【正文】 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 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 41 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） 42 附錄Ⅱ 無人機(jī)縱向各狀態(tài)點處運(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 。 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 39 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 6 [德 ]魯?shù)婪? 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。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。 他淵博的學(xué)識，嚴(yán)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。本論文是在馮引安導(dǎo)師的悉心指導(dǎo)下順利完成的。 (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。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。 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。 (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。 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。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） 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 35 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） 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 36 圖 417 PID控制下高度階躍響應(yīng)（ D點） 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 37 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，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。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) 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 34 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(zhǔn)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。 最后，我們要特別說明的一點是，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。這些干擾對伺服回路的工作狀態(tài)有著惡劣的影響。 在實際系統(tǒng)中，我們通常還需要加入俯仰角指令限幅器。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。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，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。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 411 高度控制系統(tǒng)原理框圖 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，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。當(dāng)需要單獨對飛機(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。 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。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。 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。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。當(dāng)飛機(jī)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(fēng)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。全部仿真結(jié)果分別如下所示 : 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 30 圖 410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（ A點） 圖 410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（ B點） 圖 410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（ C點） 無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 31 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） 高度保持 /控制模態(tài)控制律的設(shè)計與仿真 高度控制屬于飛機(jī)的重心控制，在飛機(jī)的編隊飛行、執(zhí)行轟炸任務(wù)、遠(yuǎn)距離巡航及進(jìn)場著陸時的初始階段等都要保持高度的穩(wěn)定。 根據(jù)表 41，我們分別針對中空和高空域內(nèi)的基準(zhǔn)狀態(tài)點 A和 C設(shè)計了 PID控制器。 對于階躍響應(yīng)信號而言，我們在這里還有兩點需要補(bǔ)充說明一下 : (l)為了便于對仿真結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)一的比較，對于本文中所有角控制系統(tǒng)的仿真而言 一律將階躍指令信號設(shè)為。通過 MATLAB 所提供的 margin 函數(shù)，我們可以畫出標(biāo)有幅值裕度和相角裕度的波特圖（圖 45 所示）。振蕩周期 =. 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 28 圖 47 K= 3)根據(jù)利用表 33給出的衰減曲線法整定計算公式，求 圖 48 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（ E點） 從圖中可知，其超調(diào)量，調(diào)節(jié)時間 。 2)待系統(tǒng)穩(wěn)定后，做設(shè)定值階躍擾動，并觀察系統(tǒng)響應(yīng)。本文采用衰減曲線法，具體步驟如下： 1)置調(diào) 節(jié)積分時間為最大值。 在整個俯仰角控制律仿真過程中，升降舵回路傳遞函數(shù)用慣性環(huán)節(jié) 表示，升降舵通道的洗出網(wǎng)絡(luò)用高通濾波器 表示，升降舵面限幅為 ，輸入的俯仰角指令階躍信號為 。圖 即為無人機(jī)基于 PID 控制的俯仰角控制系統(tǒng)的 simulink 仿真框圖。至此，無人機(jī)阻尼回路的參數(shù)設(shè)計完畢。通過對根軌跡的分析，我們可以知道，并非 越大阻尼效果就越顯著，只有當(dāng) 在某一范圍內(nèi)時，這一條件才會成立。 圖 (高高空 E點 ) 由圖可知，一開始隨著 的增大，阻尼回路中的一對共扼復(fù) 根的振蕩阻尼得到了明顯的改善，當(dāng) 增加到 時 (即圖中黑色小方塊所在位置 )振蕩根的阻尼比達(dá)到最大值 。根據(jù)上圖，我們就可以利用 MATLAB 提供的 rlocus 函數(shù)根據(jù)系統(tǒng)阻尼回路的開環(huán)傳函畫出其根軌跡圖。圖 給出了無人機(jī)在高高空 E 點處俯仰角控制系統(tǒng) PID 控制結(jié)構(gòu)圖。另外，我們還可以看到，該無人機(jī)的自然頻率為 ，阻尼比僅為 ，可見，飛機(jī)自身的阻尼是很弱的。于是，我們可以得到 （ 45） 從上式中我們可以看到，系統(tǒng)的特征方程中包含有一個正根。 下面，我們以某無人機(jī)在高高空某一狀態(tài)點 E(H=17194m， V=)為例，說明無人機(jī)俯仰角控制系統(tǒng)控制器參數(shù)的選取過程。另一種方法則是從最內(nèi)層開始分部選取。 對于無人機(jī)的俯仰角控制系統(tǒng)而言，其控制律參數(shù)的選取包括兩部分 :第一部分是阻尼回路 (即內(nèi)回路 )反饋增益的確定 :第二部分便是俯仰角 控制回路 (即外回路 )中 PID參數(shù)的確定。因此，無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 25 當(dāng)我們采用常規(guī) PID 控制策略時尤其要注意采取必要的措施防止積分飽和現(xiàn)象的發(fā)生。通常有兩種方法可以有效的避免這種現(xiàn)象的發(fā)生 :一種方法是當(dāng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)達(dá)到最大位置時積分停止，不再繼 續(xù)累加 。由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)受限，當(dāng)積分值大到一定程度，使執(zhí)行機(jī)構(gòu)達(dá)到最大位置后，執(zhí)行機(jī)構(gòu)就不再變化了，而是一直停留在當(dāng)前的位置，即使系統(tǒng)輸出一直在變化，這樣反饋通道就被破壞了。 另外，積分環(huán)節(jié)也可以根據(jù)其定義 在軟件中計算實現(xiàn)，其中， 可 在軟件中根據(jù) CPU 的計算頻率得到。其中的 值越大，相位超前也就越大，我們所獲得的信號也就越近似于微分信號。因此，其控制律可以表示成 : (42) 當(dāng)我們采用常規(guī) PID,控制結(jié)構(gòu)時 (43) 42 控制角控制系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)圖 在實際工程中，微分環(huán)節(jié)通常用一個高通濾波器 來實現(xiàn)，我們通過選擇適當(dāng)?shù)?值，就可以獲得相應(yīng)的相位超前信號。 這樣，整個無人機(jī)俯仰角控制系統(tǒng)控制律的結(jié)構(gòu)就如圖 .42 所示。 圖 41 俯仰角控制系統(tǒng)原理結(jié)構(gòu)框圖 陜西科技大學(xué)畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 24 圖中，在阻尼回路中還包括了一個洗出網(wǎng)絡(luò)，如果沒有這個洗出網(wǎng)絡(luò)，當(dāng)操縱飛機(jī)做穩(wěn)態(tài)拉齊的機(jī)動飛行時，阻尼器輸出的穩(wěn)態(tài) 就會成為阻礙因素，而使這種機(jī)動飛機(jī)難以完成。內(nèi)回路中的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)，增加了特德縱向阻尼，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)長周期模態(tài)的阻尼特性。從圖中我們可以看到，整個控制系統(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?；谏鲜鲞@些特性，俯仰姿態(tài)保持本省其 實并不是十分重要，但它卻是飛控系統(tǒng)中高度保持、自動著陸等其它模態(tài)的內(nèi)回路。其功用就是 :當(dāng)飛控計算機(jī)根據(jù)需要 (如為無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究 23 了防撞 )突然要操縱無人機(jī)到某一新的姿態(tài)時，此時姿態(tài)保持功能自動解除，但 卻保持與新姿態(tài)值同步，這樣當(dāng)飛控計算機(jī)重新接通姿態(tài)保持模態(tài)的功能時，飛控系統(tǒng)將無人機(jī)保持于最后姿態(tài)，這樣可以保證飛機(jī)平穩(wěn)飛行，然后通過重新設(shè)置 值，可是無人機(jī)逐漸過渡到所需的姿態(tài)。其中控制系統(tǒng)的輸入量是俯仰姿態(tài)角 ,傳感器是姿態(tài)參考陀螺。 這里，應(yīng)該指出的是，在實際飛控系統(tǒng)的設(shè)計中，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)點作為設(shè)計控制 器的基準(zhǔn)點。另外，這里還有一點要特別說明的是，在高高空領(lǐng)域內(nèi)， E 點為我們所選取的針對縱向系統(tǒng)的基準(zhǔn)狀態(tài)點， G 點為針對橫側(cè)向系統(tǒng)的基準(zhǔn)狀