周國慶 孫丹睿 吳 江 王 鋒 趙為平

（1.沈陽航空航天大學，遼寧 沈陽 110136；2.北京郵電大學信息與通信工程學院，中國 北京 100876）

小型無人機飛控系統(tǒng)的內回路是由飛行方向、飛行軌跡、飛行高度等外回路控制的基礎[1]。其中，在俯仰角控制內回路的基礎上保持無人機的高度，在引入氣壓高度反饋信號構成無人機飛行高度穩(wěn)定外回路來實現(xiàn)的；航向控制與穩(wěn)定是通過將航向信號反饋到滾轉控制通道，構成無人機的飛行方向控制外回路來實現(xiàn)的；自主導航飛行是在飛行導航控制回路的基礎上，引入側偏距反饋構成航跡控制外回路來實現(xiàn)的[2]。本文為了獲得更佳的系統(tǒng)性能，將遺傳算法引入到航向控制器中，并采用遺傳算法進行PID參數(shù)的全局尋優(yōu)。在保證滾轉角控制內回路穩(wěn)定的基礎上，得到航向角反饋信號構成飛行航向穩(wěn)定外回路控制器參數(shù)。針對遺傳算法中個體的多樣性衰減過快，容易陷入局部最優(yōu)特點，對遺傳算法進行了必要的改進，以保證個體中的多樣性和尋優(yōu)的快速性。

1 系統(tǒng)數(shù)學模型及控制框圖

無人機可視作多輸入多輸出的非線性系統(tǒng)，通常以其水平直飛為基準運動，對整機的狀態(tài)方程進行線性化處理，得到無人機性能的線性方程。之后在選定適當?shù)臓顟B(tài)向量，建立整機的小擾動狀態(tài)方程。某型無人機在(H=12127m，V=0.787Ma)時，系統(tǒng)狀態(tài)方程為：

式中，βx為機身側滑角，ωx,ωy為直升機角速度在機體坐標系下的分量，γ為直升機的側傾角。

航向保持/控制回路能夠實現(xiàn)無人機航向保持、航向設定功能。航向控制框圖如圖1所示。

圖1 航向角控制框圖

在無人機飛行控制系統(tǒng)設計中，利用小擾動分析建立四通道（俯仰、滾轉、方向和高度）線性模型，之后在該模型基礎上進行PID控制參數(shù)的選取[3]，既要保證較好的動態(tài)飛行品質特性，同時兼顧性能魯棒性與穩(wěn)定魯棒性[4]。為了獲得滿意的系統(tǒng)性能，本文采用遺傳算法進行PID參數(shù)的尋優(yōu)。

圖2 遺傳算法流程圖

圖3 改進遺傳算法流程圖

2 改進的遺傳算法

遺傳算法是一種隨機搜索算法，利用系統(tǒng)內參數(shù)進行復制、交叉和變異等遺傳操作來模擬自然進化，完成問題尋優(yōu)的方法?；具z傳算法框圖如圖2，改進的遺傳算法如圖3所示。

在尋優(yōu)過程中，第一步要對無人機滾轉角控制內回路的參數(shù)進行尋優(yōu)，然后再對航向角反饋信號構成無人機飛行航向穩(wěn)定外回路控制器參數(shù)進行尋優(yōu)。這樣，全局尋優(yōu)的目標函數(shù)為：

3 仿真結果

采用遺傳算法尋優(yōu)中使用的樣本個數(shù)為50，本文中在遺傳操作1時pc和pm參數(shù)取值為0.25和0.1，目的是考慮算法的收斂性和精確性；在遺傳操作2時pc和pm參數(shù)取值為0.45和0.7，目的是考慮種群的多樣性及算法的搜索能力。控制參數(shù)的取值范圍統(tǒng)一為[0，5]，權值步長0.01s。采用二進制編碼，經過50代尋優(yōu)。出于對實際系統(tǒng)方面考慮，引入舵機輸出的限制，副翼舵面的限幅為±20度。在上述條件下最后得到航向PID控制器參數(shù)為：[1.44.3 1.45]，仿真結果如圖4。仿真結果表明：整個系統(tǒng)在達到穩(wěn)定的時間比較短，其所花費的上升時間快，系統(tǒng)輸出振蕩超調小，達到系統(tǒng)要求。

圖4 遺傳算法尋優(yōu)PID控制仿真結果

4 結論

仿真結果表明，采用遺傳算法設計的PID控制器具有更好的靈活性、適應性，穩(wěn)定性并且能夠保證系統(tǒng)的控制效果，提高了系統(tǒng)性能。本文的仿真結果驗證了采用改進的遺傳算法的控制器的有效性。

［1］李良.無人直升機飛行控制方法及GPS應用研究[D].中國農業(yè)機械化研究院.

［2］唐永哲.直升機控制系統(tǒng)設計[M].北京:國防工業(yè)出版社,2000,8.

［3］劉金琨.先進PID控制及其MATLAB仿真[M].北京:電子工業(yè)出版社,2003,1.

［4］周濤.微小型無人直升機簡化模型及控制系統(tǒng)研究[D].浙江大學,2006,5.