[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

摘要

基于无人机飞行模态的控制系统设计及飞行试验方法，属于无人机自主飞行控制领域，将无人机飞行控制系统分为纵向和侧向两大部分来设计，纵向控制又分为俯仰角保持与控制模态、高度保持与控制模态和速度保持与控制模态，侧向控制又分为滚转角保持与控制模态、航向角保持与控制模态和侧偏距控制模态；并提出对每个模态进行飞行测试的不同控制策略：包括以下步骤，测试俯仰角保持与控制模态；测试高度保持与控制模态；测试速度保持与控制模态；测试滚转角保持与控制模态；测试航向角保持与控制模态；测试侧偏距控制模态；本发明设计周期短，易于工程实现，对快速开发研制一种低成本高适应性小型民用无人机控制系统具有极为重要的实现意义。

主权项

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：$\left\{\begin{array}{c}m\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=F_p\cos \mathrm{\α}-D-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\γ}\\ \mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\γ}}{\mathrm{dt}}=F_p\sin \mathrm{\α}+\mathrm{Lmg}\cos \mathrm{\γ}\\ I_{\mathrm{yy}}\frac{\mathrm{dq}}{\mathrm{dt}}=\stackrel{\‾}{M}\\ \frac{\mathrm{d\θ}}{\mathrm{dt}}=q\\ \mathrm{\θ}=\mathrm{\α}+\mathrm{\γ}\end{array}\right.---\left(1\right)$无人机侧向模型为：$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\β}}{\mathrm{dt}}=Y-\mathrm{mV}(-p\sin \mathrm{\α}+r\cos \mathrm{\α})+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}+\\ \mathrm{mg}\sin \mathrm{\β}(\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\θ}-\sin \mathrm{\α}\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ})-F_p\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}\\ \stackrel{.}{p}{I}_{\mathrm{xx}}=\stackrel{\‾}{L}\\ \stackrel{.}{r}{I}_{\mathrm{zz}}=\stackrel{\‾}{N}\\ \frac{\mathrm{d\φ}}{\mathrm{dt}}=p+(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})\tan \mathrm{\θ}\\ \frac{\mathrm{d\ψ}}{\mathrm{dt}}=\sec \mathrm{\θ}(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})\end{array}\right.---\left(2\right);$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：$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{d\ΔV}}{\mathrm{dt}}=\frac{{F_p}^V-D^V}{m}\mathrm{\ΔV}-\frac{(E_p\mathrm{\α}+D^{\mathrm{\α}})}{m}\mathrm{\Δ\α}+(-g\cos \mathrm{\γ})\mathrm{\Δ\γ}+\frac{F_p^{{\mathrm{\δ}}_p}}{m}{\mathrm{\Δ\δ}}_p+\frac{{-D}^{{\mathrm{\δ}}_e}}{m}{\mathrm{\Δ\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δ\γ}}{\mathrm{dt}}=\frac{{F_p}^V\mathrm{\α}+L^V}{\mathrm{mV}}\mathrm{\ΔV}+\frac{F_p+L^{\mathrm{\α}}}{\mathrm{mV}}\mathrm{\Δ\α}+\frac{g\sin \mathrm{\γ}}{V}\mathrm{\Δ\γ}\frac{F_p^{{\mathrm{\δ}}_p}\mathrm{\α}}{\mathrm{mV}}{\mathrm{\Δ\δ}}_p+\frac{L^{{\mathrm{\δ}}_e}}{\mathrm{mV}}{\mathrm{\Δ\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δq}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^V}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\ΔV}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^q}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δq}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{\mathrm{\α}}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ\α}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{\stackrel{.}{\mathrm{\α}}}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{{\mathrm{\δ}}_e}}{I_{\mathrm{yy}}}{\mathrm{\Δ\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δ\θ}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{\Δq}\\ \mathrm{\Δ\θ}=\mathrm{\Δ\α}+\mathrm{\Δ\γ}\end{array}\right.---\left(3\right)$无人机侧向小扰动线性化模型为：$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{d\Δ\β}}{\mathrm{dt}}=Y^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+\frac{g\cos \mathrm{\θ}}{V}\mathrm{\Δ\φ}(Y^p+\sin \mathrm{\α})\mathrm{\Δp}+(Y^r-\cos \mathrm{\α})\mathrm{\Δr}+Y^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+Y^{{\mathrm{\δ}}_r}{\mathrm{\Δ\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δp}}{\mathrm{dt}}={\stackrel{\‾}{L}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+{\stackrel{\‾}{L}}^p\mathrm{\Δp}+{\stackrel{\‾}{L}}^r\mathrm{\Δr}+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_r}{\mathrm{\Δ\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δr}}{\mathrm{dt}}={\stackrel{\‾}{N}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+{\stackrel{\‾}{N}}^p\mathrm{\Δp}+{\stackrel{\‾}{L}}^r\mathrm{\Δr}+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_r}{\mathrm{\Δ\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δ\φ}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{\Δp}+\tan \mathrm{\θ\Δr}\end{array}\right.---\left(4\right);$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：${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}({\mathrm{\θ}}_g-\mathrm{\θ})-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(5\right)$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：${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}\left\{\right[K_y^H(H_g-H)-K_y^{\stackrel{.}{H}}]-\mathrm{\θ}\}-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(6\right)$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：${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}[K_y^V(V_g-V)-\mathrm{\θ}]-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(7\right)$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:$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}({\mathrm{\φ}}_g-\mathrm{\φ})-K_x^{\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(8\right)$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：$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}[K_x^{\mathrm{\ψ}}({\mathrm{\ψ}}_g-\mathrm{\ψ})-\mathrm{\φ}]-K_x^{\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(9\right)$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：$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}\left\{K_x^{\mathrm{\ψ}}\right[K_x^y(y_g-y)-\mathrm{\ψ}]-\mathrm{\φ}\}-K_x^{\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(10\right)$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。