一种无人机大坡度稳盘机动控制方法与流程

本申请属于航空器飞行控制技术领域，尤其涉及一种无人机大坡度稳盘机动控制方法。

背景技术：

机动飞行是指飞行状态(速度、高度、飞行方向)随时间快速变化的飞行动作，大坡度稳定盘旋指的是较大的滚转角(60°～80°)进行稳定盘旋的机动飞行方式。无人机以水平飞行进入，此时，升力与重力平衡；接着偏转副翼，使得滚转角逐渐增大，达到预定滚转角之后，保持该滚转角作定高盘旋，此时，升力的竖直分量与重力平衡；最后，飞机翼面改平，水平飞行改出。

在大坡度盘旋过程中，偏航角的导数会在机体轴上投影常值的角速率，使得角速率存在耦合，在控制律设计过程中需考虑对三轴角速率解耦。

在大坡度盘旋过程中，由于升力损失严重，因此需要较大的迎角以提供足够的升力的竖直分量与重力平衡。而迎角过大则容易导致飞机失速，影响飞行安全。因此需要设计合适的控制器保证迎角在合适的范围内。

在盘旋时的速度方向变化快速，机头与速度矢量间的相对运动容易不协调，产生大侧滑角，不利于飞行安全，因此需要对侧滑角进行抑制，避免激励出有害的滚转—偏航交叉运动。

技术实现要素：

为了解决现有技术中出现的上述问题，现在提出一种无人机大坡度稳盘机动控制方法。

为实现上述技术效果，本申请的技术方案如下：

一种无人机大坡度稳盘机动控制方法，其具体步骤包括：包括升降舵通道、发动机通道、副翼通道及方向舵通道的控制方案和控制律；

升降舵通道采用升降速度-迎角-俯仰角速率级联控制结构，防止机动过程失速；

发动机通道以纵向加速度为内环，指示空速为外环实现速度的快速响应；

副翼通道以滚转角速率控制为内环，外环控制滚转角实现大坡度滚转盘旋运动；

方向舵通道用于增稳，消除由大坡度滚转产生的不利侧滑，实现无侧滑转弯，保证航向动态变化的稳定可控。

进一步地，所述升降舵通道采用升降速度-迎角-俯仰角速率级联具体结构为：内环俯仰角速率控制采用鲁棒伺服控制理论方案，实现闭环系统的稳定性和快速性，同时加入角速率解耦模块，实现三轴角速率解耦，采用α作为q的外环角运动控制结构，易于实现对迎角的控制，防止无人机失速，采用作为α的外环，易于实现不同情况下无人机的稳定盘旋。

进一步地，升降舵通道控制律为：

qs＝q-f(ξ)

f(ξ)＝gtanφsinφ/vg

其中：qg为俯仰角速率给定目标值，qs为解耦后的俯仰角速率，q为传感器测量的俯仰角速率，g为重力加速度，φ为传感器测量的滚转角，vg为地速，α为传感器测量的迎角，αg为迎角给定目标值，为垂直速度，为垂直速度给定目标值，f(ξ)为机动过程中偏航角的导数在机体轴x轴的投影，控制参数为俯仰角速率比例系数，为俯仰角速率积分系数，为俯仰角速率比例系数，为迎角比例系数，为迎角积分系数，为升降速率比例系数，为升降速率积分系数。

进一步地，所述发动机通道以纵向加速度为内环，指示空速控制为外环，其中纵向加速度控制由基于鲁棒伺服控制理论(rslqr)的纵向加速度控制器组成，实现指示空速的快速跟踪响应。

进一步地，所述发动机通道控制律为：

其中：ax为纵向加速度，为纵向加速度给定目标值，vias为指示空速，vias为指示空速目标给定值，控制参数为纵向加速度比例系数，为纵向加速度积分系数，为指示空速比例系数。

进一步地，所述副翼通道以滚转角速率控制为内环，滚转角控制为外环，其中滚转角速率控制由滚转阻尼器和一个基于鲁棒伺服控制理论(rslqr)的滚转角速率控制器组成，实现大坡度滚转角的建立和保持。

进一步地，副翼通道控制律为：

其中：pg为滚转角速率给定目标值，p为传感器测量的滚转角速率，φ为传感器测量的滚转角，φg为滚转角给定目标值，控制参数为滚转角速率比例系数，为滚转角速率积分系数，为滚转角速率比例系数，为滚转角比例系数。

进一步地，所述方向舵通道用于增稳，消除由大坡度滚转产生的不利侧滑，实现无侧滑转弯，保证航向动态变化的稳定可控。其中增稳部分通过反馈偏航角速率信号增加荷兰滚阻尼，通过反馈侧滑角信号增加航向静稳定力矩，从而达到增加航向静稳定性的效果。侧滑角控制部分采用pi控制结构，保证在大坡度盘旋机动过程中对侧滑角的抑制。

进一步地，方向舵通道控制律为：

rs＝r-f(ξ)

f(ξ)＝gtanφcosφ/vg

其中：β为侧滑角，rs为解耦后的偏航角速率，r为偏航角速率，g为重力加速度，φ为传感器测量的滚转角，vg为地速，f(ξ)为机动过程中偏航角的导数在机体轴y轴的投影，控制参数为侧滑角比例系数，为偏航角速率比例系数，为侧滑角比例系数，为侧滑角积分系数。

本发明的优点在于：

1、本发明通过对大坡度稳定盘旋机动过程进行动力学分析，确定了各通道控制方案和结构：升降舵通道采用升降速度-迎角-俯仰角速率级联控制结构，防止机动过程失速；发动机通道以纵向加速度为内环，指示空速为外环实现速度的快速响应；副翼通道以滚转角速率控制为内环，外环控制滚转角实现大坡度滚转盘旋运动；方向舵通道用于增稳，消除由大坡度滚转产生的不利侧滑，实现无侧滑转弯，保证航向动态变化的稳定可控。

2、本发明能防止大坡度稳盘机动过程中迎角过大失速，并实现不同情况下无人机的稳定盘旋。

3、本发明能解决无人机在盘旋时的速度方向变化快速，机头与速度矢量间的相对运动容易不协调，产生大侧滑角，激励出有害的滚转-偏航交叉运动，不利于无人机的机动控制的问题。

4、本发明实现无人机在大坡度盘旋过程中，偏航角的导数会在机体轴上投影常值的角速率，使得角速率存在耦合的问题。

附图说明

图1为副翼、升降舵、方向舵和发动机通道控制框图。

图2为偏航角、滚转角、迎角、升降速度和法向过载变化曲线图。

图3为rslqr控制结构示意图。

图4为升降舵通道控制结构图。

图5为发动机通道控制结构图。

图6为副翼通道控制结构图。

图7为方向舵通道控制结构图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

下面结合附图对本发明做更进一步描述。

实施例1

本发明基于飞翼布局无人机的大坡度稳盘机动飞行控制技术，通过对大坡度稳定盘旋机动过程进行动力学分析，确定了各通道控制方案和结构，见图1：升降舵通道采用升降速度-迎角-俯仰角速率级联控制结构，防止机动过程失速；发动机通道以纵向加速度为内环，指示空速为外环实现速度的快速响应；副翼通道以滚转角速率控制为内环，外环控制滚转角实现大坡度滚转盘旋运动；方向舵通道用于增稳，消除由大坡度滚转产生的不利侧滑，实现无侧滑转弯，保证航向动态变化的稳定可控。

首先对机动过程进行动力学分析，如下：

无人机稳定盘旋时，假设γ＝0，θ≈0，α≈0，β≈0，那么动力学方程可以简化为：

其中，v为空速，为空速对时间的导数，为爬升角对时间的导数，γ为爬升角，θ为俯仰角，α为迎角，β为侧滑角，d为阻力，t为推力，l为升力，m为质量，φ为滚转角，g为重力加速度，ψ为偏航角，为偏航角对时间的导数。

(1)式表示①为了保持速度大小不变，发动机推力应与飞机阻力平衡，②为了保持飞机高度的不变，升力在铅垂方向的分量应与重力相平衡；③为了保持恒定的偏航角速率，升力在水平方向应提供恒定的向心力。

由(1)式可以得到盘旋时的法向过载、半径、偏航角速率以及盘旋一周所需的时间分别为：

其中，nz为法向过载，r为盘旋半径，t2π为盘旋一周的时间。

图2，示出了大坡度稳盘机动过程偏航角、滚转角、迎角、升降速度和法向过载的变化曲线图，在稳定盘旋过程中，以ψ作为改出标志，当飞机盘旋一圈后，盘旋状态改出。滚转开始时，滚转角不断增大，直到达到预定的滚转角，之后保持恒定。为了保持滚转过程中纵向通道的稳定，需要在滚转角增大时不断增大迎角以弥补升力损失。由于存在纵向通道滞后于滚转通道的情况，所以滚转过程中会出现掉高的情况。高度变化率出现一定的下降，之后便逐渐恢复到0。

无人机平飞时的法向过载为-1。滚转过程中，随着φ不断增大，法向过载nz不断减小，稳定盘旋时，nz保持为一定值，盘旋结束后，nz恢复到-1。

当飞机作稳定盘旋时，存在恒定的偏航角速率方向竖直向上，将投影到机体轴上，可以得到机体轴上的角速率分量

其中，pc为偏航角的导数投影在机体轴的滚转角速率，qc为偏航角的导数投影在机体轴的俯仰角角速率，rc为偏航角的导数投影在机体轴的偏航角速率，在稳定盘旋过程中，滚转角速率pc保持为0，而俯仰角速率qc和偏航角速率rc均保持某一固定常值，且当滚转角增大时，稳定盘旋时的qc会增加，而rc会减小，需要设计角速率解耦模块消除其耦合作用。

根据机动的需求，使无人机在大坡度机动过程，保持良好的能量状态。由于滚转角能达到80°，此时高度控制已不是主要目标。内环俯仰角角速率控制回路由一个俯仰阻尼器和基于鲁棒伺服控制理论的滚转角速率控制器组成，其中俯仰阻尼器通过反馈俯仰角速率信号改善滚转阻尼特性，基于鲁棒伺服控制理论的滚转角速率控制器为其中积分项为舵面主控项。

鲁棒伺服控制理论是典型的最优控制方法，它结合了鲁棒性分析方法与二次型最优控制(lqr)的优点，将系统对鲁棒稳定性、时频域品质等要求，融合到控制律的设计过程中，可以缩短控制律的设计周期。rslqr的原理是：根据系统输入指令的类型，将被控量偏差的积分引入到控制律的前向回路，增加系统的型别，使系统具备无静差指令跟踪的能力(具体推导过程参见《robustandadaptivecontrol》bykevina.wise.eugenelavretsky)。对于常值输入的指令跟踪，rslqr控制结构如图3所示。rslqr在状态反馈的基础上，在命令偏差信号之后增加了一个积分器，提高了系统的型别，使系统输出的稳态误差为零，增强了系统抑制外界扰动的能力。与常规pid控制器控制效果相比，使用rslqr方法系统的响应速度快，调节时间短，在系统具有模型不确定性的情况下，系统的鲁棒性增强。

为了提供足够的升力，需要使得无人机有较大的迎角，采用α作为q的外环角运动控制结构，易于实现对迎角的控制，防止无人机失速。为了避免出现不同高度、不同速度情况下αg的数值不同，采用作为α的外环，易于实现不同情况下无人机的稳定盘旋。

图4，示出了升降舵通道的控制律结构，其控制律为：

qs＝q-f(ξ)(8)式

f(ξ)＝gtanφsinφ/vg(9)式

(7)式中控制参数为俯仰角速率比例系数，为俯仰角速率积分系数，为俯仰角速率比例系数，(10)式中控制参数为迎角比例系数，为迎角积分系数，(11)式中控制参数为升降速率比例系数，为升降速率积分系数。

控制器跟踪(11)升降速度给定目标值和实际升降速度解算出迎角给定目标值(αg)，跟踪(10)迎角给定目标值，解算出俯仰角速率给定目标值(qg)，将(9)代入(8)解算出解耦后的俯仰角速率，跟踪(7)俯仰角速率给定目标值(qg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵舵机执行机构，从而控制升降舵实现大盘旋机动升降速度的控制。

发动机通道以指示空速为外环，基于鲁棒伺服控制理论(rslqr)纵向加速度为内环，加快对速度的跟踪响应。图5，示出了发动机通道的控制律结构，其控制律为：

(12)式中，控制参数为纵向加速度比例系数，为纵向加速度积分系数，(13)式中，控制参数为指示空速比例系数。

控制器跟踪(13)指示空速给定目标值和指示空速解算出纵向加速度目标给定值跟踪(12)纵向加速度目标给定值解算出发动机转速目标值(δp)，发送给发动机执行结构，控制无人机的指示空速在合适的范围。

副翼通道以滚转角为外环，内环为包括滚转阻尼器及一个基于鲁棒伺服控制理论(rslqr)的滚转角速率控制器，其中滚转阻尼器通过反馈滚转角速率信号改善滚转阻尼特性，基于鲁棒伺服控制理论的滚转角速率控制器为其中积分项为舵面主控项。

图6，示出了副翼通道的控制律结构，其控制律为：

(14)式中，控制参数为滚转角速率比例系数，为滚转角速率积分系数，为滚转角速率比例系数，(15)式中，为滚转角比例系数。

控制器跟踪(15)滚转角跟踪给定目标值(φg)，解算出滚转角速率跟踪目标值(pg)，跟踪(14)解算出副翼给定目标值(δa)，发松给副翼执行结构，控制无人机保持预定的滚转角盘旋。

由于飞翼布局无人机航向静不稳定，需要对航向通道增稳。其中增稳部分通过反馈偏航角速率信号增加荷兰滚阻尼，通过反馈侧滑角信号增加航向静稳定力矩，从而达到增加航向静稳定性的效果。侧滑角控制部分采用pi控制结构，保证在大坡度盘旋机动过程中对侧滑角的抑制。

图7，示出了方向舵通道的控制律结构，其控制律为：

rs＝r-f(ξ)(17)式

f(ξ)＝gtanφcosφ/vg(18)式

(16)式中，控制参数为侧滑角比例系数，为偏航角速率比例系数，为侧滑角比例系数，为侧滑角积分系数。

将(18)偏航角的导数投影到机体轴偏航角速率代入(17)，解算出解耦后的偏航角速率(rs)，跟踪(16)解算出方向舵给定目标值(δr)，发送给方向舵执行结构，抑制无人机大坡度盘旋过程中的侧滑角。

实施例2

一种无人机大坡度稳盘机动控制方法，其具体步骤包括：包括升降舵通道、发动机通道、副翼通道及方向舵通道的控制方案和控制律；

升降舵通道采用升降速度-迎角-俯仰角速率级联控制结构，防止机动过程失速；

发动机通道以纵向加速度为内环，指示空速为外环实现速度的快速响应；

副翼通道以滚转角速率控制为内环，外环控制滚转角实现大坡度滚转盘旋运动；

方向舵通道用于增稳，消除由大坡度滚转产生的不利侧滑，实现无侧滑转弯，保证航向动态变化的稳定可控。

所述升降舵通道采用升降速度-迎角-俯仰角速率级联具体结构为：内环俯仰角速率控制采用鲁棒伺服控制理论方案，实现闭环系统的稳定性和快速性，同时加入角速率解耦模块，实现三轴角速率解耦，采用α作为q的外环角运动控制结构，易于实现对迎角的控制，防止无人机失速，采用作为α的外环，易于实现不同情况下无人机的稳定盘旋。

升降舵通道控制律为：

qs＝q-f(ξ)

f(ξ)＝gtanφsinφ/vg

其中：qg为俯仰角速率给定目标值，qs为解耦后的俯仰角速率，q为传感器测量的俯仰角速率，g为重力加速度，φ为传感器测量的滚转角，vg为地速，α为传感器测量的迎角，αg为迎角给定目标值，为垂直速度，为垂直速度给定目标值，f(ξ)为机动过程中偏航角的导数在机体轴x轴的投影，控制参数为俯仰角速率比例系数，为俯仰角速率积分系数，为俯仰角速率比例系数，为迎角比例系数，为迎角积分系数，为升降速率比例系数，为升降速率积分系数。

进一步地，所述发动机通道以纵向加速度为内环，指示空速控制为外环，其中纵向加速度控制由基于鲁棒伺服控制理论(rslqr)的纵向加速度控制器组成，实现指示空速的快速跟踪响应。

所述发动机通道控制律为：

其中：ax为纵向加速度，为纵向加速度给定目标值，vias为指示空速，vias为指示空速目标给定值，控制参数为纵向加速度比例系数，为纵向加速度积分系数，为指示空速比例系数。

进一步地，所述副翼通道以滚转角速率控制为内环，滚转角控制为外环，其中滚转角速率控制由滚转阻尼器和一个基于鲁棒伺服控制理论(rslqr)的滚转角速率控制器组成，实现大坡度滚转角的建立和保持。

副翼通道控制律为：

其中：pg为滚转角速率给定目标值，p为传感器测量的滚转角速率，φ为传感器测量的滚转角，φg为滚转角给定目标值，控制参数为滚转角速率比例系数，为滚转角速率积分系数，为滚转角速率比例系数，为滚转角比例系数。

所述方向舵通道用于增稳，消除由大坡度滚转产生的不利侧滑，实现无侧滑转弯，保证航向动态变化的稳定可控。其中增稳部分通过反馈偏航角速率信号增加荷兰滚阻尼，通过反馈侧滑角信号增加航向静稳定力矩，从而达到增加航向静稳定性的效果。侧滑角控制部分采用pi控制结构，保证在大坡度盘旋机动过程中对侧滑角的抑制。

方向舵通道控制律为：

rs＝r-f(ξ)

f(ξ)＝gtanφcosφ/vg

其中：β为侧滑角，rs为解耦后的偏航角速率，r为偏航角速率，g为重力加速度，φ为传感器测量的滚转角，vg为地速，f(ξ)为机动过程中偏航角的导数在机体轴y轴的投影，控制参数为侧滑角比例系数，为偏航角速率比例系数，为侧滑角比例系数，为侧滑角积分系数。

以上实施案例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

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