小型無人機地面目標飛行控制研究

為了接收目標信息，通常需要探測衛星和跟蹤衛星。然而，大型探測衛星只能掃描特定區域，大的跟蹤衛星只能在目標以外移動，對移動目標和隱藏地面目標的跟蹤和檢測非常差。具有遠距離滑動特性的小型無人機可以在高起飛機的情況下通過無動態滑動進入目標區域，從而打破了小型無人機在動態和飛行距離上的限制。大型無人偵察機的機載圖像探測系統大多數采用兩軸雙框架結構,裝在機腹,結構復雜,體積大,質量重.故采用了一種單軸光電探測系統,該系統裝在機身左側下方,單軸轉動自由度同機體橫滾自由度重合,同時配合無人機的航向控制,使光軸始終對準鎖定目標,進行持續的盤旋探測.此單軸結構方案極大減輕了光電探測載荷重量,同時對精確的姿態控制提出了更高的要求.在大擾動環境下,姿態、位置的穩定性和精確性是能否完成持續盤旋跟蹤任務的關鍵.故在傳統經典PID(ProportionIntegrationDifferention)控制算法的基礎上應用了一種帶死區變增益PID自適應控制方法,有效地抑制了大擾動條件下對跟蹤目標精度的影響,并在飛行實驗驗證中取得了預期的效果.1系統介紹1.1飛行控制策略該小型無人機機翼展長為3m,機身長為2m,起飛重量G=98N,有效載荷為3kg(單軸光電探測系統0.2kg),定常飛行速度為20m/s.飛機的布局形式為大展弦比機翼、V形尾翼的正常式布局.采用V形尾翼,將傳統的平尾和垂尾合二為一,在滿足全機穩定性的前提下,減小了尾翼的浸潤面積,使尾翼的摩擦阻力和干擾阻力都得到顯著減小.控制系統包括全球定位系統接收機、慣性測量單元、磁羅盤、氣壓計和導航/飛控計算機等.導航/飛控計算機將各傳感器信息融合,通過采集、預處理進行導航解算、控制律設計及飛行任務管理.機載單軸光電探測系統將所拍攝實時圖像分析處理,對指定目標相對于圖像視場中心的橫向、縱向誤差傳遞給飛控計算機,飛控計算機輸出指令角調整單軸所在自由度角度,并配合飛機航向修正視場橫向誤差,使跟蹤目標始終位于視場中心(原理示意圖見圖1).1.2氣動載荷參數根據飛行動力學方程組、角位置運動學方程組及線位置運動學方程組,對機體的位置、姿態和速度進行解算建模.在建立動力學模型時,需要對其氣動力參數進行假設和估算,但小型無人機進行吹風實驗難度較大.按照相關文獻介紹,亞音速和低速常規布局飛機動力系數計算分為3部分:靜導數計算、動導數計算和操縱導數計算,進行氣動力導數計算的假設條件為:機翼為大展弦比機翼,機身按翼身融合體擬合,飛機縱橫向解耦;升力主要考慮機翼升力,不考慮馬赫數影響,縱向氣動力矩主要考慮機翼和尾翼貢獻;推力矢量保持在飛機的縱向對稱面內,假設為等功率動力裝置.1.3帶死區和變增益控制采用了帶死區變增益PID自適應控制,在傳統PID基礎上,對系統的模態進行劃分,對每段采用不同的控制方法.帶死區是克服發動機工作時由于振動而引起的抖舵現象,同時避免控制過于頻繁而引起的振蕩.變增益控制主要是克服在大擾動情況下造成無人機姿態、位置突變,從而采用分段處理,能夠迅速抑制大擾動的同時,又兼顧系統的控制穩定性和精度.2旋轉跟蹤地面目標計劃2.1可執性誤差分析無人機左側安裝單軸光電系統,發現目標進入視場后轉入以預定點O為中心、高度為200m、半徑為300m的盤旋運動,航向角指令與盤旋半徑可由導航程序根據中心點及飛機自身位置計算給出,中心點O的位置可根據飛機自身位置、高度及光電單軸俯仰偏角推算給出.根據所選光電系統的鏡頭焦距、鏡頭尺寸,可推算出視場角及可視范圍(見圖2).圖像中心線的可視寬度為153m,依圖像可識別最小目標像素計算可跟蹤物體的大小寬度為3m,基本滿足要求.2.2控制裝置的設計2.2.1無人機高度保持控制回路縱向跟蹤回路消除所跟蹤目標偏離視場中心的縱向誤差ey.目標的運動以及機體橫滾角γ的變化都會產生視場縱向誤差,根據ey控制單軸轉動消除誤差量,由于單軸自由度同機體橫滾自由度重合,故按橫滾角速率ωx反饋給單軸進行速度控制,提供增穩.如圖3所示,縱向跟蹤回路的內回路為速度反饋回路,ωx作為內回路的速度指令,單軸角速度ωq作為反饋控制量,Kωq為單軸角速度控制比例系數.外回路為角度反饋回路,ey作為外回路指令,單軸角度q為反饋控制量,單軸光電探測系統控制直流電機調整光軸縱向指向,從而消除ey.PID控制器的比例系數和積分系數分別為Keyp和Keyi.同時,無人機的高度保持精度也直接影響縱向跟蹤效果.高度保持控制通道(見圖4)包含3個回路:俯仰阻尼內回路、俯仰角保持回路和高度控制回路.俯仰阻尼內回路通過俯仰角速度ωy進行反饋,構成俯仰角阻尼內環,并根據組合導航輸出的俯仰角?反饋構成俯仰角控制外回路.Kωy和K?分別為俯仰阻尼比例系數和俯仰角控制比例系數.高度保持回路位于最外層回路,通過設定的高度值Hc和組合導航的輸出高度值H形成高度偏差ΔH=Hc-H,從而轉換成相應的俯仰角指令.俯仰角指令要加入指令限幅,防止出現無人機的過大機動動作.PID控制器的比例系數和積分系數分別為KHp和KHi.2.2.2pid控制器k個人k出現a為專門偏控制器,kad橫向跟蹤回路(圖5)消除視場橫向誤差ex,當航向角ψ受到擾動時,目標會在橫向偏離視場中心.航向控制可以通過偏轉方向舵或副翼舵協調控制,對于該控制回路,ex作為航向控制指令直接控制方向舵偏角δr,航向角速度反饋ωz為航向阻尼內回路,Kωz為航向阻尼比例系數.PID控制器的比例系數和積分系數分別為Kexp和Kexi.如圖6,根據ΔR=Rc-R半徑偏差控制通過偏轉副翼舵偏角δa控制γ協調轉彎,ωx為阻尼內回路,Kωx和Kγ分別為橫滾阻尼比例系數和橫滾角控制比例系數.半徑回路PID控制器的比例系數和積分系數分別為KRp和KRi.2.3旋轉式橫向誤差控制由于探測光軸指向飛機側下方,與機身水平面有夾角,故飛機的俯仰運動不僅使圖像發生旋轉,而且使縱向誤差、橫向誤差發生耦合.為了盡量消除耦合,適當放松對盤旋半徑控制,降低擾動對機身的作用力矩,使橫向誤差的調節為緩慢過程;同時增大俯仰阻尼的增益,降低高度回路的帶寬,對俯仰通道的控制放寬死區門限,防止俯仰角的頻繁動作.3控制參數調整巡航速度為20m/s,最大橫滾角限定為30°,最小轉彎半徑為70m,實驗當天通過手持風速計測量有約6.5m/s陣風.實驗分為2步進行:①接通控制系統的縱向通道,對俯仰角、高度回路和縱向誤差修正進行驗證和調試,調整控制參數;②接通橫向通道,對盤旋半徑和航向角控制進行驗證和調試,用以修正橫向誤差,調制控制參數,以達到相對最佳的跟蹤控制效果.實驗結果表明(圖7、圖8):在跟蹤目標的過程中,飛行軌跡近似為以半徑為300m的圓,高度保持在200m.跟蹤目標的橫縱向最大誤差角為5°,穩定跟蹤時橫向誤差在±1°以內,縱向誤差在3°左右.表1~表4列出了帶死區自適應PID控制器的控制參數.視場角的大小也直接影響到跟蹤目標的效果,增大視場角有利于擴大搜索目標范圍,同時使目標不易脫離視場,在一定程度上增大了抗擾能力.但視場角過大將使目標不易辨別,根據光學探測系統的性能指標,圖像中目標大小應大于10像素.4帶死區變增益pid自適應控制仿真實驗本文研究了一種基于單軸光學探測器的小型無人機跟蹤探測地面目標飛行控制系統.該