無人機控制律的設(shè)計與仿真

肖沿海

（江南機電設(shè)計研究所，貴州貴陽，550000）

無人機控制律的設(shè)計與仿真

肖沿海

（江南機電設(shè)計研究所，貴州貴陽，550000）

本文是在無人機控制技術(shù)領(lǐng)域的一個基礎(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，取得了一定的進展，但就其深度而言，還尚顯膚淺，在某些問題的研究上還未深入到飛控的本質(zhì)。

無人機；控制率；控制技術(shù)

1 飛控系統(tǒng)設(shè)計的基本思路

常規(guī)無人機的飛行控制系統(tǒng)是一個多通道控制系統(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人機狀態(tài)值，輸出量為無人機狀態(tài)方程的控制變量—舵值和發(fā)動機推力。

通常而言，我們要想控制飛機的運動必須首先考慮控制它的角運動，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，為了提高角控制系統(tǒng)的動態(tài)性能，我們還應(yīng)該采用由角速率反饋所構(gòu)成的阻尼回路來彌補現(xiàn)代高空高速無人機自身阻尼的不足，從而改善其姿態(tài)運動的穩(wěn)定性。但有一點值得注意的是，阻尼系統(tǒng)只對短周期運動起良好的阻尼作用，而對于長周期運動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，無人機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構(gòu)成飛行高度穩(wěn)定外回路來實現(xiàn)的;航向控制與穩(wěn)定是通過將航向信號反饋到滾轉(zhuǎn)控制通道，構(gòu)成飛行航向控制外回路來實現(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實現(xiàn)的。

一般來說，無人機的飛控系統(tǒng)通常包括俯仰、航向和橫滾三個控制通道(有的系統(tǒng)只包括俯仰通道和橫滾通道)，每個通道都由一個控制面來控制。由于在橫滾和航向通道之間常常存在著一定的交聯(lián)，這就要求我們在設(shè)計飛控系統(tǒng)時一般需要考慮各通道間的獨立性和關(guān)聯(lián)性。

為了便于飛控系統(tǒng)的設(shè)計，我們根據(jù)無人機沿縱向平面的對稱性，通?？梢詫w行控制在一定條件下分為相對獨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)定與控制無人機的俯仰角、高度、速度等;橫側(cè)向控制通道可以穩(wěn)定與控制無人機的航向角、滾轉(zhuǎn)角和偏航距離等。

作為整個飛控系統(tǒng)的核心，飛行控制律選取和設(shè)計的好壞往往會直接影響到整個飛控系統(tǒng)的性能?？紤]到控制角運動是控制軌跡運動的基礎(chǔ)，我們在具體設(shè)計飛行控制律時也應(yīng)該先從控制角運動入手，首先保證角運動控制回路的性能，然后在此基礎(chǔ)上進行軌跡運動控制回路的設(shè)計。

因此在本文中，我們針對縱向系統(tǒng)，首先研究無人機俯仰姿態(tài)保持/控制模態(tài)控制律的設(shè)計，然后再研究其高度保持/控制模態(tài)下控制律的設(shè)計問題;針對橫側(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，然后對航向保持/控制模態(tài)下控制律的設(shè)計問題進行了探討。

在飛行控制律設(shè)計的初步階段，我們可以暫不考慮伺服回路、傳感器和等效時延等非線性因素對閉環(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)計出控制器的結(jié)構(gòu)與參數(shù)，使系統(tǒng)的時域響應(yīng)和頻域響應(yīng)都能達到相應(yīng)技術(shù)指標的要求;然后，再考慮系統(tǒng)的非線性因素，對參數(shù)重新進行調(diào)整。實踐證明，這種設(shè)計方法簡單易行，是工程實際中比較容易操作的設(shè)計方法。

由于無人機的動態(tài)特性會隨著飛行條件(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，然后分別針對每個不同的區(qū)域設(shè)計參數(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。在實際飛控系統(tǒng)的設(shè)計中，我們通常需要對飛行區(qū)間進行更為細致的劃分，而且應(yīng)該選取較多的典型狀態(tài)點作為設(shè)計控制器的基準點。我們在這里僅選取了少量的狀態(tài)點，其目的是為了從一個小的側(cè)面對所設(shè)計的控制律進行仿真驗.

2 控制律的設(shè)計與仿真

圖1 PID控制下高度階躍響應(yīng)（A點）

圖2 PID控制下高度階躍響應(yīng)（B點）

圖3 PID控制下高度階躍響應(yīng)（C點）

在設(shè)計基于PIO控制的無人機高度控制系統(tǒng)時，我們通常只需保持原來所設(shè)計的俯仰姿態(tài)回路不變，然后在此基礎(chǔ)上設(shè)計基于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A和C作為基準狀態(tài)點，分別設(shè)計了基于常規(guī)PID和智能PID的高度控制器。然后將所設(shè)計好的控制器分別用于A點附近的B點和C點附近的D點。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）

3 結(jié)束語

本文以某型固定翼無人機為研究對象，主要研究了其飛控系統(tǒng)控制律的設(shè)計問題，分別設(shè)計了基于常規(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)簡單，容易實現(xiàn)，但這種傳統(tǒng)的設(shè)計技術(shù)需要反復(fù)選擇大量的設(shè)計參數(shù)，需要借助于大量的直觀的經(jīng)驗，按照閉環(huán)回路來依次選擇控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和參數(shù)。

[1]許陳元,李春濤.無人機快速著陸控制律設(shè)計及仿真驗證[J].計算機仿真,2016,(07)：141-146.

[2]曹南,蘇媛.簡化模型下的艦載無人機著陸控制律設(shè)計與仿真[J].飛機設(shè)計,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