摘 要：近年來，數(shù)字化試飛技術的發(fā)展不斷深入，無人機已經(jīng)被用在多種機載雷達鑒定試飛中。飛行控制系統(tǒng)是無人機能夠安全飛行的基本前提。因此，研究無人機的自主飛行控制技術具有十分重要的現(xiàn)實意義。論文以樣例無人機為研究對象，以MATLAB、 Keil 軟件為開發(fā)工具。分析了無人機飛行階段控制需求，并在此基礎上提出了樣例無人機橫側向控制系統(tǒng)的總體設計和驗證方案。在MATLAB/SIMULINK環(huán)境建立了空中飛行段的非線性模型，并采用小擾動線性化方法的到線性系統(tǒng)狀態(tài)方程。在等效飛控仿真驗證平臺上對樣例無人機橫測向控制律進行了仿真驗證。在本文所設計的橫側向控制律具有良好的控制性能，可以滿足實際工程需求。

關鍵詞：無人機；線性系統(tǒng)狀態(tài)；飛行控制；橫側向控制律

1 引言

低可探測性無人機系統(tǒng)是立足于多種雷達傳感器的飛行試驗需求，通過研究雷達隱身無人機的設計、控制、制造工藝、測試技術，形成小RCS（雷達散射截面）目標試驗機樣品，用于機載雷達傳感器的隱身目標低可探測能力的飛行試驗測試、驗證與鑒定。本文主要研究無人機自動控制系統(tǒng)，特別是設計無人機橫側向控制系統(tǒng)。

2 研究內(nèi)容

無人機空中飛行段占無人機整個飛行過程的90%～95%，大部任務都是在這個時間段內(nèi)完成?？罩酗w行段要求無人機橫側向姿態(tài)穩(wěn)定并能夠按照預定航跡飛行，因此該階段對橫側向控制系統(tǒng)的要求是穩(wěn)定無人機橫側向姿態(tài)角，隨時糾正側向偏離。根據(jù)無人機氣動特性，建立六自由度非線性數(shù)學模型。對所建立的六自由度非線性模型進行配平和線性化，分析其自然特性。

無人機橫側向運動主要表現(xiàn)為三種運動模態(tài)，即荷蘭滾模態(tài)、快速滾裝模態(tài)和螺旋模態(tài)。橫側向運動與縱向運動的差別之一就是前者繞兩根軸的轉動，而轉動的有關力矩是相互關聯(lián)的，即滾轉角速度引起偏航力矩，偏航角速度引起滾轉力矩，側滑角會引起滾轉和偏航力矩。橫側向運動自動控制的目的在于針對不同的運動模態(tài)采取不同的措施來保證飛機有良好的性能。主要包括提高螺旋運動穩(wěn)定性，提高荷蘭滾運動阻尼，航向的協(xié)調(diào)控制實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉彎。

3 橫側向控制律總體框架

橫側向系統(tǒng)包括橫側向姿態(tài)控制系統(tǒng)和橫側向軌跡控制系統(tǒng)，其中橫側向姿態(tài)控制系統(tǒng)的的功能是保證高精度的偏航角和滾轉角的穩(wěn)定和控制，以實現(xiàn)令人滿意的轉彎飛行；橫側向軌跡控制系統(tǒng)是實現(xiàn)側向偏離的穩(wěn)定與控制，以使無人機按照預定航跡飛行。

無人機橫側向存在兩個控制舵面：副翼和方向舵，因此橫側向控制系統(tǒng)也是通過這兩個舵面實現(xiàn)的，包含有副翼和方向舵兩個控制回路。其中，方向舵回路相對簡單，主要用于增加系統(tǒng)荷蘭滾轉運動模態(tài)穩(wěn)定性。副翼回路相對比較復雜，它以滾裝控制回路為內(nèi)回路，以航跡控制回路為外回路。在進行航向控制時，副翼通道起主要作用，方向舵起協(xié)調(diào)作用。

3.1滾裝控制回路

當無人機直線飛行時，滾轉控制回路的作用是在外干擾力矩作用下，力圖保持無人機滾轉角為零。當無人機改變航向或盤旋轉彎時，一般也要借助于滾轉控制回路，輸入給定的控制信號，使無人機滾裝，由滾轉后所產(chǎn)生的側力來改變航跡偏轉角，以達到改變無人機航向的目的。滾轉控制回路一般采用滾轉角和滾轉速率雙反饋結構，其中，滾轉角速度反饋用于增加無人機滾轉運動阻尼，改善滾轉運動動態(tài)性能。

3.2航向控制回路

航向控制回路的作用在于對無人機航向的穩(wěn)定與控制。偏航角的穩(wěn)定是通過方向舵和副翼共同操作來實現(xiàn)的。根據(jù)無人機的橫測向運動的特點，通過副翼修正航向而用方向舵消弱荷蘭滾阻尼。速度向量和無人機縱軸不重合將產(chǎn)生航向穩(wěn)定力矩使縱軸轉動，從而實現(xiàn)航向控制。

3.3荷蘭滾控制回路

荷蘭滾控制回路的作用在于增強無人機荷蘭滾運動模態(tài)穩(wěn)定性。由于現(xiàn)代無人機荷蘭滾阻尼一般較弱，所以一般采用偏航阻尼器以增大航向阻尼，即將偏航角速度反饋到方向舵以建立與偏航角成正比的恢復力矩。

3.4航跡控制回路

航跡控制回路的作用在于對無人機航跡的穩(wěn)定與控制。航跡控制回路是通過將側向偏離轉換成滾轉角指令從而控制無人機按照預定航跡飛行。

4各功能模塊方案設計

4.1無人機六自由度非線性建模

4.1.1假設條件

采用歐美坐標體制下的機體坐標系、速度坐標系、地面坐標系可以簡單的描述飛機的轉動和移動。在下面的假設條件下：

（1） 假設飛機為一個剛體，略去飛機彈性的影響，且質量是常數(shù)。

（2） 假設地球為慣性參考系，忽略地球自轉與公轉的影響。

（3） 忽略地球曲率，把地球看成平面。

（4） 假設重力加速度不隨飛行高度而變化。

（5） 假設機體坐標系中的OX軸和OZ軸處于飛機對稱平面內(nèi)，因而慣性積Ixy和Izy等于零。

本項目擬利用小擾動原理對無人機非線性模型進行配平和線性化處理，即各運動狀態(tài)量在基準運動平衡點取小量微分，將平衡點處的運動方程組按泰勒級數(shù)展開并保留一階小項，即可得到無人機橫側向小擾動線性方程組

4.2橫側向控制律設計

橫側向控制是通過副翼和方向舵進行控制，包括副翼和方向舵兩個控制回路，所以橫側向控制是一個多輸入多輸出系統(tǒng)。方向舵回路相對比較簡單，主要用來增加偏航阻尼。副翼回路則對滾轉角進行穩(wěn)定，在外力干擾的作用下，力圖保持滾轉角為零。

4.2.1 橫滾角保持與控制回路

飛機需要做大機動轉彎時，需要借助滾轉角控制系統(tǒng)，輸入給定的控制信號，使飛機傾斜產(chǎn)生傾力來改變航向。滾動通道保持無人機的滾動姿態(tài)穩(wěn)定，由升降副翼舵機系統(tǒng)實現(xiàn)。

4.2.2 航向保持與控制回路

當以目標點位置導向為主時，航向保持功能的實現(xiàn)主要是基于GPS的導航信息，包括空間位置信息和飛機的速度矢量信息。在增加航向控制內(nèi)回路的阻尼控制，增強對短周期外界擾動的抵抗能力的基礎上，按照飛機的GPS當前點坐標和飛行目標點的坐標，計算出飛機正確航向，通過與飛機的速度矢量方向的比較，經(jīng)過控制計算得出控制量。。

4.2.3協(xié)調(diào)轉彎控制回路

協(xié)調(diào)轉彎，即在固定高度下，實現(xiàn)水平面上的連續(xù)轉彎而不發(fā)生側滑。協(xié)調(diào)轉彎的執(zhí)行機構為副翼或者方向舵，具體實現(xiàn)方式包括恒定轉彎速率和恒定傾斜角的轉彎控制兩種。其中恒定傾斜角轉彎會形成下螺旋運動，為使垂直方向上受力平衡，需設置油門或俯仰角補償回路。簡化分析，該模態(tài)類似于航向控制回路附加俯仰角控制回路的共同作用效果。

5基于Simulink控制率設計及仿真驗證

使用simulink進行飛控模塊化設計，以下為無人機橫側向設計控制律，利用simulink模塊設計可以方便整定控制器參數(shù)，同時也可進行數(shù)字化仿真。

6 結束語

本文主要對小型無人機典型的飛行狀態(tài)進行研究，建立了無人機非線性六自由度模型，并采用了Simulink進行了模塊化設計， 方便無人機橫側向控制律參數(shù)整定。通過數(shù)字仿真驗證了本次設計的無人機橫側向控制律具有良好的跟蹤性能，可以滿足實際工程需求。

參考文獻：

[1] 胡壽松. 最優(yōu)控制理論[M ]. 南京： 東南大學出版社， 2005.

[2]范子強. 超激動飛機的非線性飛行控制的研究[M ]. 北京：北京航空航天大學，2008.

作者簡介：

王征，男，陜西，本科，中國飛行試驗研究院，主要方向為飛行器設計，飛行控制與仿真.