现代无人机系统设计技术讲义(编辑修改稿)

现代无人机系统设计技术讲义(编辑修改稿)内容摘要：

“ 无人 ”二字，因此无人机飞行控制系统与有人机飞行控制系统相比所具有的特点，也是从这二字而来。 首先，飞行控制的范畴不同：有人机时刻强调人的作用，飞行控制系统的作用是保证如何发挥人的主观能动性，其控制是有权限的，因此 其作用范畴为保证驾驶人员方便、灵活、有效地操纵飞机，有人机飞行控制系统在飞机起飞阶段、着陆最后阶段往往是不参与飞机控制的；而现代无人机的整个飞行过程都要靠飞行控制系统来进行有效管理与控制，其控制是全时全权限的，飞行控制系统的作用范畴覆盖了有人机飞行控制系统、驾驶员、甚至其它系统 (如导航、制导、任务管理、载荷控制等 )的所有功能，在无人机的整个工作过程，其飞行控制系统都参与无人机的控制，因此其作用范畴远远大于有人机飞行控制系统。 其次，飞行控制的功能与作用不同：根据有人机飞行控制系统的作用范畴，有人机飞行控制系 统主要完成飞机内回路的增稳与控制(战斗机、攻击机、直升机等 )，强调操稳性或舒适性，部分飞行控制系统能够与导航系统耦合，完成外回路的航迹控制 (轰炸机、运输机等 )；而无人机飞行控制系统的作用范畴，其飞行控制系统除完成无人机内回路、外回路控制的所有功能外，还能够完成导航、制导、飞行任务管理、任务载荷管理与控制功能，远远超出了飞行控制功能，无人机飞行控制系统强调系统稳定性、控制与导航精度等性能指标和(2) 23 任务管理能力，特别是自主导航能力，因此经常被称为综合飞行控制系统。 最后，飞行控制设计思想不同：无人机与有人机相比，不 考虑人的生理限制，可以放宽由人生理限制而产生的对飞行状态的控制要求，同时可靠性级别一般低于有人机，余度配置低，大多采用非余度配置方案，就连美国功能和性能最为完善的 “ 全球鹰 ” 飞行控制系统也仅采用双余度配置。 3 无人机控制与管理系统的组成和功能 根据无人机发展的历史时期和用途的不同，无人机控制系统在组成和功能上有相当大的差别。 无人机飞行控制系统一般包含传感器、机载计算机和伺服作动设备三大部分。 飞行控制系统的功能如下： a) 无人机姿态稳定与控制； b) 无人机自主导航飞行与航迹控制； c) 无人机起飞 (发射 )与着陆 (回收 )控制； d) 无人机飞行管理； e) 无人机任务设备管理与控制； f) 应急控制； g) 信息收集与传递。 (2) 24 以上所列的功能中第 a、 d 和 f 项是所有无人机飞行控制系统所必须具备的功能，而其它项不是每一种飞行控制系统都具备，也不是每一种无人机都需要的，根据具体无人机种类和型号可进行选择、裁剪和组合。 4 无人机控制模式 无人机的飞行控制系统是全时限、全权限的，飞行控制模式可以分为程序控制（时间程序控制）、遥控（通过地面站遥控指令控制）和自主飞行控制（二维、三维或四维）三种。 前二种飞行控制方式常用作靶机、观测等类型无人机的飞行控制，第三种常用于侦察机、攻击机等类型无人机的飞行控制。  在遥控方式下，地面操作手根据无人机的状态信息和任务要求控制无人机的飞行；  在自主控制方式下，飞行控制系统根据传感器获取的飞机状态信息和任务规划信息自动控制无人机的飞行。  在半自主控制方式下，飞行控制系统一方面根据传感器获取的飞机状态信息和任务规划信息自主控制无人机的飞行，另一方面，接收地面控制站的遥控指令，改变飞行状态。 5 机载传感器 无人机飞控系统常用的传感器包括角速率传感器、姿态传感器、航向传感器、高度空速传感 器、飞机位置传感器、迎角传感器、过载(2) 25 传感器等。 传感器的选择应根据实际系统的控制需要，在控制律初步设计与仿真的基础上进行。 1) 角速率传感器 角速率传感器是飞控系统的基本传感器之一，用于感受无人机绕机体轴的转动角速率，以构成角速率反馈，改善系统的阻尼特性、提高稳定性。 角速率传感器的选择要考虑其测量范围、精度、输出特性、带宽等。 角速率传感器应安装在无人机重心附近、一阶弯振的波节处，安装轴线与要感受的机体轴向平行，并特别注意极性的正确性。 2）姿态、航向传感器 姿态传感器用于感受无人机的俯仰和滚转角度，航向 传感器用于感受无人机的航向角。 姿态、航向传感器是无人机飞行控制系统的重要组成部分，用于实现姿态航向稳定与控制功能。 姿态、航向传感器的选择要考虑其测量范围、精度、输出特性、动态特性等。 姿态、航向传感器应安装在飞机重心附近，振动尽可能要小，有较高的安装精度要求。 对于磁航向传感器要安装在受铁磁性物质影响最小且相对固定的地方，安装件应采用非磁性材料制造。 3）高度、空速传感器（或大气数据计算机） (2) 26 高度、空速传感器（或大气数据计算机）用于感受无人机的飞行高度和空速，是高度保持和空速保持的必备传感器。 一般和空速管 、通气管路构成大气数据系统。 高度、空速传感器的选择主要考虑测量范围和测量精度。 其安装一般要求在空速管附近，尽量缩短管路。 4）飞机位置传感器 飞机位置传感器用于感受飞机的位置，是飞行轨迹控制的必要前提。 惯性导航设备、 GPS 卫星导航接收机是典型的位置传感器。 飞机位置传感器的选择一般考虑与飞行时间相关的导航精度、成本和可用性等问题。 惯性导航设备有安装位置和较高的安装精度要求， GPS 接收机的安装主要应避免天线的遮挡问题。 6 引导设备 精确引导是无人机自动着陆的基础。 由于使用简易的机场，显然不可能使用一般的 仪表着陆系统或者微波着陆系统。 在此前提下，还有如下方法可供选择。 1) 全球定位系统（ GPS） GPS 是目前为止定位精度最高的导航设施 ,在世界各国有着广泛的应用。 (2) 27 在 SA取消后 ,商用 GPS(C/A码 )的定位精度大大提高 ,经过差分后（ DGPS）可以提供精密进场着陆所需的飞机定位信息。 GPS 作为精密进场着陆引导系统时必须与 INS 和无线电高度表相组合。 因为 GPS 易受美国的制约，不宜对其过分依赖。 2) 区域定位系统（ RPS） 区域定位系统（ RPS）通过在地面一定区域内放置 4～ 6 个在功能上相当于 定位卫星的设备（可称为伪卫星）来实现对空中目标的定位。 该技术的详细情况国内有关厂所正在进一步的研究中。 3) 地面辅助引导设施 通过地面的精密光学系统或者导引雷达对飞机定位，再由上行数据链将定位信息传给飞控计算机 (图 31)。 最为现实的方法是本系统配备的地面测控系统视距链路。 该链路具有的高精度无线电定位功能可用于起飞 /着陆过程中无人机的空中定位。 只要将其放置于跑道附近一定的区域中，在不附加任何设备的情况下可实现较好的地面引导。 4) 视见引导 利用无人机上光电设备（此时应锁定在一定的 角度上）实时拍摄的机场景象迭加无人机的姿态、航向、空速、高度等信息，形成类似(2) 28 于有人机上的平显画面，并结合机场人员对于无人机的目视结果，人工引导飞机进场着陆。 视起飞 /着陆的不同阶段和导引设备的可用度采用全自动 /半自动 /人工（遥控）多种引导与控制方式相结合的方案。 在导引设备上，将 DGPS/INS/无线电高度表组合定位系统作为主引导系统。 当 DGPS 不可用时，再用备用的视距内测控链路代替 DGPS, 产生自动引导所需的定位数据。 在更为苛刻的条件下（比如主、辅引导设施都无法使用时），采用视见或纯目视人工引导方法。 在 DGPS 可用的情况下，实现全自动的起飞与着陆。 在 DGPS 不可用的情况下，如果备用的地面辅助导引设备具有精密进场所需的定位精度（比如 CARS 的引进成功） ,仍可实现全自动的起飞与着陆。 如果地面辅助导引设备的定位精度稍低（比如目前的测控系统视距内数据链），则可自动将飞机引导到跑道上空一定区域内，然后采用半自动或遥控方式控制无人机着陆。 当地面引导设备也不可用时，结合视见或纯目视引导，采用半自动或遥控方式控制无人机着陆。 (2) 29 a) 7 伺服机构 伺服作动设备也称舵机，是飞控系统的执行部件。 其作用在于接收飞行控 制指令，进行功率放大，并驱动舵面或发动机节风门偏转，从而达到控制无人机姿态和轨迹的目的。 伺服作动设备可分为电动伺服作动设备、液压伺服作动设备和电液混合伺服作动设备。 无人机上通常使用电动伺服作动设备。 伺服作动设备的设计要求主要有以下方面： 1）性能要求 a) 最大输出力矩 最大输出力矩指额定工作状态下伺服作动设备能够输出的最大力矩，该力矩应该大于折合到舵面相应位置的最大气动铰链力矩（或节风门偏转力矩）。 地面测控设备 数据链 飞控与管理子系统 机载测控终端 精密导引雷达 /光学系统 地面计算机 图 31 地面辅助导引原理框图 (2) 30 b) 偏转范围 伺服作动设备的偏转范围应满足相应舵面（或节风门 ）偏转范围的要求。 c) 频带 伺服作动设备的频带一般应为无控飞机自然频带的 3～ 5 倍。 d) 间隙 在工艺允许的情况下，伺服作动设备的间隙应尽可能的减小。 e) 跟踪精度 伺服作动设备输出跟踪输入的精度应满足一定的要求。 2）外形尺寸与安装要求 伺服作动设备的安装空间一般较小，应注意外形尺寸和安装要求的限制，特别是输出摇臂与舵面之间的连接方式、零位和偏转方向要求。 8 飞行控制律 飞行控制律是飞行控制系统一个重要组成部分，它是指令及各种外部信息到飞机各执行机构的一种映 射关系。 飞行控制律的设计就是确定这种映射关系，使飞机在整个飞行包线内具有符合系统要求的飞行品质。 飞行控制律设计的依据是系统研制任务合同及相关顶层技术文件。 根据这些文件具体形成在具有控制系统下飞机的各种品质或性能，在对无控飞机的特性进行分析的基础上，为达到所要求的飞行品质或性能，确定初步的控制律结构，然后应用自动控制的设计方法具(2) 31 体确定控制律参数。 通过非线性全量仿真、半物理仿真及飞行试验，验证或调整控制律结构及参数，使飞行品质或性能达到要求。 控制律设计过程是一个迭代回归的过程。 控制律结构 首 先应明确飞机的控制面。 一般控制面由升降舵、副翼、方向舵、襟翼、鸭翼、减速板等。 根据对无人机的性能要求及无控无人机的特性确定控制律结构。 控制律包括纵向控制律和横航向控制律。 根据无人机的任务要求，选择以下控制律结构。 俯仰角稳定与控制 俯仰角稳定与控制回路一般需要俯仰角及俯仰角速度反馈信号，其一般控制律结构如图 3－ 2 所示。 前 向控 制 通 道俯 仰 角 速度 增 益俯 仰 角 指 令俯 仰 角俯 仰 角 速 度升 降 舵 偏 转 指 令 图 3－ 2 俯仰角稳定与控制结构 图 3－ 2 中前向控制通道可采用比例或比例 +积分的形式，采用比例形式时控制存在静差，采用比例 +积分 形式时控制没有静差。 根据具体需求选取前向控制通道的形式。 俯仰角速度反馈用于增加短周期阻尼。 (2) 32 滚转角稳定及控制 滚转角稳定与控制回路一般需要滚转角及滚转角速度反馈信号，其一般控制律结构如图 3－ 3 所示。 前 向控 制 通 道滚 转 角 速度 增 益滚 转 角 指 令滚 转 角滚 转 角 速 度副 翼 偏 转 指 令 图 3－ 3 滚转角稳定与控制结构 图 3－ 3 中前向控制通道一般采用比例或比例 +积分的形式。 滚转角速度反馈用于增加滚转阻尼。 对具有较大自然阻尼特性的飞机可略去滚转角速度反馈。 航向稳定与控制 航向角稳定与控制一般结构如图 3－ 4 所示。 其中，图 3－ 4 (a)的控制结构通过副翼进行航向控制，具有较高的控制效率，但控制中侧滑角较大；图 3－ 4 (b)利用方向舵进行航向控制，该形式的控制效率较低，所引入的滚转角反馈用于部分消除侧滑角；图 3－ 4 (c)则利用副翼和方向舵联合控制航向角，具有控制效率高及侧滑角小的特点。 以上所引入的滚转角速度和航向角速度用于增角阻尼。 (2) 33 前 向控 制 通 道航 向 角 速度 增 益航 向 角 指 令航 向 角航 向 角 速 度副 翼 偏 转 指 令滚 转 角增 益滚 转 角滚 转 角速 度 增 益滚 转 角 速 度 (a) 前 向控 制 通 道航 向 角 速度 增 益航 向 角 指 令航 向 角航 向 角 速 度方 向 舵 偏 转 指 令滚 转 角增 益滚 转 角 (b) 副 翼 前 向控 制 通 道航 向 角 指 令航 向 角副 翼 偏 转 指 令滚 转 角增 益 ( 副 翼 )滚 转 角滚 转 角 速 度增 益 ( 副 翼 )滚 转 角 速 度方 向 舵 前 向控 制 通 道航 向 角 速 度 增益 ( 方 向 舵 )航 向 角 指 令航 向 角航 向 角 速 度方 向 舵。