無人機(jī)的自動(dòng)著陸控制(編輯修改稿)
2025-08-26 01:30 本頁面
【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 系統(tǒng)都是以俯仰角保持與控制為基礎(chǔ)建立起來的。俯仰姿態(tài)控制系統(tǒng)是用于保持與控制飛機(jī)的俯仰角，它根據(jù)飛行狀態(tài)(爬升、或者下降)的需要將飛機(jī)保持在給定的姿態(tài)角?？刂葡到y(tǒng)方框圖如下：圖3 俯仰姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)圖從圖中我們可以看到，整個(gè)控制系統(tǒng)是由外回路(俯仰角反饋回路)和內(nèi)回路(俯仰角速率反饋回路)構(gòu)成的。內(nèi)回路中俯仰角速率反饋的引入相當(dāng)于改變了無人機(jī)的縱向阻尼導(dǎo)數(shù)，增加了它的縱向阻尼，從而使其短周期模態(tài)的阻尼特性得到了改善；外回路則構(gòu)成了俯仰角穩(wěn)定回路，可以改善無人機(jī)長(zhǎng)周期模態(tài)的阻尼特性。其中，Keθ，KeQ分別為俯仰角和俯仰角速率反饋增益。引入俯仰角速率反饋的目的是為了增加系統(tǒng)阻尼。這樣，俯仰姿態(tài)控制系統(tǒng)控制律為：δe=Ke+Keθ(θθg)俯仰角控制律參數(shù)選取主要有兩種方法：第一種方法是綜合考慮所有回路中的參數(shù)，一次選定；另一種方法則是從最內(nèi)層開始分部選取。本文采用后一種方法，設(shè)計(jì)控制器時(shí)，先應(yīng)用頻域法，使用Matlab中的SISO工具箱設(shè)計(jì)角速率反饋增益群，使系統(tǒng)穩(wěn)定，然后再確定參數(shù)群，使響應(yīng)曲線達(dá)到滿意的精度。為了進(jìn)一步簡(jiǎn)化控制器的設(shè)計(jì)，可以只使用縱向無人機(jī)方程的短周期模態(tài)。 高度控制回路無人機(jī)的高度保持與控制是不能僅由俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成的。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。但借助于控制推力來控制飛行高度不很有效，因推力改變使飛行速度改變后，飛行高度才開始變化。由于慣性的作用，飛行速度的變化是緩慢的，故高度變化的過渡過程也是緩慢的。因此，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)。在高度控制系統(tǒng)中，若控制中沒有俯仰角的偏離信號(hào)，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。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)舵才向下偏轉(zhuǎn)，這樣就不可避免地出現(xiàn)在給定高度上的振蕩運(yùn)動(dòng)。當(dāng)引入俯仰角偏離信號(hào)后，無人機(jī)在未達(dá)到給定高度時(shí)就提前收回舵面，減小了它的上升率，從而對(duì)高度的振蕩起到了一定的阻尼作用。為進(jìn)一步增加高度穩(wěn)定系統(tǒng)的阻尼，僅靠θ信號(hào)是不夠的，因?yàn)棣刃盘?hào)的增益Kθ在設(shè)計(jì)角穩(wěn)定系統(tǒng)中己確定，故需要引入高度微分信號(hào)H?？刂瓶驁D如圖4所示：圖4 高度控制結(jié)構(gòu)Hg為給定的高度信號(hào)，H為高度傳感器所測(cè)得的實(shí)際高度信號(hào)，進(jìn)場(chǎng)著陸的初始階段需保持高度的穩(wěn)定，飛行高度的穩(wěn)定與控制不能僅由俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成，需要引入高度差信號(hào)。高度控制系統(tǒng)利用氣壓高度表測(cè)量飛機(jī)高度，與給定高度比較得到高度差信號(hào)，由高度差信號(hào)控制飛機(jī)的姿態(tài)，改變飛機(jī)航跡傾斜角，使飛機(jī)回到預(yù)定高度。其中引入高度差變化率反饋的目的是為了增加高度穩(wěn)定系統(tǒng)的阻尼，引入高度差積分信號(hào)的目的是為了改善定高系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)控制精度。這樣，高度保持控制系統(tǒng)控制律為： 自動(dòng)著陸自調(diào)整模糊控制器的設(shè)計(jì) 基于切換比例因
環(huán)評(píng)公示相關(guān)推薦
鄂ICP備17016276號(hào)-1