CN113885358B - 一种混合构型固定翼无人机机动仿真控制律设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种混合构型固定翼无人机机动仿真控制律设计方法，建立固定翼无人机六自由度非线性数学模型；基于非线性动态逆方法搭建飞行控制律核心；定义需要进行仿真的特殊机动，对所需仿真的机动剖面进行分析；根据机动剖面选择适当的控制律混合构型；根据控制律构型设计输入控制指令开展仿真，最终得到机动仿真数值结果。该方法最大限度地模拟实际运动，设计方法具有普遍适用性。该方法充分利用飞行动力学知识，根据所需仿真的机动特征，基于非线性动态逆控制核心，设计控制律反馈构型，从而得到相应的数值仿真结果，设计方法易于使用C++等编程语言进行编码，具有普遍适用性。

Description

一种混合构型固定翼无人机机动仿真控制律设计方法

技术领域

本发明涉及无人机控制技术领域，具体涉及到一种固定翼无人机特技机动飞行控制律设计方法。

背景技术

当前无人机被广泛应用于航拍摄影、地理测绘、图像采集、空中巡查、农林喷洒以及通信中继等活动。然而，现有的无人机飞行活动较多地在稳定的飞行状态下进行，仅要求无人机具备较低的俯仰和滚转能力。无人机特技飞行作为表演性质的飞行活动，需要无人机进行大幅度的机动，包括机头指向变化以及航向变化等，需要无人具有较高的操纵性和稳定性，对于无人机的控制律设计提出了新的要求。

为了解决这个问题，在专利申请号为CN111580537A的中国发明专利中公开了一种基于PID控制方法的无人机特技飞行控制***及方法，通过惯性矩计算姿态控制角，外回路使用非线性跟踪指导控制来确定加速度指令，内环通过PI控制率来跟踪加速度指令，能够让固定翼无人机实现敏捷飞行、特技飞行等高难度飞行动作。

发明内容

为了解决固定翼无人机复杂机动仿真的需求，本发明根据固定翼无人机特技飞行机动的运动特征，在全飞行包线内设计了六自由度混合构型控制律，能够根据给定机动的运动特征来设计特定输入，从而解决了全包线内的机动仿真问题，并且避免了大规模的调参工作。

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种基于非线性控制的固定翼无人机特技机动仿真控制律设计方法，包括以下步骤：

步骤1、根据固定翼无人机的特征参数，包括质量、惯性矩、惯性积、弦长、展长、机翼面积、气动静导数以及动导数等，根据飞机飞行动力学对固定翼无人机进行六自由度建模，建模过程包括了常用的地面坐标系、机体坐标系、气流坐标系、航迹坐标系以及各坐标系之间的转换矩阵；

步骤1所述的固定翼无人机六自由度非线性数学模型，其基本方程如下：

式中，式中，m表示无人机质量，g表示当地重力加速度，α和β分别表示无人机的迎角和侧滑角，u、v、w分别为无人机在机体坐标系下的三轴速度分量，p、q、r分别表示无人机在机体坐标系下的俯仰、滚转、偏航角速率，φ、θ和ψ分别表示无人机的滚转角、俯仰角和偏航角，x_E、y_E、z_E分别表示无人机对地面坐标系三个方向的投影位置；q₁至q₄表示用于计算姿态的四元数，c₁至c₉表示和本体转动惯量相关的参数，和/>分别表示无人机在机体坐标系下受到的三个方向的气动力和气动力矩，对于X_th、Y_th、Z_th和M_T、N_T、L_T分别表示无人机在机体坐标系下受到的三个方向的发动机推力和发动机推力矩。

步骤2、建立基于非线性动态逆方法的控制律核心模块，通过数值方法求解得到任意状态下的控制矩阵，即通过代入0输入值方法求解控制矩阵F，通过数值差分方法求解控制矩阵G，控制律核心包括内环和外环，外环根据迎角、侧滑角和速度滚转角指令求解得到三轴角速度指令，内环根据角速度指令求解得到舵面指令；

步骤3、分析所需仿真机动的飞行剖面，根据运动学特征划分机动阶段，提取每阶段关键参数，确定所需控制的飞行指令，制定机动控制流程图；

步骤4、根据步骤3得到的控制指令类型和机动控制流程图，确定所需的控制律构型，然后针对所需仿真机动的飞行特征，确定飞行指令的具体数值；

步骤5、集成步骤1建立的固定翼无人机六自由度本体运动模型、步骤2建立的无人机控制律核心以及步骤4建立的控制律具体构型，结合飞行指令，完成对所需无人机机动的仿真。

综上所述，本发明的核心思想在于基于目标选择路线，即根据所需完成仿真的机动特征，在保持核心技术不变的前提下，选择最为契合的外部控制律构型，从而完成整个闭环仿真。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

本发明针对固定翼无人机混合构型特技机动飞行控制律设计问题，采用非线性动态逆控制方法，基于无人机三轴控制参数，提出了迎角-滚转角速度-油门、俯仰角速度-滚转角速度-油门以及高度-航迹偏角-速度三种控制律构型，选取水平面内S转弯、破S机动和桶滚机动三种固定翼无人机特技机动，采用分段分析的方法，根据运动学特征，确定每段机动所需的控制量，选取对应的控制律构型，设计控制参数，实现了全飞行包线内，实现了固定翼无人机在全包线内对特技机动的精确建模与仿真。

附图说明

图1为非线性动态逆控制律核心模块图；

图2为高度-滚转角-速度构型控制律构型示意图；

图3为俯仰角速度-滚转角速度-油门控制律构型示意图；

图4为迎角-滚转角速度-油门控制律构型示意图；

图5为桶滚机动示意图；

图6为桶滚机动控制律设计流程图；

图7为仿真得到的桶滚机动仿真时域响应；

图8为桶滚机动三维仿真航迹。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明的技术内容进行详细具体的说明。

针对无人机特技飞行控制的要求，本发明采用非线性动态逆(NDI)方法来设计无人机飞行控制律，其基本结构如图1所示。由于无人机特技飞行表现出较强的非线性特性，如果采用传统的PID增益法来设计其控制律，不仅设计周期长，而且难以保证飞机在作高频剧烈机动时飞控***的稳定性。在无人机各项参数变量中，姿态变量属于变化较慢的变量，包括迎角、滚转角以及油门等，角速度变量属于变化较快的变量，包括俯仰、滚转和偏航角速度。在非线性动态逆控制结构中，姿态指令经过控制律慢变量环解算得到三轴角速度指令，输入至快变量环解算得到舵面指令，经过舵面作动器环节输入到无人机六自由度非线性模型中求解，得到下一时刻的飞行状态。

目前大量的公开文献均使用理论推导方法求解控制矩阵F和G，该方法较精确但不便于编码，且高度依赖于飞行器数学模型，不具有通用型，而数值方法采用差分方法和代入求解方法，可适用于各类飞行器模型。本发明针对非线性***求解F和G的方法如下：

(1)令u＝0，代入***可得

(2)分别令u＝u₀+du和u＝u₀-du，du为小量，可得

无人机特技飞行种类繁多，不同的飞行机动对于姿态、航迹以及其运动角速度的控制要求不同，并且，为了完成机动动作的控制效果，同一机动的不同阶段对于控制律的要求也有所差异

图2所示是高度-滚转角-速度构型控制律构型示意图，输入指令为目标高度变化量ΔH_c、目标航迹偏角变化量Δχ_c以及目标速度变化量ΔV_c。

根据高度指令可得到爬升角指令：

γ_c＝K_HΔH_c

式中，K_H表示爬升角与高度差之间的增益系数。航迹指令的响应特性设计为一阶动态特性，整理得到：

式中，K_V、K_γ和K_χ为三轴航迹指令回路的带宽，V和χ分别表示无人机当前的速度和航迹偏角。于是得到期望的速度矢量变化率即

根据无人机质心动力学方程组，可求解推力指令T_c、迎角指令α_c和速度滚转角指令μ_c，其中μ_c可表示为：

推力指令T_c和迎角指令α_c可通过无人机动力学方程迭代计算得到：

式中，M表示无人机质量，L(α_c)表示迎角α_c时的无人机升力。

经过航迹指令解算得到的迎角指令α_c和速度滚转角指令μ_c进入非线性动态逆控制律，同时令侧滑角指令β_c＝0，得到迎角、速度滚转角以及侧滑角变化率：

K，K和K分别表示响应变量的***带宽。得到姿态角变化率后，经过非线性动态逆慢变量环和快变量环即可得到相应的舵面指令。

该构型适用于精确控制无人机姿态角的机动。

图3是俯仰角速度-滚转角速度-油门控制律构型示意图，该构型的输入指令为俯仰角速度指令q_c、滚转角速度指令p_c以及油门指令Thr_c，Thr_c的取值范围为[0,1]。

由于俯仰角速度-滚转角速度-油门控制律构型直接输入角速度指令，外部指令直接控制无人机的角速度和发动机功率，因此相对于高度-航迹偏角-速度控制律构型，该构型结构较简单，不需要航迹解算与NDI慢变量解算模块。

该构型适用于直接控制无人机姿态并改变速度的机动。

图4是迎角-滚转角速度-油门控制律构型示意图，该构型是在俯仰角速度-滚转角速度-油门控制律构型的基础上，将纵向输入由俯仰角速度指令变为迎角指令。

与俯仰角速度-滚转角速度-油门构型类似，迎角-滚转角速度-油门控制律构型的输入指令为迎角指令α_c、滚转角速度指令p_c以及油门指令Thr_c，Thr_c的取值范围为[0,1]。其中迎角指令经过NDI慢变量环解算得到对应的俯仰角速度指令输入快变量环，而滚转角速度指令和油门指令则直接输入快变量环，进而求解得到对应的舵面指令。该构型适用于同时控制无人机纵向姿态角和横向姿态改变速度的机动。

本发明的特技机动分析方法为，根据无人机特技机动的飞行特征，将飞行过程进行分段，根据每个阶段的控制要求，选取合适的控制律构型，设计相应的控制指令，最终将各段的指令进行拼接得到完成的特技机动过程。

图5是桶滚机动示意图，桶滚机动是指飞机以水平方式进入，围绕速度轴进行桶状滚转机动，即在纵向和横向都完成一次周期运动，且速度滚转角改变360°。

该机动可分为三个阶段：

(1)阶段1：无人机从定直平飞状态进入机动，并建立一个迎角；

(2)阶段2：无人机在保持迎角的同时，绕速度轴滚转360°；

(3)阶段3：无人机速度滚转角改变360°后，卸载恢复初始平飞状态。

图6是桶滚机动控制设计流程图，对于桶滚机动，需采用的控制律构型为迎角-滚转角速度-油门构型以及高度-航迹偏角-速度构型。图7是根据本发明公开的方法仿真得到的桶滚机动仿真时域响应，图8是桶滚机动三维仿真航迹。

Claims (2)

1.一种混合构型固定翼无人机机动仿真控制律设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、根据固定翼无人机的特征参数，包括质量、惯性矩、惯性积、弦长、展长、机翼面积、气动静导数以及动导数，根据飞机飞行动力学对固定翼无人机进行六自由度建模，建模过程包括地面坐标系、机体坐标系、气流坐标系、航迹坐标系以及各坐标系之间的转换矩阵；

步骤2、建立基于非线性动态逆方法的控制律核心模块，通过数值方法求解得到任意状态下的控制矩阵，即通过代入0输入值方法求解控制矩阵F，通过数值差分方法求解控制矩阵G，控制律核心包括内环和外环，外环根据迎角、侧滑角和速度滚转角指令求解得到三轴角速度指令，内环根据角速度指令求解得到舵面指令；

步骤3、分析所需仿真机动的飞行剖面，根据运动学特征划分机动阶段，提取每阶段关键参数，确定所需控制的飞行指令，制定机动控制流程图；

步骤4、根据步骤3得到的控制指令类型和机动控制流程图，确定所需的控制律构型，然后针对所需仿真机动的飞行特征，确定飞行指令的具体数值；

步骤5、集成步骤1建立的固定翼无人机六自由度本体运动模型、步骤2建立的无人机控制律核心以及步骤4建立的控制律具体构型，结合飞行指令，完成对所需无人机机动的仿真；

步骤1所述的固定翼无人机六自由度非线性数学模型，其基本方程如下：

式中，式中，m表示无人机质量，g表示当地重力加速度，α和β分别表示无人机的迎角和侧滑角，u、v、w分别为无人机在机体坐标系下的三轴速度分量，p、q、r分别表示无人机在机体坐标系下的俯仰、滚转、偏航角速率，φ、θ和ψ分别表示无人机的滚转角、俯仰角和偏航角，x_E、y_E、z_E分别表示无人机对地面坐标系三个方向的投影位置；q₁至q₄表示用于计算姿态的四元数，c₁至c₉表示和本体转动惯量相关的参数，和/>分别表示无人机在机体坐标系下受到的三个方向的气动力和气动力矩，对于X_th、Y_th、Z_th和M_T、N_T、L_T分别表示无人机在机体坐标系下受到的三个方向的发动机推力和发动机推力矩；

步骤2所述控制律核心，其基本思路如下：

对于多输入多输出非线性***

令则

u＝G^-1(x)(-F(x)+K_c(x_c-x))

式中，u表示控制矩阵，x_c表示目标控制量矩阵，K_c表示增益系数矩阵；

所使用的目标控制量矩阵包括：

(1)内环变量：俯仰角速度、滚转角速度、偏航角速度；

(2)外环变量：迎角、侧滑角、速度滚转角；

步骤3所述的机动阶段包括：

(1)水平面内连续S转弯；

(2)破S机动；

(3)桶滚机动；

步骤4所述的控制律构型包括：

(1)高度-航迹偏角-速度构型；

(2)俯仰角速度-滚转角速度-油门构型；

(3)迎角-滚转角速度-油门构型；

步骤5所述的飞行指令包括：

(1)高度指令；

(2)航迹偏角指令；

(3)速度指令；

(4)俯仰角速度指令；

(5)滚转角速度指令；

(6)油门指令；

(7)迎角指令。

2.根据权利要求1所述的一种混合构型固定翼无人机机动仿真控制律设计方法，其特征在于，所使用的矩阵F(x)和G(x)通过数值方法求解，即对于任意x，令u＝0，则而G(x)通过数值差分的方式求得。