摘"要：針對對象自旋翼無人機(jī)，提出在干擾下如何實(shí)現(xiàn)解耦控制。由于對象無人機(jī)空中段飛行過程中對外界干擾十分敏感，很容易在干擾下激發(fā)高度和速度間的耦合，現(xiàn)有控制策略優(yōu)先考慮了速度控制，而犧牲了高度控制性能，所以導(dǎo)致高度控制魯棒性較差。針對此特性，提出升降速率指令內(nèi)回路控制結(jié)構(gòu)以增加系統(tǒng)對高度差的反應(yīng)能力，并且在槳盤控制通道加入高度反饋以彌補(bǔ)油門控制的不足。通過仿真測試改進(jìn)策略的解耦性能以及魯棒性，驗(yàn)證了該策略是合理且可行的。

關(guān)鍵詞：自旋翼無人機(jī)；高度速度耦合；縱向控制策略

中圖分類號：TP391.9""文獻(xiàn)標(biāo)志碼：B""文章編號：1671-5276（2024）02-0229-05

Research on Decoupling Strategy of Longitudinal Control of Autogyro UAV

WANG Zhen， HUANG Yimin， WANG Anhang

（College of Automation Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 211106，China）

Abstract：For autogyro UAV， a strategy to realize decoupling control under interference is explored. Due to the great sensitivity of UAV to external interference in its flight， the coupling between altitude and speed tends to be easily stimulated under interference. The existing control strategies prioritize speed control at the sacrifice of altitude control performance， leading to poor robustness of altitude control. This paper， therefore， proposes an internal loop control structure of speed up and down command to increase the system's response to altitude difference， and height feedback is added to the propeller control channel to make up for the shortage throttle control. The test and simulation on the decoupling performance and robustness of the improved strategy are conducted， which verifies the reasonable ness and feasiblity the strategy.

Keywords：unmanned autogyro；coupling between altitude and velocity；longitudinal control strategy

0"引言

自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)（簡稱為自旋翼）是一種以無動力旋翼為主要升力裝置的旋翼飛行器，依靠空氣來流驅(qū)動旋翼自轉(zhuǎn)提供升力［1］，其主要操縱包括槳盤縱向傾角、槳盤橫向傾角和方向舵，其外形上與直升機(jī)類似，起飛方式與固定翼飛機(jī)類似。自旋翼起飛前發(fā)動機(jī)處于怠速，此時(shí)旋翼為有動力旋翼，依靠發(fā)動機(jī)驅(qū)動旋轉(zhuǎn)；達(dá)到初始轉(zhuǎn)速后，斷開旋翼與發(fā)動機(jī)間的傳動，發(fā)動機(jī)開大油門，通過螺旋槳驅(qū)動飛行器向前滑行，飛行器加速并增加旋翼槳盤空氣流量，以此驅(qū)動旋翼自轉(zhuǎn)，提供升力，待克服重力后便可離地。由于其自轉(zhuǎn)特性，旋翼傳到機(jī)身的轉(zhuǎn)矩很小，不需要額外的轉(zhuǎn)矩平衡機(jī)構(gòu)［2］。

無人機(jī)是當(dāng)前的研究重點(diǎn)，也是研究難點(diǎn)。自旋翼的無人化面臨著建模置信度高、控制效果差等難題。隨著研究的深入，研究人員已逐步提高了自旋翼無人機(jī)的建模置信度，也越來越聚焦于建模與控制中的細(xì)節(jié)問題［3］。

自旋翼無人機(jī)由于其獨(dú)特的氣動構(gòu)型，使其在控制策略的設(shè)計(jì)與研究上，不同于傳統(tǒng)的固定翼與直升機(jī)控制方案，需要根據(jù)其控制特點(diǎn)制定合適的控制策略。本文主要針對自旋翼無人機(jī)縱向段的控制策略展開研究。

1"問題描述

1.1"研究對象及問題描述

對象自旋翼無人機(jī)氣動構(gòu)型簡單，構(gòu)成部件包括無動力旋翼、推力系統(tǒng)、機(jī)身、方向舵和起落架等，操縱舵面包括：槳盤縱向傾角、槳盤橫向傾角、方向舵和發(fā)動機(jī)油門開度。

本文研究的對象無人機(jī)為常規(guī)氣動布局，氣動構(gòu)型如圖1所示，總質(zhì)量約500kg，設(shè)計(jì)飛行速度30m/s。

自旋翼無人機(jī)縱向操縱響應(yīng)的耦合現(xiàn)象描述如下：當(dāng)槳盤縱傾角度不變時(shí)，通過油門大小改變飛行速度，導(dǎo)致槳盤平面內(nèi)進(jìn)氣量增加，旋翼升力增加使得無人機(jī)進(jìn)行爬升；當(dāng)槳盤縱向傾角保持不變時(shí)，通過槳盤縱傾角度改變飛行高度，必然會使槳盤迎面阻力增加，減小速度［4］。綜上所述，自旋翼無人機(jī)縱向操縱通道耦合嚴(yán)重，單一操縱量輸入會引起多個狀態(tài)量的變化，故在無人機(jī)巡航過程中若同時(shí)接入多個縱向狀態(tài)量的控制，則會出現(xiàn)相互耦合的現(xiàn)象，影響控制的品質(zhì)。

1.2"現(xiàn)有控制策略分析

通過上述描述可知，對象無人機(jī)的兩個縱向操縱通道可分別實(shí)現(xiàn)對高度和速度的控制，相應(yīng)也就有兩種控制方案：利用油門控制速度、槳盤縱傾角度控制高度以及利用油門控制高度、槳盤縱傾角度控制速度。油門控速、槳盤縱傾控高的方案與傳統(tǒng)的固定翼無人機(jī)控制方案類似，通過仿真發(fā)現(xiàn)，此方案難以保證速度控制品質(zhì)，相應(yīng)也就難以保證穩(wěn)定的旋翼轉(zhuǎn)速，且淺下滑段會對高度產(chǎn)生耦合影響，從而影響自旋翼類飛行器的飛行狀態(tài)，導(dǎo)致高度和速度之間的耦合影響難以消除［5］。

分析對象無人機(jī)線性模型發(fā)現(xiàn)，槳盤縱傾角度變化對速度的影響較大，速度對俯仰角變化敏感，故為了保證速度控制的精度，實(shí)驗(yàn)室現(xiàn)有方案采取了利用槳盤縱傾角度控制速度、油門控制高度的方案，保證了速度控制精度，減少了其對高度的耦合影響。但在不確定性環(huán)境干擾下，特別是垂向風(fēng)干擾，兩者的耦合會加劇，本文將在現(xiàn)有方案上進(jìn)行改進(jìn)，減輕耦合影響。

2"特性分析

2.1"操縱耦合特性分析

自旋翼無人機(jī)共4個操縱輸入量，其中油門開度和槳盤俯仰操縱屬于縱向操縱量，主要影響無人機(jī)的前飛速度、高度和升降速度等縱向狀態(tài)。分別單獨(dú)操縱油門通道和槳盤縱向通道得頻率響應(yīng)如圖2—圖5所示。

從頻域響應(yīng)來看，油門開度在低頻段對4個縱向變量有一定的增益，但普遍較槳盤縱向傾角低，油門通道較槳盤縱向通道響應(yīng)緩慢，跟蹤性能差。

雖然兩個操縱通道對自旋翼的縱向飛行狀態(tài)均會產(chǎn)生一定的影響，但是兩個操縱通道之間不會產(chǎn)生額外的耦合影響。當(dāng)油門開度變化時(shí)，槳盤縱向傾角作為自旋翼無人機(jī)的操縱量輸入，不會因?yàn)楦叨然蛘咚俣茸兓鴮?dǎo)致傾角的改變，所以兩個操縱量之間并不存在耦合，而是操縱輸入后，會同時(shí)改變飛機(jī)某個狀態(tài)，使得控制上難以解除操縱量帶來的耦合影響。

2.2"狀態(tài)耦合特性分析

分析縱向狀態(tài)變量俯仰角、升降速度及前向速度之間的頻率特性。俯仰角斜坡信號響應(yīng)曲線如圖6所示。

從頻率響應(yīng)圖中可以看出，升降速度、前飛速度、俯仰角之間均存在強(qiáng)耦合，俯仰角對升降速度和前向速度影響較大，尤其是給定俯仰角斜坡信號時(shí)，自旋翼機(jī)前向速度與升降速度之間存在特定的關(guān)系［6］。

機(jī)理分析：直接操縱槳盤俯仰傾角會改變旋翼面與機(jī)體間的夾角，進(jìn)而改變來流的入流角度。當(dāng)入流角度增大時(shí)，一方面會使旋翼升力增加，同時(shí)改變旋翼拉力在飛行速度方向的分量，使得飛行阻力增加［7］，從而減小飛行速度，另一方面，俯仰角增加會減小旋翼拉力在豎直方向上的分量，因此合適的制導(dǎo)策略可以使旋翼機(jī)在豎直方向上的分力動態(tài)穩(wěn)定，從而升降速度可以趨于穩(wěn)定，而前向速度逐漸減小。

3"油門控制策略改進(jìn)

油門控制通道原采用的是高度阻尼內(nèi)回路的結(jié)構(gòu)，利用升降速率作為微分環(huán)節(jié)來提高系統(tǒng)阻尼，本質(zhì)結(jié)構(gòu)為高度和升降速率的內(nèi)外環(huán)并聯(lián)結(jié)構(gòu)。本文調(diào)整為基于指令內(nèi)回路的高度控制方案，實(shí)質(zhì)為高度與升降速率的內(nèi)外環(huán)串聯(lián)結(jié)構(gòu)，通過控制升降速率達(dá)到穩(wěn)定高度目標(biāo)。下面將介紹其設(shè)計(jì)過程。

3.1"控制律設(shè)計(jì)

自旋翼無人機(jī)獨(dú)特的氣動構(gòu)型使得槳盤縱向傾角相對于速度和高度的影響均大大高于油門的影響［8］，而速度對于保證自旋翼無人機(jī)的穩(wěn)定性至關(guān)重要。因此不同于固定翼無人機(jī)的控制策略，自旋翼無人機(jī)采用槳盤控速、油門控高的思路來保障速度控制的優(yōu)先級。

1）控制結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

基于下沉率指令內(nèi)回路的控制律以升降速率為實(shí)際參控量，對升降速率進(jìn)行PI比例積分實(shí)現(xiàn)精確跟蹤，而升降速率指令由外環(huán)的高度差生成，其控制律表達(dá)式如下所示。

δT=δtrimT+KH·ΔH·+IH·∫ΔH·dt

H·cmd=KHΔH（1）

當(dāng)實(shí)際高度大于指令高度使得高度差變大時(shí)，此時(shí)的升降速率應(yīng)當(dāng)為負(fù)值，若實(shí)際高度低于指令高度使得高度差變小，此時(shí)的升降速率應(yīng)當(dāng)為正值，所以指令表達(dá)式中系數(shù)應(yīng)為負(fù)相關(guān)?？刂平Y(jié)構(gòu)如圖7所示。

2）控制參數(shù)設(shè)計(jì)——升降速率回路

升降速率控制回路結(jié)構(gòu)比較簡單，是PI控制器串聯(lián)結(jié)構(gòu)，在整個控制參數(shù)設(shè)計(jì)過程中應(yīng)當(dāng)優(yōu)先進(jìn)行。此時(shí)外環(huán)路斷開，控制律表達(dá)式僅包括

δT=δtrimT+KH·ΔH·+IH·∫ΔH·dt（2）

根據(jù)上述表達(dá)式，需提取油門通道至升降速率的傳遞函數(shù)，通過動量法得到的線性模型可以獲得其傳遞函數(shù)，其對應(yīng)的根軌跡以及伯德圖如圖8所示。

通過根軌跡調(diào)節(jié)得到對應(yīng)的控制系數(shù)KH·=7，IH·=0.2。此控制系數(shù)下的油門至升降速率通道的階躍響應(yīng)曲線如圖9所示。

經(jīng)過PI控制調(diào)節(jié)后，系統(tǒng)的階躍響應(yīng)整體較好，一方面動態(tài)性能較好，響應(yīng)較為迅速，另一方面系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差幾乎為0，大大減小了系統(tǒng)誤差。

3）控制參數(shù)設(shè)計(jì)——高度回路

高度回路參數(shù)簡單，可直接通過工程經(jīng)驗(yàn)法進(jìn)行整定，在不同的KH下進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)，效果如圖10所示。

通過圖10中飛行仿真曲線可以看出，高度外環(huán)參數(shù)選擇0.4相對比較合適，過大會導(dǎo)致高度產(chǎn)生額外的振蕩，過小則會使得動態(tài)響應(yīng)變差，對高度差變化不夠敏感。

3.2"控制效果驗(yàn)證

為了驗(yàn)證控制律改進(jìn)的效果，本節(jié)主要從垂向風(fēng)干擾不確定性角度展開測試，分析指令內(nèi)回路控制結(jié)構(gòu)的魯棒性以及不足。與原控制相比，飛行曲線如圖11、圖12所示。

通過垂向風(fēng)的測試發(fā)現(xiàn)，利用油門通道控制升降速度來穩(wěn)定高度的控制策略，解決了在垂向風(fēng)帶來較大高度差后難以收斂的問題。在垂向風(fēng)撤去后，高度能夠迅速收斂，比原控制收斂時(shí)間減小了至少40s；但與此同時(shí)，高度收斂過程中，兩者的耦合效應(yīng)有所加劇，具體表現(xiàn)為同一時(shí)間下速度出現(xiàn)了約2～4m/s的波動，并且高度收斂至平飛高度附近時(shí)，同樣出現(xiàn)了一定的波動。

4"槳盤控制策略改進(jìn)

利用槳盤縱傾控制前飛速度表現(xiàn)出了較好的魯棒性，速度控制能夠適應(yīng)較為復(fù)雜的飛行環(huán)境。這說明槳盤縱傾通道的控制能力相對較強(qiáng)，鑒于槳盤控制的優(yōu)越性，本節(jié)的思路則是通過將狀態(tài)量反饋到槳盤通道，來協(xié)調(diào)平飛過程中出現(xiàn)的耦合影響。

1）狀態(tài)反饋量確定

若要采用在槳盤通道加入反饋的改進(jìn)策略，首先需要解決反饋何種狀態(tài)量。通過此種方案目的是解決高度與速度間的耦合，理論上應(yīng)當(dāng)反饋高度，而升降速率也是導(dǎo)致高度變化的原因，故應(yīng)當(dāng)存在兩種反饋方案，一種是反饋高度變化，另一種是反饋下沉率變化。槳盤通道輸入下高度和升降速率的伯德圖對比如圖13所示。

通過圖13曲線可以看出，低頻段槳盤通道到高度幅值曲線處于較高的水平，說明槳盤通道對高度與升降速率相比穩(wěn)態(tài)誤差較小，動態(tài)響應(yīng)的跟蹤精度較高；中頻段兩者差異不大；高頻段中，槳盤縱傾在高度的幅頻曲線中處于較低的水平，說明槳盤縱傾協(xié)調(diào)高度能夠有較好的抗干擾能力。

綜上所述，反饋高度差至槳盤控制通道理論上應(yīng)當(dāng)比反饋升降速率有更好的效果，下面將按照此思路對槳盤控制策略進(jìn)行調(diào)整。

2）控制律及其參數(shù)設(shè)計(jì)

將高度差反饋至槳盤縱傾通道，通過槳盤縱傾來彌補(bǔ)油門控制通道的不足，協(xié)助實(shí)現(xiàn)高度的穩(wěn)定，減少其與速度的耦合。加入高度差反饋后的槳盤通道控制律表達(dá)式如下。

δe=Ke（－c）+Kωzeωz+δtrime

c=trim+KIV∫ΔVdt+KVΔV+KHΔH（3）

式中KHΔH是加入的高度差反饋項(xiàng)，通過槳盤縱傾調(diào)整俯仰角以實(shí)現(xiàn)無人機(jī)對高度差的反應(yīng)?？刂平Y(jié)構(gòu)如圖14所示。

此控制方案中，只有一個參數(shù)：反饋系數(shù)。由于參數(shù)單一，較為簡單，沒有必要按照控制律設(shè)計(jì)流程重新設(shè)計(jì)，且方案改進(jìn)的目標(biāo)是解決在飛行過程中外界環(huán)境干擾下的耦合影響，針對性和目的性很強(qiáng)，故可直接用工程經(jīng)驗(yàn)法進(jìn)行參數(shù)整定。

工程經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)主要是通過半物理仿真實(shí)驗(yàn)，通過模擬實(shí)際飛行狀況，找出合適的控制系數(shù)。該種方案操作簡單且真實(shí)反映飛行過程的動態(tài)特征，更加符合實(shí)際應(yīng)用需求。對象無人機(jī)控制的主要難點(diǎn)在于風(fēng)干擾下難以抑制耦合，所以在使用工程經(jīng)驗(yàn)法進(jìn)行參數(shù)整定時(shí)，本文創(chuàng)新性地提出了基于風(fēng)干擾下的參數(shù)整定方法，加入對象無人機(jī)較為敏感且難以抵御的外界干擾：垂向風(fēng)。通過仿真得到的反饋系數(shù)為0.4。

5"仿真驗(yàn)證

通過對象無人機(jī)的非線性6自由度動力學(xué)模型進(jìn)行綜合仿真驗(yàn)證，針對對象無人機(jī)對外界風(fēng)干擾敏感的特性展開驗(yàn)證測試，主要是風(fēng)干擾，同時(shí)在實(shí)際飛行過程中，還伴隨著燃料消耗帶來的質(zhì)量質(zhì)心偏差，可以在仿真中用修改質(zhì)量質(zhì)心數(shù)據(jù)來模擬，垂向風(fēng)干擾下高度、速度仿真曲線如圖15所示。

圖15中實(shí)線為改進(jìn)后的縱向控制策略仿真效果，虛線為原控制策略仿真效果?？梢钥闯?，通過控制策略的改進(jìn)，對象無人機(jī)在出現(xiàn)風(fēng)干擾時(shí)，高度和前飛速度的波動情況明顯好轉(zhuǎn)。動態(tài)響應(yīng)中垂向風(fēng)干擾時(shí)間段中最大高度差明顯較少，高度收斂時(shí)間大大縮短，速度波動整體相對較小，受高度的耦合影響較小。穩(wěn)態(tài)響應(yīng)中高度和速度基本都不存在靜差，兩者皆很穩(wěn)定。說明控制策略改進(jìn)效果明顯，能夠大大減少干擾下的耦合影響。

為了進(jìn)一步驗(yàn)證控制策略改進(jìn)后的解耦效果，加入質(zhì)量、質(zhì)心偏差，得到的仿真結(jié)果見表1所示。

上述仿真數(shù)據(jù)表明，縱向控制策略的改進(jìn)，一方面對垂向風(fēng)干擾下產(chǎn)生的耦合有明顯的抑制，與原控制相比性能提升明顯，另一方面在質(zhì)量、質(zhì)心偏差的干擾下，表現(xiàn)良好，表明了當(dāng)前縱向解耦控制策略的合理性以及可行性。

6nbsp;結(jié)語

空中巡航段是衡量無人機(jī)飛行性能的重要階段，同時(shí)也是為后續(xù)著陸段做準(zhǔn)備的階段，對自旋翼空中段解耦控制的設(shè)計(jì)顯得至關(guān)重要，因此本文的縱向解耦控制策略起到了承前啟后的作用。

本文根據(jù)對象無人機(jī)的耦合特性，針對其在外界干擾下的飛行性能，尤其是風(fēng)干擾，提出了對兩個縱向控制通道的改進(jìn)策略，通過油門控制升降速率的指令內(nèi)回路結(jié)構(gòu)，增加了對象自旋翼機(jī)對高度差的敏感度，提高了其抗風(fēng)性能，并根據(jù)其槳盤縱傾通道控制靈敏性，將高度差反饋到該控制通道上，進(jìn)一步減少了干擾對高度和速度產(chǎn)生的耦合影響

最后，通過搭建6自由度模型、非線性仿真實(shí)驗(yàn)進(jìn)行風(fēng)干擾、質(zhì)量質(zhì)心等干擾測試，仿真結(jié)果驗(yàn)證了當(dāng)前解耦策略具有一定的魯棒性，提高了無人機(jī)空中段的飛行性能。

在實(shí)際的應(yīng)用中，需要具體分析自旋翼機(jī)的敏感特性，找出耦合較為嚴(yán)重或者干擾下易發(fā)散的狀態(tài)，將其作為反饋量反饋到操縱通道，并對比不同控制結(jié)構(gòu)的效果，從而設(shè)計(jì)合適的解耦策略。

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收稿日期：20221014