【正文】 、圖表要求：1）文字通順，語(yǔ)言流暢，書寫字跡工整，打印字體及大小符合要求，無(wú)錯(cuò)別字，不準(zhǔn)請(qǐng)他人代寫2）工程設(shè)計(jì)類題目的圖紙，要求部分用尺規(guī)繪制，部分用計(jì)算機(jī)繪制，所有圖紙應(yīng)符合國(guó)家技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范。 作者簽名： 指導(dǎo)教師簽名： 日期： 日期： 注 意 事 項(xiàng)（論文）的內(nèi)容包括：1）封面（按教務(wù)處制定的標(biāo)準(zhǔn)封面格式制作）2）原創(chuàng)性聲明3）中文摘要（300字左右）、關(guān)鍵詞4）外文摘要、關(guān)鍵詞 5）目次頁(yè)（附件不統(tǒng)一編入）6）論文主體部分：引言（或緒論）、正文、結(jié)論7）參考文獻(xiàn)8）致謝9）附錄（對(duì)論文支持必要時(shí)）：理工類設(shè)計(jì)（論文）正文字?jǐn)?shù)不少于1萬(wàn)字（不包括圖紙、程序清單等）。保密的論文（設(shè)計(jì)）在解密后適用本規(guī)定。有權(quán)將論文（設(shè)計(jì)）用于非贏利目的的少量復(fù)制并允許論文（設(shè)計(jì)）進(jìn)入學(xué)校圖書館被查閱。對(duì)本論文（設(shè)計(jì)）的研究做出重要貢獻(xiàn)的個(gè)人和集體，均已在文中作了明確說明并表示謝意。 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(hào) 附表I1各參數(shù)名稱及意義 附錄Ⅱ 無(wú)人機(jī)縱向各狀態(tài)點(diǎn)處運(yùn)動(dòng)線性化方程已知無(wú)人機(jī)的狀態(tài)方程的表達(dá)式為：則對(duì)于縱向運(yùn)動(dòng)而言，中空A點(diǎn)處：（H=4722m，V=）A= 中空B點(diǎn)處：（H=3644m，V=） 高空C點(diǎn)處（H=12249m，V=） 高空D點(diǎn)處（H=12127m，V=） 高高空E點(diǎn)處（H=17195m，V=） 高高空F點(diǎn)處（H=17505m，V=） 畢業(yè)論文（設(shè)計(jì)）原創(chuàng)性聲明本人所呈交的畢業(yè)論文（設(shè)計(jì)）是我在導(dǎo)師的指導(dǎo)下進(jìn)行的研究工作及取得的研究成果。參 考 文 獻(xiàn)1 ，：國(guó)防工業(yè)出版社，19842 申安玉，申學(xué)仁，：國(guó)防工業(yè)出版社，20033 (上)，：國(guó)防工業(yè)出版社，19804 (下)，第l版，北京：國(guó)防工業(yè)出版社，19825 ，:北京航空航天人學(xué)出版社，19926 [德]魯?shù)婪驅(qū)W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(wú)不凝聚著雙親無(wú)私的支持和鼓勵(lì)，無(wú)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(shí)，嚴(yán)謹(jǐn)踏實(shí)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(shí)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(wú)人機(jī)在超機(jī)動(dòng)飛行和自動(dòng)著陸時(shí)其控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)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(duì)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(gè)方面:(1)本文中所涉及到的關(guān)于無(wú)人機(jī)的坐標(biāo)系、模型和符號(hào)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(guó)際接軌。本文是在無(wú)人機(jī)控制技術(shù)領(lǐng)域的一個(gè)基礎(chǔ)性的探索研究。(2)深入研究了無(wú)人機(jī)飛控系統(tǒng)的基本工作原理、無(wú)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(jì)的一般方法。本人的研究工作主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)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(diǎn)） 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)）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(wú)人機(jī)為研究對(duì)象，主要研究了其飛控系統(tǒng)控制律的設(shè)計(jì)問題，分別設(shè)計(jì)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。:(己知輸入的高度指令階躍信號(hào)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(jì)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(diǎn)是，當(dāng)無(wú)人機(jī)在作縱向機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，應(yīng)該把定高系統(tǒng)斷開，否則會(huì)影響到它的縱向機(jī)動(dòng)能力。這些干擾對(duì)伺服回路的工作狀態(tài)有著惡劣的影響。 在實(shí)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(wú)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(dòng)。這樣，無(wú)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(shí): 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(duì)于給定高俯仰角的偏離信號(hào)反饋是至關(guān)重要的。另外，俯仰內(nèi)回路中各符號(hào)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(gè)無(wú)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(duì)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(dú)對(duì)飛機(jī)的姿態(tài)角進(jìn)行保持和控制時(shí)，我們只須簡(jiǎn)單的將高度差測(cè)量裝置斷開即可，從而使得飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)換非常方便。 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(dòng)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(cè)量相對(duì)于給定高度偏差的測(cè)量裝置—高度差傳感器，如氣壓高度表、無(wú)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(shí)，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:圖410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（A點(diǎn)）圖410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（B點(diǎn)） 圖410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（C點(diǎn)） 圖 410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（D點(diǎn)）圖410 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（F點(diǎn)） 高度控制屬于飛機(jī)的重心控制，在飛機(jī)的編隊(duì)飛行、執(zhí)行轟炸任務(wù)、遠(yuǎn)距離巡航及進(jìn)場(chǎng)著陸時(shí)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(duì)中空和高空域內(nèi)的基準(zhǔn)狀態(tài)點(diǎn)A和C設(shè)計(jì)了PID控制器。 對(duì)于階躍響應(yīng)信號(hào)而言，我們?cè)谶@里還有兩點(diǎn)需要補(bǔ)充說明一下: (l)為了便于對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)一的比較，對(duì)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(hào)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=.圖47 K=3)根據(jù)利用表33給出的衰減曲線法整定計(jì)算公式，求 圖48 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（E點(diǎn)）從圖中可知，其超調(diào)量。2)待系統(tǒng)穩(wěn)定后，做設(shè)定值階躍擾動(dòng)，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(shí)間為最大值。在整個(gè)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(hào)為。 在本文中。為此，我們選取，%。此后，隨著的增加，阻尼比開始減小，自然頻率增高，最終將導(dǎo)致系統(tǒng)品質(zhì)顯著惡化。其中根軌跡增益即為我們所要確定的阻尼回路參數(shù)。 圖43 俯仰角控制系統(tǒng)PID控制結(jié)構(gòu)圖（高高空E點(diǎn)） 圖中，表示升降舵回路傳遞函數(shù)，表示升降舵通道的洗出網(wǎng)絡(luò)。另外，我們還可以看到，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(gè)正根。 下面，我們以某無(wú)人機(jī)在高高空某一狀態(tài)點(diǎn)E(H=17194m，V=)為例，說明無(wú)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(duì)于無(wú)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，當(dāng)我們采用常規(guī)PID控制策略時(shí)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(shí)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(jì)算實(shí)現(xiàn)，其中，可在軟件中根據(jù)CPU的計(jì)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(hào)也就越近似于微分信號(hào)。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(shí) (43) 42 控制角控制系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)圖 在實(shí)際工程中，微分環(huán)節(jié)通常用一個(gè)高通濾波器來實(shí)現(xiàn)，我們通過選擇適當(dāng)?shù)闹?，就可以獲得相應(yīng)的相位超前信號(hào)。 這樣。 圖41 俯仰角控制系統(tǒng)原理結(jié)構(gòu)框圖 圖中，在阻尼回路中還包括了一個(gè)洗出網(wǎng)絡(luò)，如果沒有這個(gè)洗出網(wǎng)絡(luò)，當(dāng)操縱飛機(jī)做穩(wěn)態(tài)拉齊的機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，阻尼器輸出的穩(wěn)態(tài)就會(huì)成為阻礙因素，而使這種機(jī)動(dòng)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(wú)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(wú)人機(jī)長(zhǎng)周期模態(tài)的阻尼特性。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。基于上述這些特性，俯仰姿態(tài)保持本省其實(shí)并不是十分重要，但它卻是飛控系統(tǒng)中高度保持、自動(dòng)著陸等其它模態(tài)的內(nèi)回路。其功用就是:當(dāng)飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)需要(