无人机飞行控制系统仿真研究毕业论文(编辑修改稿)

无人机飞行控制系统仿真研究毕业论文(编辑修改稿)内容摘要：

能提供相位超前的网络，因此，我们就可以把高通滤波器看成是一个微分网络。 其中的 值越大，相位超前也就越大，我们所获得的信号也就越近似于微分 信号。 我们在后面的无人机纵向飞行控制律的仿真中，一律取。 另外，积分环节也可以根据其定义 在软件中计算实现，其中， 可在软件中根据 CPU的计算频率得到。 由于积分是一个连续累加的过程，所以信号的积分值可能会达到一个很大的值，这会给系统带来意想不到的结果。 由于执行机构受限，当积分值大到一定程度，使执行机构达到最大位置后，执行机构就不再变化了，而是一直停留在当前的位置，即使系统输出一直在变化，这样反馈通道就被破坏了。 另一方面，当被积信号开始减小时，如果积分值很大的话，则需要花很长时间才能使其降到正常值，我们一 般把这种现象称之为积分饱和。 通常有两种方法可以有效的避免这种现象的发生 :一种方法是当执行机构达到最大位置时积分停止，不再继续累加。 另一个可行的方法是限制积分的累加，当积分值达到某一个值时就恒等于当前值，即所谓的积分限幅。 因此，当我们采用常规 PID控制策略时尤其要注意采取必要的措施防止积分饱和现象的发生。 (2)控制律参数的选取 本章中，无人机的纵向运动都是通过升降舵来完成自动控制的，因此，我们可以将其纵向运动的自动控制系统看成是一个单通道，这样就便于我们运用相关经典控制的理论对系统进行分析和设计。 对于 无人机的俯仰角控制系统而言，其控制律参数的选取包括两部分 :第一部分是阻尼回路 (即内回路 )反馈增益的确定 :第二部分便是俯仰角控制回路 (即外回路 )中 PID参数的确定。 一般来讲，选择这些参数主要有两种方法 :第一种方法是综合考虑所有回路中的参数，一次选定。 另一种方法则是从最内层开始分部选取。 本文中，我们将采用后一种方法 ,即先设计阻尼回路，确定参数，然后以此为基础设计姿态角控制回路，进而确定 PID 参数的值。 下面，我们以某无人机在高高空某一状态点 E(H=17194m， V=)为例，说明无人机俯仰角控制系 统控制器参数的选取过程。 已知该无人机在 E点处的状态方程和输出方程可表示 : ，式中 无人机飞行控制系统仿真研究 11 （ 44） 因此 ，并且有。 于是，我们可以得到 （ 45） 从上式中我们可以看到，系统的特征方程中包含有一个正根。 可见，为了增加该无人机的机动性，飞机的设计者将其设计成了静不稳定的，因此必须加入飞行自动控制系统才能保证飞机的稳定飞行。 另外，我们还可以看到，该无人机的自然频率为 ，阻尼比仅为 ，可见，飞机自身的阻尼是很弱的。 从这一个方面我们就可以看出，针对该高空弱阻尼无人机而言，加入角速率反馈回路是必须的。 图 高空 E 点处俯仰角控制系统 PID 控制结构图。 图 43 俯仰角控制系统 PID控制结构图（高高空 E点） 图中， 表示升降舵回路传递函数， 表示升降舵通道的洗出网络。 根据上图，我们就可以利用 MATLAB 提供的 rlocus 函数根据系统阻尼回路的开环传函画出其根轨迹图。 其中根轨迹 增益即为我们所要确定的阻尼回路参数。 陕西科技大学毕业论文（设计说明书） 12 图 (高高空 E点 ) 由图可知，一开始随着 的增大，阻尼回路中的一对共扼复根的振荡阻尼得到了明显的改善，当 增加到 时 (即图中黑色小方块所在位置 )振荡根的阻尼比达到最大值。 此后，随着 的增加，阻尼比开始 减小，自然频率增高，最终将导致系统品质显著恶化。 通过对根轨迹的分析，我们可以知道，并非 越大阻尼效果就越显著，只有当 在某一范围内时，这一条件才会成立。 为此，我们选取 ，此时共轭复根所对应的阻尼比为 ，超调为 %，自然频率为 善无人机短周期运动的阻尼。 至此，无人机阻尼回路的参数设计完毕。 俯仰角控制律的仿真 在本文中，所有关于飞行控制律的仿真均在 平台下完成。 图 即为无人机基于 PID 控制的俯仰角控制系统的 simulink 仿真框 图。 值得注意的是，图中的PID 模块并非 MATLAB 提供的原始模块，我们已经把该原始模块所封装的子系统作了一些变动 :当采用 PID 控制策略进行仿真时，图中 PID 模块所封装的子系统即为经典的 PID模块，为了使仿真更接近工程实际，我们以一个超前网络模块， s/(+1)来代替原有的纯微分模块； 另外，仿真框图中无人机纵向线性化模型的 C 和 D 矩阵与 节所定义的一致，至于不同状态点处 A和 B矩阵的具体值将全部在附录 C 中给出。 在整个俯仰角控制律仿真过程中，升降舵回路传递函数用惯性环节 表示，升降舵通道的洗出网 络用高通滤波器 表示，升降舵面限幅为 ，输入的俯仰角指无人机飞行控制系统仿真研究 13 令阶跃信号为。 图 基于 PID的俯仰角控制系统仿真框图 在上一章中，我们已经介绍了一些常用的 PID 参数整定法，这些方法 (尤其是经验公式法 )对于无人机这样的被控对象而言虽然不一定会很有效，但可以作为我们选取 PID参数的一个依据。 本文采用衰减曲线法，具体步骤如下： 1)置调节积分时间为最大值。 微分时间为零，比例系数为较小值并投入运行。 2)待系统稳定后，做设定值阶跃扰动，并观察系统响应。 如图所示当的衰减振荡过程。 振荡周期 =. 图 47 K= 3)根据利用表 33给出的衰减曲线法整定计算公式，求 陕西科技大学毕业论文（设计说明书） 14 图 48 PID下俯仰角阶跃响应（ E点） 从图中可知，其超调量，调节时间。 下面，我们通过 MATLAB 来仿真验证一下所设计的控制系统是否能保证足够的相角裕度和幅值裕度。 通过 MATLAB 所提供的 margin 函数，我们可以画出标有幅值裕度和相角裕度的波特图（图 45所示）。 图 49 基于 PID的俯仰角控制。