基于模糊PID控制傾轉旋翼飛行器載重分析

駱博 張舒瑜

摘 要：傾轉旋翼飛行器共有三個飛行模式，分別是直升機飛行模式、過渡飛行模式和固定翼飛行模式，本文主要是研究直升機飛行模式。國內目前研究直升機飛行模式，主要是針對其垂直起降階段利用經(jīng)典PID控制進行控制系統(tǒng)設計。

直升機模式的主要優(yōu)點是懸停載重，這是固定翼機不具備的。目前國內多采用經(jīng)典PID作為直升機模式控制方法，而經(jīng)典PID控制具有固有缺陷導致控制系統(tǒng)魯棒性不強，懸停載重需要系統(tǒng)的抗干擾能力，所以對傳統(tǒng)控制系統(tǒng)采取新的控制方法尤為必要。

關鍵詞：傾轉旋翼飛行器；模糊自整定PID控制；控制系統(tǒng)設計

傾轉旋翼機是一種同時具備直升機和固定翼機優(yōu)點的新型飛行器。從性能上看，它可以像直升機一樣不依賴地形垂直起降，同時它也可以擁有固定翼飛行器的高航速。從結構上看，位于其機翼末端的短艙會隨著其飛行模式的改變而轉動，這使得飛行器成為一個時變非線性的系統(tǒng)，其控制系統(tǒng)的設計是傾轉旋翼飛行器研究的基礎和難點。傾轉旋翼飛行器以其優(yōu)越的性能和設計難度上的挑戰(zhàn)，成為各國研究的熱點。本文基于模糊自整定PID控制原理，在MATLAB上建立了三個姿態(tài)通道以及三個位置通道中模糊自整定PID控制的子模塊部分。采用雙環(huán)控制器結構，設計出三個姿態(tài)通道控制率。采用雙回路控制結構，設計出傾轉旋翼飛行器位置控制率。對傾轉旋翼飛行器直升機模式控制器進行仿真研究，主要是：改變質量參數(shù)，對飛行器懸停模式的載重情況進行分析。

1 模糊自整定子模塊設計

模糊自整定PID，是指人們運用模糊數(shù)學的基本理論和方法，把規(guī)則條件、操作用模糊集的方式表示出來，并把這些模糊控制信息（如評價標準、初始PID參數(shù)等）作為規(guī)則存入計算機控制庫中，然后計算機根據(jù)控制系統(tǒng)的實際響應情況結合之前存儲的模糊規(guī)則進行調控，從而自動實現(xiàn)PID參數(shù)的最佳調整。

模糊自整定PID是通過找出三個參數(shù)（Kp、Ki、 Kd）與e和 ec之間的模糊關系，并實時在線監(jiān)測 和 。根據(jù)不同時期e和ec對控制參數(shù)的要求，實現(xiàn)模糊推理對三個參數(shù)的修改，得到三個參數(shù)的修正量，從而實現(xiàn)參數(shù)自整定的需求。

選擇姿態(tài)角中俯仰角的模糊子模塊建立為例。俯仰角的偏差和姿態(tài)角速度的偏差作為模糊PID控制器的輸入，選取對Kp，Ki， Kd三個參數(shù)的調節(jié)量△Kp，△Ki，△Kd作為輸出，可以根據(jù)輸入輸出設定模糊邏輯板塊。

我們可以知道語言變量是：e，ec，△Kp，△Ki，△Kd，設定其論域為：{-3，+3}。選取{負大（NB），負中（NM），負?。∟S），零（Z），正?。≒S），正中（PM），正大（PB）}為描述系統(tǒng)變量，得到系統(tǒng)子集{NB，NM，NS，Z，PS，PM，PB}。變量隸屬函數(shù)選擇為：左邊正弦型函數(shù)，中間三角型函數(shù)，右邊正弦型函數(shù)的組合函數(shù)形式。然后對模糊規(guī)則進行設定，共有49條。

通過模糊規(guī)則在模糊系統(tǒng)編輯器中可以建立模糊系統(tǒng)，設定完模糊邏輯部分，再設定PID控制部分選取初始參數(shù)為Kp=10， Ki=0.005，Kd=0.25

2 控制系統(tǒng)設計及載重仿真分析

對于傾轉旋翼機直升機模式位置控制律的設計主要是采用兩個回路的設計，它們分別是：穩(wěn)定回路和制導回路，如圖1所示。

圖1雙回路控制結構示意圖

穩(wěn)定回路主要起到穩(wěn)定和控制無人機姿態(tài)的作用。其采用雙環(huán)控制結構，內環(huán)為角速度反饋，對擾動起到快速控制的作用；外環(huán)為角度反饋。在設計程序上，由內向外，先設計好內環(huán)，再設計外環(huán)。分析外回路時，內回路用比例環(huán)節(jié)表示穩(wěn)定回路；分析內回路時，考慮到內外回路帶寬差別較大，所以不考慮外回路影響。

圖2傾轉旋翼機直升機模式控制系統(tǒng)Simulink仿真框圖

圖3傾轉旋翼機直升機模式載重仿真分析

制導回路主要起到穩(wěn)定和控制無人機運動軌跡的作用。制導回路的控制方法是：首先計算當前位置與目標位置的方位差，而后計算方位差對應的姿態(tài)變化，再由姿態(tài)控制器對姿態(tài)調整，以及加速度部件進行速度調整，最后達到軌跡調整的目的。

采用Matlab的Simulink模塊結合S函數(shù)的方式，根據(jù)原理圖1，可以設計出姿態(tài)回路仿真框圖和位置回路仿真框圖，如圖2所示。其中姿態(tài)回路是穩(wěn)定回路，而位置回路是制導回路，單一對穩(wěn)定回路進行控制可以得到姿態(tài)角仿真，而將穩(wěn)定回路和制導回路結合仿真可以得到位置仿真。

控制目標：將原函數(shù)中質量參數(shù)（質量和轉動慣量）改為原大小的1.5倍、2倍、3倍。目的：測試直升機模式下無人機載重能力。仿真曲線如圖3所示。

從曲線中可以看到：隨著參數(shù)的增大，系統(tǒng)響應速度變慢，最大超調量變大，但是曲線最終均能穩(wěn)定在原曲線位置。

3 結語

本文設計了傾轉旋翼飛行器直升機模式下的控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)包括三個姿態(tài)控制以及三個位置控制。通過仿真可以看到飛行器在直升機模式具備一定載重能力，控制系統(tǒng)相對傳統(tǒng)控制系統(tǒng)在魯棒性、穩(wěn)定性、反應速度上有所提高。下一步會針對飛行器過渡飛行模式展開研究。

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