无人机飞行控制系统纵向控制律设计及仿真

The Portrait Control La w’s Design and Simulation of a UAV’s Flight Control System
Q IN Wei , YAN Jian2guo ,SUN Xing2hong ,XU Peng ( School of Automatio n , No rt hwestern Polytechnical U niversity , Xi’an 710072 ,China) Abstract :This paper is mainly according to t he plane’s little pert urbation linearization equatio ns , using t he root locus method of t he classical cont rol t heo ry to analyse and design a UAV’s (unmaned air vehicles) flight cont rol system. The pitching ,altit ude holding channels’cont rol laws of t he po rt rait cont rol system are designed wit h t he root locus met hod.
·92 ·
弹箭与制导学报
2007 年
w z :俯仰角速度 ( rad/ s) ; ; : 俯仰角 ( rad) ;δz : 升 降舵偏角 ( rad) 。
在一定的条件下 ,应用小扰动法获得的线性 方程组去分析无人机的稳定性 、操纵性 , 不仅可 以使问题简化 ,而且可以得到良好的效果和比较 满意的精确度 。通过小扰动方程可以将无人机化 为线性定常系统 ,便于利用成熟的线性定常系统 的分析设计方法对无人机的运动状态进行分析 和研究 。
的反馈系数 K; 就可使系统的阻尼和自然频率得 到改善 , 俯仰角速率控制系统闭环根轨迹随 K; 的变化而变化 , 系统
的阻尼和自然频率
也随之变化 , 当 K; = 01 2 时系统阻尼
比为 0. 52 , 自然频
率 为 71 2rad/ s , 这 图 2 反馈前后俯仰角速率
时俯仰角速率反馈
阶跃响应对比曲线
第 27 卷第 2 期
弹箭与制导学报
·91 ·
无人机飞行控制系统纵向控制律设计及仿真 3
秦 玮 ,闫建国 ,孙兴宏 ,徐 鹏
(西北工业大学自动化学院 ,西安 710072) [摘要 ] 文中主要是根据建立的飞机小扰动线性化方程 ,利用经典控制理论中的根轨迹法 ,分析设计了某无人 机飞行控制系统中纵向运动的两个通道 :俯仰通道和高度通道的控制律 ,并利用 Matlab 进行了数字仿真 ,给 出了仿真结果 。 [关键词 ] 飞行控制 ;控制律 ;数字仿真 [中图分类号 ] TJ7651 2 [ 文献标志码 ] A
典控制理论中的根轨迹法是设计飞行控制律的
有效而且是非常成熟的方法 ,但对于飞机这种多
输入多输出系统来说 ,也可以尝试用现代控制理
论的方法来设计控制律 。
[ 参 考 文 献 ]
[ 1 ] 张明廉主编. 飞行控制系统[ M] . 北京 :航空工业 出版社 ,1984.
[ 2 ] 卢京潮主编. 自动控制原理[ M] . 西安 :西北工业 大学出版社 ,2004.
图 4 俯仰角单位阶 跃响应曲线
由图 4 可见 ,俯仰角超调量小于 20 % ,调节时
间为 4. 5s , 俯仰角回路能够得到满意的控制效果。
© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
前后系统的阶跃响应曲线对比如图 2 所示 。
由图 2 可以看出经过俯仰角速率反馈后 , 系
统的超调量 、调节时间和稳态误差都得到明显的
改善 ,确定俯仰角速率反馈系数后可以得到外环
的开环传递函数为 :
G2 ( s)
= s4
k; (17111s + 36016) + 131981s3 + 10015s2 + 3361 82s
根轨迹图如图 3 所示 。
图 3 根轨迹图
由上面的根轨迹图可以看出有两条根轨迹
分支很快进入右半 s 平面 , 因此只采用比例控制
显然不够 。为了消除俯仰角的稳态误差 , 对于外
环采取 PI 控制 , 并且可以引入一个零点使根轨
迹左移 ,增加系统稳
定性 。根据根轨迹图
来调 节 比 例 积 分 系
数 , 最后选取 G; ( s) = 11 2 + 1/ s ,俯仰角 的单 位 阶 跃 响 应 如 4 图所示 。
第 27 卷第 2 期
无人机飞行控制系统纵向控制律设计及仿真 秦 玮等
·93 ·
4 高度稳定系统控制律设计
飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳 定与控制来完成 ,角稳定系统能在垂风气流作用 下保持飞行器的俯仰角稳定 , 但几秒钟后 , 飞行 速度向量偏离原方向会产生高度漂移 。所以 , 纵 向回路控制系统还要另外对飞行高度进行控制 。
H = V sinθ 在分析高度稳定系统时仍可以采用短周期 近似传递函数 ,不改变已设计好的俯仰角控制回 路 ,求出ΔΔH; , 从而求出整个回路的开环传递函 数 ,根据闭环根轨迹的变化来设计高度控制器
GH (s) ,如同求俯仰角回路控制器 , 对于高度控制 采取纯比例环节 ,得出比例系数为 0175 ,当高度输 入量为 100m 时 ,在 MA TLAB 仿真环境中输出高 度响应如图 6 所示。
期模态 ,阶跃响应初始阶段是以迎角和俯仰角速
度的变化为代表的短周期运动[1] , 飞行速度基本
不变 ,可以令 V = 0 ,得到纵向运动的简化二自由
度短周期模型如下 :
α
- 1. 945
=
wz
- 22. 511
1 - 2. 036
α
+ wz
01 124 δz - 171 105
由此简化方程可以计算出升降舵到俯仰角
[ 3 ] 薛尧舜. 无人机控制器软件与控制算法研究[ D] . 西北工wenku.baidu.com大学 ,2003.
[ 4 ] 鲁道夫. 布罗克豪斯. 飞行控制[ M] . 北京 :国防工 业出版社 ,1999.
(上接第 90 页) 表 1 部分训练样本 、训练结果及相对误差
序号
(V m , H m , Pm ,εm , RCS m)
图 1 俯仰控制回路仿真结构图
本系统中舵机模型采用一节惯性环节 , 传递
函数为 G( s)
=
01
1s
1 +
1
, 由此可得出俯仰角速率
反 馈 系 统 的 开 环 传 递 函 数 为 G1 ( s) =
s3
+
131
1711 1s + 3601 6 981s2 + 661 28s
+
2641
7
,
只要选择合适
一般以俯仰角 ; 的反馈回路作为高度保持 系统的内环 ,将给定高度与高度传感器反馈过来 的测量高度进行比较 ,将高度差信息经过高度控 制器输入到俯仰角控制系统 ,用来改变航迹倾斜 角θ控制飞机的升降 , 直至高度差为零 , 飞机回 到预定高度为止 。控制原理图如图 5 。
图 5 高度控制原理图
设计高度稳定系统时 , 需要建立 Δθ,ΔV 与 高度变化之间的关系为 :
(1) 以给定俯仰角保持俯仰稳定 ,实现水平 直线飞行功能 。
(2) 以给定高度保持飞机进行定高飞行 。 文中就是根据这些功能来设计俯仰通道和 高度通道的控制律 ,并给出仿真结果 。
2 无人机模型的建立
无人机本身是一个多输入多输出的非线性 系统 ,为了便于系统的分析和控制器的实现 ,一 般以水平直飞为基准运动 ,对飞机方程进行线性 化处理 ,得到飞机的小扰动线性化状态方程 。在 小扰动条件下 ,固定翼飞机的纵向运动和侧向运 动之间交联影响不严重 ,可以把飞机运动方程分 解为相互独立的纵向和侧向运动分别讨论 。本 飞控系统的纵向小扰动线性化状态方程根据有 关气动参数计算如下 (纵向运动不考虑油门输入 量) :
速度的传递函数为 :
; ( s) δz ( s)
=
- 171 11s - 361 06 s2 + 31 981s + 261 47
控制器要实现以给定的俯仰角飞行这项功
能 ,要利用角速度传感器和姿态角传感器得到的
信号进行反馈 , 这样可以增加系统的阻尼 , 改善
飞机开环系统的动态响应 。
俯仰控制回路的仿真结构图如图 1 所示 。
ΔV
- 0. 045 0. 183
Δα
- 0. 312 - 1. 945
Δw x = 0. 152 - 22. 511
Δ;
0
0
各个符号的意义和单位标注如下 :
0 1 - 2. 036 1
- 0. 241 ΔV
- 01 007
0 0
Δα Δw x
+
01 124 Δδz - 171 105
0
Δ;
0
ΔV :速度百分比增量 ( m/ s) ;α :迎角 ( rad) ;
在飞机方程建立的基础上 , 采用经典控制理 论中的根轨迹法设计控制律 。用这种方法不仅可 以选择适当的通道增益 ,使闭环系统达到品质要 求 ,而且可以设计控制器 ,适当引入零点和极点 , 改善系统的动态性能 ,确定出满足指标要求的控 制律参数 。
3 俯仰控制回路设计
纵向运动分为两种模态 ,短周期模态和长周
3 收稿日期 :2006 - 06 - 07 ; 修回日期 :2006 - 09 - 13 作者简介 :秦玮 (1983 - ) ,女 ,山东菏泽人 ,硕士研究生 ,研究方向 :计算机控制网络化系统控制 。
© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net
由图 6 看高度基 本能 保 持 在 给 定 高 度上 。
5 总结
图 6 高度响应曲线
以上控制律设计及仿真是在对飞机模型线
性化以后进行的仿真结果 ,实践证明仿真结果比
较满意 。在实际飞机系统中有好多非线性环节 ,
因此在系统中要加入延迟环节 ,饱和环节及限幅
环节等尽可能的模拟真实飞机的飞行状态 。经
1 01 9919 01 8 %
7 01 45 01 2004 01 0020 01 836 01 3
1 01 9898 1 %
8 01 2430 01 1354 01 0015 01 9 01 18
1 01 9955 01 5 %
9 01 7667 01 5556 01 8454 01 2 11 8
Digital simulatio n is carried o ut in Matlab environment .
Key words :flight cont rol ;co nt rol law ;digital simulation
1 引言
无人机一般由飞行控制系统控制飞机在全 自主状态下飞行 ,所以其飞控系统的作用及飞控 系统控制律的设计就显得尤其重要 。纵向运动 要实现的主要的基本功能如下 :
0 01 0215 2 %
10 01 800 01 6185 01 5909 01 35 21 6
0 01 0178 1 %
[ 参 考 文 献 ]
[ 1 ] 高洪深. 决策支持系统 ———理论方法案例 (第二 版) [ M] . 北京 :清华大学出版社 ,2000.
[ 2 ] 杨行峻 ,郑君里. 人工神经网络[ M] . 北京 :高等教 育出版社 ,1992.
理论 训练 相对 值 结果 误差
1 01 0333 01 0504 01 0020 01 8000 01 10
1 01 9960 01 4 %
2 01 2333 01 1500 01 0004 01 74000 01 12
1 01 9942 01 6 %
3 01 2500 01 1200 01 0000 01 75000 01 14
1 01 9938 01 7 %
4 01 1667 01 2100 01 0015 01 7000 01 18
1 01 9925 01 8 %
5 01 1800 01 0880 01 0000 01 800 01 25
1 01 9926 01 8 %
6 01 3333 01 1582 01 0000 01 8 01 236