一种无人机中立位置自动调整的飞行控制方法

1.一种无人机中立位置自动调整的飞行控制方法，其特征在于：无人机在飞行过程中，根据无人机当前飞行状态与海拔高度实时计算出各个舵面中立位置的理论计算值；
根据飞行状态与控制指令的偏差，采用偏差修正算法，生成无人机各舵面中立位置修正项，实时修正舵面中立位置的理论计算值与实际值的偏差，步骤如下：
(1)计算目标姿态角
根据目标指令与实际指令的偏差，通过比例、微分、积分运算，分别得到目标俯仰角与目标滚转角：
目标俯仰角，由目标高度与实际高度的偏差，经PID控制器给出；
目标滚转角，由目标航向与实际航向的偏差，经PID控制器给出；
(2)计算目标舵面偏量
根据目标姿态角与实际姿态角的偏差，通过比例、微分、积分运算，得到升降舵、副翼以及油门的目标舵面偏量：
升降舵的目标舵面偏量，由目标俯仰角与实际俯仰角的偏差，经PID控制器给出；
副翼的目标舵面偏量，由目标滚转角与实际滚转角的偏差，经PID控制器给出；
油门的目标舵面偏量，由目标速度与实际速度的偏差，经PID控制器给出；
(3)计算各舵面中立位置修正项，修正舵面中立位置的理论计算值与实际值的偏差；
对步骤(2)中得到的升降舵、副翼以及油门的目标舵面偏量分别进行积分平均，且各自积分平均的时间应不小于相应控制通道动态响应周期的2倍，得到的平均值用作相应舵面中立位置修正项；最终得到的目标舵面控制量为舵面中立位置的理论计算值、目标舵面偏量以及舵面中立位置修正项之和。
2.根据权利要求1所述的无人机中立位置自动调整的飞行控制方法，其特征在于：无人机在飞行过程中，根据无人机当前飞行状态与海拔高度实时计算出各个舵面中立位置的理论计算值，其步骤如下：
S1：根据标准大气数据参数表和当前的飞行状态以及海拔高度，根据升力公式，计算升力系数；
S2：根据升力系数、升力线斜率与零升迎角得出平飞迎角；
S3：根据平飞迎角、目标航迹得出俯仰角中立位置；
S4：根据平飞迎角、静稳定系数、升降舵操纵增益，通过力矩平衡得出升降舵中立位置；
S5：根据当前的飞行速度、海拔高度，通过推阻平衡得出平飞阻力与平飞需用推力；
S6：根据平飞需用推力与动力系统相应参数得出油门中立位置；
S7：根据当前目标航线的侧向风的分量，无人机侧面积以及无人机质量，通过侧力平衡得出滚转角中立位置。
3.根据权利要求1所述的无人机中立位置自动调整的飞行控制方法，其特征在于：步骤(3)中，采用滑动窗口积分，各舵面中立位置修正项采用下式计算：
其中，T为窗口长度，t为当前时间，τ为积分时间，δ为目标舵面偏量。

一种无人机中立位置自动调整的飞行控制方法\n技术领域：\n[0001] 本发明涉及无人机飞行控制技术领域，尤其是基于中立位置的经典飞行控制技术。\n背景技术：\n[0002] 无人机各项性能(包括起飞着陆性能、作业飞行性能、飞行安全可靠性能、系统的自动化性和可维护性等)的优劣在很大程度上都取决于其飞控系统的设计。飞行控制系统虽然已经历了从A/P、SAS、CAS到FBW的巨大变化和发展，但PID经典控制技术却始终在无人机上应用最为广泛。不仅因为其拥有根轨迹、Bode图、Nyquist图等这些设计工具，使设计者能够看得见系统动态是如何被修正的，并且用于评价和鉴定飞行控制系统性能和飞机飞行品质的准则和判据也都是建立在经典控制理论的概念之上的。\n[0003] PID经典控制系统是建立在飞行器某一中立位置附近的模型上的，并通过系统偏离平衡位置的偏差进行控制。但在实际飞行过程当中，由于内部结构或外部环境的变化，飞行器的中立位置自身可能发生变化，并且这种变化并不容易被检测与度量，因而在计算状态偏差时会带来误差。\n发明内容\n[0004] PID经典控制系统是基于系统某一中立位置建立的，并利用状态偏差的积分来消除稳态误差。当系统中立位置发生变化时，如果积分系数较小，积分作用要通过系统稳定在新的中立位置较长时间后才能发挥作用，稳定过程很慢；如果积分系数较大，则控制系统的迟滞作用明显，不仅降低了控制系统的动态性能，而且带来了安全隐患。\n[0005] 针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种无人机中立位置自动调整的飞行控制方法。其是在PID经典控制系统上的基础上进行改进。在飞行过程中实时算出相应的中立位置，并且在此基础上增加基于姿态响应的舵面中立位置修正项，从而大大提高了PID经典控制系统对中立位置变化的适应能力。\n[0006] 本发明的技术方案是：\n[0007] 一种无人机中立位置自动调整的飞行控制方法，其特征在于：无人机在飞行过程中，根据无人机当前飞行状态(速度、重量)与海拔高度实时计算出各个舵面中立位置的理论计算值；同时根据飞行状态与控制指令的偏差，计算目标舵面偏量，然后采用偏差修正算法，生成无人机各舵面中立位置修正项，实时修正各舵面中立位置的理论计算值与实际值的偏差。\n[0008] 无人机在飞行过程中，根据无人机当前飞行状态与海拔高度，采用数据插值或气动公式估算的方法实时计算出各个舵面中立位置的理论计算值，下面分别两种方法的具体步骤。\n[0009] 第一种方法：在无人机飞行控制系统中存储有标准的大气数据参数表以及无人机气动参数表。上述参数表是以理论计算、风洞试验测定、飞行试验测定等常规现有技术，得出无人机在一系列状态与环境下的气动参数，形成相应的数据表，并存贮在无人机飞行控制系统中。基于此，采用数据插值方法实时计算出各个舵面中立位置的理论计算值，步骤如下：\n[0010] (1)根据各中立位置和与之相关的无人机对应状态参数与外界环境参数(包括空气密度、侧风大小)，确定中立位置数据表，即设某一中立位置可用函数表示为[0011] p＝f(ξ1,ξ2,…,ξn)\n[0012] 其中，{ξi}为影响某中立位置p的参数集合。\n[0013] 这里，各中立位置分别为俯仰角中立位置、滚转角中立位置、升降舵中立位置、油门中立位置。对于俯仰角中立位置、升降舵中立位置和油门中立位置，与这三个中立位置相关的无人机状态参数包括飞行速度、飞行高度、无人机质量等；对于滚转角中立位置，与之相关的无人机状态参数是目标航线的侧向风的分量，以及飞行高度、无人机质量等。\n[0014] 则在飞行包线内，以理论计算、风洞试验测定、飞行试验测定等常规现有技术，可得出无人机在一系列状态与环境下的中立位置，形成相应的数据表，即\n[0015] pk1,k2,…,kn＝f(ξ1,k1,ξ2,k2,…,ξn,kn)\n[0016] 其中，pki为对某中立位置p的离散数列，ξi,ki为对影响参数ξi的离散数列。\n[0017] (2)根据该中立位置对应的当前状态参数与环境参数(ξ1,ξ2,…,ξn)，判定每一个参数所处的数据表对应区间，即\n[0018] ξ1∈[ξ1,a1,ξ1,b1]\n[0019] ξ2∈[ξ2,a2,ξ2,b2]\n[0020]\n[0021] ξn∈[ξn,an,ξn,bn]\n[0022] (3)根据区间节点上的数据，通过插值的方式求出中立位置，即\n[0023]\n[0024] 其中，\n[0025]\n[0026] 第二种方法：在无人机飞行控制系统中存储有标准的大气数据参数表以及无人机气动参数表。上述参数表是以理论计算、风洞试验测定或飞行试验测定方式，得出无人机在一系列状态与环境下的气动参数，形成相应的数据表，并存贮在无人机飞行控制系统中。基于此，采用气动公式估算的方法实时计算出各个舵面中立位置的理论计算值，步骤如下：\n[0027] (1)根据当前的飞行速度、海拔高度、无人机质量，通过升重平衡得出升力系数。\n[0028]\n[0029] 其中ρ为大气密度，Sw为机翼面积，m为飞行器质量，g为重力加速度，以上参数均已知，以大气数据参数表或无人机气动参数表的形式存储在无人机飞行控制系统中。\n[0030] (2)根据升力系数、升力线斜率与零升迎角得出平飞迎角。\n[0031]\n[0032] 其中，CL为平飞升力系数，CL0为零迎角升力系数，CLα为升力线斜率，以上参数均已知，以大气数据参数表或无人机气动参数表的形式存储在无人机飞行控制系统中。\n[0033] (3)根据平飞迎角、目标航迹可以得出俯仰角中立位置。\n[0034] θ＝α+γ\n[0035] 其中，α为平飞迎角，γ为目标航迹倾角。\n[0036] (4)根据平飞迎角、静稳定系数、升降舵操纵增益，通过力矩平衡可以得出升降舵中立位置。\n[0037]\n[0038] 其中，Cm0为零迎角俯仰力矩系数，Cmα为俯仰静稳定裕度，Cmde为俯仰操纵增益，以上参数均已知，以大气数据参数表或无人机气动参数表的形式存储在无人机飞行控制系统中。\n[0039] (5)根据当前的飞行速度、海拔高度，通过推阻平衡可以得出平飞阻力与平飞需用推力。\n[0040]\n[0041] 其中，T1为平飞需用推力，D为平飞阻力，ρ为大气密度，V为飞行速度，Sw为机翼面积，CD为阻力系数，CL为平飞升力系数，A为升阻计算系数，以上参数均已知，以大气数据参数表或无人机气动参数表的形式存储在无人机飞行控制系统中。\n[0042] (6)根据平飞需用推力与动力系统相应参数得出油门中立位置。\n[0043] T1＝Kp1ω2-Kp2ωV\n[0044]\n[0045]\n[0046] 其中ω为螺旋桨转速，Ueff为需用电压，二者为待计算的中间变量；Kp1,Kp2为由螺旋桨正值参数，R为电枢回路总内阻，Kv为电势系数，KT为电动机的扭矩常数，KQ为负载系数，λ为电机参数，Um为电机额定电压，δT为油门控制量，以上动力系统参数已知，是由动力系统厂家给出或试验测得。\n[0047] (7)根据当前目标航线的侧向风的分量，无人机侧面积以及无人机质量，通过侧力平衡得出滚转角中立位置。\n[0048]\n[0049] 其中Δpl为无人机两侧压力差，与垂直于航线的风的分量正相关，Sl为无人机侧面积，以上参数均已知，以大气数据参数表或无人机气动参数表的形式存储在无人机飞行控制系统中。\n[0050] 本发明中，根据飞行状态与控制指令的偏差，采用偏差修正算法，生成无人机各舵面中立位置修正项，实时修正舵面中立位置理论计算值与实际值的偏差，其方法为：\n[0051] (1)计算目标姿态角\n[0052] 由经典PID控制技术，根据目标指令与实际指令的偏差，通过比例、微分、积分运算，分别得到目标俯仰角与目标滚转角。\n[0053] 其中目标俯仰角，由目标高度与实际高度的偏差，经PID控制器给出；\n[0054] 目标滚转角，由目标航向与实际航向的偏差，经PID控制器给出；\n[0055] 目标高度与目标航向，由具体的飞行任务航线给出；实际的高度、航向，由机载传感器测量得到。\n[0056] (2)计算目标舵面偏量\n[0057] 由经典PID控制技术，根据目标姿态角与实际姿态角的偏差，通过比例、微分、积分运算，得到升降舵、副翼、油门等目标舵面偏量δ。\n[0058] 其中升降舵的目标舵面偏量，由目标俯仰角与实际俯仰角的偏差，经PID控制器给出；\n[0059] 副翼的目标舵面偏量，由目标滚转角与实际滚转角的偏差，经PID控制器给出；\n[0060] 油门的目标控制量，由目标速度与实际速度的偏差，经PID控制器给出；\n[0061] 目标俯仰角、目标滚转角由上一步计算得出，目标速度由当时无人机执行任务情况人为指定，实际俯仰角、实际滚转角以及实际速度可由机载传感器实时测出。\n[0062] (3)计算舵面中立位置修正项\n[0063] 对各个目标舵面偏量即升降舵、副翼、油门的目标舵面偏量进行积分平均，且各自积分平均的时间应不小于相应控制通道动态响应周期的2倍，该平均值用作相应舵面中立位置修正项。这里，控制通道，是指滚转、俯仰、偏航三个姿态对应的控制回路；动态响应周期，是指飞行器在平衡位置受到扰动以后，进行的模态运动的振荡周期。\n[0064] 积分应考虑饱和处理，在此以滑动窗口积分为例，舵面中立位置修正项等于[0065]\n[0066] 其中，T为窗口长度，t为当前时间，τ为积分时间，δ为目标舵面偏量。\n[0067] 经过本发明一种无人机中立位置自动调整的飞行控制方法，最终得到的实际目标舵面控制量为舵面中立位置、目标舵面偏量、舵面中立位置修正项之和。\n[0068] 本发明的有益效果：\n[0069] 通过自动计算无人机中立位置并在控制中作相应调整，实现适应大包线范围的无人机自主飞行控制，提高自主飞行控制系统对中立位置初始偏差的适应性，提高飞行安全性；通过自动进行中立位置修正，提高无人机抗风自主安全飞行的能力，提高无人机对复杂环境的适应能力，提高自主飞行控制系统控制响应精度。\n附图说明：\n[0070] 图1为本发明无人机基于中立位置自动调整的飞行控制方法的流程图；\n[0071] 图2为采用气动公式估算的方法实时计算出各个舵面中立位置的理论计算值的流程图。\n具体实施方式：\n[0072] 下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的说明。\n[0073] 图1为无人机基于中立位置自动调整的飞行控制方法的流程图。如图1所示，无人机在飞行过程中，根据无人机质量、飞行高度、飞行速度等当前飞行状态与大气环境，采用气动公式估算或数据插值的方法，计算各舵面中立位置的理论计算值；用姿态目标值、姿态实际值作为经典PID控制系统的输入，得到目标舵面偏量；将目标舵面偏量的积分平均作为舵面中立位置修正项，实际目标舵面控制量为舵面中立位置、目标舵面偏量、舵面中立位置修正项之和。该算法大大提高了控制系统对飞行环境变化的适应能力。\n[0074] 对于计算各舵面中立位置的理论计算值，一般采用数据插值方法或者气动公式估算的方法。图2为采用气动公式估算的方法实时计算出各个舵面中立位置的理论计算值的流程图。如图2所示，步骤如下：\n[0075] (1)根据当前的飞行速度、飞行高度、无人机质量，通过升重平衡得出平飞升力系数。\n[0076]\n[0077] 其中ρ为大气密度，Sw为机翼面积，m为飞行器质量，g为重力加速度。\n[0078] (2)根据升力系数、升力线斜率与零升迎角得出平飞迎角。\n[0079]\n[0080] 其中，CL为平飞升力系数，CL0为零迎角升力系数，CLα为升力线斜率。\n[0081] (3)根据平飞迎角、目标航迹可以得出俯仰角中立位置。\n[0082] θ＝α+γ\n[0083] 其中，α为平飞迎角，γ为目标航迹倾角。\n[0084] (4)根据平飞迎角、静稳定系数、升降舵操纵增益，通过力矩平衡可以得出升降舵中立位置。\n[0085]\n[0086] 其中，Cm0为零迎角俯仰力矩系数，Cmα为俯仰静稳定裕度，Cmde为俯仰操纵增益。\n[0087] (5)根据当前的飞行速度、高度、质量、平飞迎角，通过推阻平衡可以得出平飞阻力与平飞需用推力。\n[0088]\n[0089] 其中，T1为平飞需用推力，D为平飞阻力，ρ为大气密度，Sw为机翼面积，CD为阻力系数，CL为平飞升力系数，A为升阻计算系数。\n[0090] (6)根据平飞需用推力与动力系统相应参数得出油门中立位置。\n[0091] T1＝Kp1ω2-Kp2ωV\n[0092]\n[0093]\n[0094] 其中ω为螺旋桨转速，Ueff为需用电压，二者为待计算的中间变量；Kp1,Kp2为由螺旋桨正值参数，R为电枢回路总内阻，Kv为电势系数，KT为电动机的扭矩常数，KQ为负载系数，λ为电机参数，Um为电机额定电压，δT为油门控制量，以上动力系统参数已知，是由动力系统厂家给出或试验测得。\n[0095] (7)根据当前目标航线的侧向风的分量，无人机质量等，通过侧力平衡得出滚转角中立位置。\n[0096]\n[0097] 其中Δpl为无人机两侧压力差，与垂直于航线的风的分量正相关，Sl为无人机侧面积。\n[0098] 如图1所示，采用偏差修正算法，基于控制偏差的舵面中立位置修正项计算方法为：\n[0099] (1)计算目标姿态角\n[0100] 由经典PID控制技术，根据目标指令与实际指令的偏差，通过比例、微分、积分运算，分别得到目标俯仰角与目标滚转角。其中目标俯仰角，由目标高度与实际高度的偏差，经PID控制器给出；目标滚转角，由目标航向与实际航向的偏差，经PID控制器给出；目标高度与目标航向，由具体的飞行任务航线给出；实际的高度、航向，由机载传感器测量得到。\n[0101] (2)计算目标舵面偏量\n[0102] 由经典PID控制技术，根据步骤(1)得到的目标姿态角与实际姿态角的偏差，通过比例、微分、积分运算，得到各目标舵面偏量δ。\n[0103] 其中升降舵目标舵面偏量，由目标俯仰角与实际俯仰角的偏差，经PID控制器给出；副翼目标舵面偏量，由目标滚转角与实际滚转角的偏差，经PID控制器给出；油门目标舵面偏量，由目标空速与实际空速的偏差，经PID控制器给出，目标速度由当时无人机执行任务情况人为指定；实际俯仰角、滚转角、速度可由机载传感器实时测出。\n[0104] (3)对步骤(2)中得到的各个目标舵面偏量分别进行积分平均，且各自积分平均的时间应不小于对应控制通道动态响应周期的2倍，得到的各平均值可用作相应舵面中立位置修正项。\n[0105] 具体地，对升降舵目标舵面偏量进行积分平均，且其积分平均的时间应不小于俯仰控制通道动态响应周期的2倍，积分平均得到的平均值用作升降舵中立位置修正项，在俯仰控制通道得到的目标舵面控制量为升降舵中立位置的理论计算值、升降舵目标舵面偏量以及升降舵中立位置修正项之和。\n[0106] 同理，对副翼目标舵面偏量进行积分平均，且其积分平均的时间应不小于滚转控制通道动态响应周期的2倍，积分平均得到的平均值用作副翼中立位置修正项，在滚转控制通道得到的目标舵面控制量为副翼中立位置的理论计算值、副翼目标舵面偏量以及副翼中立位置修正项之和(副翼中立位置的理论计算值为零)。\n[0107] 对油门目标舵面偏量进行积分平均，积分平均得到的平均值用作油门中立位置修正项，得到的相应目标控制量为油门中立位置的理论计算值、油门目标控制量以及油门中立位置修正项之和。\n[0108] 另外，积分应考虑饱和处理，在此以滑动窗口积分为例，舵面中立位置修正项等于[0109]\n[0110] 其中，T为窗口长度，t为当前时间，τ为积分时间，δ为目标舵面偏量。\n[0111] 滑动窗口是处理积分饱和的一种方式，还有衰减因子等方式。\n[0112] 以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。