CN104865969A - 基于无人机飞行模态的控制系统设计及飞行测试方法 - Google Patents

Abstract

基于无人机飞行模态的控制系统设计及飞行试验方法，属于无人机自主飞行控制领域，将无人机飞行控制系统分为纵向和侧向两大部分来设计，纵向控制又分为俯仰角保持与控制模态、高度保持与控制模态和速度保持与控制模态，侧向控制又分为滚转角保持与控制模态、航向角保持与控制模态和侧偏距控制模态；并提出对每个模态进行飞行测试的不同控制策略：包括以下步骤，测试俯仰角保持与控制模态；测试高度保持与控制模态；测试速度保持与控制模态；测试滚转角保持与控制模态；测试航向角保持与控制模态；测试侧偏距控制模态；本发明设计周期短，易于工程实现，对快速开发研制一种低成本高适应性小型民用无人机控制系统具有极为重要的实现意义。

Description

基于无人机飞行模态的控制系统设计及飞行测试方法

技术领域

本发明涉及基于无人机飞行模态的控制系统设计及飞行试验方法，属于无人机自主飞行控制领域。

背景技术

低成本高适应性小型民用无人机，是一种完全自主型的民用无人机，可以通过无线遥控或程序来操纵执行不同的飞行任务。搭载不同的任务载荷，以自动飞行控制系统、机载传感器和无线通信设备等为基础，民用无人机能够完成有人飞机难以完成的危险任务。在灾害监测、交通管制、广播通信、海上搜救、气象预报、地图测绘等民用方面有着广泛的应用和广阔的发展前景。

近年来，我国无人机呈现蓬勃发展趋势，越来越多的中小型企业开展了民用无人机研制工作，国家的政策也采取积极鼓励的态度。面对市场的激烈竞争和用户的不同需求，民用无人机往低成本、高适应性、小型化、多用途等方向发展。

虽然一些现代非线性控制方法设计的控制系统在鲁棒性有着明显的优势，但对传感器和机载计算机等机载设备提出更高的要求，这势必增加了整套无人机的研制成本。专利申请号201410608597.8名称为“一种基于PID神经网络的无人机控制方法”申请公开了一种无人机的控制方法，其主要优点是控制精度高，抗干扰能力强，鲁棒性好的。该控制方法依赖于无人机精确性建模，而其用到的无人机动力学模型依然是近似的模型，且其仅仅处于MATLAB仿真阶段，并未完全的实现到具体工程应用中。实际上非线性控制结构大多较为复杂，并且设计出来的控制器参数的准确性完全依赖于建立的无人机数学模型，然而无人机模型难以获得十分精确的模型，设计出来的控制器参数也不方便飞行调参，这些都增加了整个控制系统设计难度和周期。因此，为降低研制成本，基于空中飞行模态，设计了一套结构简单且易于实现的控制系统来满足无人机飞行控制性能，以适应不同环境下的复杂飞行任务。

为了检验所设计的无人机飞行模态的控制系统有效性，需要拟定飞行模态具体的测试办法和控制策略。专利申请号200810100893.1名称为“一种无人机多模态控制与切换方法”针对无人机本身及其飞行任务的特点，确定和划分飞行控制系统的控制模态，实现多模态控制管理问题。但其并未涉及飞行模态具体的测试办法和各个飞行模态进行测试时的控制策略问题。

发明内容

本发明为了简化现有控制系统的结构，降低成本和缩短研制周期，提出了一套简单易工程实现的飞行控制系统，并通过控制策略来实现飞行模态的测试，以适应一种低成本高适应性小型化的民用无人机。

基于无人机飞行模态的控制系统设计方法，包括以下步骤：

步骤一，无人机六自由度数学建模，建立纵向和侧向数学模型；

无人机纵向模型为：

$\left\{\begin{array}{c}m\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=F_p\cos \mathrm{\α}-D-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\γ}\\ \mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\γ}}{\mathrm{dt}}=F_p\sin \mathrm{\α}+L-\mathrm{mg}\cos \mathrm{\γ}\\ I_{\mathrm{yy}}\frac{\mathrm{dq}}{\mathrm{dt}}=\stackrel{\‾}{M}\\ \frac{\mathrm{d\θ}}{\mathrm{dt}}=q\\ \mathrm{\θ}=\mathrm{\α}+\mathrm{\γ}\end{array}\right.---\left(1\right)$

无人机侧向模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\β}}{\mathrm{dt}}=Y-\mathrm{mV}(-p\sin \mathrm{\α}+r\cos \mathrm{\α})+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}+\\ \mathrm{mg}\sin \mathrm{\β}(\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\θ}-\sin \mathrm{\α}\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ})-F_p\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}\\ {\stackrel{\·}{p}I}_{\mathrm{xx}}=\stackrel{\‾}{L}\\ \stackrel{\·}{r}{I}_{\mathrm{zz}}=\stackrel{\‾}{N}\\ \frac{\mathrm{d\φ}}{\mathrm{dt}}=p+(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})\tan \mathrm{\θ}\\ \frac{\mathrm{d\ψ}}{\mathrm{dt}}=\sec \mathrm{\θ}(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})\end{array}\right.---\left(2\right);$

步骤二，选取无人机定直平飞为平衡状态，分别对纵向和侧向数学模型进行小扰动线性化处理；

无人机纵向小扰动线性化模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{d\ΔV}}{\mathrm{dt}}=\frac{{F_p}^V-D^V}{m}\mathrm{\ΔV}-\frac{(F_p\mathrm{\α}+D^{\mathrm{\α}})}{m}\mathrm{\Δ\α}+(-g\cos \mathrm{\γ})\mathrm{\Δ\γ}+\frac{F_p^{{\mathrm{\δ}}_p}}{m}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_p+\frac{-D^{{\mathrm{\δ}}_e}}{m}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δ\γ}}{\mathrm{dt}}=\frac{{F_p}^V\mathrm{\α}+L^V}{\mathrm{mV}}\mathrm{\ΔV}+\frac{F_p+L^{\mathrm{\α}}}{\mathrm{mV}}\mathrm{\Δ\α}+\frac{g\sin \mathrm{\γ}}{V}\mathrm{\Δ\γ}+\frac{F_p^{{\mathrm{\δ}}_p}\mathrm{\α}}{\mathrm{mV}}{\mathrm{\Δ\δ}}_p+\frac{L^{{\mathrm{\δ}}_e}}{\mathrm{mV}}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δq}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^V}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\ΔV}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^q}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δq}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{\mathrm{\α}}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ\α}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{{\mathrm{\δ}}_e}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δ\θ}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{\Δq}\\ \mathrm{\Δ\θ}=\mathrm{\Δ\α}+\mathrm{\Δ\γ}\end{array}\right.---\left(3\right)$

无人机侧向小扰动线性化模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{d\Δ\β}}{\mathrm{dt}}=Y^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+\frac{g\cos \mathrm{\θ}}{V}\mathrm{\Δ\φ}+(Y^p+\sin \mathrm{\α})\mathrm{\Δp}+(Y^r-\cos \mathrm{\α})\mathrm{\Δr}+Y^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+Y^{{\mathrm{\δ}}_r}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δp}}{\mathrm{dt}}={\stackrel{\‾}{L}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+{\stackrel{\‾}{L}}^p\mathrm{\Δp}+{\stackrel{\‾}{L}}^r\mathrm{\Δr}+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_a}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_r}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δr}}{\mathrm{dt}}={\stackrel{\‾}{N}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+{\stackrel{\‾}{N}}^p\mathrm{\Δp}+{\stackrel{\‾}{N}}^r\mathrm{\Δr}+{\stackrel{\‾}{N}}^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+{\stackrel{\‾}{N}}^{{\mathrm{\δ}}_r}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δ\φ}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{\Δp}+\tan \mathrm{\θ\Δr}\end{array}\right.---\left(4\right);$

步骤三，在纵向小扰动线性化模型的基础上进行拉普拉斯变换，得到以升降舵δ_e为输入，分别以俯仰角θ、迎角α和速度V为输出的传递函数和

步骤四，在侧向小扰动线性化模型的基础上进行拉普拉斯变换，得到以副翼δ_a和方向舵δ_r为输入，分别以滚转角φ、偏航角ψ为输出的传递函数和

步骤五，以无人机的气动和结构参数为依据，采用经典的控制理论的根轨迹法、频域分析法和阶跃响应法，分别对控制系统，按照控制结构从内到外的层次，依次进行控制器参数的设计；

步骤六，设计俯仰角保持与控制模态控制器参数；输入为期望的俯仰角θ_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}({\mathrm{\θ}}_g-\mathrm{\θ})-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(5\right)$

其中，为俯仰角速度，θ为俯仰角，δ_e为升降舵；为俯仰角速度控制器，采用P控制；为俯仰角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤七，设计高度保持与控制模态控制器参数；其是基于俯仰角保持与控制结构上的设计，输入为期望的高度H_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}\left\{\right[K_y^H(H_g-H)-K_y^{\stackrel{.}{H}}\stackrel{.}{H}]-\mathrm{\θ}\}-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(6\right)$

其中，为高度变化率，H为高度；为高度变化率控制器，采用P控制；为高度控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤八，设计速度保持与控制模态控制器参数；其是基于俯仰角保持与控制结构上的设计，输入为期望的速度V_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}[K_y^V(V_g-V)-\mathrm{\θ}]-K_y^{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}---\left(7\right)$

其中，V为速度；为速度控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤9，设计滚转角保持与控制模态控制器参数；输入为期望的滚转角φ_g，控制律为:

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}({\mathrm{\φ}}_g-\mathrm{\φ})-K_x^{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(8\right)$

其中，为滚转角速度，φ为滚转角，偏航角速度，δ_a为副翼，δ_r为方向舵；为滚转角速度控制器，采用P控制；为滚转角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

为协调控制，下同；为协调转弯偏航角速度控制器，采用P控制；为协调转弯滚转角控制器，采用P控制；

步骤十，设计航向角保持与控制模态控制器参数；其是在滚转角保持与控制结构上的设计，输入为期望的航向角ψ_g，控制律为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}[K_x^{\mathrm{\ψ}}({\mathrm{\ψ}}_g-\mathrm{\ψ})-\mathrm{\φ}]-K_x^{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(9\right)$

其中，ψ为航向角；为航向角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤十一，设计偏航距控制模态控制器参数；其是在航向角保持与控制结构上的设计，输入为期望的航向角ψ_g和期望的偏航距y_g，控制律为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}\left\{K_x^{\mathrm{\ψ}}\right[K_x^y(y_g-y)-\mathrm{\ψ}]-\mathrm{\φ}\}-K_x^{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(10\right)$

其中，y为侧偏距；为侧偏距控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

基于无人机飞行模态的飞行测试方法，包括以下步骤：

步骤一，测试俯仰角保持与控制模态：纵向采用俯仰角保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态。测试时，期望的俯仰角θ_g包含正负的多组数值，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤二，测试高度保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态；测试时，期望的高度H_g分为当前高度和给定的高度两种情形，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤三，测试速度保持与控制模态：纵向采用速度保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态；测试时，期望的速度V_g分为当前高度和给定的速度两种情形，并保证自主模态飞行时间达到1min；

步骤三，测试滚转角保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用滚转角保持与控制模态；测试时，期望的滚转角φ_g包含正负的多组数值，保证无人机左/右盘旋。并保证自主模态飞行时间达到1min；

步骤四，测试航向角保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用航向角保持与控制模态；测试时，期望的航向角ψ_g为当前航向角和给定航向角两种情形，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤五，测试侧偏距控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用侧向偏离控制模态；测试时，期望的侧偏距y_g为零，并保证自主模态飞行时间至少达到1min。

本发明的有益效果：基于无人机飞行模态设计的控制系统结构简单，易于工程实现，研制周期短；飞行测试方法简单，控制策略易于实现；采用PID控制结构设计的控制器参数，方便飞行调参；以本发明的飞行模态组合可以满足无人机的基本飞行任务要求，具有高适应性。

附图说明

图1为本发明方法的纵向控制系统原理结构图。

图2为本发明方法的侧向控制系统原理结构图。

图3为俯仰角保持与控制模态结构图。

图4为高度保持与控制模态结构图。

图5为速度保持与控制模态结构图。

图6为滚转角保持与控制模态结构图。

图7为航向角保持与控制模态结构图。

图8为侧偏距控制模态结构图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

本发明是基于无人机飞行模态设计控制系统，将无人机分为如图1所示的纵向控制系统和如图2所示的侧向控制系统。纵向控制系统又分解为俯仰角保持与控制模态结构、高度保持与控制模态结构和速度保持与控制模态结构；侧向控制系统分为滚转角保持与控制模态结构、航向角保持与控制模态结构和侧偏距控制模态结构。

基于无人机飞行模态的控制系统设计方法，具体步骤如下：

步骤1，无人机六自由度数学建模，建立纵向和侧向数学模型。

无人机纵向模型为：

$\left\{\begin{array}{c}m\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=F_p\cos \mathrm{\α}-D-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\γ}\\ \mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\γ}}{\mathrm{dt}}=F_p\sin \mathrm{\α}+L-\mathrm{mg}\cos \mathrm{\γ}\\ I_{\mathrm{yy}}\frac{\mathrm{dq}}{\mathrm{dt}}=\stackrel{\‾}{M}\\ \frac{\mathrm{d\θ}}{\mathrm{dt}}=q\\ \mathrm{\θ}=\mathrm{\α}+\mathrm{\γ}\end{array}\right.---\left(1\right)$

无人机侧向模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\β}}{\mathrm{dt}}=Y-\mathrm{mV}(-p\sin \mathrm{\α}+r\cos \mathrm{\α})+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}+\\ \mathrm{mg}\sin \mathrm{\β}(\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\θ}-\sin \mathrm{\α}\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ})-F_p\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}\\ {\stackrel{\·}{p}I}_{\mathrm{xx}}=\stackrel{\‾}{L}\\ \stackrel{\·}{r}{I}_{\mathrm{zz}}=\stackrel{\‾}{N}\\ \frac{\mathrm{d\φ}}{\mathrm{dt}}=p+(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})\tan \mathrm{\θ}\\ \frac{\mathrm{d\ψ}}{\mathrm{dt}}=\sec \mathrm{\θ}(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})\end{array}\right.---\left(2\right).$

步骤2，选取无人机定直平飞为平衡状态，分别对纵向和侧向数学模型进行小扰动线性化处理。

无人机纵向小扰动线性化模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{d\ΔV}}{\mathrm{dt}}=\frac{{F_p}^V-D^V}{m}\mathrm{\ΔV}-\frac{(F_p\mathrm{\α}+D^{\mathrm{\α}})}{m}\mathrm{\Δ\α}+(-g\cos \mathrm{\γ})\mathrm{\Δ\γ}+\frac{F_p^{{\mathrm{\δ}}_p}}{m}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_p+\frac{-D^{{\mathrm{\δ}}_e}}{m}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δ\γ}}{\mathrm{dt}}=\frac{{F_p}^V\mathrm{\α}+L^V}{\mathrm{mV}}\mathrm{\ΔV}+\frac{F_p+L^{\mathrm{\α}}}{\mathrm{mV}}\mathrm{\Δ\α}+\frac{g\sin \mathrm{\γ}}{V}\mathrm{\Δ\γ}+\frac{F_p^{{\mathrm{\δ}}_p}\mathrm{\α}}{\mathrm{mV}}{\mathrm{\Δ\δ}}_p+\frac{L^{{\mathrm{\δ}}_e}}{\mathrm{mV}}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δq}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^V}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\ΔV}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^q}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δq}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{\mathrm{\α}}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ\α}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{{\mathrm{\δ}}_e}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δ\θ}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{\Δq}\\ \mathrm{\Δ\θ}=\mathrm{\Δ\α}+\mathrm{\Δ\γ}\end{array}\right.---\left(3\right)$

无人机侧向小扰动线性化模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{d\Δ\β}}{\mathrm{dt}}=Y^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+\frac{g\cos \mathrm{\θ}}{V}\mathrm{\Δ\φ}+(Y^p+\sin \mathrm{\α})\mathrm{\Δp}+(Y^r-\cos \mathrm{\α})\mathrm{\Δr}+Y^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+Y^{{\mathrm{\δ}}_r}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δp}}{\mathrm{dt}}={\stackrel{\‾}{L}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+{\stackrel{\‾}{L}}^p\mathrm{\Δp}+{\stackrel{\‾}{L}}^r\mathrm{\Δr}+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_a}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_r}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δr}}{\mathrm{dt}}={\stackrel{\‾}{N}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+{\stackrel{\‾}{N}}^p\mathrm{\Δp}+{\stackrel{\‾}{N}}^r\mathrm{\Δr}+{\stackrel{\‾}{N}}^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+{\stackrel{\‾}{N}}^{{\mathrm{\δ}}_r}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δ\φ}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{\Δp}+\tan \mathrm{\θ\Δr}\end{array}\right.---\left(4\right).$

步骤3，在纵向小扰动线性化模型的基础上进行拉普拉斯变换，得到以升降舵δ_e为输入，分别以俯仰角θ、迎角α和速度V为输出的传递函数和

步骤4，在侧向小扰动线性化模型的基础上进行拉普拉斯变换，得到以副翼δ_a和方向舵δ_r为输入，分别以滚转角φ、偏航角ψ为输出的传递函数和

步骤5，设计俯仰角保持与控制模态控制器参数，其控制结构图如图3所示。输入为期望的俯仰角θ_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}({\mathrm{\θ}}_g-\mathrm{\θ})-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(5\right)$

其中，为俯仰角速度，θ为俯仰角，δ_e为升降舵；为俯仰角速度控制器，采用P控制；为俯仰角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

步骤6，设计高度保持与控制模态控制器参数，其控制结构如图4所示。其是基于俯仰角保持与控制结构上的设计，输入为期望的高度H_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}\left\{\right[K_y^H(H_g-H)-K_y^{\stackrel{.}{H}}\stackrel{.}{H}]-\mathrm{\θ}\}-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(6\right)$

其中，为高度变化率，H为高度；为高度变化率控制器，采用P控制；为高度控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

步骤7，设计速度保持与控制模态控制器参数，其控制结构如图5所示。其是基于俯仰角保持与控制结构上的设计，输入为期望的速度V_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}[K_y^V(V_g-V)-\mathrm{\θ}]-K_y^{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}---\left(7\right)$

其中，V为速度；为速度控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

步骤8，设计滚转角保持与控制模态控制器参数，其控制结构图如图6所示。输入为期望的滚转角φ_g，控制律为:

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}({\mathrm{\φ}}_g-\mathrm{\φ})-K_x^{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(8\right)$

其中，为滚转角速度，φ为滚转角，偏航角速度，δ_a为副翼，δ_r为方向舵；为滚转角速度控制器，采用P控制；为滚转角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

为协调控制，下同。为协调转弯偏航角速度控制器，采用P控制；为协调转弯滚转角控制器，采用P控制。

步骤9，设计航向角保持与控制模态控制器参数，其结构图如图7所示。其是在滚转角保持与控制结构上的设计，输入为期望的航向角ψ_g，控制律为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}[K_x^{\mathrm{\ψ}}({\mathrm{\ψ}}_g-\mathrm{\ψ})-\mathrm{\φ}]-K_x^{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(9\right)$

其中，ψ为航向角；为航向角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

步骤10，设计偏航距控制模态控制器参数，其控制结构图如图8所示。其是在航向角保持与控制结构上的设计，输入为期望的航向角ψ_g和期望的偏航距y_g，控制律为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}\left\{K_x^{\mathrm{\ψ}}\right[K_x^y(y_g-y)-\mathrm{\ψ}]-\mathrm{\φ}\}-K_x^{\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(10\right)$

其中，y为侧偏距；为侧偏距控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

第二部分，通过控制策略对飞行模态进行测试，具体步骤如下：

步骤1，测试俯仰角保持与控制模态。纵向采用俯仰角保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态。测试时，期望的俯仰角θ_g包含正负的多组数值，并保证自主模态飞行时间至少达到1min。

步骤2，测试高度保持与控制模态。纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态。测试时，期望的高度H_g分为当前高度和给定的高度两种情形，并保证自主模态飞行时间至少达到1min。

步骤3，测试速度保持与控制模态。纵向采用速度保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态。测试时，期望的速度V_g分为当前高度和给定的速度两种情形，并保证自主模态飞行时间达到1min。

步骤4，测试滚转角保持与控制模态。纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用滚转角保持与控制模态。测试时，期望的滚转角φ_g包含正负的多组数值，保证无人机左/右盘旋。并保证自主模态飞行时间达到1min。

步骤5，测试航向角保持与控制模态。纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用航向角保持与控制模态。测试时，期望的航向角ψ_g为当前航向角和给定航向角两种情形，并保证自主模态飞行时间至少达到1min。

步骤6，测试侧偏距控制模态。纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用侧向偏离控制模态。测试时，期望的侧偏距y_g为零，并保证自主模态飞行时间至少达到1min。

为了公众更加清晰理解本发明飞行模态测试方案的控制策略，用表1的形式进行说明。

表1 飞行模态测试控制策略表

实际的工程研制步骤为，在飞行模态控制系统设计的基础上，进行全量非线性六自由度连续模型的仿真，并实现相对应的计算机程序。其后，对应于表1所示的飞行模态测试控制策略，完成桌面联调。最后，对应于表1所示的飞行模态测试控制策略，进行外场飞行试验。

Claims (2)

1.基于无人机飞行模态的控制系统设计方法，其特征是，包括以下步骤：

步骤一，无人机六自由度数学建模，建立纵向和侧向数学模型；

无人机纵向模型为：

$\left\{\begin{array}{c}m\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=F_p\cos \mathrm{\α}-D-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\γ}\\ \mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\γ}}{\mathrm{dt}}=F_p\sin \mathrm{\α}+\mathrm{Lmg}\cos \mathrm{\γ}\\ I_{\mathrm{yy}}\frac{\mathrm{dq}}{\mathrm{dt}}=\stackrel{\‾}{M}\\ \frac{\mathrm{d\θ}}{\mathrm{dt}}=q\\ \mathrm{\θ}=\mathrm{\α}+\mathrm{\γ}\end{array}\right.---\left(1\right)$

无人机侧向模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\β}}{\mathrm{dt}}=Y-\mathrm{mV}(-p\sin \mathrm{\α}+r\cos \mathrm{\α})+\mathrm{mg}\cos \mathrm{\β}\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}+\\ \mathrm{mg}\sin \mathrm{\β}(\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\θ}-\sin \mathrm{\α}\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ})-F_p\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}\\ \stackrel{.}{p}{I}_{\mathrm{xx}}=\stackrel{\‾}{L}\\ \stackrel{.}{r}{I}_{\mathrm{zz}}=\stackrel{\‾}{N}\\ \frac{\mathrm{d\φ}}{\mathrm{dt}}=p+(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})\tan \mathrm{\θ}\\ \frac{\mathrm{d\ψ}}{\mathrm{dt}}=\sec \mathrm{\θ}(r\cos \mathrm{\φ}+q\sin \mathrm{\φ})\end{array}\right.---\left(2\right);$

步骤二，选取无人机定直平飞为平衡状态，分别对纵向和侧向数学模型进行小扰动线性化处理；

无人机纵向小扰动线性化模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{d\ΔV}}{\mathrm{dt}}=\frac{{F_p}^V-D^V}{m}\mathrm{\ΔV}-\frac{(E_p\mathrm{\α}+D^{\mathrm{\α}})}{m}\mathrm{\Δ\α}+(-g\cos \mathrm{\γ})\mathrm{\Δ\γ}+\frac{F_p^{{\mathrm{\δ}}_p}}{m}{\mathrm{\Δ\δ}}_p+\frac{{-D}^{{\mathrm{\δ}}_e}}{m}{\mathrm{\Δ\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δ\γ}}{\mathrm{dt}}=\frac{{F_p}^V\mathrm{\α}+L^V}{\mathrm{mV}}\mathrm{\ΔV}+\frac{F_p+L^{\mathrm{\α}}}{\mathrm{mV}}\mathrm{\Δ\α}+\frac{g\sin \mathrm{\γ}}{V}\mathrm{\Δ\γ}\frac{F_p^{{\mathrm{\δ}}_p}\mathrm{\α}}{\mathrm{mV}}{\mathrm{\Δ\δ}}_p+\frac{L^{{\mathrm{\δ}}_e}}{\mathrm{mV}}{\mathrm{\Δ\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δq}}{\mathrm{dt}}=\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^V}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\ΔV}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^q}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δq}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{\mathrm{\α}}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ\α}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{\stackrel{.}{\mathrm{\α}}}}{I_{\mathrm{yy}}}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}+\frac{{\stackrel{\‾}{M}}^{{\mathrm{\δ}}_e}}{I_{\mathrm{yy}}}{\mathrm{\Δ\δ}}_e\\ \frac{\mathrm{d\Δ\θ}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{\Δq}\\ \mathrm{\Δ\θ}=\mathrm{\Δ\α}+\mathrm{\Δ\γ}\end{array}\right.---\left(3\right)$

无人机侧向小扰动线性化模型为：

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{d\Δ\β}}{\mathrm{dt}}=Y^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+\frac{g\cos \mathrm{\θ}}{V}\mathrm{\Δ\φ}(Y^p+\sin \mathrm{\α})\mathrm{\Δp}+(Y^r-\cos \mathrm{\α})\mathrm{\Δr}+Y^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+Y^{{\mathrm{\δ}}_r}{\mathrm{\Δ\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δp}}{\mathrm{dt}}={\stackrel{\‾}{L}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+{\stackrel{\‾}{L}}^p\mathrm{\Δp}+{\stackrel{\‾}{L}}^r\mathrm{\Δr}+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_r}{\mathrm{\Δ\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δr}}{\mathrm{dt}}={\stackrel{\‾}{N}}^{\mathrm{\β}}\mathrm{\Δ\β}+{\stackrel{\‾}{N}}^p\mathrm{\Δp}+{\stackrel{\‾}{L}}^r\mathrm{\Δr}+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_a}{\mathrm{\Δ\δ}}_a+{\stackrel{\‾}{L}}^{{\mathrm{\δ}}_r}{\mathrm{\Δ\δ}}_r\\ \frac{\mathrm{d\Δ\φ}}{\mathrm{dt}}=\mathrm{\Δp}+\tan \mathrm{\θ\Δr}\end{array}\right.---\left(4\right);$

步骤三，在纵向小扰动线性化模型的基础上进行拉普拉斯变换，得到以升降舵δ_e为输入，分别以俯仰角θ、迎角α和速度V为输出的传递函数和

步骤四，在侧向小扰动线性化模型的基础上进行拉普拉斯变换，得到以副翼δ_a和方向舵δ_r为输入，分别以滚转角φ、偏航角ψ为输出的传递函数和

步骤五，以无人机的气动和结构参数为依据，采用经典的控制理论的根轨迹法、频域分析法和阶跃响应法，分别对控制系统，按照控制结构从内到外的层次，依次进行控制器参数的设计；

步骤六，设计俯仰角保持与控制模态控制器参数；输入为期望的俯仰角θ_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}({\mathrm{\θ}}_g-\mathrm{\θ})-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(5\right)$

其中，为俯仰角速度，θ为俯仰角，δ_e为升降舵；为俯仰角速度控制器，采用P控制；为俯仰角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤七，设计高度保持与控制模态控制器参数；其是基于俯仰角保持与控制结构上的设计，输入为期望的高度H_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}\left\{\right[K_y^H(H_g-H)-K_y^{\stackrel{.}{H}}]-\mathrm{\θ}\}-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(6\right)$

其中，为高度变化率，H为高度；为高度变化率控制器，采用P控制；为高度控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤八，设计速度保持与控制模态控制器参数；其是基于俯仰角保持与控制结构上的设计，输入为期望的速度V_g，控制律为：

${\mathrm{\δ}}_e=K_y^{\mathrm{\θ}}[K_y^V(V_g-V)-\mathrm{\θ}]-K_y^{\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\θ}}---\left(7\right)$

其中，V为速度；为速度控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

步骤9，设计滚转角保持与控制模态控制器参数；输入为期望的滚转角φ_g，控制律为:

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}({\mathrm{\φ}}_g-\mathrm{\φ})-K_x^{\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(8\right)$

其中，为滚转角速度，φ为滚转角，偏航角速度，δ_a为副翼，δ_r为方向舵；为滚转角速度控制器，采用P控制；为滚转角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

为协调控制，下同。为协调转弯偏航角速度控制器，采用P控制；为协调转弯滚转角控制器，采用P控制；

步骤十，设计航向角保持与控制模态控制器参数；其是在滚转角保持与控制结构上的设计，输入为期望的航向角ψ_g，控制律为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}[K_x^{\mathrm{\ψ}}({\mathrm{\ψ}}_g-\mathrm{\ψ})-\mathrm{\φ}]-K_x^{\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(9\right)$

其中，ψ为航向角；为航向角控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制；

步骤十一，设计偏航距控制模态控制器参数；其是在航向角保持与控制结构上的设计，输入为期望的航向角ψ_g和期望的偏航距y_g，控制律为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a=K_x^{\mathrm{\φ}}\left\{K_x^{\mathrm{\ψ}}\right[K_x^y(y_g-y)-\mathrm{\ψ}]-\mathrm{\φ}\}-K_x^{\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\φ}}\\ {\mathrm{\δ}}_r=K_z^{\mathrm{\φ}}\mathrm{\φ}-K_z^{\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}}\stackrel{.}{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right.---\left(10\right)$

其中，y为侧偏距；为侧偏距控制器，为了提高控制精度，消除静差，采用PI控制。

2.基于无人机飞行模态的飞行测试方法，其特征是，包括以下步骤：

步骤一，测试俯仰角保持与控制模态：纵向采用俯仰角保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态。测试时，期望的俯仰角θ_g包含正负的多组数值，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤二，测试高度保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态；测试时，期望的高度H_g分为当前高度和给定的高度两种情形，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤三，测试速度保持与控制模态：纵向采用速度保持与控制模态，侧向采用零度滚转角保持与控制模态；测试时，期望的速度V_g分为当前高度和给定的速度两种情形，并保证自主模态飞行时间达到1min；

步骤三，测试滚转角保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用滚转角保持与控制模态；测试时，期望的滚转角φ_g包含正负的多组数值，保证无人机左/右盘旋。并保证自主模态飞行时间达到1min；

步骤四，测试航向角保持与控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用航向角保持与控制模态；测试时，期望的航向角ψ_g为当前航向角和给定航向角两种情形，并保证自主模态飞行时间至少达到1min；

步骤五，测试侧偏距控制模态：纵向采用高度保持与控制模态，侧向采用侧向偏离控制模态；测试时，期望的侧偏距y_g为零，并保证自主模态飞行时间至少达到1min。