【正文】 不同，因此，在某型無(wú)人機(jī)的仿真過(guò)程中，需要通過(guò)姿態(tài)控制模態(tài)和高度控制模態(tài)實(shí)現(xiàn)。利用飛行軟件和地面測(cè)控系統(tǒng)對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行地面綜合測(cè)試。(3) 飛行仿真：本試驗(yàn)進(jìn)行雙機(jī)仿真，雙機(jī)仿真每5毫秒向飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送控制信號(hào)。(1) 數(shù)據(jù)加載：數(shù)據(jù)加載包括向飛控計(jì)算機(jī)加載參數(shù)和從飛控計(jì)算機(jī)讀取參數(shù)，這些參數(shù)主要有飛行控制律中PID控制參數(shù)以及航路信息。仿真程序是以VC＋＋[18]為編譯器進(jìn)行開(kāi)發(fā)的，以雙機(jī)仿真為此次研究的仿真模式，界面上的顯示包括兩個(gè)部分：參數(shù)顯示和控制按鈕。這樣，整個(gè)無(wú)人機(jī)仿真系統(tǒng)就將真實(shí)的控制器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和傳感器包括進(jìn)回路，以進(jìn)行半實(shí)物仿真試驗(yàn)。再次，飛控計(jì)算機(jī)把測(cè)控計(jì)算機(jī)給定的控制指令，以及從大氣數(shù)據(jù)模擬器送出的飛行速度信號(hào)，按在其中設(shè)定的控制規(guī)律進(jìn)行閉環(huán)反饋控制，進(jìn)行無(wú)人機(jī)飛行控制。本章將在第二章的基礎(chǔ)上對(duì)飛行控制地面仿真試驗(yàn)進(jìn)行構(gòu)造，設(shè)計(jì)某型無(wú)人機(jī)雙機(jī)仿真試驗(yàn)以及對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行分析。 本章小結(jié)在本章中，首先運(yùn)用相關(guān)控制理論簡(jiǎn)單地對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行了飛行控制規(guī)律和邏輯的設(shè)計(jì)；然后建立了某型無(wú)人機(jī)的小偏差動(dòng)力學(xué)模型，并根據(jù)仿真目的與要求，確定了相關(guān)模型參數(shù)，為后續(xù)的某型無(wú)人機(jī)飛行控制地面仿真試驗(yàn)的設(shè)計(jì)與構(gòu)造奠定了基礎(chǔ)。以副翼偏轉(zhuǎn)增量為控制輸入，滾轉(zhuǎn)角速度增量為輸出的傳遞函數(shù)[16]，即 （33）以油門(mén)桿增量為控制輸入，飛行速度增量為輸出的傳遞函數(shù)[16]，即 （34）以方向舵偏轉(zhuǎn)增量為控制輸入，偏航角速度增量為輸出的傳遞函數(shù)[16]，即 （35）。 高度控制通道的結(jié)構(gòu)圖在某型無(wú)人機(jī)仿真時(shí)，取模型數(shù)據(jù)。 高度控制通道然后建立的是高度控制通道的簡(jiǎn)化傳遞函數(shù)式。以升降舵偏轉(zhuǎn)增量為控制輸入，俯仰角速度增量為輸出的傳遞函數(shù) [16]，即 （31）。利用已完成的無(wú)人機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)分析以及無(wú)人機(jī)各通道控制律設(shè)計(jì)，并且在無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)方程解耦分組和線性化的基礎(chǔ)上可以得出下面的簡(jiǎn)化無(wú)人機(jī)小偏差動(dòng)力學(xué)模型。 無(wú)人機(jī)的簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型控制回路仿真需要對(duì)被控對(duì)象建立簡(jiǎn)單數(shù)學(xué)模型。側(cè)向的偏差一般通過(guò)飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的方式來(lái)修正。側(cè)向偏離自動(dòng)控制和高度自動(dòng)控制在原理上有許多相似之處。實(shí)際上就是將航向信號(hào)的偏差積分加入航向控制的控制律中，積分的引入是為了提高控制穩(wěn)態(tài)精度，精確的定位航向。 航向保持和高度控制一樣，航向控制仍會(huì)存在一定的航向靜態(tài)誤差。 H 高度、速率與俯仰角的關(guān)系 航向控制航向控制，仍然是比例控制，將當(dāng)前航向和給定航向的偏差異號(hào)后引入方向舵，從而引起飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)，導(dǎo)致飛機(jī)的航線發(fā)生變化。積分信號(hào)的引入，可能會(huì)引起系統(tǒng)的不穩(wěn)定，所以在積分信號(hào)要加以限幅，并使在一定的范圍內(nèi)時(shí)才引入積分信號(hào)。按照上述高度控制規(guī)律控制無(wú)人機(jī)的高度，會(huì)存在一定的高度靜態(tài)誤差。為便于轉(zhuǎn)換飛行狀態(tài)，設(shè)計(jì)高度控制系統(tǒng)通常不改變已設(shè)計(jì)完成的姿態(tài)控制系統(tǒng)。同時(shí)由于燃油不斷的消耗，無(wú)人機(jī)本身的重量不斷的減輕，使無(wú)人機(jī)升力增加，同樣引起高度的漂移。因飛機(jī)受縱向常值干擾力矩時(shí)，硬反饋式舵回路角穩(wěn)定系統(tǒng)，存在俯仰角及航跡傾斜角靜差，不能保持高度。為了消除側(cè)滑角，引入側(cè)滑角反饋，由于側(cè)滑角信號(hào)難以直接獲得，一般用側(cè)向加速度計(jì)間接測(cè)量。由于飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)將有很大的側(cè)滑，機(jī)動(dòng)性降低。俯仰角的姿態(tài)控制采用比例控制，直接將給定俯仰角的偏差送到舵面。根據(jù)對(duì)無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)特性的初步分析，以及無(wú)人機(jī)為完成飛行任務(wù)而設(shè)置的控制模態(tài)的要求，該無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)采用的基本控制規(guī)律如下： 俯仰與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制是無(wú)人機(jī)中最基本的、也是最重要的控制，它實(shí)際上是增穩(wěn)控制和姿態(tài)控制。本章以基本控制規(guī)律為基礎(chǔ)，建立了無(wú)人機(jī)的簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型[15]。第三章 某型無(wú)人機(jī)的簡(jiǎn)單模型無(wú)人機(jī)的數(shù)學(xué)模型是研究其運(yùn)動(dòng)特性和控制效果的主要依據(jù)之一，無(wú)人機(jī)的數(shù)學(xué)建模是地面仿真試驗(yàn)的基礎(chǔ)性工作。地面測(cè)控臺(tái)傳遞信息給飛控計(jì)算機(jī)，先操縱仿真計(jì)算機(jī)中的無(wú)人機(jī)模型飛行，同時(shí)飛控計(jì)算機(jī)把仿真計(jì)算機(jī)傳遞過(guò)來(lái)的無(wú)人機(jī)的各種姿態(tài)信息以及其他信息反饋到地面站上，實(shí)現(xiàn)地面遙測(cè)處理的過(guò)程。綜合各方因素及工程經(jīng)驗(yàn)，半實(shí)物仿真選擇步長(zhǎng)為5ms，可以保證計(jì)算機(jī)在一個(gè)周期內(nèi)完成A/D采樣、四次狀態(tài)方程計(jì)算、D/A轉(zhuǎn)換以及直接數(shù)據(jù)輸入/輸出等計(jì)算工作量。承擔(dān)的主要任務(wù)是接受飛行控制量輸入信號(hào)，進(jìn)行無(wú)人機(jī)簡(jiǎn)單動(dòng)力學(xué)方程求解，并將仿真結(jié)果實(shí)時(shí)地傳輸給其他設(shè)備。飛行控制系統(tǒng)的功能決定了它需要進(jìn)行大量復(fù)雜的數(shù)據(jù)處理與數(shù)學(xué)運(yùn)算，本系統(tǒng)選用DSP TMS320F2833微控制器，能滿足無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)高速運(yùn)算處理、多輸入、多輸出、功能全、工作溫度變化大等要求。姿態(tài)角信號(hào)角速度、角加速度信號(hào)航向信號(hào)GPS信號(hào)測(cè)控計(jì)算機(jī)仿真計(jì)算機(jī)（無(wú)人機(jī)簡(jiǎn)單動(dòng)力學(xué)模型、傳感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單數(shù)學(xué)模型）飛 控計(jì) 算 機(jī)操縱桿油門(mén)桿地面測(cè)測(cè)臺(tái) 無(wú)人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖（1）飛控計(jì)算機(jī)飛控計(jì)算機(jī)是無(wú)人機(jī)的中央控制單元，里面主要是飛行控制規(guī)律與邏輯的實(shí)現(xiàn)及設(shè)計(jì)。本次試驗(yàn)的無(wú)人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)主要由飛控計(jì)算機(jī)、仿真計(jì)算機(jī)、地面測(cè)控臺(tái)三大部分組成。另一方面，在半實(shí)物仿真中，可重復(fù)的仿真條件還可以驗(yàn)證數(shù)據(jù)的可靠性、可用性和可維護(hù)性。半實(shí)物仿真將包括控制器、傳感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)等主要部件置于回路中對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行仿真，填補(bǔ)了全數(shù)字仿真與實(shí)際外場(chǎng)試驗(yàn)之間的空檔。（4）如果在外場(chǎng)飛行試驗(yàn)中發(fā)生故障，可以在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)通過(guò)仿真試驗(yàn)對(duì)外場(chǎng)故障進(jìn)行復(fù)現(xiàn)，分析事故原因，提出相應(yīng)的解決方案，再進(jìn)行仿真驗(yàn)證。（2）在飛行控制系統(tǒng)控制規(guī)律設(shè)計(jì)過(guò)程中，進(jìn)行姿態(tài)控制、高度控制和航向控制等過(guò)程的仿真試驗(yàn)。仿真試驗(yàn)是飛行控制系統(tǒng)研制的重要階段，通過(guò)在地面全面檢驗(yàn)和驗(yàn)證飛行控制系統(tǒng)，綜合測(cè)試其性能指標(biāo)，為實(shí)際試飛提供可靠性保證。盡可能地找出在設(shè)計(jì)過(guò)程中存在的不足和缺陷，檢測(cè)它的飛行任務(wù)邏輯和任務(wù)，最后才能進(jìn)行整機(jī)外場(chǎng)試飛試驗(yàn)，做最終的控制參數(shù)整定。第二章 無(wú)人機(jī)飛控地面仿真系統(tǒng)無(wú)人機(jī)是一個(gè)具有較多特性未知的復(fù)雜的被控對(duì)象，在工程上按解析的方法設(shè)計(jì)的控制規(guī)律，如果直接在真實(shí)的環(huán)境下進(jìn)行試驗(yàn)，這將是非常危險(xiǎn)的。第四章在無(wú)人機(jī)簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上構(gòu)造了半實(shí)物仿真系統(tǒng)，重點(diǎn)設(shè)計(jì)了雙機(jī)仿真試驗(yàn)，并且對(duì)仿真過(guò)程及結(jié)果進(jìn)行了評(píng)估。第二章首先介紹了本次仿真試驗(yàn)的目的和要求，說(shuō)明了仿真的任務(wù)；然后搭建了某型無(wú)人機(jī)半實(shí)物仿真系統(tǒng)，介紹了所采用的各個(gè)組成部件。 本文的研究背景及內(nèi)容安排本次課題依托省部級(jí)項(xiàng)目，