基于多模态控制的飞翼无人机机动飞行控制方法与流程

本发明涉及一种飞翼无人机的控制律结构，特别涉及到无人机在进行机动飞行时的控制方案，属于控制技术领域。

背景技术：

目前，国内关于机动飞行的研究较少，且多是停留在理论研究上。与常规飞行不同，无人机在机动飞行时状态变化剧烈，且很容易进入大迎角非线性区域。面对这种情况，学者们通常采用先进控制方法来进行研究，例如动态逆、自适应等方法。先进控制方法在数值仿真时都有较好的效果，但在实际应用时都有其弊端。动态逆方法要求控制对象具有很精确的数学模型，但数值仿真的模型与实际飞行时的飞行器状态必然有很大出入，因此适用于数值仿真的动态逆方案不一定适用于真实的飞行器。自适应方法主要用来抑制飞行器自身的未建模动态和参数摄动等情况，目前只理论证实了自适应控制器的稳定性，尚未证实它的鲁棒性，因此在实际应用时飞行器是否能抵抗各种扰动还有待考证。

技术实现要素：

本发明的目的在于避免先进控制方法的弊端，提供一种能实现机动飞行、且具有实际工程应用价值的控制方案。本发明通过如下措施来达到飞翼无人机机动飞行的控制目标。

首先，对数个典型机动动作进行动力学分析，从中提取出多个机动子模态。机动子模态必须满足数量尽可能少但类型全的要求，通过不同子模态的组合，可以实现以上所有的典型机动动作，并且推广到了更多的机动动作。

然后是控制器的设计。设计时，先针对飞翼无人机特殊的结构布局特点设计增稳控制器，再对每个机动子模态分别设计鲁棒控制器。为了减少控制器的切换，每个子模态控制器均采用相同的内环，即俯仰通道与横滚通道均采用角速率作为最内环控制变量，并分别设计鲁棒伺服线性二次型调节器(rslqr)。其余控制器的设计采用传统pid控制方法。

最后，通过动力学分析时得到的机动飞行各轴间的耦合量，采用前馈解耦的方式对机动子模态进行补偿。

有益效果：相比于目前只停留在理论研究阶段的先进控制方法，本发明采用的rslqr与pid控制方法均是有实际工程应用基础的，都已经在实际无人机飞行过程中验证过了，因此更能保证飞翼无人机机动飞行时的安全。

附图说明

图1为控制框架；图2为水平s弯指令设计；图3为大坡度盘旋滚转角；图4为大坡度盘旋迎角；图5为大坡度盘旋侧滑角；图6为大坡度盘旋指示空速；图7为大坡度盘旋高度；图8为大坡度盘旋x-y轨迹；图9为筒滚机动滚转角速率；图10为筒滚机动滚转角；图11为筒滚机动迎角；图12为筒滚机动侧滑角；图13为筒滚机动指示空速；图14为筒滚机动高度；图15为俯冲机动高度；图16为俯冲机动俯仰角；图17为俯冲机动指示空速；图18为俯冲机动法向加速度；图19为筋斗机动qg指令设计；图20为筋斗机动俯仰角速率；图21为筋斗机动高度；图22为筋斗机动俯仰角；图23为筋斗机动迎角；图24为筋斗机动指示空速；图25为战斗转弯机动x-y-h三维空间图；图26为战斗转弯机动x-y轨迹图；图27为战斗转弯机动高度；图28为战斗转弯机动高度变化率；图29为战斗转弯机动滚转角；图30为战斗转弯机动俯仰角；图31为战斗转弯机动迎角；图32为战斗转弯机动侧滑角；图33为战斗转弯机动指示空速。图34为战斗转弯机动滚转角速率；图35为战斗转弯机动俯仰角速率；图36为战斗转弯机动偏航角速率；图37为平飞加减速机动指示空速；图38为平飞加减速机动轴向加速度；图39为平飞加减速机动迎角；图40为平飞加减速机动高度；图41为跃升机动高度；图42为跃升机动法向加速度；图43为跃升机动迎角；图44为跃升机动指示空速；图45为跃升机动俯仰角；图46为跃升机动俯仰角速率；图47为水平s弯机动侧向距离；图48为水平s弯机动滚转角；图49为水平s弯机动航迹角；图50为水平s弯机动迎角；图51为水平s弯机动侧滑角；图52为水平s弯机动高度；图53为水平s弯机动俯仰角速率；图54为水平s弯机动偏航角速率；图55为半滚倒转机动高度；图56为半滚倒转机动滚转角速率；图57为半滚倒转机动滚转角；图58为半滚倒转机动俯仰角速率；图59为半滚倒转机动俯仰角；图60为半滚倒转机动迎角；图61为半滚倒转机动侧滑角；图62为半滚倒转机动指示空速。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做更进一步的解释。

以下先对5个典型机动动作进行动力学分析。

1、大坡度稳定盘旋

大坡度稳定盘旋是指以较大的滚转角进行稳定盘旋的机动飞行方式。无人机稳定盘旋时，假设γ＝0，θ≈0，α≈0，β≈0，那么动力学方程可以简化为：

通过以上动力学方程，可以得到盘旋时的法向过载、半径、偏航角速率以及盘旋一周所需的时间分别为：

可见，减小飞行速度v和增加过载nz，可以减小盘旋半径r和盘旋一周的时间t2π，以提高无人机的方向机动性。

为了保持滚转过程中纵向通道的稳定，需要在滚转角增大时不断增大迎角以弥补升力损失。为了避免无人机失速，升降舵通道控制迎角；为了避免出现不同高度、不同速度情况下αg的数值不同，将高度变化率作为迎角的外环。发动机通道采用空速闭环控制。

横航向控制的主要作用是一方面保证滚转角的响应准确性，另一方面消除侧滑角，达到无侧滑机动的目的。因此，副翼通道控制滚转角，方向舵通道负责协调转弯。

当飞机作稳定盘旋时，存在恒定的偏航角速率方向竖直向上，将投影到机体轴上，可以得到机体轴上的角速率分量：

这部分角速率分量是不期望的耦合量，因此需要对角速率进行解耦，角速率变量[pqr]解耦成[psqsrs]：

2、筒滚

筒滚是无人机绕飞行速度方向滚转360°的一种机动飞行方式。经过合理的工程简化，可以得到气流坐标系下的气流角动力学方程为：

由上式可以看出，侧滑角受到重力投影gsinφcosθ/v类似于正弦波动的干扰，迎角受到重力投影gcosφcosθ/v类似于余弦波动的干扰。此外，psinα和-psinβ表示气流角在滚转过程中存在交叉现象。

筒滚机动时气流角波动严重，由此提出了以气流角为核心的控制方案。方向舵与升降舵通道分别控制侧滑角与迎角，使气流角在尽量小的范围内波动。由于滚转角变化存在奇异值，副翼通道以滚转角速率为控制变量。发动机通道保持空速闭环。

当迎角与侧滑角在小范围内波动时，psinα和-psinβ可以忽略，即可以忽略迎角与侧滑角的交叉现象。但重力投影对迎角和侧滑角的干扰必须进行补偿，采用如下的公式进行补偿：

上式中，k^ξd和k^ξ为补偿系数，f(ξ)是重力对迎角和侧滑角的干扰。

3、俯冲

俯冲是一种用势能换取动能，迅速降低高度、增加速度的机动飞行方式。通常来讲，对于俯冲机动的要求是：一方面具有较好的直线俯冲加速性，另一方面要求改出俯冲时不能有太大的高度损失。因此，结合这两点要求，可以将俯冲机动分为三部分：直线俯冲加速段，改出俯冲段，平飞段。

改出俯冲段涉及到飞行安全，故主要考虑如何减小改出俯冲段的高度损失。由牛顿第二定律知，无人机法向方程满足：

a＝g(nz-cosθ)

令改出俯冲段开始时的速度和俯仰角为v0和θ0，结束时的速度和俯仰角为vt和θt。假设发动机推力和阻力基本相等，可以得到：

假设改出过程中nz为常值，对上式进行积分可以得到：

再由能量守恒定律，可以得出改出俯冲段的高度损失δh为：

由上式可见，v0和θ0的增大均会使高度损失增加。在设计改出段时，需要结合直线俯冲段的性能，选取合适的改出速度v0和下滑角θ0。在这两者固定的情况下，在过载限制的范围内，通过增大法向过载nz来减小改出段的高度损失。

在直线俯冲段，有两种控制方式。其一是控制高度变化率，其二是控制俯仰角。为了更好地与改出段进行衔接，此处采用定俯仰角的俯冲方式。

在直线俯冲段，由于速度较大，迎角基本在0°附近波动。假设无人机以0°迎角进行俯冲，此时无人机的俯仰角θ约等于航迹倾斜角γ，动力学方程可以简化为：

由上式可知，当等于0时，无人机达到俯冲极限速度vmax。在实际飞行状态下，无人机的俯冲速度应该小于俯冲极限速度vmax，以保证无人机的飞行安全。

综上所述，升降舵通道在直线俯冲段控制俯仰角，在改出俯冲段控制法向过载。为了减小发动机通道与升降舵通道的耦合，发动机通道采用定油门控制。副翼通道保持翼平，方向舵通道消除侧滑角。

4、筋斗

筋斗机动飞行是指无人机在垂直面内做航迹近似椭圆、航向改变360°的飞行过程，是衡量飞机机动性能的指标之一。完成一个筋斗所需的时间越短，则机动性能越好。

在整个筋斗过程中，既有角运动也有质点的线运动。忽略横侧向的变量后，俯仰角与高度变化率的变化趋势可以表示为：

由上式可知，线运动的改变与速度和俯仰角有关，而角运动的改变与俯仰角速率有关。

由于筋斗过程中，俯仰角的大小时刻变化，法向过载的方向和大小也时刻变化，但俯仰角速率可以是一个定值，并且对俯仰角速率的控制可以反映出俯仰角和高度变化率的改变，因此把俯仰角速率作为升降舵通道的控制变量是适合的。

假设无人机进行机动时的总能量不变，势能增加会导致动能减少，即速度减小。为了使无人机具有足够大的能量完成机动，发动机通道采用满油门控制。

横航向控制的作用是保证无人机不偏不滚。在俯仰角穿越±90°的过程中，无人机的滚转角会产生奇异值，因此副翼通道不能采用滚转角这一变量，此处把滚转角速率作为控制变量，保持翼平。方向舵通道消除侧滑角。

为了更好地使机头方向跟踪上空速矢量方向，有必要对筋斗机动过程中空速矢量方向的变化率进行研究。假设无人机做一个完整的筋斗，筋斗半径为r；无人机质量m；重力加速度g；进入筋斗的初始速度为v0；γ为速度矢量方向与水平面内无人机前进方向之间的夹角，γ∈[-180°，+180°]。

在筋斗过程中，任意一点的向心力为：

令上式可以写为：

fn＝av²-mgcosγ

忽略阻力和推力做的功，根据能量守恒原理：

将上式带入fn的计算公式中，可以得到：

令速度矢量方向变化率为ω，则：

下面分析和的取值范围。根据气动数据库，(clα+clδe)为10^-1量级，在10^-3量级，在10^-3量级。假设无人机到达筋斗机动顶点时的速度为v1，根据能量守恒原理：

为了使v1＞0成立，则：

综上，可以得出结论：速度较大时，在10^-1量级，在10^-2量级，为主导项；速度较小时，在10^-2量级，在10^-1量级，为主导项。为了更好地使机头方向跟踪上空速矢量方向，俯仰角速率给定值qg的取值应参照空速矢量方向变化率ω的计算公式。

5、战斗转弯

战斗转弯是一种横向滚转同时纵向增加飞行高度的机动飞行行为，涉及到滚转角和高度变化率两个变量的控制。

在理想的战斗转弯过程中，通常要求高度变化率和滚转角保持为常数，因此将这两个信号分别作为升降舵通道和副翼通道的控制变量。由于机动过程中，势能增加动能减少，为了使无人机拥有充足的能量，发动机通道采用满油门控制。方向舵通道用来协调转弯，消除侧滑角带来的不利影响。

与水平面内滚转不同的地方在于，战斗转弯具有不为0的高度变化率。经过简化，无人机在水平方向和垂直方向的力平衡方程为：

偏航角速率垂直于地面。将其投影至机体轴，可以得到：

这部分角速率分量是不期望的耦合量，因此需要对角速率进行解耦，角速率变量[pqr]解耦成[psqsrs]：

由于战斗转弯中，θ与γ都不是0附近的小量，因此sinθ，cosθ，secγ都不可以忽略。

6、机动子模态集合

下面总结由以上5种机动得出的通用机动子模态集合。

7、控制策略研究

对以上的这些机动子模态进行稍微的变化及组合，就可以推广到更多机动动作，如平飞加减速、跃升、水平s弯、半滚倒转等。下表中列出了原5个典型机动动作与推广后的4个机动动作的控制策略。

8、控制器设计

为了尽可能地减少控制器的切换，所有机动子模态均采用相同的内环控制，即升降舵通道与副翼通道均以角速率为最内环，如图1所示。机动动作通过子模态的组合来完成。例如，为了完成俯冲机动，先执行俯仰角控制模态，然后切换至法向过载控制模态，最后切换至高度控制模态。

控制器设计时，先进行对象飞翼无人机的纵向、横向、航向三通道的增稳设计。然后设计俯仰角速率控制模态、滚转角速率控制模态等各机动子模态的控制器。最后，将各机动动作的解耦补偿设计与机动子模态组合，就得到了各机动动作的控制器。

下表中列出了各机动动作四个输入通道的控制器。

9、仿真验证

大坡度盘旋机动的结果如图3～图8所示。滚转角的给定值φg＝80°，滚转角能较好地跟踪上其给定值，并保持在80°。迎角在0°～8°左右，侧滑角在0°～3°左右，均在可接受的范围内。由于侧滑角增大阻力增加，指示空速有所下降。无人机的升力无法抵抗重力，高度掉高300m，机动结束后，高度又跟踪上其给定值。

筒滚机动的结果如图9～图14所示。副翼通道控制滚转角速率，pg＝60°/s；升降舵通道控制迎角，αg为平飞时的配平值。由图可见，滚转角速率能稳定地跟踪上其给定值。在机动过程中，迎角与侧滑角的波动范围都在1°以内，指示空速有所增加，高度大约掉200m。机动结束后，接入平飞控制器，为了跟踪上给定高度，无人机有拉迎角的现象，高度与指示空速逐渐跟踪上其给定值，迎角逐渐恢复至平飞时的配平值。

俯冲机动的结果如图15～图18所示。俯冲高度大约2750m。直线俯冲段的俯仰角给定值θg＝－20°，无人机能较好地稳定在其给定值。当前高度、当前俯仰角下的俯冲极限速度在直线俯冲段是实时计算的，在留有余量的情况下，选择指示空速目标值为165m/s，即一旦无人机的指示空速达到其目标值，立即结束直线俯冲段，进入改出俯冲段。在改出俯冲段，升降舵通道控制法向过载。一旦法向过载达到其目标值，立即结束机动，进入定高定速的控制模态。

筋斗机动的结果如图19～图24所示。升降舵通道控制俯仰角速率，qg的取值与真空速有关，根据第4节的公式计算得出。俯仰角速率能较好地跟踪上其给定值。由于势能增加，动能减少，在高度上升阶段指示空速明显下降。无人机需要通过拉迎角来增加向心力，因此迎角从0.6°增加到了8°，但仍在可接受的范围内。

战斗转弯机动的结果如图25～图36所示。升降舵通道控制高度变化率，副翼通道控制滚转角，φg＝60°。由图可见，高度变化率与滚转角能较好地跟踪上其给定值。由于势能增加，动能减少，指示空速明显下降。在表速下降的情况下，无人机需要通过拉迎角来增加升力，同时拉爬升角来维持高度变化率，因此迎角由0°增加到了6°，俯仰角也增加到了22°左右。机动过程中，侧滑角一直在可接受范围内。解耦后的滚转角速率、俯仰角速率与偏航角速率基本保持在0附近，达到了解耦的作用。

平飞加减速机动的结果如图37～图40所示。平飞加速时，发动机通道采用满油门；平飞减速时，发动机通道采用怠速油门。升降舵通道控制高度，机动过程中，高度的波动范围很小。迎角随指示空速的变化而变化。

跃升机动的结果如图41～图46所示。跃升高度约为550m。升降舵通道控制法向过载，azg＝5g。一旦法向过载达到其给定值，立即切出至平飞控制器。由于势能增加，动能减少，指示空速明显下降。无人机需要拉迎角来增加升力，因此迎角增大到了5°左右。同时航迹上扬，俯仰角增大到了35°左右。机动结束后，指示空速跟踪其给定值。

水平s弯机动的结果如图47～图54所示。无人机通过滚转角的改变，完整地驶出了s形轨迹，侧向距离与航迹角的变化与指令设计时的曲线相符。机动状态稳定后，迎角的波动范围在-0.5°～1.5°左右，侧滑角的波动范围在±1°左右，高度的波动范围在±5m左右，结果良好。解耦后的俯仰角速率与偏航角速率基本保持在0附近，达到了解耦的作用。

半滚倒转机动的结果如图55～图62所示。半滚阶段，副翼通道控制滚转角速率，pg＝60°/s，滚转角速率能较好地跟踪上其给定值。升降舵通道控制迎角，αg为平飞时的配平值，迎角在1°的范围内波动，效果良好。在滚转角即将达到180°时，进入倒转阶段。倒转阶段，副翼通道控制滚转角速率，pg＝0。升降舵通道控制俯仰角速率，qg＝20°/s，俯仰角速率能较好地跟踪上其给定值。无人机通过拉迎角增加向心力，迎角增大到了接近6°。整个机动过程中，侧滑角的波动范围在±1°以内，效果良好。指示空速增加，高度掉高约800m。机动结束后，高度与指示空速跟踪其给定值。

文中所出现符号的物理意义见下表。

注释表

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。