【文章內(nèi)容簡介】 獻Ii 或文獻[31,故不在本文中列出。(b)由子我們所考慮的基準運動是對稱運動，所以橫側(cè)向變量的偏差量就等于該變量 本身 ，因此可以不必使用前置符號Aa (c)線性化狀態(tài)方程必須滿足一定的理想條件。一般來說，這些線性化方程只適用于 對稱直線飛行的理想條件附近。對于大角度機動飛行而言則必須沿用完整的非線 性方程，并且不能忽略縱向通道與橫側(cè)向通道之fHl的禍合作用。 本章小結(jié) 在本章中 我們重點討論了前蘇聯(lián)坐標體制下無人機空間運動的表示以及無人機十二階非線性微分方程組的建立，并利用小擾動線性化方法對其進行了線性化處理，從而得到了無人機縱向與橫側(cè)向運動方程式的狀態(tài)空間表達式，為后面的飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計與仿真奠定了基礎(chǔ)，最后還給出了英美體制下無人機TT體系的十二階非線性微分方程組。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)在所定義坐標系以及各參數(shù)符號的不同，這兩種體制間的相互轉(zhuǎn)換可參見文獻[171。另外，在附錄B中我們還詳細給出了這兩種坐標體制下的參數(shù)對照表。 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，由于其算法簡單、魯棒性強以及可靠性高等特點，在實際的控制系統(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，同時對相應(yīng)的控制指標提出了更高的要求，采用常規(guī)的PID控制技術(shù)已不能達到理想的控制效果。PID 控制中一個關(guān)鍵的問題便是PID參數(shù)的整定。但是在實際的應(yīng)用中，許多被控對象機理復(fù)雜，具有高度非線性、時變不確定性和純滯后等特點。在噪聲、負載擾動等因素的影響下，被控對象的參數(shù)甚至模型結(jié)構(gòu)均會隨時間和周圍環(huán)境的變化而變化。這就要求在我們在PID控制中，不僅要使其PID參數(shù)的整定不依賴于對象的數(shù)學(xué)模型，而且要能夠?qū)崿F(xiàn)在線調(diào)整，以滿足實時控制的要求。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，是自動控制、運籌學(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此進行了研究，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，而且對系統(tǒng)的參數(shù)變化也具有較強的魯棒性。 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為積分時間常數(shù)，Tt為微分時間常數(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).隨著計算機技術(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，其表達形式分別如下所示: 以上兩 式中的r均表示采樣時間。比例 、積分和微分對系統(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)速度等動態(tài)指標主要取決于比例系數(shù)的大小,由小到大變化時，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。對于系統(tǒng)的穩(wěn)定性來說，總體的趨勢是由強到弱。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)。 (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造成系統(tǒng)的超調(diào)。同時積分的引入會給系統(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間常數(shù)的影響，引入微分相當子給系統(tǒng)引入一個動態(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)時間會因此而變大。在復(fù)雜的實際環(huán)境中，山于環(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。 從上述的分析可以看到，在PID參數(shù)的整定過程中，往往會遇到系統(tǒng)的穩(wěn)定性和系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)、動態(tài)性能之間的矛盾，最后只能在三者之間取一個折衷，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)驗公式整定PID控制器的參數(shù)；另一類方法則沒有經(jīng)驗公式，而是根據(jù)各種性能指標及其數(shù)學(xué)定義，通過純粹的數(shù)學(xué)運算來獲得PID控制器參數(shù)。這些方法主要包括：改進的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)計方法和基于靈敏度的設(shè)計方法等等。下面介紹幾種常用的PID控制器參數(shù)整定的方法。 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)對象特性或?qū)ο笤谂R界振蕩時響應(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象傳函可近似為的場合。先輸入階躍信號，測得輸出曲線并估計對象參數(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象傳函的場合。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,此時比例度稱臨界比例度，相應(yīng)的振蕩周期稱臨界振蕩周期。采用臨界比例度法時，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，加擾動做調(diào)節(jié)系統(tǒng)的實驗直至出現(xiàn)4：1的衰減振蕩，此時的比例度記為，振蕩周期記為，其中為到的時間(如圖31所示)，上升時間記為。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Astrom和Hagglulld提出了一種由幅值與相角裕度設(shè)定來設(shè)計PID控制器的算法，該算法的基本思想是通過設(shè)計PID控制器將系統(tǒng)頻域響應(yīng)中的一個點移動到另一個指定的點處。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。假設(shè)在對象模j型G(s)和控制器模型Gc(s)上的點可以表示成： 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。 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。可以看出,該方程有無窮多組解。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)計中，我們將采用這種方法對常規(guī)PID參數(shù)進行整定，并以此作為智能PID控制器參數(shù)初始值的依據(jù)。4無人機縱向系統(tǒng)控制律的設(shè)計與仿真 無人機是通過自動控制系統(tǒng)與遙控遙測系統(tǒng)來共同實現(xiàn)任務(wù)控制的，這是它區(qū)別于有人駕駛飛機的主要特征。其中控制系統(tǒng)與遙控遙測系統(tǒng)的核心是飛行控制系統(tǒng)和通訊系統(tǒng)。一般來將講，一個完整的無人機系統(tǒng)的飛控系統(tǒng)有機載體部分和地面部分之分，其間由無線電上下行通道擔任機載與地面站的計算機通信。在本文中，如果沒有特殊說明，我們所提到的無人機的飛行控制系統(tǒng)均指的是它的機載部分，或者更具體的說主要是針對它的自動駕駛儀部分。從硬件上來看，無人機的飛控系統(tǒng)是由飛控計算機、測定裝置(傳感器)及伺服裝置三部分組成的。飛控計算機是整個無人機機載飛控系統(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、存儲的相關(guān)狀態(tài)和數(shù)據(jù)以及無線電測控終端發(fā)過來的上行遙控指令與數(shù)據(jù)，經(jīng)判斷、運算和處理之后，輸出指令給伺服執(zhí)行機構(gòu)即舵機系統(tǒng)，控制操縱無人機的舵面、發(fā)動機的風(fēng)門和前輪，以控制無人機的飛行或地面滑跑。 測定裝置則主要負責測量無人機相關(guān)的狀態(tài)信息，一般無人機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)動機轉(zhuǎn)速傳感器等。 舵回路(伺服系統(tǒng))是以舵機為執(zhí)行元件的、由若干部件組成的隨動系統(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來操縱舵面，實現(xiàn)無人機角運動或航跡運動的自動穩(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)增益和時間常數(shù)?？梢?，硬反饋式的舵回路的傳函可近似為一個慣性環(huán)節(jié)。常規(guī)無人機的飛行控制系統(tǒng)是一個多通道控制系統(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狀態(tài)值，輸出量為無人機狀態(tài)方程的控制變量—舵值和發(fā)動機推力。通常而言，我們要想控制飛機的運動必須首先考慮控制它的角運動，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，為了提高角控制系統(tǒng)的動態(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現(xiàn)代高空高速無人機自身阻尼的不足，從而改善其姿態(tài)運動的穩(wěn)定性。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。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構(gòu)成飛行高度穩(wěn)定外回路來實現(xiàn)的。航向控制與穩(wěn)定是通過將航向信號反饋到滾轉(zhuǎn)控制通道，構(gòu)成飛行航向控制外回路來實現(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現(xiàn)的。 一般來說，無人機的飛控系統(tǒng)通常包括俯仰、航向和橫滾三個控制通道(有的系統(tǒng)只包括俯仰通道和橫滾通道)，每個通道都由一個控制面來控制。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。為了便于飛控系統(tǒng)的設(shè)計，我們根據(jù)無人機沿縱向平面的對稱性，通常可以將飛行控制在一定條件下分為相對獨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)定與控制無人機的航向角、滾轉(zhuǎn)角和偏航距離等。 作為整個