CN110316400A - 一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，属于固定翼无人机控制技术领域。该方法包括如下步骤：（1）搭建用于验证直接升力控制的固定翼无人机实验平台；（2）利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，并根据气动力矩系数建立鸭式布局无人机模型；（3）在步骤（1）中的固定无人机的直接升力控制系统中加入垂直平移模态经典控制模块；（4）在步骤（1）中的固定无人机的直接升力控制系统中加入纵向显模型跟踪解耦模块；（5）完成试飞验证。本发明实现了无人机飞行轨迹和姿态之间的稳态解耦，实现纵向位置控制和姿态控制动态解耦。

Description

一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法

技术领域

本发明公开了一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，属于固定翼无人机控制技术领域。

背景技术

直接力控制(derict lift control——DLC)是指保证飞机在某些自由度不产生运动的条件下，通过适当的操纵面控制，提供飞机的附加升力或侧力，使飞机作垂直或横侧方向的平移运动，也被称为“非常规机动”。直接升力控制则是通过飞机的一些操纵面在不改变飞机迎角的前提下，改变飞机的升力。

在常规控制中，固定翼无人机各个模态耦合性非常严重，在高度控制过程中，一般是通过飞机升降舵控制机体产生的转动，从而改变重力在飞机机体坐标系下的分量，达到控制高度的目的。直接升力则设法去除了这样的耦合因素，它可以产生改变飞机高度的法向力，也就是说只影响飞机力的平衡。一般情况下，直接力控制也称为解耦控制。

发明内容

本发明提出了一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，实现了无人机飞行轨迹和姿态之间的稳态解耦，提高了高度控制通道的动态响应，并且采用副翼同时同向偏转的方式提供了更大的直接升力，获得更快的纵向系统响应，实现纵向位置控制和姿态控制动态解耦。

本发明为解决其技术问题采用如下技术方案：

一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，包括如下步骤：

(1)搭建用于验证直接升力控制的固定翼无人机实验平台；

(2)利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，并根据气动力矩系数建立鸭式布局无人机模型；

(3)在步骤(1)中的固定无人机的直接升力控制系统中加入垂直平移模态经典控制模块；

(4)在步骤(1)中的固定无人机的直接升力控制系统中加入纵向显模型跟踪解耦模块；

(5)完成试飞验证。

步骤(1)中所述固定翼无人机实验平台采用鸭翼双垂尾尾推式模型飞机“翔飞-III”。

所述无人机飞控系统采用32位浮点型单片机控制器STM32F407。

所述控制器STM32F407是Cortex-M4架构的32位单片机，时钟频率达168MHZ。

所述姿态传感器采用MTi-300。

本发明的有益效果如下：

1、本发明基于鸭式布局固定翼无人机设计了垂直平移模态经典控制，实现了无人机飞行轨迹和姿态之间的稳态解耦。

2、本发明提出采用副翼增升的方法，为无人机提供了更大的直接升力。

3、本发明将显模型跟踪解耦应用到直接升力控制设计中，实现纵向位置控制和姿态控制动态解耦。

附图说明

图1为鸭翼无人机直接升力控制方法实现步骤。

图2为鸭式无人机气动布局。

图3为垂直平移模态结构配置图。

图4(a)为经典控制下垂向速度阶跃响应动态过程，图4(b)为经典控制下俯仰角控制的动态过程。

图5为纵向显模型跟踪解耦系统矢量表示图。

图6(a)为显模型解耦控制下垂向速度阶跃响应动态过程，图6(b)为显模型解耦控制下俯仰角控制的动态过程。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细的说明

一、固定翼无人机飞行控制系统的硬件实现和结构原理

(1)无人机实验平台采用鸭翼双垂尾尾推式模型飞机“翔飞-III”，该飞机翼展3.3m，机长2.5m，有效载荷10kg，巡航时间2h。动力系统采用小松80汽油发动机，并且采用轮式起降方式。无人机具有较大的载重能力和装载空间，可用于航测、巡逻、灾情检测以及侦查等任务，无人采用模块化结构、机翼、尾翼可拆卸，可在较短时间内完成飞行准备。

“翔飞-III”无人机的操纵舵面包括鸭翼、副翼、襟翼以及方向舵。襟翼的引入极大的提升了飞机的低速性能

在设计飞机之初，利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，其气动布局如图2所示。

(2)本发明的飞行控制单元采用32位浮点型单片机，控制器为STM32F407。主控制器STM32F407是Cortex-M4架构的32位单片机，时钟频率高达168MHZ。

(3)GPS卫星定位系统采用Novatec OEM617板块，其位置精度极高，位一般小于20cm。

(4)姿态传感器采用MTi-300，它是XSENS公司生产的一种高精度小型化MEMS传感器，能直接输出高精度的3轴角度、3轴角速率和3轴加速度等数据。静态条件下，滚转角与俯仰角测量偏差在0.2°-0.25°之间；动态情况下，其测量偏差分别为0.3°-1.0°之间，偏航角测量偏差最大为1.0°。提供高达2kHz输出数据频率和低于2ms的数据延迟。

(5)无线数传模块采用Xtend模块，该模块发送功率1W，配置全向天线后传输距离可达15km，工作频率为902—928MHz，并且具有调频扩频的功能，保证了无人机飞行过程中地面站与飞控计算机通信的稳定性。

二、鸭式布局无人机模型的建立

假设无人机为六自由度运动的刚体，并且忽略结构的弹性变形，选用建模状态变量x＝[v α β p q r φ θ ψ]^T，其中v是无人机空速，α为迎角，β为侧滑角，p为机体x轴转动角速率，q为机体y轴转动角速率，r为机体z轴转动角速率。φ为滚转角、θ为俯仰角，ψ为航向角。系统输入为u＝[δ_a δ_e δ_r δ_f δ_T δ_ae]，δ_a为副翼舵偏角，δ_e升降舵偏角，δ_r方向舵偏角，δ_f襟翼舵偏角，δ_T油门输入量，δ_ae为副翼同向偏转的输入量。

选取无人机工作状态H＝100m，V＝30m/s在此状态下配平，飞机配平输入u_trim＝[0,-0.0077,0,0,0.34,0]，配平状态量x_trim＝[30,0.0211,0,0,0,0,0,0.0211,0]，则其对应的小扰动状态空间模型为：

鸭式无人机非线性模型转换成如式(1)所示的线性模型。式中Δx是系统状态量增量，Δy是输出增量，Δu是输入增量，为系统状态量增量的导数。A、B、C分别是系统的状态转移矩阵，系统输入矩阵以及系统输出矩阵。

三、直接升力控制系统的设计

(1)垂直平移模态经典控制模块设计

现阶段无人机着舰技术的研究在纵向控制中几乎都采用高度连续经典闭环控制，通过高度偏差、下沉率以及俯仰角速度等信息得到升降舵指令。在跟踪期望下滑线阶段，经典控制会导致无人机俯仰角不断变化以跟踪期望高度，并且无人机低头对后续拉平控制以及理想着舰点产生影响，因此引出垂直平移模态保持无人机下滑阶段的姿态。无人机接近理想着舰点的控制过程，其实就是对无人机尾钩位置的控制过程，保持姿态不变可以提高尾钩位置的控制精度，从而提高无人机着舰的精度。

垂直平移模态是指在飞机俯仰姿态角不变的基础上，通过鸭翼和襟翼控制飞机的垂向速度，襟翼偏转时，必须偏转鸭翼来平衡飞机的俯仰力矩，其传动比设置为K₂。由于垂直平移模态下，Δα＝Δγ，Δθ＝0，迎角的改变会引起飞机升力的变化以及俯仰力矩的变化，迎角变化产生的稳定俯仰力矩通过俯仰角控制增稳系统得到补偿，因此垂直平移模态必须加入俯仰角增稳系统。

无人机的俯仰力矩包括无人机机基态产生的静稳定性力矩M_y0，升降舵、襟翼和副翼产生的操纵力矩和俯仰阻尼力矩如下式所示：

式中，M_y为无人机俯仰力矩系数，为鸭翼俯仰力矩操纵系数，为襟翼俯仰力矩操纵系数。δ_e表示升降舵出舵角，δ_f表示襟翼出舵角，q表示俯仰角速率。

根据无人机俯仰力矩表达式配置垂直平移模态结构如图3所示。由结构配置图可以得到垂直平移模态控制律为：

其中,K_PV为速度环比例控制器，K_IV为速度环积分控制器，K_Vda为速度环阻尼器，W_g为期望下沉率。W为实际下沉率，s为拉普拉斯算子，a_z为大地系下垂向加速度，Δα为迎角相对于配平状态的变化量，δ_ae为副翼用作直接升力的出舵角，K₁用于平衡迎角改变产生的静稳定力矩，K₂用于平衡襟翼和对称偏转副翼产生的俯仰力矩，K₃表示襟翼出舵角和副翼出舵角的交联增益，K₃越大，副翼可以提供更大的直接升力，但横侧向控制量权限会减小，所以K₃的取值应根据副翼的操纵量纲导数适当取值。

通过参数整定取K_PV＝0.6,K_IV＝0.3,K_Vda＝0.01，K₁＝10,K₂＝1,K₃＝0.5，图4为V＝30m/s，θ_g＝0.0211状态下垂向速度阶跃响应的动态过程。根据试飞曲线可以看出，加入副翼增升之后，垂向速度通道上升时间提升了2s以上，系统响应快速性提高，并且稳态误差减小。由于鸭翼对襟翼以及副翼的补偿是稳态传动比补偿，动态解耦效果其实并不理想，在无人机爬高过程中俯仰角有一个恒值稳态误差没有得到补偿。

(2)纵向显模型跟踪解耦模块设计

工程上使用的连续闭环经典控制律的设计对于SISO(单输入单输出)系统而言比较适合，但是对于多输入多输出的直接升力控制系统而言，俯仰力矩往往得不到有效的动态平衡，并且由于对系统的解耦不充分而影响各个通道的动态响应。

纵向显模型跟踪解耦系统的矢量表示图如图5所示，图中的显模型采用二阶线性模型，两个通道的显模型传递函数分别为：

其中：C₁为垂向速度通道显模型灵敏度系数，C₂为俯仰角通道显模型灵敏度函数。ω_n1为垂向速度通道模型带宽，ω_n2为俯仰角通道模型带宽。ξ₁为垂向速度通道阻尼系数，ξ₂为俯仰角通道阻尼系数。ΔW₁为外回路垂向速率指令，ΔW₂为外回路俯仰角指令，Δw_g为显模型期望垂向速度指令，Δθ_g为显模型期望俯仰角指令。

显模型的输出是外环的期望输入，也是飞机纵向系统状态量的期望。如果显模型的带宽过大，会导致系统跟踪显模型期望输出的能力下降，这是因为无人机纵向系统的带宽有限，所以显模型的带宽以接近纵向系统的带宽为宜。G₁是外环反馈矩阵，将飞机俯仰角的变化量Δθ反馈给外环，而Δw_g信号则直接输入到内环，作为内环垂向速率的期望。G₂是内环反馈矩阵，选择的Δw和Δq是系统实际状态量的输出，它和Δw_g、Δq_g做差之后得到内环速率误差。G₅是外环控制矩阵，它将外环位置误差e₁转换为内环期望速率信号。

G₃阵的设计是显模型跟踪解耦系统的核心，它的设计准则是强迫Δx₂在一个周期内跟踪Δx_2g，那么外环在适当G₅的设计下也可以良好的跟踪显模型的输出Δx_m。以往的显模型控制系统内环采用R阵做速率环的前向增益矩阵，而G₄则是在G₃解耦之后使无人机自动配平的积分量。系统仿真表明当控制器工作在非线性鸭式无人机模型中时，两个控制量的任意一个超出速率或者位置限制，系统的跟踪误差会迅速增大导致积分饱和，引起纵向控制系统的发散。本申请将G₄积分矩阵和R阵并联作为速率环的比例-积分控制器，并且在积分上加入积分分离，解决积分饱和的问题。

纵向显模型跟踪解耦系统设计步骤：

(1)鸭式无人机纵向系统选取状态量Δx_lon＝[ΔU ΔW Δq Δθ]，其中ΔU是地理系下的北向速度，ΔW是地理系下的垂直速度，Δθ为俯仰角，Δq为机体坐标系下y轴角速率。输入为Δu_lon＝[δ_f δ_e]。求取Δx_lon＝[ΔU ΔW Δq Δθ]，Δu_lon＝[δ_f δ_e]纵向系统的系统矩阵：

其中：为纵向系统状态量增量的导数，A_lon是纵向系统状态转移矩阵，B_lon是纵向系统输入矩阵。

(2)根据B_AA＝(I-A_lonT)^-1B_lonT，T＝0.1，I为4×4维单位矩阵，求出B_AA矩阵：

(3)去除B_AA矩阵中与内环状态量Δw和Δq无关的第1行和第4行，得到B_AA'矩阵，对其求逆得到G₃矩阵。

(4)显模型的设计：

根据实际无人机纵向短周期的响应要求，设定各通道的带宽和阻尼比如下：

垂向速率通道：

俯仰通道：

姿态环的响应比垂向速率的响应更快速，所以带宽更大。选择二阶系统最佳阻尼比做系统的阻尼，显模型超调量较小并且响应时间快速。

C₁和C₂都设计为1，这是不希望灵敏度系数影响控制系统的前向增益。

(5)反馈选择矩阵G₁和G₂的设计：

(6)G₅、R、G₄的参数整定：

(7)引入副翼增升之后，B_AA矩阵是2×3的矩阵，则采用广义逆的方式求取G₃阵。

对无人机模型进行试飞验证，飞行高度100m,初始速度30m/s，初始迎角和俯仰角为1.2°。采用上述基于显模型跟踪解耦系统的纵向系统进行试验，得到的试飞结果如图6所示。无副翼显模型跟踪系统调节时间为2s，响应快速，动态性能良好，加入副翼增升之后，调节时间几乎减小了一倍。垂向速度跟踪稳态之后几乎没有稳态误差。并且在速度跟踪的同时，俯仰角变化在0.2°以内，相较于图4中经典控制俯仰角具有0.5°的稳态误差和1°的峰值，完成了位置和姿态控制的动态解耦。

Claims (5)

1.一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

（1）搭建用于验证直接升力控制的固定翼无人机实验平台；

（2）利用fluent软件对飞机进行流动力学分析，计算出飞机在不同高度，不同速度下的气动力矩系数，并根据气动力矩系数建立鸭式布局无人机模型；

（3）在步骤（1）中的固定翼无人机的直接升力控制系统中加入垂直平移模态经典控制模块；

（4）在步骤（1）中的固定翼无人机的直接升力控制系统中加入纵向显模型跟踪解耦模块；

（5）完成试飞验证。

2.根据权利要求1所述一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，其特征在于，步骤（1）中所述固定翼无人机实验平台采用鸭翼双垂尾尾推式模型飞机“翔飞-III”。

3.根据权利要求2所述一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，其特征在于，所述固定翼无人机飞控系统采用32位浮点型单片机控制器STM32F407。

4.根据权利要求3所述一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，其特征在于，所述控制器STM32F407是Cortex-M4架构的32位单片机，时钟频率达168MHZ。

5.根据权利要求2所述一种鸭翼布局固定翼无人机直接升力控制方法，其特征在于，所述固定翼无人机姿态传感器采用MTi-300。