無人機技術原理第四章無人機的飛行控制技術無人機控制概述無人機的飛行控制系統無人機的飛行控制系統是無人機完成起飛、空中飛行、執行任務、返廠回收等整個飛行過程的核心系統，該系統對無人機實現全權控制與管理，因此飛控子系統之于無人機相當于駕駛員之于有人機，是無人機執行任務的關鍵。飛控子系統主要具有如下功能1)無人機姿態穩定與控制；2)與導航子系統協調完成航跡控制；3)無人機起飛（發射）與著陸（回收）控制；4)無人機飛行管理；5)無人機任務設備管理與控制；6)應急控制；7)信息收集與傳遞。無人機的飛行控制系統組成無人機控制概述無人機的飛行控制系統1.飛控計算機類型2.飛控計算機余度飛控計算機按照對信號的處理方式，主要分為模擬式、數模混合式和數字式飛控計算機三種類型。飛控計算機按照對信號的處理方式，主要分為模擬式、數模混合式和數字式飛控計算機三種類型。3.飛控計算機主要硬件構成主處理控制器。主要有通用型處理器（MPU）、微處理器（MCU）、數字信號處理器（DSP）。隨著FPGA（FieldProgrammableGateArray，現場可編程門陣列）技術的發展，相當多采用FPGA處理器組合成強大的主處理控制器。4.無人機機載飛控軟件無人機機載飛控軟件，是一種運行于飛控計算機上的嵌入式實時任務軟件。它不僅要具有功能正確、性能好、效率高的特點，而且要具有較好的質量保證、可靠性和可維護性。無人機控制概述無人機的飛行控制系統5.飛控計算機自檢測6.無人機的操控模式飛控計算機自檢測模塊（BIT）提供故障檢測、定位和隔離的功能。BIT按功能不同又分為維護自檢測（MBIT）、加電起動自檢測（PUBIT）、飛行前自檢測（PBIT）、飛行中自檢測（IFBIT）等。1)GPS模式。就是無人機使用GPS信號接收模塊實現精確懸停、指點飛行、規劃航線等任務。GPS信號良好時，無人機可以實現精準定位。GPS信號較差但光照良好時，無人機利用視覺系統實現定位，但懸停精度會變差。GPS信號較差并且光照條件也差的時候，無人機不能實現精確懸停，僅提供姿態增穏。無人機此時相當于姿態模式。2)運動模式。在該模式無人機通過GPS模塊或下視視覺系統實現精確懸停，相比于GPS模式，該模式下操作無人機時靈敏度更高，速度更快。該模式主要為滿足部分熟練飛手體驗競速而設置。3)姿態模式。在該模式下，不使用GPS模塊和視覺系統進行定位，無人機僅提供姿態増穩。實際操作中，無人機會明顯地出現漂移，無法懸停，需要飛手通過遙控器來不斷修正無人機的位置。姿態模式考驗的是飛手對于無人機的操控性。在一些緊急情況下，需要切換姿態模式。7.無人機的核心控制算法大多數普通無人機使用雙閉環PID控制，內環為姿態環控制，外環為位置環控制。除此之外，無人機控制還有各種智能PID（模糊，神經）算法，線性二次型調節器LQR，非線性算法如H無窮，軌跡線性化控制TLC等。無人機控制概述無人機的控制通道在實際飛控算法應用中，無人機通常使用控制通道來描述控制的自由度。如圖所示，俯仰（Pitch）是“點頭”，也稱為無人機控制的前向通道；滾轉（Roll）是“翻滾”，也稱為無人機控制的側向通道；偏航（Yaw）是“搖頭”，也稱為無人機控制的橫向通道。無人機自由度的控制無人機回路控制原理PID控制原理

PID算法是最早發展起來的控制策略之一。由于其算法簡單、魯棒性（系統抵御各種擾動因素，包括系統內部結構、參數的不確定性和系統外部的各種干擾等的能力）好及可靠性高而被廣泛地應用于運動控制中。尤其是隨著計算機技術的發展，數字PID控制被廣泛應用。不同的PID控制算法其控制效果也各有不同。將偏差的比例（Proportion）、積分（Integral）和微分（Differential）通過線性組合構成控制量，用這一控制量對被控對象進行控制，這樣的控制器稱為PID控制器。在飛行控制系統中，控制器最常用的控制規律是PID控制。常規的模擬PID控制系統原理框圖如圖所示。PID控制系統原理圖無人機回路控制原理PID控制原理1.比例部分在模擬PID控制器中，比例環節的作用是對偏差瞬間作出反應。偏差一旦產生，控制器立即產生控制作用，使控制量向減少偏差的方向變化。2.積分部分

從積分部分的數學表達式可以知道，只要存在偏差，則它的控制作用就不斷地增加；只有在偏差e(t)=0時，它的積分才能是一個常數，控制作用才是一個不會增加的常數。可見，積分部分可以消除系統的偏差。3.微分部分

實際的控制系統除了希望消除靜態誤差外，還要求加快調節過程。在偏差出現的瞬間，或在偏差變化的瞬間，不但要對偏差量做出立即響應（比例環節的作用），而且要根據偏差的變化趨勢預先給出適當的糾正。為了實現這一作用，可在PI控制器的基礎上加入微分環節，形成PID控制器。無人機回路控制原理PID控制原理整定控制器參數的方法很多，歸納起來可分為兩大類，即理論計算整定法和工程整定法。1)湊試法2)臨界比例度法3)經驗法4.控制器參數整定

控制器參數整定指決定調節器的比例系數KP、積分時間TI、微分時間TD和采樣周期TS的具體數值。整定的實質是通過改變調節器的參數，使其特性和過程特性相匹配，以改善系統的動態和靜態指標，取得最佳的控制效果。5.采樣周期的選擇采樣周期的選擇，通常按照過程特性與干擾大小適當來選取采樣周期，即對于響應快、（如流量、壓力）波動大、易受干擾的過程，應選取較短的采樣周期；反之，當過程響應慢（如溫度、成份）、滯后大時，可選取較長的采樣周期。無人機回路控制原理PID控制原理6.參數調整規則的探索人們通過對PID控制理論的認識和長期人工操作經驗的總結，可知PID參數應依據以下幾點來適應系統的動態過程：1）在偏差比較大時，為使盡快消除偏差，提高響應速度，同時為了避免系統響應出現超調，KP取大值，KI取零；在偏差比較小時，為繼續減小偏差，并防止超調過大、產生振蕩、穩定性變壞，KP值要減小，KI取小值；在偏差很小時，為消除靜差，克服超調，使系統盡快穩定，KP值繼續減小，KI值不變或稍取大。2）當偏差與偏差變化率同號時，被控量是朝偏離既定值方向變化。因此，當被控量接近定值時，反號的比例作用阻礙積分作用，避免積分超調及隨之而來的振蕩，有利于控制；而當被控量遠未接近各定值并向定值變化時，則由于這兩項反向，將會減慢控制過程。在偏差比較大時，偏差變化率與偏差異號時，KP值取零或負值，以加快控制的動態過程。3）偏差變化率的大小表明偏差變化的速率，越大，KP取值越小，KI取值越大，反之亦然。同時，要結合偏差大小來考慮。4）微分作用可改善系統的動態特性，阻止偏差的變化，有助于減小超調量，消除振蕩，縮短調節時間，允許加大KP，使系統穩態誤差減小，提高控制精度，達到滿意的控制效果。所以，在比較大時，KD取零，實際為PI控制；在比較小時，KD取一正值，實行PID控制。無人機回路控制原理卡爾曼濾波原理1.卡爾曼濾波發展背景1960年，匈牙利數學家卡爾曼發表了一篇關于離散數據線性濾波遞推算法的論文，這意味著卡爾曼濾波的誕生。2.卡爾曼濾波卡爾曼濾波是基于狀態空間方法的一套遞推濾波算法，在狀態空間方法中，引入了狀態變量的概念。3.卡爾曼濾波的計算流程卡爾曼濾波的系統模型無人機回路控制原理卡爾曼濾波原理4.基于卡爾曼濾波器的PID控制系統結構對于復雜、不穩定非線性系統，采用卡爾曼濾波器的PID控制系統的結構如圖所示。與傳統的PID控制系統的結構圖相比較，在被控對象輸出值之后附加了一個卡爾曼濾波器。通過該濾波器將系統的測量噪聲和控制干擾量進行消減，消減過程主要體現在經過濾波器后，只要合理選用PID控制器參數，可以得到穩定的系統輸出，能顯著減少噪聲的影響，同時，也能夠有效減少系統的峰值時間，減小振蕩次數，快速地使系統達到穩定。基于卡爾曼濾波器的PID控制系統結構圖無人機回路控制原理無人機的回路控制無人機的回路控制如圖所示。無人機的回路控制1.無人機的姿態環（內回路）控制2.無人機的位置環（外回路）控制

姿態環控制又稱為穩定控制回路，姿態控制的主要作用是維持無人機飛行過程中的姿態穩定，同時實施導航或制導系統產生的軌跡規劃控制指令。姿態控制系統接受兩個方面的控制信息：一是來自姿態傳感器的信息，該信息是由于無人機受干擾作用使姿態偏離原來狀態而產生的。姿態傳感器信息經過自動飛行控制系統生成控制信號，再通過電機伺服機構產生拉力。拉力作用于無人機機體，使之恢復到原來的姿態位置，這樣形成一個負反饋的閉環控制回路，保證飛行器姿態穩定。另一個控制信息來自外環軌跡規劃系統，它們導引無人機進行機動轉彎等其他動作。位置環路的控制主要作用是維持無人機的速度和飛行軌跡控制。通過無人機反饋的速度及位置信息，無人機外回路實現對飛行軌跡的控制。通常的外回路控制方法有傳統的PID控制算法及現代模型預測等算法。通過外回路軌跡控制，無人機能夠實現精確的飛行路徑導引和自主飛行功能。常用的外回路控制功能有高度保持、航向保持、定半徑環路飛行等。固定翼無人機的飛行控制固定翼無人機的舵面及組成固定翼無人機一般由機翼、機身、尾翼、起落裝置和動力裝置五個主要部分組成，舵面主要安裝在機翼和尾翼上，如圖所示。固定翼無人機的舵面固定翼無人機的飛行控制固定翼無人機的舵面及組成固定翼無人機來說，有以下關鍵概念定義：1)翼展——機翼（尾翼）左右翼尖間的直線距離（穿過機身部分也計算在內）。2)機身全長——無人機最前端到最末端的直線距離。3)重心——無人機各部分重力的合力作用點稱為重心。4)尾心臂——由重心到水平尾翼前緣四分之一弦長處的距離。5)翼型——機翼或尾翼的橫剖面形狀。6)前緣——翼型的最前端。7)后緣——翼型的最后端。8)翼弦——前后緣之間的連線。前后弦的距離稱為弦長，如果機翼平面形狀不是長方形，一般在參數計算時采用制造商指定位置的弦長或平均弦長。9)展弦比——翼展與平均翼弦長度的比值。展弦比大說明機翼狹長。10)迎角——機翼的前進方向（相當于氣流的方向）和翼弦（與機身軸線不同）的夾角，也稱為攻角，它是確定機翼在氣流中姿態的基準。11)翼載荷——指整機載荷（質量）跟翼面面積的比值。12)推重比——指飛機動力系統產生的推力跟整機重量的比值。固定翼無人機的飛行控制固定翼無人機的飛行模式1.平直飛行與轉彎飛行的原理

升力沿著垂直方向（向上拉拽飛機），可讓飛機保持騰空狀態。當然，如果升力可以向上拉拽，同時它也可以向左或右產生小規模的分力。這些分力發揮作用時，飛機就會轉彎。固定翼無人機的飛行控制固定翼無人機的飛行模式2.反向偏航的原理

反向偏航是飛機之所以需要配備方向舵的原因。飛機右轉彎時，左翼上的副翼會放下來，提高了左翼升力，因此左機翼會抬升；卻也相對提高了阻力，因此也會將左翼稍稍往后方拉拽。這會讓飛機在向右側傾的同時，機頭被朝著反方向（左側）拉拽（偏航）。固定翼無人機反向偏航的調整固定翼無人機的飛行控制固定翼無人機的飛行模式3.升降原理固定翼無人機的升降控制升降舵位于飛機后端的可移動水平控制面。它的作用是讓飛機調整俯仰角度。固定翼無人機的飛行控制固定翼無人機的飛行狀態1.起飛起飛時，將飛機加速到足夠的速度，并抬高機頭成為爬升姿態。此時，固定翼無人機便會往上飛。2.爬升與下降通過控制機頭的俯仰來實現飛機的爬升與下降。飛機爬升所依賴的是多出來的推力，而非升力。3.著陸固定翼無人機著陸大概做法：在離跑道適當遠處減少油門，讓飛機處于一個較低的速度，適當推升降舵（機頭稍稍向下），此時飛機高度便會慢慢降低，當飛機降到一個較安全的高度的時候關掉油門，拉升降舵，讓機頭稍稍往上，由于此時主翼迎角變大，升力會增加一點，著陸便會比較柔和，特別是腳架為前三角布局的飛機，必須先以后輪著地，前輪再緩緩著地。無人直升機的飛行控制無人直升機的主旋翼系統無人直升機上可以有一個或兩個旋翼系統。單主旋翼直升機一般通過主旋翼系統和尾槳系統實現飛行控制，如圖所示。單主旋翼直升機的飛行控制無人直升機的飛行控制無人直升機的主旋翼系統通常的雙旋翼系統，如圖所示，旋翼的旋轉方向是相反的以抵消彼此的轉矩，從而保持整體穩定，消除旋轉的趨勢。雙旋翼直升機的飛行控制無人直升機的飛行控制無人直升機的主旋翼系統旋翼系統可以分為全鉸接式、半剛體式和剛體式，另外也存在這些典型系統的變種和組合形式的旋翼。1.全鉸接旋翼系統

通常全鉸接旋翼系統包含三個或者更多個旋翼槳葉。旋翼槳葉可以獨立的做揮舞（flap）、周期變距（feather）、擺振（leadorlag）三種運動。2.半剛體旋翼系統

一個半剛體旋翼系統允許做兩種不同的運動，即揮舞和變距。這類系統通常包含兩個剛性連接在槳轂上的槳葉。槳轂通過一個耳軸軸承或者一個蹺蹺板鉸鏈連接到主桅上，使得槳葉可以上下揮舞。當一片向下運動時，另一片向上運動。3.剛體旋翼系統

剛體旋翼系統的機械結構很簡單，但是結構上非常復雜，因為工作載荷必須被材料的彎曲來吸收而不是通過鉸鏈來消除。這類系統中槳葉不可以做揮舞和擺振動作，但是可以變距。無人直升機的飛行控制無人直升機的反扭矩系統大多數單主旋翼直升機需要一個單獨的尾槳系統來克服主旋翼旋轉產生的扭矩，如圖所示。調整反扭矩系統的推力可以在主槳力矩改變時控制方向，或者在懸停的時候改變機頭的朝向。尾槳系統產生反扭矩無人直升機的飛行控制無人直升機的飛行模式1.無人機操縱簡介無人直升機的操縱無人直升機中旋翼不僅提供升力，同時也是直升機的主要操縱面。總距操縱桿通過自動傾斜器改變旋翼槳葉總距，控制直升機的升降運動。提桿增大總距，升力增大，直升機上升；壓桿，減小總距，直升機下降。操縱周期變距操縱桿，使自動傾斜器相應的傾斜，從而使槳葉的槳距作每周一次的周期改變，造成旋翼拉力矢量按相應的方向傾斜，達到控制直升機的前、后（左、右）和俯仰（或橫滾）運動，如圖所示。無人直升機的飛行控制無人直升機的飛行模式2.無人直升機的操縱模式無人直升機的垂直操縱任何航空器在空中運動都具有6個自由度，需要通過控制3個力和3個力矩來控制航空器的運動和姿態。無人直升機的縱向移動與俯仰轉動、橫側移動與滾轉是不能獨立分開的，因此無人直升機的6個自由度只需要以下4個操縱：1)垂直運動操縱。通過總距操縱桿改變旋翼槳葉角而改變旋翼拉力，操縱無人直升機升降改變升力的大小來實現。2)縱向運動操縱。通過周期變距操縱桿的前后移動，改變旋翼縱向傾斜角而改變拉力方向，產生附加縱向力來操縱無人直升機前進或后退。3)橫側運動操縱。通過周期變距操縱桿的左右移動，改變旋翼橫向傾斜角而改變拉力方向，產生附加橫側力來實現。4)航向運動操縱。通過尾槳總距操縱桿改變尾槳槳距而改變尾槳拉力大小，來保證原定航向或進行左右轉彎。無人直升機的飛行控制無人直升機的飛行狀態無人直升機飛行狀態包括平飛、上升、下滑、懸停、垂直飛行、側滑、盤旋、側飛、后飛和機動飛行等。可見，無人直升機的飛行狀態比固定翼無人機飛行狀態復雜。1.平飛無人直升機做水平直線的飛行叫平飛。平飛中，旋翼迎角一般為負。平飛時，作用于無人直升機的力主要有旋翼拉力、重力、阻力和尾槳拉力。為保持飛行高度和速度不變，這些作用力必須取得平衡。因此，保持等速平飛的條件應為：1)為保持飛行高度不變，旋翼拉力在鉛垂方向的分力應等于重力；2)為保持飛行速度不變，旋翼拉力在水平方向的分力應等于空氣阻力；3)為保持無人直升機無側滑，旋翼拉力的側向分力應等于尾槳拉力；4)作用于無人直升機的各力繞重心形成的力矩必須取得平衡。無人直升機要保持等速平飛，以上任一條件都要滿足，只要其中一個條件遭到破壞，其他平衡關系就會發生變化，平飛就不能保持，使無人直升機高度和速度發生變化。無人直升機的飛行控制無人直升機的飛行狀態2.上升與下滑

無人機沿向上傾斜或垂直的軌跡所做的飛行，稱為上升，也叫爬升。上升是無人直升機超越障礙物取得高度的基本方法。無人直升機上升與固定翼無人機的區別在于，常規固定翼無人機上升時機頭上仰，而無人直升機上升時機頭較平，有時甚至還稍低，此時旋翼迎角是負的，其負值比平飛時要大。無人直升機上升所受到的作用力與平飛基本相同，主要有旋翼拉力、重力、阻力和尾槳拉力等。但上升時重力與飛行運動軌跡不垂直，如圖所示。無人直升機上升時的受力狀況保持上升的條件為：1)為保持上升角θc不變，旋翼拉力第一分力T1應等于重力第一分力G1；2)為保持上升速度不變，旋翼拉力第二分力T2應等于重力第二分力G2；3)為保持無人直升機無側滑，旋翼拉力第三分力T3應近似等于尾槳拉力T尾；4)各力繞重心的力矩還必須取得平衡，即ΣM=0。無人直升機的飛行控制無人直升機的飛行狀態3.懸停無人直升機懸停時的受力狀況懸停飛行是分析無人直升機垂直升降的基礎，保持無人直升機懸停的條件為：1)保持高度不變條件：T1=G；2)保持前后不移位條件：T2=0；3)保持航向無偏轉條件：ΣM=0；4)保持側向平衡條件：T尾T3。

當旋翼拉力大于無人直升機重力時，無人直升機將垂直上升，如果上升到一定高度，減小旋翼拉力使之與重力大小相等方向相反時，無人直升機將停止上升。無人直升機在一定高度上航向和位置都保持不變的飛行狀態，稱為懸停，如圖所示。無人直升機的飛行控制無人直升機的飛行狀態4.盤旋無人直升機盤旋時的受力狀況正常盤旋中，無人直升機各作用力的相互關系為：1)保持高度不變：T1=G；2)保持速度不變：T2=X；3)保持半徑不變：T3T尾=C；4)保持勻速轉動：ΣM=0。

無人直升機在水平面內做等速等半徑的圓周飛行，稱為盤旋，如圖所示。做好盤旋的基本要求是：保持盤旋的坡度、高度、速度和半徑不變。盤旋是水平機動飛行的基礎，也是無人直升機實施機動的一個常用的飛行狀態。無人直升機的飛行控制無人直升機的飛行狀態5.起飛和著陸

無人直升機從開始增大旋翼拉力到離開地面，并增速和上升到一定高度的運動過程，叫起飛。在正常起飛全重、場地凈空條件較好時，無人直升機離地1-2米進行短時間懸停，然后帶小上升角增速上升到一定高度和達到一定速度，保持一定姿態沿預定軌跡飛行。這是一種經常采用的起飛方法。此外還有滑跑起飛、最大功率起飛、無懸停起飛等方法。無人直升機從一定的高度下滑，消速并降落于地面直至停止的運動過程稱為著陸。無人直升機向預定接地點降落，要經過下滑消速的過程。通過下滑來下降高度，通過消速使速度減小，直至速度為零以便垂直著陸。無人直升機的下滑消速是一個過渡飛行狀態。由于飛行狀態的變化，作用于飛機上的力和力矩不斷發生變化，所以下滑消速的操縱比較復雜。經過下滑消速后，在預定地點上空進行短時間懸停后進行垂直著陸。這個過程要保持各力和力矩不斷地取得平衡，達到垂直下降和著陸的目的。多旋翼無人機的飛行控制飛行控制系統簡介1.飛行控制系統的組成

飛行控制系統，或稱為自動駕駛儀（簡稱自駕儀），是多旋翼無人機的核心。多旋翼無人機要完成自主飛行，需要控制系統對內回路（姿態回路）和外回路（高度和水平位置回路）都具有良好的控制特性。飛行控制系統分為軟件部分和硬件部分，主要組成有：（1）全球定位系統（GPS）接收器；（2）慣性測量單元（IMU），包括三軸加速度計、三軸陀螺儀、電子羅盤（或磁力計），目的是得到多旋翼的姿態信息；（3）氣壓計和超聲波測距模塊；（4）微型計算機；（5）接口等，如圖所示。多旋翼無人機飛行控制系統的組成多旋翼無人機的飛行控制飛行控制系統簡介2.飛行控制系統的作用

感知。導航就是解決“多旋翼無人機在哪”的問題。如何發揮各自傳感器優勢，得到準確的位置和姿態信息，是自駕儀飛控要做的首要的事情。控制。控制就是解決“多旋翼無人機怎么去”的問題。首先得到準確的位置和姿態信息，之后根據任務，通過算法計算出控制量，輸出給電調，進而控制電機轉速。決策。決策就是解決“多旋翼無人機去哪兒”的問題。去哪兒可能是操作手決定的，也可能是為了安全，按照規定流程的緊急處理方案。多旋翼無人機的飛行控制多旋翼無人機的飛行控制模式1.飛行控制系統的總體結構

多旋翼無人機飛行控制系統總體結構由機上及地面兩部分組成，機上和地面系統通過數據通信系統直接耦合。操縱信號和飛控指令輸入地面飛控系統計算機后，經過計算機處理，通過數據通信系統傳輸到機上自動駕駛儀系統計算機，經處理后去控制多旋翼無人機的飛行運動，如圖所示。多旋翼無人機飛行控制系統的總體結構多旋翼無人機的飛行控制多旋翼無人機的飛行控制模式2.飛行控制系統的分層結構

多旋翼無人機飛行是一個典型的非線性、強耦合、多輸入多輸出的復雜系統。經典的多旋翼無人機飛行控制系統采用PID控制方法，由于其結構上的簡單性，并且較少依賴精確的動態模型，PID控制方法成為最常見的選擇之一。自主飛行是無人機系統區別于有人駕駛飛行器最重要的技術特征。為了實現全自主飛行控制，多旋翼無人機的飛行控制系統在內外環分層基礎上，可進一步細分為位置控制、姿態控制、控制分配和電機控制，如圖所示。多旋翼無人機飛行控制的工作原理多旋翼無人機的飛行控制多旋翼無人機的飛行狀態多旋翼無人機通過飛行控制系統調節各個旋翼的