本發(fā)明涉及航空，特別涉及一種基于試飛試驗(yàn)的小型無(wú)人機(jī)建模和控制律設(shè)計(jì)方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、現(xiàn)有的飛行器設(shè)計(jì)，尤其是針對(duì)低成本小型無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型建立方法，主要來(lái)源于有人機(jī)(即大型飛機(jī))的設(shè)計(jì)方法而來(lái)，需要經(jīng)過(guò)參數(shù)測(cè)量計(jì)算、氣動(dòng)仿真或測(cè)量、動(dòng)力學(xué)模型建模、控制律設(shè)計(jì)和調(diào)參、仿真試驗(yàn)、硬件在環(huán)仿真和實(shí)飛驗(yàn)證等一系列環(huán)節(jié)，環(huán)節(jié)復(fù)雜耗時(shí)長(zhǎng)?，F(xiàn)有小型無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)建模通常需要通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)得到飛行器的氣動(dòng)參數(shù)，再建立對(duì)應(yīng)的六自由度動(dòng)力學(xué)方程，得到小型無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型，整個(gè)過(guò)程繁瑣且耗時(shí)；而且，仿真試驗(yàn)和硬件在環(huán)仿真環(huán)節(jié)，均需要解決動(dòng)力學(xué)模型建模不準(zhǔn)確帶來(lái)的誤差，同時(shí)需要不斷對(duì)于控制律參數(shù)進(jìn)行修改和調(diào)整?，F(xiàn)有的小型無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)生產(chǎn)技術(shù)已相對(duì)成熟，但對(duì)于低成本小型無(wú)人機(jī)的快速落地和驗(yàn)證亟需解決，因?yàn)樾⌒蜔o(wú)人機(jī)構(gòu)型不同也會(huì)對(duì)動(dòng)力學(xué)模型建模提出不同的或新的要求，控制律設(shè)計(jì)也需要較長(zhǎng)時(shí)間的迭代和驗(yàn)證，程序復(fù)雜，對(duì)于目前快速迭代和設(shè)計(jì)、生產(chǎn)小型飛行器設(shè)計(jì)企業(yè)來(lái)說(shuō)時(shí)間和經(jīng)濟(jì)成本過(guò)高，抑制了低成本小型無(wú)人機(jī)的研發(fā)和試驗(yàn)，具體地，現(xiàn)有技術(shù)中涉及的小型無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型建立存在以下主要技術(shù)問(wèn)題：

2、建模復(fù)雜且耗時(shí)長(zhǎng)：小型無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型通常采用有人機(jī)設(shè)計(jì)方法，經(jīng)過(guò)復(fù)雜的參數(shù)測(cè)量、氣動(dòng)仿真、風(fēng)洞試驗(yàn)等步驟，建立動(dòng)力學(xué)模型，過(guò)程繁瑣且耗時(shí)。

3、模型不準(zhǔn)確：現(xiàn)有建模方法依賴風(fēng)洞試驗(yàn)獲取氣動(dòng)參數(shù)，但模型準(zhǔn)確性不高，在仿真和硬件在環(huán)測(cè)試階段常常出現(xiàn)誤差，導(dǎo)致模型需不斷修正。

4、控制律設(shè)計(jì)困難：控制律設(shè)計(jì)依賴復(fù)雜的迭代過(guò)程，受模型不準(zhǔn)確影響，控制律參數(shù)需要反復(fù)調(diào)整，增加了開發(fā)難度和時(shí)間成本。

5、新型小型無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)需求多樣：新型小型無(wú)人機(jī)的不同構(gòu)型和快速落地需求，要求更快速、靈活的動(dòng)力學(xué)模型建立方法，傳統(tǒng)方法難以適應(yīng)。

6、高成本和復(fù)雜流程：對(duì)于低成本小型無(wú)人機(jī)，復(fù)雜的建模和控制律設(shè)計(jì)流程導(dǎo)致時(shí)間和經(jīng)濟(jì)成本過(guò)高，抑制了快速研發(fā)和驗(yàn)證的需求。

7、因此，針對(duì)低成本小型無(wú)人機(jī)的研發(fā)和試驗(yàn)過(guò)程中，動(dòng)力學(xué)模型建模和控制律設(shè)計(jì)的過(guò)程復(fù)雜且耗時(shí)長(zhǎng)成為了亟需解決的技術(shù)問(wèn)題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了解決針對(duì)低成本小型無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型建模和控制律設(shè)計(jì)的過(guò)程需要多個(gè)設(shè)計(jì)試驗(yàn)環(huán)節(jié)、開發(fā)周期長(zhǎng)、開發(fā)成本高的技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明提出了一種基于試飛試驗(yàn)的小型無(wú)人機(jī)建模和控制律設(shè)計(jì)方法及系統(tǒng)，解決了針對(duì)小型無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型建模和控制律設(shè)計(jì)的過(guò)程復(fù)雜、設(shè)計(jì)試驗(yàn)環(huán)節(jié)多、開發(fā)周期長(zhǎng)、開發(fā)成本高的問(wèn)題，能夠進(jìn)行快速、準(zhǔn)確、安全的進(jìn)行動(dòng)力學(xué)模型建模和控制律設(shè)計(jì)。

2、本發(fā)明提供具體方案如下：

3、第一方面，一種基于試飛試驗(yàn)的小型無(wú)人機(jī)建模和控制律設(shè)計(jì)方法，包括：

4、s1.搭建試驗(yàn)平臺(tái)：在無(wú)障礙的試驗(yàn)空間內(nèi)利用試驗(yàn)空間內(nèi)的輔助固定裝置的固定部件固定布置三軸力傳感器，將三軸力傳感器與小型無(wú)人機(jī)綁定，所述試驗(yàn)空間和輔助固定裝置形成該小型無(wú)人機(jī)在半球空間內(nèi)受輔助固定裝置支撐試飛飛行的飛行試驗(yàn)平臺(tái)，所述輔助固定裝置給予小型無(wú)人機(jī)的支撐或牽拉的力設(shè)定為繩力，所述三軸力傳感器獲取小型無(wú)人機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用飛行下的繩力，所述小型無(wú)人機(jī)所受合力的作用點(diǎn)趨近小型無(wú)人機(jī)重心，所述試驗(yàn)空間和輔助固定裝置共同限制小型無(wú)人機(jī)失控高于地面，以使其小型無(wú)人機(jī)在試驗(yàn)空間范圍內(nèi)無(wú)障礙飛行；

5、s2.試驗(yàn)前配置：將所述三軸力傳感器、所述小型無(wú)人機(jī)和所述小型無(wú)人機(jī)上的集成有姿態(tài)傳感器的飛控，分別與計(jì)算機(jī)進(jìn)行信號(hào)連接，用于控制信號(hào)上傳和各傳感器信號(hào)獲取，其中所述三軸力傳感器實(shí)時(shí)回傳測(cè)量到的繩力，小型無(wú)人機(jī)飛控回傳傳感器參數(shù)，得到測(cè)量姿態(tài)角俯仰滾轉(zhuǎn)偏航角分別為[θ,φ,ψ]、以小型無(wú)人機(jī)重心為坐標(biāo)原點(diǎn)的體軸系三軸速度分量為[u,v,w]、角速度三軸分量[p,q,r]，則狀態(tài)變量記為x＝[u,v,w,p,q,r,θ,φ,ψ]；通過(guò)pwm遙控控制舵面舵機(jī)偏轉(zhuǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，通過(guò)測(cè)量確定pwm控制信號(hào)的三通道控制量與所述小型無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)速、偏角等狀態(tài)變量的對(duì)應(yīng)關(guān)系，得到初步控制能力；

6、s3.試飛模型建立：基于所述初步控制能力對(duì)所述小型無(wú)人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速進(jìn)行調(diào)整，使所述小型無(wú)人機(jī)在人為輔助下實(shí)現(xiàn)繩力、推力、氣動(dòng)力和重力平衡的飛行；并實(shí)時(shí)記錄所述小型無(wú)人機(jī)的力數(shù)據(jù)和運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)，建立線性狀態(tài)方程即線性動(dòng)力學(xué)模型；采用頻率辨識(shí)等方法在小型無(wú)人機(jī)平衡狀態(tài)下對(duì)三通道控制量執(zhí)行掃頻操作，得到所述小型無(wú)人機(jī)在該平衡狀態(tài)下的響應(yīng)特性，對(duì)小型無(wú)人機(jī)提取有效頻段執(zhí)行參數(shù)辨識(shí)操作，得到線性動(dòng)力學(xué)模型中所需的無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)參數(shù)，進(jìn)而得到所述線性動(dòng)力學(xué)模型的狀態(tài)空間模型矩陣，通過(guò)拉普拉斯變換得到控制通道的傳遞函數(shù)；

7、s4.控制律設(shè)計(jì)和調(diào)優(yōu)：基于所述傳遞函數(shù)和線性狀態(tài)方程，采用pid控制生成進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)得到初步控制律，按照所述初步控制律將所述小型無(wú)人機(jī)在所述試驗(yàn)平臺(tái)上繼續(xù)進(jìn)行試飛試驗(yàn)，得到實(shí)際飛行效果下所述小型無(wú)人機(jī)的瞬態(tài)響應(yīng)和穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，得到所述小型無(wú)人機(jī)的時(shí)域分析法、頻域分析法，依據(jù)所述時(shí)域分析法中的瞬態(tài)響應(yīng)、穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，及頻域分析法中的幅頻特性、相頻特性，判斷所述初步控制律是否合理，進(jìn)而對(duì)pid控制參數(shù)進(jìn)行調(diào)整優(yōu)化。

8、所述飛行試驗(yàn)平臺(tái)的輔助固定裝置為鋼架連桿結(jié)構(gòu)，所述鋼架連桿結(jié)構(gòu)為底端固定在地面的六自由度連桿結(jié)構(gòu)，其頂端通過(guò)球頭關(guān)節(jié)與作為所述固定部件的一個(gè)平臺(tái)或框架連接，所述小型無(wú)人機(jī)與所述固定部件的固定連接點(diǎn)為使得所述小型無(wú)人機(jī)受的合力的作用點(diǎn)在趨近小型無(wú)人機(jī)重心的連接點(diǎn)。

9、所述輔助固定裝置為天花板，所述固定部件為設(shè)置在天花板上的固定掛點(diǎn)，所述三軸力傳感器與小型無(wú)人機(jī)綁定通過(guò)無(wú)彈性的繩材綁定，所述小型無(wú)人機(jī)上與所述繩材的連接掛點(diǎn)的布置使得繩材給小型無(wú)人機(jī)合力的作用點(diǎn)在小型無(wú)人機(jī)重心附近，所述繩材長(zhǎng)度小于所述固定掛點(diǎn)到地面的垂直距離。優(yōu)選地，s2中所述用于控制信號(hào)上傳和傳感器信號(hào)獲取，包括：向所述小型無(wú)人機(jī)上傳pwm信號(hào)；獲取所述三軸力傳感器實(shí)時(shí)測(cè)得的繩力數(shù)據(jù)；獲取所述姿態(tài)傳感器測(cè)得所述小型無(wú)人機(jī)當(dāng)前的位置、姿態(tài)、三軸速度、三軸加速度、三軸角速度和三軸角加速度。優(yōu)選地，s2中所述通過(guò)pwm遙控控制舵面舵機(jī)偏轉(zhuǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，通過(guò)測(cè)量確定pwm控制信號(hào)的三通道控制量與所述小型無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)速、偏角等狀態(tài)變量的對(duì)應(yīng)關(guān)系，得到初步控制能力，包括：設(shè)置不同占空比的pwm信號(hào)，控制所述小型無(wú)人機(jī)電機(jī)的轉(zhuǎn)速和舵機(jī)的偏角；測(cè)量不同占空比的pwm信號(hào)對(duì)應(yīng)的電機(jī)轉(zhuǎn)速和舵機(jī)偏角；繪制pwm信號(hào)占空比與所述轉(zhuǎn)速和所述偏角的對(duì)應(yīng)曲線，得到不同pwm信號(hào)對(duì)所述小型無(wú)人機(jī)電機(jī)和舵機(jī)的控制效果，即得到所述初步控制能力。

10、優(yōu)選地，s3具體包括以下步驟：

11、根據(jù)所述初步控制能力，利用數(shù)據(jù)通信脈沖寬度調(diào)制遙控控制所述小型無(wú)人機(jī)的舵面舵機(jī)偏轉(zhuǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，對(duì)滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)通道控制量分別記為[δlat,δlon,δped]，推力油門量記為[δcol]，則所述小型無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型中，控制量記為u＝[δlat,δlon,δped,δcol]；

12、所述小型無(wú)人機(jī)飛控回傳所述姿態(tài)傳感器參數(shù)，得到俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角分別為[θ,φ,ψ]，以小型無(wú)人機(jī)重心為坐標(biāo)原點(diǎn)的體軸系三軸速度分量為[u,v,w]，以及三軸角速度分量為[p,q,r]，則所述小型無(wú)人機(jī)的狀態(tài)變量記為x＝[u,v,w,p,q,r,θ,φ,ψ]；

13、所述三軸力傳感器回傳測(cè)量到的力所述小型無(wú)人機(jī)在繩力推力氣動(dòng)力重力的作用下達(dá)到穩(wěn)定飛行的平衡狀態(tài)，所述小型無(wú)人機(jī)除重力外的合外力記為所述合外力在三軸力分量為x，y，z，合外力矩在三軸力矩分量為l，m，n；

14、依據(jù)上述數(shù)據(jù)建立線性動(dòng)力學(xué)模型如下，其中為x的導(dǎo)數(shù)，g代表重力加速度，其余變量代表x，y，z，l，m，n在狀態(tài)量x及控制量u上的偏導(dǎo)數(shù)，以xu為例，xu表示變量x在u上的偏導(dǎo)數(shù)：

15、

16、式中，x為所述小型無(wú)人機(jī)的狀態(tài)變量，u為對(duì)所述小型無(wú)人機(jī)的控制量，a為系統(tǒng)矩陣，b為控制矩陣；

17、采取頻率辨識(shí)方法，在所述小型無(wú)人機(jī)平衡狀態(tài)下對(duì)各個(gè)控制量[δlat,δlon,δped,δcol]執(zhí)行掃頻操作，得到所述小型無(wú)人機(jī)在當(dāng)前平衡狀態(tài)下的響應(yīng)特性，采用相應(yīng)的濾波器，減少非頻段內(nèi)信號(hào)的干擾，提取有效頻段執(zhí)行參數(shù)辨識(shí)操作。在不同狀態(tài)點(diǎn)下有變化的繩力fs，通過(guò)三軸力傳感器可以得到繩力的大小和方向，從而將繩力在狀態(tài)量及控制量u上的偏導(dǎo)數(shù)作為已知量，同時(shí)推力為已知量，由此可以從掃頻參數(shù)辨識(shí)得到的參量中分離出單獨(dú)氣動(dòng)力fair在狀態(tài)量及控制量u上的偏導(dǎo)數(shù)，由此得到了所測(cè)無(wú)人機(jī)在沒(méi)有繩力下進(jìn)行正常飛行狀態(tài)的氣動(dòng)參數(shù)，即升力和阻力在速度和姿態(tài)上的導(dǎo)數(shù)。進(jìn)一步可以得到無(wú)人機(jī)僅在推力和氣動(dòng)力作用下的線性動(dòng)力學(xué)模型，在模型基礎(chǔ)上可以進(jìn)一步通過(guò)拉普拉斯變換得到控制通道的傳遞函數(shù)。

18、優(yōu)選地，s4中所述時(shí)域分析法和頻域分析法具體為：

19、時(shí)域分析法：所述瞬態(tài)響應(yīng)是所述小型無(wú)人機(jī)在收到控制信號(hào)后的初始反應(yīng)，參數(shù)包括上升時(shí)間、調(diào)整時(shí)間、超調(diào)量和振蕩次數(shù)；所述穩(wěn)態(tài)響應(yīng)是在當(dāng)前控制信號(hào)下所述小型無(wú)人機(jī)飛行達(dá)到平衡狀態(tài)后的實(shí)際狀態(tài)與所述當(dāng)前控制信號(hào)的期望狀態(tài)的差異，參數(shù)為穩(wěn)態(tài)誤差和穩(wěn)態(tài)增益；

20、頻域分析法：所述幅頻特性為系統(tǒng)在正弦輸入信號(hào)與開環(huán)系統(tǒng)輸出的振幅比，表示系統(tǒng)對(duì)不同頻率輸入信號(hào)的放大或衰減能力，參數(shù)為幅值裕度；所述相頻特性為系統(tǒng)在正弦輸入信號(hào)與開環(huán)系統(tǒng)輸出的相位差，系統(tǒng)對(duì)不同頻率輸入信號(hào)的相位移動(dòng)情況，參數(shù)為相角裕度。

21、優(yōu)選地，s4中所述依據(jù)所述時(shí)域分析法中的瞬態(tài)響應(yīng)、穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，及頻域分析法中的幅頻特性、相頻特性判斷所述初步控制律是否合理，包括：

22、所述時(shí)域分析法中，對(duì)所述上升時(shí)間、調(diào)整時(shí)間、超調(diào)量和震蕩次數(shù)分別設(shè)置上升時(shí)間閾值、調(diào)整時(shí)間閾值、超調(diào)量閾值和震蕩次數(shù)閾值，當(dāng)所述上升時(shí)間小于所述上升時(shí)間閾值、所述調(diào)整時(shí)間小于所述調(diào)整時(shí)間閾值、所述超調(diào)量小于所述超調(diào)量閾值以及所述震蕩次數(shù)小于所述震蕩次數(shù)閾值時(shí)，表明所述初步控制律為合理，否則，為不合理；對(duì)所述穩(wěn)態(tài)增益設(shè)置穩(wěn)態(tài)增益閾值，當(dāng)所述穩(wěn)態(tài)誤差為0，所述穩(wěn)態(tài)增益等于所述穩(wěn)態(tài)增益閾值時(shí)，表明所述初步控制律為合理，否則，為不合理；

23、所述頻域分析法中，對(duì)所述幅頻特性中的幅值裕度設(shè)置幅值裕度閾值，所述相頻特性中的相角裕度設(shè)置相角裕度閾值，當(dāng)所述幅值裕度大于所述幅值裕度閾值、所述相角裕度大于所述相角裕度閾值時(shí)，表明所述初步控制律為合理，否則，為不合理。

24、優(yōu)選地，s4中所述對(duì)pid控制參數(shù)進(jìn)行調(diào)整優(yōu)化，包括：所述控制參數(shù)包括比例增益、積分增益和微分增益；增大或減小比例增益，以提高所述小型無(wú)人機(jī)的響應(yīng)速度或減少超調(diào)和振蕩，提高系統(tǒng)的幅值裕度和相角裕度；增大或減小積分增益，以消除穩(wěn)態(tài)誤差和減少超調(diào)和振蕩，提高相角裕度；增大或減小微分增益，以減少超調(diào)或抑制高頻噪聲敏感性，提高相角裕度；依次調(diào)節(jié)每個(gè)所述控制參數(shù)，并逐步進(jìn)行所述飛行測(cè)試，綜合調(diào)整控制參數(shù)以實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)各個(gè)響應(yīng)性能滿足要求，即可得到具有良好控制性能的控制器。

25、第二方面，一種基于試飛試驗(yàn)的小型無(wú)人機(jī)建模和控制律設(shè)計(jì)系統(tǒng)，包括：試驗(yàn)平臺(tái)搭建模塊、試驗(yàn)配置模塊、試飛模型建立模塊和控制律設(shè)計(jì)調(diào)優(yōu)模塊；

26、所述試驗(yàn)平臺(tái)搭建模塊，包括設(shè)置在無(wú)障礙的固定空間內(nèi)的輔助固定裝置、利用輔助固定裝置的固定部件固定三軸力傳感器、與三軸力傳感器固定連接的小型無(wú)人機(jī)，所述固定空間和輔助固定裝置形成該小型無(wú)人機(jī)在半球空間內(nèi)受輔助固定裝置支撐試飛飛行的飛行試驗(yàn)平臺(tái)，所述輔助固定裝置支撐或牽拉小型無(wú)人機(jī)的力設(shè)定為繩力，所述三軸力傳感器獲取小型無(wú)人機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用飛行下繩力，所述小型無(wú)人機(jī)所受合力的作用點(diǎn)趨近小型無(wú)人機(jī)重心，所述固定空間和輔助固定裝置共同限制小型無(wú)人機(jī)失控高于地面，以使其在試驗(yàn)的固定空間范圍內(nèi)無(wú)障礙飛行；

27、所述試驗(yàn)配置模塊，將所述三軸力傳感器、所述小型無(wú)人機(jī)和所述小型無(wú)人機(jī)的集成有姿態(tài)傳感器的飛控分別與計(jì)算機(jī)進(jìn)行信號(hào)連接，用于控制信號(hào)上傳和傳感器信號(hào)獲??；通過(guò)pwm遙控控制舵面舵機(jī)偏轉(zhuǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，測(cè)量確定pwm控制信號(hào)的三通道控制量與所述小型無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)速、偏角等狀態(tài)變量的對(duì)應(yīng)關(guān)系，得到初步控制能力；

28、所述試飛模型建立模塊，基于所述初步控制能力對(duì)所述小型無(wú)人機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速進(jìn)行調(diào)整，使所述小型無(wú)人機(jī)在人為輔助下實(shí)現(xiàn)繩力、推力、氣動(dòng)力和重力平衡的飛行；并實(shí)時(shí)記錄所述小型無(wú)人機(jī)的力數(shù)據(jù)和運(yùn)動(dòng)數(shù)據(jù)，建立線性動(dòng)力學(xué)模型；采用頻率辨識(shí)方法在小型無(wú)人機(jī)平衡狀態(tài)下對(duì)三通道控制量執(zhí)行掃頻操作，得到所述小型無(wú)人機(jī)在該平衡狀態(tài)下的響應(yīng)特性，提取有效頻段執(zhí)行參數(shù)辨識(shí)操作，得到線性動(dòng)力學(xué)模型中所需的無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)參數(shù)，進(jìn)而得到所述線性動(dòng)力學(xué)模型的狀態(tài)空間模型矩陣，通過(guò)拉普拉斯變換得到控制通道的傳遞函數(shù)；

29、所述控制律設(shè)計(jì)和調(diào)優(yōu)模塊，基于所述傳遞函數(shù)和線性方程，采用pid控制生成進(jìn)行控制率設(shè)計(jì)得到初步控制律，按照所述初步控制律將所述小型無(wú)人機(jī)在所述試驗(yàn)平臺(tái)上繼續(xù)進(jìn)行飛行測(cè)試，得到實(shí)際飛行效果下所述小型無(wú)人機(jī)的瞬態(tài)響應(yīng)和穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，依據(jù)所述瞬態(tài)響應(yīng)和穩(wěn)態(tài)響應(yīng)判斷所述初步控制律是否合理，進(jìn)而對(duì)pid控制參數(shù)進(jìn)行調(diào)整優(yōu)化。

30、本發(fā)明有益效果：

31、本發(fā)明提供了一種基于試飛試驗(yàn)的小型無(wú)人機(jī)建模和控制律設(shè)計(jì)方法，通過(guò)s1在無(wú)障礙的固定空間內(nèi)利用輔助固定裝置的固定部件固定布置與小型無(wú)人機(jī)相連的三軸傳感器，來(lái)搭建具有可測(cè)支撐力下進(jìn)行試飛飛行的小型無(wú)人機(jī)試飛飛行試驗(yàn)平臺(tái)，能使小型無(wú)人機(jī)無(wú)障礙飛行；然后通過(guò)s2試飛試驗(yàn)前配置，得到對(duì)小型無(wú)人機(jī)的初步控制能力；s3試飛模型建立，基于初步控制能力使小型無(wú)人機(jī)達(dá)到平衡狀態(tài)，根據(jù)平衡狀態(tài)下的數(shù)據(jù)得到小型無(wú)人機(jī)各控制通道的傳遞函數(shù)和小型無(wú)人機(jī)的線性狀態(tài)方程；s4控制律設(shè)計(jì)調(diào)優(yōu)，基于傳遞函數(shù)和線性方程，采用pid控制生成初步控制律，按照初步控制律對(duì)小型無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行測(cè)試，根據(jù)小型無(wú)人機(jī)的瞬態(tài)響應(yīng)和穩(wěn)態(tài)響應(yīng)判斷初步控制律是否合理，進(jìn)而對(duì)pid控制參數(shù)進(jìn)行調(diào)整優(yōu)化。相比于傳統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型建模方法，本發(fā)明提供的方法無(wú)需昂貴的風(fēng)洞設(shè)備或大型地面測(cè)試平臺(tái)進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)的獲取，建立動(dòng)力學(xué)模型是基于實(shí)際飛行數(shù)據(jù)來(lái)確定小型無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)參數(shù)和動(dòng)態(tài)特性，更貼近真實(shí)的物理系統(tǒng)，模型準(zhǔn)確性高；無(wú)需復(fù)雜的參數(shù)測(cè)量、氣動(dòng)仿真、風(fēng)洞試驗(yàn)等步驟，無(wú)需多個(gè)設(shè)計(jì)試驗(yàn)環(huán)節(jié)，簡(jiǎn)化了建模過(guò)程，降低了成本和資源消耗，大大縮短了開發(fā)周期。傳統(tǒng)的控制律調(diào)優(yōu)，pid是在電腦上進(jìn)行仿真和調(diào)參，然后再拿到實(shí)際中使用，過(guò)程繁瑣而且可能會(huì)有偏差，本發(fā)明采用直接通過(guò)試驗(yàn)飛行，實(shí)時(shí)得到信號(hào)數(shù)據(jù)并進(jìn)行調(diào)參，簡(jiǎn)化了調(diào)優(yōu)過(guò)程，提高了準(zhǔn)確性。

32、特別的，本技術(shù)采用繩索或六自由度轉(zhuǎn)臺(tái)的方式，保證設(shè)計(jì)初期的小型無(wú)人機(jī)在飛行時(shí)的安全，控制律和飛行動(dòng)力學(xué)模型不完善時(shí)，也可以在區(qū)域內(nèi)安全飛行，進(jìn)行參數(shù)測(cè)量、模型建立和控制律設(shè)計(jì)調(diào)優(yōu)，確保了實(shí)驗(yàn)條件可以更好地控制和重現(xiàn)。

33、特別的，本技術(shù)采用在試飛試驗(yàn)中不斷驗(yàn)證和迭代小型無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型和控制律，設(shè)計(jì)精度高，同時(shí)可以根據(jù)實(shí)飛表現(xiàn)快速做出控制率調(diào)整，加快設(shè)計(jì)速度和準(zhǔn)確性，減少了仿真和硬件在環(huán)仿真等環(huán)節(jié)，降低了小型無(wú)人機(jī)開發(fā)的成本并縮短控制系統(tǒng)開發(fā)周期。