基于加速度的無人機(jī)縱向控制方案設(shè)計(jì)

李道斌

摘 要： 針對(duì)無人機(jī)常規(guī)縱向控制方案成本較高、姿態(tài)變化劇烈、高度跟蹤超調(diào)大的問題，設(shè)計(jì)一種基于加速度的縱向控制方案。建立了無人機(jī)縱向線性運(yùn)動(dòng)模型，介紹基于加速度的縱向控制方程和控制框圖，給出縱向控制所需的硬件，提出了控制參數(shù)設(shè)計(jì)的具體步驟，進(jìn)行了平飛、爬升和下降三種狀態(tài)數(shù)學(xué)仿真，并與常規(guī)的縱向控制數(shù)學(xué)仿真結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。仿真對(duì)比表明，基于加速度的縱向控制方案成本抗干擾能力強(qiáng)，姿態(tài)變化平穩(wěn)，高度跟蹤精度高、速度快、無超調(diào)，適用于各型無人機(jī)的縱向控制。

關(guān)鍵詞： 無人機(jī)； 加速度； 縱向控制； 數(shù)學(xué)仿真

中圖分類號(hào)： TN911?34； V249.1 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 1004?373X（2015）18?0095?03

Abstract： Since the general longitudinal control schemes for UAV has high cost， drastic attitude change and great overshoot in height tracking， a longitudinal control scheme based on acceleration was designed， and the longitudinal linear motion model of UVA was established. The acceleration?based longitudinal control equationand control block diagram are introduced. The hardware needed for longitudinal control is given. The specific design steps of the control parameters are presented. The mathematical simulation of level flight， climbout and decline was conducted. The simulation results are compared with the mathematical simulation results of conventional longitudinal control law. Simulation comparison results show that the proposed scheme has good anti?interference ability， smooth attitude change， high?accuracy height tracking， fast speed and no overshoot， which is suitable for the longitudinal control of various UAVs.

Keywords： UAV； acceleration； longitudinal control； mathematical simulation

0 引 言

無人機(jī)是“無人駕駛飛行器”（UAV）的簡稱，是一種由動(dòng)力驅(qū)動(dòng)，依靠無線電遙控設(shè)備操縱或按自動(dòng)程序控制飛行，可重復(fù)使用的航空器[1]。通常由動(dòng)力驅(qū)動(dòng)，飛行器內(nèi)部控制系統(tǒng)自主控制執(zhí)行任務(wù)或由地面控制站發(fā)出遙控指令操縱執(zhí)行任務(wù)[2]。飛行控制系統(tǒng)是無人機(jī)的核心系統(tǒng)，其決定了無人機(jī)的飛行性能、可靠性和生存能力，高品質(zhì)的飛行控制系統(tǒng)是無人機(jī)實(shí)現(xiàn)安全飛行和完成復(fù)雜飛行任務(wù)的重要保證，直接決定了無人機(jī)的性能和作用[3?4]。飛行控制系統(tǒng)是由自動(dòng)駕駛儀、執(zhí)行機(jī)構(gòu)（舵機(jī)）和傳感器系統(tǒng)等組成的一個(gè)復(fù)雜系統(tǒng)，其中縱向飛行控制方案的設(shè)計(jì)是無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要組成部分。常規(guī)縱向控制方案利用俯仰控制內(nèi)回路實(shí)現(xiàn)跟蹤給定爬升/下滑俯仰角指令，達(dá)到穩(wěn)定和跟蹤姿態(tài)角的目的，實(shí)現(xiàn)爬升/下滑模態(tài)；利用高度控制外回路達(dá)到定高飛行目的，實(shí)現(xiàn)平飛模態(tài)。姿態(tài)角信息由位置陀螺或者較高精度的速率陀螺導(dǎo)航提供，成本較高。且飛行中姿態(tài)變化劇烈、高度跟蹤超調(diào)大。在無人機(jī)控制系統(tǒng)中，傳感器是其可靠性最差的環(huán)節(jié)之一，由于傳感器故障給控制系統(tǒng)帶來的誤控制，可能會(huì)導(dǎo)致墜機(jī)事件，造成巨大損失[5]。本文研究一種基于加速度的縱向控制方案，以簡化傳感器，減小對(duì)陀螺的要求，降低成本。仿真研究結(jié)果表明，基于加速度的控制方案能很好地抑制干擾的影響，姿態(tài)變化平穩(wěn)，高度跟蹤精度高、速度快、無超調(diào)，滿足樣例無人機(jī)縱向控制的要求。

1 縱向控制方案

1.1 常規(guī)無人機(jī)縱向控制方案

傳統(tǒng)無人機(jī)控制方法主要實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制（俯仰/滾轉(zhuǎn)）、高度控制和航跡控制等4個(gè)模態(tài)[6～9]，縱向控制方案包括姿態(tài)控制回路和高度控制回路。通常，要控制飛行器首先是控制它的角運(yùn)動(dòng)，使其姿態(tài)發(fā)生變化，而后重心的軌跡才發(fā)生變化。傳感器一般需要角速率陀螺、位置陀螺/慣導(dǎo)、GPS/氣壓高度計(jì)，無論是采用位置陀螺還是慣導(dǎo)都會(huì)帶來較大的成本。常規(guī)縱向控制方案結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示。

常規(guī)縱向控制方程如下：

[δφ=Kωzzωz+Kφz（φ-φc）+KHz+KHIzs（H-Hc）]

式中：[δφ]為升降舵舵偏角；[Kωzz]為阻尼回路控制系數(shù)；[Kφz]為俯仰角回路控制系數(shù)；[KHz]為高度回路比例控制系數(shù)；[KHIz]為高度回路積分控制系數(shù)；[ωz]為俯仰角速度；[φ]為俯仰角；[H]為海拔高度；[φc]為俯仰角指令；[Hc]為高度指令。

1.2 基于加速度的控制方案

基于加速度的縱向回路控制方法首先根據(jù)高度差計(jì)算加速度指令，再根據(jù)加速度差計(jì)算角速率指令，利用角速率回路增加阻尼。基于加速度的縱向控制方案結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示。

縱向控制方程如下：

[apc=（KHz+KHDzs）（Hc-H）+gωzc=Kayz（apc-ay1）δφ=Kωzzωz+KωIzωz-ωzcdt]

式中： [KωIz]為角速度積分回路控制系數(shù)；[Kayz]為加速度回路控制系數(shù)；[KHDz]為高度回路微分控制系數(shù)；[ωzc]為指令角速度；[apc]為指令視加速度；[g]為重力加速度；[ay1]為縱向視加速度。

2 控制參數(shù)設(shè)計(jì)

以無人機(jī)的直線定常無側(cè)滑飛行為基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)，利用小擾動(dòng)線性化方法，得到縱向線性運(yùn)動(dòng)模型為：

[x=Ax+Buy=Cx+Du]

式中：狀態(tài)量[x=V，α，ωz，φ，HT]，其中分別為速度、攻角、俯仰角速度、俯仰角和高度；控制量[u=δe，δTT]，其中分別為升降舵偏角、發(fā)動(dòng)機(jī)油門[10]。

采用基于加速度的縱向控制方案設(shè)計(jì)控制參數(shù)，采用頻域設(shè)計(jì)、層層遞進(jìn)的方法，其步驟可總結(jié)如下：

（1） 根據(jù)無人機(jī)運(yùn)動(dòng)模型[Gs]，設(shè)計(jì)[Kωzz]；

（2） 求取增加了阻尼回路后的閉環(huán)傳遞函數(shù)[G1s]；

（3） 根據(jù)[G1s]，設(shè)計(jì)[KωIz]；

（4） 求取增加了角速度積分回路后的閉環(huán)傳遞函數(shù)[G2s]；

（5） 根據(jù)[G2s]，設(shè)計(jì)[Kayz]；

（6） 求取增加了加速度回路后閉環(huán)傳遞函數(shù)[G3s]；

（7） 根據(jù)[G3s]，設(shè)計(jì)[KHz]和[KHDz]。

3 仿真驗(yàn)證及對(duì)比分析

選取樣例無人機(jī)飛行狀態(tài)為：海拔高度1 000 m，速度為50 m/s，攻角為2°。在平飛、爬升、下降狀態(tài)下加入10 N·m的風(fēng)干擾，采用基于加速度的縱向控制方案分別進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真，并與常規(guī)縱向控制方案進(jìn)行比較。

3.1 平飛狀態(tài)

給定高度1 000 m進(jìn)行平飛狀態(tài)數(shù)學(xué)仿真，實(shí)線為常規(guī)縱向控制方案仿真結(jié)果，虛線為基于加速度的縱向控制方案仿真結(jié)果。對(duì)應(yīng)的俯仰角速度曲線如圖3（a）所示，攻角響應(yīng)曲線如圖3（b）所示，高度響應(yīng)曲線如圖3（c）所示。

3.2 爬升狀態(tài)

給定高度1 100 m進(jìn)行爬升狀態(tài)數(shù)學(xué)仿真，實(shí)線為常規(guī)縱向控制方案仿真結(jié)果，虛線為基于加速度的縱向控制方案仿真結(jié)果。對(duì)應(yīng)的俯仰角速度曲線如圖4（a）所示，攻角響應(yīng)曲線如圖4（b）所示，高度響應(yīng)曲線如圖4（c）所示。

3.3 下降狀態(tài)

給定高度900 m進(jìn)行下降狀態(tài)數(shù)學(xué)仿真，實(shí)線為常規(guī)縱向控制方案仿真結(jié)果，虛線為基于加速度的縱向控制方案仿真結(jié)果。對(duì)應(yīng)的俯仰角速度曲線如圖5（a）所示，攻角響應(yīng)曲線如圖5（b）所示，高度響應(yīng)曲線如圖5（c）所示。

3.4 對(duì)比分析

三種狀態(tài)下常規(guī)縱向控制方案與基于加速度的縱向控制方案數(shù)學(xué)仿真結(jié)果對(duì)比見表1。

表1 三種狀態(tài)下數(shù)學(xué)仿真結(jié)果對(duì)比

由表1可以看出，與常規(guī)縱向控制方案相比，基于加速度的縱向控制方案在干擾和各種狀態(tài)下，均可以實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確的高度跟蹤，角速度變化平緩，攻角小，高度跟蹤速度快、超調(diào)小。

4 結(jié) 語

本文給出了一種基于加速度的縱向控制方案，對(duì)其參數(shù)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究，并將高度、姿態(tài)控制效果與傳統(tǒng)縱向控制方案進(jìn)行了對(duì)比。仿真結(jié)果表明，基于加速度的縱向控制方案成本低、抗干擾能力強(qiáng)、姿態(tài)變化平穩(wěn)、高度跟蹤效果好，成本較低。

參考文獻(xiàn)

[1] 咸玉國.無人機(jī)時(shí)代的喜與憂[J].國防科技，2010，31（4）：60?64.

[2] 淳于江民，張珩.無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀與展望[J].飛航導(dǎo)彈，2005（2）：23?27.

[3] 吳文海，高麗，周勝明.飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法現(xiàn)狀與發(fā)展[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào)，2010，25（4）：421?425.

[4] 張麗花，齊曉慧，趙述芳.變結(jié)構(gòu)控制在無人機(jī)中的應(yīng)用研究[C]//2003中國控制與決策學(xué)術(shù)年會(huì)論文集.沈陽：東北大學(xué)出版社，2003：68?69.

[5] 賈彩娟，祝小平，周洲.無人機(jī)控制系統(tǒng)傳感器故障診斷的方案與仿真[J].計(jì)算機(jī)仿真，2005，22（11）：53?55.

[6] 張明廉.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：國防工業(yè)出版社，1994.

[7] LEE J. An optimization and comparison of alternative flight control system design methods using a common set of handling?qualities criteria [C]// Proceedings of 2001 AIAA Conference on Guidance， Navigation， and Control and Co?located. [S.l.]： AIAA， 2001： 38?41.

[8] LIN F C. Autonomous integrated air vehicle control [C]// Proceedings of 1998 AIAA Conference on Guidance， Navigation， and Control and Co?located. [S.l.]： AIAA， 1998： 158?162.

[9] LIU H. Multi?objective integrated flight control [C]// Proceedings of 2001 AIAA Conference on Guidance， Navigation， and Control and Co?located. [S.l.]： AIAA， 2001： 312?346.

[10] 方振平，陳萬春，張曙光.航空飛行器飛行動(dòng)力學(xué)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.