無(wú)人機(jī)技術(shù)原理第四章無(wú)人機(jī)的飛行控制技術(shù)無(wú)人機(jī)控制概述無(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)無(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)是無(wú)人機(jī)完成起飛、空中飛行、執(zhí)行任務(wù)、返廠(chǎng)回收等整個(gè)飛行過(guò)程的核心系統(tǒng)，該系統(tǒng)對(duì)無(wú)人機(jī)實(shí)現(xiàn)全權(quán)控制與管理，因此飛控子系統(tǒng)之于無(wú)人機(jī)相當(dāng)于駕駛員之于有人機(jī)，是無(wú)人機(jī)執(zhí)行任務(wù)的關(guān)鍵。飛控子系統(tǒng)主要具有如下功能1)無(wú)人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定與控制；2)與導(dǎo)航子系統(tǒng)協(xié)調(diào)完成航跡控制；3)無(wú)人機(jī)起飛（發(fā)射）與著陸（回收）控制；4)無(wú)人機(jī)飛行管理；5)無(wú)人機(jī)任務(wù)設(shè)備管理與控制；6)應(yīng)急控制；7)信息收集與傳遞。無(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)組成無(wú)人機(jī)控制概述無(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)1.飛控計(jì)算機(jī)類(lèi)型2.飛控計(jì)算機(jī)余度飛控計(jì)算機(jī)按照對(duì)信號(hào)的處理方式，主要分為模擬式、數(shù)模混合式和數(shù)字式飛控計(jì)算機(jī)三種類(lèi)型。飛控計(jì)算機(jī)按照對(duì)信號(hào)的處理方式，主要分為模擬式、數(shù)模混合式和數(shù)字式飛控計(jì)算機(jī)三種類(lèi)型。3.飛控計(jì)算機(jī)主要硬件構(gòu)成主處理控制器。主要有通用型處理器（MPU）、微處理器（MCU）、數(shù)字信號(hào)處理器（DSP）。隨著FPGA（FieldProgrammableGateArray，現(xiàn)場(chǎng)可編程門(mén)陣列）技術(shù)的發(fā)展，相當(dāng)多采用FPGA處理器組合成強(qiáng)大的主處理控制器。4.無(wú)人機(jī)機(jī)載飛控軟件無(wú)人機(jī)機(jī)載飛控軟件，是一種運(yùn)行于飛控計(jì)算機(jī)上的嵌入式實(shí)時(shí)任務(wù)軟件。它不僅要具有功能正確、性能好、效率高的特點(diǎn)，而且要具有較好的質(zhì)量保證、可靠性和可維護(hù)性。無(wú)人機(jī)控制概述無(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)5.飛控計(jì)算機(jī)自檢測(cè)6.無(wú)人機(jī)的操控模式飛控計(jì)算機(jī)自檢測(cè)模塊（BIT）提供故障檢測(cè)、定位和隔離的功能。BIT按功能不同又分為維護(hù)自檢測(cè)（MBIT）、加電起動(dòng)自檢測(cè)（PUBIT）、飛行前自檢測(cè)（PBIT）、飛行中自檢測(cè)（IFBIT）等。1)GPS模式。就是無(wú)人機(jī)使用GPS信號(hào)接收模塊實(shí)現(xiàn)精確懸停、指點(diǎn)飛行、規(guī)劃航線(xiàn)等任務(wù)。GPS信號(hào)良好時(shí)，無(wú)人機(jī)可以實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)定位。GPS信號(hào)較差但光照良好時(shí)，無(wú)人機(jī)利用視覺(jué)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)定位，但懸停精度會(huì)變差。GPS信號(hào)較差并且光照條件也差的時(shí)候，無(wú)人機(jī)不能實(shí)現(xiàn)精確懸停，僅提供姿態(tài)增穏。無(wú)人機(jī)此時(shí)相當(dāng)于姿態(tài)模式。2)運(yùn)動(dòng)模式。在該模式無(wú)人機(jī)通過(guò)GPS模塊或下視視覺(jué)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)精確懸停，相比于GPS模式，該模式下操作無(wú)人機(jī)時(shí)靈敏度更高，速度更快。該模式主要為滿(mǎn)足部分熟練飛手體驗(yàn)競(jìng)速而設(shè)置。3)姿態(tài)模式。在該模式下，不使用GPS模塊和視覺(jué)系統(tǒng)進(jìn)行定位，無(wú)人機(jī)僅提供姿態(tài)増穩(wěn)。實(shí)際操作中，無(wú)人機(jī)會(huì)明顯地出現(xiàn)漂移，無(wú)法懸停，需要飛手通過(guò)遙控器來(lái)不斷修正無(wú)人機(jī)的位置。姿態(tài)模式考驗(yàn)的是飛手對(duì)于無(wú)人機(jī)的操控性。在一些緊急情況下，需要切換姿態(tài)模式。7.無(wú)人機(jī)的核心控制算法大多數(shù)普通無(wú)人機(jī)使用雙閉環(huán)PID控制，內(nèi)環(huán)為姿態(tài)環(huán)控制，外環(huán)為位置環(huán)控制。除此之外，無(wú)人機(jī)控制還有各種智能PID（模糊，神經(jīng)）算法，線(xiàn)性二次型調(diào)節(jié)器LQR，非線(xiàn)性算法如H無(wú)窮，軌跡線(xiàn)性化控制TLC等。無(wú)人機(jī)控制概述無(wú)人機(jī)的控制通道在實(shí)際飛控算法應(yīng)用中，無(wú)人機(jī)通常使用控制通道來(lái)描述控制的自由度。如圖所示，俯仰（Pitch）是“點(diǎn)頭”，也稱(chēng)為無(wú)人機(jī)控制的前向通道；滾轉(zhuǎn)（Roll）是“翻滾”，也稱(chēng)為無(wú)人機(jī)控制的側(cè)向通道；偏航（Yaw）是“搖頭”，也稱(chēng)為無(wú)人機(jī)控制的橫向通道。無(wú)人機(jī)自由度的控制無(wú)人機(jī)回路控制原理PID控制原理

PID算法是最早發(fā)展起來(lái)的控制策略之一。由于其算法簡(jiǎn)單、魯棒性（系統(tǒng)抵御各種擾動(dòng)因素，包括系統(tǒng)內(nèi)部結(jié)構(gòu)、參數(shù)的不確定性和系統(tǒng)外部的各種干擾等的能力）好及可靠性高而被廣泛地應(yīng)用于運(yùn)動(dòng)控制中。尤其是隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，數(shù)字PID控制被廣泛應(yīng)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(guò)線(xiàn)性組合構(gòu)成控制量，用這一控制量對(duì)被控對(duì)象進(jìn)行控制，這樣的控制器稱(chēng)為PID控制器。在飛行控制系統(tǒng)中，控制器最常用的控制規(guī)律是PID控制。常規(guī)的模擬PID控制系統(tǒng)原理框圖如圖所示。PID控制系統(tǒng)原理圖無(wú)人機(jī)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(huán)節(jié)的作用是對(duì)偏差瞬間作出反應(yīng)。偏差一旦產(chǎn)生，控制器立即產(chǎn)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(shù)學(xué)表達(dá)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(shí)，它的積分才能是一個(gè)常數(shù)，控制作用才是一個(gè)不會(huì)增加的常數(shù)?？梢?jiàn)，積分部分可以消除系統(tǒng)的偏差。3.微分部分

實(shí)際的控制系統(tǒng)除了希望消除靜態(tài)誤差外，還要求加快調(diào)節(jié)過(guò)程。在偏差出現(xiàn)的瞬間，或在偏差變化的瞬間，不但要對(duì)偏差量做出立即響應(yīng)（比例環(huán)節(jié)的作用），而且要根據(jù)偏差的變化趨勢(shì)預(yù)先給出適當(dāng)?shù)募m正。為了實(shí)現(xiàn)這一作用，可在PI控制器的基礎(chǔ)上加入微分環(huán)節(jié)，形成PID控制器。無(wú)人機(jī)回路控制原理PID控制原理整定控制器參數(shù)的方法很多，歸納起來(lái)可分為兩大類(lèi)，即理論計(jì)算整定法和工程整定法。1)湊試法2)臨界比例度法3)經(jīng)驗(yàn)法4.控制器參數(shù)整定

控制器參數(shù)整定指決定調(diào)節(jié)器的比例系數(shù)KP、積分時(shí)間TI、微分時(shí)間TD和采樣周期TS的具體數(shù)值。整定的實(shí)質(zhì)是通過(guò)改變調(diào)節(jié)器的參數(shù)，使其特性和過(guò)程特性相匹配，以改善系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)和靜態(tài)指標(biāo)，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(guò)程特性與干擾大小適當(dāng)來(lái)選取采樣周期，即對(duì)于響應(yīng)快、（如流量、壓力）波動(dòng)大、易受干擾的過(guò)程，應(yīng)選取較短的采樣周期；反之，當(dāng)過(guò)程響應(yīng)慢（如溫度、成份）、滯后大時(shí)，可選取較長(zhǎng)的采樣周期。無(wú)人機(jī)回路控制原理PID控制原理6.參數(shù)調(diào)整規(guī)則的探索人們通過(guò)對(duì)PID控制理論的認(rèn)識(shí)和長(zhǎng)期人工操作經(jīng)驗(yàn)的總結(jié)，可知PID參數(shù)應(yīng)依據(jù)以下幾點(diǎn)來(lái)適應(yīng)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)過(guò)程：1）在偏差比較大時(shí)，為使盡快消除偏差，提高響應(yīng)速度，同時(shí)為了避免系統(tǒng)響應(yīng)出現(xiàn)超調(diào)，KP取大值，KI取零；在偏差比較小時(shí)，為繼續(xù)減小偏差，并防止超調(diào)過(guò)大、產(chǎn)生振蕩、穩(wěn)定性變壞，KP值要減小，KI取小值；在偏差很小時(shí)，為消除靜差，克服超調(diào)，使系統(tǒng)盡快穩(wěn)定，KP值繼續(xù)減小，KI值不變或稍取大。2）當(dāng)偏差與偏差變化率同號(hào)時(shí)，被控量是朝偏離既定值方向變化。因此，當(dāng)被控量接近定值時(shí)，反號(hào)的比例作用阻礙積分作用，避免積分超調(diào)及隨之而來(lái)的振蕩，有利于控制；而當(dāng)被控量遠(yuǎn)未接近各定值并向定值變化時(shí)，則由于這兩項(xiàng)反向，將會(huì)減慢控制過(guò)程。在偏差比較大時(shí)，偏差變化率與偏差異號(hào)時(shí)，KP值取零或負(fù)值，以加快控制的動(dòng)態(tài)過(guò)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(shí)，要結(jié)合偏差大小來(lái)考慮。4）微分作用可改善系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性，阻止偏差的變化，有助于減小超調(diào)量，消除振蕩，縮短調(diào)節(jié)時(shí)間，允許加大KP，使系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差減小，提高控制精度，達(dá)到滿(mǎn)意的控制效果。所以，在比較大時(shí)，KD取零，實(shí)際為PI控制；在比較小時(shí)，KD取一正值，實(shí)行PID控制。無(wú)人機(jī)回路控制原理卡爾曼濾波原理1.卡爾曼濾波發(fā)展背景1960年，匈牙利數(shù)學(xué)家卡爾曼發(fā)表了一篇關(guān)于離散數(shù)據(jù)線(xiàn)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(tài)空間方法的一套遞推濾波算法，在狀態(tài)空間方法中，引入了狀態(tài)變量的概念。3.卡爾曼濾波的計(jì)算流程卡爾曼濾波的系統(tǒng)模型無(wú)人機(jī)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(tǒng)結(jié)構(gòu)對(duì)于復(fù)雜、不穩(wěn)定非線(xiàn)性系統(tǒng)，采用卡爾曼濾波器的PID控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖所示。與傳統(tǒng)的PID控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)圖相比較，在被控對(duì)象輸出值之后附加了一個(gè)卡爾曼濾波器。通過(guò)該濾波器將系統(tǒng)的測(cè)量噪聲和控制干擾量進(jìn)行消減，消減過(guò)程主要體現(xiàn)在經(jīng)過(guò)濾波器后，只要合理選用PID控制器參數(shù)，可以得到穩(wěn)定的系統(tǒng)輸出，能顯著減少噪聲的影響，同時(shí)，也能夠有效減少系統(tǒng)的峰值時(shí)間，減小振蕩次數(shù)，快速地使系統(tǒng)達(dá)到穩(wěn)定?；诳柭鼮V波器的PID控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖無(wú)人機(jī)回路控制原理無(wú)人機(jī)的回路控制無(wú)人機(jī)的回路控制如圖所示。無(wú)人機(jī)的回路控制1.無(wú)人機(jī)的姿態(tài)環(huán)（內(nèi)回路）控制2.無(wú)人機(jī)的位置環(huán)（外回路）控制

姿態(tài)環(huán)控制又稱(chēng)為穩(wěn)定控制回路，姿態(tài)控制的主要作用是維持無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中的姿態(tài)穩(wěn)定，同時(shí)實(shí)施導(dǎo)航或制導(dǎo)系統(tǒng)產(chǎn)生的軌跡規(guī)劃控制指令。姿態(tài)控制系統(tǒng)接受兩個(gè)方面的控制信息：一是來(lái)自姿態(tài)傳感器的信息，該信息是由于無(wú)人機(jī)受干擾作用使姿態(tài)偏離原來(lái)狀態(tài)而產(chǎn)生的。姿態(tài)傳感器信息經(jīng)過(guò)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)生成控制信號(hào)，再通過(guò)電機(jī)伺服機(jī)構(gòu)產(chǎn)生拉力。拉力作用于無(wú)人機(jī)機(jī)體，使之恢復(fù)到原來(lái)的姿態(tài)位置，這樣形成一個(gè)負(fù)反饋的閉環(huán)控制回路，保證飛行器姿態(tài)穩(wěn)定。另一個(gè)控制信息來(lái)自外環(huán)軌跡規(guī)劃系統(tǒng)，它們導(dǎo)引無(wú)人機(jī)進(jìn)行機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)彎等其他動(dòng)作。位置環(huán)路的控制主要作用是維持無(wú)人機(jī)的速度和飛行軌跡控制。通過(guò)無(wú)人機(jī)反饋的速度及位置信息，無(wú)人機(jī)外回路實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行軌跡的控制。通常的外回路控制方法有傳統(tǒng)的PID控制算法及現(xiàn)代模型預(yù)測(cè)等算法。通過(guò)外回路軌跡控制，無(wú)人機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)精確的飛行路徑導(dǎo)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(huán)路飛行等。固定翼無(wú)人機(jī)的飛行控制固定翼無(wú)人機(jī)的舵面及組成固定翼無(wú)人機(jī)一般由機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、起落裝置和動(dòng)力裝置五個(gè)主要部分組成，舵面主要安裝在機(jī)翼和尾翼上，如圖所示。固定翼無(wú)人機(jī)的舵面固定翼無(wú)人機(jī)的飛行控制固定翼無(wú)人機(jī)的舵面及組成固定翼無(wú)人機(jī)來(lái)說(shuō)，有以下關(guān)鍵概念定義：1)翼展——機(jī)翼（尾翼）左右翼尖間的直線(xiàn)距離（穿過(guò)機(jī)身部分也計(jì)算在內(nèi)）。2)機(jī)身全長(zhǎng)——無(wú)人機(jī)最前端到最末端的直線(xiàn)距離。3)重心——無(wú)人機(jī)各部分重力的合力作用點(diǎn)稱(chēng)為重心。4)尾心臂——由重心到水平尾翼前緣四分之一弦長(zhǎng)處的距離。5)翼型——機(jī)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(xiàn)。前后弦的距離稱(chēng)為弦長(zhǎng)，如果機(jī)翼平面形狀不是長(zhǎng)方形，一般在參數(shù)計(jì)算時(shí)采用制造商指定位置的弦長(zhǎng)或平均弦長(zhǎng)。9)展弦比——翼展與平均翼弦長(zhǎng)度的比值。展弦比大說(shuō)明機(jī)翼狹長(zhǎng)。10)迎角——機(jī)翼的前進(jìn)方向（相當(dāng)于氣流的方向）和翼弦（與機(jī)身軸線(xiàn)不同）的夾角，也稱(chēng)為攻角，它是確定機(jī)翼在氣流中姿態(tài)的基準(zhǔn)。11)翼載荷——指整機(jī)載荷（質(zhì)量）跟翼面面積的比值。12)推重比——指飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的推力跟整機(jī)重量的比值。固定翼無(wú)人機(jī)的飛行控制固定翼無(wú)人機(jī)的飛行模式1.平直飛行與轉(zhuǎn)彎飛行的原理

升力沿著垂直方向（向上拉拽飛機(jī)），可讓飛機(jī)保持騰空狀態(tài)。當(dāng)然，如果升力可以向上拉拽，同時(shí)它也可以向左或右產(chǎn)生小規(guī)模的分力。這些分力發(fā)揮作用時(shí)，飛機(jī)就會(huì)轉(zhuǎn)彎。固定翼無(wú)人機(jī)的飛行控制固定翼無(wú)人機(jī)的飛行模式2.反向偏航的原理

反向偏航是飛機(jī)之所以需要配備方向舵的原因。飛機(jī)右轉(zhuǎn)彎時(shí)，左翼上的副翼會(huì)放下來(lái)，提高了左翼升力，因此左機(jī)翼會(huì)抬升；卻也相對(duì)提高了阻力，因此也會(huì)將左翼稍稍往后方拉拽。這會(huì)讓飛機(jī)在向右側(cè)傾的同時(shí)，機(jī)頭被朝著反方向（左側(cè)）拉拽（偏航）。固定翼無(wú)人機(jī)反向偏航的調(diào)整固定翼無(wú)人機(jī)的飛行控制固定翼無(wú)人機(jī)的飛行模式3.升降原理固定翼無(wú)人機(jī)的升降控制升降舵位于飛機(jī)后端的可移動(dòng)水平控制面。它的作用是讓飛機(jī)調(diào)整俯仰角度。固定翼無(wú)人機(jī)的飛行控制固定翼無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)1.起飛起飛時(shí)，將飛機(jī)加速到足夠的速度，并抬高機(jī)頭成為爬升姿態(tài)。此時(shí)，固定翼無(wú)人機(jī)便會(huì)往上飛。2.爬升與下降通過(guò)控制機(jī)頭的俯仰來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的爬升與下降。飛機(jī)爬升所依賴(lài)的是多出來(lái)的推力，而非升力。3.著陸固定翼無(wú)人機(jī)著陸大概做法：在離跑道適當(dāng)遠(yuǎn)處減少油門(mén)，讓飛機(jī)處于一個(gè)較低的速度，適當(dāng)推升降舵（機(jī)頭稍稍向下），此時(shí)飛機(jī)高度便會(huì)慢慢降低，當(dāng)飛機(jī)降到一個(gè)較安全的高度的時(shí)候關(guān)掉油門(mén)，拉升降舵，讓機(jī)頭稍稍往上，由于此時(shí)主翼迎角變大，升力會(huì)增加一點(diǎn)，著陸便會(huì)比較柔和，特別是腳架為前三角布局的飛機(jī)，必須先以后輪著地，前輪再緩緩著地。無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的主旋翼系統(tǒng)無(wú)人直升機(jī)上可以有一個(gè)或兩個(gè)旋翼系統(tǒng)。單主旋翼直升機(jī)一般通過(guò)主旋翼系統(tǒng)和尾槳系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)飛行控制，如圖所示。單主旋翼直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的主旋翼系統(tǒng)通常的雙旋翼系統(tǒng)，如圖所示，旋翼的旋轉(zhuǎn)方向是相反的以抵消彼此的轉(zhuǎn)矩，從而保持整體穩(wěn)定，消除旋轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。雙旋翼直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的主旋翼系統(tǒng)旋翼系統(tǒng)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(tǒng)的變種和組合形式的旋翼。1.全鉸接旋翼系統(tǒng)

通常全鉸接旋翼系統(tǒng)包含三個(gè)或者更多個(gè)旋翼槳葉。旋翼槳葉可以獨(dú)立的做揮舞（flap）、周期變距（feather）、擺振（leadorlag）三種運(yùn)動(dòng)。2.半剛體旋翼系統(tǒng)

一個(gè)半剛體旋翼系統(tǒng)允許做兩種不同的運(yùn)動(dòng)，即揮舞和變距。這類(lèi)系統(tǒng)通常包含兩個(gè)剛性連接在槳轂上的槳葉。槳轂通過(guò)一個(gè)耳軸軸承或者一個(gè)蹺蹺板鉸鏈連接到主桅上，使得槳葉可以上下?lián)]舞。當(dāng)一片向下運(yùn)動(dòng)時(shí)，另一片向上運(yùn)動(dòng)。3.剛體旋翼系統(tǒng)

剛體旋翼系統(tǒng)的機(jī)械結(jié)構(gòu)很簡(jiǎn)單，但是結(jié)構(gòu)上非常復(fù)雜，因?yàn)楣ぷ鬏d荷必須被材料的彎曲來(lái)吸收而不是通過(guò)鉸鏈來(lái)消除。這類(lèi)系統(tǒng)中槳葉不可以做揮舞和擺振動(dòng)作，但是可以變距。無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的反扭矩系統(tǒng)大多數(shù)單主旋翼直升機(jī)需要一個(gè)單獨(dú)的尾槳系統(tǒng)來(lái)克服主旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的扭矩，如圖所示。調(diào)整反扭矩系統(tǒng)的推力可以在主槳力矩改變時(shí)控制方向，或者在懸停的時(shí)候改變機(jī)頭的朝向。尾槳系統(tǒng)產(chǎn)生反扭矩?zé)o人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行模式1.無(wú)人機(jī)操縱簡(jiǎn)介無(wú)人直升機(jī)的操縱無(wú)人直升機(jī)中旋翼不僅提供升力，同時(shí)也是直升機(jī)的主要操縱面?？偩嗖倏v桿通過(guò)自動(dòng)傾斜器改變旋翼槳葉總距，控制直升機(jī)的升降運(yùn)動(dòng)。提桿增大總距，升力增大，直升機(jī)上升；壓桿，減小總距，直升機(jī)下降。操縱周期變距操縱桿，使自動(dòng)傾斜器相應(yīng)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(yīng)的方向傾斜，達(dá)到控制直升機(jī)的前、后（左、右）和俯仰（或橫滾）運(yùn)動(dòng)，如圖所示。無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行模式2.無(wú)人直升機(jī)的操縱模式無(wú)人直升機(jī)的垂直操縱任何航空器在空中運(yùn)動(dòng)都具有6個(gè)自由度，需要通過(guò)控制3個(gè)力和3個(gè)力矩來(lái)控制航空器的運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)。無(wú)人直升機(jī)的縱向移動(dòng)與俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)、橫側(cè)移動(dòng)與滾轉(zhuǎn)是不能獨(dú)立分開(kāi)的，因此無(wú)人直升機(jī)的6個(gè)自由度只需要以下4個(gè)操縱：1)垂直運(yùn)動(dòng)操縱。通過(guò)總距操縱桿改變旋翼槳葉角而改變旋翼拉力，操縱無(wú)人直升機(jī)升降改變升力的大小來(lái)實(shí)現(xiàn)。2)縱向運(yùn)動(dòng)操縱。通過(guò)周期變距操縱桿的前后移動(dòng)，改變旋翼縱向傾斜角而改變拉力方向，產(chǎn)生附加縱向力來(lái)操縱無(wú)人直升機(jī)前進(jìn)或后退。3)橫側(cè)運(yùn)動(dòng)操縱。通過(guò)周期變距操縱桿的左右移動(dòng)，改變旋翼橫向傾斜角而改變拉力方向，產(chǎn)生附加橫側(cè)力來(lái)實(shí)現(xiàn)。4)航向運(yùn)動(dòng)操縱。通過(guò)尾槳總距操縱桿改變尾槳槳距而改變尾槳拉力大小，來(lái)保證原定航向或進(jìn)行左右轉(zhuǎn)彎。無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行狀態(tài)無(wú)人直升機(jī)飛行狀態(tài)包括平飛、上升、下滑、懸停、垂直飛行、側(cè)滑、盤(pán)旋、側(cè)飛、后飛和機(jī)動(dòng)飛行等?？梢?jiàn)，無(wú)人直升機(jī)的飛行狀態(tài)比固定翼無(wú)人機(jī)飛行狀態(tài)復(fù)雜。1.平飛無(wú)人直升機(jī)做水平直線(xiàn)的飛行叫平飛。平飛中，旋翼迎角一般為負(fù)。平飛時(shí)，作用于無(wú)人直升機(jī)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(yīng)為：1)為保持飛行高度不變，旋翼拉力在鉛垂方向的分力應(yīng)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(yīng)等于空氣阻力；3)為保持無(wú)人直升機(jī)無(wú)側(cè)滑，旋翼拉力的側(cè)向分力應(yīng)等于尾槳拉力；4)作用于無(wú)人直升機(jī)的各力繞重心形成的力矩必須取得平衡。無(wú)人直升機(jī)要保持等速平飛，以上任一條件都要滿(mǎn)足，只要其中一個(gè)條件遭到破壞，其他平衡關(guān)系就會(huì)發(fā)生變化，平飛就不能保持，使無(wú)人直升機(jī)高度和速度發(fā)生變化。無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行狀態(tài)2.上升與下滑

無(wú)人機(jī)沿向上傾斜或垂直的軌跡所做的飛行，稱(chēng)為上升，也叫爬升。上升是無(wú)人直升機(jī)超越障礙物取得高度的基本方法。無(wú)人直升機(jī)上升與固定翼無(wú)人機(jī)的區(qū)別在于，常規(guī)固定翼無(wú)人機(jī)上升時(shí)機(jī)頭上仰，而無(wú)人直升機(jī)上升時(shí)機(jī)頭較平，有時(shí)甚至還稍低，此時(shí)旋翼迎角是負(fù)的，其負(fù)值比平飛時(shí)要大。無(wú)人直升機(jī)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(shí)重力與飛行運(yùn)動(dòng)軌跡不垂直，如圖所示。無(wú)人直升機(jī)上升時(shí)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(yīng)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(yīng)等于重力第二分力G2；3)為保持無(wú)人直升機(jī)無(wú)側(cè)滑，旋翼拉力第三分力T3應(yīng)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(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行狀態(tài)3.懸停無(wú)人直升機(jī)懸停時(shí)的受力狀況懸停飛行是分析無(wú)人直升機(jī)垂直升降的基礎(chǔ)，保持無(wú)人直升機(jī)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(wú)偏轉(zhuǎn)條件：ΣM=0；4)保持側(cè)向平衡條件：T尾T3。

當(dāng)旋翼拉力大于無(wú)人直升機(jī)重力時(shí)，無(wú)人直升機(jī)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(shí)，無(wú)人直升機(jī)將停止上升。無(wú)人直升機(jī)在一定高度上航向和位置都保持不變的飛行狀態(tài)，稱(chēng)為懸停，如圖所示。無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行狀態(tài)4.盤(pán)旋無(wú)人直升機(jī)盤(pán)旋時(shí)的受力狀況正常盤(pán)旋中，無(wú)人直升機(jī)各作用力的相互關(guān)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(zhuǎn)動(dòng)：ΣM=0。

無(wú)人直升機(jī)在水平面內(nèi)做等速等半徑的圓周飛行，稱(chēng)為盤(pán)旋，如圖所示。做好盤(pán)旋的基本要求是：保持盤(pán)旋的坡度、高度、速度和半徑不變。盤(pán)旋是水平機(jī)動(dòng)飛行的基礎(chǔ)，也是無(wú)人直升機(jī)實(shí)施機(jī)動(dòng)的一個(gè)常用的飛行狀態(tài)。無(wú)人直升機(jī)的飛行控制無(wú)人直升機(jī)的飛行狀態(tài)5.起飛和著陸

無(wú)人直升機(jī)從開(kāi)始增大旋翼拉力到離開(kāi)地面，并增速和上升到一定高度的運(yùn)動(dòng)過(guò)程，叫起飛。在正常起飛全重、場(chǎng)地凈空條件較好時(shí)，無(wú)人直升機(jī)離地1-2米進(jìn)行短時(shí)間懸停，然后帶小上升角增速上升到一定高度和達(dá)到一定速度，保持一定姿態(tài)沿預(yù)定軌跡飛行。這是一種經(jīng)常采用的起飛方法。此外還有滑跑起飛、最大功率起飛、無(wú)懸停起飛等方法。無(wú)人直升機(jī)從一定的高度下滑，消速并降落于地面直至停止的運(yùn)動(dòng)過(guò)程稱(chēng)為著陸。無(wú)人直升機(jī)向預(yù)定接地點(diǎn)降落，要經(jīng)過(guò)下滑消速的過(guò)程。通過(guò)下滑來(lái)下降高度，通過(guò)消速使速度減小，直至速度為零以便垂直著陸。無(wú)人直升機(jī)的下滑消速是一個(gè)過(guò)渡飛行狀態(tài)。由于飛行狀態(tài)的變化，作用于飛機(jī)上的力和力矩不斷發(fā)生變化，所以下滑消速的操縱比較復(fù)雜。經(jīng)過(guò)下滑消速后，在預(yù)定地點(diǎn)上空進(jìn)行短時(shí)間懸停后進(jìn)行垂直著陸。這個(gè)過(guò)程要保持各力和力矩不斷地取得平衡，達(dá)到垂直下降和著陸的目的。多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制飛行控制系統(tǒng)簡(jiǎn)介1.飛行控制系統(tǒng)的組成

飛行控制系統(tǒng)，或稱(chēng)為自動(dòng)駕駛儀（簡(jiǎn)稱(chēng)自駕儀），是多旋翼無(wú)人機(jī)的核心。多旋翼無(wú)人機(jī)要完成自主飛行，需要控制系統(tǒng)對(duì)內(nèi)回路（姿態(tài)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(tǒng)分為軟件部分和硬件部分，主要組成有：（1）全球定位系統(tǒng)（GPS）接收器；（2）慣性測(cè)量單元（IMU），包括三軸加速度計(jì)、三軸陀螺儀、電子羅盤(pán)（或磁力計(jì)），目的是得到多旋翼的姿態(tài)信息；（3）氣壓計(jì)和超聲波測(cè)距模塊；（4）微型計(jì)算機(jī)；（5）接口等，如圖所示。多旋翼無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的組成多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制飛行控制系統(tǒng)簡(jiǎn)介2.飛行控制系統(tǒng)的作用

感知。導(dǎo)航就是解決“多旋翼無(wú)人機(jī)在哪”的問(wèn)題。如何發(fā)揮各自傳感器優(yōu)勢(shì)，得到準(zhǔn)確的位置和姿態(tài)信息，是自駕儀飛控要做的首要的事情?？刂?。控制就是解決“多旋翼無(wú)人機(jī)怎么去”的問(wèn)題。首先得到準(zhǔn)確的位置和姿態(tài)信息，之后根據(jù)任務(wù)，通過(guò)算法計(jì)算出控制量，輸出給電調(diào)，進(jìn)而控制電機(jī)轉(zhuǎn)速。決策。決策就是解決“多旋翼無(wú)人機(jī)去哪兒”的問(wèn)題。去哪兒可能是操作手決定的，也可能是為了安全，按照規(guī)定流程的緊急處理方案。多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制模式1.飛行控制系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)

多旋翼無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)由機(jī)上及地面兩部分組成，機(jī)上和地面系統(tǒng)通過(guò)數(shù)據(jù)通信系統(tǒng)直接耦合。操縱信號(hào)和飛控指令輸入地面飛控系統(tǒng)計(jì)算機(jī)后，經(jīng)過(guò)計(jì)算機(jī)處理，通過(guò)數(shù)據(jù)通信系統(tǒng)傳輸?shù)綑C(jī)上自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)計(jì)算機(jī)，經(jīng)處理后去控制多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行運(yùn)動(dòng)，如圖所示。多旋翼無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制模式2.飛行控制系統(tǒng)的分層結(jié)構(gòu)

多旋翼無(wú)人機(jī)飛行是一個(gè)典型的非線(xiàn)性、強(qiáng)耦合、多輸入多輸出的復(fù)雜系統(tǒng)。經(jīng)典的多旋翼無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)采用PID控制方法，由于其結(jié)構(gòu)上的簡(jiǎn)單性，并且較少依賴(lài)精確的動(dòng)態(tài)模型，PID控制方法成為最常見(jiàn)的選擇之一。自主飛行是無(wú)人機(jī)系統(tǒng)區(qū)別于有人駕駛飛行器最重要的技術(shù)特征。為了實(shí)現(xiàn)全自主飛行控制，多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)在內(nèi)外環(huán)分層基礎(chǔ)上，可進(jìn)一步細(xì)分為位置控制、姿態(tài)控制、控制分配和電機(jī)控制，如圖所示。多旋翼無(wú)人機(jī)飛行控制的工作原理多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行控制多旋翼無(wú)人機(jī)的飛行狀態(tài)多旋翼無(wú)人機(jī)通過(guò)飛行控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)各個(gè)旋翼的