【導(dǎo)讀】到世界各國的普遍重視。自動飛行控制系統(tǒng)作為無人機(jī)的控制核心，是無人機(jī)研究的重。行控制律的設(shè)計(jì)問題。首先，建立了無人機(jī)的六自由度數(shù)學(xué)模型，并運(yùn)用小擾動線性化。側(cè)向系統(tǒng)控制的設(shè)計(jì)，并針對不同空域的一些典型的狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行了大量的仿真研究。真結(jié)果表明，我們所設(shè)計(jì)的常規(guī)PID控制器在多數(shù)情況下能滿足要求。

　　

【正文】 比例 ： Kpe0，積分 ∫ edtBA 0，均消差，作用過強(qiáng)會產(chǎn)生超調(diào) ； 微分 ： e?O，起動態(tài)阻尼作用，抑制超調(diào)，使快速性下降。 2)BC 段 ： e0， e?0， e?e?0，系統(tǒng)遠(yuǎn)離期望值。 比例 ： Kpe0，作用同前 ； 積分 ： 盡管該段內(nèi)積分 ∫ edtCB 0，但由于原有的 ∫ edtBA 較大，使得一段時(shí)間內(nèi)∫ edtB?CA 0,從而使超調(diào)進(jìn)一步增大，這是積分滯后對系統(tǒng)穩(wěn)定性的不良影響 ； 微分： e?0 有助于抑制超調(diào)，作用和比例相同。 3)CD 段： e0， e?0， e?e?0，系統(tǒng)趨近期望值。 比例： Kpe0(作用同 0A 段 )； 微分： e0，抑制回調(diào)； 積分： ∫edt 0作用過強(qiáng)會產(chǎn)生回調(diào) 。 綜上所述，常規(guī) PID 參數(shù)整定過程中必然會帶來穩(wěn)定性與準(zhǔn)確性之間的矛盾，往往是取比例、積分、微分三部分控制作用的折衷，難于收到最優(yōu)的效果，為了獲得滿意的系統(tǒng)性能，在控制中應(yīng)根據(jù)系統(tǒng)的動態(tài)特征和行為，采取“靈活機(jī)動”的有效控制方式，如取變增益 (增益適應(yīng) )、智能積分 (非線性積分 )、智能微分等 多種途徑，以解決控制系統(tǒng)中的穩(wěn)定性與準(zhǔn)確性的矛盾，又能增強(qiáng)系統(tǒng)對不確定性因素的適應(yīng)性，即魯棒性。 常規(guī) PID 控制器參數(shù)整定方法 臨界比例度法 將調(diào)節(jié)系統(tǒng)中調(diào)節(jié)器置成比例狀態(tài)，將比例度 δ(即 Kp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 δ k，相應(yīng)的振蕩周期稱臨界振蕩周期 Tk，PID 參數(shù)整定如表 31所示。 表 31 臨界比例度法 PID參數(shù)整定表 參數(shù) 調(diào)節(jié) 比例度 δ 積分時(shí)間 Ti 微分時(shí)間 Td P 2δ k PI k PID k 衰減曲線法 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(shí)驗(yàn)直至出現(xiàn) 4： 1的衰減振蕩，此時(shí)的比例度記為 δ s，振蕩周期記為 Ts，其中Ts為 Y1到 Y2的時(shí)間，如圖 33 所示，參數(shù)整定如表 32所示。 y Y1=4 Y2=4 Ts x 圖 33 衰減曲線法參數(shù)整定示意圖 表 32 衰減曲線法 PID參數(shù)整定表 參數(shù) 調(diào)節(jié) 比例度 δ 積分時(shí)間 Ti 微分時(shí)間 Td P δ S PI S PID S 基于相角裕度的整定方法 Astrom 和 Hagglund【 27】【 28】 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)移動到另一個(gè)指定的點(diǎn)處。例如，將其中一個(gè)點(diǎn)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)在對象模型 G(s)和控制器模型 Gc(s)上的點(diǎn)可以表示成 ： G(jω) = γp(ω)ej|π+?p(ω)|， Gc(jω) = γc(ω)ej?c(ω) (32) 且期望的頻域響應(yīng)為 B = γc(ω)ej[π+ c(ω) ,則可以看出： ( ) ( ) [ + ( ) = ( ) [ + ( ) （ 33） 下面我們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 γs(ωc)=1,且 ?s(ωc) = ?m(ωc)，其中 ?m(ωc)為期望的相角裕度，這樣就可以得到： ωcTd ? 1ωcT =tan?m （ 34） 式 中 ωc為指定的頻率點(diǎn)?？梢钥闯?,該方程有無窮多組解。為簡單起見，我們可以假定 TI與 Td具有某種線性關(guān)系，記作 TI = αTd兀 (通常 取 α=4)，這樣我們就可以得出一組解為： Td = t n +√4 α? +(t n )22ωc，且 Ti = αTd （ 35） Kp的值則可以通過下式得到 ： Kp = cos (jωc) （ 36） 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常規(guī) PID 參數(shù)進(jìn)行整定。 本章小結(jié) 在 本章中 ，我們首先 回顧了 常規(guī) PID 控制器的結(jié)構(gòu)和特點(diǎn)，然后介紹了一些常用的PID 參數(shù)的整定方法， 為后面章節(jié) 中關(guān)于無人機(jī)橫側(cè)向系統(tǒng)控制律的設(shè)計(jì)部分奠定了理論基礎(chǔ)。 4 無人機(jī)橫側(cè)向系統(tǒng)控制律的設(shè)計(jì)與仿真 無人機(jī)是通過自動控制系統(tǒng)與遙控遙測系統(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它的自動駕駛儀部分。 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(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。 測定裝置則主要負(fù)責(zé)測量無人機(jī)相關(guān)的狀態(tài)信息，一般無人機(jī)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(shí)空速傳感器、攻角和偏航角傳感器、發(fā)動機(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(shí)現(xiàn)無人機(jī)角運(yùn)動或航跡運(yùn)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(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： ?h(s) = Δδ(s)Δu(s) = ?kδTδs+1,式中 kδ 和 Tδ 分別稱為靜態(tài)增益和時(shí)間常數(shù)?？梢?，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 — 舵值和發(fā)動機(jī)推力。 通常而言，我們要想控制飛機(jī)的運(yùn)動必須首先考慮控制它的角運(yùn)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(shí)，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(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)動的穩(wěn)定性。但有一點(diǎn)值得注意的是，阻尼系統(tǒng)只對短周期運(yùn)動起良好的阻尼作用，而對于長周期運(yùn)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(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)，這就要求我們在設(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)沿縱向平面的對稱性，通?？梢詫w行控制在一定條件下分為相對獨(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)動是控制軌跡運(yùn)動的基礎(chǔ)，我們在具體設(shè)計(jì)飛行控制律時(shí)也應(yīng)該先從控制角運(yùn)動入手，首先保證角運(yùn)動控制回路的性能，然后在此基礎(chǔ)上進(jìn)行軌跡運(yùn)動控制回路的設(shè)計(jì)。 因此在本文中，我們針對橫側(cè)向系統(tǒng)，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)的動態(tài)特性會隨著飛行條件 (如高度、速度等 )的不同而產(chǎn)生較大的變化，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，然后分別針對每個(gè)不同的區(qū)域設(shè)計(jì)參數(shù)不同控制器，或者我們也可以將控制律設(shè)置成可隨行條件變化的調(diào)參增益。 在本文中，我們粗略 的將無人機(jī)的飛行區(qū)間劃分成中空、高空和高高空三個(gè)不同的空域，然后分別在每個(gè)空域選取了兩三個(gè)典型的狀態(tài)點(diǎn)，各狀態(tài)點(diǎn)的具體信息如表 41所示。 表 41 不同空域內(nèi)無人機(jī)典型狀態(tài)點(diǎn)一覽表 空域 狀 態(tài) 點(diǎn) 高 度（ m） 速 度（ Ma） 中 空 A? 4722 B 3644 高 空 C? 12249 D 12127 高 高 空 E? 17194 G? 17858 F 17505 上表中列出了我們在后面進(jìn)行無人機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)和仿真時(shí)將要用到的所有狀態(tài)點(diǎn)的信息，表格中帶星號的點(diǎn)即表示我們設(shè)計(jì)控制器時(shí)所選取的基準(zhǔn)狀態(tài)點(diǎn)。在本文中，我們的主要設(shè)計(jì)任務(wù)就是針對不同空域內(nèi)的基準(zhǔn)狀態(tài)點(diǎn) (A、 C、 E和 G點(diǎn) )分別設(shè)計(jì)不同的控制器，然后把所設(shè)計(jì)好的控制器分別用于各基準(zhǔn)狀態(tài)點(diǎn)附近的狀態(tài)點(diǎn) (B、 D 和F 點(diǎn) )，以考察我們所設(shè)計(jì)控制器的魯棒性。另外，這里還有一點(diǎn)要特別說明的是，在高高空領(lǐng)域內(nèi)， G點(diǎn)為針對橫側(cè)向系統(tǒng)的基準(zhǔn)狀態(tài)點(diǎn)。至于無人機(jī)在各典型態(tài)點(diǎn)處的具體線性化模型我們將在附錄 C 中全部給出。 這 里，應(yīng)該指出的是，在實(shí)際飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，我們通常需要對飛行區(qū)間進(jìn)行更為細(xì)致的劃分，而且應(yīng)該選取較多的典型狀態(tài)點(diǎn)作為設(shè)計(jì)控制器的基準(zhǔn)點(diǎn)。我們在這里僅選取了少量的狀態(tài)點(diǎn)，其目的是為 了從一個(gè)小的側(cè)面對所設(shè)計(jì)的控制律進(jìn)行仿真驗(yàn) 。 無人機(jī)橫側(cè)向控制系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu) 無人機(jī)的橫側(cè)向控制主要表現(xiàn)為三種運(yùn)動模態(tài)：滾轉(zhuǎn)模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)和大時(shí)間常數(shù)的“弱”模態(tài) (即螺旋模態(tài) )，后者可以是穩(wěn)定或不穩(wěn)定的。橫側(cè)向控制的目的在于針對不同的運(yùn)動模態(tài)采取不同的措施來保證飛機(jī)具有良好的性能。它的主要功能包括：提高螺旋運(yùn)動穩(wěn)定性；提高荷 蘭滾運(yùn)動的阻尼；航向的協(xié)調(diào)控制以實(shí)現(xiàn)無側(cè)滑轉(zhuǎn)彎 (即協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎 )；在自動下滑著陸過程中，對飛機(jī)側(cè)向位移的控制；滾轉(zhuǎn)運(yùn)動的穩(wěn)定與控制等。 無人機(jī)的橫側(cè)向運(yùn)動是通過控制副翼和方向舵這兩個(gè)舵面進(jìn)行的，包括副翼和方向舵兩個(gè)控制回路。其中方向舵回路相對比較簡單，主要用來增加荷蘭滾阻尼，其控制結(jié)構(gòu)如圖 41 所示。副翼回路則相對較復(fù)雜，它以滾轉(zhuǎn)角控制為內(nèi)回路，側(cè)偏控制為外回路，側(cè)偏控制主要通過滾轉(zhuǎn)角控制來實(shí)現(xiàn)。我們可以通過副翼的偏轉(zhuǎn)來調(diào)節(jié)滾轉(zhuǎn)角度，進(jìn)而達(dá)到控制側(cè)偏的目的，其控制結(jié)構(gòu)如圖 42 所示。 橫側(cè)向反饋 方向舵輸出 圖 41 方向舵回路控制結(jié)構(gòu)圖 橫側(cè)向反饋 副翼輸出