● 摘要
本文围绕某型大展弦比连接翼布局无人机的飞行控制律设计展开。进行了单独前、后翼升降舵的常规俯仰控制律设计，以及采用直接力控制时俯仰指向和垂直平移模态的控制律设计。 常规俯仰控制律设计选取任务飞行状态一设计点。首先参考现有高空长航时探测无人机的飞行剖面和任务特性，进行了无人机的飞行过程描述、飞行阶段划分、控制功能和模态定义。然后利用Matlab的配平线化平台得到无人机在任务阶段一设计点的纵/横向分开的四阶小扰动线化模型，并进行了无控模态下的模态特性分析。在此基础上进行了纵向增稳控制、俯仰角保持/控制、高度保持/控制和航迹角保持/控制的控制律设计和调参。由各回路时域响应特性的比较得出：在响应初期时，由于力矩操纵的固有特性，后翼控制时出现短暂的下沉再爬升现象，导致其初始延迟时间相对较长；在高度回路和航迹角回路，后翼控制时总的调节时间和上升时间要比前翼控制时要短；但时间参数相差均较小，不足以由此进行前/后翼控制的选择。 直接力控制选择俯仰指向模态和垂直平移模态进行控制律设计。基于特征结构配置法和状态反馈解耦法分别进行了直接力控制时输出反馈矩阵和输入转换矩阵的设计，实现了姿态运动和航迹运动的良好解耦。由时域响应特性可知，采用直接力控制时的延迟时间和上升时间都比常规控制时明显减小。