[发明专利]一种固定翼无人机纵向姿态控制器设计方法

说明书

本发明公开了一种固定翼无人机纵向姿态控制器设计方法，该方法提供了一种固定翼无人机俯仰角线性控制器结构和参数设计方法，可实现无人机俯仰角的快速无静差控制，使用俯仰角和俯仰角速率反馈配置无人机纵向短周期极点，其中俯仰角反馈起提高角频率作用，俯仰角速率反馈起提高阻尼作用；在此基础上，使用积分控制对系统的主导极点进行配置，同时实现俯仰角的无静差控制。本发明中对于控制器各参数均给出了定量或半定量的设计方法，从而方便参数选择。

技术领域

本发明涉及一种姿态控制器设计方法，具体为一种固定翼无人机纵向姿态控制器设计方法，属于无人机飞行控制应用技术领域。

背景技术

相比与目前广泛使用的多旋翼无人机，固定翼无人机具有载重大，速度快，航程远等优点；但其也存在一系列缺点，控制复杂便是其中之一。对于固定翼无人机来说，姿态控制器是基本的控制结构，其既可能单独使用，也可能作为速度、位置等轨迹变量控制器的内环使用。纵向姿态控制便是实现无人机垂直平面内机动的必要手段。

在纵向姿态控制器设计中，经常遇到的问题是飞机固有的纵向短周期特性差，这包括阻尼小和静稳定度低。对于前者通常采用俯仰角速率反馈进行补偿，对于后者则通常采用迎角或者过载反馈进行增稳。然而这种方法存在较为明显的缺点。首先，迎角测量较为困难，一方面是由于迎角传感器硬件成本较高，另一方面迎角传感器又容易受到机身气流的干扰，严格来说需要通过风洞试验对误差进行补偿，显然这种设计方法对于低成本的小型无人机来说是无法接受的；其次，使用过载反馈基本也只适用于大、中型飞机，因为小型无人机通常采用MEMS加速度计，其噪声较大，不适合引入反馈控制，因此，针对上述问题提出一种固定翼无人机纵向姿态控制器设计方法。

发明内容

本发明的目的就在于为了解决上述问题而提供一种固定翼无人机纵向姿态控制器设计方法，本发明中使用了俯仰角反馈代替迎角和过载反馈对飞机纵向运动增稳，该方法可保证俯仰角闭环的快速、无静差响应。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的，一种固定翼无人机纵向姿态控制器设计方法，该方法提供了一种固定翼无人机俯仰角线性控制器结构和参数设计方法，可实现无人机俯仰角的快速无静差控制，使用俯仰角和俯仰角速率反馈配置无人机纵向短周期极点，其中俯仰角反馈起提高角频率作用，俯仰角速率反馈起提高阻尼作用；在此基础上，使用积分控制对二阶系统的主导极点进行配置，同时实现俯仰角的无静差控制，具体包括以下步骤：

步骤A、固定翼无人机纵向线性化建模：在定速平飞情况下，对固定翼无人机的纵向运动线性化，得到如下三阶状态方程：

其中，状态量x＝[q α θ]^T分别为俯仰角速率、迎角和俯仰角；输入量u＝δ_e为升降舵偏角；状态矩阵和输入矩阵如下：

其中M_q为俯仰角速率产生的俯仰角加速度，Mα为迎角产生的俯仰角加速度，Zα为迎角产生的迎角变化率，为升降舵偏转产生的俯仰角加速度，为升降舵偏转产生的迎角变化率；

步骤B、短周期模态极点配置：求解式(2)所示的状态矩阵A的特征值，得到飞机的纵向自然特性；易知A在原点处存在一个极点，另外一个极点则对应了飞机纵向运动的短周期模态，这对极点通常为复共轭极点，记其为

选择期望的俯仰角响应时间

俯仰角闭环后，二阶系统的主导极点为一对复共轭极点，为保证二阶系统阶跃响应的超调量较小，选择主导极点的期望阻尼比为0.9，此时俯仰角响应时间与二阶系统的时间常数满足得到期望的主导极点自振角频率选择

通过调整俯仰角反馈增益Kθ使得短周期极点的角频率达到期望的进一步通过调整俯仰角速率反馈增益K_q使得短周期极点的阻尼比ξ_sp达到0.4；