低可探測性無人機(jī)橫側(cè)向控制律技術(shù)研究

摘 要：近年來，數(shù)字化試飛技術(shù)的發(fā)展不斷深入，無人機(jī)已經(jīng)被用在多種機(jī)載雷達(dá)鑒定試飛中。飛行控制系統(tǒng)是無人機(jī)能夠安全飛行的基本前提。因此，研究無人機(jī)的自主飛行控制技術(shù)具有十分重要的現(xiàn)實(shí)意義。論文以樣例無人機(jī)為研究對象，以MATLAB、 Keil 軟件為開發(fā)工具。分析了無人機(jī)飛行階段控制需求，并在此基礎(chǔ)上提出了樣例無人機(jī)橫側(cè)向控制系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)和驗(yàn)證方案。在MATLAB/SIMULINK環(huán)境建立了空中飛行段的非線性模型，并采用小擾動線性化方法的到線性系統(tǒng)狀態(tài)方程。在等效飛控仿真驗(yàn)證平臺上對樣例無人機(jī)橫測向控制律進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。在本文所設(shè)計(jì)的橫側(cè)向控制律具有良好的控制性能，可以滿足實(shí)際工程需求。

關(guān)鍵詞：無人機(jī)；線性系統(tǒng)狀態(tài)；飛行控制；橫側(cè)向控制律

1 引言

低可探測性無人機(jī)系統(tǒng)是立足于多種雷達(dá)傳感器的飛行試驗(yàn)需求，通過研究雷達(dá)隱身無人機(jī)的設(shè)計(jì)、控制、制造工藝、測試技術(shù)，形成小RCS（雷達(dá)散射截面）目標(biāo)試驗(yàn)機(jī)樣品，用于機(jī)載雷達(dá)傳感器的隱身目標(biāo)低可探測能力的飛行試驗(yàn)測試、驗(yàn)證與鑒定。本文主要研究無人機(jī)自動控制系統(tǒng)，特別是設(shè)計(jì)無人機(jī)橫側(cè)向控制系統(tǒng)。

2 研究內(nèi)容

無人機(jī)空中飛行段占無人機(jī)整個(gè)飛行過程的90%～95%，大部任務(wù)都是在這個(gè)時(shí)間段內(nèi)完成?？罩酗w行段要求無人機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定并能夠按照預(yù)定航跡飛行，因此該階段對橫側(cè)向控制系統(tǒng)的要求是穩(wěn)定無人機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)角，隨時(shí)糾正側(cè)向偏離。根據(jù)無人機(jī)氣動特性，建立六自由度非線性數(shù)學(xué)模型。對所建立的六自由度非線性模型進(jìn)行配平和線性化，分析其自然特性。

無人機(jī)橫側(cè)向運(yùn)動主要表現(xiàn)為三種運(yùn)動模態(tài)，即荷蘭滾模態(tài)、快速滾裝模態(tài)和螺旋模態(tài)。橫側(cè)向運(yùn)動與縱向運(yùn)動的差別之一就是前者繞兩根軸的轉(zhuǎn)動，而轉(zhuǎn)動的有關(guān)力矩是相互關(guān)聯(lián)的，即滾轉(zhuǎn)角速度引起偏航力矩，偏航角速度引起滾轉(zhuǎn)力矩，側(cè)滑角會引起滾轉(zhuǎn)和偏航力矩。橫側(cè)向運(yùn)動自動控制的目的在于針對不同的運(yùn)動模態(tài)采取不同的措施來保證飛機(jī)有良好的性能。主要包括提高螺旋運(yùn)動穩(wěn)定性，提高荷蘭滾運(yùn)動阻尼，航向的協(xié)調(diào)控制實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。

3 橫側(cè)向控制律總體框架

橫側(cè)向系統(tǒng)包括橫側(cè)向姿態(tài)控制系統(tǒng)和橫側(cè)向軌跡控制系統(tǒng)，其中橫側(cè)向姿態(tài)控制系統(tǒng)的的功能是保證高精度的偏航角和滾轉(zhuǎn)角的穩(wěn)定和控制，以實(shí)現(xiàn)令人滿意的轉(zhuǎn)彎飛行；橫側(cè)向軌跡控制系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)側(cè)向偏離的穩(wěn)定與控制，以使無人機(jī)按照預(yù)定航跡飛行。

無人機(jī)橫側(cè)向存在兩個(gè)控制舵面：副翼和方向舵，因此橫側(cè)向控制系統(tǒng)也是通過這兩個(gè)舵面實(shí)現(xiàn)的，包含有副翼和方向舵兩個(gè)控制回路。其中，方向舵回路相對簡單，主要用于增加系統(tǒng)荷蘭滾轉(zhuǎn)運(yùn)動模態(tài)穩(wěn)定性。副翼回路相對比較復(fù)雜，它以滾裝控制回路為內(nèi)回路，以航跡控制回路為外回路。在進(jìn)行航向控制時(shí)，副翼通道起主要作用，方向舵起協(xié)調(diào)作用。

3.1滾裝控制回路

當(dāng)無人機(jī)直線飛行時(shí)，滾轉(zhuǎn)控制回路的作用是在外干擾力矩作用下，力圖保持無人機(jī)滾轉(zhuǎn)角為零。當(dāng)無人機(jī)改變航向或盤旋轉(zhuǎn)彎時(shí)，一般也要借助于滾轉(zhuǎn)控制回路，輸入給定的控制信號，使無人機(jī)滾裝，由滾轉(zhuǎn)后所產(chǎn)生的側(cè)力來改變航跡偏轉(zhuǎn)角，以達(dá)到改變無人機(jī)航向的目的。滾轉(zhuǎn)控制回路一般采用滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)速率雙反饋結(jié)構(gòu)，其中，滾轉(zhuǎn)角速度反饋用于增加無人機(jī)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動阻尼，改善滾轉(zhuǎn)運(yùn)動動態(tài)性能。

3.2航向控制回路

航向控制回路的作用在于對無人機(jī)航向的穩(wěn)定與控制。偏航角的穩(wěn)定是通過方向舵和副翼共同操作來實(shí)現(xiàn)的。根據(jù)無人機(jī)的橫測向運(yùn)動的特點(diǎn)，通過副翼修正航向而用方向舵消弱荷蘭滾阻尼。速度向量和無人機(jī)縱軸不重合將產(chǎn)生航向穩(wěn)定力矩使縱軸轉(zhuǎn)動，從而實(shí)現(xiàn)航向控制。

3.3荷蘭滾控制回路

荷蘭滾控制回路的作用在于增強(qiáng)無人機(jī)荷蘭滾運(yùn)動模態(tài)穩(wěn)定性。由于現(xiàn)代無人機(jī)荷蘭滾阻尼一般較弱，所以一般采用偏航阻尼器以增大航向阻尼，即將偏航角速度反饋到方向舵以建立與偏航角成正比的恢復(fù)力矩。

3.4航跡控制回路

航跡控制回路的作用在于對無人機(jī)航跡的穩(wěn)定與控制。航跡控制回路是通過將側(cè)向偏離轉(zhuǎn)換成滾轉(zhuǎn)角指令從而控制無人機(jī)按照預(yù)定航跡飛行。

4各功能模塊方案設(shè)計(jì)

4.1無人機(jī)六自由度非線性建模

4.1.1假設(shè)條件

采用歐美坐標(biāo)體制下的機(jī)體坐標(biāo)系、速度坐標(biāo)系、地面坐標(biāo)系可以簡單的描述飛機(jī)的轉(zhuǎn)動和移動。在下面的假設(shè)條件下：

（1） 假設(shè)飛機(jī)為一個(gè)剛體，略去飛機(jī)彈性的影響，且質(zhì)量是常數(shù)。

（2） 假設(shè)地球?yàn)閼T性參考系，忽略地球自轉(zhuǎn)與公轉(zhuǎn)的影響。

（3） 忽略地球曲率，把地球看成平面。

（4） 假設(shè)重力加速度不隨飛行高度而變化。

（5） 假設(shè)機(jī)體坐標(biāo)系中的OX軸和OZ軸處于飛機(jī)對稱平面內(nèi)，因而慣性積Ixy和Izy等于零。

本項(xiàng)目擬利用小擾動原理對無人機(jī)非線性模型進(jìn)行配平和線性化處理，即各運(yùn)動狀態(tài)量在基準(zhǔn)運(yùn)動平衡點(diǎn)取小量微分，將平衡點(diǎn)處的運(yùn)動方程組按泰勒級數(shù)展開并保留一階小項(xiàng)，即可得到無人機(jī)橫側(cè)向小擾動線性方程組

4.2橫側(cè)向控制律設(shè)計(jì)

橫側(cè)向控制是通過副翼和方向舵進(jìn)行控制，包括副翼和方向舵兩個(gè)控制回路，所以橫側(cè)向控制是一個(gè)多輸入多輸出系統(tǒng)。方向舵回路相對比較簡單，主要用來增加偏航阻尼。副翼回路則對滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行穩(wěn)定，在外力干擾的作用下，力圖保持滾轉(zhuǎn)角為零。

4.2.1 橫滾角保持與控制回路

飛機(jī)需要做大機(jī)動轉(zhuǎn)彎時(shí)，需要借助滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)，輸入給定的控制信號，使飛機(jī)傾斜產(chǎn)生傾力來改變航向。滾動通道保持無人機(jī)的滾動姿態(tài)穩(wěn)定，由升降副翼舵機(jī)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。

4.2.2 航向保持與控制回路

當(dāng)以目標(biāo)點(diǎn)位置導(dǎo)向?yàn)橹鲿r(shí)，航向保持功能的實(shí)現(xiàn)主要是基于GPS的導(dǎo)航信息，包括空間位置信息和飛機(jī)的速度矢量信息。在增加航向控制內(nèi)回路的阻尼控制，增強(qiáng)對短周期外界擾動的抵抗能力的基礎(chǔ)上，按照飛機(jī)的GPS當(dāng)前點(diǎn)坐標(biāo)和飛行目標(biāo)點(diǎn)的坐標(biāo)，計(jì)算出飛機(jī)正確航向，通過與飛機(jī)的速度矢量方向的比較，經(jīng)過控制計(jì)算得出控制量。。

4.2.3協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制回路

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，即在固定高度下，實(shí)現(xiàn)水平面上的連續(xù)轉(zhuǎn)彎而不發(fā)生側(cè)滑。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的執(zhí)行機(jī)構(gòu)為副翼或者方向舵，具體實(shí)現(xiàn)方式包括恒定轉(zhuǎn)彎速率和恒定傾斜角的轉(zhuǎn)彎控制兩種。其中恒定傾斜角轉(zhuǎn)彎會形成下螺旋運(yùn)動，為使垂直方向上受力平衡，需設(shè)置油門或俯仰角補(bǔ)償回路。簡化分析，該模態(tài)類似于航向控制回路附加俯仰角控制回路的共同作用效果。

5基于Simulink控制率設(shè)計(jì)及仿真驗(yàn)證

使用simulink進(jìn)行飛控模塊化設(shè)計(jì)，以下為無人機(jī)橫側(cè)向設(shè)計(jì)控制律，利用simulink模塊設(shè)計(jì)可以方便整定控制器參數(shù)，同時(shí)也可進(jìn)行數(shù)字化仿真。

6 結(jié)束語

本文主要對小型無人機(jī)典型的飛行狀態(tài)進(jìn)行研究，建立了無人機(jī)非線性六自由度模型，并采用了Simulink進(jìn)行了模塊化設(shè)計(jì)， 方便無人機(jī)橫側(cè)向控制律參數(shù)整定。通過數(shù)字仿真驗(yàn)證了本次設(shè)計(jì)的無人機(jī)橫側(cè)向控制律具有良好的跟蹤性能，可以滿足實(shí)際工程需求。

參考文獻(xiàn)：

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[2]范子強(qiáng). 超激動飛機(jī)的非線性飛行控制的研究[M ]. 北京：北京航空航天大學(xué)，2008.

作者簡介：

王征，男，陜西，本科，中國飛行試驗(yàn)研究院，主要方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)，飛行控制與仿真.