【正文】 階躍響應(yīng)（B點） 圖410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（C點） 圖 410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（D點）圖410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（F點） 高度控制屬于飛機的重心控制，在飛機的編隊飛行、執(zhí)行轟炸任務(wù)、遠距離巡航及進場著陸時的初始階段等都要保持高度的穩(wěn)定。 無人機的高度保持與控制是不能僅靠其俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成的。當飛機受到縱向常值干擾力矩時，硬反饋式角穩(wěn)定系統(tǒng)存在著俯仰角及航跡傾斜角靜差，角穩(wěn)定系統(tǒng)雖能保持飛行器在垂風氣流作用下的俯仰角穩(wěn)定，但幾秒鐘后飛行速度向量將偏離原方向，產(chǎn)生高度漂移。另外，在俯仰角穩(wěn)定的動態(tài)過程中，如果航跡傾斜角變化量平均值不為零，也會引起飛行高度的改變。所以高度保持系統(tǒng)需要有測量相對于給定高度偏差的測量裝置—高度差傳感器，如氣壓高度表、無線電高度表和大氣數(shù)據(jù)傳感器等。將高度偏差信號輸入俯仰角控制系統(tǒng)，控制飛機的姿態(tài)，改變飛機的航跡傾斜角，控制飛機的升降，_自至高度差為零，使飛機回到預(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。 飛行高度控制系統(tǒng)是在飛機縱向姿態(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)。當需要單獨對飛機的姿態(tài)角進行保持和控制時，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。為了進一步增加系統(tǒng)長周期運動的阻尼，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)原理框圖這樣，整個無人機俯高度控制系統(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)，以保證無人機的無靜差飛行。這樣，無人機高度控制系統(tǒng)的控制律就可以表示成:當我們采用常規(guī)PID控制結(jié)構(gòu)時: 這里，我們還要特別強調(diào)一點，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)，導致升力增量總為正，軌跡總是向上彎曲。當無人機到達給定高度時，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動。當引入俯仰角偏離信號后，無人機在未達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是，當無人機在作縱向機動飛行時，應(yīng)該把定高系統(tǒng)斷開，否則會影響到它的縱向機動能力。 在設(shè)計基于PIO控制的無人機高度控制系統(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。:(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A和C作為基準狀態(tài)點，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點附近的B點和C點附近的D點。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） 圖415 PID控制下高度階躍響應(yīng)（B點）圖416 PID控制下高度階躍響應(yīng)（C點）圖417 PID控制下高度階躍響應(yīng)（D點）結(jié) 論 本文以某型固定翼無人機為研究對象，主要研究了其飛控系統(tǒng)控制律的設(shè)計問題，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，研究了PID控制策略的特點和控制律設(shè)計方法。(2)深入研究了無人機飛控系統(tǒng)的基本工作原理、無人機縱向系統(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，雖在導師的指導下克服了重重困難，取得了一定的進展，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)于無人機的坐標系、模型和符號均是建立在前蘇聯(lián)坐標體制下，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)上進行的，下一步工作是考慮各種諸如水平風、垂風、傳感器噪聲等因素的干擾，進行非線性模型的仿真，而進一步驗證所設(shè)計控制律的有效性。(3)無人機在超機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)對這些問題進行進一步的探討。致 謝值此畢業(yè)論文完成之際，謹向?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師的悉心指導下順利完成的。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和幫助。他淵博的學識，嚴謹踏實的科研作風和敬業(yè)精神深深地感染了我，使我鍛煉了獨立從事科研工作的能力，學到探求知識的方法和謙虛謹慎的為人處世態(tài)度。這里，我要對馮老師表示深深的謝意。他嚴謹治學、忘我的工作作風和寬厚待人的品德是我終生學習的榜樣。他熱忱指導和關(guān)心我的學習與生活，為我創(chuàng)造了良好的學習和科研環(huán)境，幫助我順利完成畢業(yè)設(shè)計。學有今日，要深深感謝敬愛的父母雙親，多年的求學生涯，女兒取得的每一點進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！感謝在大學期間與我一起度過的所有老師和同學們，這段難忘的時光是我一生的財富。參 考 文 獻1 ，：國防工業(yè)出版社，19842 申安玉，申學仁，：國防工業(yè)出版社，20033 (上)，：國防工業(yè)出版社，19804 (下)，第l版，北京：國防工業(yè)出版社，19825 ，:北京航空航天人學出版社，19926 [德]魯?shù)婪?，：國防工業(yè)出版社，19997 ，：北京航空航天大學出版社，19948 ，：航空工業(yè)出版社，19879 ，：國防工業(yè)出版社，2003(1)10 [美]，：電子工業(yè)出版社，200311 ，:電子 工業(yè)出版社，200312 ，：機械工業(yè)出版社，200213 ，：國防工業(yè)出版社，199414 —MATLAB諳言應(yīng)用，：清華大學出版社，200015 ，：清華大學出版社、廣西科學技術(shù)出版社，199716 [美]，：高等教育出版社，200117 楊一棟，199918 鄭濤，高正紅，(3):25—2819 賈榮珍，(I):80—8420 王亞剛，(I):7—921 王亞剛，(5):13—15(I):47—4923黃一敏，(2):189—19224楊新，王小虎，申功璋，(3):210—21325 26 27 , tuning of PID Controllers. Rsearch Triangle Society of 28 . tuning of simple regulators with specification on phase and amplitude 1984(5):64565129 and Procedure for gain Scheduled Fligt Control Law Design ALAA2000_425330 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 :172433 Yan and Contrillers for Aircraft Using Minimal Resource Allocating Networks(MRAN).SpringVerlag :17218334 and Helicopter stationkeeping:ping LQR,fuzzylogic and neuralnet controllers,Engineering Applicationa of Artificial Intelligence,1998:41141835 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 附錄Ⅱ 無人機縱向各狀態(tài)點處運動線性化方程已知無人機的狀態(tài)方程的表達式為：則對于縱向運動而言，中空A點處：（H=4722m，V=）A= 中空B點處：（H=3644m，V=） 高空C點處（H=12249m，V=） 高空D點處（H=12127m，V=） 高高空E點處（H=17195m，V=） 高高空F點處（H=17505m，