风扇翼无人飞行器飞控系统设计方案与仿真杜思亮
仿生扑翼飞行机器人自主飞行控制系统设计
控制策略验证：验证控 制策略在实际飞行过程 中的有效性，如姿态控 制、飞行路径规划等。
安全性能评估：评估机 器人在遇到突发情况时 的应急处理能力，如避 障、悬停、自动返航等 。
通过以上实验设置与环 境、飞行实验执行与数 据收集、实验结果分析 与评估的内容，可以对 仿生扑翼飞行机器人自 主飞行控制系统进行全 面、系统的验证，为后 续的优化和改进提供有 力支持。
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驱动设计
驱动系统是实现扑翼飞行机器人自主飞行的关键部分。可以 选择电动、气动或液压等驱动方式，根据机器人设计和飞行 需求选择合适的驱动方式，同时需要设计相应的驱动接口和 传动装置。
传感器选择与集成
惯性测量单元（IMU）
高度计
IMU可以测量机器人的加速度、角速度和 姿态角等信息，是实现飞行稳定和自主导 航的重要传感器。
02
03
数据预处理
数据融合
对原始数据进行滤波、去噪、校 准等预处理操作，提取有效信息 。
将不同传感器的数据进行融合， 如通过卡尔曼滤波算法，提高数 据精度和可靠性。
人机交互与遥控接口
图形用户界面
设计直观易用的图形用户界 面，实时显示飞行机器人的 状态参数、飞行轨迹等信息 。
遥控指令解析
解析从遥控器接收到的指令 ，转换为飞行机器人可识别 的控制信号。
仿生扑翼飞行机器人 自主飞行控制系统设 计
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目录
• 引言 • 控制系统硬件设计 • 控制系统软件设计 • 自主飞行实验与验证 • 系统优化与未来工作
01
引言
仿生扑翼飞行机器人概述
仿生设计
仿生扑翼飞行机器人是模仿自然界中的鸟类或昆虫的飞行原理设计的机器人， 具有独特的扑翼机构，能够实现类似于生物的飞行动作。
飞行器智能控制系统设计及实现
飞行器智能控制系统设计及实现飞行器主要由结构体、动力系统、飞行控制系统三大部分构成。
其中，飞行控制系统是飞行器的智能部分，起到控制飞行器飞行状态、姿态和运动轨迹等作用。
本文将详细介绍如何设计和实现一款高效稳定的飞行器智能控制系统。
一、控制系统的架构一个完整的控制系统主要由三个部分构成：传感器、控制算法和执行器。
传感器采集飞行器的数据并将其传递给控制算法处理，处理后的信息再通过执行器组件传递给飞行器实现相应的控制操作。
其中，控制算法是控制系统的核心部分，通过对传感器采集的数据进行处理，输出合适的控制指令，从而实现对飞行器的控制。
传感器部分主要包括：陀螺仪、加速度计、磁力计、气压计等。
陀螺仪用于测量飞行器的旋转速度和方向。
加速度计用于测量飞行器的加速度和倾斜角度。
磁力计用于测量飞行器周围的磁场，以帮助判断飞行器的朝向。
气压计主要用于测量飞行器的高度。
控制算法部分主要包括卡尔曼滤波、姿态控制算法、轨迹控制算法等。
卡尔曼滤波是一种优化算法，可用于处理传感器采集到的数据，提高控制系统的精度和稳定性。
姿态控制算法主要用于控制飞行器的姿态和角度等参数，以保持飞行器的稳定。
轨迹控制算法主要用于规划和控制飞行器的运动轨迹，以实现特定的航线和飞行任务。
执行器部分主要包括电机、飞行控制面等组件。
电机主要负责提供动力，控制电机速度实现对飞行器的控制。
飞行控制面主要包括舵面、襟翼等组件，通过改变控制面的角度和位置实现对飞行器姿态的控制。
二、控制系统的设计与实现（一）传感器数据的采集和处理首先需要选用合适的传感器采集飞行器的运动状态和姿态数据。
这里我们选用常见的MEMS传感器来实现数据采集。
传感器数据采集后，需要对其进行预处理，包括滤波、归一化、去噪等。
通常使用卡尔曼滤波算法对传感器采集的数据进行处理，以提高数据的精度和稳定性。
（二）姿态测量与控制姿态测量和控制是控制系统的重要组成部分。
传感器采集姿态数据后，需要使用姿态控制算法对数据进行处理，输出合适的控制指令，控制飞行器的电机和飞行控制面完成姿态控制。
一种用于小型无人飞艇的自动飞控系统[发明专利]
![一种用于小型无人飞艇的自动飞控系统[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/9cb87de6ba1aa8114531d95d.png)
专利名称：一种用于小型无人飞艇的自动飞控系统专利类型：发明专利
发明人：杜伟,孟凡亮,许明轩,王朋辉,孙娜
申请号：CN201510912303.5
申请日：20151211
公开号：CN106292695A
公开日：
20170104
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：一种用于小型无人飞艇的自动飞控系统它包括操作手柄（1）、地面飞行管控机（2）、地面无线传输模块（3）、舰载无线传输模块（4）、遥控器（5）、接收机（6）、飞控盒（7）、传感器单元(8)、便携式实时仿真机(9)、视景显示模块(10)和执行机构(11)，本发明优点是：1、配置了便携式实时仿真机，可在内场或外场快速部署，以便开展硬件在回路的仿真试验、飞行任务演示、用户模拟训练等。
申请人：中国特种飞行器研究所
地址：448001 湖北省荆门市东宝区西宝山3号
国籍：CN
代理机构：荆门市首创专利事务所
代理人：裴作平
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某型固定翼无人机飞控系统的设计与仿真
某型固定翼无人机飞控系统的设计与仿真孔德胜2015年1月中图分类号：UDC分类号：某型固定翼无人机飞控系统的设计与仿真作者姓名孔德胜学院名称自动化学院指导教师耿庆波(副研)答辩委员会主席伍清河(教授)申请学位工学硕士学科专业控制理论与控制工程学位授予单位北京理工大学论文答辩日期2015年1月Flight Control System Design and Simulation for a Certain Fixed-wing UA VCandidate Name：Desheng KongSchool or Department: School of AutomationFaculty Mentor: Associate Prof. Qingbo GengChair, Thesis Committee：Prof. Qinghe WuDegree Applied: Master of PhilosophyMajor：Control Theory and Control Engineering Degree by: Beijing Institute of TechnologyThe Date of Defense：January，2015研究成果声明本人郑重声明：所提交的学位论文是我本人在指导教师的指导下进行的研究工作获得的研究成果。
尽我所知，文中除特别标注和致谢的地方外，学位论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得北京理工大学或其它教育机构的学位或证书所使用过的材料。
与我一同工作的合作者对此研究工作所做的任何贡献均已在学位论文中作了明确的说明并表示了谢意。
特此申明。
签名：日期：摘要近年来，随着无人机在军事和民用的应用范围不断扩大，无人机在执行任务时方便、安全、低成本的优点得到了很好的体现。
飞行控制系统是无人机的核心，是无人机能够高效完成飞行任务的关键。
有关无人机飞行控制系统的研究也受到了某些科研院所、高校和公司越来越多的关注。
无人飞行器发动机控制系统设计和实现
无人飞行器发动机控制系统设计与实现iiAbstractAero-engine is the power source of Unmanned Air Vehicle (UA V), its dynamicand static characteristics directly affect the performances of UA V. Engine control is the foundation of UA V flight control system, and the key factor to realize autonomous flight. An excellent Engine Control System (ECS) doesn’t exist without the supports of corresponding hardware and control algorithm. This paper focuses on the design and implementation of software and hardware and the design of ECS control law.Firstly, the constituent parts, the architecture and the functions of ECS were designed according to the requirements of engine control. Secondly, the requirement analyses about hardware were made, the devices such as flight control computer, sensors, data-link units and ground control station were selected, and then the hardware architecture of ECS was achieved. Through analyses and comparisons of different software development environments, the appropriate one was chosen. By using it, the airborne programs of engine controller with real-time performance and reliability were developed; the control and monitoring software running on ground station with perfect functions, easy operations and convenient transplantation were then developed. Thirdly, the adaptive PID control concepts were introduced to design an engine controller which adaptively adjusts PID parameters under different work conditions and improves the engine control effectiveness. Finally, engine tests were built to validate the capability and functionality of ECS and a hardware-in-the-loop simulation experiment was conducted to verify the control performance of adaptive PID controller. The results show the ECS meet the requirement of UA V flight control.Key Words: UA V, Engine Control, Platform of Software and Hardware,Adaptive PID, Engine Test, Hardware-in-the-loop Simulation无人飞行器发动机控制系统设计与实现vi图·表清单图2.1 HIRTH 3203E活塞式发动机 (6)图2.2 发动机控制系统示意图 (8)图2.3 发动机控制系统原理结构图 (9)图2.4 PID控制原理框图 (10)图2.5 位置反馈式舵回路原理方框图 (11)图3.1 嵌入式计算机SPT200 (15)图3.2 串行扩展模块EMERALD -EMM-8M-XT (16)图3.3 数据采集转换模块DIAMOND-MM-16-AT (16)图3.4 电源供给模块JUPITER-MM-SIO (16)图3.5 温度传感器 (17)图3.6 K型热电偶NR-40A (17)图3.7 单片K型热电偶放大与数字转换器 (17)图3.8 精密气压高度计HPA200 (17)图3.9 EX-20系列光电传感器 (19)图3.10 无线通信电台MDS EL705 (20)图3.11 无线数据网络MDS iNET 900 (20)图3.12 交换机TP-Link TL-SF1016 (20)图3.13 地面站系统 (21)图3.14 发动机控制系统的硬件结构图 (22)图4.1 VxWorks基本体系结构 (25)图4.2 VxWorks系统宿主机和目标机 (28)图4.3 Vxworks运行环境建立过程 (28)图4.4 发动机控制器程序流程图 (30)图4.5 地面站控制界面截图 (33)图4.6 参数设置对话框 (34)图4.7 数据监视程序流程图 (35)图4.8 数据监视界面 (36)南京航空航天大学硕士学位论文图4.9 ODBC原理示意图 (37)图4.10 异步通信协议数据格式 (40)图4.11 D型9针串口连接(RS-232C标准) (41)图5.1 自适应系统的基本结构 (44)图5.2 模型参考自适应控制系统 MRAS原理框图 (45)图5.3 自校正控制系统STC原理框图 (46)图5.4 自适应PID控制器结构图 (49)图5.5 单位阶跃响应 (49)图5.6 模型库机构结构图 (51)图5.7 阶跃响应曲线 (52)图5.8 动态性能指标与Kp和Ki的线性关系 (53)图6.1 台架试车系统结构图 (55)图6.2 发动机台架试车转速曲线 (56)图6.3 并车试验转速曲线 (57)图6.4 未安装旋翼的转速曲线 (58)图6.5 安装旋翼的转速曲线 (58)图6.6 半物理仿真系统结构图 (60)图6.7 传统PID控制器的转速曲线 (61)图6.8 自适应PID控制器的转速曲线 (61)表3-1 地面站系统组成 (21)表5-1 不同总距下发动机数学模型的动态参数 (48)vii无人飞行器发动机控制系统设计与实现viii 注释表符号序号缩写注释说明1 P 大气压力2 T 大气温度3 Ωs转速设定量4 φ旋翼总距5 K p比例系数6 K i积分系数7 K d微分系数8 δ舵偏角9 m f油门量10 u 输出量11 e误差量12 σ超调量13 T L上升时间14 T s调节时间15 T d延迟时间16 T p峰值时间缩略词序号缩写英文全称中文名称1 UA V Unmanned Air Vehicle 无人飞行器2 ECS Engine Control System 发动机控制系统3 SBC Single Board Computer 单板计算机南京航空航天大学硕士学位论文ix4 PPT Precision Pressure Transducer 精密智能压力传感器5 ECU Electronic Control Unit 电子控制单元6 RTOS Real Time Operating System 实时操作系统7 CPU Central Processing Unit 中央处理器8 BSP Board Support Package 板级支持包9 ATL Active Template Library 活动模板库 10 MFC Microsoft Foundation Class Library 微软基础类库 11 ODBC Open Database Connectivity 开放数据库连接 12DBMSDataBase Management System 数据库管理系统 13 MRAS Model Reference Adaptive ControlSystem模型参考自适应控制系统 14 STCSelf-Tuning Control自校正控制承诺书本人郑重声明所呈交的学位论文是本人在导师指导下独立进行研究工作所取得的成果尽我所知除文中已经注明引用的内容外本学位论文的研究成果不包含任何他人享有著作权的内容对本论文所涉及的研究工作做出贡献的其他个人和集体均已在文中以明确方式标明本人授权南京航空航天大学可以有权保留送交论文的复印件允许论文被查阅和借阅,可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索可以采用影印缩印或其他复制手段保存论文作者签名日期南京航空航天大学硕士学位论文1第一章 绪论1.1 无人飞行器与其发动机控制系统某型无人飞行器从类型上属于一种无人直升机无人直升机在无人机的基础上兼有直升机的特点无人机是一种通过地面站无线遥控操纵或自主程序控制的无人驾驶飞机其结构简单造价低廉生存能力强机动性好能够完成有人驾驶飞机不能完成的任务直升机则有如下优点不需要专用的机场和跑道能够在较为恶劣的条件下垂直上升或下降具有良好的飞行能力能够空中悬停原地转弯前飞后飞和侧飞等可长时间悬停贴近地面飞行或利用地形地物隐蔽飞行若发动机发生故障空中停车直升机可以利用旋翼自转下滑安全着陆无人直升机的这些特点使其在军事民用工业科研等领域受到高度的重视且得到广泛的应用军用方面无人直升机主要用于战场侦察通信中继通信情报侦察军事测绘探测战场上大规模杀伤性武器有害物质)与其他空中平台协同作战与卫星或预警机组成多双基地雷达预警侦察系统信息战电子干扰及对敌防空兵压制等[1]民用方面无人直升机可以在地形复杂山高林密地势险峻交通不便的条件下进行无准备的场地起降承担开发中的勘测航拍等任务还可用于工业灾难探测和预报探寻资源播种造林植草喷洒农药和施肥等[2]此外无人直升机自主飞行技术本身可能融合了人工智能图像处理无线传输先进控制多传感器融合以及先进制造等等尖端技术是一个非常优越的交叉学科研究平台航空发动机作为飞行器的动力来源其动静态性能将直接影响飞行器的飞行品质先进飞行器的航空发动机由于要求高推重比低燃油量长使用寿命和大灵活性而日益复杂这也导致了发动机控制系统的复杂性不断增加从早先的机械液压控制系统到现在的数字电子式控制系统一代接一代发展得异常迅速早在五十年代由于经典控制理论在发动机控制中的应用航空发动机控制系统开始采用机械液压式控制器它能很好的实现单变量控制[3]经过半个世无人飞行器发动机控制系统设计与实现2纪的发展机械液压控制系统已十分成熟和完善随着控制参数的增多以及发动机性能的逐步提高使得发动机的控制规律日益复杂和精确单靠机械液压控制系统很难胜任这样复杂的控制工作[4]随着电子计算机技术的不断发展用计算机作为控制器的发动机控制系统正逐步新起出现了数字电子式控制系统作为现代航空发动机控制技术中的一项新技术航空发动机数字电子控制系统是以计算机为核心通过计算机的数字计算能力和逻辑处理能力来完成发动机的各项计算改善发动机的操作性[5]相对于采用机械液压式控制器而言数字电子控制器可使发动机控制系统具有更高的性能和控制精度数字控制软件和控制算法也更易于修改和更换从而缩短了控制系统的研制周期降低了研制费用此外数字式电子控制器极强的逻辑判断功能使得控制系统的故障隔离措施容错技术控制器切换过程等更易于实现极大地提高发动机控制系统的可靠性[6]由此可见数字电子控制系统将是航空发动机的一种主要发展趋势有着良好的发展前景1.2 论文的研究背景和意义1.2.1 国内外背景情况 1 关于无人直升机的发展从五十年代起国外许多国家就开始了对这种兼有无人机与直升机特点的无人直升机进行相关技术的研究并取得了一定的进展美国波音公司美国Frontier 公司麻省理工学院欧洲的欧洲战术航宇集团(TAG)瑞士苏黎世联邦技术学院测试与控制实验室澳大利亚联邦科学与工业研究组织(CSIRO)俄罗斯卡莫夫设计局日本富士重工日本Yamaha 公司等都在以自主或合作的方式进行无人直升机的研究和开发相继研制出了A-160“蜂鸟”iSTAR X-Cell60TAG-M80Ka-137R-Max 等型号的无人直升机国内无人直升机的研制起步较晚始于上世纪90年代南京航空航天大学于1990年开始研制“翔鸟”无人直升机于1996年首飞成功北京航空航天大学研制了共轴双旋翼“海鸥”无人直升机和小型航模无人直升机M-22前者于1995年首飞后改型为M18无人直升机后者可通过目视遥控其全尺寸实体模型曾参加过1997年珠海航展上海雏鹰科技有限公司与南京航空航天大学合作南京航空航天大学硕士学位论文3将美国的“Mini-500”单座有人驾驶直升机改制成 “LE-110” 无人直升机该无人机已于2002年实现了悬停飞行2003年进行了定点悬停和前飞试验现正在进一步完善中[7]2 关于航空发动机控制系统的发展国外发达国家很早就开始了航空发动机数控系统的研究从1973年开始美国制定了针对普惠公司F100发动机控制系统的研究并与1983年完成了飞行试验计划到上世纪八十年代中期第一代航空发动机数控系统就开始投入军用和民用发动机现役使用而今经过近二十多年的发展其航空发动机数控系统正朝着分布式智能化的方向发展[8][9]通过不断的学习与研究国内航空发动机控制系统的发展也取得了一定的成就上世纪九十年代我国也积极开展了发动机数字电子控制系统的相关研究并于1991年以WP13AII 发动机为验证平台进行发动机数控系统的研制工作经过多年的努力已完成我国第一代航空发动机数控系统上天样机的研制并通过了多项试车考核最新研制的WZ9发动机采用数字电子控制系统也于不久进行了科研试飞[4] 1.2.2 论文的研究意义某型无人飞行器采用活塞式发动机通过旋翼高速旋转提供飞行动力在其飞行控制系统中发动机自动控制是实现该无人飞行器自主飞行的前提和关键对发动机控制系统的要求主要是结构合理功能齐全运行稳定具有良好的实时性等等能够满足不同飞行科目的需求为无人飞行器在不同工作状态下稳定飞行提供强有力的保证所以发动机控制系统的设计就需要针对上述要求来完成从硬件平台的构建到控制软件的开发在确保无人飞行器安全稳定飞行的条件下使得设计出的控制系统最大限度发挥发动机的功能发动机具有非线性特性作为无人飞行器动力驱动源它的动态响应特性会随无人飞行器飞行状况改变而变化为此发动机控制效果不仅与发动机自身动态特性有关还与无人飞行器的飞行状态有关传统PID 控制算法简单鲁棒性好可靠性高广泛应用于工业控制航空航天等领域但是对于具有非线性特性的发动机在其工况变化时PID 参数的整定显得较为复杂如果参数整定不良则导致系统性能欠佳对发动机工况的适应性不够理想随着控制理论的不断发展控制方法也出现了各种分支如专家系统模糊逻辑神无人飞行器发动机控制系统设计与实现4经网络灰色系统理论等它们和传统的PID 控制策略相结合又派生出各种新型的PID 类控制器很多算法大大改进了传统PID 控制器的性能采用自适应控制技术可以设计自适应PID 控制和进行PID 的自整定[10]基于以上的考虑在论文研究的项目中根据某型无人飞行器这一特定的应用平台设计开发了相应的发动机控制系统并对一种自适应PID 控制策略进行了半物理仿真验证其主要意义在于1机载控制器的开发基于PC104硬件结构和VxWorks 嵌入式操作系统开发体系和现行大多数平台兼容方便使用熟悉的开发手段进行项目的开发并且嵌入式的体系也保证了系统的可靠性扩展性和实时性要求2地面站操控与监视系统功能完善能够满足发动机控制系统以及整个飞行控制系统研发过程的需求3自适应PID 控制的提出为无人飞行器发动机控制研究和发展探索了新的方向4该课题项目的实现手段研究成果具有较为广泛的适用性可以用于其它控制系统的开发和研究中1.3 论文的主要内容本课题是在某型无人飞行器试验机研制项目支持下在武器装备预研资金资助下进行的课题的主要工作就是研制某型无人飞行器的发动机控制系统为最终实现该无人飞行器自主飞行控制奠定基础论文中构建了合适的硬件体系并开发相应的控制软件通过台架试车和地面试车来验证该控制系统的控制效果根据无人飞行器发动机的特性提出了一种自适应PID 控制方法并进行了相关内容的研究以及半物理仿真验证本文共分六章第一章绪论介绍了无人飞行器发动机控制系统的概况国内外研究背景以及本文的研究意义第二章发动机控制系统设计按照某型号无人飞行器发动机控制系统的需求设计发动机控制系统的组成结构和功能第三章发动机控制系统的硬件平台研制针对具体的设计标准和要求分析发动机控制系统所必须具备的机载计算机传感器数据通信以及地面站南京航空航天大学硕士学位论文5所需的硬件设备并构建发动机控制系统的硬件平台第四章发动机控制系统的软件实现简要介绍了控制软件的开发环境后分别对机载发动机控制器程序与地面站操控与监视软件进行详细的设计与分析完成了控制软件的开发 第五章发动机的自适应PID 控制根据发动机工况变化时传统PID 控制对无人飞行器发动机的控制效果不够理想这一情况采用自适应PID 控制方法使得控制参数在飞行器旋翼总距变化时能够进行自适应调节从而改善控制效果第六章发动机试车与半物理仿真通过台架试车和地面试车的方法检验发动机控制系统的性能和功能使用半物理仿真的方法对自适应PID 控制器的控制效果进行验证并给出分析结果最后在总结与展望中对所做工作做出总结概述了研究成果同时也指出存在的问题及今后的工作方向无人飞行器发动机控制系统设计与实现6第二章 发动机控制系统设计2.1 发动机性能参数本系统所使用的被控对象如图2.1所示为德国HIRTH 公司生产的3203E型发动机该发动机为双缸双冲程风冷活塞式发动机重量31kg 排量625cm3功率47.8kW 最大转速6500转/分钟最大扭矩72.4Nm 该发动机有较高的重量功率比适用于各种轻型旋翼机以及试验用轻型飞行器[11]图2.1 HIRTH 3203E 活塞式发动机2.2 发动机控制系统的需求分析发动机控制系统的主要任务是[12]在飞行器飞行包线范围内按给定的规律向发动机主燃烧室和加力燃烧室供给燃油并自动调节油门量在开环控制时能保持给定的油门量使发动机工作在稳定状态在转速闭环控制时能按照给定的控制规律保证发动机转速平稳地从一个工作状态过渡到另一个工作状态从以上任务出发总的来讲发动机控制系统的要求包括功能和性能的要求可靠性要求和可维护性要求等其中发动机控制系统的功能要求应为基本要求它规定了数字控制系统必须完成的控制功能性能要求是控制系统是否合格的具体衡量指标如状态切换时转速曲线是否能实现平滑稳定的过渡被控对象是否能对控制系统的指令反应及时等等可靠性要求是指系统及组成系统的元件和部件的功能在规定时间内工作且达到规定的稳定程度任何一南京航空航天大学硕士学位论文7个系统如果不具有可靠性或可靠性很差都是不能使用的可维护性要求对数字控制系统来讲也是一个重要方面它要求数字控制系统在使用时必须便于检查返修时便于分解便于对有故障或老化零部件的更换重新安装与调试等本文从工程应用的角度重点考虑发动机控制系统的功能和性能要求以及可靠性要求其功能要求主要有以下几个方面1具有上电初始化的功能系统上电后对数字控制系统进行运行前自检测数据变量初始化以及设置发动机控制状态标志等2具有对发动机稳态控制的功能该项为基本控制功能要求数字控制系统在满足发动机性能要求的基础上自动地控制发动机的稳定工作态状其中主要是对油门阀的控制3具有对发动机过渡状态控制的功能即保证发动机在不喘振不超温不超转不停车条件下自动平稳快速地执行加速或减速等4具有对发动机的安全保护功能主要为重要参数上下界限制的保护功能和紧急情况的停车功能等5具有对发动机工作状态的实时监控功能发动机的工作过程中传感器会报出各种监控数据需要由地面站将这些数据采集存储并实时显示供调试人员现场监测和事后分析其性能要求主要有发动机油门阀对控制量的变化要响应迅速开/闭环控制的切换过程和闭环控制时工作状态的切换过程中转速过渡要平滑稳定发动机工作转速曲线要能迅速跟踪预期的转速设置量曲线并保持较小的稳态误差或是克服稳态误差等其可靠性要求主要是发动机控制系统的实时性和稳定性要求系统的软硬件结构合理选择的硬件工作稳定功能齐全扩展性好并具有良好的抗干扰性设计的软件运行稳定功能完整操作简单并应当具有较好的可移植性等2.3 发动机控制系统的组成无人飞行器发动机控制系统可由发动机控制器传感器测量机构无线通信设备以及地面站组成其示意图见图 2.2无人飞行器发动机控制系统设计与实现8图2.2 发动机控制系统示意图由于发动机控制与飞行控制综合在一起而且随着计算机技术的不断发展现阶段嵌入式计算机的运算能力足够强大所以发动机控制器可由飞控计算机实现发动机控制器是发动机控制系统的“大脑”主要完成信号采集控制算法运算和控制信号输出等任务地面站由工业控制计算机实现主要完成控制信号的输入测量数据的实时监控和存储由于该课题属于项目研究的初级阶段需要进行各种参数的调试和整定以及研究方案的验证和修改所以地面站的作用非常重要传感器测量机构由各种传感器以及单片机等设备组成主要用于发动机转速油门开度和温度等参数的实时测量无线通信设备主要用于飞控计算机与地面站之间数据的无线传输2.4 发动机控制系统的结构航空发动机控制系统按其结构可分为数字式和模拟式随着数字电子技术的发展和普及数字式控制系统已经基本取代了模拟式控制系统数字式控制系统可由数字控制器地面站和传感器测量机构等组成其中数字控制器是控制系统的核心部分有监督控制和全权限控制两种形式[13]本课题所研究的内容处于整套飞行控制系统开发的初级阶段对于发动机的控制还离不开试验人员的现场调试和监控因此设计出的数字控制器属于监督控制方式但最终目南京航空航天大学硕士学位论文9标是发动机的全权限自主控制根据发动机控制系统的功能和性能要求设计出控制系统的结构原理框图见图 2.3由外部输入控制器测量机构和油门舵回路构成图2.3 发动机控制系统原理结构图2.4.1 外部输入外部输入为发送到控制器中的控制信号量主要由命令值大气压力大气温度转速设定值和飞行器旋翼总距等参数组成命令值为开环控制时地面操纵人员向发动机控制器发出的手动油门信号量大气压力P 和大气温度T 均由传感器测量得到并输入到控制器中提供给控制律计算使用操纵人员可根据实际需要向控制器给定转速设定值Ωs 或者飞行控制模块计算出需要的转速信号量后将其发送到控制器中作为无人飞行器的发动机飞行器旋翼总距与发动机负载有很大联系闭环控制时发动机负载的变化会对其转速产生一定影响因此还需将总距联动量φ作为一信号量发送给控制器 2.4.2 控制器正如前面所说控制器是控制系统的“大脑”其性能的优劣起到至关重要的无人飞行器发动机控制系统设计与实现10作用PID 控制结构简单鲁棒性强容易实现且技术成熟在控制领域中应用非常广泛顾控制器的设计以PID 控制为主[14]PID 控制器是一种线性控制器对应常系数线性微分方程 它根据给定值r (t )与实际输出值c (t )构成控制偏差)()()(t c t r t e −= (2.1)控制规律为∫++=tdi P dtt de K dt t e K t e K t u 0)()()()( (2.2) 传递函数形式为 s K sK K s E s U s G d i P ++==)()()( (2.3)图2.4 PID 控制原理框图PID 控制器中各项的作用比例控制项及时成比例地反映控制系统的偏差信号e (t )偏差一旦产生控制器立即产生控制作用以减少偏差积分控制项主要用于消除静差提高系统的无差度积分作用的强弱取决于积分时间常数K i K i 越小积分作用越弱反之则越强微分控制项能反映偏差信号的变化趋势变化速率并能在偏差信号值变得太大之前在系统中引入一个有效的早期修正信号从而加快系统的动作速度减小调节时间和超调量图2.3中开关K 实现控制方式的切换位置1为开环控制方式地面站输入的油门信号量经比例系数p 1处理后直接控制油门舵回路位置2为转速闭环控制油门控制量经过控制律计算后得到在控制律计算中引入大气压力大气温度和总距联动量对转速误差控制律计算进行补偿与转速设定量PID 控制。
自主无人飞行器控制系统设计与优化
自主无人飞行器控制系统设计与优化随着航空航天技术的不断发展，无人飞行器已成为一种不可或缺的重要技术。
无人飞行器主要应用于民用、军用、科学研究等领域，在军用领域尤为重要。
由于无人飞行器工作环境恶劣，飞行器本身又具有一定的不稳定性，因此无人飞行器控制系统设计和优化显得尤为关键。
无人飞行器控制系统的主要功能是实现飞行器的姿态控制、导航控制、位置控制和速度控制等多个方向的稳定控制。
无人飞行器的自主控制主要包括传感器、执行器、控制器三部分，在此基础上，可以建立相应的数学模型进一步开展研究，提高其自主控制能力。
一、系统架构及参数选择无人飞行器的自主控制系统主要包含传感器、执行器、控制器等三部分。
其中，传感器用于感知飞行器周围环境，掌握其实时状态信息；执行器用于实现控制器输出的命令，驱动飞行器完成相应的动作；控制器则是整个系统的“大脑”，根据传感器采集的信息计算相应的控制命令，调节执行器的输出，实现飞行器的稳定控制。
在选择系统参数时，需要考虑到无人飞行器所处的环境，飞行器的作用及需求等因素。
在传感器的选择上，需要根据飞行器所处环境选择相应的传感器类型；在执行器的选择上，需要考虑飞行器的工作载荷和输出要求；在控制器的选择上，需要考虑飞行器的控制精度、计算速度等方面。
二、姿态控制姿态控制是无人飞行器控制系统中的一个重要部分，其主要功能是控制飞行器在空间姿态方向上保持稳定，防止飞行器在飞行过程中发生失控状态。
姿态控制通常采用比例积分微分（PID）控制器设计实现。
PID控制器中，比例项、积分项和微分项分别对应了控制的响应速度、控制误差积分和控制变化率，可以根据具体需求进行相应的参数调整，进一步提高控制精度。
三、导航控制导航控制是无人飞行器控制系统中另一个重要的方向，其主要功能是实现飞行器的导航控制、位置控制和速度控制等多方向控制。
导航控制系统一般采用惯性导航系统和全球定位系统（GPS）等方式。
惯性导航系统是基于惯性原理的导航系统，可在无信号或信号不齐的情况下实现飞行器的导航。
基于滑模控制的多旋翼无人机飞行控制系统设计
基于滑模控制的多旋翼无人机飞行控制系统设计
连亮;卢欣欣;纪鹏飞
【期刊名称】《信息记录材料》
【年(卷),期】2022(23)5
【摘要】在室外卫星信号稳定状态下,无人机可基于定位系统实现巡逻和图像采集等方面的功能,但在室内或飞行区域内建筑环境较为复杂时,无人机往往需要在专业人员的操控下飞行。
因此,有必要研发出一套能够在多种环境下定点悬停并保持自主飞行的无人机控制系统。
从无人机控制系统结构原理出发,设计了基于滑模控制的多旋翼无人机飞行控制系统。
该研究具有一定现实意义,可为无人机技术相关工作提供借鉴。
【总页数】5页(P213-217)
【作者】连亮;卢欣欣;纪鹏飞
【作者单位】江苏工程职业技术学院航空与交通工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】T0311
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第二十八届<2018）全国直升机年会论文风扇翼无人飞行器飞控系统设计与仿真杜思亮唐正飞(南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016>摘要:本文介绍了基于Atmega2560硬件的风扇翼无人飞行器自主飞行控制系统的设计及仿真。
飞控计算机采集各传感器数据得到飞行器当前飞行姿态、空间位置以及相应的监控信息,控制模块依此监控信息按照给定策略计算并发出控制信号,实现该无人飞行器的自主飞行控制。
本文首先说明了飞控系统的硬件实现和软件架构；其次，给出了该飞控的控制算法和航路点导航方式；最后基于该飞控系统进行了半实物仿真实验，以验证该飞控系统能否有效地控制该无人飞行器自主导航飞行。
关键词: 风扇翼；飞行控制；PID；半实物仿真1 引言风扇翼飞行器[1]具有低噪声、高稳定性、不失速、良好的低速特性、升力特性、短距起降和大载荷等能力，将对我国发展短距起降和大载荷舰载飞行器等提供新的思路。
那么，具有自主飞行能力的风扇翼无人飞行器，将对风扇翼飞行器的实用化提供大量的参考数据。
由于风扇翼飞行器固有的飞行特性，即其既有固定翼飞机各舵面的动作方式，又具有直升机加油门前飞增升增仰角等特点。
其风扇翼旋转的转速控制与飞行器升力的大小和方向存在着耦合<油门的控制与其迎角之间的耦合）。
因此，普通的固定翼飞控或直升机飞控不能够直接应用于风扇翼飞行器，那么建立一套适用于该类飞行器的飞行控制系统是必须的。
固定翼无人机飞控[2,3]其俯仰、偏航、滚转通道的控制大多设计独立的控制舵面，各舵面之间没有耦合或很小，飞控的设计相对而言比较容易。
无人直升机[4,5]的操纵性来自于旋翼的旋转，其俯仰、偏航、滚转、总距的控制之间彼此存在着耦合，飞控的设计就比较的复杂。
而风扇翼无人飞行器除了油门的控制与升力之间的耦合关系外，其它的舵面控制与固定翼无人机差不多，这就为设计该无人机的飞控提供了很好的借鉴平台。
通过参照固定翼无人机飞控的设计方法，同时加上无人直升机的相关解耦控制算法，再按照风扇翼飞行器固有的飞行特性，重点进行纵向通道的配平控制，设计能控制风扇翼无人机的飞控是可实现的。
本文所设计的飞控正是基于上述原理，通过构建一套较低成本、硬件易搭建的实验性飞控平台来验证飞控算法和导航算法的可行性，并进行半实物仿真，为实用、可靠、完整功能飞行控制器的应用进行探索。
2 系统构架简介该无人飞行器的主控芯片采用Atmega2560，通过配备协处理器Mega328单片机等构建一套飞行控制计算机，与外围传感器模块、伺服模块等构成了一套低功耗、体积小的自主无人飞行器硬件系统。
如图1、2所示。
图1飞控硬件组成示意图图2 无人机系统组成示意图飞行控制计算机的主要功能是[6-9]：(1> 读取传感器的姿态信息、GPS位置信息和速度信息；(2> 处理传感器提供的姿态信息，进行数据融合滤波，得到准确的姿态角估计值；(3> 与地面站通信，下传飞行状态，并接收地面飞行指令；(4> 按照飞行规划执行控制策略，输出控制信息。
传感器系统由惯性测量元件(IMU>、电子罗盘(COMPASS>、GPS、超声波高度计<SONAR）和气压计组成。
伺服控制系统由遥控器、接收机和滚转、俯仰、航向、油门4个控制舵机组成。
地面监控系统包括无线数传、地面监控平台两部分，地面监控平台是运行着地面监控程序的电脑，它一方面监测飞行状态，包括姿态角、航向、飞行速度、飞行器坐标以及飞行策略执行状况，另一方面可发送控制指令和规划目标点给飞行器，是人与飞行器交互的平台。
将各姿态传感器，包括IMU的三轴加速度、三轴角速度、电子罗盘的航向角度以及GPS的位置坐标，速度等信息通过Kalman滤波[10-13]计算并修正各姿态角，再通过级联的PID算法计算出参考角以及参考位置，指导舵机动作，完成指定的控制目的。
3 PID控制原理与导航该飞控系统是基于级联的PID控制器，与常采用的PI控制器不同。
采用比例(P>+积分(I>+微分(D>控制率的原因是：在系统参数出现偏差后，微分项首先输出一个与偏差变化速度成正比的控制量来抑制偏差的变化。
偏差的变化速度大，微分项输出的控制量就大；偏差的变化速度为零时，微分项的控制量输出也为零。
由此可以看出，微分项的控制作用是针对偏差的变化速度，而不是针对偏差的大小。
微分项的控制作用能够在偏差值变的过大之前，提前进行早期的有效控制，也就是阻尼作用。
PID控制律[7]可用下式表示：式中：u(t>、MV(t>：输出量K p：比例增益K i：积分增益K d：微分增益e：设定值与反馈值得偏差t:：系统响应时间下面是用伪代码表示的在飞控软件编程时其PID控制回路设计的思路：previous_error = setpoint - actual_positionintegral = 0start:error = setpoint - actual_positionintegral = integral + (error*dt>derivative = (error - previous_error>/dtoutput = (Kp*error> + (Ki*integral> + (Kd*derivative>previous_error = errorwait(dt>goto start级联PID控制系统[14,15]是由2个串联起来的PID调节器构成，其中主调节器的输出作为副调节的给定值，因此它能改善过程的动态特性，提高了系统的控制质量，对于进入副回路的扰动能迅速克服，其控制框图如图3所示。
对本无人机控制系统，滚转和俯仰通道的输入量影响4个自由度的输出，包括滚转和俯仰的姿态和位置，所以把响应速度较快的姿态控制放在内环，响应速度较慢的位置控制放在外环而构成无人机的级联PID控制结构。
图3 级联PID控制框图导航控制循环根据飞机当前方向和目标点计算预期的倾斜角度。
导航增益会影响这个角度的计算。
例如，如果我们偏离航线 10 度，则某个侧倾导航 P 增益将产生一个 5 度的侧倾角，而如果将该增益翻倍，那么将产生10 度侧倾角。
第二个控制循环控制舵机减小预期的侧倾角和实际的侧倾角之间的误差。
偏航矩修正试图以最优路径导航飞机，而不是简单地朝向下一个航点，在有风的情况下这是十分必要的。
图4所示为航路点导航原理，下一航路点所在方位角为205°，经导航算法修正飞机航向增加11°，飞机将朝着216°的航向飞行，而不是直奔航路点而去。
图5是在半实物仿真平台下，无人机自动驾驶航线飞行时，地面站记录的飞行轨迹，如图可见PID参数与导航增益的调整显著改善了无人机压航线飞行的准确度和振荡收敛的快速性。
图4 航路点导航飞控计算原理图5 PID参数与导航增益调整前后飞行轨迹对比图由于级联控制循环的性质，增益和最终结果之间存在一个数学关系。
但是使用这个级联控制的目的是让飞行参数的调整更加直观和易于理解。
先调整正确的舵机增益，使系统能够得到期望的侧倾角和俯仰角，然后再调整导航增益，使系统的导航性能最优化。
以这个顺序调整更简单也更有效。
4半实物仿真<HIL）半实物仿真又叫硬件回路(hardware-in-the-loop，HIL>仿真[16-18]，被证明是研制和设计无人机飞控系统的最优手段，是对无人机全系统进行综合测试的有效解决方法。
该技术能确保在开发周期早期就完成嵌入式软件的测试。
到系统整合阶段开始时，嵌入式软件测试就要比传统方法做得更彻底更全面。
这样可以及早地发现问题，因此降低了解决问题的成本。
用该飞控系统建立一个强大的“硬件仿真”模拟器是很容易的。
飞行模拟器使用传感器和GPS 数据“欺骗”飞行控制电路，让它认为所控制的飞机正在飞行，然后飞控就会根据所计算的导航数据来控制飞机各舵面。
该仿真平台包括：飞控计算机，运行Xplane9飞行模拟软件和地面站软件的计算机，通讯线等。
图6所示为该飞控系统的半实物仿真过程原理。
图6 HIL仿真系统搭建示意图5总结与展望这套基于Atmega2560的飞控系统经过多次的半实物仿真实验，其系统稳定性和控制性能得到了很好的验证。
经仿真实验，该飞控能够控制风扇翼无人飞行器很好完成远距离、多目标点的自主飞行任务，这将加快将该套飞控应用于风扇翼无人飞行器进行实际飞行的进程。
通过仿真飞行实验所得出的大量飞行控制参数，将进一步减少实际飞行坠机的风险。
由于该飞控系统是基于A VR系列的单片机上，其单片机处理速率较低，使其主要的CPU资源消耗在控制算法的处理上，而削弱了其在导航算法等方面的性能。
下一步就将其移植到ARM 系统上，使其具有惯性导航的性能，并且使用性能更好卡尔曼滤波算法，进一步消除无关的系统干扰和资源浪费，使其更加有效地控制风扇翼无人飞行器。
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