CN110576965B - 一种最少舵面配置的无人机布局及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种最少舵面配置的无人机布局，属于飞行器设计与飞行控制技术领域；无人机由机身、双侧机翼、双侧发动机和全动平尾组成；双侧发动机分别固定于双侧机翼下方，全动平尾固定于机身的尾部；使用机身两侧发动机实现对飞机的横航向控制，通过全动平尾偏转实现对飞机的纵向操纵。本发明的飞机的控制气动舵面仅有一个全动平尾，在不需要增加额外控制执行机构的情况下，大大减少飞机设计时的阻力产生面，降低飞行阻力；采用最少舵面控制，将控制执行机构数量降至最低，可以一定程度上降低控制所产生的能量消耗；采用全动平尾整体偏转，从而在减少平尾面积的前提下尽可能增加操纵的舵效，使飞机控制更为敏捷有效。

Description

一种最少舵面配置的无人机布局及其控制方法

技术领域

本发明属于飞行器设计与飞行控制技术领域，具体涉及一种最少舵面配置的无人机布局及其控制方法。

背景技术

现有传统固定翼无人机大多采用副翼、升降舵和方向舵相结合的方式，进行无人机的飞行操纵和控制。该方式通过在无人机机翼、垂尾和平尾上分别安装绕轴转动的舵面，形成副翼、方向舵和升降舵，在飞机飞行时，三个舵面绕轴转动，改变机翼和尾翼的空气压力分布，从而产生使无人机绕三个不同的机身轴转动的气动力矩，实现无人机姿态的变化，进而对无人机的姿态和轨迹等状态进行控制。

然而，该种飞机控制方式有其自身难以避免的缺点：1.用于连接控制气动舵面的安装平面(垂尾和平尾)增加飞机飞行阻力，产生额外的能量消耗；2.过多的舵面操纵会带来过多的能量消耗，不利于无人机航时和航程的提升；3.该种气动舵面其操纵力来自于气动力，非直接力控制，且在大迎角、大侧滑等复杂气动条件下飞机的操纵与控制效能会出现明显恶化的情况；4.对于一些不允许破坏机翼结构完整性的飞机(如太阳能飞机等)，不建议采用副翼；对于一些轻质大展弦比飞机，副翼的使用会加剧结构的变形，同时其操纵舵效具有强非线性甚至反效的情况，实际使用效果难以满足需求；5.在飞机原有干净的气动外形基础上增加气动舵面的设置，会增加飞机结构重量。

以上问题为传统无人机布局及所采用的控制方式的固有问题，本身难以避免。因此，为改善这些问题，需要重新考虑并设计新的固定翼无人机布局和控制方式。在这个过程中，大多数新的无人机布局和控制方法依旧不能摆脱大规模使用气动舵面的局限，飞行阻力大、能源消耗多、对于某些飞机控制效果不佳、增加额外结构重量等的问题依旧没有得到很好的解决。

发明专利《一种飞翼布局无人飞机应用阻力方向舵的控制方法》，授权公告号CN104691742B，授权公告日2017.07.25，介绍了一种应用阻力方向舵的控制方法。然而，阻力方向舵本身属于气动舵面，具有上述气动舵面本身所存在的问题，且其若布置在机身上，存在控制舵效过小的问题，若布置在机翼上，会破坏机翼结构完整性，且由于结构柔性问题很难在大展弦比轻质机翼上应用。其所述的控制方法，在人工、飞控混合操纵下，将增稳控制律解算的控制信号按照控制权限叠加至人工操纵中，生成航向通道控制信号的方法，本质上依旧不能解决人工操纵负担较大的问题，相反，甚至会出现人工与飞控操纵的指令抵消或加剧。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种最少舵面配置的无人机布局及其控制方法，主要解决了现有无人机布局及控制方式中所存在的以下问题：

(1)对于控制执行机构较多所带来的控制冗余、能量消耗较大的问题，本发明将控制执行机构数量降低到最少，以减少控制消耗；

(2)对于安装气动舵面所需要的安装面所带来的气动阻力增加和结构重量增加的问题，本发明取消了所有的额外安装面的设置；

(3)对于气动舵面偏转所带来的飞机阻力增大的问题，本发明将气动舵面数量减少到一个，并减少唯一的气动舵面的面积，以实现气动阻力的最小化。

(4)对于原有控制方式的操纵力为非直接力的气动力的问题，本发明在不改变现有无人机布局的前提下，充分利用飞机机身两侧的动力，将直接力控制设计优势发挥到最大，适用性很强。

(5)对于副翼可能存在的破坏机翼结构完整性、控制效能不佳的问题，本发明取消了副翼的设置，以其他方式控制飞机的滚转。

(6)在达到以上优势的前提下，本发明同时实现了其本身的功能——对无人机的有效控制。为更好实现该功能，本发明附带提出一种“稳定飞行”式的飞行控制模式和融入扩张状态观测器(ESO)的串级姿态控制律，一方面减轻了飞手在操纵和控制此类控制方式飞机时的操纵负担，大大提高飞机的飞行体验和安全性，另一方面增强了飞行控制的鲁棒性、快速性和抗干扰能力。

本发明的技术方案是：一种最少舵面配置的无人机布局，其特征在于:无人机由机身、双侧机翼、双侧发动机和全动平尾组成；双侧发动机分别固定于双侧机翼下方，全动平尾固定于机身的尾部；使用机身两侧发动机实现对飞机的横航向控制，通过全动平尾偏转实现对飞机的纵向操纵。

本发明的进一步技术方案是：

一种最少舵面配置的无人机布局的稳定飞行式控制方法：其特征在于具体步骤如下：

步骤一：获取操纵手所推的遥控器杆位，遥控器由油门杆、俯仰操纵杆、滚转操纵杆组成；

步骤二：飞机控制***获取遥控器操纵杆位的信息，然后对遥控器杆位指令中所对应的姿态角指令进行计算，计算式如下：

滚转角φ_setpoint姿态角指令：

φ_setpoint＝manual_y×φ_max

若φ_setpoint＞φ_max，φ_setpoint＝φ_max；

若φ_setpoint<φ_max，φ_setpoint＝-φ_max。

其中，manual_y为输入值表示滚转操纵杆的杆量，向右打满为1，向左打满为-1，中立杆位为0；φ_max为设定的滚转角指令最大值；

俯仰角θ_setpoint姿态角指令：

θ_setpoint＝manual_x×θ_max

若θ_setpoint＞θ_max，θ_setpoint＝θ_max；

若θ_setpoint<θ_max，θ_setpoint＝-θ_max。

其中，其中manual_x为输入值表示俯仰操纵杆的杆量，向前打满为1，向后打满为-1，中立杆位为0；θ_max为设定的俯仰角指令最大值；

步骤三：根据步骤二获得的各姿态角指令，采用如下控制律进行计算，从而获得最终的控制机构控制量Dactuator：

error_attitude＝attitude_setpoint-attitude_actual

bodyrate_setpoint＝K_p×error_attitude

e＝z₁-bodyrate_actual

u＝Dactuator

z₁＝z_1prev+(z₂-2×ω×e+B×u)×dt

z₂＝z_2prev-(ω×ω×e)×dt

其中，attitude_setpoint为步骤二中获得的姿态角指令，在进行滚转角姿态控制时，其为步骤二中解算得到的φ_setpoint，在进行俯仰角姿态控制时，其为步骤二中解算得到的θ_setpoint；attitude_actual为飞机实际实时姿态角，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机实际的实时滚转角φ_actual，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机实际的实时俯仰角θ_actual；error_attitude为计算得到的姿态角误差；K_p为姿态控制律的外环比例系数；bodyrate_setpoint为计算得到的飞机体轴系下角速度指令，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机的滚转角速度指令p_setpoint，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机的俯仰角速度指令q_setpoint；bodyrate_actual为测得的飞机实际角速度，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机的实时滚转角速度p_actual，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机实际的实时俯仰角速度q_actual；e，u，z₁，z₂均为随时间间隔dt进行迭代计算的中间变量，ω为状态估计参数；K_d为姿态控制律的内环比例系数；B为扰动补偿因子；z_1prev为上一个时间点计算得到的z₁值，z_2prev为上一个时间点计算得到的z₂值；

Dactuator为飞机执行机构的作动量，在进行滚转角姿态控制时，其是两侧动力总的油门差值；在进行俯仰角姿态控制时，其是全动平尾的偏转角度；

步骤四：全动平尾和两侧动力根据步骤三控制律计算得到的实时控制量进行偏转和差动。

本发明的进一步技术方案是：所述步骤二中的φ_max≤45；θ_max≤45°。

有益效果

本发明的有益效果在于：采用全动平尾和两侧动力相结合的布局形式，与现有绝大多数飞机布局相比，主要具有以下优点：1.本发明的飞机的控制气动舵面仅有一个全动平尾，在不需要增加额外控制执行机构的情况下，大大减少飞机设计时的阻力产生面，降低飞行阻力；2.采用最少舵面控制，将控制执行机构数量降至最低，可以一定程度上降低控制所产生的能量消耗；3.采用全动平尾整体偏转，从而在减少平尾面积的前提下尽可能增加操纵的舵效，使飞机控制更为敏捷有效。4.对于部分轻质大展弦比飞机而言，在实际飞行中结构的刚度并不允许在机翼上进行副翼的布置，否则会加剧飞机机翼结构的变形，甚至控制的反效，从而导致飞机整个总体方案的失败。5.采用飞机机身两侧动力差动的方式，对飞机横航向状态进行控制，可以充分发挥飞机原有动力装置的控制作用，适用性强，此外，动力属于直接力控制，不需要依赖飞机飞行时的空气动力学条件，可供使用的控制量大，在任何飞行状况下均能保持有效。总之，该布局形式对于大展弦比、低能耗、轻质的无人机，具有极佳的应用效果。

采用本发明的控制方法，是配合以上本发明无人机布局达到预定目标的一种包含了改进的遥控方式和改进控制律的控制方法。其效果体现在两方面：

(1)将遥控器杆位指令从原来所对应的执行机构作动量指令转化为姿态角指令，一方面解决了采用飞机两侧动力差动进行横向和航向控制而可能出现的横向和航向指令抵消或耦合的问题，另一方面，对于纵向稳定裕度较小，操纵力矩不足的飞机布局，和横航向控制时响应时间较长的控制方式，其减轻了操纵手的操纵负担，改善了固定翼飞机的飞行体验。多达上百次的实际飞行试验表明，该遥控方式实现了对传统人工采用遥控器操纵飞机飞行的一次革新，可大大提升上述飞机控制方式下飞机的起降表现，可完全避免起飞过程中由于操纵调整时间过长而导致的起飞失败情况，成功率达到100％。此外，该遥控方式让未经长时间培训的普通固定翼飞行爱好者快速上手固定翼无人机的操纵飞行成为了可能。

(2)将扩展状态观测器(ESO)用于串级姿态控制律的内环，对给定角加速度作用量B×u以外的来自于***内外的角加速度贡献量z₂进行估计，并在反馈计算得到的初步控制量基础上，计入z₂的实时影响，从而对***所可能受到的干扰进行实时补偿。与传统串级PID姿态控制律相比，该方式大大增强了控制***的抗干扰能力，使飞机在起飞阶段更加平稳地起飞，同时在不增加控制机构抖动的前提下，提升了控制***快速性等表现，在空中飞行时对姿态有着更好的追踪。该控制律不仅可以在“稳定飞行”式的飞行控制模式下发挥作用，也可以对其他方式下(如给定一个轨迹指令)给出的姿态指令进行跟踪和控制。

附图说明

图1是一种典型的最少舵面配置的无人机布局示意图；

图2是整个飞行控制***原理图；

图3是配合全动平尾与两侧动力相结合的控制方法的改进版姿态控制律示意图；

图4是采用本发明全动平尾与两侧动力相结合的飞行控制方式的类飞翼布局飞机的具体仿真结果曲线图；

图5是飞机在传统姿态控制律和本发明中的控制律下的俯仰角姿态变化曲线图。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

以下为一个全动平尾与飞机两侧动力相结合的最少舵面配置的无人机布局及其控制方法的典型应用场景：

一、对于具有横航向稳定性的常规固定翼飞机来说，实现其姿态和轨迹的有效控制，最少需要两个方面：1.在正常飞行状态下相对独立的纵向飞行状态控制；2.在正常飞行状态下耦合严重的横航向飞行状态控制。这要求在控制机构和控制方法的选取和设计过程中，至少要选取能够分别对飞机纵向和横航向两者均能有效控制的操纵执行机构。由此，本发明提出，采用全动平尾与飞机两侧动力相结合的方式，实现对飞机姿态的有效控制，具体而言，整个无人机布局有且仅有一个气动舵，充分发挥机身两侧的前进动力油门差动所能提供的控制力拒，通过全动平尾偏转实现对飞机的纵向操纵，使用机身两侧动力差动的方式实现对飞机的横航向控制。

本发明的无人机布局，无人机由机身、双侧机翼、双侧发动机和全动平尾组成；双侧发动机分别固定于双侧机翼下方，全动平尾固定于机身的尾部；使用机身两侧发动机实现对飞机的横航向控制，通过全动平尾偏转实现对飞机的纵向操纵。

二、稳定飞行式的控制方法

以上无人机布局及其控制方式在具体实现过程中，需要以下是对控制方法进行补充。

首先，是对遥控器输出的杆量所对应的控制指令的转变；其次，是对常规串级姿态控制律的改进。

在以全动平尾进行飞机的纵向运动控制时，出于对减阻减重的考虑，全动平尾面积小，距离机身很近，故其尾容量小，操纵舵效不大，控制的调节时间会出现稍长的情况。在采用机身两侧动力差动实现对飞机的横航向运动控制时，由于横航向运动耦合严重，且均以飞机两侧动力差作为控制量，因此不建议在遥控器上同时输出横向和航向的控制指令，以免出现控制效果相互抵消或加剧的情况，同时，以动力差动实现对滚转角的控制，对于具有稳定性的大多数飞机来说，给定阶跃指令，***的调节时间稍长，在2-4秒之间。

基于以上情况，在采用全动平尾和机身两侧动力的布局形式进行飞机控制时，其控制过程有其自身所独有的特点，即使有经验的飞手用遥控器来操纵飞机，依旧具有很大的困难。由此，本发明进一步提出“稳定飞行”式的控制方法，将控制***融入到飞机的人工操纵过程中，以配合上述最少舵面控制方式的实现，具体流程如下：

1.获取操纵手所推的遥控器杆位，遥控器由油门杆、俯仰操纵杆、滚转操纵杆组成；

2.飞机控制***获取遥控器操纵杆位的信息，然后对遥控器杆位指令中所对应的姿态角指令进行计算，计算式如下：

滚转角φ_setpoint姿态设定值：

φ_setpoint＝manual_y×φ_max

若φ_setpoint＞φ_max，φ_setpoint＝φ_max；

若φ_setpoint<φ_max，φ_setpoint＝-φ_max。

其中，manual_y为输入值表示滚转操纵杆的杆量，向右打满为1，向左打满为-1，中立杆位为0，随真实杆位线性变化。φ_max为设定的滚转角指令最大值，对于不同构型飞机其值可以进行重新设定，一般不超过45°。

俯仰角姿态设定值：

θ_setpoint＝manual_x×θ_max

若θ_setpoint＞θ_max，θ_setpoint＝θ_max；

若θ_setpoint<θ_max，θ_setpoint＝-θ_max。

同理，其中manual_x为输入值表示俯仰操纵杆的杆量，向前打满为1，向后打满为-1，中立杆位为0，随真实杆位线性变化。θ_max为设定的俯仰角指令最大值，对于不同构型飞机其值可以进行重新设定，一般不超过45°。

油门设定值：

T_setpoint＝manual_z

其中，manual_z为输入值表示油门操纵杆的杆量，即不对油门设定值做额外处理。

可以看到，取消对偏航操纵杆的指令和操控；不对偏航操纵杆的杆量进行处理，也不计算得到飞机的偏航角指令，即仅控制飞机的滚转运动和俯仰运动，以滚转运动带来飞机的偏航，从而避免了滚转指令和偏航指令在同时给出时，在最终执行机构——飞机两侧动力差动量上的叠加，所可能导致的控制效果的抵消或加剧。

以上算法将遥控器的杆量与飞机姿态设定值相对应，具体的执行机构作动量(全动平尾的偏转角度、两侧动力的总油门差值)由飞控中的控制律计算得到并执行，从而大大减轻了操纵手的控制负担，提升飞行体验，增加飞机飞行的安全性。

3.根据2中获得的各姿态角指令，采用如下控制律进行计算，从而获得最终的控制机构控制量Dactuator：

error_attitude＝attitude_setpoint-attitude_actual

bodyrate_setpoint＝K_p×error_attitude

e＝z₁-bodyrate_actual

u＝Dactuator

z₁＝z_1prev+(z₂-2×ω×e+B×u)×dt

z₂＝z_2prev-(ω×ω×e)×dt

其中，attitude_setpoint为步骤二中获得的姿态角指令，在进行滚转角姿态控制时，其为步骤二中解算得到的φ_setpoint，在进行俯仰角姿态控制时，其为步骤二中解算得到的θ_setpoint。attitude_actual为飞机实际实时姿态角，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机实际的实时滚转角φ_actual，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机实际的实时俯仰角θ_actual。error_attitude为计算得到的姿态角误差；K_p为姿态控制律的外环比例系数；bodyrate_setpoint为计算得到的飞机体轴系下角速度指令，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机的滚转角速度指令p_setpoint，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机的俯仰角速度指令q_setpoint，bodyrate_actual为测得的飞机实际角速度，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机的实时滚转角速度p_actual，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机实际的实时俯仰角速度q_actual，e，u，z₁，z₂均为随时间间隔dt进行迭代计算的中间变量，z₁，z₂的初值均为0，ω为状态估计参数，K_d为姿态控制律的内环比例系数，B为扰动补偿因子，z_1prev为上一个时间点计算得到的z₁值，z_2prev为上一个时间点计算得到的z₂值，Dactuator为飞机执行机构的作动量，对全动平尾来说，代入的bodyrate_setpoint和bodyrate_actual是俯仰角速度指令和实时俯仰角速度时是全动平尾的偏转角度；对飞机机身两侧动力来说，代入的bodyrate_setpoint和bodyrate_actual是滚转角速度指令和实时滚转角速度时是两侧动力总的油门差值；即在进行滚转角姿态控制时，其是两侧动力总的油门差值；在进行俯仰角姿态控制时，其是全动平尾的偏转角度。

以上控制律计算过程相比于传统串级PID姿态控制律，在传统串级PID姿态控制律内环增加了一个扩张状态观测器(Extended state observer,ESO)，从而可以观测到除了给定角加速度作用量B×u外剩余的实际角加速度实时作用量z₂。有了这个估计值z₂，就可以在初步计算得到的反馈控制量的基础上，补偿z₂的作用，从而使***变成积分串联型控制***，大大提升***的控制效果。这对本发明所提出的全动平尾和两侧动力差动相结合的飞机控制的实现，提供了更为精确和稳定的控制律方法。

4.全动平尾和两侧动力根据步骤三控制律计算得到的实时控制量进行偏转和差动。对于全动平尾，控制量就是其偏转的角度；对于两侧动力，当两侧各有一个平行于机身轴线向前的动力时，控制量为两侧动力的油门差值D_δt，当两侧各有多于一个的平行于机身轴线向前的动力时，控制量为距离机身轴最远的两个动力的油门差值D_δtfarthest，这是因为距离机身轴线越远，给定油门差值所能产生的偏航力矩越大，油门差动量的分配越有效。此外，要在所需总前进油门的基础上做差动量的分配，避免由于机身两侧动力差动的分配导致飞机总前进动力不足或过大。

参照图2，图2是①“稳定飞行”式的飞行控制模式，②融入扩张状态观测器(ESO)的串级姿态控制律，③全动平尾与两侧动力相结合的最少舵面配置的无人机布局，三者在整个飞行控制***中的发挥作用的位置。参照图3，图3是3配合全动平尾与两侧动力相结合的控制方法的改进版姿态控制律示意图，扩张状态观测器的具体状态估计过程见发明内容中的公式；飞机执行机构实时作动量对俯仰角控制时的全动平尾来说，指的是全动平尾的偏转角度；对滚转角控制时的飞机两侧动力来说，是两侧动力各自推力的油门差值。

飞机在飞行时，根据飞手操纵遥控器或地面站传达给自动驾驶仪的任务指令，直接或间接地生成飞机操纵执行机构的作动量。对于最终分别给到全动平尾和飞机两侧动力***的作动量，其产生控制效果的过程如下：

在飞机正常飞行过程中，当全动平尾向下偏转时，由于全动平尾上下空气压力的改变，将产生一个向上的气动力，进一步产生一个负的俯仰力矩，从而使飞机低头；当全动平尾向上偏转时，将产生一个向下的气动力，从而进一步产生一个让飞机抬头的正的俯仰力矩，使飞机抬头。以此控制飞机的俯仰角姿态，由于飞机的纵向飞行状态相互影响，并进一步控制飞机的爬升角等纵向飞行状态。

在飞机正常飞行过程中，当飞机两侧动力大小不一致，从而产生一个使飞机右转的偏航力矩时，飞机将会向右偏航，与此同时，由于飞机具有横向静稳定性，因此在负的侧滑角的作用下，飞机将会同时产生一个右滚的滚转运动；同理，当飞机两侧动力产生一个使飞机左转的偏航力矩时，飞机在向左偏航的同时，也会产生一个向左滚转的负滚转运动。由此，可以通过飞机两侧动力差动的方式，实现对飞机滚转角和偏航角的控制，并进一步控制飞机的其他横航向运动状态。

如图1所示，为一架大展弦比且机翼上表面铺设有太阳能电池片的太阳能无人机。由于飞机为大展现比且具有轻质结构，机翼上表面铺设有太阳能电池片，不允许破坏结构完整性，因此，不能进行副翼的设置，以避免结构变形带来的控制气动力非线性甚至反效等现象。此外，为便于飞机的长时间巡航，应尽量减少产生气动阻力的平面，降低飞机阻力，因此，飞机仅装配一个面积较小的全动平尾来控制纵向状态，从而采用两侧螺旋桨差速旋转的方式进行横航向的控制。全动平尾的控制信号通过飞控输出到舵机，从而控制舵机的转动，进而控制全动平尾的转动。两侧动力***分别由一个无刷电机和螺旋桨组成，同样由飞控给出两个螺旋桨各自的控制信号，使其以相应的转速旋转，产生前拉动力和偏航力矩。

在“稳定飞行”式的飞行控制模式下，当飞机起飞时，飞机在跑道上保持水平，操纵手推动油门杆，飞机两个前拉螺旋桨开始快速转动，并产生前拉推力，飞机开始加速。此时保持滚转操纵杆、偏航操纵杆和俯仰操纵杆位于中立位，飞机的全动平尾和两侧螺旋桨会在控制律算法的作用下，使飞机的滚转角、偏航角、俯仰角均稳定在0°附近。

之后飞机速度随时间不断增加，并达到设计的飞机起飞速度，上推俯仰操纵杆，给定一个正的俯仰角指令，从而飞机在控制律算法的作用下抬头，迎角增加，飞机升力也同时增加，离地起飞，飞机以遥控器杆位所对应的给定俯仰角爬升。在此过程中，滚转操纵杆应始终位于中立位，从而使飞机的滚转姿态角在控制***的作用下始终保持在0°附近，使飞机起飞过程保持稳定。油门杆应给足飞机起飞油门，满足飞机的正常起飞动力要求。

飞机在起飞过程中，若由于结构在气动力作用下发生变形，或受到一个风扰动，从而导致姿态角加速度的作用量发生变化(即有额外的干扰力矩)，飞机姿态发生变化，则通过扩张状态观测器(ESO)可以实时对飞机本身及外界的“扰动总和”从输入、输出信息中进行提取，并进行解算和估计，求得实时的z₂，再在经过初步反馈计算获取的控制量的基础上进行实时补偿，从而消除来自外界或自身扰动的影响，实现有效的抗干扰。在具体控制律计算时，ω＝20，对俯仰角控制***：B＝-30，根据不同的具体飞机，K_p一般取0.5-2.5之间，全动平尾面积越大、距离飞机重心距离越远、舵效越大，其值就越小，K_d也根据不同的具体飞机进行取值，但不宜取过大，以免出现舵面的振荡。对于滚转角控制***：B＝30，K_p和K_d根据不同的具体飞机进行取值，一般在0-2之间即可获得很好的两侧动力差动的控制效果。

仿真结果表明，融入ESO的串级姿态控制律相比于传统的PID控制律，控制快速性、鲁棒性、稳定性和抗干扰能力均有所提升。

参照图4，,是某型采用全动平尾与两侧动力相结合的飞行控制方式的类飞翼布局飞机的具体仿真结果。对于给定的10°俯仰角指令值，采用传统串级PID控制律和融入ESO的串级姿态控制律的控制结果比较如下：

采用传统串级PID控制律，飞机俯仰角控制***的调节时间t_s＝1.4s，而采用融入ESO的串级姿态控制律，对于给定的俯仰角指令，其调节时间为t_s＝1.255s，控制过程无超调，无静差，快速性提高12.5％。

给定俯仰角保持在0度的控制指令，再对飞机施加一个从第1秒开始、到第4秒结束的垂直突风，使飞机受到一个在第1秒时，瞬时迎角从0°到17.69°的突风扰动；参照图5，观察和比较飞机在传统姿态控制律和本发明中的控制律下的俯仰角姿态变化曲线，可以看到，传统串级PID控制律下，俯仰角姿态扰动峰值高达-5.791°，且在6.19秒左右结束姿态调节；而融入ESO的串级控制律可以将俯仰角姿态扰动峰值抑制在-3.541°，并在第5.3秒左右即结束姿态调节。结果表明，融入ESO的串级姿态控制律相比于传统的PID控制律，稳定性和抗干扰能力有明显提升。

多达上百次的飞行试验结果表明，通过增加“稳定飞行”式的飞行控制模式和融入ESO的串级姿态控制律，可以大大提高全动平尾与两侧动力相结合的飞行控制方式的飞机的安全性、稳定性和控制精度。

以上，即为飞机在“稳定飞行”式的飞行控制模式下的起飞过程。可以看到，在该模式下，控制***与操作手相互协调配合，操纵手的操纵过程相比于原来，复杂程度大大降低，可以实现飞机的稳定起飞，不必担心在起飞过程中对可能存在的意外姿态角扰动，对飞手带来额外的操纵负担，从而导致飞机的坠毁。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (2)

1.一种采用最少舵面配置的无人机布局的稳定飞行式控制方法，其特征在于:所述最少舵面配置的无人机布局为：无人机由机身、双侧机翼、双侧发动机和全动平尾组成；双侧发动机分别固定于双侧机翼下方，全动平尾固定于机身的尾部；使用机身两侧发动机实现对飞机的横航向控制，通过全动平尾偏转实现对飞机的纵向操纵；

所述稳定飞行式控制方法具体步骤如下：

步骤一：获取操纵手所推的遥控器杆位，遥控器由油门杆、俯仰操纵杆、滚转操纵杆组成；

步骤二：飞机控制***获取遥控器操纵杆位的信息，然后对遥控器杆位指令中所对应的姿态角指令进行计算，计算式如下：

滚转角φ_setpoint姿态角指令：

φ_setpoint＝manual_y×φ_max

若φ_setpoint>φ_max，φ_setpoint＝φ_max；

若φ_setpoint<φ_max，φ_setpoint＝-φ_max。

其中，manual_y为输入值表示滚转操纵杆的杆量，向右打满为1，向左打满为-1，中立杆位为0；φ_max为设定的滚转角指令最大值；

俯仰角θ_setpoint姿态角指令：

θ_setpoint＝manual_x×θ_max

若θ_setpoint>θ_max，θ_setpoint＝θ_max；

若θ_setpoint<θ_max，θ_setpoint＝-θ_max。

其中，其中manual_x为输入值表示俯仰操纵杆的杆量，向前打满为1，向后打满为-1，中立杆位为0；θ_max为设定的俯仰角指令最大值；

步骤三：根据步骤二获得的各姿态角指令，采用如下控制律进行计算，从而获得最终的控制机构控制量Dactuator：

error_attitude＝attitude_setpoint-attitude_actual

bodyrate_setpoint＝K_p×error_attitude

e＝z₁-bodyrate_actual

u＝Dactuator

z₁＝z_1prev+(z₂-2×ω×e+B×u)×dt

z₂＝Z_2prev-(ω×ω×e)×dt

其中，attitude_setpoint为步骤二中获得的姿态角指令，在进行滚转角姿态控制时，其为步骤二中解算得到的φ_setpoint，在进行俯仰角姿态控制时，其为步骤二中解算得到的θ_setpoint；attitude_actual为飞机实际实时姿态角，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机实际的实时滚转角φ_actual，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机实际的实时俯仰角θ_actual；error_attitude为计算得到的姿态角误差；K_p为姿态控制律的外环比例系数；bodyrate_setpoint为计算得到的飞机体轴系下角速度指令，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机的滚转角速度指令p_setpoint，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机的俯仰角速度指令q_setpoint；bodyrate_actual为测得的飞机实际角速度，在进行滚转角姿态控制时，其为飞机的实时滚转角速度p_actual，在进行俯仰角姿态控制时，其为飞机实际的实时俯仰角速度q_actual；e，u，z₁，z₂均为随时间间隔dt进行迭代计算的中间变量，ω为状态估计参数；K_d为姿态控制律的内环比例系数；B为扰动补偿因子；z_1prev为上一个时间点计算得到的z₁值，z_2prev为上一个时间点计算得到的z₂值；

Dactuator为飞机执行机构的作动量，在进行滚转角姿态控制时，其是两侧动力总的油门差值；在进行俯仰角姿态控制时，其是全动平尾的偏转角度；

步骤四：全动平尾和两侧动力根据步骤三控制律计算得到的实时控制量进行偏转和差动。

2.根据权利要求1所述稳定飞行式控制方法：所述步骤二中的φ_max≤45°；θ_max≤45°。

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