【正文】 飛機(jī)的升降， _自至高度差為零，使飛機(jī)回到預(yù)定高度。 原則上講，可以通過控制升降舵或控制發(fā)動機(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，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。 控制結(jié)構(gòu)與控制策略 飛行高度控制系統(tǒng)是在飛機(jī)縱向姿態(tài)控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上再加上高度控制敏感元件構(gòu)成的。我們在設(shè)計高度控制系統(tǒng)時通常不再改變已設(shè)計好的姿態(tài)控制系統(tǒng)。當(dāng)需要單獨(dú)對飛機(jī)的姿態(tài)角進(jìn)行保持和控制時，我們只須簡單的將高度差測量裝置斷開即可，從而使得飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)換非常方便。 圖 即為無人機(jī)高度控制系統(tǒng)原理框圖。圖中，作為內(nèi)回路的俯仰角反饋系統(tǒng)對于高度保持系統(tǒng)起了很好的阻尼作用，可以在 一定程度上減小系統(tǒng)的振蕩，增加穩(wěn)定性。為了進(jìn)一步增加系統(tǒng)長周期運(yùn)動的阻尼，我們還應(yīng)引入高度微分信號的反饋。 圖 411 高度控制系統(tǒng)原理框圖 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 32 這樣，整個無人機(jī)俯高度控制系統(tǒng)的控制律的結(jié)構(gòu)就如圖 412 所示。圖中， 為給定的高度偏差指令， 為高度傳感器所測得的高度偏差信號。另外，俯仰內(nèi)回 路中各符號的具體含義均與上一節(jié)中的一致，這里不再 贅述 。 圖 412 高度控制系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)圖 對于高度控制回路而言，高度偏差信號和高度變化率的反饋，可以滿足在一個飛行狀態(tài)高度階躍響應(yīng)的要求，然而考慮到無人機(jī)在整個包線范圍內(nèi)不同的平衡狀態(tài)變化，我們還需要加一個積分環(huán)節(jié)，以保證無人機(jī)的無靜差飛行。這樣，無人機(jī)高度 控制系統(tǒng)的控制律就可以表示成 : 當(dāng)我們采用常規(guī) PID 控制結(jié)構(gòu)時 : 這里，我們還要特別強(qiáng)調(diào)一點(diǎn)，在高度控制系統(tǒng)中，相對于給定高俯仰角的偏離信號反饋是至關(guān)重要的。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。當(dāng)無人機(jī)到達(dá)給定高度時，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。當(dāng)引入俯仰角偏離信號后，無人機(jī)在未達(dá)到給定高度時就提前收回舵面，減小了它的上升率，從而對高度的振蕩 起了一定的阻尼作用。 在實際系統(tǒng)中，我們通常還需要加入俯仰角指令限幅器。另外，在實際測量高度差信號時，高度傳感器存在著大氣干擾或地形干擾。這些干擾對伺服回路的工作狀態(tài)有著惡劣的影響。因此我們有必要在高度控制回路中設(shè)置高度濾波器。 最后，我們要特別說明的一點(diǎn)是，當(dāng)無人機(jī)在作縱向機(jī)動飛行時，應(yīng)該把定高系統(tǒng)斷開，否則會影響到它的縱向機(jī)動能力。 控制律的設(shè)計與仿真 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 33 在設(shè)計基于 PIO 控制的無人機(jī)高度控制系統(tǒng)時，我們通常只需保持原來所設(shè)計的俯仰姿態(tài)回路不變，然后在此基礎(chǔ)上設(shè)計基于 PID 控制的高度保持 /控制外回路就可以了。無人機(jī)基于 PID 控制的高度控制系統(tǒng)的 Simulink 仿真框圖如圖 所示 :(己知輸入的高度指令階躍信號為 50m) 圖 413 基于 PID的高度控制系統(tǒng)仿真框圖 如前文所述，我們?nèi)砸灾锌蘸透呖沼蛑械臓顟B(tài)點(diǎn) A和 C作為基準(zhǔn)狀態(tài)點(diǎn)，分別設(shè)計了基于常規(guī) PID 和智能 PID 的高度控制器。然后將所設(shè)計好的控制器分別用于 A點(diǎn)附近的 B 點(diǎn)和 C點(diǎn)附近的 D 點(diǎn)。全部仿真結(jié)果分別如下所示 : 圖 414 PID控制下高度階躍響應(yīng)（ A點(diǎn)） 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 34 圖 415 PID控制下高度階躍響應(yīng)（ B點(diǎn)） 圖 416 PID控制下高度階躍響應(yīng)（ C點(diǎn)） 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 35 圖 417 PID控制下高度階躍響應(yīng)（ D點(diǎn)） 結(jié) 論 本文以某型固定翼無人機(jī)為研究對象，主要研究了其飛控系統(tǒng)控制律的設(shè)計問題，陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 36 分別設(shè)計了基于常規(guī) PID 控制和智能 PID 控制策略的飛行控制律，并進(jìn)行了大量的仿研究。仿真結(jié)果表明 :基于經(jīng)典 PID 控制律結(jié)構(gòu)簡單，容易實現(xiàn)，但這種傳統(tǒng)的設(shè)計技術(shù)需要反復(fù)選擇大量的設(shè)計參數(shù)，需要借助于大量的直觀的經(jīng)驗，按照 閉環(huán)回路來依次選擇控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和參數(shù)。 本人的研究工作主要體現(xiàn)在以下幾個方面 : (l)深入研究了經(jīng)典 PID控制的基本思想和方法。探討了經(jīng)典 PID控制的特點(diǎn)，研究了 PID 控制策略的特點(diǎn)和控制律設(shè)計方法。 (2)深入研究了無人機(jī)飛控系統(tǒng)的基本工作原理、無人機(jī)縱向系統(tǒng)下各基本飛行模態(tài)的基本結(jié)構(gòu)和作用以及飛控系統(tǒng)控制律設(shè)計的一般方法。 (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，并以大量的仿真結(jié)果驗證了所設(shè)計控制律的有效性。 本文是在無人機(jī)控制技術(shù)領(lǐng)域的一個基礎(chǔ)性的 探索研究。由于本人是首次接觸飛行控制這一嶄新的領(lǐng)域，且本系在該領(lǐng)域前期的科研積累很少，雖在導(dǎo)師的指導(dǎo)下克服了重重困難，取得了一定的進(jìn)展，但就其深度而言，還尚顯膚淺，在某些問題的研究上還未深入到飛控的本質(zhì)。因此，本文在很多方而還有待于進(jìn)一步的探討和完善，主要包括以下兒個方面 : (1)本文中所涉及到的關(guān)于無人機(jī)的坐標(biāo)系、模型和符號均是建立在前蘇聯(lián)坐標(biāo)體制下，今后的工作是將其全部轉(zhuǎn)換到英美體制下，與國際接軌。 （ 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)一步驗證所設(shè)計控制律的有效性。 (3)無人機(jī)在超機(jī)動飛行和自動著陸時其控制系統(tǒng)的設(shè)計是非常復(fù)雜的，這些內(nèi)容 在本文中均未涉及到，今后工作中我們可以嘗試著使用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、模糊控制等 相關(guān)智能控制技術(shù)對這些問題進(jìn)行進(jìn)一步的探討。 致 謝 值此畢業(yè)論文完成之際，謹(jǐn)向?qū)燅T引安致以深深的感謝和崇高的敬意。本論文是在馮引安導(dǎo)師的悉心指導(dǎo)下順利完成的。從論文的選題，論文的開展思路，研究工作中的問題，到論文的撰寫，都得到了馮老師全面和耐心地指導(dǎo)和幫助。 他淵博的學(xué)識，嚴(yán)無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 37 謹(jǐn) 踏實的科研作風(fēng)和敬業(yè)精神深深地感染了我，使我鍛煉了獨(dú)立從事科研工作的能力，學(xué)到探求知識的方法和謙虛謹(jǐn)慎的為人處世態(tài)度。這里，我要對馮老師表示深深的謝意。他嚴(yán)謹(jǐn)治學(xué)、忘我的工作作風(fēng)和寬厚待人的品德是我終生學(xué)習(xí)的榜樣。他熱忱指導(dǎo)和關(guān)心我的學(xué)習(xí)與生活，為我創(chuàng)造了良好的學(xué)習(xí)和科研環(huán)境，幫助我順利完成畢業(yè)設(shè)計。 學(xué)有今日，要深深感謝敬愛的父母雙親，多年的求學(xué)生涯，女兒取得的每一點(diǎn)進(jìn)步無不凝聚著雙親無私的支持和鼓勵，無不浸透著您二老的艱辛和付出。 最后向所有關(guān)心、理解、支持和幫助過我的師長、親人和朋友們致以誠摯的謝意！感謝在大學(xué)期間與我一起度過的所有老師和同學(xué)們，這段難忘的時光是我一生的財富。 參 考 文 獻(xiàn) 1 張明廉 .飛行控制系統(tǒng)，第 l版 .北京：國防工業(yè)出版社， 1984 2 申安玉，申學(xué)仁，李云保 .自動場行控制系統(tǒng)，第 I 版 .北京：國防工業(yè)出版社， 2021 3 肖順達(dá) .飛行自動控制系統(tǒng) (上 )，第 l版 .北京：國防工業(yè)出版社， 1980 4 肖順達(dá) .飛行自動控制系統(tǒng) (下 )，第 l版，北京：國防工業(yè)出版社， 1982 5 文傳源 .飛行控制系統(tǒng)，第 l版 .北京 :北 京航空航天人學(xué)出版社， 1992 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 38 6 [德 ]魯?shù)婪虿剂_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，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 — 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 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)計中的應(yīng)用 .計算機(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 .南京航空航天大學(xué)學(xué)報 .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 .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。 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)計說明書） 40 附錄Ⅱ 無人機(jī)縱向各狀態(tài)點(diǎn)處運(yùn)動線性化方程 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