技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于無人機(jī)控制領(lǐng)域，尤其涉及一種基于魯棒伺服控制無人機(jī)起飛拉起的方法。

背景技術(shù)

目前，大部分大展弦比無人機(jī)的起飛拉起控制方案采用姿態(tài)拉起控制，姿態(tài)拉起控制律的原理是：當(dāng)無人機(jī)滑行速度達(dá)到拉起速度后，導(dǎo)航指令給定一個(gè)俯仰角控制目標(biāo)值θ_g，控制器通過解算無人機(jī)當(dāng)前俯仰角θ與俯仰角控制目標(biāo)值θ_g的差值得到一個(gè)固定的升降舵控制量δ_E，升降舵迅速出舵將無人機(jī)拉起。姿態(tài)拉起控制律如下：

其中，δ_E為升降舵控制量，為俯仰角速率阻尼系數(shù)，Q為俯仰角速率，為俯仰角阻尼系數(shù)，θ為俯仰角，為俯仰角控制系數(shù)，θ_g為俯仰角控制指令值。

如圖1所示，該種拉起方案采用基于經(jīng)典PID控制理論的定俯仰角拉起控制；結(jié)構(gòu)簡單，易于工程實(shí)現(xiàn)，可靠性高。但是采用姿態(tài)拉起控制，無人機(jī)前輪離地瞬間，控制律缺乏對俯仰角速率的擬制，可能會導(dǎo)致無人機(jī)抬頭過快，離地過猛，俯仰角超調(diào)過大；由于姿態(tài)拉起控制采用的是固定舵面的拉起方式，若拉起的瞬間無人機(jī)低頭力矩過大，抬頭力矩不足，可能會導(dǎo)致無人機(jī)機(jī)頭拉不起，起飛離地失敗。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述問題，提供一種基于魯棒伺服控制無人機(jī)起飛拉起的方法，能夠解決無人機(jī)起飛離地時(shí)俯仰角超調(diào)過大、離地過猛、機(jī)頭拉不起等缺陷。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下。

一種基于魯棒伺服控制無人機(jī)起飛拉起的方法，其特征在于：包括具有采用魯棒伺服的控制結(jié)構(gòu)，所述控制結(jié)構(gòu)包括內(nèi)回路和外回路；所述內(nèi)回路為俯仰角速率控制回路，所述俯仰角速率控制回路采用俯仰角速率偏差積分和俯仰角速率阻尼控制結(jié)構(gòu)；所述外回路為俯仰角控制回路，所述俯仰角控制回路采用俯仰角偏差比例控制結(jié)構(gòu)。

所述俯仰角速率控制回路：

所述俯仰角控制回路：

當(dāng)無人機(jī)抬頭力矩正向偏大時(shí)，俯仰角速率Q大于俯仰角速率控制律指令值Q_g時(shí)，俯仰角速率Q拉起控制律將出舵抑制無人機(jī)拉起速度，減小了俯仰角θ的超調(diào)量和離地迎角的變化范圍；

當(dāng)無人機(jī)俯仰角θ達(dá)不到俯仰角控制指令值θ_g時(shí)，俯仰角控制回路解算得到俯仰角速率控制律指令Q_g，俯仰角速率控制回路就會增大積分器輸出值來增加升降舵控制量δ_E的出舵量，升降舵舵面會一直增大，直到θ＝θ_g。

1、通過外回路采用俯仰角比例控制，內(nèi)回路采用俯仰角速率積分控制，相比于經(jīng)典的姿態(tài)拉起控制多了俯仰角速率控制回路，可以有效的解決無人機(jī)在起飛拉起過程中拉起過猛，俯仰角超調(diào)過大等問題，改善無人機(jī)在起飛拉起過程中俯仰角、迎角等縱向指標(biāo)的響應(yīng)特性，保障無人機(jī)安全離地。