02-(7)00无人直升机预设航迹飞行控制律设计与仿真-赖水清 严峰

240 第二十五届（2009）全国直升机年会论文 无人直升机预设航迹飞行控制律 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 与仿真 赖水清 严峰 徐珂 （中国直升机设计研究所，景德镇市，333001） 摘要：本文采用 PID控制方法，设计无人直升机预设航迹飞行控制律，并进行了控制律仿真验证。 关键词：无人直升机 预设航迹控制 控制律 1 引言 预设航迹控制是无人直升机的重要功能，是实现自主飞行的关键技术，它的任务是确定无人直 升机相对于所选定的参考坐标系的位置、速度、飞行姿态，引导无人直升机沿规定的航线安全、按 时、准确地从一点飞到另一点。 预设航迹控制是多模态的组合控制，需根据不同的设定航段的具体 要求 对教师党员的评价套管和固井爆破片与爆破装置仓库管理基本要求三甲医院都需要复审吗 ，调用相应的功能模态， 其飞行控制律除了基本的内回路姿态控制外，还包括外回路的高度控制、纵横向位置控制、速度控 制、垂速控制、协调转弯等。本文针对某型无人直升机设计预设航迹飞行控制律，并进行仿真验证。 2 高度控制律设计 高度控制采用比例+积分+微分型（PID）控制结构，高度变化率用于改善高度响应过程的动态阻 尼。控制律形式如下： ∫ −⋅+⋅+−= dtHHIcHKHHK gvgc )()( δ 控制律结构如图 1所示： cK 直升机10 10 +s - - vK gH cδ H V s 1 cI 图 1 高度控制结构图 取 KP_He = 0.15，KI_He = 0，KD_He = 0。线性仿真曲线见下图 2。 图 2 高度阶跃响应 3 纵向位置控制律设计 t(s) h(m) 241 纵向位置控制通过俯仰通道实现，直升机低头时向前加速，直升机抬头时减速，因此直升机通 过俯仰姿态改变实现纵向位置控制。纵向位置控制的控制律形式为： ∫ −++−−= ))()(( dtXXIUKXXK cmdXUcmdXcθ 式中Xcmd为纵向位置指令，Kx，Ku，Ix +_ s 1 + + + + XK XI cmdX X 限幅器 UK U cθ -1 分别为比例、微分和积分控制律系数。 图 3为无人直升机纵向位置控制律结构图，前飞速度反馈作为控制律的阻尼，“-1”表示直升机低 头才前飞。图 4给出了纵向位置的单位阶跃响应曲线。 图 3 纵向位置控制律 图 4 纵向位置单位阶跃响应曲线 4 横侧向位置控制律设计 横侧向位置控制通过滚转通道实现，直升机右滚时向右侧飞，直升机左滚时向左侧飞，因此直 升机通过滚转姿态改变实现横侧向位置控制。横侧向位置控制的控制律形式为： ∫ −++−= dtYYIVKYYK cmdYVcmdYc )()(φ 式中 cmdY 为横侧向位置指令， YVY IKK ,, 分别为比例、微分和积分控制律系数。 图 5 为无人直升机横侧向位置控制结构图，侧飞速度反馈作为控制律的阻尼。图 6 给出了横侧 向位置的单位阶跃响应曲线。 +_ s 1 + + + + YK YI cmdY Y 限幅器 VK V cφ 图 5 横侧向位置控制律 242 图 6 横向位置单位阶跃响应曲线 5 协调转弯控制律设计 图 7 为协调转弯控制律结构， φH 与 ψH 分别为无人直升机的滚转姿态和航向控制律， cψ 为航 向角指令， ψ∆ 为偏航角。协调转弯的控制律为：      +−= +−= +−= rKK pKK rKK rcp pca rcc )( )( )( ψψδ φφδ ψψφ ψ φ ψψ φ + _ cψ ψ cφψ∆ + + r φH aδ ψH pδ ψ rK ψ φK 图 7 协调转弯控制律结构图 根据偏航角 ψ∆ 产生滚转角指令，使得飞行速度矢量跟踪指定航向，同时将航向指令输入到尾 桨通道，产生尾桨距输入，消除侧滑，使机头跟踪指令航向角。图 8 为给定两个航段的协调转弯控 制仿真曲线，无人直升机通过协调转弯的方式从航段 1 飞到航段 2，图 8 中(a)为二维航迹图，(b)为 两航段交点处航迹放大视图，(c)为东向和北向位移曲线，(d)为协调转弯的航向角曲线。 （a） 243 （b） （c） （d） 图 8 协调转弯仿真曲线 244 速度、垂速控制等其它模态都采用 PID控制，控制律结构类似，本文不作详细描述。 6 飞行模态切换控制 在预设航迹飞行过程中，控制器的切换与模态转化技术非常关键。因为直升机自身的飞行特点， 在包线飞行过程中的对象特性变化较大，尤其是从悬停到小速度前飞，或在低空地效区到中高空飞 行，直升机的性能和发动机的性能都会发生较大的变化。需对航路飞行过程进行区域划分，设计不 同划分区域的控制器，同时设计控制器及模态之间的切换，使直升机平稳、安全地实现航路飞行。 本文采用衰减软化技术进行控制器的切换，图 9为控制器切换结构，图中 Au 为控制器 A的输出， Bu 为控制器 B的输出，u为整个控制器输出，K为切换开关。通过延迟比较后的衰减器进行控制器 切换时的输入量软化。 控制器A 控制器B ＋ ＋ ＋ 衰减器 _ Au Bu u K 记忆 图 9 控制器切换的衰减软化 当 k时刻开关从 Au 切换到 Bu 时，控制器输出为： )1())()1(()()( −=−−+= − kekkkk AT t BAB uuuuu 其中 T 为衰减器时间常数，选择合适的衰减器时间常数，控制输出不会产生突变，随后衰减器 逐渐衰减输出为零，则控制器输出软化为： Buu = 。 当 k时刻开关从 Bu 切换到 Au 时，控制器输出为： )1())()1(()()( −=−−+= − kekkkk BT t ABA uuuuu 同样控制输出不会产生突变，随后衰减器逐渐衰减输出为零，则控制器输出软化为： Auu = 。 7 仿真验证 图 10为无人直升机的设定航路，为由 4个航路点构成的凸四边形，全部航路点的高度有变化， 航路的四个航路点分别为WP1:(0,0,100)，WP2:(200,0,100)，WP3:(150,150,120)，WP4:( 0, 250,120)。 其中每个航路点的坐标表示为：（东向位置、北向位置、高度），即(X,Y,H)，单位为米。该航路由四 个航段构成，其中航路点 1 为起飞切入点，每个航段完成 3～4 个飞行模态，飞行一圈后回到 WP1 点悬停后着陆。 1 4 2 回转 悬停 前飞 起飞 悬停 前飞 悬停 协调 转弯 回转 下降 前飞 爬升 前飞 3悬停 着陆 图 10 四个航路点构成的航路与飞行模态 245 按上述设定的航路，采用非线性飞行动力学模型进行了实时仿真。图 11为无人直升机在给定航 路全飞行过程的非线性仿真曲线，其中(a)为飞行过程中的东向、北向位移和高度变化曲线，(b)为二 维经纬度飞行投影曲线 (c)为三维飞行曲线。图 12、图 13分别为无人直升机起飞、着陆仿真曲线。 无人直升机起飞后的航路飞行过程中，保持侧向位置控制。当距离目标点大于 20米时，实现前飞速 度控制，距离目标点小于 20米时，实现纵向位置控制。高度通道与纵向通道相似，距离目标高度大 于 5米时，实现爬升速度控制，小于 5米时实现高度控制。无人直升机悬停回转时保持纵/横向位置 和高度控制，转到目标航向后保持目标航向，协调转弯时接通高度控制，断开侧向位置控制，根据 目标航向，机体滚转实现航向变化，转到目标航向后接通侧向位置控制。 从仿真结果可以看出无人直升机飞行航迹与设定航路的重合性较好，模态切换平滑，表明预设 航迹飞行控制律设计正确。 (a) 一维曲线 (b) 二维曲线 (c) 三维曲线 图 11 无人直升机给定航路全飞行过程 246 图 12 无人直升机起飞仿真曲线 图 13 无人直升机着陆仿真曲线 8 结束语 本文采用 PID 控制方法设计了无人直升机预设航迹飞行控制律，并进行了给定航路自动飞行仿 真验证，表明该 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 航迹控制性能较好。但在工程设计中还需考虑其它问题，如设置安全保护措施， 当飞行过程中遇到诸如数据链路故障、天气变化、油量不够等突发情况时，该保护程序自动启动， 使无人直升机在航路中任意一点能够安全返航。 参 考 文 献 ［1］ 张明廉．飞行控制系统．北京：航空工业出版社．1994年． ［2］ 王崑玉 编著．直升机飞行控制系统．北京：蓝天出版社．1991年． ［3］ 薛定宇．反馈控制系统设计与 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 ．北京：清华大学出版社．2000年． Design and simulation of predetermined flight path control law for unmanned helicopter LAI Shui-qing，YAN feng，XU ke (China helicopter Research and development Institute, Jingdezhen, 333001, China) Abstract：This paper describe the design of predetermined flight path control law by using PID method, and validate feasibility of control law by simulation. Key words：unmanned helicopter predetermined flight path control control law