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    無人機(jī)自主飛行控制器設(shè)計(jì)

    2015-12-28 08:38:36高九州賈宏光
    飛行力學(xué) 2015年3期
    關(guān)鍵詞:空速控制參數(shù)風(fēng)場

    高九州,賈宏光

    (1.中國科學(xué)院 長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所,吉林 長春130033;2.中國科學(xué)院大學(xué),北京100039)

    0 引言

    無人機(jī)結(jié)構(gòu)簡單,價(jià)格低廉,用途廣泛,既可用于航拍、勘探、測繪和監(jiān)測等民用方面,又可用于執(zhí)行偵察、干擾、對抗、打擊等軍事任務(wù)[1-2]。但是,在無人機(jī)執(zhí)行飛行任務(wù)的過程中,風(fēng)場對穩(wěn)定飛行的影響是不可忽略的。統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)表明,每3次天氣因素造成的飛行事故中,就有1次是惡劣風(fēng)況導(dǎo)致的[3-4]。因此,考慮風(fēng)場對無人機(jī)飛行穩(wěn)定性的影響十分必要。文獻(xiàn)[5-8]在理論上給出了詳細(xì)的動(dòng)力學(xué)建模及控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的理論知識;文獻(xiàn)[9-11]則針對不同的樣例無人機(jī)給出了具體的控制器設(shè)計(jì)方法。

    本文以某樣例無人機(jī)為研究對象,其最大起飛重量200 kg,翼展6.05 m,機(jī)翼面積3.11 m2;動(dòng)力系統(tǒng)采用螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī),順向機(jī)頭螺旋逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)飛行,氣動(dòng)數(shù)據(jù)由風(fēng)洞試驗(yàn)解算得到。在此基礎(chǔ)上,建立數(shù)學(xué)模型,設(shè)計(jì)控制律算法,進(jìn)行非線性數(shù)字仿真和半物理仿真試驗(yàn),最后進(jìn)行了外場飛行試驗(yàn)。

    1 飛行動(dòng)力學(xué)建模

    風(fēng)場中飛行,地速、風(fēng)速和空速的關(guān)系可表示為:

    在地面坐標(biāo)系中,風(fēng)場模型為:

    將該風(fēng)場模型投影到機(jī)體坐標(biāo)系下:

    式中:Sφθψ為由地面坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

    機(jī)體坐標(biāo)系下的風(fēng)場加速度為:

    空速為:

    風(fēng)場中的迎角:

    風(fēng)場中的側(cè)滑角:

    本樣例無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角φp=-3°,發(fā)動(dòng)機(jī)反扭力矩Tor為速度、高度和油門開度的插值函數(shù)。在此基礎(chǔ)上,無人機(jī)空中飛行動(dòng)力學(xué)方程可歸納如下:

    式中:mg,T,Δ分別為重力、推力及質(zhì)心距推力線距離;D,C,L 分別為阻力、側(cè)向力和升力分別為滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

    2 PID控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

    2.1 俯仰通道控制律設(shè)計(jì)

    俯仰通道的俯仰角控制、高度控制結(jié)構(gòu)分別如圖1和圖2所示。

    圖1 俯仰角控制結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure for pitch angle control

    圖中,俯仰角速度作為內(nèi)環(huán)增穩(wěn)系統(tǒng),其短周期自然頻率為3.103 2 rad/s,阻尼比為0.391 0,舵機(jī)帶寬要求15.5 rad/s(短周期帶寬的5倍)。初步設(shè)計(jì)俯仰角速度增益為0.539,此時(shí),內(nèi)環(huán)阻尼調(diào)整為0.839,自然頻率調(diào)整為7.09 rad/s,阻尼回路阻尼比由0.641提高至0.839。同時(shí)為了提高控制精度,外環(huán)采用比例積分控制,控制參數(shù)分別為1.594與0.396,此時(shí)系統(tǒng)幅值裕度16.6 dB,相位裕度87.4°,系統(tǒng)響應(yīng)調(diào)節(jié)時(shí)間為8 s,超調(diào)量為10%。

    圖2的高度控制結(jié)構(gòu)中,根據(jù)前面設(shè)計(jì)好的俯仰角控制回路,選擇高度比1.89和垂直速度比2.06,高度與升降速度方向相反,兩對復(fù)根阻尼分別為0.754和0.535,幅值裕度15.4 dB,相位裕度68.6°,系統(tǒng)響應(yīng)調(diào)節(jié)時(shí)間為12 s,無超調(diào),無穩(wěn)態(tài)誤差。

    以初步設(shè)計(jì)的控制參數(shù)為基準(zhǔn),經(jīng)數(shù)字仿真驗(yàn)證,最終俯仰角回路控制參數(shù)調(diào)整如下:

    控制律表達(dá)式如下:

    高度回路控制參數(shù)調(diào)整如下:

    控制律表達(dá)式如下:

    無風(fēng)條件下,7°等俯仰角爬升模態(tài)仿真結(jié)果如圖3所示,此時(shí)空速與地速相等,迎角穩(wěn)定2.8°,爬升率3.33 m/s,升降舵保持4.7°壓頭距。

    圖3 7°俯仰角爬升模態(tài)仿真結(jié)果Fig.3 Simulation results for 7°pitch angle climbing mode

    在仿真中加入3 m/s垂直下滑風(fēng)、15 m/s橫向側(cè)風(fēng)、10 m/s順風(fēng)以構(gòu)造惡劣風(fēng)場環(huán)境,其結(jié)果如圖4所示,此時(shí)俯仰角仍穩(wěn)定在7°,但迎角接近5°,爬升率僅為1.667 m/s,由于順風(fēng)作用,地速大于空速。仿真結(jié)果表明,垂直下滑風(fēng)對縱向飛行影響最大,3 m/s為7°俯仰角爬升的臨界垂直風(fēng)速。

    圖4 爬升惡劣風(fēng)條件下仿真結(jié)果Fig.4 Simulation results of climbing in severe winds

    無風(fēng)條件下,400 m高度平飛仿真結(jié)果如圖5所示??梢钥闯?,高度靜差小于1 m,升降舵保持6°壓頭距。

    圖5 400 m高度平飛模態(tài)仿真結(jié)果Fig.5 400 m level flight simulation results

    在仿真中加入3 m/s垂直下滑風(fēng)、15 m/s橫向側(cè)風(fēng)、10 m/s順風(fēng)以構(gòu)造惡劣風(fēng)場環(huán)境,其仿真結(jié)果如圖6所示??梢钥闯?,垂直下滑風(fēng)作用下俯仰角和迎角都有所增大,升降舵輸出有所減小,飛行過程高度不掉高,平飛模態(tài)穩(wěn)定。

    2.2 滾轉(zhuǎn)/偏航通道控制律設(shè)計(jì)

    滾轉(zhuǎn)/偏航通道的設(shè)計(jì)原理與俯仰通道一致,其控制結(jié)構(gòu)圖如圖7和圖8所示。

    圖7 滾轉(zhuǎn)角控制結(jié)構(gòu)Fig.7 Structure for roll angle control

    控制律表達(dá)式如下:

    圖8 偏航角控制結(jié)構(gòu)Fig.8 Structure for yaw angle control

    滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)主要是考慮提高舵機(jī)模型下滾轉(zhuǎn)傳遞函數(shù)的阻尼比,設(shè)計(jì)將原阻尼0.341提高至0.762,頻率15.1 rad/s。再根據(jù)已設(shè)計(jì)好的滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)系統(tǒng),外環(huán)控制參數(shù)為0.875,阻尼為0.678,頻率為13.1 rad/s,幅值裕度16.7 dB,相位裕度73.1°。滾轉(zhuǎn)角階躍響應(yīng)調(diào)節(jié)時(shí)間為0.5 s,無超調(diào)。

    以初步設(shè)計(jì)的控制參數(shù)為基準(zhǔn),經(jīng)數(shù)字仿真驗(yàn)證,最終滾轉(zhuǎn)與偏航回路控制參數(shù)調(diào)整如下:

    無風(fēng)條件下,20°滾轉(zhuǎn)角盤旋仿真結(jié)果如圖9所示。盤旋過程中由于螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的氣動(dòng)反扭力矩使得盤旋航跡并非嚴(yán)格正圓,航跡盤旋半徑約600 m,方向舵穩(wěn)定輸出7.5°產(chǎn)生側(cè)滑角穩(wěn)定值5°。

    圖9 滾轉(zhuǎn)角盤旋飛行仿真結(jié)果Fig.9 Simulation results for roll angle circling flight

    在仿真中加入3 m/s垂直下滑風(fēng)、15 m/s橫向側(cè)風(fēng)、10 m/s順風(fēng)以構(gòu)造惡劣風(fēng)場環(huán)境,其結(jié)果如圖10所示??梢钥闯?,航跡雖能完成盤旋動(dòng)作,但已變成不規(guī)則航跡,盤旋每周的航跡均不重合。

    圖10 滾轉(zhuǎn)角風(fēng)干擾條件下飛行仿真結(jié)果Fig.10 Roll angle flight simulation results in serious winds

    3 飛行試驗(yàn)

    基于以上飛行動(dòng)力學(xué)建模、模型線性化及控制律設(shè)計(jì),完成樣例無人機(jī)的外場飛行試驗(yàn)。試驗(yàn)條件如下:

    (1)普通民用機(jī)場;

    (2)外場實(shí)測逆風(fēng)最大風(fēng)速小于3 m/s,側(cè)風(fēng)最大風(fēng)速小于10 m/s,垂直最大風(fēng)速小于0.5 m/s。

    飛行試驗(yàn)進(jìn)行了3 616.32 s,順利完成了自主爬升/下滑、平飛、盤旋等飛行模態(tài)。采集得到的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)整理如圖11~圖13所示。

    圖11 俯仰角-3°下滑試驗(yàn)數(shù)據(jù)Fig.11 Gliding test datas with -3°pitch angle

    由圖11可以看出:俯仰角-3°下滑試驗(yàn)中,采集得到的俯仰角穩(wěn)定值-3°,無靜差;空速大于地速,逆風(fēng)飛行;下滑率約1.67 m/s;升降舵穩(wěn)定輸出6.5°,提供壓頭矩,穩(wěn)定飛行。由于螺旋槳旋轉(zhuǎn)引起氣動(dòng)反扭力矩,螺旋槳逆時(shí)針旋轉(zhuǎn),氣動(dòng)反扭力就順時(shí)針,因此輸出副翼很小的正舵,約0.4°,平衡氣動(dòng)反扭力矩。

    圖12 400 m高度平飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)Fig.12 Level flight test datas at 400 m

    由圖12可以看出:飛行高度達(dá)到418.5 m時(shí),切入當(dāng)前高度等高平飛模態(tài),高度靜差小于1 m,這是因?yàn)闆]有采用積分控制導(dǎo)致;逆風(fēng)作用,空速大于地速,橫側(cè)風(fēng)作用,平飛航線略有彎曲;平飛模態(tài)穩(wěn)定時(shí),俯仰角約為1°,升降舵穩(wěn)定輸出4.2°,提供壓頭矩,穩(wěn)定飛行。

    圖13 滾轉(zhuǎn)角盤旋試驗(yàn)飛行數(shù)據(jù)Fig.13 Roll angle circling flight test datas

    由圖13可以看出:滾轉(zhuǎn)角25°盤旋由順風(fēng)飛行變?yōu)槟骘L(fēng)飛行,再變回順風(fēng)飛行,其空速、地速交替變大,同時(shí)盤旋航跡為橢圓形;穩(wěn)定盤旋過程高度沒有變化,滾轉(zhuǎn)角保持25°,俯仰角保持3.5°,方向舵穩(wěn)定輸出值9°產(chǎn)生穩(wěn)定側(cè)滑角。

    試驗(yàn)結(jié)果表明,在外場逆風(fēng)最大風(fēng)速小于3 m/s,側(cè)風(fēng)最大風(fēng)速小于5 m/s,垂直最大風(fēng)速小于0.5 m/s的環(huán)境中,本樣例無人機(jī)能完成爬升/下滑、平飛和盤旋模態(tài)的穩(wěn)定飛行,其各項(xiàng)飛行參數(shù)均優(yōu)于國軍標(biāo)要求,如表1所示。

    表1 國軍標(biāo)與試驗(yàn)結(jié)果Table1 GJB and test results

    4 結(jié)束語

    本文針對某樣例無人機(jī),分析了風(fēng)場對穩(wěn)定飛行的影響,考慮了發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角、氣動(dòng)反扭力矩的影響,給出了全量非線性動(dòng)力學(xué)模型;分別設(shè)計(jì)了俯仰和滾轉(zhuǎn)/偏航通道的控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和相應(yīng)的PID控制參數(shù);以初步設(shè)計(jì)的控制參數(shù)為基準(zhǔn),在無風(fēng)理想環(huán)境和順風(fēng)最大風(fēng)速小于10 m/s,側(cè)風(fēng)最大風(fēng)速小于15 m/s,下垂風(fēng)最大風(fēng)速小于3 m/s的環(huán)境下,通過非線性系統(tǒng)數(shù)學(xué)仿真調(diào)整了爬升、平飛和盤旋模態(tài)飛行的控制參數(shù);在順風(fēng)最大風(fēng)速小于3 m/s,側(cè)風(fēng)最大風(fēng)速小于10 m/s,下垂風(fēng)最大風(fēng)速小于0.5 m/s的外場進(jìn)行飛行試驗(yàn),試驗(yàn)爬升/下滑、平飛、盤旋模態(tài)飛行,其俯仰角、滾轉(zhuǎn)角無靜差,高度靜差不到1 m,各參數(shù)均優(yōu)于國軍標(biāo)要求。

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