小型無人飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計.pdf

1、隨著現(xiàn)代技術(shù)在空氣動力學(xué)，復(fù)合材料，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的發(fā)展，以及先進的電子技術(shù)，機器人技術(shù)和計算機技術(shù)領(lǐng)域取得的成就，無人駕駛飛機系統(tǒng)有望提高到的一個新的水平。雖然無人機已經(jīng)擴展到民用和商業(yè)，并且在各個領(lǐng)域都以嶄露頭角，但是不管在技術(shù)上還是在實用性上都存在一些不足。小型無人機已經(jīng)在如下領(lǐng)域取得可喜可賀的成就：環(huán)境實時監(jiān)測，空中偵察，專用通信網(wǎng)絡(luò)，道路交通實時控制，國土遠程監(jiān)控，搜尋搜救等。
　　微型無人機（MAV）的種類取決于固定機翼

2、的尺寸，通常分為兩種：第一種無人機（UAV）的機翼長1.5×3米，汽油發(fā)動機，需要專用的跑道;另一種無人機機翼長不超過1.5米，通常使用電動馬達，不需要跑道。盡管無人機在機翼的尺寸上存在著差異，但是控制方法是通用的，控制對象也是類似的-MAV。在本文中，我們討論的范疇僅限于固定翼無人駕駛飛機。
　　研究工作主要分為五個部分：
　　（1）這部分主要敘述了無人機操作系統(tǒng)存在的歷史問題，分析了研究的目的和相應(yīng)對的研究意義，提出的論

3、文的整體結(jié)構(gòu)，并討論了仿真的設(shè)計方法。在章節(jié)的結(jié)尾，分析了系統(tǒng)的組成，系統(tǒng)的控制（自動駕駛的初步評價），并簡要討論了風(fēng)向?qū)︼w機飛行的影響。
　　（2）在第2章中，首先確定飛行器的坐標系和變換矩陣，以及為了接下來求解方程的基準點，在這樣的模型中，選定歐拉角。然后，定義基本狀態(tài)變量，基于牛頓定律的基礎(chǔ)上推導(dǎo)運動學(xué)（位置和速度之間的關(guān)系）和動力學(xué)方程（力和力矩之間的關(guān)系，以及位移量），在Simulink創(chuàng)建模型。接下來考慮作用在飛行器上

4、動力學(xué)方程，以及邊界層分離（flow separation effect）效應(yīng)，模型的結(jié)果是12個非線性耦合的一階微分方程組。這樣相應(yīng)的模型已在Matlab和Simulink建立并分析。
　　由于在飛機的飛行中，氣流的擾動起著重要的作用。因此通過矢量三角形理論以及馮·卡門理論建立的湍流模型和基于德賴登理論的隨機擾動的傳遞函數(shù)，并且從MIL-F-8785確定湍流模型參數(shù)。相應(yīng)的模型在Matlab和Simulink研究。
　　考

5、慮到六個自由度的飛行器的模型是一組12個方程組成的方程非線性耦合系統(tǒng)，控制器的參數(shù)設(shè)計起來極為困難。因此，上述飛行器建立的模型（在縱向動力學(xué)和橫向動力學(xué)）需要在平衡位置線性化。這樣得到的平衡位置線性化的飛行器（trim flight）模型正是我們需要并研究的。
　　接著，在平衡位置線性化的動力學(xué)模型基礎(chǔ)上考慮側(cè)滑運動的傳遞函數(shù)（滾動角，軌道角，側(cè)滑角），和縱向運動（俯仰角，高度，空速）。通過奈奎斯特軌跡分析在開環(huán)和閉環(huán)系統(tǒng)下傳遞函

6、數(shù)的魯棒性。所有的傳遞函數(shù)的分析表明系統(tǒng)是穩(wěn)定的或中性的因此，建立的飛行器模型（按照它的微分穩(wěn)定性）是一種穩(wěn)定的結(jié)構(gòu)。
　　本章最后在Matlab和Simulink環(huán)境設(shè)計的飛行模擬器，對航模的位置，以及飛機的基本參數(shù)的值進行實時跟蹤。隨后，飛行模擬器既可以擴展到研究系統(tǒng)（自動駕駛和系統(tǒng)的初步評估），也可以對系統(tǒng)進行高層次的分析。
　?。?）由于無人機自動駕駛是所有飛行階段完整的控制系統(tǒng)，其中，典型地自動駕駛系統(tǒng)被分成兩個部

7、分，底層系統(tǒng)-用于控制飛行器如高度，空速，航向角；上層的控制系統(tǒng)-來確定飛行路線和遵循的飛行路線。
　　在第三章中，基于閉環(huán)反饋的控制系統(tǒng)底層控制系統(tǒng)設(shè)計?？刂葡到y(tǒng)設(shè)計的想法是現(xiàn)在內(nèi)環(huán)計算簡單的閉環(huán)系統(tǒng)，然后計算外環(huán)即整體的（可能計算所有的比較復(fù)雜）控制系統(tǒng)。自動駕駛儀的設(shè)計適用于無人機上 MAV使用的傳感器和計算設(shè)備。每個控制回路（除橫滾和俯仰控制回路以外）設(shè)計為PI控制器。對于橫滾和俯仰控制回路分別采用PID控制器和PD控制器

8、。對于俯仰角選擇PD控制器，是因為積分會對控制回路相應(yīng)速度產(chǎn)生負面影響的。至于自動駕駛儀的計算被用來解耦動力系統(tǒng)傳遞函數(shù)（Decoupled TF）?？刂葡到y(tǒng)被設(shè)計為橫向和縱向運動。
　　除了考慮控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的問題，還要考慮系統(tǒng)飽和問題以及對控制性能的影響。為了解決控制器飽和的問題，從信號積分器減去能使信號保持在飽和控制中的變量。此外，引入偏離控制面的最大偏移量。
　　設(shè)定每個控制環(huán)所需動態(tài)響應(yīng)，并在確定控制器增益的基礎(chǔ)上獲

9、得典型傳遞函數(shù)。但由于這些公式包括選擇用于設(shè)計所需要的增益參數(shù)，它提出了一種基于根的質(zhì)量方法。這種方法不僅可以選擇所需的動態(tài)收益，又保證了控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。因為有些環(huán)路會對外部環(huán)路造成影響，所以在選擇系統(tǒng)增益，需要考慮不同頻率參數(shù)之間的干擾。
　　同樣地，對于調(diào)節(jié)飛行器速度和飛行高度，為了實現(xiàn)無人機的縱向運動（通過調(diào)節(jié)發(fā)動機和俯仰角），使用有限狀態(tài)自動機獲得最優(yōu)的調(diào)節(jié)高度。
　　無人機控制的研究最初需要測試每個回路的性質(zhì)和性

10、能。章節(jié)的結(jié)尾對不同的飛行任務(wù)進行了測試（沒有氣體擾動的影響）。為了測試自動駕駛在大氣擾動的影響下，在一個控制機動的形式提供測試信號。這個信號是測試飛機的所有狀態(tài)，并給出自動駕駛儀給的完整的評估。控制機動研究工作已經(jīng)表明，自動駕駛儀能夠很好的優(yōu)化所需的參數(shù)。此外，比較了自動駕駛儀選定的增益系數(shù)和直觀地選擇的增益系數(shù)。系數(shù)的建議表明系統(tǒng)動態(tài)過渡可以減少誤差。
　?。?）在第4章，分別組成設(shè)計狀態(tài)評估MAV系統(tǒng)和傳感器模型。傳感器建議

11、使用加速度計（加速度傳感器），陀螺（角速度傳感器），壓力傳感器（測量空氣速度和飛行高度），GPS傳感器（確定飛機，其空氣的速度和方位角的位置）。對于每個傳感器是簡要回顧的操作和簡單地建立了數(shù)學(xué)模型并考慮到測量和傳感器的噪聲不確定性。此外，通過考慮高斯馬爾科夫過程，討論了位置誤差因素對GPS傳感器精度的影響。通過自動駕駛儀對仿真模型的開發(fā)，為每個傳感器型號進行測試。
　　早期開發(fā)的自動駕駛儀，例如側(cè)傾角和俯仰的狀態(tài)可以用于反饋。然而

12、，MAV控制問題在于對于俯仰角和橫滾角不能直接通過傳感器測量。因此，在測量傳感器的基礎(chǔ)上對飛行器子系統(tǒng)參數(shù)估計是一個重要的任務(wù)。
　　所以在這一章考察了兩種參數(shù)評估方法，對于可以通過傳感器采集的數(shù)據(jù)（高度，空速，角速度），使用低通濾波器（LPF）剔除噪聲。對于不能直接測量（側(cè)傾角和俯仰），或者使用較低的頻率（GPS傳感器）測量，或者使用離散連續(xù)擴展卡爾曼濾波（EKF）。系統(tǒng)環(huán)路評價體系如下。同樣在參數(shù)中使用卡爾曼濾波器來對底層系統(tǒng)

13、的動態(tài)評估，可能對控制器帶來負的評價結(jié)果。每個回路的選擇要使得誤差協(xié)方差矩陣（RMSE）最小。首先是建立了橫滾角和俯仰角的估計，第二，GPS傳感器（評估北部和東部坐標，地面速度，偏航率，風(fēng)的北部和東部，偏航角）的濾波，最后建立的飛行高度，飛行速度的回路。當(dāng)選擇低通濾波器的帶寬是考慮到對系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定性的影響。本章所有的模擬自動駕駛儀研究都是并行操作，并且對系統(tǒng)狀態(tài)評估另行制定，不影響彼此的工作。濾波器結(jié)果評價既包括沒有大氣擾動也包括存在

14、大氣擾動的。完整評估系統(tǒng)顯示，工作的預(yù)期質(zhì)量，大氣干擾幾乎沒有對于飛機參數(shù)的質(zhì)量評估沒有太大的影響。
　?。?）在工作的第五章調(diào)查了完整的系統(tǒng)，即系統(tǒng)中的數(shù)據(jù)全部傳輸?shù)阶詣玉{駛狀態(tài)評估體系。系統(tǒng)整體的分析采用以下的方法。最初在沒有大氣擾動時，分析系統(tǒng)調(diào)整了控制回路中不穩(wěn)定的自動駕駛儀的參數(shù)，改善回路動態(tài)特性。他們的速度明顯放緩，及改善系統(tǒng)的動態(tài)特性，也使得對自動駕駛儀大氣擾動不敏感。
　　此外，建立參數(shù)模型和參數(shù)調(diào)節(jié)過程（高

15、度，速度，航向角）。第三點確定控制特性（過渡進程和過沖量）。分別計算的穩(wěn)定飛行模式（控制機動結(jié)束后）的控制系統(tǒng)的操作錯誤。狀態(tài)估計系統(tǒng)應(yīng)用第四章提出的方法。對于每一個估計的參數(shù)計算誤差的協(xié)方差。所得到的值與自動駕駛儀的獨立測試和狀態(tài)評估系統(tǒng)獲得的值進行比較。在本章的結(jié)尾中以相同的方式分析在不同強度的大氣干擾對整個系統(tǒng)的影響。
　　在氣體擾動大的時候，需要分析氣體擾動的分量。在一般情況下，整個系統(tǒng)的工作在大氣擾動不是十分惡劣的情況下