機(jī)構(gòu)達(dá)到最大位置后，執(zhí)行機(jī)構(gòu)就不再變化了，而是一直停留在當(dāng)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。圖 高高 空 E點(diǎn)處俯仰角控制系統(tǒng) PID 控制結(jié)構(gòu)圖。 2)待系統(tǒng)穩(wěn)定后，做設(shè)定值階躍擾動(dòng)，并觀察系統(tǒng)響應(yīng)。 原則上講，可以通過控制升降舵或控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力的大小來控制飛行高度。當(dāng)無人機(jī)到達(dá)給定高度時(shí)，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(shí)舵機(jī)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(yùn)動(dòng)。 本文是在無人機(jī)控制技術(shù)領(lǐng)域的一個(gè)基礎(chǔ)性的 探索研究。 SPACE 31 Mare of Nonlinear Flight Control of (4) 32 and Logic Implementation of Proportional Navigation :1724 33 Yan and Contrillers for Aircraft Using Minimal Resource Allocating Networks(MRAN).SpringVerlag :172183 34 and Helicopter stationkeeping:ping LQR,fuzzylogic and neural controllers,Engineering Applicationa of Artificial Intelligence,1998:411418 35 and Siva simulation of a modified F16 with fullenvelope Engineering :309320 附錄 I 參數(shù)符號 附表 I1各參數(shù)名稱及意義 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計(jì)說明書） 40 附錄Ⅱ 無人機(jī)縱向各狀態(tài)點(diǎn)處運(yùn)動(dòng)線性化方程 已知無人機(jī)的狀態(tài)方程的表達(dá)式為：則對于縱向運(yùn)動(dòng)而言，中空 A點(diǎn)處：（ H=4722m，無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 41 V=） A= 427 205 652 0 0 115 603 102 1 00 0 0 1。因此，本文在很多方而還有待于進(jìn)一步的探討和完善，主要包括