無(wú)人機(jī)控制律的設(shè)計(jì)與仿真

肖沿海

（江南機(jī)電設(shè)計(jì)研究所，貴州貴陽(yáng)，550000）

無(wú)人機(jī)控制律的設(shè)計(jì)與仿真

肖沿海

（江南機(jī)電設(shè)計(jì)研究所，貴州貴陽(yáng)，550000）

本文是在無(wú)人機(jī)控制技術(shù)領(lǐng)域的一個(gè)基礎(chǔ)性的探索研究。由于本人是首次接觸飛行控制這一嶄新的領(lǐng)域，且本系在該領(lǐng)域前期的科研積累很少，雖在導(dǎo)師的指導(dǎo)下克服了重重困難，取得了一定的進(jìn)展，但就其深度而言，還尚顯膚淺，在某些問(wèn)題的研究上還未深入到飛控的本質(zhì)。

無(wú)人機(jī)；控制率；控制技術(shù)

1 飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基本思路

常規(guī)無(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)是一個(gè)多通道控制系統(tǒng)，即多輸入多輸出的控制系統(tǒng)。其輸入量為傳感器所采集到的無(wú)人機(jī)狀態(tài)值，輸出量為無(wú)人機(jī)狀態(tài)方程的控制變量—舵值和發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

通常而言，我們要想控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)必須首先考慮控制它的角運(yùn)動(dòng)，使其姿態(tài)發(fā)生變化，然后才能使它的重心軌跡發(fā)生相應(yīng)的變化。因此，我們把以姿態(tài)角信號(hào)反饋為基礎(chǔ)構(gòu)成的飛行姿態(tài)穩(wěn)定和控制回路(即內(nèi)回路)稱之為飛控系統(tǒng)的核心控制回路。同時(shí)，為了提高角控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能，我們還應(yīng)該采用由角速率反饋所構(gòu)成的阻尼回路來(lái)彌補(bǔ)現(xiàn)代高空高速無(wú)人機(jī)自身阻尼的不足，從而改善其姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性。但有一點(diǎn)值得注意的是，阻尼系統(tǒng)只對(duì)短周期運(yùn)動(dòng)起良好的阻尼作用，而對(duì)于長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)的阻尼作用卻是很弱的。

飛控系統(tǒng)的內(nèi)回路是飛行高度、航向、航跡等外回路控制的基礎(chǔ)。其中，無(wú)人機(jī)的高度保持就是在俯仰角控制內(nèi)回路的基礎(chǔ)上，引入氣壓高度反饋信號(hào)構(gòu)成飛行高度穩(wěn)定外回路來(lái)實(shí)現(xiàn)的;航向控制與穩(wěn)定是通過(guò)將航向信號(hào)反饋到滾轉(zhuǎn)控制通道，構(gòu)成飛行航向控制外回路來(lái)實(shí)現(xiàn)的;自主導(dǎo)航飛行是在飛行導(dǎo)航控制回路的基礎(chǔ)上，引入側(cè)偏距反饋構(gòu)成航跡控制外回路來(lái)實(shí)現(xiàn)的。

一般來(lái)說(shuō)，無(wú)人機(jī)的飛控系統(tǒng)通常包括俯仰、航向和橫滾三個(gè)控制通道(有的系統(tǒng)只包括俯仰通道和橫滾通道)，每個(gè)通道都由一個(gè)控制面來(lái)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?cè)谠O(shè)計(jì)飛控系統(tǒng)時(shí)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(wú)人機(jī)沿縱向平面的對(duì)稱性，通?？梢詫w行控制在一定條件下分為相對(duì)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(wú)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(wú)人機(jī)的航向角、滾轉(zhuǎn)角和偏航距離等。

作為整個(gè)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(huì)直接影響到整個(gè)飛控系統(tǒng)的性能。考慮到控制角運(yùn)動(dòng)是控制軌跡運(yùn)動(dòng)的基礎(chǔ)，我們?cè)诰唧w設(shè)計(jì)飛行控制律時(shí)也應(yīng)該先從控制角運(yùn)動(dòng)入手，首先保證角運(yùn)動(dòng)控制回路的性能，然后在此基礎(chǔ)上進(jìn)行軌跡運(yùn)動(dòng)控制回路的設(shè)計(jì)。

因此在本文中，我們針對(duì)縱向系統(tǒng)，首先研究無(wú)人機(jī)俯仰姿態(tài)保持/控制模態(tài)控制律的設(shè)計(jì)，然后再研究其高度保持/控制模態(tài)下控制律的設(shè)計(jì)問(wèn)題;針對(duì)橫側(cè)向系統(tǒng)，則先研究了傾斜姿態(tài)保持/控制模態(tài)控制律的設(shè)計(jì)，然后對(duì)航向保持/控制模態(tài)下控制律的設(shè)計(jì)問(wèn)題進(jìn)行了探討。

在飛行控制律設(shè)計(jì)的初步階段，我們可以暫不考慮伺服回路、傳感器和等效時(shí)延等非線性因素對(duì)閉環(huán)系統(tǒng)的影響，充分利用相關(guān)經(jīng)典控制理論，合理的設(shè)計(jì)出控制器的結(jié)構(gòu)與參數(shù)，使系統(tǒng)的時(shí)域響應(yīng)和頻域響應(yīng)都能達(dá)到相應(yīng)技術(shù)指標(biāo)的要求;然后，再考慮系統(tǒng)的非線性因素，對(duì)參數(shù)重新進(jìn)行調(diào)整。實(shí)踐證明，這種設(shè)計(jì)方法簡(jiǎn)單易行，是工程實(shí)際中比較容易操作的設(shè)計(jì)方法。

由于無(wú)人機(jī)的動(dòng)態(tài)特性會(huì)隨著飛行條件(如高度、速度等)的不同而產(chǎn)生較大的變化，所以，我們有必要將整個(gè)飛行包線所在的區(qū)域劃分成許多不同的小區(qū)域，然后分別針對(duì)每個(gè)不同的區(qū)域設(shè)計(jì)參數(shù)不同控制器，或者我們也可以將控制律設(shè)置成可隨行條件變化的調(diào)參增益。在實(shí)際飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，我們通常需要對(duì)飛行區(qū)間進(jìn)行更為細(xì)致的劃分，而且應(yīng)該選取較多的典型狀態(tài)點(diǎn)作為設(shè)計(jì)控制器的基準(zhǔn)點(diǎn)。我們?cè)谶@里僅選取了少量的狀態(tài)點(diǎn)，其目的是為了從一個(gè)小的側(cè)面對(duì)所設(shè)計(jì)的控制律進(jìn)行仿真驗(yàn).

2 控制律的設(shè)計(jì)與仿真

圖1 PID控制下高度階躍響應(yīng)（A點(diǎn)）

圖2 PID控制下高度階躍響應(yīng)（B點(diǎn)）

圖3 PID控制下高度階躍響應(yīng)（C點(diǎn)）

在設(shè)計(jì)基于PIO控制的無(wú)人機(jī)高度控制系統(tǒng)時(shí)，我們通常只需保持原來(lái)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。

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B點(diǎn)和C點(diǎn)附近的D點(diǎn)。全部仿真結(jié)果分別如圖1-4所示。

圖4 PID控制下高度階躍響應(yīng)（D點(diǎn)）

3 結(jié)束語(yǔ)

本文以某型固定翼無(wú)人機(jī)為研究對(duì)象，主要研究了其飛控系統(tǒng)控制律的設(shè)計(jì)問(wèn)題，分別設(shè)計(jì)了基于常規(guī)PID控制和智能PID控制策略的飛行控制律，并進(jìn)行了大量的仿研究。仿真結(jié)果表明:基于經(jīng)典PID控制律結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，容易實(shí)現(xiàn)，但這種傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)技術(shù)需要反復(fù)選擇大量的設(shè)計(jì)參數(shù)，需要借助于大量的直觀的經(jīng)驗(yàn)，按照閉環(huán)回路來(lái)依次選擇控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和參數(shù)。

[1]許陳元,李春濤.無(wú)人機(jī)快速著陸控制律設(shè)計(jì)及仿真驗(yàn)證[J].計(jì)算機(jī)仿真,2016,(07)：141-146.

[2]曹南,蘇媛.簡(jiǎn)化模型下的艦載無(wú)人機(jī)著陸控制律設(shè)計(jì)與仿真[J].飛機(jī)設(shè)計(jì),2015,(02)：11-14.

Design and simulation of uav control law

Xiao Yanhai
(jiangnan electromechanical design institute, Guiyang Guizhou, 550000)

This paper is a basic exploration and research in the field of uav control technology. Because I was the first time contact flight control of this new field, and the department in the accumulation of the early stage of the research in this field is very few, is under the guidance of a mentor to overcome the difficulties, has made certain progress, but in terms of its depth, and also is shallow, on some issues of research has not go deep into the essence of flight control.

uav; Control; The control technology