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正文內(nèi)容

無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究本科生畢業(yè)論文(編輯修改稿)

2025-04-09 16:31 本頁面
 

【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 程組。這里,我們要指出的是,不管是前蘇聯(lián)體制還是英美體制,都只是對(duì)相同模型的不同表述方式,其具體差 異主要體現(xiàn)在所定義坐標(biāo)系以及各參數(shù)符號(hào)的不同,這兩種體制間的相互轉(zhuǎn)換可參見文獻(xiàn) [171。另外,在附錄 B中我們還詳細(xì)給出了這兩種坐標(biāo)體制下的參數(shù)對(duì)照表。 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 15 3 控制系統(tǒng)理論基礎(chǔ) PID 控制是最早發(fā)展起來的控制策略之一,由于其算法簡(jiǎn)單、魯棒性強(qiáng)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。但是隨著工業(yè)生產(chǎn)的發(fā)展, 控制系統(tǒng)變得越來越復(fù)雜、不確定因素也日益增多,同時(shí)對(duì)相應(yīng)的控制指標(biāo)提出了更 高的要求,采用常規(guī)的 PID控制技術(shù)已不能達(dá)到理想的控制效果。 PID 控制中一個(gè)關(guān)鍵的問題便是 PID參數(shù)的整定。但是在實(shí)際的應(yīng)用中,許多被控對(duì)象機(jī)理復(fù)雜,具有高度非線性、時(shí)變不確定性和純滯后等特點(diǎn)。在噪聲、負(fù)載擾動(dòng)等因素的影響下,被控對(duì)象的參數(shù)甚至模型結(jié)構(gòu)均會(huì)隨時(shí)間和周圍環(huán)境的變化而變化。這就要求在我們?cè)?PID控制中,不僅要使其 PID參數(shù)的整定不依賴于對(duì)象的數(shù)學(xué)模型,而且要能夠?qū)崿F(xiàn)在線調(diào)整,以滿足實(shí)時(shí)控制的要求。 智能控制 (IntelligentC ontrol)是一門新興的理論和技術(shù),它是一門交叉學(xué)科,是自動(dòng)控制、運(yùn)籌學(xué)和人工智能的結(jié)合物。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(duì)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。 智能控制所研究的內(nèi)容是很廣泛的,通常包括基于知識(shí)推理專家控制、基于規(guī) 則的自學(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。這些智能控制方法與傳統(tǒng)的 PID控制策略相結(jié)合,從而派生出了各種新型的智能PID控制器,形成了龐大的 PID家族,其中很多算法都大大改進(jìn)了常規(guī) PID控制器的性能。與常規(guī) PID控制相比,智能 PID控制通常 具有不依賴系統(tǒng)精確數(shù)學(xué)模型的特點(diǎn),而且對(duì)系統(tǒng)的參數(shù)變化也具有較強(qiáng)的魯棒性。 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。其輸入e(t)與輸出 u(t)的關(guān)系為 : 式中 K。為比例增益, T為積分時(shí)間常數(shù), Tt為微分時(shí)間常數(shù), U(t)為控制量 !e(t)為被控量 y(t)和設(shè)定值 r(1)的偏差, e(t)= r (t)Y (t).隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展,數(shù)字式 PID控制己經(jīng)逐步取代了傳統(tǒng)的模擬 PID控制,它可以分為位 置式 PID和增量式 PID兩種,其表達(dá)形式分別如下所示 : 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文(設(shè)計(jì)說明書) 16 以上兩 式中的 r均表示采樣時(shí)間。 比例 、積分和微分對(duì)系統(tǒng)的性能分別產(chǎn)生不同的影響,其具體作用如下所示 : (1) 比例作用 PID 控制器的穩(wěn)定性、超調(diào)量、響應(yīng)速度等動(dòng)態(tài)指標(biāo)主要取決于比例系數(shù) 的大小 , 由小到大變化時(shí),系統(tǒng)的響應(yīng)速度加快 。系統(tǒng)的超調(diào)量由沒有到有,由小變大 。對(duì)于系統(tǒng)的穩(wěn)定性來說,總體的趨勢(shì)是由強(qiáng)到弱。為了兼顧系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動(dòng)態(tài)性能,應(yīng)取合適的比例系數(shù) 。 (2)積分作用 積分調(diào)節(jié)與系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài) 精度密切相關(guān),加入積分能消除系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差,提高系統(tǒng)的跟蹤精度,但過大的積分作用會(huì)造成系統(tǒng)的超調(diào)。同時(shí)積分的引入會(huì)給系統(tǒng)帶來相角滯后,從而產(chǎn)生超調(diào)甚至,引起積分的飽和作用,不利于系統(tǒng)的響應(yīng)品質(zhì)。 (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。在復(fù)雜的實(shí)際環(huán)境中,山于環(huán)境噪聲的污染,微分往往會(huì)放大系統(tǒng)的噪聲,使得系統(tǒng)對(duì)抗干擾能力減弱 。 從上述的分析可以看到,在 PID參數(shù)的整定過程中 ,往往會(huì)遇到系統(tǒng)的穩(wěn)定性和 系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)、動(dòng)態(tài)性能之間的矛盾,最后只能在三者之間取一個(gè)折衷,很難滿足高精 度、高性能的要求。 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(jiǎn)稱 ZN方法 )與 Chien 一 Homes 一 Reswick 方法 (簡(jiǎn)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)。這些方法主要包括:改進(jìn)的 Ziegle Nichols方法、預(yù)測(cè)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。下面介紹幾種常用的 PID 控制器參數(shù)整定的方法 。 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 17 ziegerNiehols 整定方法 該整定方法基于穩(wěn)定性的分析。它主要根據(jù)對(duì)象特性或?qū)ο笤谂R界振蕩時(shí)響應(yīng)曲 線的參數(shù)確定所需的控制器參數(shù)。 (1)反應(yīng)曲線法 該方法適用于對(duì)象傳函可 近似為 的場(chǎng)合。先輸入階躍信號(hào),測(cè)得輸出曲線并估計(jì)對(duì)象參數(shù) ,然后根據(jù)所使用的控制器按表 31得到控制器的參數(shù)。 表 31反應(yīng)曲線法 PID參數(shù)整定表 (2)臨界比例度法 該方法適用于己知對(duì)象傳函的場(chǎng)合。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。采用臨界比例度法時(shí),系統(tǒng)需得到臨界振蕩的條件是系統(tǒng)必須是 3階或 3 階以上的 。 表 32 臨界比例度法 PID參數(shù)整定表 衰減曲線整定法 該方法是根據(jù)衰減頻率特性來整定 PID 控制器參數(shù)的。先將閉環(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(dòng)做調(diào)節(jié)系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)直至出現(xiàn) 4: 1的衰減振蕩,此時(shí)的比例度記為 ,振蕩周期記為 ,其中 為到 的時(shí)間 (如圖 31所示 ),上升時(shí)間記為 。具體得參數(shù)整定規(guī)則如表 33所 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文(設(shè)計(jì)說明書) 18 圖 31 衰減響應(yīng)曲線 表 33衰減曲線法 PID參數(shù)整定表 基于相角裕度的整定方法 Astrom和 Hagglulld提出了一種由幅值與相角裕度設(shè)定來設(shè)計(jì) PID控制器的算法,該算法的基本思想是通過設(shè)計(jì) PID控制器將系統(tǒng)頻域響應(yīng)中的一個(gè)點(diǎn)移動(dòng)到另一個(gè)指定的點(diǎn)處。例如,將其中一個(gè)點(diǎn)移動(dòng)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。 假設(shè)在對(duì)象模 j 型 G(s)和控制器模型 Gc(s)上的點(diǎn)可以表示成: 且期望的頻域響應(yīng)為 ,則可以看出: () 下面我們只討論基于相角裕度設(shè)定的 PID 參數(shù)整定法。 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 19 首先,我們定義 ,且 ,其中 為期望的相角裕度,這樣就可以得到: () 式中為指定的頻率點(diǎn)??梢钥闯?,該方程有無窮多組解。為簡(jiǎn)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(duì)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)。 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文(設(shè)計(jì)說明書) 20 4 無人機(jī)縱向系統(tǒng)控制律的設(shè)計(jì)與仿真 無人機(jī)是通過自動(dòng)控制系統(tǒng)與遙控遙測(cè)系統(tǒng)來共同實(shí)現(xiàn)任務(wù)控制的,這是它區(qū)別于有人駕駛飛機(jī)的主要特征。其中控制系統(tǒng)與遙控遙測(cè)系統(tǒng)的核心是飛行控制系統(tǒng)和通訊系統(tǒng)。一般來將講,一個(gè)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(jì)算機(jī)通信。在本文中,如果沒有特殊說明,我們所提到的無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)均指的是它的機(jī)載部分,或者更具體的說主要是針對(duì)它的自動(dòng)駕駛 儀部分。 無人機(jī)飛控系統(tǒng)基本原理概述 飛控系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu) 從硬件上來看,無人機(jī)的飛控系統(tǒng)是由飛控計(jì)算機(jī)、測(cè)定裝置 (傳感器 )及伺服裝置三部分組成的。 飛控計(jì)算機(jī)是整個(gè)無人機(jī)機(jī)載飛控系統(tǒng)的核心設(shè)備,它的主要功能是根據(jù)輸入的傳感器信息、存儲(chǔ)的相關(guān)狀態(tài)和數(shù)據(jù)以及無線電測(cè)控終端發(fā)過來的上行遙控指令與數(shù)據(jù),經(jīng)判斷、運(yùn)算和處理之后,輸出指令給伺服執(zhí)行機(jī)構(gòu)即舵機(jī)系統(tǒng),控制操縱無人機(jī)的舵面、發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)門和前輪,以控制無人機(jī)的飛行或地面滑跑。 測(cè)定裝置則主要負(fù)責(zé)測(cè)量無人機(jī)相關(guān)的狀態(tài)信息,一般無人機(jī)的測(cè)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(shí)空速傳感器、攻角和偏航角傳感器、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速傳感器等。 舵回路 (伺服系統(tǒng) )是以舵機(jī)為執(zhí)行元件的、由若干部件組成的隨動(dòng)系統(tǒng),它是影響飛控系統(tǒng)帶寬的主要環(huán)節(jié)。舵回路按照指令模型裝置或敏感元件輸出的電信號(hào)來操縱舵面,實(shí)現(xiàn)無人機(jī)角運(yùn)動(dòng)或航跡運(yùn)動(dòng)的自動(dòng)穩(wěn)定和控制。在舵回路中常用的反饋有位置反饋 (硬反饋 )、速度反饋 (軟反饋 )和均衡反饋 (彈性反饋 )三種。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。在本文的飛控 系統(tǒng)設(shè)計(jì)和仿真中,我們均采用了硬反饋式的舵回路,其傳遞函數(shù)為: ( 41) 式中 和 分別稱為靜態(tài)增益和時(shí)間常數(shù)。可見,硬反饋式的舵回路的傳函可近似為一個(gè)慣性環(huán)節(jié)。 飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基本思路 常規(guī)無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)是一個(gè)多通道控制系統(tǒng),即多輸入多輸出的控制系統(tǒng)。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 — 舵無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 21 值和發(fā)動(dòng)機(jī)推力。 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。因此,我們把以姿態(tài)角信號(hào)反饋為基礎(chǔ)構(gòu)成的飛行姿態(tài)穩(wěn)定和控制回路 (即內(nèi)回路 )稱之為飛控系統(tǒng)的核心控制回路。同時(shí),為了提高角控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能,我們還應(yīng)該采用由角速率反饋所構(gòu)成的阻尼回路來彌補(bǔ)現(xiàn)代高空高速無人機(jī)自身阻尼的不足,從而改善其姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性。但有一點(diǎn)值得注意的是,阻尼系統(tǒng)只對(duì)短周期運(yùn)動(dòng)起良好的阻尼作用,而對(duì)于長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)的阻尼作用卻是很弱的。 飛控系統(tǒng)的內(nèi)回路是飛行高度、航向、航跡等外回路控制的基礎(chǔ)。其中,無人機(jī)的高度保持就是在俯仰角控制內(nèi)回路的基礎(chǔ)上, 引入氣壓高度反饋信號(hào)構(gòu)成飛行高度穩(wěn)定外回路來實(shí)現(xiàn)的 。航向控制與穩(wěn)定是通過將航向信號(hào)反饋到滾轉(zhuǎn)控制通道,構(gòu)成飛行航向控制外回路來實(shí)現(xiàn)的 。自主導(dǎo)航飛行是在飛行導(dǎo)航控制回路的基礎(chǔ)上,引入側(cè)偏距反饋構(gòu)成航跡控制外回路來實(shí)現(xiàn)的。 一般來說,無人機(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 (有的系統(tǒng)只包括俯仰通道和橫滾通道 ),每個(gè)通道都由一個(gè)控制面來控制。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?cè)谠O(shè)計(jì)飛控系統(tǒng)時(shí)一般需要考慮各通道間的獨(dú)立性和關(guān)聯(lián)性。 為了便于飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì),我們根據(jù)無人機(jī)沿縱向平 面的對(duì)稱性,通常可以將飛行控制在一定條件下分為相對(duì)獨(dú)立的縱向控制通道和橫側(cè)向控制通道。其中,縱向控制通道可以穩(wěn)定與控制無人機(jī)的俯仰角、高度、速度等 。橫側(cè)向控制通道可以穩(wěn)定與控制無人機(jī)的航向角、滾轉(zhuǎn)角和偏航距離等。 作為整個(gè)飛控系統(tǒng)的核心,飛行控制律選取和設(shè)計(jì)的好壞往往會(huì)直接影響到整個(gè)飛控系統(tǒng)的性能。考慮到控制角運(yùn)動(dòng)是控制軌跡運(yùn)動(dòng)的基礎(chǔ),我們?cè)诰唧w設(shè)計(jì)飛行控制律時(shí)也應(yīng)該先從控制角運(yùn)動(dòng)入手,首先保證角運(yùn)動(dòng)控制回路的性能,然后在此基礎(chǔ)上進(jìn)行軌跡運(yùn)動(dòng)控制回路的設(shè)計(jì)。 因此在本文中,我們針對(duì)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 。針對(duì)橫側(cè)向系統(tǒng),則先研究了傾斜姿態(tài)保持 /控制模態(tài)控制律的設(shè)計(jì),然后對(duì)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。 在飛行控制律設(shè)計(jì)的初步階段,我們可以暫不考慮伺服回路、傳感器和等效時(shí)延等非線性因素對(duì)閉環(huán)系統(tǒng)的影響,充分利用相關(guān)經(jīng)典控制理論,合理的設(shè)計(jì)出控制器的結(jié)構(gòu)與參數(shù),使系統(tǒng)的時(shí)域響應(yīng)和頻域響應(yīng)都能達(dá)到相應(yīng)技術(shù)指標(biāo)的要求 。然后,再考慮系統(tǒng)的非線性因素,對(duì)參數(shù)重新進(jìn)行調(diào)整。實(shí)踐證明,這種設(shè)計(jì)方法簡(jiǎn)單易行,是工程實(shí) 際中比較容易操作的設(shè)計(jì)方法。 由于無人機(jī)的動(dòng)態(tài)特性會(huì)隨著飛行條件 (如高度、速度等 )的不同而產(chǎn)生較大的變陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文(設(shè)計(jì)說明書) 22 化,所以,我們有必要將整個(gè)飛行包線所在的區(qū)域劃分成許多不同的小區(qū)域,然后分別針對(duì)
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