無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究(陜西科技大學(xué))論文正文

1、23無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)仿真研究無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型無人機(jī)是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機(jī)?？煞磸?fù)使用多次，廣泛用于空中偵察、監(jiān)視、通信、反潛和電子干擾等。因此研究無人機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)具有重要意義。要研究無人機(jī)動力學(xué)模型的姿態(tài)仿真，首先必須建立飛機(jī)的數(shù)學(xué)模型。在忽略機(jī)體震動和變形的條件下，飛機(jī)的運(yùn)動可以看成包含六個自由度的剛體運(yùn)動，其中包含繞三個軸的三種轉(zhuǎn)動（滾動、俯仰與偏航）和沿三個軸的線運(yùn)動。為了確切的描述飛機(jī)的運(yùn)動狀態(tài)，必須選擇合適的坐標(biāo)系。1.1常用坐標(biāo)系1.1.1地面坐標(biāo)系 地面坐標(biāo)系是與地球固連的坐標(biāo)系。原點(diǎn)A固定在地面的某點(diǎn)，鉛垂軸向上為正，縱軸與橫軸為水平面內(nèi)

2、互相垂直的兩軸。見圖1-1。 圖1-1 地面坐標(biāo)系1.1.2機(jī)體坐標(biāo)系 機(jī)體坐標(biāo)系原點(diǎn)在機(jī)的重心上,縱軸在飛機(jī)對稱平面內(nèi)，平行于翼弦，指向機(jī)頭為正；立軸也在飛機(jī)對稱平面內(nèi)并垂直于，指向座艙蓋為正；橫軸與平面垂直，指向右翼為正，見圖1-2。 圖1-2 機(jī)體坐標(biāo)系1.1.3速度坐標(biāo)系 速度坐標(biāo)系原點(diǎn)也在飛機(jī)的重心上，但軸與飛機(jī)速度向量V重合；也在對稱平面內(nèi)并垂直于，指向座艙蓋為正；垂直于平面，指向右翼為正，見圖2-3。 圖1-3 速度坐標(biāo)系1.2飛機(jī)的常用運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)就是完整地描述飛機(jī)在空中飛行所需要的變量，只要這些參數(shù)確定了，飛機(jī)的運(yùn)動也就唯一地確定了。因此，飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)也是飛機(jī)控制

3、系統(tǒng)中的被控量。被控量包括俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角、仰角、側(cè)滑角、航跡傾斜角，航跡偏轉(zhuǎn)角；同時利用副翼、方向舵、升降舵及油門桿來進(jìn)行對飛機(jī)的控制。這些稱為無人機(jī)飛控系統(tǒng)中的控制量。1.3.1 無人機(jī)六自由度運(yùn)動方程式的建立 基于飛機(jī)運(yùn)動剛體性的假設(shè)，我們就可以推導(dǎo)出飛機(jī)的一般數(shù)學(xué)模型為一組非線性微分方程組。根據(jù)牛頓定律，其運(yùn)動方程應(yīng)由兩部分組成:一部分是以牛頓第二定律(動力定律)為基礎(chǔ)的動力學(xué)方程組，由此解得無人機(jī)相對于機(jī)體坐標(biāo)系的角度向量和角速度向量;另一部分則是通過坐標(biāo)變換關(guān)系得出的運(yùn)動學(xué)方程組確定出無人機(jī)相對于地面坐標(biāo)系的位置向量和速度向量。根據(jù)牛頓第二定律F=ma可以列出無人機(jī)三軸力的動

4、力學(xué)方程組： 按建立的力矩方程組為：通過坐標(biāo)變換可以得出無人機(jī)的運(yùn)動學(xué)方程組。根據(jù)無人機(jī)三個姿態(tài)角的關(guān)系： 2.3.2 無人機(jī)六自由度全面運(yùn)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(jìn)行線性化。假定所有運(yùn)動參數(shù)對某一穩(wěn)定飛行狀態(tài)的變化極其微小。 都是微量。它們的二次方及乘積可以略去不記。這些角度的正切與正弦看成與這些角度的弧度數(shù)相等，而它們的余弦近似看成上。 因此，十二個一階微分方程組可以化為: 關(guān)于各方程式是互相密切聯(lián)系著的。由于這些方程式描述的運(yùn)動是圍繞飛機(jī)橫側(cè)方向(側(cè)移、滾動和偏航)而進(jìn)行的。 因此 這些方程描述的運(yùn)動叫側(cè)向運(yùn)動。 其余的方程式，描述的運(yùn)動是在通過飛機(jī)縱軸的平 面

5、(對稱平面)內(nèi)進(jìn)行的，叫縱向運(yùn)動。這樣，我們就可以把無人機(jī)的運(yùn)動方程分成縱向運(yùn)動方程組和側(cè)向運(yùn)動方程組來討論，從而給我們研究無人機(jī)的運(yùn)動規(guī)律帶來了極大的方便。 無人機(jī)運(yùn)動方程的狀態(tài)空間表達(dá)式 根據(jù)前面所介紹到的小擾動線性化方法，以無人機(jī)的恒速、定高、直線和無側(cè)滑的飛行作為基準(zhǔn)運(yùn)動，即可得到無人機(jī)縱向與橫側(cè)向運(yùn)動的線性化方程式，經(jīng)適當(dāng)整理后我們就可以得到其運(yùn)動方程的狀態(tài)空間表達(dá)式。己知狀態(tài)方程的表達(dá)式為，則對于縱向運(yùn)動而言: 對于橫側(cè)向向運(yùn)動而言: 于是，無人機(jī)縱向運(yùn)動與橫側(cè)向運(yùn)動的狀態(tài)方程就分別如式(2.32)和式(2.33)所示： 3控制系統(tǒng)理論基礎(chǔ) 3.1引言 PID 控制是最早發(fā)展起來的

6、控制策略之一，由于其算法簡單、以及可靠性高等特點(diǎn)，在實(shí)際的控制系統(tǒng)中得到了較為廣泛的應(yīng)用。但是隨著工業(yè)生產(chǎn)的發(fā)展，控制系統(tǒng)變得越來越復(fù)雜，采用常規(guī)的PID控制技術(shù)已不能達(dá)到理想的控制效果。近年來，人們把智能控制與常規(guī)PID控制結(jié)合起來，形成所謂的智能PID控制。3.2 常規(guī)PID控制 常規(guī)的PID控制由比例單元(P)、積分單元(1)和微分單元(D)三部分組成。其輸入e(t)與輸出u(t)的關(guān)系為: 式中K。為比例增益，T為積分時間常數(shù)，Tt為微分時間常數(shù)，U(t)為控制量!e(t)為被控量y(t)和設(shè)定值r(1)的偏差，e(t)= r (t)-Y (t). 比例 、積分和微分對系統(tǒng)的性能分別產(chǎn)

7、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(biāo)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;系統(tǒng)的超調(diào)量由沒有到有，由小變大;對于系統(tǒng)的穩(wěn)定性來說，總體的趨勢是由強(qiáng)到弱。為了兼顧系統(tǒng)的穩(wěn)定性和動態(tài)性能，應(yīng)取合適的比例系數(shù)。 (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)。同時積分的引入會給系統(tǒng)帶來相角滯后，從而產(chǎn)生超調(diào)甚至，引起積分的飽和作用，不利于系統(tǒng)的響應(yīng)品質(zhì)。 (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

8、分相當(dāng)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。在復(fù)雜的實(shí)際環(huán)境中，山于環(huán)境噪聲的污染，微分往往會放大系統(tǒng)的噪聲，使得系統(tǒng)對抗干擾能力減弱。 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。 3.3 PID控制器參數(shù)的常用整定方法(2)臨界比例度法該方法適用于己知對象傳函的場合。首先將調(diào)節(jié)系統(tǒng)中調(diào)節(jié)器置成比例狀態(tài)，然后把比例度 (即的倒數(shù))由大逐漸變小，直至出現(xiàn)等幅振蕩,此時比例度稱臨界比例度，相應(yīng)的振蕩周期稱臨界振蕩周期，PID參數(shù)整

9、定的經(jīng)驗(yàn)公式如表3.2所示。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3-2 臨界比例度法PID參數(shù)整定表 3.3.2 衰減曲線整定法 該方法是根據(jù)衰減頻率特性來整定PID控制器參數(shù)的。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(shí)驗(yàn)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3-1所示)，上升時間記為。具體得參數(shù)整定規(guī)則如表3-3所 圖3-1 衰減響應(yīng)曲線 表3-3衰減曲線法PID參數(shù)整定表3無人機(jī)縱向系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與仿真 3.1飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分析從硬件上來看，無人機(jī)的飛控系統(tǒng)是由飛控計(jì)算

10、機(jī)、測定裝置及伺服裝置三部分組成的。飛控計(jì)算機(jī)是整個無人機(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)。 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。伺服系統(tǒng)是以舵機(jī)為執(zhí)行元件的隨動系統(tǒng)，它是影響飛控系統(tǒng)帶寬的主要環(huán)節(jié)。3.2飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基本思路一般來說，無人機(jī)的飛控系統(tǒng)通常包括俯仰、航向和橫滾三個控制通道，每個通道都由一

11、個控制面來控制。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飛控系統(tǒng)的性能?？紤]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

12、此基礎(chǔ)上進(jìn)行軌跡運(yùn)動控制回路的設(shè)計(jì)。針對縱向系統(tǒng)，首先研究無人機(jī)俯仰姿態(tài)控制律的設(shè)計(jì)，然后再研究其高度保持控制律的設(shè)計(jì)問題。3.2俯仰姿態(tài)保持控制律的設(shè)計(jì)與仿真3.2.1俯仰角控制率的設(shè)計(jì)（1）控制結(jié)構(gòu) 整個俯仰角控制系統(tǒng)的原理結(jié)構(gòu)如圖所示。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。其中內(nèi)回路中的俯仰角速率信號由俯仰角速率陀螺提供；外回路中的俯仰角信號由垂直陀螺提供。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

13、模態(tài)的阻尼特性。 通常，我們還在需要加入俯仰速率先付以限制過載；在俯仰角指令入口處，要加上俯仰角限幅；如引入俯仰角加速度的話，還可以達(dá)到提高系統(tǒng)穩(wěn)定性的目的。 圖4-1 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。洗出網(wǎng)絡(luò)的作用就是在飛機(jī)穩(wěn)態(tài)拉起時或等高盤旋時（因此存在一個穩(wěn)態(tài)的分量），阻尼器信號除掉。 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。圖中，為給定的指令信號，為垂直陀螺所測得的俯仰角信號，為俯仰角速率陀螺所測得的俯仰角速率信號信

14、。因此，其控制律可以表示成: (4-2)當(dāng)我們采用常規(guī)PID,控制結(jié)構(gòu)時 (4-3) 4-2 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。從頻率特性來看，高通網(wǎng)絡(luò)是一個阻低頻通高頻的網(wǎng)絡(luò)，同時它也是一個能提供相位超前的網(wǎng)絡(luò)，因此，我們就可以把高通濾波器看成是一個微分網(wǎng)絡(luò)。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。我們在后面的無人機(jī)縱向飛行控制律的仿真中，一律取。 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。由于積分是一個連續(xù)累加的過程，

15、所以信號的積分值可能會達(dá)到一個很大的值，這會給系統(tǒng)帶來意想不到的結(jié)果。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。另一方面，當(dāng)被積信號開始減小時，如果積分值很大的話，則需要花很長時間才能使其降到正常值，我們一般把這種現(xiàn)象稱之為積分飽和。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;另一個可行的方法是限制積分的累加，當(dāng)積分值達(dá)到某一個值時就恒等于當(dāng)前值，即所謂的積分限幅。因此，當(dāng)我們采用常規(guī)PID控制策略時尤其要注意采取必要

16、的措施防止積分飽和現(xiàn)象的發(fā)生。(2)控制律參數(shù)的選取 本章中，無人機(jī)的縱向運(yùn)動都是通過升降舵來完成自動控制的，因此，我們可以將其縱向運(yùn)動的自動控制系統(tǒng)看成是一個單通道，這樣就便于我們運(yùn)用相關(guān)經(jīng)典控制的理論對系統(tǒng)進(jìn)行分析和設(shè)計(jì)。 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。一般來講，選擇這些參數(shù)主要有兩種方法:第一種方法是綜合考慮所有回路中的參數(shù)，一次選定;另一種方法則是從最內(nèi)層開始分部選取。本文中，我們將采用后一種方法,即先設(shè)計(jì)阻尼回路，確定參數(shù)，然后以此為基礎(chǔ)設(shè)計(jì)姿態(tài)角控

17、制回路，進(jìn)而確定PID參數(shù)的值。 下面，我們以某無人機(jī)在高高空某一狀態(tài)點(diǎn)E(H=17194m，V=0.719Ma)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。已知該無人機(jī)在E點(diǎn)處的狀態(tài)方程和輸出方程可表示: ，式中 （4-4） 因此，并且有。于是，我們可以得到 （4-5） 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。可見，為了增加該無人機(jī)的機(jī)動性，飛機(jī)的設(shè)計(jì)者將其設(shè)計(jì)成了靜不穩(wěn)定的，因此必須加入飛行自動控制系統(tǒng)才能保證飛機(jī)的穩(wěn)定飛行。另外，我們還可以看到，該無人機(jī)的自然頻率為2.54，阻尼比僅為0.14，可見，飛機(jī)自身的阻尼是很弱的。從這一個方面我們就可以看出，針對該高空弱阻

18、尼無人機(jī)而言，加入角速率反饋回路是必須的。圖4.3給出了無人機(jī)在高高空E點(diǎn)處俯仰角控制系統(tǒng)PID控制結(jié)構(gòu)圖。 圖4-3 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)。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。其中根軌跡增益即為我們所要確定的阻尼回路參數(shù)。 圖4.4無人機(jī)俯仰角速率回路根軌跡圖(高高空E點(diǎn)) 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0.6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0.802。此后，隨著的增加，

19、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。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。為此，我們選取，此時共軛復(fù)根所對應(yīng)的阻尼比為0.696，超調(diào)為4.77%，自然頻率為3.49rad/s.從而可以很好的改善無人機(jī)短周期運(yùn)動的阻尼。至此，無人機(jī)阻尼回路的參數(shù)設(shè)計(jì)完畢。4.2.2俯仰角控制律的仿真 在本文中，所有關(guān)于飛行控制律的仿真均在MATLAB7.6平臺下完成。圖4.6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。值得注意的是，圖中的PID模塊并非MATLAB提供的原始模塊，我們已經(jīng)把該原始模塊所封

20、裝的子系統(tǒng)作了一些變動:當(dāng)采用PID控制策略進(jìn)行仿真時，圖中PID模塊所封裝的子系統(tǒng)即為經(jīng)典的PID模塊，為了使仿真更接近工程實(shí)際，我們以一個超前網(wǎng)絡(luò)模塊，s/(0.1s+1)來代替原有的純微分模塊； 另外，仿真框圖中無人機(jī)縱向線性化模型的C和D矩陣與4.2.1節(jié)所定義的一致，至于不同狀態(tài)點(diǎn)處A和B矩陣的具體值將全部在附錄C中給出。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4.6 基于PID的俯仰角控制系統(tǒng)仿真框圖 在上一章中，我們已經(jīng)介紹了一些常用的PID參數(shù)整定法，這些方法(尤其是經(jīng)

21、驗(yàn)公式法)對于無人機(jī)這樣的被控對象而言雖然不一定會很有效，但可以作為我們選取PID參數(shù)的一個依據(jù)。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。微分時間為零，比例系數(shù)為較小值并投入運(yùn)行。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)。如圖所示當(dāng)?shù)乃p振蕩過程。振蕩周期=1.25.圖4-7 K=3.4時的系統(tǒng)階躍響應(yīng)3)根據(jù)利用表3-3給出的衰減曲線法整定計(jì)算公式，求 圖4-8 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（E點(diǎn)）從圖中可知，其超調(diào)量，調(diào)節(jié)時間5.5。下面，我們通過MATLAB來仿真驗(yàn)證一下所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)是否能保證足夠的相角裕度和幅值裕度。通過MATLAB所提供的margin函數(shù)

22、，我們可以畫出標(biāo)有幅值裕度和相角裕度的波特圖（圖4-5所示）。 圖4-9 基于PID的俯仰角控制系統(tǒng)波特圖（高高空E點(diǎn)） 由圖可知，在該組PID參數(shù)之下俯仰角控制系統(tǒng)在高高空E點(diǎn)的相角裕度為，幅值裕度為6.33dB>6dB顯然滿足要求。 對于階躍響應(yīng)信號而言，我們在這里還有兩點(diǎn)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。 (2)由于無人機(jī)的線性化模型是建立在小擾動線性化方法基礎(chǔ)上的，因此對于大角度的階躍響應(yīng)而言，我們應(yīng)該采用原始的非線性模型進(jìn)行仿真。 根據(jù)表4-1，我們分別針對中空和高空域內(nèi)的基準(zhǔn)狀態(tài)點(diǎn)A和C設(shè)計(jì)了

23、PID控制器。然后將所設(shè)計(jì)好的控制器分別用于A點(diǎn)附近的B點(diǎn)，C點(diǎn)附近的D點(diǎn)，E點(diǎn)附近的F點(diǎn)。全部仿真結(jié)果分別如下所示:圖4-10 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（A點(diǎn)）圖4-10 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（B點(diǎn)） 圖4-10 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（C點(diǎn)） 圖 4-10 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（D點(diǎn)）圖4-10 PID下俯仰角階躍響應(yīng)（F點(diǎn)）4.3高度保持/控制模態(tài)控制律的設(shè)計(jì)與仿真 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)場著陸時的初始階段等都要保持高度的穩(wěn)定。 無人機(jī)的高度保持與控制是不能僅靠其俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成的。當(dāng)飛機(jī)受到縱向常值干擾力矩時，硬反饋式角穩(wěn)定

24、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。另外，在俯仰角穩(wěn)定的動態(tài)過程中，如果航跡傾斜角變化量平均值不為零，也會引起飛行高度的改變。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。將高度偏差信號輸入俯仰角控制系統(tǒng)，控制飛機(jī)的姿態(tài)，改變飛機(jī)的航跡傾斜角，控制飛機(jī)的升降，_自至高度差為零，使飛機(jī)回到預(yù)定高度。 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。但借助于控制推力來控制飛行高度不很有效，因推力改變使飛行速度改變

25、后，飛行高度才開始變化。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。因此，我們在這里只討論利用升降舵來控制高度的高度控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。4.3.1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。我們在設(shè)計(jì)高度控制系統(tǒng)時通常不再改變已設(shè)計(jì)好的姿態(tài)控制系統(tǒng)。當(dāng)需要單獨(dú)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。 圖4.19即為無人機(jī)高度控制系統(tǒng)原理框圖。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。為

26、了進(jìn)一步增加系統(tǒng)長周期運(yùn)動的阻尼，我們還應(yīng)引入高度微分信號的反饋。 圖4-11 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4-12所示。圖中，為給定的高度偏差指令，為高度傳感器所測得的高度偏差信號。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4-12 高度控制系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)圖 對于高度控制回路而言，高度偏差信號和高度變化率的反饋，可以滿足在一個飛行狀態(tài)高度階躍響應(yīng)的要求，然而考慮到無人機(jī)在整個包線范圍內(nèi)不同的平衡狀態(tài)變化，我們還需要加一個積分環(huán)節(jié)，以保證無人機(jī)的無靜差飛行。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

27、控制結(jié)構(gòu)時: 這里，我們還要特別強(qiáng)調(diào)一點(diǎn)，在高度控制系統(tǒng)中，相對于給定高俯仰角的偏離信號反饋是至關(guān)重要的。若控制中沒有俯仰角的偏離信號，則在高度穩(wěn)定過程中舵總是向上偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致升力增量總為正，軌跡總是向上彎曲。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。當(dāng)引入俯仰角偏離信號后，無人機(jī)在未達(dá)到給定高度時就提前收回舵面，減小了它的上升率，從而對高度的振蕩起了一定的阻尼作用。 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。另外，在實(shí)際測量高度差信號時，高度傳感器存在著大氣干擾或地形干擾。這些干擾

28、對伺服回路的工作狀態(tài)有著惡劣的影響。因此我們有必要在高度控制回路中設(shè)置高度濾波器。 最后，我們要特別說明的一點(diǎn)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。4.3.2控制律的設(shè)計(jì)與仿真 在設(shè)計(jì)基于PIO控制的無人機(jī)高度控制系統(tǒng)時，我們通常只需保持原來所設(shè)計(jì)的俯仰姿態(tài)回路不變，然后在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)基于PID控制的高度保持/控制外回路就可以了。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4.21所示:(己知輸入的高度指令階躍信號為50m) 圖4-13 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。然后將所設(shè)計(jì)好的控制器分別用于A點(diǎn)附近的