小型無人飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì).pdf

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

2、的尺寸，通常分為兩種：第一種無人機(jī)（UAV）的機(jī)翼長(zhǎng)1.5×3米，汽油發(fā)動(dòng)機(jī)，需要專用的跑道;另一種無人機(jī)機(jī)翼長(zhǎng)不超過1.5米，通常使用電動(dòng)馬達(dá)，不需要跑道。盡管無人機(jī)在機(jī)翼的尺寸上存在著差異，但是控制方法是通用的，控制對(duì)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(jī)。
　　研究工作主要分為五個(gè)部分：
　　（1）這部分主要敘述了無人機(jī)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(duì)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(jì)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(dòng)駕駛的初步評(píng)價(jià)），并簡(jiǎn)要討論了風(fēng)向?qū)︼w機(jī)飛行的影響。
　?。?）在第2章中，首先確定飛行器的坐標(biāo)系和變換矩陣，以及為了接下來求解方程的基準(zhǔn)點(diǎn)，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(yùn)動(dòng)學(xué)（位置和速度之間的關(guān)系）和動(dòng)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(dòng)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(gè)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(jī)的飛行中，氣流的擾動(dòng)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(jī)擾動(dòng)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(gè)自由度的飛行器的模型是一組12個(gè)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(jì)起來極為困難。因此，上述飛行器建立的模型（在縱向動(dòng)力學(xué)和橫向動(dòng)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(dòng)力學(xué)模型基礎(chǔ)上考慮側(cè)滑運(yùn)動(dòng)的傳遞函數(shù)（滾動(dòng)角，軌道角，側(cè)滑角），和縱向運(yùn)動(dòng)（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(jì)的飛行模擬器，對(duì)航模的位置，以及飛機(jī)的基本參數(shù)的值進(jìn)行實(shí)時(shí)跟蹤。隨后，飛行模擬器既可以擴(kuò)展到研究系統(tǒng)（自動(dòng)駕駛和系統(tǒng)的初步評(píng)估），也可以對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行高層次的分析。
　　（3）由于無人機(jī)自動(dòng)駕駛是所有飛行階段完整的控制系統(tǒng)，其中，典型地自動(dòng)駕駛系統(tǒng)被分成兩個(gè)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(jì)?？刂葡到y(tǒng)設(shè)計(jì)的想法是現(xiàn)在內(nèi)環(huán)計(jì)算簡(jiǎn)單的閉環(huán)系統(tǒng)，然后計(jì)算外環(huán)即整體的（可能計(jì)算所有的比較復(fù)雜）控制系統(tǒng)。自動(dòng)駕駛儀的設(shè)計(jì)適用于無人機(jī)上 MAV使用的傳感器和計(jì)算設(shè)備。每個(gè)控制回路（除橫滾和俯仰控制回路以外）設(shè)計(jì)為PI控制器。對(duì)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(duì)于俯仰角選擇PD控制器，是因?yàn)榉e分會(huì)對(duì)控制回路相應(yīng)速度產(chǎn)生負(fù)面影響的。至于自動(dòng)駕駛儀的計(jì)算被用來解耦動(dòng)力系統(tǒng)傳遞函數(shù)（Decoupled TF）?？刂葡到y(tǒng)被設(shè)計(jì)為橫向和縱向運(yùn)動(dòng)。
　　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(duì)控制性能的影響。為了解決控制器飽和的問題，從信號(hào)積分器減去能使信號(hào)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(gè)控制環(huán)所需動(dòng)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(jì)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(dòng)態(tài)收益，又保證了控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。因?yàn)橛行┉h(huán)路會(huì)對(duì)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(duì)于調(diào)節(jié)飛行器速度和飛行高度，為了實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)（通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)和俯仰角），使用有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)獲得最優(yōu)的調(diào)節(jié)高度。
　　無人機(jī)控制的研究最初需要測(cè)試每個(gè)回路的性質(zhì)和性

10、能。章節(jié)的結(jié)尾對(duì)不同的飛行任務(wù)進(jìn)行了測(cè)試（沒有氣體擾動(dòng)的影響）。為了測(cè)試自動(dòng)駕駛在大氣擾動(dòng)的影響下，在一個(gè)控制機(jī)動(dòng)的形式提供測(cè)試信號(hào)。這個(gè)信號(hào)是測(cè)試飛機(jī)的所有狀態(tài)，并給出自動(dòng)駕駛儀給的完整的評(píng)估?？刂茩C(jī)動(dòng)研究工作已經(jīng)表明，自動(dòng)駕駛儀能夠很好的優(yōu)化所需的參數(shù)。此外，比較了自動(dòng)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(dòng)態(tài)過渡可以減少誤差。
　　（4）在第4章，分別組成設(shè)計(jì)狀態(tài)評(píng)估MAV系統(tǒng)和傳感器模型。傳感器建議

11、使用加速度計(jì)（加速度傳感器），陀螺（角速度傳感器），壓力傳感器（測(cè)量空氣速度和飛行高度），GPS傳感器（確定飛機(jī)，其空氣的速度和方位角的位置）。對(duì)于每個(gè)傳感器是簡(jiǎn)要回顧的操作和簡(jiǎn)單地建立了數(shù)學(xué)模型并考慮到測(cè)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(duì)GPS傳感器精度的影響。通過自動(dòng)駕駛儀對(duì)仿真模型的開發(fā)，為每個(gè)傳感器型號(hào)進(jìn)行測(cè)試。
　　早期開發(fā)的自動(dòng)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(duì)于俯仰角和橫滾角不能直接通過傳感器測(cè)量。因此，在測(cè)量傳感器的基礎(chǔ)上對(duì)飛行器子系統(tǒng)參數(shù)估計(jì)是一個(gè)重要的任務(wù)。
　　所以在這一章考察了兩種參數(shù)評(píng)估方法，對(duì)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(duì)于不能直接測(cè)量（側(cè)傾角和俯仰），或者使用較低的頻率（GPS傳感器）測(cè)量，或者使用離散連續(xù)擴(kuò)展卡爾曼濾波（EKF）。系統(tǒng)環(huán)路評(píng)價(jià)體系如下。同樣在參數(shù)中使用卡爾曼濾波器來對(duì)底層系統(tǒng)

13、的動(dòng)態(tài)評(píng)估，可能對(duì)控制器帶來負(fù)的評(píng)價(jià)結(jié)果。每個(gè)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(jì)，第二，GPS傳感器（評(píng)估北部和東部坐標(biāo)，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(duì)系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定性的影響。本章所有的模擬自動(dòng)駕駛儀研究都是并行操作，并且對(duì)系統(tǒng)狀態(tài)評(píng)估另行制定，不影響彼此的工作。濾波器結(jié)果評(píng)價(jià)既包括沒有大氣擾動(dòng)也包括存在

14、大氣擾動(dòng)的。完整評(píng)估系統(tǒng)顯示，工作的預(yù)期質(zhì)量，大氣干擾幾乎沒有對(duì)于飛機(jī)參數(shù)的質(zhì)量評(píng)估沒有太大的影響。
　　（5）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?dòng)駕駛狀態(tài)評(píng)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(dòng)時(shí)，分析系統(tǒng)調(diào)整了控制回路中不穩(wěn)定的自動(dòng)駕駛儀的參數(shù)，改善回路動(dòng)態(tài)特性。他們的速度明顯放緩，及改善系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性，也使得對(duì)自動(dòng)駕駛儀大氣擾動(dòng)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(diǎn)確定控制特性（過渡進(jìn)程和過沖量）。分別計(jì)算的穩(wěn)定飛行模式（控制機(jī)動(dòng)結(jié)束后）的控制系統(tǒng)的操作錯(cuò)誤。狀態(tài)估計(jì)系統(tǒng)應(yīng)用第四章提出的方法。對(duì)于每一個(gè)估計(jì)的參數(shù)計(jì)算誤差的協(xié)方差。所得到的值與自動(dòng)駕駛儀的獨(dú)立測(cè)試和狀態(tài)評(píng)估系統(tǒng)獲得的值進(jìn)行比較。在本章的結(jié)尾中以相同的方式分析在不同強(qiáng)度的大氣干擾對(duì)整個(gè)系統(tǒng)的影響。
　　在氣體擾動(dòng)大的時(shí)候，需要分析氣體擾動(dòng)的分量。在一般情況下，整個(gè)系統(tǒng)的工作在大氣擾動(dòng)不是十分惡劣的情況下