1 引言

目前,隨著國民經(jīng)濟的迅速發(fā)展,微型無人直升機在越來越多的領域得到應用,例如在消防、電力線纜巡檢、反恐、救災等場合都已經(jīng)出現(xiàn)了微型無人直升機的身影[1]。但是微型無人直升機具有不穩(wěn)定、強耦合、不確定、易進入渦環(huán)狀態(tài)、操縱功效和抗風能力差的特點,這就導致無人直升機控制難度大,并對飛行控制系統(tǒng)的各種性能均提出嚴峻考驗。另外,隨著進一步的戰(zhàn)事和民用的需求,未來的無人直升機將在極為惡劣的環(huán)境下完成復雜的戰(zhàn)術和戰(zhàn)略使命,并且還需要能夠實現(xiàn)精確的自動著陸以及故障狀態(tài)下的容錯、自修復控制等,這些都對無人直升機的飛行控制系統(tǒng)提出了極為苛刻的要求。采用傳統(tǒng)基于PID的單回路控制器設計方法顯然已無法滿足高性能無人直升機控制系統(tǒng)的設計要求,因此,進一步加強對無人直升機的先進飛行控制理論和方法的研究,對促進我國無人直升機先進飛行控制技術發(fā)展具有重要理論和現(xiàn)實意義。

本論文旨在對面向無人直升機的先進自主飛行控制算法進行研究,為自動飛行控制器的后續(xù)設計工作提供指導。基于上述現(xiàn)實原因,本論文的研究內容不僅具有顯著的理論和現(xiàn)實意義而且是一個前沿的研究領域[2]。

2 無人直升機動力學模型

2.1 操縱力學結構

2.2 動力學模型

將(1)(2)所描述的參數(shù)關系分別帶入到直升機受力分析模型[3]之中,并忽略所有的二階小量,即進行線性化后可以得到下列結果:

綜合式(3)(4)可以得到直升機定常直線飛行時的9階小擾動線化運動方程的標稱狀態(tài)空間表達式:

3 基于狀態(tài)反饋的極點配置解耦

3.1 狀態(tài)反饋解耦控制算法

3.2 期望回路形狀

根據(jù)ADS—33E—PRF標準,以LEVEL1為設計目標,可以選擇四個通道上期望回路形狀為[5]:

4 基于LMI的H∞魯棒控制器設計

無人直升機具有強烈的靜不穩(wěn)、強耦合、不確定性特點。采用極點配置方法解決了4通道之間的耦合問題。但是,無人直升機受擾之后模型參數(shù)攝動非常明顯,該問題可以采用H∞魯棒控制器給予解決。無人直升機姿態(tài)控制器實質上是一個具有良好跟蹤性能的四輸入——四輸出控制器[6,7,8]。原理示意框圖如圖3所示:

其中,

為權重函數(shù);為H∞控制器。

4.1 權重函數(shù)選取

5 仿真實驗結果及性能評估

圖7表明動態(tài)性能和解耦效果很好,當總距通道和偏航通道存在操縱輸入時,本通道的調節(jié)時間很短(0.8s左右)、超調很小(11%左右)并且?guī)缀醪淮嬖谕ǖ礼詈稀D7表明在被控對象參數(shù)攝動時,設計的魯棒控制器仍然可以完成控制任務,效果與攝動之前沒有明顯惡化,并且存在攝動的通道對其它通道的影響不大。

6 結束語

本文首先比較詳細地介紹了小型無人直升機完備的空氣動力學模型建立過程;然后運用狀態(tài)反饋進行極點配置,把無人直升機解耦成四個相互獨立的通道;最后運用回路成形理論設計了H∞魯棒控制器,解決了無人直升機模型參數(shù)攝動范圍大的問題。論文還對所設計的控制器進行了仿真驗證,結果表明控制效果達到了ADS—33E—PRF標準LEVEL1的要求。本文為設計基于先進算法的無人直升機自動駕駛儀進行了理論方面的探討,為控制器后續(xù)工程實現(xiàn)、半實物仿真和試飛驗證奠定基礎。