無人駕駛直升機創新科技論文

　　無人直升機***VTOL***，是指由無線遙控裝置或飛行程式控制裝置操縱的非載人軍用直升機。小編整理的，希望你能從中得到感悟!

　　篇一

　　無人武裝直升機火力控制系統技術分析

　　摘 要：該文結合無人武裝直升機的作戰任務，給出其火控系統功能、組成和結構框架，對相關火控關鍵技術進行分析，提出在該領域應重點開展的研究專案，用於支援未來無人武裝直升機火控系統的研製和作戰使用。

　　關鍵詞：無人武裝直升機 火力控制 關鍵技術

　　中圖分類號：V 271.4 文獻標識碼：：A 文章編號：1674-098X***2013***03***c***-00-03

　　軍用無人直升機***VTOL***，是指由無線遙控裝置或飛行程式控制裝置操縱的非載人軍用直升機。它不僅擁有同“捕食者”、“全球鷹”等固定翼無人機相近的功能，而且由於起降便捷、機動性好，作戰用途更加廣泛，具有非常可觀的發展前景和作戰潛力。目前，全世界約有十幾種無人直升機在軍中服役，廣泛運用於偵察監視、通訊中繼、掃雷測繪等方面。隨著技術的發展，火力強、載彈量大、具備對空、對地攻擊能力，可與現役武裝直升機共同參與作戰的無人武裝直升機***又稱無人武裝作戰旋翼飛機，UCAR***正逐漸成為陸軍武器裝備的研究重點之一。

　　該文通過對國外無人武裝直升機***UCAR***相關研究計劃進行技術分析，給出我國未來發展的無人武裝直升機***UCAR***武器火控系統的裝置組成、技術研究內容，可供專案決策使用。

　　1 國外研究情況

　　美國非常重視無人武裝直升機***UCAR***研製工作，已引起了世界關注美國陸軍與美國國防部高階預研計劃局***DARPA***於2002年5月啟動了無人武裝直升機***UCAR***專案。按照預想，UCAR要成為美陸軍航空兵自直升機服役以來最革命性的裝備。武裝直升機與無人駕駛旋翼機的聯合作戰已引起軍用直升機作戰理論的重大變革。

　　1.1 美軍UCAR概念

　　美軍UCAR系統組成描述如下：UCAR平臺與有人駕駛直升機相近的白天/夜間、複雜氣象條件下的飛行能力***速度、距離、續航時間***;可全球快速部署;模組化的有效載荷;增強的戰場抗損性;經濟可承受***飛行費用、訓練維護費用***;有一定的擴充套件能力。指揮與控制：可由地面與空中的多種平臺***包括有人駕駛直升機、車輛、UAV***指揮與控制;平臺自主任務規劃***包含實時重規劃***;自動任務操作***偵察、攻擊***;與有人駕駛直升機協同作戰;低高度自主飛行。感測器：白天/夜間、複雜氣象條件下完成：多譜目標探測;分散式合作目標探測;BDA、IFF;遠距目標識別;高可靠性。武器分為：導彈、火箭彈、炮致命性武器及非致命性武器。

　　1.2 用途及功能

　　UCAR的設計用途及功能如下：目標偵察;空中監視;雷區探查;對敵攻擊;戰損評估;電子對抗。

　　1.3 使用者需求

　　美陸軍在UCAR專案中需要弄明白的問題包括：UCAR將把何種能力帶入戰場，該系統將如何管理，滿足攻擊、偵察、瞄準和通訊中繼需要的UCAR是多用途平臺還是專門任務平臺等。在專案論證階段，美陸軍首先要求UCAR必須達到的技術完備等級***TRL***為7級。

　　1.4 發展思路

　　DARPA認為，UCAR代表著美國無人機未來的發展。UCAR的使用環境設想是在適合於陸軍的低空環境，比UCAV***無人戰鬥機***複雜得多。與UCAV相比，UCAR側重於驗證一名操控人員操作多架無人機的概念。結合使用者需求，DAAPA在UCAR專案中，要求驗證：UCAR的戰場生存力，特別是低空執行任務時;要求該機既要買得起也要用得起;與美陸軍其他有人駕駛和無人駕駛裝備的互操作能力;能自主地進行任務規劃和協同作戰;具有實時識別並摧毀目標的能力。

　　UCAR技術上的挑戰在於自主性。“完全自主”指的是不需要人的輸入就能執行任務並決策，如果環境發生變化，還能根據變化來決定如何行動。但UCAR肯定達不到完全自主，它將是半自主的。出於技術完備性要求的考慮，UCAR專案驗證的只是有人駕駛系統的輔助;在中長期，應能按預先設定的程式半自主地完成任務;而在遠期***2020―2025年以後***，則應該能從頭至尾完全自主地完成任務，當然仍需要人員的監控。

　　1.5 專案要求

　　UCAR整個專案計劃初步分為概念論證、設計評估、系統研製和系統成熟等四個階段，希望通過8年時間達到預期的技術成熟階段，專案結束時要求技術成熟到可以轉入全尺寸系統的開發與演示***SDD***階段，最終發展成為一種具有垂直起降、自主操作和指揮控制能力的飛行器。

　　第一階段波音、洛克希德・馬丁/貝爾直升機、諾斯羅普・格魯門及西科斯基/雷神4個小組各獲得一份300萬美元的合同，為期一年。該階段要求開展結構開發、權衡研究、風險降低方案設計和效能定義。第一階段結束時將選出兩個小組進入第二階段。美國陸軍在第一階段合同中沒有給出很詳細的要求，只是提出了最高目標，共有4條：UCAR能全球使用;能在居民區上空安全使用;從空中和地面都能指揮與控制;使用JP8燃油。經評估，洛・馬公司和諾・格公司進入UCAR計劃的第二階段，主要從事設計方案的優化及評估。此時，DARPA對UCAR計劃又增加了一項新的要求，即UCAR必須達到90%或更高的可用度。第二階段將持續9個月，將完成初步設計評估。按照第二階段的合同，合同商必須製造出地面原型機和完成幾項驗證，包括生存性和有人/無人編隊驗證等。最後選出一個競爭小組進入第三階段。第三階段是系統開發階段，約持續兩年，其間將完成關鍵設計評審，有兩架驗證機同時進行試飛計劃。第四階段為系統成熟階段，其間將有第三架驗證機加入試飛。

　　1.6 技術關鍵

　　DARPA列出的UCAR的關鍵技術有：

　　***1***有人機/無人機聯合作戰系統的綜合設計技術。UCAR採用的是一名操控人員***可以在空中，也可以在地面***操作多架UCAR的聯合作戰模式，系統設計必須考慮充分發揮有人機、無人機的效能特點，儘量讓UCAR執行高危險性的任務，儘量降低有人平臺的危險性。 　　***2***自主地在低空飛行、工作並生存。美陸軍所指的低空是離地150 m，當今的無人機還沒有飛這麼低的，由此帶來的難題是如何與其他無人機和有人駕駛飛機聯絡，以及如何規避地面障礙物等。可能解決辦法是採納一組被動的地形和態勢感知輔助措施，並利用現有的主動規避系統技術。

　　***3***必須在目標識別和時敏目標攻擊方面有大的提高。UCAR的關鍵技術是目標識別，要求其提供的目標影象的效果要求比目前的無人機系統更好。目標截獲將通過多種型別的感測器來實現，這些感測器可能是UCAR本身攜載的，也可以是來自其他系統。DARPA設想UCAR的感測器系統為模組式的，可以根據任務需要隨時更換，其攜載的武器包括空射導彈、火箭和槍炮。儘量縮短從“資訊鏈”到“火力鏈”的時間，實現時敏打擊。

　　***4***尋求高智慧化的自主任務系統技術，能在執行任務途中改變任務。在UCAR中，人的作用是制訂任務和武器投放，處在監督的位置，但不是中心的位置。完成該項功能要求的核心是以綜合任務計算機為核心的先進而完備的電子系統為依託，通過智慧化自主控制技術，實現對直升機任務控制、操縱、維護的自動化，從而大大減輕有人機操作人員的工作負荷，提高操縱功效和作戰能力。例如，在進行偵察時，高智慧化的自主任務系統能自動地進行全方位搜尋和探測，並自動顯示、記錄、報告;偵察發現高價值目標時，可自動完成綜合飛行/火力控制，實現時敏打擊;任務目標更換時，能夠自動做相應的任務規劃、導航、攻擊操作，包括自主航跡規劃、自主飛行控制、自動資源管理與分配等方面;當有攻擊導彈來襲時，安全系統就會立即報警，同時顯示來襲目標的性質、方位、距離和應採取的對抗方式;故障顯示系統則可自動診斷出電子系統和機械系統的故障，甚至能預報即將發生的故障，並顯示出應採取的防範措施。

　　***5***技術在採購、使用、支援、作戰損耗等方面都要花費得起。UCAR購機成本要控制在”科曼奇”的20%～40%，使用和支援成本要比”阿帕奇”低50%～80%，初步估測價格在400萬～800萬美元。UCAR還必須留有系統升級的空間，因為該機計劃服役20～30年，比如可能會配裝定向能武器。對隱身效能在UCAR專案中未作專門要求，但要求具有高度的戰場生存力。UCAR的非作戰損耗率必須提高一個數量級。目標是使UCAR的系統可靠性提高到能得到美國聯邦航空局的批准而在民航管制空域飛行。

　　***6***有條件地尋求隱身化，以保持最低可探測性。除採用傳統雷達隱身技術外，還具有紅外隱身、鐳射隱身和聲隱身，無疑使其具有獨特的隱身效能。

　　2 無人武裝直升機***UCAR***武器火控系統技術方案設想

　　2.1 系統組成

　　UCAR作戰系統由指揮與控制平臺***可以是有人駕駛直升機、地面控制站***、固定翼無人機***UAV***與無人武裝直升機***UCAR***組成。該系統由有人駕駛直升機或地面控制站來完成作戰指揮控制，一名操控人員可操作多架UCAR，對目標的偵察、定位由一架UCAR或多架UCAR聯合完成，也可由UCAR與UAV聯合完成;對目標的攻擊由操控人員指揮UCAR完成，整個系統所攜帶的武器由操控人員統一管理和控制，指揮與控制平臺可以通過聯合戰術資訊分發系統實現對UAV/UCAR指揮引導、控制任務。這其中：

　　***1***有人機/無人機協同作戰，每一架UCAR都有一定的自主性，可根據戰場態勢和指令調整任務操作計劃，可執行“時敏”打擊任務;

　　***2***UCAR具備一定自主能力，能夠根據指令有選擇地投入作戰，可以根據戰場態勢做出幾種不同的選擇：一種是保護自身，即UCAR在面對威脅自身的目標時，將能夠選擇躲避或者交戰;一種是保護編隊，即UCAR將與威脅任何一架飛機的目標交戰，甚至犧牲自身來保護有人駕駛飛機;再一種是保護友方，即UCAR將與威脅友方部隊的目標直接交戰。

　　***3***允許實行感測器組網探測，其他的有人或無人駕駛作戰單位與UCAR其配合，通過感測器相互傳輸資訊，為指揮者提供審視戰區內作戰地區及鄰近區域的更廣闊視野;

　　***4***每一架無人直升機都裝備一系列的模組化感測器，使它們在執行作戰任務時更容易目標識別，即使是在激烈交戰的情況下，也能識別敵我情況。

　　2.2 UCAR武器火控系統組成

　　UCAR武器火控系統由下列裝置組成。

　　***1***智慧化的核心任務處理計算機***MC***。MC用於對感測器資訊***機內、機外***和其他系統***如飛控、發動機、環控等***的資訊進行融合處理;任務規劃和危險評估;產生編隊控制、火力和飛行控制指令;壓縮加密向控制站傳輸的資訊和解壓、解密、解釋控制站的指令;狀態檢測、根據相關任務和當時情況進行機載裝置重構。

　　***2***模組化的目標探測感測器。目標探測感測器包括雷達、多光譜綜合光電感測器、鐳射雷達、光電/電子告警裝置等，感測器可單獨使用，也可與其他UCAR感測器聯合組網使用。

　　***3***低成本、小型高精度導航定位系統。包括獲得本機資訊的捷聯慣性導航系統、GPS和大氣感測系統。

　　***4***高可靠、標準化的資料鏈系統。用於UCAR與控制站之間的上傳和下傳資訊，以及UCAR之間的資訊交換。

　　***5***外掛物管理系統。管理、快速發射制導、非制導武器。

　　***6***先進的電傳飛行控制系統。可支援快速任務重規劃的飛行航跡控制和低空飛行的地形規避/跟隨飛行控制，同時可有效地執行綜合火力/飛行控制指令，實現自動機動攻擊。

　　***7***制導武器/非制導武器。

　　2.3 UCAR武器火控技術需求分析

　　UCAR武器火控系統的裝置和技術可借鑑有人駕駛武裝直升機和固定翼無人機的相關技術，但UCAR的特定作戰模式和任務需求，給UCAR武器火控系統技術提出了新的課題。

　　2.3.1 機群編隊協同作戰技術

　　UCAR火控系統的核心技術之一是一種協同無人/有人駕駛飛機執行任務的技術，即多架UCAR與有人直升機組成編隊來實現探測、發現和攻擊目標的技術。通過UCAR智慧化任務管理技術和分散式指揮控制，使UCAR機群具有自主協作能力，允許有人駕駛直升機在執行作戰任務的同時指揮UCAR，並未失去原有的作戰能力。 　　有人駕駛直升機飛行員擔任了空中任務指揮官的角色***負責如規劃任務、制定限制條件和交戰規則，並把最高級別的任務劃分成幾個部分後分配給每架UCAR，監控UCAR、做出投放武器的決定，同時可以監視自己的感測器和使用自己的武器***，與一個編隊的UCAR相互溝通***UCAR在發現威脅目標後及時發出警告及目標的重要程度級別，這樣操作員可以迅速地獲得頻率、強度和方向的提示，以便加強態勢感知能力***。UCAR編隊推薦一個“領隊”作為與有人飛機之間相互聯絡的中心節點，在執行任務過程中，“領隊”角色可以相應改變。如果一架UCAR不得不返回，它將無縫地將所承擔的任務給其他的“夥伴”。同時，編隊的其他成員也承擔起另外一些主導作用，包括與外部資訊系統互動作用、為編隊產生可以利用的資訊資料。UCAR將具有聯合戰術資訊分佈系統***包括有人駕駛偵察飛機、UAV的雷達資料***中獲取資訊，也能發回資訊到資訊網中。

　　指揮官向UCAR發出指令後，UCAR可以及時做出相應的回答。例如，指揮官可以命令UCAR飛向“紅色區域”、進行偵察、除了遭到攻擊否則不要發射武器、在特定時間報告情況、一直在指定空域徘徊等。UCAR將發現和識別一個目標，將資訊傳遞給指揮人員，要求重新計劃下一步任務，從指揮人員獲得命令並予以執行。指揮官總是處於決策迴路中，但並不是編隊所採取的每一個行動都需要批准。

　　2.3.2先進機載探測感測器技術和資訊融合技術

　　為了更加有效地執行作戰任務，UCAR一般在有人直升機的前面飛行，能夠到達飛行員不敢到達的更低高度，從而獲得更好的戰場視野，甚至能更接近於威脅目標。由於要求UCAR必須能夠在距離地面大約5 m的高度以110-180公里/時的速度掠地飛行，因此UCAR面臨著如何自主規避障礙物的關鍵問題，即避免UCAR與諸如山丘、樹木、高壓線之類的低空障礙物相撞，並且又能在探測威脅目標的同時避免被地面武器射中等問題。

　　為此，UCAR可攜帶5種不同功能的感測器，包括用於合成孔徑雷達***SAR***對地成像和移動目標指示***MTI***的毫米波雷達，用於發射器識別的電子支援裝置，用於瞄準的光電/紅外瞄準裝置，用於目標識別的鐳射雷達和一個鐳射測距機/目標指示器。這些感測器將高度地融合各種資訊資料，建立起一個空中環境資料庫，UCAR的自主飛行控制系統採用這些資料對無人機的飛行速度、高度等進行調整，以避免空中碰撞。同時，UCAR可以從地面干擾中識別出各種目標。UCAR的機載核心任務處理機接收到來自障礙規避系統的資訊後，發出指令採取相應的躲避行動。

　　由於每種飛行器都具有同樣的搭載感測器的能力，無人機編隊可以從多個途徑搜尋目標，因此，這不僅是在一架UCAR上進行多感測器融合，而且還要實現與編隊其他成員之間多資料的融合。通過採用多感測器融合和自動目標識別技術***ATR***，UCAR將把目標影象“碎片”傳送給任務指揮官，組合成為一幅完整的影象。

　　2.3.3 高度智慧化的UCAR自主任務處理技術

　　UCAR在編隊作戰時，武器火控系統有一定的自主性，是通過高度智慧化的技術來支撐的。用來完成：

　　首先在指揮員的確認下，完成攻擊/防禦決策自動化。包括態勢評估和態勢預測、選擇作戰行動方案，偵察/作戰任務規劃形成引導狀態、最佳化判據、指定攻擊目標、駕駛方法等控制目標。

　　其次完成戰術和軌跡生成自動化。包括建立、指定、選擇或尋找飛行軌跡，形成作戰航線或飛行程式，選擇引導方法，指定協同作戰UCAR的位置。

　　最後實現控制自動化/半自動化。包括感測器控制的自動化;干擾控制的自動化;武器發射控制由指揮員，自動發射;通過火/飛耦合器實現與飛控的耦合以實現飛行控制的自動化。

　　3 結語

　　該文研究了無人武裝直升機的作戰任務，設計了其火力控制系統的組成、結構框架，分析其關鍵技術，以期對未來無人武裝直升機火控系統研製提供支援。

　　參考文獻

　　[1] 郭洪.國外無人作戰飛機的現狀及其發展[J].電光系統，2003，104***2***：29-35.

　　[2] 徐正榮.論無人作戰飛機[J].江蘇航空，2003***1***：4-7.

　　[3] 劉成立，呂震宙.無人作戰飛機研究綜述[J].航空科學技術，2002***2***：24-27.

　　[4] 周銳，李惠峰，陳宗基.無人戰術飛行器的自主控制[J].控制與決策，2001，16***3***：344-346.

　　[5] 宋子善.無人直升機綜合飛行控制系統設計[J].北京航空航天大學學報，1999，25***3***：362-367.

　　[6] 楊暉.無人作戰飛機自主控制技術研究[J].飛行力學，2006，24***2***：1-4.

　　[7] 李博.美軍研究直升機控制無人機[J].國際航空，2007***7***.

　　篇二

　　小型無人直升機控制及穩定性分析

　　摘 要： 本文介紹了線性和非線性控制法則兩種控制律設計方法在小型直升機上的應用，採用雙時域衡量分析方法來分析直升機系統動力學特性。緊子系統和慢子系統分別用於分析直升機轉動和平動動力學特性，緊子系統的穩定性是由李亞普諾夫方程保證，同時採用反饋線性化方法穩定控制內迴路。此外，在給出線性控制律缺點的同時給出了改進後的非線性控制律，該控制律可以在無人直升機執行大角度、快速度飛行運動科目時更穩定可靠的控制直升機。

　　關鍵詞： 無人直升機控制; 穩定性分析; 雙時域衡量分析; 李亞普諾夫穩定性; 反饋線性化; 非線性控制

　　中圖分類號： TN911.7?34 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X***2014***13?0036?03

　　Control and stability analysis of small?size autonomous helicopters

　　FAN Shi?wei， XUE Dong?bin

　　***No. 27 Research Institute， CETC， Zhengzhou 450047， China***

　　Abstract： The application of design methods of both linear and non?linear control laws in small?size autonomous helicopter is introduced in this paper. A two?time scale decomposition method is used to analyze the dynamics characteristics of the helicopter. The fast subsystem ans slow subsystem are applied to analysis of the rotational and translational dynamics characteristics respectively. The stability of the fast subsystem is ensured by means of a Lyapunov equation. Furthermore， a feedback linearization technique is adopted to stabilize the control inner loop. Moreover， the drawbacks of the linear control law are pointed out and an improved nonlinear control law is proposed. This control law is able to control the helicopter when large variations occur in the orientation angle and position of the helicopter.

　　Keywords： autonomous helicopter control; stability analysis; two?time?domain scale analysis; Lyapunov stability; feedback linearization; nonlinear control

　　0 引 言

　　無人直升機的控制方法設計可以簡要的分為以下兩個方面：基於操作手先驗知識的方法和模擬控制方法[1]。本文以第二種設計方法為主，其中參考先驗知識用於控制律的設計。基於直升機模型的控制方法在已發表的文獻中已有很多，比如：基於高階近似模型的線性魯棒控制[2]、基於模糊增益時序安排的線性控制[3]，以及基於非線性模型的預測控制等。在文獻[4]中綜合對比分析了線性控制和非線性控制的方法，值得注意的是在懸停狀態下，通過對非線性模型的線性化處理進而可以採用諸如LQR和[H∞]多變數控制技術進行控制，另一方面，非線性控制技術適用範圍更為廣泛且能夠包含更大的飛行包線，但是它需求更為精確的模型資訊同時對模型更為敏感。

　　1 直升機模型

　　本文中所採用的直升機模型為文獻[7]中的模型。在該模型中直升機系統看作一個由力和力矩共同作用的剛體結構。子系統和狀態及控制變數的連線關係如圖1所示。

　　圖1 模型中子系統、狀態變數和控制變數的連線關係圖

　　在本模型中狀態變數和輸入訊號如下：

　　[q=PvpΘωbT=xyzvpxvpyvpz?θψωb1ωb2ωb3T] ***1***

　　[u=TmTtabT] ***2***

　　式中：[P]為直升機在慣性空間的位置;[Θ=?θψT]為直升機的尤拉角;力[fb]和力矩[τb]由主旋翼拉力[Tm]和縱、橫向週期變矩角***[a]和[b]***產生。尾槳系統可以看作是一個由尾槳推力[Tt]產生的純粹橫向力和反扭矩系統，機體座標和慣性座標系如圖2所示，其變換如下：

　　圖2 慣性座標系和機體座標系

　　作用在剛體結構飛行器的動力學方程的力[fb]和力矩[τb]從慣性座標系到機體座標系的轉換方程如下：

　　[mI00Ivbωb+ωb×mvbωb×Iωb=fbτb] ***3***

　　式中：[vb]是體座標系下的速度;[ωb]是體座標系下的角速度;[m]為質量;[I]為單位矩陣，[I]為慣性矩陣，設[R***Θ***]為機體軸相對於慣性軸的轉動矩陣***上角標為[p]***。令則剛體運動方程可以寫為：

　　[PvpΘωb=vp1mR***Θ***fbΨ***Θ***ωbI-1***τb-ωb×Iωb***] ***4*** 　　2 線性控制

　　上節所給出的無人直升機數學模型是一個不穩定的非線性多變數模型，該模型具有的獨立控制機構要少於自由度數。然而，在忽略掉一些耦合因素可以得到一個簡單的線性化模型。主要的輸入輸出關係見表1。

　　考慮表1中的輸入輸出對應關係可以設計得到如下的線性控制律：

　　[U=Tm=k1z+k2dzdt+k3zdtTt=k′1ψ+k′2ωb3a=k4x+k5dxdt+k6xdt+k′3θ+k′4ωb2b=k7y+k8dydt+k9ydt+k′5?+k′6ωb1] ***5***

　　其中：

　　[vpx=dxdt;vpy=dydt;vpz=dzdt]

　　任何一種線性控制演算法都可以通過調整引數[ki，][i=1，2，…，9]和引數[k′i，][i=1，2，…，6]得到，本文中筆者是在懸停狀態下的LQR控制演算法完成的控制器設計，該線性控制器只適合在懸停狀態下直升機的穩定控制，但是在大機動飛行時不能保證直升機的穩定性。

　　3 穩定性分析及改進線性控制律設計

　　直升機的穩定性分析採用的方法是將直升機動力學模型分解到兩個時間域內，一個是關於轉動的，另一個響應相對較慢，是關於平動的。這就使得動力學系統的分析更為簡單，也就是說兩個包含著兩個週期域內的分解子系統。因為直升機的自身重量導致了線速度是一個短週期運動可以說明該分解方式是可行的。

　　3.1 轉動動力學快週期子系統

　　本子系統由下式給出：

　　[Θ=Ψ***Θ***ωbωb=I-1***τf+τs-ωb×Iωb***] ***6***

　　這裡[τ=τf+τs]***f指快週期，s指慢週期***是控制變數由下式定義：

　　[τf?K***z***ΘΘ+K***z***ωω，K***z***Θ，K***z***ω<0，?z]

　　[τs?KXXs] ***7***

　　這樣的話式子***5***可以寫由式子***7***進行改進，可以保證在穩定點附近[***?，θ*** 　　[Λ=12***ωb***TIωb-ΔΘKTΘ***Θ***Ψ-1***Θ***dΘ] ***8***

　　這裡用[ΔΘ]來替代平衡狀態[Θ0，]在滿足條件[***?，θ*** 　　[Λ=***ωb***TKω***Θ***ωb<0，?Θ∈0] ***9***

　　從而，可以確保該子系統是穩定的。

　　3.2 平動動力學慢子系統

　　由下式給出表示式：

　　[P=vpvp=1mR***Θ***fb] ***10***

　　力平衡可以記作如下形式：

　　[fb=ΔF+F0+R***Θ***Tmg] ***11***

　　式中：[F0=-R***Θ0***Tmg]是平衡力，考慮如下反饋控制律：

　　[ΔF=R-1***Θ***Kp***z***P] ***12***

　　這裡[Kp***z***]是反饋增益，將式***11***和***12***代入可得：

　　[vp=1mR***Θ***ΔF+***R***Θ***+R***Θ0******mg] ***13***

　　則在平衡點[Θ=Θ0，][ωb=0]處慢週期子系統動力學特性由下式確定：

　　[vp?1mR***Θ******R***Θ***-1Kp***z***P***vp?1mKp***z***P] ***14***

　　可以看出控制律***12***相對於一個反饋線性化，如果增益足夠小且增益矩陣[Kp***z***]對於所有的[z]為負值，則在[***?，θ*** 　　4 非線性控制

　　由上節的控制策略來看，其只適應於在平衡點附近狀態變數變化很小的範圍內能夠保持穩定，如果出現較大的狀態浮動可能重新改變控制策略，首先在尾槳控制上必須滿足狀態量從-π到π的變化。線性控制律式***5***是基於表1設計的，其給出了表中控制變數和體座標系下狀態變數的匹配關係。在無人直升機引入偏航角計算時球面座標系[x，][y]和集體座標系下是不一致的。為解決這一問題，必須將控制效果作用量通過航向角座標變換到同一座標系下計算：

　　[cosψ-sinψsinψcosψk4+k5dxdt+k6xdtk7+k8dydt+k9ydt] ***15***

　　此外在[x，][y]和[z]軸方向的位置偏差量在***-∞，+∞***內必須能夠保持直升機的全域性穩定，對於式***5***和式***15***，如果[x]或者[y]位置偏差量增加，控制變數[a]和[b]會持續增大，最終回到這直升機在滾轉通道和俯仰通道不穩定，為了解決這一問題，引入非線性方程[μ]來形成如下非線性控制策略：

　　[Tm=k1z+k2dzdt+k3zdtTt=k′1ψ+k′2ωb3ab=μ***?，θ***cosψ-sinψsinψcosψ?k4+k5dxdt+k6xdtk7+k8dydt+k9ydt+k′3θ+k′4ωb2k′5?+k′6ωb1] ***16***

　　[μ***?，θ***=1，if ***?，θ***<δ00，if ***?，θ***>δ0] ***17***

　　這時，當狀態變數[?，θ]足夠小的時候，轉動動力學線性控制律起作用***[μ=1]***，然而，當角變化量偏大時，[μ=0]則控制變數[a和b]不受位置偏差影響而去穩定姿態角[?和θ。]在此運算過程中可以通過模糊邏輯來計算[μ]的值，此外，可用線性控制技術來計算式***16***中的[ki]和[k′i，]通過階躍響應輸入進行模擬可得如圖3所示結果。

　　採用不同的非線性控制技術測試了在非線性控制律下系統的穩定特性，控制演算法的平衡性和連續性得到了很好的驗證，通過這些控制方法的證明了其控制效果不存在導致系統發散極限環。

　　圖3 階躍響應輸入條件下系統的響應曲線

　　5 結 論

　　線性控制技術可用於直升機懸停狀態下的穩定控制，在考慮到大角度機動飛行時，僅依靠線性控制演算法不是能完成對直升機的穩定控制的，引入雙子模型對動力學系統進行分解可以分析系統的穩定性，由李亞普諾夫方程可以確保快週期***轉動動力學***子系統的穩定性，此外在穩定點附近可以採用反饋線性化的方法來穩定慢週期***平動動力學***子系統。 　　非線性控制技術值無人直升機的控制上是非常有用的，尤其在出現大角度機動飛行時能夠穩定的控制直升機，本文中所介紹的非線性控制演算法正是能夠滿足這一控制要求的演算法，在該演算法中由於引入了偏航角量使得直升機航行和位置控制更為精確。此外該非線性控制演算法排除了直升機在滾轉角和俯仰角出現較大偏差時直升機失穩的可能性，而使得直升機在非懸停狀態下也能得到穩定的控制。在非線性反饋控制系統中應用諧波穩定和連續激勵的方法也不會出現任何極限環或發散情況。

　　參考文獻

　　[1] OLLERO AníbalAuthor Vitae， MERINO Luís. Control and Perception techniques for aerial robotics [J]. Annual Reviews in Control， 2004， 28***2***： 167?178.

　　[2] LA CIVITA M， PAPAGEORGIOU G， MESSNER W C， et al. Design and flight testing of a gain?scheduled h?infinity loop shaping controller for wide?envelope flight of a robotic helicopter [C]