PID算法的無人機

1、1緒論無人機的飛速發(fā)展是在海灣戰(zhàn)爭后，以美國為首的多國部隊的無人機在海灣戰(zhàn)爭中成功地完成了戰(zhàn)場偵察、火炮校射、通信中繼和電子對抗任務。無人機的研制成功和戰(zhàn)場運用，揭開了以遠距離攻擊型智能化武器、信息化武器為主導的“非接觸性戰(zhàn)爭”的新篇章，由此引發(fā)了無人機及其飛行控制研究的熱潮。1.1無人機縱向控制研究意義無人機按其用途和性能確定其屬性和全稱，如：靶標無人機、偵察無人機、無人誘餌機、電子對抗無人機、攻擊無人機、戰(zhàn)斗無人機：長航時無人機、超音速無人機、微型無人機、直升無人機等。無人機和有人機相比，具有許多優(yōu)點。第一，成本低，效費好，造價數(shù)萬至數(shù)十萬美元，僅個別最先進的大型機超過2000萬美元。第二

2、，沒有人員傷亡和被俘的風險,可深入敵軍縱深軍事要地上空實施偵察和作戰(zhàn)。第三，生存力強，有較強的突防能力,可以在超低空到超高空的廣闊空間長期盤旋監(jiān)視戰(zhàn)場，提供人造衛(wèi)星、U2偵察機難以奏效的情報。第四，機動性好，小型無人機體積小、重量輕，不要求有專門設備和機場起降，便于跟隨野戰(zhàn)部隊行動作戰(zhàn)。無人機與有人機相比有上述無法比擬的優(yōu)點，并且無人機在越南戰(zhàn)爭、中東戰(zhàn)爭、兩次海灣戰(zhàn)爭、科索沃戰(zhàn)爭、阿富汗戰(zhàn)爭、反恐戰(zhàn)爭中發(fā)揮了重要作用，取得了突出的作戰(zhàn)效果，所以許多國家對無人機的重要性和功用有了新的認識，給無人機的研究發(fā)展注入了新的活力。目前，研制使用無人機的國家己達30多個，無人機基本型數(shù)己增加到300多種

3、，其中美國、以色列研制的無人機尤其出色。無人機的使用范圍己拓展到軍事、民用和科學研究三大領域：在軍事上，可用于偵察監(jiān)視、通信中繼、電子對抗、火力制導、戰(zhàn)果評估、熾擾誘惑、對地（海）攻擊、目標模擬和早期預警等；在民用上，可用于大地測量、城市環(huán)境檢測、地球資源勘測和森林防火、農(nóng)業(yè)勘測、交通、民用導航、環(huán)境保護、邊境巡邏與控制、自然災害的監(jiān)視與救援等；在科學研究上，可用于大氣研究、氣象觀測、對核生化污染區(qū)的采樣與監(jiān)控、新技術新設備和新飛行器的試驗驗證等。無人機(UAV)的自動飛行控制系統(tǒng)(AFCS,AutomaticFliglitControlSystem)是UAV的核心部分。UAV的性能在很大程度

4、上取決于它的飛行控制律設計。這些性能包括各種飛行性能(包括起飛著陸性能，作業(yè)飛行性能，飛行安全可靠性能，飛行可監(jiān)控性，系統(tǒng)的自動化性和可維護性等)。因此，研究無人機的自動飛行控制技術具有十分重要的意義。12本文的主要研究內容本文以某型無人機為研究對象，著眼于研究應用PU)控制技術，來設計無人機飛行控制律，并且探討如何提高飛行控制系統(tǒng)控制精度，增強控制算法魯棒性。首先對無入機建立數(shù)學模型，包括非線性動力學模型，以及縱向運動的線性化方程。再介紹了PID的思想，以及應用于無人機飛行控制律設計的思路。然后對無人機運動控制的縱向控制通道進行控制律設計，研究了縱向俯仰控制和高度控制，并且對其進行仿真。第一

5、章簡要介紹了整個課題的研究目的、意義及整個任務的要求安排；第二章是對某型無人機的模型進行了介紹，描述了其假設條件、坐標系、運動參數(shù)及運動學和動力學方程組等：第三章具體介紹了無人機縱向控制律的分析與設計，如俯仰姿態(tài)保持模態(tài)下的PLD控制律設計和高度保持，控制模態(tài)控制律的設計等；第四章是運用MBTLAB對無人機縱向控制的仿真。 2無人機模型建立2.1假設條件要研究飛機動力學模型的姿態(tài)仿真，首先必須建立飛機的模型。在略去飛機彈性震動和變形的條件下，飛機的運動可看成包含六個自由度的剛體運動，其中包含繞三個軸的三種轉動（滾動、俯仰與偏航）和沿三個軸的三種線運動（前進、上下與左右）。為了確切地描述飛機的運

6、動狀態(tài)，必須選定合適的坐標系。本文釆用兩種坐標系：在確定飛機的位置時，采用與地面固連的地面坐標系：在描述飛機的轉動與移動時，采用機體坐標系或氣流坐標系（速度坐標系）。為了較簡單的建立合適的飛機模型，在建立飛機的模型前，有幾個假設：1）假設飛機為一個剛體（即略去飛機彈性的影響），并且質量是常數(shù)：2）假設地球為慣性參考系（即把地面坐標系看成慣性坐標，略去地球自轉與公轉的影響）；3）認為機體坐標系中的OXtYt平面是一個對稱平面，因此慣性積Ixz和Iyz等于零;4）忽略地球曲率，把地球看成平面：5）假設重力加速度不隨飛行高度而變化。這樣建立的飛機模型包括兩部分：第一部分是以動力學定律為基礎的動力學方

7、程組，另一部分為通過坐標變換關系得出的運動學方程組。建立的方程組為包含十二個非線性一階微分方程式的方程組。2.2各種坐標系.飛機運動參數(shù)及操縱機構2.2.1各種坐標系為了確切地描述飛機的運動狀態(tài)必須選用適當?shù)淖鴺讼?，要想確定飛機在地球上的位置就必須采用地面坐標系；要想方便地描述飛機的轉動與移動，必須采用機體坐標系或氣流坐標系（速度坐標系）。1.地面坐標系地面坐標系是與地球固連的坐標系。原點A固定在地面的某點，鉛垂軸AYd向上為正，縱軸AXd與橫軸AZd為水平面內互相垂直的兩軸。一般取縱軸AXd為飛機的應飛航線。用AXa=L表示航程、AZa=Z表示側向偏離（向右為正）、AYd=H表示飛行高度，見

8、圖2.1。圖2.1地面坐標系2.機體坐標系機體坐標系是與飛機固連的坐標系，原點在飛機的重心上，縱軸OXt在飛機對稱平面內，平衡于翼弦，指向機頭為正；立軸OYt也在飛機對稱平面內并垂直于OXt，指向座艙蓋為正；橫軸OZt與OXtYt平面垂直，指向右翼為正。 # YtXtZt圖2.2機體坐標系3速度坐標系速度坐標系原點也在飛機的重心上，但OXq軸與飛機速度向量V重合；OYq也在飛機對稱平面內并垂直于OXq，指向座艙蓋為正；OZq垂直于OXqYq平面，指向右翼為正，見圖2.3。 # # # #圖2.3速度坐標系 2.2.2飛機運動參數(shù)飛機的運動參數(shù)就是完整地描述飛機在空中飛行所需要的變量，只要這些參

9、數(shù)確定了，飛機的運動也就唯一地確定了。因此，飛機的運動參數(shù)也是飛機控制系統(tǒng)中的被控量。姿態(tài)角姿態(tài)角主要描述了機體坐標系與地坐標系的差異。包括以下三個歐拉角：1）偏航角0：OXt軸在地平面上的投影與地軸AXaZ間的夾角，以機頭左偏航時為正；2）俯仰角機體軸0人與地平面的夾角，以機頭抬頭時為正；3）滾轉角*機體軸OXt與地軸OXd之間的夾角，以飛機右傾時為正。向量與機體坐標系的關系1）迎角（攻角）a：速度向量V在飛機對稱平面內的投影，與0人軸之間的夾角，以V的投影在0人軸之下為正；2）側滑角0：速度向量V與飛機對稱平面之間的夾角，以V處于對稱平面之右時為正。2.2.3控制量與被控量通常利用副翼、方

10、向舵、升降舵及油門桿來進行對飛機的控制。其中副翼、方向舵、升降舵及油門桿的偏轉角分別用幾、山、頭和升來表示，其方向規(guī)定如下：2副翼左上右下為正；g方向舵右偏為正：%升降舵下偏為正：油門桿向前推為正。作為被控對象的飛機，往往把三個姿態(tài)角0、9、廠當作主要的被控量，在飛行軌跡的控制系統(tǒng)中H、乙、V也作為被控量。因此飛機的輸入輸出的關系可表示如圖2.4：飛機方框圖圖24飛機的輸入輸出的關系2.3蘇聯(lián)體制下十二個一階非線性模型的建立過程2.3.1動力學方程組由理論物理學知一動坐標系相對于地坐標系的牽連運動有如下公式:絕對運動二相對運動+牽連運動設有一動坐標系OXY乙相對于地坐標系以角速度轉動，同時一質

11、點在動坐標系中相對于動坐標系做相對運動，經(jīng)過At時間后，設艮為質點相對于地坐標系的變化量，為質點相對于動坐標系的變化量，則有公式：(2.1)AR=At上式除以并令tfO,可得:(2.2)上式中普為向量相對于地坐標系變化率（即絕對運動），務為向量和對于動坐標系的變化率（即相對運動），0吒為由動坐標系轉動而引起的向量變化率（及牽連運動）。上式可以推廣到任意向量的情況。對于iit、向量有：(2.3)(2.4)dHdHt一-=+MxHtdtdt肩d譏-刁+axxVdtdttr應用向量代數(shù)法求出空（或更）在0人、0Yo0乙三軸上的投影時有:dtdt-=a=iax+jaYi+ka:dii+丿竺+世徑冬)d

12、tdtdtJ-Jf(2.5)+八笑冬-紜）+饑生-色匕）于是有：dVy色廣才+笑紜-乙d匕乙廣才一冷匕(2.6)同理在OXt、OYt和OZt軸上的投影分別為:dtdH、才+叫懇7如dHy一+氏JH.dtwzwdH.一+叭Hy-gH、dt1x兒故ma=F建立的三軸力的動平衡方程式為：曲等+叫匕一叫S）7,m（牛+叫耳-禺匕嚴乙,dK按l=m建立的力矩方程式為：(2.7)(2.8)dt dHxdHv才+他化-見dH.卞+叫H廠(2.9)2.3.2通過坐標變換確定運動學方程組1角位置運動學方程組在飛機的三個姿態(tài)角的角速度中，0永遠是沿垂直軸的，夕永遠是沿水平軸的。睢有7是繞機體軸0人的。因此，把妙、

13、9、7向機體三軸投影，只有包含7的全部,3、氣都會含有0、的投影分量。因此，用坐標變換可得他、3y、冬和0、9、7之間的關系：窗1sill。0/=0cos/sinsin/Xw0一sin/cos0cos/9(2.10)變換后可得方程:dy丄=3、-(69COS/-sillY)tgOdx*z勺d中_(兮cos/-他sin/)dxcos。dO=MSin7+C0S7dxh刃(2.11)(2.12)(2.13)2線位置運動學方程組同角位置運動方程組的建立一樣，用坐標變換的方法，先令地坐標系繞立軸轉一個0角，然后再繞水平的橫軸轉一個9角，最后繞縱軸轉一個7角?？傻靡?、N、Vzj #億COS0COS&sin

14、i/sin/一cosi/sin6cos/cosy/sin0sin0+sin中cos0=sin0coscos/-cossin/一匕-sinpcosOsin(/sin/+cos(/sin/coscos/一sin/sin0sin/與冬、？、冬之間的關系為:XK.%5_(2.14) # # # #取見與飛機的應飛航線重合，則7/知厶為航程。分等，為高隊分知Z為側向偏離。于是有:=Vxcos0cos0+冬(sin/sin/-cos/sin0cos7)+V:(cos/sincos/+sin/cos/)(2.15)(2.16)=Vxsin0+X，cos0cos/-KcosOsin/dZ=一乙sinpcos0

15、+Vv(siny/sincos/+cos(/sin/)+冬(cosy/cos/一siny/sin0sin/)dt # # # #(2.17)這樣，飛機的十二個一階非線性微分方程組整理如下:dVx巾不-=役+加辺冬-匕）d匕.巾才=乙+加（冬-叫冬）dKd込_1dT=巾才匕-叫卩）IyMx+IMy一（厶+ly一厶）巴3片+（幾+尸-厶厶）兮空一1事3（3齊T=2厶M,+IMx-(A+A-厶,)空3：+(厶厶+-幾)空3、-IJf3$雀皿一幺期一等=*陸-a-g%+打(叭廠因此，十二個一階微分方程組可以化為:化Fm=尺dtXtdtdLudt5cos(0-&)dHdtdZdt對以上的方程式研究可以發(fā)

16、現(xiàn)：1）關于竺、竺、絲、空、乜、空的各方程式是互相密切聯(lián)系著的。由于dtdtdtdtdtdt這些方程式描述的運動是圍繞飛機橫側方向（側移、滾動和偏航）而進行的。因此這些方程描述的運動叫側向運動。2）其余的方程式，描述的運動是在通過飛機縱軸的羽齊平面（對稱平面）內進行的，叫縱向運動。本文主要研究此方面內容。2.4前蘇聯(lián)體制下的縱向線性化方程在此，把飛機側向運動的運動參數(shù)選為狀態(tài)變量，即選0、0、7、，P為狀態(tài)變量，在這里的控制中，狀態(tài)變量同時也為系統(tǒng)的輸出，把哲、邑視為控制量即為輸入量。如式2.41V-lv-饑0-n&0_V00a-心n2a1n2S.0a0-n2Sz5J&=-N*-心-心09+0

17、p(2.41)90010000h_.%0%0h00 #其中，N3v=如一仙2a，=3a-3a2a，=如+3d，弘廠一詐站，本文經(jīng)常用到的縱向線性化方程為:p-5-v1n2ftn3fl7010n7p0_他0+-%-伽玄0_他_他應07_00(2.42) # 3縱向控制律的分析與設計3.1飛行控制系統(tǒng)結構分析飛行控制系統(tǒng)通常是由飛控計算機、傳感器、伺服機構等部分組成。傳感器測量無人機的有關狀態(tài)信息，飛控計算機根據(jù)輸入的傳感器信息、存儲的有關狀態(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)過判斷、運算、處理后，輸出指令給伺服執(zhí)行機構即舵機系統(tǒng)，控制操縱無人機的舵面、發(fā)動機的風門和前輪，以控

18、制無人機的飛行或地面滑跑。整個飛控系統(tǒng)的輸入量為傳感器所釆集的飛機狀態(tài)值，輸出量為飛機狀態(tài)方程的控制變量一一舵值和發(fā)動機推力，從輸入量到輸出量的狀態(tài)方程或傳遞函數(shù)即為飛控系統(tǒng)的控制律，所以飛控系統(tǒng)實質上是一個多通道控制系統(tǒng)，即多輸入/多輸出控制系統(tǒng)?？刂坡勺鳛轱w行控制系統(tǒng)的核心部分，其重要地位是顯而易見的?？刂坡傻倪x擇和設計的好壞決定著系統(tǒng)性能的優(yōu)劣，決定著系統(tǒng)的品質。無人機飛行控制系統(tǒng)是以飛機及其增穩(wěn)系統(tǒng)為內回路，所組成的回路主要是控制和穩(wěn)定飛機的姿態(tài)。由于該回路包含了飛機，而飛機的動態(tài)特性又隨著飛行條件（如高度、速度等）而變化。所以有時其控制律可設置成隨飛行條件變化的調參增益。飛機包含了運

19、動學環(huán)節(jié)（表征飛機空間位置關系的環(huán)節(jié)），如果用敏感元件測量飛機的重心位置并進行控制，就組成制導回路。這個回路的主要功能是控制飛機飛行軌跡，如高度的穩(wěn)定與控制，進而可以構成自動著陸系統(tǒng)、地形跟隨系統(tǒng)等，此時的姿態(tài)角控制回路就成了重心控制回路的內回路。這樣，一個完整的無人機飛行控制系統(tǒng)的整體組成就是如圖3.1所示的一個嵌套式結構。 Zc9c-圖3.1俯仰角姿態(tài)保持PID控制下跟蹤階躍的方框圖通常，無人機的飛行控制系統(tǒng)有俯仰、航向和橫滾三個控制通道，每個通道由一個控制面控制，但在橫滾和航向Z間常常有交聯(lián)，設計自動駕駛儀一般就要考慮各通道的獨立性和關聯(lián)性?？刂圃龇€(wěn)系統(tǒng)的設計一般都是按照縱向和橫側向分開

20、進行的、因此，在此基礎上設計自動駕駛儀也要相應地分開，分別設計縱向通道和橫側向自動駕駛儀?？v向通道可以穩(wěn)定與控制飛機的俯仰角、高度、速度等；橫側向通道可以穩(wěn)定與控制飛機的航向角、傾斜角、偏航距離等?？刂骑w機的這些不同的變量，就對應了駕駛儀不同的功能模塊。根據(jù)所控制的狀態(tài)量，可以完成姿態(tài)（俯仰角，滾轉角）保持、航向保持、自動改平、低高度拉起和高度保持等功能。3.2縱向控制系統(tǒng)設計方案縱向控制系統(tǒng)包括俯仰姿態(tài)角保持控制回路和高度控制回路?？v向平面是指由飛機機體軸以、。人所組成的平面。首先研究作為剛體的飛行器繞軸的縱向運動;然后再將飛行器看作質點，研究其重心在該平面內的軌跡運動。由于角運動使飛行器的

21、俯仰姿態(tài)發(fā)生變化，所以飛行器角穩(wěn)定與控制也稱為姿態(tài)穩(wěn)定與控制。通常，控制飛行器的運動首先是控制飛行器的角運動，使其姿態(tài)發(fā)生變化，而后重心的軌跡才發(fā)生變化，所以控制角運動是首要的。在分析與設計控制系統(tǒng)時，也往往從角運動開始,首先保證角穩(wěn)定和控制回路的性能，然后在此基礎上分析與設計軌跡運動控制系統(tǒng)?？v向增穩(wěn)/控制增穩(wěn)系統(tǒng)使飛機的縱向穩(wěn)定性、操縱性和機動性得到了有效的改善。增穩(wěn)系統(tǒng)使系統(tǒng)的閉環(huán)極點與原飛機的開環(huán)極點有明顯的差異，是縱向姿態(tài)控制和軌跡控制系統(tǒng)自動駕駛儀的一個良好內回路，使自動駕駛儀具有良好的穩(wěn)定性、響應特性和控制精度。帶有增穩(wěn)系統(tǒng)的無人機是縱向自動駕駛儀的控制對象?？梢允褂肕atlab

22、的Simulink工具箱，以飛機線姓化狀態(tài)方程模塊作為縱向自動駕駛儀的控制對象，進行初步設計：然后再以實際控制系統(tǒng)作為縱向自動駕駛儀的內回路，進行仿真、計算和參數(shù)調節(jié)工作。在自動駕駛儀控制律的設計中，利用反饋和校正技術，合理地設計PID參數(shù)，可以降低閉環(huán)系統(tǒng)階次，實現(xiàn)希望的響應特性。在控制律設計的初步階段，首先可以暫不考慮伺服回路、傳感器、等效時延等非線性因素對閉環(huán)系統(tǒng)的影響，確定系統(tǒng)的PID控制結構和參數(shù)，得到理想的、滿足耍求的動態(tài)響應特性和頻率響應特性；其次，再考慮系統(tǒng)的非線性因素，對參數(shù)進行調整，使得系統(tǒng)的時域響應與頻域響應達到技術指標的要求。這種設計方法簡單易行，是工程實際中比較容易操

23、作的設計方法。3.3俯仰姿態(tài)保持模態(tài)下的PID控制律設計飛機在各種不同的高度巡航飛行、穩(wěn)態(tài)爬升及迸場下滑飛行時都耍求保持相應的姿態(tài)，通過姿態(tài)控制達到控制所要求的飛行軌跡的目的?？刂葡到y(tǒng)輸入量是俯仰姿態(tài)角氐F，傳感器是姿態(tài)參考陀螺。因為迎角隨著飛行狀態(tài)變化而變化，所以這種模態(tài)下控制器并不保持俯仰航跡角/為常值。如果增加推力，飛機將爬升；并且隨著燃油的消耗，重量將隨Z減輕，也會使飛機逐漸爬升；同樣地，由于空氣密度隨高度增高而降低，爬升的飛機將趨于改平。俯仰姿態(tài)保持是自動駕駛儀其它模態(tài)的內回路，如高度保持模態(tài)、自動著陸等，良好的控制有利于任務的完成。俯仰姿態(tài)保持模態(tài)可以將飛機保持在給定的俯仰姿態(tài)及，

24、或者也可以稱為參考姿態(tài)（疔），它是由飛控計算機根據(jù)某種飛行狀態(tài)（水平飛行，爬升，下滑）的需要而建立的，控制系統(tǒng)接通后就力圖保持這種姿態(tài)為常值。其功用就是：當飛控計算機根據(jù)需要（如為了防撞）突然要操縱無人機到某一新的姿態(tài)時，此時姿態(tài)保持功能自動解除，但防卻保持與新姿態(tài)值同步，這樣當飛控計算機重新接通姿態(tài)保持模態(tài)的功能時，飛控系統(tǒng)將無人機保持于最后姿態(tài)，這樣可以保證飛機平穩(wěn)飛行，然后通過重新設置防值，可使無人機逐漸過渡到所需的姿態(tài)。3.3.1俯仰姿態(tài)控制結構俯仰速率限幅實際上限制了過載；通常還應加入升降舵指令限幅；如果需要，應加入俯仰結構陷波器；對俯仰速率反饋可以加入洗出(高通)濾波器：在俯仰角指

25、令入口處，要加俯仰角限幅；如果引入俯仰角加速度，可以提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性。在俯仰姿態(tài)控制系統(tǒng)中增加一個俯仰阻尼器的內環(huán)，可以提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性。內環(huán)增益較高時，外環(huán)的穩(wěn)定增益也較高，較高的外環(huán)增益可以使系統(tǒng)進入穩(wěn)態(tài)的過程變快，有助于提高系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度。3.3.2PID飛行控制律設計思路圖3.2姿態(tài)回路PID控制器結構圖姿態(tài)控制回路常規(guī)PID控制器結構如圖3.2,就是利用俯仰角速率d和俯仰角/雙回路反饋，由三軸角速率陀螺反饋構成阻尼回路，垂直陀螺反饋組成姿態(tài)角穩(wěn)定回路。圖中，Q只為指令信號，為傳感器信號，其控制律為：4=可他+疋(冷一及)(4.1)其中，穢=+&(%)+/s。通常先設計阻尼回路，確定參

26、數(shù)然后以此為基礎設計姿態(tài)角穩(wěn)定回路，確定值?？刂葡到y(tǒng)設計者在初步選擇參數(shù)時往往遵循這種由內到外的設計規(guī)則。在設計常規(guī)PID參數(shù)時，根據(jù)比例、積分、微分控制對系統(tǒng)穩(wěn)定性、動態(tài)性能的作用，經(jīng)過綜合設計，找到一組更好的P1D參數(shù)，以達到更好的控制效果。3.3.3低空俯仰角保持的控制律設計1）飛機縱向線性化方程取某型無人機低空起飛時的狀態(tài)點A,其縱向線性化狀態(tài)方程為:aa-0.04293-0.882310.004199-5.50577=-4.017560.7621-0.00066748+990-1366501.3665hJ_h_0a1000ao-01000=+600100h_0001h_0己知某無人機

27、在狀態(tài)點B的縱向狀態(tài)矩陣為:-1.424410.01100_-0.0712-11.6527-1.3307-0.00251790,E=-16.3651401000-2.32402.32400A=1000_0_11000,D=0010000010C=3.3.4高空俯仰角保持的控制律設計1）飛機縱向線性化方程己知某無人機在高空的狀態(tài)點C：縱向線性化參數(shù)如下:-0.01500.3224-0.170900_0-0.0106-0.9479-0.00161.00000-0.0363A=0001.00000,B=0-0.4917-5.6966-0.0003-0.62410-16.1492-0.0291-0.4

28、1684.1681000其中X=ya3cozo己知某無人機在高空的狀態(tài)點D縱向線性化參數(shù)如下:-0.07820.5900-0.1705000-0.0510-0.7519-0.00341.00000-0.0414A=0001.00000,B=0-1.4906-16.4414-0.0006-0.68500-15.5764-0.0799-4.04224.0422000其中X=ya&coz可。3.4高度保持，控制模態(tài)控制律的設計高度控制屬于飛機的重心控制，在飛機的編隊飛行、執(zhí)行轟炸任務、遠距離巡航及進場著陸時的初始階段等都耍保持高度的穩(wěn)定。飛機的高度保持與控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成。當飛機受到

29、縱向常值干擾力矩時，硬反饋式角穩(wěn)定系統(tǒng)存在俯仰角及航跡傾斜角靜差，不能保持高度、角穩(wěn)定系統(tǒng)雖能保持飛行器在垂風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。從原則上講，可通過控制升降舵或控制發(fā)動機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后，飛行高度才開始變化。由于慣性，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。為此下面僅討論利用控制升降舵的高度控制系統(tǒng)。高度穩(wěn)定系統(tǒng)需耍有測量相對于給定高度偏差的測量裝置一一高度差傳

30、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)，控制飛機的姿態(tài)，改變飛機的航跡傾斜角，控制飛機的升降，直至高度差為零，使飛機回到預定高度。圖3.3高度保持/控制回路結構圖高度保持/控制回路結構如圖3.3所示。其內回路為俯仰姿態(tài)角控制系統(tǒng)。高度保持/控制模塊在此基礎上進行設計，并且通常不改變已經(jīng)設計好的姿態(tài)角控制系統(tǒng)。高度穩(wěn)定系統(tǒng)的控制規(guī)律為5=禺+疋夕（32）式中（米）為相對給定高度弘的偏差，即H=H-HC可以采取以下措施改善系統(tǒng)的穩(wěn)定性：1）在反饋通道加一微分網(wǎng)絡，因此反饋信號成了日和比的反饋；2）加俯仰角姿態(tài)反饋。在反饋信號中增加了H信號的效果是增加了

31、長周期運動的阻尼，從而使系統(tǒng)穩(wěn)定性增加。而加入姿態(tài)反饋的效果，是改善長周期運動的穩(wěn)定性。對于高度控制回路，高度偏差信號和高度變化率R的反饋，可以滿足在一個飛行狀態(tài)高度的階躍響應的要求，然而考慮到飛機在整個包線范圍內不同的平衡狀態(tài)變化，需要加一個積分環(huán)節(jié)，積分高度差信號，否則，飛機會有靜差的飛行。因為積分容易引起積分“卷繞終結”（integratorwindup）現(xiàn)象,所以高度控制回路中要考慮積分接入的時機和積分限幅，保證整個飛行過程中不會舵機飽和。在高度控制回路中，相對于給定高度的偏差信號以及俯仰角偏離信號的反饋是很重要的，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，導致升

32、力增量總為正，軌跡總是向上彎曲。當飛機達到給定高度時，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，到了這時舵才向下偏轉，這樣就不可避免地出現(xiàn)在給定高度線上的振蕩運動。引入俯仰角偏離信號后，飛機在未達到給定高度時就提前收回舵面，減小了飛機的上升率，對高度振蕩起阻尼作用。高度微分信號是為了進一步增加阻尼而反饋的。3.5MATLAB在控制中的應用MATLAB是矩陣實驗室（MaMxMbowQy）之意。它除了具備具備卓越的數(shù)值計算功能外，還提供了專業(yè)水平的符號計算，文字處理,可視化建模仿真和實時控制等功能。MATLAB的基本數(shù)據(jù)單位是矩陣，它的指令表達式與數(shù)學,工程中常用的形式十分相似，故用

33、MATLAB來解算問題要比用C,FORTRAN等語言完相同的事情簡捷得多.在新的版本中也加入了對C,FORTRAN,C+,JAVA的支持.可以直接調用，用戶也可以將自己編寫的實用程序導入到MAILAB函數(shù)庫中方便自己以后調用，此外許多的MA7LAE愛好者都編寫了一些經(jīng)典的程序，用戶可以直接進行下載就可以用，非常的方便。MATLAB的基礎是矩陣計算,但是由于他的開放性，并且mathwork也吸收了像maple等軟件的優(yōu)點，使MAILAB成為一個強大的數(shù)學軟件MATLAB軟件的主耍特點有：（1）友好的工作平臺和編程環(huán)境。（2）簡單易用的程序語言。（3）強大的科學計算機數(shù)據(jù)處理能力。（4）出色的圖形

34、處理功能。4模型無人機縱向控制仿真為了獲得良好的控制性能，控制器必須根據(jù)控制系統(tǒng)的動態(tài)性能，不斷的改變或調整控制策略，以便使控制器本身的控制規(guī)律適應于控制系統(tǒng)的要求。在控制決策過程中，經(jīng)驗豐富的操作者并不是依據(jù)數(shù)學模型進行控制，而是根據(jù)操作經(jīng)驗以及對系統(tǒng)動態(tài)信息的識別進行直覺推理，在線確定或變換控制策略，從而獲得良好的控制效果。仿人智能控制的基本思想是在控制過程中利用計算機模擬人的控制行為功能，最大限度的識別和利用控制系統(tǒng)動態(tài)過程所提供的特征信息，進行啟發(fā)和直覺推理，從而實現(xiàn)對缺乏精度模型的對象進行有效的控制。4.1仿真過程主要討論了基于PLD算法的縱向飛行控制系統(tǒng)的組成、設計方案、控制結構以

35、及飛行控制律的設計。對在低空、高空下的俯仰姿態(tài)保持模態(tài)設計PLD控制律，并分析了仿真結果。結果顯示了PID的有效性。4.2仿真結果1）低空俯仰角姿態(tài)保持仿真研究低空時俯仰角在常規(guī)PID控制下跟蹤階躍（輸入輸出單位己經(jīng)歸一化處理）的結構圖如圖4.1所示。IntegratorGaird廠H-S*10Saturation1ronfcrFco4dufd勺1SDenv3trveQainz_10Forrly=C“Du圖4.1俯仰角姿態(tài)保持PID控制下跟蹤階躍的方框圖 采用舵機傳函特性亠升降舵舵面限幅在(-15)一(+15)度之間。S+10在俯仰阻尼器回路中包括了一個洗出網(wǎng)絡旦，它是一個高通濾波器。如果沒&S+1fS+1有這個網(wǎng)絡，當操縱飛機做穩(wěn)態(tài)拉起的機動飛行時，阻尼器輸出的穩(wěn)態(tài)0信號就會成為阻礙因素，而使這種機動飛行難以完成。洗出網(wǎng)絡的作用就是在飛機穩(wěn)態(tài)拉起時或穩(wěn)態(tài)等高盤旋時(因為此時存在一個穩(wěn)態(tài)的=-sin/分量)，將阻尼器信號清除掉。其跟蹤階躍