PID算法的無(wú)人機(jī)

1、1緒論無(wú)人機(jī)的飛速發(fā)展是在海灣戰(zhàn)爭(zhēng)后，以美國(guó)為首的多國(guó)部隊(duì)的無(wú)人機(jī)在海灣戰(zhàn)爭(zhēng)中成功地完成了戰(zhàn)場(chǎng)偵察、火炮校射、通信中繼和電子對(duì)抗任務(wù)。無(wú)人機(jī)的研制成功和戰(zhàn)場(chǎng)運(yùn)用，揭開了以遠(yuǎn)距離攻擊型智能化武器、信息化武器為主導(dǎo)的“非接觸性戰(zhàn)爭(zhēng)”的新篇章，由此引發(fā)了無(wú)人機(jī)及其飛行控制研究的熱潮。1.1無(wú)人機(jī)縱向控制研究意義無(wú)人機(jī)按其用途和性能確定其屬性和全稱，如：靶標(biāo)無(wú)人機(jī)、偵察無(wú)人機(jī)、無(wú)人誘餌機(jī)、電子對(duì)抗無(wú)人機(jī)、攻擊無(wú)人機(jī)、戰(zhàn)斗無(wú)人機(jī)：長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)、超音速無(wú)人機(jī)、微型無(wú)人機(jī)、直升無(wú)人機(jī)等。無(wú)人機(jī)和有人機(jī)相比，具有許多優(yōu)點(diǎn)。第一，成本低，效費(fèi)好，造價(jià)數(shù)萬(wàn)至數(shù)十萬(wàn)美元，僅個(gè)別最先進(jìn)的大型機(jī)超過2000萬(wàn)美元。第二

2、，沒有人員傷亡和被俘的風(fēng)險(xiǎn),可深入敵軍縱深軍事要地上空實(shí)施偵察和作戰(zhàn)。第三，生存力強(qiáng)，有較強(qiáng)的突防能力,可以在超低空到超高空的廣闊空間長(zhǎng)期盤旋監(jiān)視戰(zhàn)場(chǎng)，提供人造衛(wèi)星、U2偵察機(jī)難以奏效的情報(bào)。第四，機(jī)動(dòng)性好，小型無(wú)人機(jī)體積小、重量輕，不要求有專門設(shè)備和機(jī)場(chǎng)起降，便于跟隨野戰(zhàn)部隊(duì)行動(dòng)作戰(zhàn)。無(wú)人機(jī)與有人機(jī)相比有上述無(wú)法比擬的優(yōu)點(diǎn)，并且無(wú)人機(jī)在越南戰(zhàn)爭(zhēng)、中東戰(zhàn)爭(zhēng)、兩次海灣戰(zhàn)爭(zhēng)、科索沃戰(zhàn)爭(zhēng)、阿富汗戰(zhàn)爭(zhēng)、反恐戰(zhàn)爭(zhēng)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(guó)家對(duì)無(wú)人機(jī)的重要性和功用有了新的認(rèn)識(shí)，給無(wú)人機(jī)的研究發(fā)展注入了新的活力。目前，研制使用無(wú)人機(jī)的國(guó)家己達(dá)30多個(gè)，無(wú)人機(jī)基本型數(shù)己增加到300多種

3、，其中美國(guó)、以色列研制的無(wú)人機(jī)尤其出色。無(wú)人機(jī)的使用范圍己拓展到軍事、民用和科學(xué)研究三大領(lǐng)域：在軍事上，可用于偵察監(jiān)視、通信中繼、電子對(duì)抗、火力制導(dǎo)、戰(zhàn)果評(píng)估、熾擾誘惑、對(duì)地（海）攻擊、目標(biāo)模擬和早期預(yù)警等；在民用上，可用于大地測(cè)量、城市環(huán)境檢測(cè)、地球資源勘測(cè)和森林防火、農(nóng)業(yè)勘測(cè)、交通、民用導(dǎo)航、環(huán)境保護(hù)、邊境巡邏與控制、自然災(zāi)害的監(jiān)視與救援等；在科學(xué)研究上，可用于大氣研究、氣象觀測(cè)、對(duì)核生化污染區(qū)的采樣與監(jiān)控、新技術(shù)新設(shè)備和新飛行器的試驗(yàn)驗(yàn)證等。無(wú)人機(jī)(UAV)的自動(dòng)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(shè)計(jì)。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(dòng)化性和可維護(hù)性等)。因此，研究無(wú)人機(jī)的自動(dòng)飛行控制技術(shù)具有十分重要的意義。12本文的主要研究?jī)?nèi)容本文以某型無(wú)人機(jī)為研究對(duì)象，著眼于研究應(yīng)用PU)控制技術(shù)，來(lái)設(shè)計(jì)無(wú)人機(jī)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(qiáng)控制算法魯棒性。首先對(duì)無(wú)入機(jī)建立數(shù)學(xué)模型，包括非線性動(dòng)力學(xué)模型，以及縱向運(yùn)動(dòng)的線性化方程。再介紹了PID的思想，以及應(yīng)用于無(wú)人機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)的思路。然后對(duì)無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)控制的縱向控制通道進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)，研究了縱向俯仰控制和高度控制，并且對(duì)其進(jìn)行仿真。第一

5、章簡(jiǎn)要介紹了整個(gè)課題的研究目的、意義及整個(gè)任務(wù)的要求安排；第二章是對(duì)某型無(wú)人機(jī)的模型進(jìn)行了介紹，描述了其假設(shè)條件、坐標(biāo)系、運(yùn)動(dòng)參數(shù)及運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程組等：第三章具體介紹了無(wú)人機(jī)縱向控制律的分析與設(shè)計(jì)，如俯仰姿態(tài)保持模態(tài)下的PLD控制律設(shè)計(jì)和高度保持，控制模態(tài)控制律的設(shè)計(jì)等；第四章是運(yùn)用MBTLAB對(duì)無(wú)人機(jī)縱向控制的仿真。 2無(wú)人機(jī)模型建立2.1假設(shè)條件要研究飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型的姿態(tài)仿真，首先必須建立飛機(jī)的模型。在略去飛機(jī)彈性震動(dòng)和變形的條件下，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)可看成包含六個(gè)自由度的剛體運(yùn)動(dòng)，其中包含繞三個(gè)軸的三種轉(zhuǎn)動(dòng)（滾動(dòng)、俯仰與偏航）和沿三個(gè)軸的三種線運(yùn)動(dòng)（前進(jìn)、上下與左右）。為了確切地描述飛機(jī)的運(yùn)

6、動(dòng)狀態(tài)，必須選定合適的坐標(biāo)系。本文釆用兩種坐標(biāo)系：在確定飛機(jī)的位置時(shí)，采用與地面固連的地面坐標(biāo)系：在描述飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)與移動(dòng)時(shí)，采用機(jī)體坐標(biāo)系或氣流坐標(biāo)系（速度坐標(biāo)系）。為了較簡(jiǎn)單的建立合適的飛機(jī)模型，在建立飛機(jī)的模型前，有幾個(gè)假設(shè)：1）假設(shè)飛機(jī)為一個(gè)剛體（即略去飛機(jī)彈性的影響），并且質(zhì)量是常數(shù)：2）假設(shè)地球?yàn)閼T性參考系（即把地面坐標(biāo)系看成慣性坐標(biāo)，略去地球自轉(zhuǎn)與公轉(zhuǎn)的影響）；3）認(rèn)為機(jī)體坐標(biāo)系中的OXtYt平面是一個(gè)對(duì)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(shè)重力加速度不隨飛行高度而變化。這樣建立的飛機(jī)模型包括兩部分：第一部分是以動(dòng)力學(xué)定律為基礎(chǔ)的動(dòng)力學(xué)方

7、程組，另一部分為通過坐標(biāo)變換關(guān)系得出的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組。建立的方程組為包含十二個(gè)非線性一階微分方程式的方程組。2.2各種坐標(biāo)系.飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)及操縱機(jī)構(gòu)2.2.1各種坐標(biāo)系為了確切地描述飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)必須選用適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)系，要想確定飛機(jī)在地球上的位置就必須采用地面坐標(biāo)系；要想方便地描述飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)與移動(dòng)，必須采用機(jī)體坐標(biāo)系或氣流坐標(biāo)系（速度坐標(biāo)系）。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AYd向上為正，縱軸AXd與橫軸AZd為水平面內(nèi)互相垂直的兩軸。一般取縱軸AXd為飛機(jī)的應(yīng)飛航線。用AXa=L表示航程、AZa=Z表示側(cè)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(biāo)系2.機(jī)體坐標(biāo)系機(jī)體坐標(biāo)系是與飛機(jī)固連的坐標(biāo)系，原點(diǎn)在飛機(jī)的重心上，縱軸OXt在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)，平衡于翼弦，指向機(jī)頭為正；立軸OYt也在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)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(jī)體坐標(biāo)系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OXq軸與飛機(jī)速度向量V重合；OYq也在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)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(biāo)系 2.2.2飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)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

9、數(shù)確定了，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)也就唯一地確定了。因此，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)也是飛機(jī)控制系統(tǒng)中的被控量。姿態(tài)角姿態(tài)角主要描述了機(jī)體坐標(biāo)系與地坐標(biāo)系的差異。包括以下三個(gè)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(jī)頭左偏航時(shí)為正；2）俯仰角機(jī)體軸0人與地平面的夾角，以機(jī)頭抬頭時(shí)為正；3）滾轉(zhuǎn)角*機(jī)體軸OXt與地軸OXd之間的夾角，以飛機(jī)右傾時(shí)為正。向量與機(jī)體坐標(biāo)系的關(guān)系1）迎角（攻角）a：速度向量V在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)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(cè)滑角0：速度向量V與飛機(jī)對(duì)稱平面之間的夾角，以V處于對(duì)稱平面之右時(shí)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(lái)進(jìn)行對(duì)飛機(jī)的控制。其中副翼、方向舵、升降舵及油門桿的偏轉(zhuǎn)角分別用幾、山、頭和升來(lái)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(duì)象的飛機(jī)，往往把三個(gè)姿態(tài)角0、9、廠當(dāng)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(jī)的輸入輸出的關(guān)系可表示如圖2.4：飛機(jī)方框圖圖24飛機(jī)的輸入輸出的關(guān)系2.3蘇聯(lián)體制下十二個(gè)一階非線性模型的建立過程2.3.1動(dòng)力學(xué)方程組由理論物理學(xué)知一動(dòng)坐標(biāo)系相對(duì)于地坐標(biāo)系的牽連運(yùn)動(dòng)有如下公式:絕對(duì)運(yùn)動(dòng)二相對(duì)運(yùn)動(dòng)+牽連運(yùn)動(dòng)設(shè)有一動(dòng)坐標(biāo)系OXY乙相對(duì)于地坐標(biāo)系以角速度轉(zhuǎn)動(dòng)，同時(shí)一質(zhì)

11、點(diǎn)在動(dòng)坐標(biāo)系中相對(duì)于動(dòng)坐標(biāo)系做相對(duì)運(yùn)動(dòng)，經(jīng)過At時(shí)間后，設(shè)艮為質(zhì)點(diǎn)相對(duì)于地坐標(biāo)系的變化量，為質(zhì)點(diǎn)相對(duì)于動(dòng)坐標(biāo)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(duì)于地坐標(biāo)系變化率（即絕對(duì)運(yùn)動(dòng)），務(wù)為向量和對(duì)于動(dòng)坐標(biāo)系的變化率（即相對(duì)運(yùn)動(dòng)），0吒為由動(dòng)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)動(dòng)而引起的向量變化率（及牽連運(yùn)動(dòng)）。上式可以推廣到任意向量的情況。對(duì)于iit、向量有：(2.3)(2.4)dHdHt一-=+MxHtdtdt肩d譏-刁+axxVdtdttr應(yīng)用向量代數(shù)法求出空（或更）在0人、0Yo0乙三軸上的投影時(shí)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(dòng)平衡方程式為：曲等+叫匕一叫S）7,m（牛+叫耳-禺匕嚴(yán)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(biāo)變換確定運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組1角位置運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組在飛機(jī)的三個(gè)姿態(tài)角的角速度中，0永遠(yuǎn)是沿垂直軸的，夕永遠(yuǎn)是沿水平軸的。睢有7是繞機(jī)體軸0人的。因此，把妙、

13、9、7向機(jī)體三軸投影，只有包含7的全部,3、氣都會(huì)含有0、的投影分量。因此，用坐標(biāo)變換可得他、3y、冬和0、9、7之間的關(guān)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(yùn)動(dòng)學(xué)方程組同角位置運(yùn)動(dòng)方程組的建立一樣，用坐標(biāo)變換的方法，先令地坐標(biāo)系繞立軸轉(zhuǎn)一個(gè)0角，然后再繞水平的橫軸轉(zhuǎn)一個(gè)9角，最后繞縱軸轉(zhuǎn)一個(gè)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(guān)系為:XK.%5_(2.14) # # # #取見與飛機(jī)的應(yīng)飛航線重合，則7/知厶為航程。分等，為高隊(duì)分知Z為側(cè)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(jī)的十二個(gè)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(gè)一階微分方程組可以化為:化Fm=尺dtXtdtdLudt5cos(0-&)dHdtdZdt對(duì)以上的方程式研究可以發(fā)

16、現(xiàn)：1）關(guān)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(yùn)動(dòng)是圍繞飛機(jī)橫側(cè)方向（側(cè)移、滾動(dòng)和偏航）而進(jìn)行的。因此這些方程描述的運(yùn)動(dòng)叫側(cè)向運(yùn)動(dòng)。2）其余的方程式，描述的運(yùn)動(dòng)是在通過飛機(jī)縱軸的羽齊平面（對(duì)稱平面）內(nèi)進(jìn)行的，叫縱向運(yùn)動(dòng)。本文主要研究此方面內(nèi)容。2.4前蘇聯(lián)體制下的縱向線性化方程在此，把飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)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(shí)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(yīng)07_00(2.42) # 3縱向控制律的分析與設(shè)計(jì)3.1飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分析飛行控制系統(tǒng)通常是由飛控計(jì)算機(jī)、傳感器、伺服機(jī)構(gòu)等部分組成。傳感器測(cè)量無(wú)人機(jī)的有關(guān)狀態(tài)信息，飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)輸入的傳感器信息、存儲(chǔ)的有關(guān)狀態(tài)和數(shù)據(jù)以及無(wú)線電測(cè)控終端發(fā)過來(lái)的上行遙控指令與數(shù)據(jù)，經(jīng)過判斷、運(yùn)算、處理后，輸出指令給伺服執(zhí)行機(jī)構(gòu)即舵機(jī)系統(tǒng)，控制操縱無(wú)人機(jī)的舵面、發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)門和前輪，以控

18、制無(wú)人機(jī)的飛行或地面滑跑。整個(gè)飛控系統(tǒng)的輸入量為傳感器所釆集的飛機(jī)狀態(tài)值，輸出量為飛機(jī)狀態(tài)方程的控制變量一一舵值和發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)質(zhì)上是一個(gè)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(shè)計(jì)的好壞決定著系統(tǒng)性能的優(yōu)劣，決定著系統(tǒng)的品質(zhì)。無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)是以飛機(jī)及其增穩(wěn)系統(tǒng)為內(nèi)回路，所組成的回路主要是控制和穩(wěn)定飛機(jī)的姿態(tài)。由于該回路包含了飛機(jī)，而飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特性又隨著飛行條件（如高度、速度等）而變化。所以有時(shí)其控制律可設(shè)置成隨飛行條件變化的調(diào)參增益。飛機(jī)包含了運(yùn)

19、動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)（表征飛機(jī)空間位置關(guān)系的環(huán)節(jié)），如果用敏感元件測(cè)量飛機(jī)的重心位置并進(jìn)行控制，就組成制導(dǎo)回路。這個(gè)回路的主要功能是控制飛機(jī)飛行軌跡，如高度的穩(wěn)定與控制，進(jìn)而可以構(gòu)成自動(dòng)著陸系統(tǒng)、地形跟隨系統(tǒng)等，此時(shí)的姿態(tài)角控制回路就成了重心控制回路的內(nèi)回路。這樣，一個(gè)完整的無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的整體組成就是如圖3.1所示的一個(gè)嵌套式結(jié)構(gòu)。 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(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)有俯仰、航向和橫滾三個(gè)控制通道，每個(gè)通道由一個(gè)控制面控制，但在橫滾和航向Z間常常有交聯(lián)，設(shè)計(jì)自動(dòng)駕駛儀一般就要考慮各通道的獨(dú)立性和關(guān)聯(lián)性。控制增穩(wěn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)一般都是按照縱向和橫側(cè)向分開

20、進(jìn)行的、因此，在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)自動(dòng)駕駛儀也要相應(yīng)地分開，分別設(shè)計(jì)縱向通道和橫側(cè)向自動(dòng)駕駛儀?？v向通道可以穩(wěn)定與控制飛機(jī)的俯仰角、高度、速度等；橫側(cè)向通道可以穩(wěn)定與控制飛機(jī)的航向角、傾斜角、偏航距離等?？刂骑w機(jī)的這些不同的變量，就對(duì)應(yīng)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(zhuǎn)角）保持、航向保持、自動(dòng)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(shè)計(jì)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(jī)機(jī)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(yùn)動(dòng);然后再將飛行器看作質(zhì)點(diǎn)，研究其重心在該平面內(nèi)的軌跡運(yùn)動(dòng)。由于角運(yùn)動(dòng)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(yùn)動(dòng)首先是控制飛行器的角運(yùn)動(dòng)，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(yùn)動(dòng)是首要的。在分析與設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)時(shí)，也往往從角運(yùn)動(dòng)開始,首先保證角穩(wěn)定和控制回路的性能，然后在此基礎(chǔ)上分析與設(shè)計(jì)軌跡運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)?？v向增穩(wěn)/控制增穩(wěn)系統(tǒng)使飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性、操縱性和機(jī)動(dòng)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(diǎn)與原飛機(jī)的開環(huán)極點(diǎn)有明顯的差異，是縱向姿態(tài)控制和軌跡控制系統(tǒng)自動(dòng)駕駛儀的一個(gè)良好內(nèi)回路，使自動(dòng)駕駛儀具有良好的穩(wěn)定性、響應(yīng)特性和控制精度。帶有增穩(wěn)系統(tǒng)的無(wú)人機(jī)是縱向自動(dòng)駕駛儀的控制對(duì)象?？梢允褂肕atlab

22、的Simulink工具箱，以飛機(jī)線姓化狀態(tài)方程模塊作為縱向自動(dòng)駕駛儀的控制對(duì)象，進(jìn)行初步設(shè)計(jì)：然后再以實(shí)際控制系統(tǒng)作為縱向自動(dòng)駕駛儀的內(nèi)回路，進(jìn)行仿真、計(jì)算和參數(shù)調(diào)節(jié)工作。在自動(dòng)駕駛儀控制律的設(shè)計(jì)中，利用反饋和校正技術(shù)，合理地設(shè)計(jì)PID參數(shù)，可以降低閉環(huán)系統(tǒng)階次，實(shí)現(xiàn)希望的響應(yīng)特性。在控制律設(shè)計(jì)的初步階段，首先可以暫不考慮伺服回路、傳感器、等效時(shí)延等非線性因素對(duì)閉環(huán)系統(tǒng)的影響，確定系統(tǒng)的PID控制結(jié)構(gòu)和參數(shù)，得到理想的、滿足耍求的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性和頻率響應(yīng)特性；其次，再考慮系統(tǒng)的非線性因素，對(duì)參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，使得系統(tǒng)的時(shí)域響應(yīng)與頻域響應(yīng)達(dá)到技術(shù)指標(biāo)的要求。這種設(shè)計(jì)方法簡(jiǎn)單易行，是工程實(shí)際中比較容易操

23、作的設(shè)計(jì)方法。3.3俯仰姿態(tài)保持模態(tài)下的PID控制律設(shè)計(jì)飛機(jī)在各種不同的高度巡航飛行、穩(wěn)態(tài)爬升及迸場(chǎng)下滑飛行時(shí)都耍求保持相應(yīng)的姿態(tài)，通過姿態(tài)控制達(dá)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?yàn)橛请S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(jī)將爬升；并且隨著燃油的消耗，重量將隨Z減輕，也會(huì)使飛機(jī)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(jī)將趨于改平。俯仰姿態(tài)保持是自動(dòng)駕駛儀其它模態(tài)的內(nèi)回路，如高度保持模態(tài)、自動(dòng)著陸等，良好的控制有利于任務(wù)的完成。俯仰姿態(tài)保持模態(tài)可以將飛機(jī)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(jì)算機(jī)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(dāng)飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)需要（如為了防撞）突然要操縱無(wú)人機(jī)到某一新的姿態(tài)時(shí)，此時(shí)姿態(tài)保持功能自動(dòng)解除，但防卻保持與新姿態(tài)值同步，這樣當(dāng)飛控計(jì)算機(jī)重新接通姿態(tài)保持模態(tài)的功能時(shí)，飛控系統(tǒng)將無(wú)人機(jī)保持于最后姿態(tài)，這樣可以保證飛機(jī)平穩(wěn)飛行，然后通過重新設(shè)置防值，可使無(wú)人機(jī)逐漸過渡到所需的姿態(tài)。3.3.1俯仰姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)俯仰速率限幅實(shí)際上限制了過載；通常還應(yīng)加入升降舵指令限幅；如果需要，應(yīng)加入俯仰結(jié)構(gòu)陷波器；對(duì)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(gè)俯仰阻尼器的內(nèi)環(huán)，可以提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性。內(nèi)環(huán)增益較高時(shí)，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(jìn)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(shè)計(jì)思路圖3.2姿態(tài)回路PID控制器結(jié)構(gòu)圖姿態(tài)控制回路常規(guī)PID控制器結(jié)構(gòu)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(gòu)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(hào)，為傳感器信號(hào)，其控制律為：4=可他+疋(冷一及)(4.1)其中，穢=+&(%)+/s。通常先設(shè)計(jì)阻尼回路，確定參

26、數(shù)然后以此為基礎(chǔ)設(shè)計(jì)姿態(tài)角穩(wěn)定回路，確定值?？刂葡到y(tǒng)設(shè)計(jì)者在初步選擇參數(shù)時(shí)往往遵循這種由內(nèi)到外的設(shè)計(jì)規(guī)則。在設(shè)計(jì)常規(guī)PID參數(shù)時(shí)，根據(jù)比例、積分、微分控制對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性、動(dòng)態(tài)性能的作用，經(jīng)過綜合設(shè)計(jì)，找到一組更好的P1D參數(shù)，以達(dá)到更好的控制效果。3.3.3低空俯仰角保持的控制律設(shè)計(jì)1）飛機(jī)縱向線性化方程取某型無(wú)人機(jī)低空起飛時(shí)的狀態(tài)點(diǎn)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(wú)人機(jī)

27、在狀態(tài)點(diǎn)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(shè)計(jì)1）飛機(jī)縱向線性化方程己知某無(wú)人機(jī)在高空的狀態(tài)點(diǎn)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(wú)人機(jī)在高空的狀態(tài)點(diǎn)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(shè)計(jì)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)的初始階段等都耍保持高度的穩(wěn)定。飛機(jī)的高度保持與控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制來(lái)完成。當(dāng)飛機(jī)受到

29、縱向常值干擾力矩時(shí)，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(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(dòng)態(tài)過程中，如果航跡傾斜角變化量平均值不為零，也會(huì)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(dòng)機(jī)推力的大小來(lái)控制飛行高度。但借助于控制推力來(lái)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(cè)量相對(duì)于給定高度偏差的測(cè)量裝置一一高度差傳

30、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。將高度偏差信號(hào)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，直至高度差為零，使飛機(jī)回到預(yù)定高度。圖3.3高度保持/控制回路結(jié)構(gòu)圖高度保持/控制回路結(jié)構(gòu)如圖3.3所示。其內(nèi)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(chǔ)上進(jìn)行設(shè)計(jì)，并且通常不改變已經(jīng)設(shè)計(jì)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(duì)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(luò)，因此反饋信號(hào)成了日和比的反饋；2）加俯仰角姿態(tài)反饋。在反饋信號(hào)中增加了H信號(hào)的效果是增加了

31、長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)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(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性。對(duì)于高度控制回路，高度偏差信號(hào)和高度變化率R的反饋，可以滿足在一個(gè)飛行狀態(tài)高度的階躍響應(yīng)的要求，然而考慮到飛機(jī)在整個(gè)包線范圍內(nèi)不同的平衡狀態(tài)變化，需要加一個(gè)積分環(huán)節(jié)，積分高度差信號(hào)，否則，飛機(jī)會(huì)有靜差的飛行。因?yàn)榉e分容易引起積分“卷繞終結(jié)”（integratorwindup）現(xiàn)象,所以高度控制回路中要考慮積分接入的時(shí)機(jī)和積分限幅，保證整個(gè)飛行過程中不會(huì)舵機(jī)飽和。在高度控制回路中，相對(duì)于給定高度的偏差信號(hào)以及俯仰角偏離信號(hào)的反饋是很重要的，若控制中沒有俯仰角的偏離信號(hào)，則在高度穩(wěn)定過程中舵總是向上偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致升

32、力增量總為正，軌跡總是向上彎曲。當(dāng)飛機(jī)達(dá)到給定高度時(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)舵才向下偏轉(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)。引入俯仰角偏離信號(hào)后，飛機(jī)在未達(dá)到給定高度時(shí)就提前收回舵面，減小了飛機(jī)的上升率，對(duì)高度振蕩起阻尼作用。高度微分信號(hào)是為了進(jìn)一步增加阻尼而反饋的。3.5MATLAB在控制中的應(yīng)用MATLAB是矩陣實(shí)驗(yàn)室（MaMxMbowQy）之意。它除了具備具備卓越的數(shù)值計(jì)算功能外，還提供了專業(yè)水平的符號(hào)計(jì)算，文字處理,可視化建模仿真和實(shí)時(shí)控制等功能。MATLAB的基本數(shù)據(jù)單位是矩陣，它的指令表達(dá)式與數(shù)學(xué),工程中常用的形式十分相似，故用

33、MATLAB來(lái)解算問題要比用C,FORTRAN等語(yǔ)言完相同的事情簡(jiǎn)捷得多.在新的版本中也加入了對(duì)C,FORTRAN,C+,JAVA的支持.可以直接調(diào)用，用戶也可以將自己編寫的實(shí)用程序?qū)氲組AILAB函數(shù)庫(kù)中方便自己以后調(diào)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(jìn)行下載就可以用，非常的方便。MATLAB的基礎(chǔ)是矩陣計(jì)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(diǎn)，使MAILAB成為一個(gè)強(qiáng)大的數(shù)學(xué)軟件MATLAB軟件的主耍特點(diǎn)有：（1）友好的工作平臺(tái)和編程環(huán)境。（2）簡(jiǎn)單易用的程序語(yǔ)言。（3）強(qiáng)大的科學(xué)計(jì)算機(jī)數(shù)據(jù)處理能力。（4）出色的圖形

34、處理功能。4模型無(wú)人機(jī)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(dòng)態(tài)性能，不斷的改變或調(diào)整控制策略，以便使控制器本身的控制規(guī)律適應(yīng)于控制系統(tǒng)的要求。在控制決策過程中，經(jīng)驗(yàn)豐富的操作者并不是依據(jù)數(shù)學(xué)模型進(jìn)行控制，而是根據(jù)操作經(jīng)驗(yàn)以及對(duì)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)信息的識(shí)別進(jìn)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(jì)算機(jī)模擬人的控制行為功能，最大限度的識(shí)別和利用控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)過程所提供的特征信息，進(jìn)行啟發(fā)和直覺推理，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)缺乏精度模型的對(duì)象進(jìn)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(shè)計(jì)方案、控制結(jié)構(gòu)以

35、及飛行控制律的設(shè)計(jì)。對(duì)在低空、高空下的俯仰姿態(tài)保持模態(tài)設(shè)計(jì)PLD控制律，并分析了仿真結(jié)果。結(jié)果顯示了PID的有效性。4.2仿真結(jié)果1）低空俯仰角姿態(tài)保持仿真研究低空時(shí)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(jié)構(gòu)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(jī)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(gè)洗出網(wǎng)絡(luò)旦，它是一個(gè)高通濾波器。如果沒&S+1fS+1有這個(gè)網(wǎng)絡(luò)，當(dāng)操縱飛機(jī)做穩(wěn)態(tài)拉起的機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，阻尼器輸出的穩(wěn)態(tài)0信號(hào)就會(huì)成為阻礙因素，而使這種機(jī)動(dòng)飛行難以完成。洗出網(wǎng)絡(luò)的作用就是在飛機(jī)穩(wěn)態(tài)拉起時(shí)或穩(wěn)態(tài)等高盤旋時(shí)(因?yàn)榇藭r(shí)存在一個(gè)穩(wěn)態(tài)的=-sin/分量)，將阻尼器信號(hào)清除掉。其跟蹤階躍