某后推式全動平尾電動手拋無人機的定高控制設計

摘 要： 對后推式全動平尾電動手拋無人機的定高飛行控制技術進行研究，根據飛行控制系統理論，對無人機的飛行控制律進行設計，在此基礎上，采用經典的PID控制方法，設計了無人機的縱向控制律，同時針對實際飛行中高度受油門變化擾動很大，提出使用高度?油門控制環路對縱向控制進行補償的方法來提高無人機的高度控制精度，并在某小型電動手拋無人機上進行了實際飛行驗證，飛行結果表明高度控制方法合理、有效，有廣泛的借鑒意義。

關鍵詞： 無人機； 電動； 定高； 高度控制

中圖分類號： TN876?34 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2015）13?0013?03

Abstract： UAV fixed altitude fight control technology with pushback stabilator and electric hand?fling is studied. UAV flight control rules were designed according to flight control system theory. Then on the basis of it， UAV longitudinal control rules were designed by using classic PID control. Since the large disturbance is generated when the altitude is changeable with accelerator in actual flight， the method which adopts altitude?accelerator control loop to compensate longitudinal control is proposed to improve UAV altitude control precision. The actual flight verification is conducted on a small electric hand?fling UAV. Flight results show that the altitude control method is reasonable and effective， and it has extensive reference significance.

Keywords： UAV； electric driven； fixed altitude； altitude control

0 引 言

小型電動無人機以電池作為動力，最大起飛重量一般在幾千克之內，可采用手拋或彈射起飛，回收方式有滑降、傘降或深失速著陸。小型電動無人機有成本低，機動性強，攜行性好等諸多優點，適合單兵作戰，近年來在國內受到了很大的重視[1?4]。

通常，無人機需要在保持高度、速度狀態下飛行，另外根據任務需要還要定迎角、定傾斜角飛行[1?4]。定高飛行是小型無人機基本控制模態之一，它對系統的安全以及任務能力影響非常大。無人機定高飛行通過對縱向通道控制來實現，縱向控制包括速度控制，俯仰控制和高度控制。縱向控制機構主要有2個，升降舵和油門舵。理論上，可設計高度偏差?升降、速度偏差?油門回路實現對無人機的縱向控制。在實際工程中，各個通道之間往往存在很大的耦合，特別是螺旋槳后置、全動平尾的無人機。全動平尾效率高，螺旋槳后置后，如全動平尾處于電動螺旋槳洗流里面，在飛行過程中電動機與螺旋槳轉速時變，對縱向的擾動很大。同時，在小型電動無人機設計中追求降低起飛速度以提高手拋或彈射起飛的安全性，從而在增大機翼面積和減小重量方面進行折中。在小型無人機上，推力線、重心與氣動焦點之間的關系存在很大的關聯，隨著油門、姿態以及風場的變化對無人機的控制會造成很大的干擾，給精確定高飛行控制造成很大的麻煩。本文，主要針對小型電動后推式全動平尾電動手拋無人機進行高度控制算法設計。

1 控制原理

固定翼無人機飛行控制系統通常帶有副翼舵、方向舵、升降舵和油門舵等控制機構，對應俯仰、航向、傾斜以及速度控制通道等。在無人機飛控的設計中要考慮各個通道的關聯性和獨立性，在增穩控制中，通常分縱向通道、橫向通道來進行設計。縱向通道可以控制無人機的俯仰角、高度和速度等；橫向通道可以控制無人機的傾斜角、航向角以及偏航距等，一般無人機的總體控制結構圖如圖1所示。

無人機的模式或應用都是在增穩控制的基礎上對這些功能進行組合。

飛行高度的控制一般通過調整升降舵來實現，對于一些大飛機，可以通過改變發動機油門來控制飛機的高度。高度的內環一般是俯仰控制，在俯仰控制中，通常引入俯仰角速率反饋來增強無人機飛行的姿態穩定性，這實際上是一種串聯控制，主要針對系統中的高度響應速度慢而俯仰角響應速度快的情況。

控制律的初始設計是在模型線性化的基礎上進行的，對于控制律設計，其設計方法種類較多，既有基于經典控制理論的各種線性控制系統設計方法，又有基于現代控制理論和智能控制理論的各種線性、非線性控制系統設計方法，如：根軌跡法、極點配置法、頻域方法、模型跟蹤法、最優控制方法、自適應方法、動態逆方法和神經網絡方法等。在無人機的增穩控制中，比較經典的控制方法是PID算法或者基于PID算法的延伸算法。PID控制是迄今為止應用最為廣泛的反饋控制方法，它結構簡單，魯棒性好，可靠性高，被廣泛應用于過程控制和運動控制中[3]。

具有負反饋的基礎PID控制結構如圖2所示。

在這個控制結構中，飽和前、負反饋之后的主要數學公式如下：

[upresat（t）=up（t）+ui（t）+ud（t）] （1）

其中，比例部分公式如下：

[up（t）=Kpe（t）] （2）

積分公式如下：

[ui（t）=KpTi0te（?）d?+Kcu（t）+upresat（t）] （3）

微分公式如下：

[ud（t）=KpTdde（t）dt] （4）

在具體的工程實現中，需要把連續量離散化，離散后對PID的公式進行整理如下：

[upresat（k）=up（k）+ui（k）+ud（k）] （5）

[up（k）=Kpe（k）] （6）

[ui（k）=ui（k-1）+KpTTie（k）+Kcu（k）+upresat（k）] （7）

[ud（k）=KpTdTe（k）-e（k-1）] （8）

在工程中，取[Ki=TTi，][Kd=TdT，]則：

[ui（k）=ui（k-1）+Kiup（k）+Kcu（k）+upresat（k）] （9）

[ud（k）=Kdup（k）-up（k-1）]

式中：[Kp，Ki，Kd，Kc]就是控制系統中需要調節的主要參數。

2 設計實現

無人機控制律通常設計途徑是首先對控制對象進行準確的數學模型建模，引入多回路的傳遞函數，對整個控制回路進行穩定性分析，確定飛控系統的各傳遞函數[1]。

無人機飛行過程中具有非線性、時變、不確定的特點，難以確定精確的數學模型。而且，實際飛行中，由于受參數整定方法繁雜的困擾，參數往往整定不佳。同時小型無人機的氣動數據不足，不足以建立準確的數學模型，補充氣動數據通常需要大量的時間、人力、物力。在實際的控制律設計中，考慮到小型手拋固定翼無人機具有較高的靜穩定性，通常以基本反饋回路為基礎，設計基礎的控制律，簡化飛機的控制律設計過程，并通過實際試飛調整，可以直觀、迅速地確立校正方程的參數，同時可大大降低研制成本。小型手拋無人機縱向控制基本回路包括俯仰姿態保持模態和高度保持模態。

俯仰姿態保持模態由俯仰角反饋回路和俯仰角速率反饋回路構成，其控制律可以表示[3]為：

[u=K?z（?c-?）-Kωzzωz] （10）

采用PID控制結構，[K?z=Kp?+Ki?（1/s）+Kd?s；][Kωzz]為阻尼回路增益。

無人機高度控制系統的控制律可以表示為：

[u=K?z（?c-?）-Kωzzωz+KHz（Hc-H）-KHzH] （11）

采用PID控制結構[K?z=Kp?+Ki?（1s）+Kd?s，]

[KHz=KpH+KiH（1s）+KdHs。][Kωzz，][KHzz]為阻尼回路反饋增益。

以上是基本的控制回路，但是實際工程中，需要進行很大的調整和改進，以下以某小型電動手拋無人機為例進行高度控制設計，該無人機重量在2 kg左右，采用全動平尾、螺旋槳后置，方向舵和全動平尾在槳葉后面，它的特點如下：

（1） 尺寸非常小，結構緊湊，法向與前向重心不易調整，而重心對平臺特性影響非常大，整個系統對重心異常敏感；

（2） 電動機與螺旋槳高置，它的推力線、重心與氣動焦點之間的關系存在很大的關聯，不易調整；

（3） 采用全動平尾，效率非常高，全動平尾以及方向舵受電動機螺旋槳洗流干擾嚴重。在飛行過程中電動機與螺旋槳轉速時變，造成平臺的操縱特性更加復雜。

該無人機舵面操縱效率高，響應快，在不同油門狀態下，同樣的響應，操縱會有很大的偏差。針對該無人機的特點，結合平臺操控與響應特性試驗數據，對控制律進行了優化。結合平臺的不同模態的響應特性對控制律的設計進行細分，并通過大量的試驗進行驗證。最后采用的高度環路控制結構如圖3所示。

縱向通道基本回路不變，仍然采用高度?俯仰外環和俯仰控制內環的結構。考慮到油門與縱向的耦合，借鑒大飛機設計中的油門?高度環路設計思想，把油門控制中增加了高度補償環節，通過高度補償，達到能量平衡控制目的。

在設計中，考慮到各個通道的響應速度，對不同的受控對象采用不同的控制頻率。在PID設計中，采用變參控制，提高了控制品質。

3 實驗驗證

定高飛行是該無人機的主要控制需求之一，在該型無人機的控制律中引入了油門、高度補償控制后實際定高飛行曲線如圖4，圖5所示。

圖4是根據機載數據記錄儀實時記錄的飛行數據采用專用分析軟件繪制的飛行高度?油門?飛行模式曲線。在定高飛行模式下，大約飛行1 800 s，取樣本量22 500個數據，在該曲線中，高度保持很好。

圖5是截取飛行中大約200 s定高飛行數據繪制的高度?俯仰角?油門曲線，對該段數據進行處理，可以算出高度均方差為2.3 m，絕對誤差為7 m，俯仰角配合高度自動調整，油門隨高度變化自動調整，油門范圍為44～51。從圖上可見該系統很好地完成了定高功能。

4 結 論

本設計針對小型后推式全動平尾電動手拋無人機實際飛行中高度控制受油門變化擾動較大的問題，在傳統飛行控制律設計的基礎上，提出了使用高度?油門控制環路對縱向控制進行補償的方法來提高無人機的高度控制精度，并在某小型電動手拋無人機上進行了實際飛行驗證。飛行結果表明該高度控制方法合理、有效，對于電動手拋型無人機，特別是對平尾處于螺旋槳尾流里面的后推式小型無人機具有廣泛的借鑒意義。

參考文獻

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