戴勇

（南京模擬技術研究所 江蘇省南京市 210016）

1 引言

無人直升機是一種可人工遠程操縱，進行超視距飛行的非載人飛行器，能夠執行電力巡線、測量測繪、偵查打擊等多種任務，在民用及軍用領域有著廣泛的應用[1]。當前，世界各國爭相發展無人機技術，代表型號有美國的火力偵察兵、奧地利的S-100 等[2]。這些無人直升機能夠按預設航線飛行，在無人操作的情況下完成惡劣環境（尤其是強風、高溫等環境）的飛行任務。

航線飛行是無人直升機完成任務不可或缺的關鍵功能。傳統無人直升機的航線控制采用了航跡角控制器和航線側偏距控制器的并聯設計方法，該方法在特定情況下容易產生航線側偏距穩態偏差問題。針對傳統方法存在的問題，根據大系統理論多重遞階控制思想

圖1：側偏距控制結構圖

[3]，本文提出了基于多重遞階控制結構的航線側偏距控制方法。該方法將航線飛行控制系統劃分為三個回路，外回路通過控制解算將航線側偏距信息轉化為期望的航跡角指令，中回路將航跡角指令轉化為期望的滾轉角指令，內回路實現滾轉角指令的跟隨控制，從原理上解決了傳統方法的側偏距穩態偏差問題。在半物理仿真系統中，將兩種方法進行了對比仿真，結果表明，本方法有效改善了無人直升機的航線飛行性能，航線飛行側偏距控制效果良好。

圖2：基于多重遞階結構的無人直升機航線控制原理

2 航線控制并聯設計存在的問題

傳統的航線飛行控制算法，主要由航跡通道及橫向通道的操縱實現[4]。現主流控制算法采用并聯式控制結構設計，側偏距主要以尾槳距起阻尼和協調作用，以滾轉運動進行航跡控制[5]。

航線控制并聯設計算法如下：

式中，δa表示橫向周期變距，p 表示滾轉角速度，γ 表示滾轉角， γc表示滾轉角指令，ΔZ 表示側偏距，Δψ 表示航跡角偏差，f(.)、g(.)分別表示側偏距控制律和協調轉彎控制律。

該算法利用了航跡角對無人直升機的滾轉通道交叉補償，其控制結構如圖1 所示。

如圖1 所示，該控制結構采用雙控制器并聯控制的方式完成飛行航線側偏距的實時修正，其核心思想在于：協調轉彎控制器與側偏距控制器合成滾轉角指令，進而控制無人直升機實現航線飛行。并聯式控制結構簡單，但是物理概念不明確，容易出現兩個控制器輸出指令沖突的現象，產生零和效應，進而導致飛行航線的側偏距出現穩態偏差。

以經典控制方法為例，進一步說明該問題。如果側偏距控制器和協調轉彎控制器均存在積分控制環節，在航線飛行過程中，很容易出現側偏距積分器與航跡角積分器反向對消的現象，最終導致兩路控制器的滾轉角指令出現零和效應，使無人直升機出現穩態的側偏距偏差，嚴重影響航線控制精度。

3 基于多重遞階結構的航線控制方法

為克服傳統方法帶來的問題，進一步提高航線飛行的控制精度，本文提出了基于多重遞階控制結構的航線飛行控制算法。

多重遞階控制思想指出：根據大系統的自然屬性，可將復雜問題分解成若干相互獨立的子問題，通過子問題的協調配合實現系統最終目標[3]。受此觀點啟發，將航線控制系統劃由外而內劃分成以下三個回路：

式中，δa表示橫向周期變距，p 表示滾轉角速度，γ 表示滾轉

圖3：無人直升機半物理仿真系統組成

圖4：無人直升機偏航角響應曲線圖

（1）外回路為航跡角指向回路，通過控制解算將航線側偏距信息轉化為期望的航跡角指令；

（2）中回路為協調控制回路，通過控制解算將航跡角指令轉化為期望的滾轉角指令；

（3）內回路為姿態跟隨回路，實現滾轉姿態指令的跟蹤控制。

三個回路的物理概念清晰明確，且三個回路之間是簡單串聯關系，從原理上避免了并聯控制帶來的控制沖突問題，從而解決傳統方法的側偏距穩態偏差問題。

本算法的控制結構如圖2 所示。

圖5：無人直升機側偏距響應曲線圖

圖6：無人直升機滾轉角指令曲線圖

圖7：無人直升機偏航角指令曲線圖

基于多重遞階控制結構的航線飛行控制算法如下：角，γc表示滾轉角指令，ψ 表示航跡角信息；ψc表示航跡角指令，ψc'表示航線方向，ΔZ 表示側偏距；g(.)表示協調控制回路的控制律，f(.)表示航跡角指向回路的控制律。

4 仿真結果與分析

為驗證本文方法的有效性，本文利用研究所的無人直升機半物理仿真系統，開展兩種方法的對比仿真試驗工作。無人直升機半物理仿真系統組成如圖3 所示，其中，某型無人直升機動力學仿真系統采用了先進的飛行器飛行仿真與工程分析軟件Flightlab 進行構建。

仿真過程中，采用兩種控制算法分別在同一條航線上飛行的方式進行。圖4 為無人直升機飛行過程中的偏航角響應曲線，由圖可知，整個模擬架次進行了兩個航線段的飛行，其中520 秒至730 秒進行第一段航線飛行，前飛速度為23 米/秒；520 秒至780 秒以盤旋方式進行航線切換，無人直升機的前飛速度為23 米/秒；780 秒至960 秒進行第二段航線飛行，前飛速度為25 米/秒。

圖5 為航線飛行側偏距的響應曲線，由圖可知，并聯式控制算法在第二段航線飛行時出現了零和效應，始終維持在5 米左右。本文方法在兩段航線飛行中側偏距都在0 米附近，體現出更好的航線跟蹤性能。

圖6、圖7 展現了第二段航線飛行時滾轉姿態和偏航角動態響應細節，由圖可見，在800 秒至950 秒進行的第二段航線飛行時，并聯控制算法則產生了5 米左右的側偏距穩態誤差，而此時的滾轉角指令與航跡角指令都維持不變，導致控制器并沒有輸出相應的控制動作，這是零和效應的具體表現。

由此可見，采用本文方法的控制效果要明顯好于傳統算法，傳統算法在特定情況出現了側偏距的穩態偏差，本文方法在航線飛行全過程中始終能夠較好地修正側偏距誤差，穩態航線側偏距控制在±1 米以內，取得了理想的控制效果。

5 結論

本文針對傳統方法存在的穩態偏差問題，分析了問題產生的原因，根據大系統多重遞階的控制思想，提出了基于多重遞階控制結構的航線飛行控制方法，從原理上解決了傳統方法帶來的側偏距穩態偏差問題。在半物理仿真系統中，對兩種方法進行了對比仿真測試。結果表明，本方法改善了無人直升機的航線飛行性能，有效解決了側偏距穩態偏差的問題，為無人直升機執行高精度的航線飛行任務奠定了技術基礎。