1、均在平台下完成。图即为无人机基于控制的俯仰角控制系统的仿真框图。值得注意的是，图中的模块并非提供的原始模块，我们已经把该原始模块所封装的子系统作了些变动当采用控制策略进行仿真时，图中模块所封装的子系统即为经典的模块，为了使仿真更接近工程实际，我们以个超前网络模块，来代替原有的纯微分模块另外，仿真框图中无人机纵向线性化模型的和矩阵与节所定义的致，至于不同状态点处和矩阵的具体值将全部在附录中给出。在整个俯仰角控制律仿真过程中，升降舵回路传递函数用惯性环节表示，升降舵通道的洗出网络用高通滤波器表示，升降舵面限幅为，输入的俯仰角指二〇〇六年月十九日星期四令阶跃信号为。图基于的俯仰角控制系统仿真框图在上章中，我们已经介绍了些常用的参数整定法，这些方法尤其是经验公式法对于无人机这样的被控对象而言虽然不。
2、所有角控制系统的仿真而言二〇〇六年月十九日星期四律将阶跃指令信号设为。由于无人机的线性化模型是建立在小扰动线性化方法基础上的，因此对于大角度的阶跃响应而言，我们应该采用原始的非线性模型进行仿真。根据表，我们分别针对中空和高空域内的基准状态点和设计了控制器。然后将所设计好的控制器分别用于点附近的点，点附近的点，点附近的点。全部仿真结果分别如下所示图下俯仰角阶跃响应点图下俯仰角阶跃响应点图下俯仰角阶跃响应点图下俯仰角阶跃响应点图下俯仰角阶跃响应点二〇〇六年月十九日星期四高度保持控制模态控制律的设计与仿真高度控制属于飞机的重心控制，在飞机的编队飞行执行轰炸任务远距离巡航及进场着陆时的初始阶段等都要保持高度的稳定。无人机的高度保持与控制是不能仅靠其俯仰角的稳定与控制来完成的。当飞机受到纵向常值干扰。
3、积分停止，不再继续累加另个可行的方法是限制积分的累加，当积分值达到个值时就恒等于当前值，即所谓的积分限幅。因此，当我们采用常规控制策略时尤其要注意采取必要的措施防止积分饱和现象的发生。控制律参数的选取本章中，无人机的纵向运动都是通过升降舵来完成自动控制的，因此，我们可以将其纵向运动的自动控制系统看成是个单通道，这样就便于我们运用相关经典控制的理论对系统进行分析和设计。对于无人机的俯仰角控制系统而言，其控制律参数的选取包括两部分第部分是阻尼回路即内回路反馈增益的确定第二部分便是俯仰角控制回路即外回路中参数的确定。般来讲，选择这些参数主要有两种方法第种方法是综合考虑所有回路中的参数，次选定另种方法则是从最内层开始分部选取。本文中，我们将采用后种方法,即先设计阻尼回路，确定参数，然后以此为基础设。
4、定会很有效，但可以作为我们选取参数的个依据。本文采用衰减曲线法，具体步骤如下置调节积分时间为最大值。微分时间为零，比例系数为较小值并投入运行。待系统稳定后，做设定值阶跃扰动，并观察系统响应。如图所示当的衰减振荡过程。振荡周期图时的系统阶跃响应根据利用表给出的衰减曲线法整定计算公式，求图下俯仰角阶跃响应点从图中可知，其超调量，调节时间。下面，我们通过来仿真验证下所设计的控制系统是否能保证足够的相角裕度和幅值裕度。通过所提供的函数，我们可以画出标有幅值裕度和相角裕度的波特图图所示。图基于的俯仰角控制系统波特图高高空点由图可知，在该组参数之下俯仰角控制系统在高高空点的相角裕度为，幅值裕度为显然满足要求。对于阶跃响应信号而言，我们在这里还有两点需要补充说明下为了便于对仿真结果进行统的比较，对于本文。
5、统带宽的主要环节。飞控系统设计的基本思路般来说，无人机的飞控系统通常包括俯仰航向和横滚三个控制通道，每个通道都由个控制面来控制。由于在横滚和航向通道之间常常存在着定的交联，这就要求我们在设计飞控系统时般需要考虑各通道间的性和关联性。为了便于飞控系统的设计，我们根据无人机沿纵向平面的对称性，通常可以将飞行控制在定条件下分为相对的纵向控制通道和横侧向控制通道。其中，纵向控制通道可以稳定与控制无人机的俯仰角高度速度等横侧向控制通道可以稳定与控制无人机的航向角滚转角和偏航距离等。作为整个飞控系统的核心，飞行控制律选取和设计的好坏往往会直接影响到整个飞控系统的性能。考虑到控制角运动是控制轨迹运动的基础，我们在具体设计飞行控制律时也应该先从控制角运动入手，首先保证角运动控制回路的性能，然后在此基础上进。
6、另外，俯仰内回路中各符号的具体含义均与上节中的致，这里不再赘述。图高度控制系统控制律结构图对于高度控制回路而言，高度偏差信号和高度变化率的反馈，可以满足在个飞行状态高度阶跃响应的要求，然而考虑到无人机在整个包线范围内不同的平衡状态变化，我们还需要加个积分环节，以保证无人机的无静差飞行。这样，无人机高度控制系统的控制律就可以表示成当我们采用常规控制结构时这里，我们还要特别强调点，在高度控制系统中，相对于给定高俯仰角的偏离信号反馈是至关重要的。若控制中没有俯仰角的偏离信号，则在高度稳定过程中舵总是向上偏转，导致升力增量总为正，轨迹总是向上弯曲。当无人机到达给定高度时，由于速度向量不在水平位置而超越给定高度，出现正的高度差，到了这时舵机向下偏转，这样就不可避免地出现在给定高度线上的振荡运动。当引。
7、的目的。二〇〇六年月十九日星期四图俯仰角控制系统原理结构框图图中，在阻尼回路中还包括了个洗出网络，如果没有这个洗出网络，当操纵飞机做稳态拉齐的机动飞行时，阻尼器输出的稳态就会成为阻碍因素，而使这种机动飞机难以完成。洗出网络的作用就是在飞机稳态拉起时或等高盘旋时因此存在个稳态的分量，阻尼器信号除掉。这样，整个无人机俯仰角控制系统控制律的结构就如图所示。图中，为给定的指令信号，为垂直陀螺所测得的俯仰角信号，为俯仰角速率陀螺所测得的俯仰角速率信号信。因此，其控制律可以表示成当我们采用常规,控制结构时控制角控制系统控制律结构图在实际工程中，微分环节通常用个高通滤波器来实现，我们通过选择适当的值，就可以获得相应的相位超前信号。从频率特性来看，高通网络是个阻低频通高频的网络，同时它也是个能提供相位超前。
8、程也是缓慢的。因此，我们在这里只讨论利用升降舵来控制高度的高度控制系统的设计。控制结构与控制策略飞行高度控制系统是在飞机纵向姿态控制系统的基础上再加上高度控制敏感元件构成的。我们在设计高度控制系统时通常不再改变已设计好的姿态控制系统。当需要单独对飞机的姿态角进行保持和控制时，我们只须简单的将高度差测量装置断开即可，从而使得飞行状态的转换非常方便。图即为无人机高度控制系统原理框图。图中，作为内回路的俯仰角反馈系统对于高度保持系统起了很好的阻尼作用，可以在定程度上减小系统的振荡，增加稳定性。为了进步增加系统长周期运动的阻尼，我们还应引入高度微分信号的反馈。图高度控制系统原理框图这样，整个无人机俯高度控制系统的控制律的结构就如图所示。图中，为给定的高度偏差指令，为高度传感器所测得的高度偏差信号。。
9、行轨迹运动控制回路的设计。针对纵向系统，首先研究无人机俯仰姿态控制律的设计，然后再研究其高度保持控制律的设计问题。俯仰姿态保持控制律的设计与仿真俯仰角控制率的设计控制结构整个俯仰角控制系统的原理结构如图所示。从图中我们可以看到，整个控制系统是由外回路俯仰角反馈回路和内回路俯仰角速率反馈回路构成的。其中内回路中的俯仰角速率信号由俯仰角速率陀螺提供外回路中的俯仰角信号由垂直陀螺提供。内回路中的俯仰角速率反馈的引入相当于改变了无人机的纵向阻尼导数，增加了特德纵向阻尼，从而使其短周期模态的阻尼特性得到了改善外回路则构成了俯仰角稳定回路，可以改善无人机长周期模态的阻尼特性。通常，我们还在需要加入俯仰速率先付以限制过载在俯仰角指令入口处，要加上俯仰角限幅如引入俯仰角加速度的话，还可以达到提高系统稳定性。
10、计姿态角控制回路，进而确定参数的值。下面，我们以无人机在高高空状态点，为例，说明无人机俯仰角控制系统控制器参数的选取过程。已知该无人机在点处的状态方程和输出方程可表示，式中二〇〇六年月十九日星期四因此，并且有。于是，我们可以得到从上式中我们可以看到，系统的特征方程中包含有个正根。可见，为了增加该无人机的机动性，飞机的设计者将其设计成了静不稳定的，因此必须加入飞行自动控制系统才能保证飞机的稳定飞行。另外，我们还可以看到，该无人机的自然频率为，阻尼比仅为，可见，飞机自身的阻尼是很弱的。从这个方面我们就可以看出，针对该高空弱阻尼无人机而言，加入角速率反馈回路是必须的。图给出了无很好的改善无人机短周期运动的阻尼。至此，无人机阻尼回路的参数设计完毕俯仰角控制律的仿真在本文中，所有关于飞行控制律的仿真。
11、的网络，因此，我们就可以把高通滤波器看成是个微分网络。其中的值越大，相位超前也就越大，我们所获得的信号也就越近似于微分信号。我们在后面的无人机纵向飞行控制律的仿真中，律取。另外，积分环节也可以根据其定义在软件中计算实现，其中，可在软件中根据的计算频率得到。由于积分是个连续累加的过程，所以信号的积分值可能会达到个很大的值，这会给系统带来意想不到的结果。由于执行机构受限，当积分值大到定程度，使执行机构达到最大位置后，执行机构就不再变化了，而是直停留在当前的位置，即使系统输出直在变化，这样反馈通道就被破坏了。另方面，当被积信号开始减小时，如果积分值很大的话，则需要花很长时间才能使其降到正常值，我们般把这种现象称之为积分饱和。通常有两种方法可以有效的避免这种现象的发生种方法是当执行机构达到最大位置。
12、力矩时，硬反馈式角稳定系统存在着俯仰角及航迹倾斜角静差，角稳定系统虽能保持飞行器在垂风气流作用下的俯仰角稳定，但几秒钟后飞行速度向量将偏离原方向，产生高度漂移。另外，在俯仰角稳定的动态过程中，如果航迹倾斜角变化量平均值不为零，也会引起飞行高度的改变。所以高度保持系统需要有测量相对于给定高度偏差的测量装置高度差传感器，如气压高度表无线电高度表和大气数据传感器等。将高度偏差信号输入俯仰角控制系统，控制飞机的姿态，改变飞机的航迹倾斜角，控制飞机的升降，自至高度差为零，使飞机回到预定高度。原则上讲，可以通过控制升降舵或控制发动机推力的大小来控制飞行高度。但借助于控制推力来控制飞行高度不很有效，因推力改变使飞行速度改变后，飞行高度才开始变化。由于惯性的作用，飞行速度的变化是缓慢的，故高度变化的过渡过。
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【毕业设计】无人机飞行控制系统仿真研究