[发明专利]基于无人机飞行模态的控制系统设计及飞行测试方法

权利要求书

1.基于无人机飞行模态的控制系统设计方法，其特征是，包括以下步骤：

步骤一，无人机六自由度数学建模，建立纵向和侧向数学模型；

无人机纵向模型为：

mdVdt=Fpcosα-D-mgsinγmVdγdt=Fpsinα+LmgcosγIyydqdt=M‾dθdt=qθ=α+γ---(1)]]>

无人机侧向模型为：

mVdβdt=Y-mV(-psinα+rcosα)+mgcosβcosθsinφ+mgsinβ(cosαsinθ-sinαcosφcosθ)-Fpcosαsinβp.Ixx=L‾r.Izz=N‾dφdt=p+(rcosφ+qsinφ)tanθdψdt=secθ(rcosφ+qsinφ)---(2);]]>

步骤二，选取无人机定直平飞为平衡状态，分别对纵向和侧向数学模型进行小扰动线性化处理；

无人机纵向小扰动线性化模型为：

dΔVdt=FpV-DVmΔV-(Epα+Dα)mΔα+(-gcosγ)Δγ+FpδpmΔδp+-DδemΔδedΔγdt=FpVα+LVmVΔV+Fp+LαmVΔα+gsinγVΔγFpδpαmVΔδp+LδemVΔδedΔqdt=M‾VIyyΔV+M‾qIyyΔq+M‾αIyyΔα+M‾α.IyyΔα·+M‾δeIyyΔδedΔθdt=ΔqΔθ=Δα+Δγ---(3)]]>

无人机侧向小扰动线性化模型为：

dΔβdt=YβΔβ+gcosθVΔφ(Yp+sinα)Δp+(Yr-cosα)Δr+YδaΔδa+YδrΔδrdΔpdt=L‾βΔβ+L‾pΔp+L‾rΔr+L‾δaΔδa+L‾δrΔδrdΔrdt=N‾βΔβ+N‾pΔp+L‾rΔr+L‾δaΔδa+L‾δrΔδrdΔφdt=Δp+tanθΔr---(4);]]>

步骤三，在纵向小扰动线性化模型的基础上进行拉普拉斯变换，得到以升降舵δ_e为输入，分别以俯仰角θ、迎角α和速度V为输出的传递函数和

步骤四，在侧向小扰动线性化模型的基础上进行拉普拉斯变换，得到以副翼δ_a和方向舵δ_r为输入，分别以滚转角φ、偏航角ψ为输出的传递函数和

步骤五，以无人机的气动和结构参数为依据，采用经典的控制理论的根轨迹法、频域分析法和阶跃响应法，分别对控制系统，按照控制结构从内到外的层次，依次进行控制器参数的设计；

步骤六，设计俯仰角保持与控制模态控制器参数；输入为期望的俯仰角θ_g，控制律为：

δe=Kyθ(θg-θ)-Kyθ.θ.---(5)]]>

其中，为俯仰角速度，θ为俯仰角，δ_e为升降舵；为俯仰角速度控制器，采用P控制；为俯仰角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤七，设计高度保持与控制模态控制器参数；其是基于俯仰角保持与控制结构上的设计，输入为期望的高度H_g，控制律为：

δe=Kyθ{[KyH(Hg-H)-KyH.]-θ}-Kyθ.θ.---(6)]]>

其中，为高度变化率，H为高度；为高度变化率控制器，采用P控制；为高度控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤八，设计速度保持与控制模态控制器参数；其是基于俯仰角保持与控制结构上的设计，输入为期望的速度V_g，控制律为：

δe=Kyθ[KyV(Vg-V)-θ]-Kyθ.θ.---(7)]]>

其中，V为速度；为速度控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

步骤9，设计滚转角保持与控制模态控制器参数；输入为期望的滚转角φ_g，控制律为:

δa=Kxφ(φg-φ)-Kxφ.φ.δr=Kzφφ-Kzψ.ψ.---(8)]]>

其中，为滚转角速度，φ为滚转角，偏航角速度，δ_a为副翼，δ_r为方向舵；为滚转角速度控制器，采用P控制；为滚转角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

为协调控制，下同。为协调转弯偏航角速度控制器，采用P控制；为协调转弯滚转角控制器，采用P控制；

步骤十，设计航向角保持与控制模态控制器参数；其是在滚转角保持与控制结构上的设计，输入为期望的航向角ψ_g，控制律为：

δa=Kxφ[Kxψ(ψg-ψ)-φ]-Kxφ.φ.δr=Kzφφ-Kzψ.ψ.---(9)]]>

其中，ψ为航向角；为航向角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤十一，设计偏航距控制模态控制器参数；其是在航向角保持与控制结构上的设计，输入为期望的航向角ψ_g和期望的偏航距y_g，控制律为：

δa=Kxφ{Kxψ[Kxy(yg-y)-ψ]-φ}-Kxφ.φ.δr=Kzφφ-Kzψ.ψ.---(10)]]>

其中，y为侧偏距；为侧偏距控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

2.基于无人机飞行模态的飞行测试方法，其特征是，包括以下步骤：

步骤一，测试俯仰角保持与控制模态：纵向采用俯仰角保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态。测试时，期望的俯仰角θ_g包含正负的多组数值，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤二，测试高度保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态；测试时，期望的高度H_g分为当前高度和给定的高度两种情形，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤三，测试速度保持与控制模态：纵向采用速度保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态；测试时，期望的速度V_g分为当前高度和给定的速度两种情形，并保证自主模态飞行时间达到1min；

步骤三，测试滚转角保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用滚转角保持与控制模态；测试时，期望的滚转角φ_g包含正负的多组数值，保证无人机左/右盘旋。并保证自主模态飞行时间达到1min；

步骤四，测试航向角保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用航向角保持与控制模态；测试时，期望的航向角ψ_g为当前航向角和给定航向角两种情形，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤五，测试侧偏距控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用侧向偏离控制模态；测试时，期望的侧偏距y_g为零，并保证自主模态飞行时间至少达到1min。