【正文】 多的典型狀態(tài)點作為設(shè)計控制器的基準點。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)的基準狀態(tài)點， G 點為針對橫側(cè)向系統(tǒng)的基準狀態(tài)點。 表 41不同空域內(nèi)無人機典型狀態(tài)點一覽表 空域 狀 態(tài) 點 高 度（ m） 速 度（ Ma） 中 空 4722 B 3644 高 空 12249 D 12127 高 高 空 17194 17858 F 17505 上表中列出了我們在后面進行無人機飛行控制律設(shè)計和仿真時將要用到的所有狀態(tài)點的信息，表格中帶星號的點即表示我們設(shè)計控制器時所選取的基準狀態(tài)點。 由于無人機的動態(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，然后分別針對每個不同的區(qū)域設(shè)計參數(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。然后，再考慮系統(tǒng)的非線性因素，對參數(shù)重新進行調(diào)整。針對橫側(cè)向系統(tǒng)，則無人機飛行控制系統(tǒng)仿真研究 21 先研究了傾斜姿態(tài)保持 /控制模態(tài)控制律的設(shè)計，然后對航向保持 /控制模態(tài)下控制律的設(shè)計問題進行了探討。考慮到控制角運動是控制軌跡運動的基礎(chǔ)，我們在具體設(shè)計飛行控制律時也應(yīng)該先從控制角運動入手，首先保證角運動控制回路的性能，然后在此基礎(chǔ)上進行軌跡運動控制回路的設(shè)計。橫側(cè)向控制通道可以穩(wěn)定與控制無人機的航向角、滾轉(zhuǎn)角和偏航距離等。 為了便于飛控系統(tǒng)的設(shè)計，我們根據(jù)無人機沿縱向平面的對稱性，通?？梢詫?飛行控制在一定條件下分為相對獨立的縱向控制通道和橫側(cè)向控制通道。 一般來說，無人機的飛控系統(tǒng)通常包括俯仰、航向和橫滾三個控制通道 (有的系統(tǒng)只包括俯仰通道和橫滾通道 )，每個通道都由一個控制面來控制。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現(xiàn)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)。同時，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現(xiàn)代高空高速無人機自身阻尼的不足，從而改善其姿態(tài)運動的穩(wěn)定性。 通常而言，我們要想控制飛機的運動必須首先考慮控制它的角運動，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。 飛控系統(tǒng)設(shè)計的基本思路 常規(guī)無人機的飛行控制系統(tǒng)是一個多通道控制系統(tǒng)，即多輸入多輸出的控制系統(tǒng)。在本文的飛控系統(tǒng)設(shè)計和仿真中，我們 均采用了硬反饋式的舵回路，其傳遞函數(shù)為： 陜西科技大學畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 20 （ 41） 式中 和 分別稱為靜態(tài)增益和時間常數(shù)。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。 舵回路 (伺服系統(tǒng) )是以舵機為執(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)。 飛控計算機是整個無人機機載飛控系統(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、運算和處理之后，輸出指令給伺服執(zhí)行機構(gòu)即舵機系統(tǒng)，控制操縱無人機的舵面、發(fā)動機的風門和前輪，以控制無人機的飛行或地面滑跑。在本文中，如果沒有特殊說明，我們所提到的無人機的飛行控制系統(tǒng)均指的是它的機載部分，或者更具體的說主要是針對它的自動駕駛儀部分 。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)。為簡單起見，我們可以假定有某種線性關(guān)系，記作 ，這樣我們就可以得出一族解為： ，且 的值則可以通過下式得到： 在本文后面的飛行控制律的設(shè)計中，我們將采用這種方法對常規(guī) PID參數(shù)進行整定 ，并以此作為智能 PID控制器參數(shù)初始值的依據(jù)。 首先，我們定義 ,且 ，其中 為期望的相角裕度，這樣就可以得到： (） 式中為指定的頻率點。例如，將其中一個點移動到只有幅值為 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。先將閉環(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)的實驗直至出現(xiàn) 4： 1的衰減振蕩，此時的比例度記為 ，振蕩周期記為 ，其中 為到 的時間 (如圖 31所示 )，上升時間記為 。采用臨界比例度法時，系統(tǒng)需得到臨界振蕩的條件是系統(tǒng)必須是 3階或 3 階以上的 。 表 31反應(yīng)曲線法 PID參數(shù)整定表 (2)臨界比例度法 該方法適用于己知對象傳函的場合。 (1)反應(yīng)曲線法 該方法適用于對象傳函可近似為 的場合。 ziegerNiehols 整定方法 該整定方法基于穩(wěn)定性的分析。這些方法主要包括：改進的 Ziegle Nichols方法、預(yù)測性 PI 控制器算法、相角，幅值裕度設(shè)定方法、最優(yōu) PID 控制器設(shè)計方法和基于靈敏度的設(shè)計方法等等。 從上述的分析可以看到，在 PID參數(shù)的整定過程中，往往 會遇到系統(tǒng)的穩(wěn)定性和 陜西科技大學畢業(yè)論文（設(shè)計說明書） 16 系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)、動態(tài)性能之間的矛盾，最后只能在三者之間取一個折衷，很難滿足高精 度、高性能的要求。 (3)微分作用 微分調(diào)節(jié) 的主要作用是克服大慣性時間常數(shù)的影響，引入微分相當子給系統(tǒng)引入一個動態(tài)阻尼，增大 T,能夠減小系統(tǒng)的超調(diào)量，但系統(tǒng)的調(diào)節(jié)時間會因此而變大。 (2)積分作用 積分調(diào)節(jié)與系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度密 切相關(guān)，加入積分能消除系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差，提高系統(tǒng)的跟蹤精度，但過大的積分作用會造成系統(tǒng)的超調(diào)。對于系統(tǒng)的穩(wěn)定性來說，總體的趨勢是由強到弱。 比例 、積分和微分對系統(tǒng)的性能分別產(chǎn)生不同的影響，其具體作用如下所示 : (1) 比例作用 PID 控制器的穩(wěn)定性、超調(diào)量、響應(yīng)速度等動態(tài)指標主要取決于比例系數(shù) 的大小 , 由小到大變化時，系統(tǒng)的響應(yīng)速度加快 。其輸入e(t)與輸出 u(t)的關(guān)系為 : 式中 K。與常規(guī) PID控制相比，智能 PID控制通常具有不 依賴系統(tǒng)精確數(shù)學模型的特點，而且對系統(tǒng)的參數(shù)變化也具有較強的魯棒性。 智能控制所研究的內(nèi)容是很廣泛的，通常包括基于知識推理專家控制、基于規(guī) 則無人機飛行控制系統(tǒng)仿真研究 15 的自學習控制、基于聯(lián)結(jié)機制的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、基于模糊邏輯的智能控制和仿人智能控制等。 智能控制 (IntelligentC ontrol)是一門新興的理論和技術(shù)，它是一門交叉學科，是自動控制、運籌學和人工智能的結(jié)合物。在噪聲、負載擾動等因素的影響下，被控對象的參數(shù)甚至模型結(jié)構(gòu)均會隨時間和周圍環(huán)境的變化而變化。 PID 控制中一個關(guān)鍵的問題便是 PID參數(shù)的整定。 3 控制系統(tǒng)理論基礎(chǔ) PID 控制是最早發(fā)展起來的控制策略之一，由于其算法簡單、魯棒性強以及可靠 性高等特點，在實際的控制系統(tǒng)中得到了較為廣泛的應(yīng)用。這里，我們要指出的是，不管是前蘇聯(lián)體制還是英美體制，都只是對相同模型的不同表述方式，其具體差異主要 體現(xiàn)在所定義坐標系以及各參數(shù)符號的不同，這兩種體制間的相互轉(zhuǎn)換可參見文獻 [171。對于大角度機動飛行而言則必須沿用完整 的非線 性方程，并且不能忽略縱向通道與橫側(cè)向通道之 fHl的禍合作用 。 (b)由子我們所考慮的基準運動是對稱運動，所以橫側(cè)向變量的偏差量就等于該變量 本身 ，因此可以不必使用前置符號 Aa (c)線性化狀態(tài)方程必須滿足一定的理想條件。己知狀態(tài)方程的表達式為，則對于縱向運動而言 : 無人機飛行控制系統(tǒng)仿真研究 13 對于橫側(cè)向向運動而言 : 于是，無人機縱向運動與橫側(cè)向運動的狀態(tài)方程就分別如式 ()和式 () 所示： 上面所得到的無人機線性化狀態(tài)方程可以作為我們進行控制器設(shè)計 和仿真的基礎(chǔ)，本文所做的一些仿真研究都是在此基礎(chǔ)上建立起來的。因事實上，即使基準運動是 非定常的，只要運動參數(shù)變化不是很劇烈，在一段時間內(nèi)我們?nèi)钥山普J為這些系數(shù) 是常數(shù)，這種處理方法稱之為系數(shù)凍結(jié)法。對于非線性系統(tǒng)的這種小擾動工作方式 ，我們可以對其運動方程在工作點附近進行泰勒展開，忽略偏差量的二次及更高次項，再減去基準工作點處的運動方程，即可得到線性化的小擾動增量方程。一般 而 言 ，小擾動線性化是相對于某基準工作點進行的，即把系統(tǒng)的運動分解為基準運動和擾動運動。通過限制各個變量的數(shù)值大小或假設(shè)它們同特定的工作狀態(tài)偏移很小，我們可以對無人機的運動方程進行線性化。 無人機運動方程的線性化 前面所介紹的關(guān)于無人機的非線性數(shù)學模型主要用于計算機仿真和驗證飛行控制系統(tǒng)的性能。 (5)在以設(shè)置好的輸入輸出和配平點下線性化模型。 (4)以預(yù)估的初始值和機體運動參數(shù)為起點，計算在體軸系下的合外力和合外力矩，并代入平衡方程組中，進行迭代求解得到一組新的配平值。例如，飛行速度，旋翼轉(zhuǎn)速，高度等。進行配平線性化的主要步驟如下： (l)樣例機原始數(shù)據(jù)的準備，主要包括以下基本參數(shù)： (包括主機翼，平尾，垂尾及各部件的動力學參數(shù) )相關(guān)的幾何尺寸、特征長度和特征面積等； B.整機，例如質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量等 ，例如升力曲線斜率、型阻系數(shù)等； ，例如大氣密度、重力加速度等。本文采用基于 simulink 非線性模型進行配平。并不是所有的配平都要求達到絕對的平衡，除了合力矩為零條件必須滿足外，根據(jù)不同的飛行狀態(tài)允許存在加速度。由馬赫數(shù)、高度得到總速，進而由攻角和側(cè)滑角得到氣流軸系的速度，也即無風條件下的地速；由馬赫數(shù)、高度和姿態(tài)角還可插值得到各動導數(shù)，從而得到氣動力和氣動力矩，在無動力飛行的情況下即為總的力和矩，再由慣性 矩和慣性積即可推得角加速度。 無人機平衡點的配平 配平的最終目的是為了給線性化提供一個基準飛行狀態(tài)，通過調(diào)整舵偏度使力和力矩平衡，即使加速度和角加速度為零。除此之外，線性化的無人機運動方程也更適合于以成熟的線性系統(tǒng)控制理論為基礎(chǔ)的飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計。 無人機數(shù)學模型的配平及線性化 無人機六自由度模型的力方程組和力矩方程組中均存 在著非線性關(guān)系，同時方程組中力和力矩與運動參數(shù)密切相關(guān)，因此，在一般情況下求取無人機運動方程的解析解是非常困難的，只能借助于計算機求取數(shù)值解。一旦參數(shù)確定之后，我們就可以通過較精確的全通運動的計算或通過實物模擬與試飛來加以考驗。一般來講，在略去發(fā)動機引起的陀螺力矩時縱向運動無人機飛行控制系統(tǒng)仿真研究 11 對側(cè)向運動影響較小，而側(cè)向運動對縱向運動的影響較大。 無人機這樣一個被控對象之所以能分為兩種運動，主要是因為它有一個對稱平面 ox,Y的緣故。 其余的方程式，描述的運動是在通過飛機縱軸的 平 面 (對稱平面 )內(nèi)進行的，叫縱向運動。由于這些方程式描述的運動是圍繞飛機橫側(cè)方向 (側(cè)移、滾動和偏航 )而進行的。它們的二次方及乘積可以略去不記。然后假定所有運動參數(shù)對某一穩(wěn)定飛行狀態(tài)的變化極其微小。根據(jù)機體坐標系和速度坐標系之 1A 的關(guān)系，我們可以得到機體坐標系下的速度 : 無人機六自由度全面運動方程式的簡化處理 采用微擾動法對這些非線性的方程進行線性化。 I)一 ()中的 分別表示作用在無人機上的合力在各機體 于是 這里還需要說明一點的是，在實際應(yīng)用中我們往往不把機體軸上的速度分量 Y39。另一部分則是通過坐標變換關(guān)系得出的運動學方程組 (此時將無人機看作質(zhì)點 )，確定出無人機相對于地面坐標系的位置向量和速度向璧。因此飛機的輸入輸出的關(guān)系可表示如圖： 24 無人機的輸入輸出的關(guān)系 前蘇聯(lián)體制下無人機的非線性運動方程組 無人機六自由度運動方程式的建立 基于飛機運動剛體性的假設(shè)，我們就可以推導出飛機的一般數(shù)學模型為一組提階的非線性微分方程組 (推導過程將在附錄 A中給出 )，這組方程同樣適用于我們所研究的