駱博 張舒瑜

摘 要：傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器共有三個飛行模式，分別是直升機(jī)飛行模式、過渡飛行模式和固定翼飛行模式，本文主要是研究直升機(jī)飛行模式。國內(nèi)目前研究直升機(jī)飛行模式，主要是針對其垂直起降階段利用經(jīng)典PID控制進(jìn)行控制系統(tǒng)設(shè)計。

直升機(jī)模式的主要優(yōu)點(diǎn)是懸停載重，這是固定翼機(jī)不具備的。目前國內(nèi)多采用經(jīng)典PID作為直升機(jī)模式控制方法，而經(jīng)典PID控制具有固有缺陷導(dǎo)致控制系統(tǒng)魯棒性不強(qiáng)，懸停載重需要系統(tǒng)的抗干擾能力，所以對傳統(tǒng)控制系統(tǒng)采取新的控制方法尤為必要。

關(guān)鍵詞：傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器；模糊自整定PID控制；控制系統(tǒng)設(shè)計

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是一種同時具備直升機(jī)和固定翼機(jī)優(yōu)點(diǎn)的新型飛行器。從性能上看，它可以像直升機(jī)一樣不依賴地形垂直起降，同時它也可以擁有固定翼飛行器的高航速。從結(jié)構(gòu)上看，位于其機(jī)翼末端的短艙會隨著其飛行模式的改變而轉(zhuǎn)動，這使得飛行器成為一個時變非線性的系統(tǒng)，其控制系統(tǒng)的設(shè)計是傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器研究的基礎(chǔ)和難點(diǎn)。傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器以其優(yōu)越的性能和設(shè)計難度上的挑戰(zhàn)，成為各國研究的熱點(diǎn)。本文基于模糊自整定PID控制原理，在MATLAB上建立了三個姿態(tài)通道以及三個位置通道中模糊自整定PID控制的子模塊部分。采用雙環(huán)控制器結(jié)構(gòu)，設(shè)計出三個姿態(tài)通道控制率。采用雙回路控制結(jié)構(gòu)，設(shè)計出傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器位置控制率。對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器直升機(jī)模式控制器進(jìn)行仿真研究，主要是：改變質(zhì)量參數(shù)，對飛行器懸停模式的載重情況進(jìn)行分析。

1 模糊自整定子模塊設(shè)計

模糊自整定PID，是指人們運(yùn)用模糊數(shù)學(xué)的基本理論和方法，把規(guī)則條件、操作用模糊集的方式表示出來，并把這些模糊控制信息（如評價標(biāo)準(zhǔn)、初始PID參數(shù)等）作為規(guī)則存入計算機(jī)控制庫中，然后計算機(jī)根據(jù)控制系統(tǒng)的實際響應(yīng)情況結(jié)合之前存儲的模糊規(guī)則進(jìn)行調(diào)控，從而自動實現(xiàn)PID參數(shù)的最佳調(diào)整。

模糊自整定PID是通過找出三個參數(shù)（Kp、Ki、 Kd）與e和 ec之間的模糊關(guān)系，并實時在線監(jiān)測 和 。根據(jù)不同時期e和ec對控制參數(shù)的要求，實現(xiàn)模糊推理對三個參數(shù)的修改，得到三個參數(shù)的修正量，從而實現(xiàn)參數(shù)自整定的需求。

選擇姿態(tài)角中俯仰角的模糊子模塊建立為例。俯仰角的偏差和姿態(tài)角速度的偏差作為模糊PID控制器的輸入，選取對Kp，Ki， Kd三個參數(shù)的調(diào)節(jié)量△Kp，△Ki，△Kd作為輸出，可以根據(jù)輸入輸出設(shè)定模糊邏輯板塊。

我們可以知道語言變量是：e，ec，△Kp，△Ki，△Kd，設(shè)定其論域為：{-3，+3}。選取{負(fù)大（NB），負(fù)中（NM），負(fù)?。∟S），零（Z），正小（PS），正中（PM），正大（PB）}為描述系統(tǒng)變量，得到系統(tǒng)子集{NB，NM，NS，Z，PS，PM，PB}。變量隸屬函數(shù)選擇為：左邊正弦型函數(shù)，中間三角型函數(shù)，右邊正弦型函數(shù)的組合函數(shù)形式。然后對模糊規(guī)則進(jìn)行設(shè)定，共有49條。

通過模糊規(guī)則在模糊系統(tǒng)編輯器中可以建立模糊系統(tǒng)，設(shè)定完模糊邏輯部分，再設(shè)定PID控制部分選取初始參數(shù)為Kp=10， Ki=0.005，Kd=0.25

2 控制系統(tǒng)設(shè)計及載重仿真分析

對于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)直升機(jī)模式位置控制律的設(shè)計主要是采用兩個回路的設(shè)計，它們分別是：穩(wěn)定回路和制導(dǎo)回路，如圖1所示。

圖1雙回路控制結(jié)構(gòu)示意圖

穩(wěn)定回路主要起到穩(wěn)定和控制無人機(jī)姿態(tài)的作用。其采用雙環(huán)控制結(jié)構(gòu)，內(nèi)環(huán)為角速度反饋，對擾動起到快速控制的作用；外環(huán)為角度反饋。在設(shè)計程序上，由內(nèi)向外，先設(shè)計好內(nèi)環(huán)，再設(shè)計外環(huán)。分析外回路時，內(nèi)回路用比例環(huán)節(jié)表示穩(wěn)定回路；分析內(nèi)回路時，考慮到內(nèi)外回路帶寬差別較大，所以不考慮外回路影響。

圖2傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)直升機(jī)模式控制系統(tǒng)Simulink仿真框圖

圖3傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)直升機(jī)模式載重仿真分析

制導(dǎo)回路主要起到穩(wěn)定和控制無人機(jī)運(yùn)動軌跡的作用。制導(dǎo)回路的控制方法是：首先計算當(dāng)前位置與目標(biāo)位置的方位差，而后計算方位差對應(yīng)的姿態(tài)變化，再由姿態(tài)控制器對姿態(tài)調(diào)整，以及加速度部件進(jìn)行速度調(diào)整，最后達(dá)到軌跡調(diào)整的目的。

采用Matlab的Simulink模塊結(jié)合S函數(shù)的方式，根據(jù)原理圖1，可以設(shè)計出姿態(tài)回路仿真框圖和位置回路仿真框圖，如圖2所示。其中姿態(tài)回路是穩(wěn)定回路，而位置回路是制導(dǎo)回路，單一對穩(wěn)定回路進(jìn)行控制可以得到姿態(tài)角仿真，而將穩(wěn)定回路和制導(dǎo)回路結(jié)合仿真可以得到位置仿真。

控制目標(biāo)：將原函數(shù)中質(zhì)量參數(shù)（質(zhì)量和轉(zhuǎn)動慣量）改為原大小的1.5倍、2倍、3倍。目的：測試直升機(jī)模式下無人機(jī)載重能力。仿真曲線如圖3所示。

從曲線中可以看到：隨著參數(shù)的增大，系統(tǒng)響應(yīng)速度變慢，最大超調(diào)量變大，但是曲線最終均能穩(wěn)定在原曲線位置。

3 結(jié)語

本文設(shè)計了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器直升機(jī)模式下的控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)包括三個姿態(tài)控制以及三個位置控制。通過仿真可以看到飛行器在直升機(jī)模式具備一定載重能力，控制系統(tǒng)相對傳統(tǒng)控制系統(tǒng)在魯棒性、穩(wěn)定性、反應(yīng)速度上有所提高。下一步會針對飛行器過渡飛行模式展開研究。

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