【无人飞行器自动飞行控制系统设计与仿真分析案例10000字】

无人飞行器自动飞行控制系统设计与仿真分析案例目录TOC\o"1-3"\h\u126791.1引言 1247341.2自动飞行控制系统概述 238871.2.1功能需求与方案分析 2296131.2.2设计方法 3190911.2.3飞行控制系统基本性能要求 4312211.3自动驾驶仪控制律设计 5194561.3.1俯仰角保持与控制模态 5327591.3.2高度保持与控制模态 7178531.3.3滚转角保持与控制模态 9285731.3.4协调转弯模态 11245361.3.5航向保持与控制模态 12264331.3.6侧向偏离控制模态 1391271.4控制律参数优化设计方法 1596631.4.1Simulink响应优化方法的特点 15112751.4.2优化算法及实现 1671981.4.3控制律参数优化设计步骤 1822831.4.4设计举例与仿真 181.1引言飞控系统的好坏直接决定了无人飞行器的飞行安全、飞行品质和执行任务的能力。自动飞行控制系统包含极其广泛的内容，本文只针对数字飞行仿真影响最大的几个因素进行设计、建模与仿真。自动飞行控制系统主要由以下子系统构成：传感器、飞控计算机、执行机构、电传系统以及控制与监控模块等[52]。自动飞行控制系统的工作过程包括：根据飞行需要生成指令后，与传感器提供的反馈信号进行比较，经过机载计算机预设控制律的转换，传到舵机、助力器等执行机构，最后推动操纵面偏转。从功能来说自动飞行控制系统可以分为自动驾驶仪、速度控制、自动导航控制、自动进场着陆等部分，这些功能主要由相应的飞行控制律来实现，因此控制律设计是重点。传感器和舵回路的性能也对飞行控制系统的性能有很大影响，因此在设计飞行控制律时也必须考虑。经过多年发展，出现了很多种飞行控制律设计的方法，总的来说可分为经典控制和现代控制方法。经典方法在几十年的飞行控制律设计实践中已经取得了非常大的成功，积累了大量的经验[50]，但是基于经典的方法是否适用于固定翼无人飞行器仍未经过实践的检验，因此本章将基于经典的方法设计飞行控制律并用仿真进行验证。最后，为了提高控制律设计效率，提出了用时域响应优化自动求解控制律参数的方法。1.2自动飞行控制系统概述1.2.1功能需求与方案分析无人飞行器与有人机的自动飞行控制系统的基本功能是相同的，即都是为了保证飞行包线内的飞行安全、飞行品质和完成相关的飞行任务。但是有人机要兼顾自动飞行控制系统和驾驶员的操纵切换，而无人飞行器的自动驾驶仪是随时在环的，这导致了它们在功能实现上有很大的不同。首先，有人机更侧重稳定性的要求，以控制增稳系统作为内回路，在内环稳定的基础上再设计外环的自动驾驶仪。但是无人飞行器由于自动驾驶仪随时在环，因此可以以姿态保持与控制回路作为内回路，这样的控制器参数小于分别设计的参数，动态响应也要更好；其次，有人机可以仅通过自动驾驶仪稳定飞行姿态，然后通过驾驶员控制航迹，可是无人飞行器的航迹控制是必不可少的。在小迎角范围内和不做大机动的情况下，此固定翼无人飞行器的纵向和横航向的运动与操纵基本上是解耦的，因此自动飞行控制系统按三大部分来描述：纵向自动飞行控制系统、横航向自动飞行控制系统、速度控制系统，自动进场与着陆系统包含在纵向与横航向飞行控制系统当中。其中纵向包括以下控制模态：(1)俯仰角保持与控制；(2)高度保持与控制；(3)纵向自动进场与着陆。横航向包括以下控制模态：(1)倾斜姿态保持与控制；(2)协调转弯与高度补偿；(3)航向保持与控制；(4)侧向导航控制；(5)横航向自动进场与着陆。其中，纵向自动进场与着陆分为下滑波束导引和拉平两个阶段；横航向分为侧向波束导引和消除偏流修正转弯机动两个阶段[60][68]。另外，以上控制模态都是基于无人飞行器的纵横向运动分离、操纵无耦合的理想情况设计的。实际上，当无人飞行器滚转时必然会减小升力在铅垂面上的分量，因此为了减小高度损失需要加入滚转角到升降舵的补偿；由于方向舵的操纵耦合比较严重，也需要加入方向舵与升降舵的交联。图1.1自动飞行控制系统的总体结构图1.2.2设计方法在小迎角和小扰动范围内，此固定翼无人飞行器的运动与操纵参数也基本上是线性变化的，因此可以以线化小扰动方程作为控制律设计时的无人飞行器运动方程。控制律设计方法采用经典的根轨迹和伯德图法。设计时暂时不考虑传感器噪声等非线性因素的影响，控制律参数最终由非线性仿真验证和调整。上述经典的控制律设计方法本质上是凭借对飞行控制系统的大量直观和经验而进行的，设计者能清楚地看到系统的动态和性能是如何被修正的，而且实践表明，对于大多数飞机在利用经典理论设计后，采用广泛的地面及空中的飞行模拟实验调整，最终仍能得到性能完善的飞行控制系统。考虑到该固定翼无人飞行器气动参数基本上是线性和解耦的特点，可以运用经典控制理论初步设计控制律，以此摸清其控制规律。根据飞行包线和典型的飞行任务剖面，按照飞机的爬升、巡航、下降选取一些典型状态作为状态点，状态点见下表：表3-1设计状态点飞行状态H(m)MachMass(Kg)FC15000.25500FC290000.545300FC3150000.625200FC4150000.624000FC590000.43850FC65000.23650最后，必须意识到经典方法是从内环到外环一环环地设计控制律的，对每一个状态点的每一个环节都需要设计者根据飞行品质、动态响应和稳定裕度确定反馈参数，当耦合较严重时可能还需要不断重复该过程，因此效率比较低。当设计状态点很多，如需要进行全包线控制律设计时，工作量非常庞大。针对经典控制律设计方法效率低的问题，采用了基于序列二次规划(SQP)算法的Simulink时域响应优化的方法，可以迅速自动地求得全包线的飞行控制律的反馈增益，大大提高了数字飞行仿真阶段的控制律调参效率。1.2.3飞行控制系统基本性能要求无人飞行器飞行控制系统设计没有专门的设计规范可以遵循，目前的飞行品质规范大多是针对有人机提出的，因此无人飞行器飞行控制系统的设计只能根据有人机的规范要求进行适当的修改来作为设计准则。参考有关资料[34][61][62]等，自动飞行控制系统基本性能要求如下：1．精度滚转角在内，精度不低于。俯仰角在内，精度不低于。飞机进入自动控制后，偏航角在内，精度不低于。在场域飞行阶段要求精确控制飞行轨迹和飞行速度，保持飞行姿态的稳定和控制精度。为防止飞机着陆时翼尖触地和不致给飞机造成大的冲击，要求飞机进场着陆时应尽量平缓，控制精度应控制在下列范围内：(1)俯仰角稳定度1(2)倾斜角稳定度1(3)航向角稳定度1(4)高度稳定度10m(5)速度稳定度3m/s2．瞬态响应三个姿态角的瞬态响应均要求平滑、迅速。对俯仰角来说，人工强迫操纵飞行自动控制系统使变化，返回初始状态的超调量不应超过；对航向角来说，人工强迫操纵飞行自动控制系统使变化，返回初始航向的超调量不应超过。1.飞行轨迹自动控制系统的精度与瞬态响应要求高度保持的精度随飞机高度及滚转角而异。具体要求为：在9100m以下为9m；在9100m到16700m，相对误差为0.1%；在16700到24400m，当时，相对误差由0.1%线性变化到0.2%，当时，误差为27m及0.4%两值中的最大值，无人飞行器的进场制导要求精度相对还要高一点。4.自动进场和自动着陆系统的性能要求在国家军用标准GJB2191-94《有人驾驶飞机飞行控制系统通用规范》中，对于自动进场和自动着陆系统的性能要求有详细的规定，其主要要求是：当初始切入角为45°~60°对航向信标进行截获时，初始超调不应超过50%，系统阻尼比不小于0.1。在航向信标跟踪过程中，系统的阻尼比不小于0.2。初始跟踪阶段(从远信标到高出跑道90m)，自动飞行控制系统应保持飞机的位置在航向信标波束中心的范围内。末端跟踪阶段(高出跑道90m到30m决断高度)，自动飞行控制系统应保持飞机的位置在的范围内。跟踪模态中不应存在持续的振荡。自动飞行控制系统应能使飞机机动到截获下滑信标，截获时第一次超调不应超过偏离下滑信号波束中心0.16°的误差，此后系统的阻尼比应不小于0.2。当应用Ⅱ级仪表着陆系统(ILS)地面设施时，在下滑发射台基准以下210m~30m高度之间，俯仰自动飞行控制应保持飞机下滑信标天线位置的2偏差在波束中心的0.16°范围内或波束中心的1.7m范围以内，取两者之中的较大者。对自动着陆系统则要求主起落架触地点的散布按概率值计，纵向平均触地点在下滑波束与跑道交点以外不超过460m，横向不应超过跑道中心线每一侧8m。上述控制偏差的要求应考虑到逆风46km/h，顺风18.5km/h，侧风28km/h的合理组合下也能满足要求。5.稳定裕度的要求稳定裕度满足±6db的幅值裕度和60度的相角裕度的要求。1.3自动驾驶仪控制律设计1.3.1俯仰角保持与控制模态如前所述，此固定翼无人飞行器以俯仰角保持与控制模态作为纵向控制的内回路。从无人飞行器本体的飞行品质分析可见短周期的阻尼比比较小，可以引入俯仰角速率反馈增大短周期运动的阻尼比，因为俯仰角速率反馈相当于改变了无人飞行器的纵向阻尼导数Cmq，增加了无人飞行器的纵向阻尼而对频率几乎没有影响，短周期模态的阻尼特性将得到改善。引入俯仰角反馈可以改善长周期的模态特性，使其由不稳定变为稳定，但是短周期模态却明显变坏，主要是短周期阻尼比下降太快，因此作为内回路的俯仰角速率反馈应该取比较大的增益。当无人飞行器以角速度绕空间垂直轴作稳态转弯时，速率陀螺感受在体轴上的分量这时反馈将输出一个升降舵偏角，减小俯仰角速率，这是不希望发生的。因此，需要在信号前加入清洗网络以减小反馈对稳态转弯的影响。清洗网络形式为其中时间常数的选择与系统中升降舵到俯仰角速率通道的截止频率有关。为了增加俯仰角控制的精度，可以加入其积分的反馈信号，但是考虑到俯仰角保持与控制是纵向控制的内回路，在别的阶段过分地追求俯仰角的精度将增加其它外回路的调节时间，并且增加其它外回路的稳态误差，因此积分信号只在俯仰角保持与控制模态下才接通。因为俯仰角保持与控制是纵向其它回路的内回路，所以为了增加无人飞行器的速度稳定性，还应加入速度的反馈控制信号，关于速度控制后文还有更详细的叙述。综上所述，俯仰角保持与控制模态的控制律是：(1.1)其中为基准状态的平衡舵偏角，需要根据飞行状态预先解算出；为某些模态时为保持飞行高度对升降舵偏角的额外需求量，这些模态包括协调转弯和升降舵控制速度时等；为油门开度；、和根据几个设计点的值，按照动压、高度和无人飞行器的质量插值而得。同时，为了防止过大的控制量输出，要对俯仰角控制量限幅。此控制律对应的结构图如下所示：图1.2俯仰角保持与控制回路结构图（纵向控制内回路）在FC1状态下，取和时的根轨迹和伯德图分别如下所示，由图可见这时短周期的阻尼、长周期的频率阻尼和稳定裕度均满足飞行品质的要求，同时，经计算可得这时CAP=1.803，因此也满足要求。当加入俯仰角的积分信号时，取，这时系统的根轨迹和伯德图分别如下。由伯德图可见，这时的低频段比不加积分时大得多，因此减小了稳态误差，而积分对中高频段影响非常小。同时，对比两幅根轨迹图可见积分引入了一个非常靠近原点的闭环极点，因此减小了系统后期的响应速度。加入5度俯仰角信号时的时域响应如下图所示(若无特别说明，本章的所有结果都是根据线性小扰动方程仿真得出的结果)。由图可见，俯仰角的调节时间在4秒左右，后期在积分的作用下慢慢稳定到5度；在响应过程中，升降舵的用舵量合理，只是因为加入的是阶跃信号，所以在初期比较大，达到了4度，如果对俯仰角的输入信号经过惯性环节的软化处理，则可以减小初期的用舵量，而对俯仰角的响应几乎没有影响。不过由前文的气动特性分析已经发现该固定翼无人飞行器的升降舵舵效相对较小，因此如果要保证较快的俯仰角响应速度就必然需要较大的舵偏角。图1.3给定5度俯仰角指令的时域响应图1.3.2高度保持与控制模态高度保持与控制模态以俯仰角保持与控制回路作为内回路。一般来说，为了控制模态切换方便，设计外回路时不会改变内回路的结构和增益值。因为当无人飞行器受到常值干扰力矩时，俯仰角保持与控制模态不能保持高度。高度保持与控制模态通过实际高度和给定高度的高度差信号控制无人飞行器的姿态，改变航迹倾斜角，使无人飞行器回到预定的高度。作为内回路的俯仰角保持与控制模态对高度保持与控制起阻尼作用，减小了系统的振荡。为进一步增加高度保持与控制的阻尼，还需要引入高度差的微分信号。为了消除高度差的稳态误差，可以引入其积分信号，但是积分信号会减慢系统的响应时间和引起过大的超调，因此只在高度差时才接通高度差的积分信号。当存在较大的干扰时，无人飞行器的高度的稳态误差可能会超过50m，这时为了起用积分信号，应该设置当接通高度保持模态超过一定时间后，强行接通积分信号。综上所述，高度保持与控制模态的控制律是：(1.2)其中为基准状态的俯仰角，也需要根据飞行状态预先解算出。为了防止过大的控制量输出，要对高度控制量限幅。此控制律对应的结构图如下所示，为了简便起见，没有画出俯仰角内回路的结构图，也没有画出控制增益随飞行状态调参的示意图，后文也将按照这种简便方式绘制控制结构图：图1.4高度保持与控制回路结构图在FC1状态下，取、和时的根轨迹、伯德图和100m高度阶跃输入时的时域响应分别如以下几图所示：图1.5给定100m高度指令的时域响应图由根轨迹和伯德图可见系统满足飞行品质要求，由时域响应图可见高度控制的调节时间在20秒左右，俯仰角的响应、升降舵用舵量和油门开度也都在合理范围以内。为了消除稳态误差，可以加入高度的积分信号，由根轨迹分析知当时系统稳定，但是考虑到引入积分会引起过大的超调，因此取。1.3.3滚转角保持与控制模态横航向控制系统以滚转角保持与控制模态作为内回路。从无人飞行器本体的飞行品质分析知道该固定翼无人飞行器具有航向阻尼小，航向中立稳定，动态品质具有滚转模态较好，但是横航向荷兰滚模态、螺旋模态发散的特性。可以采取侧滑角或侧向加速度（过载）和偏航角速率到方向舵的组合反馈进行横侧向的增稳，但由于固定翼无人没有垂直尾翼，因此侧向力/侧向加速度很小，因此采用了侧滑角反馈。侧滑角反馈相当于增加了航向稳定性导数，可以大幅度提高荷兰滚模态和螺旋模态的稳定性；偏航角速率反馈相当于改善了航向阻尼导数，增加了横航向的阻尼。与纵向相似，当无人飞行器以角速度绕空间垂直轴作稳态转弯时，速率陀螺感受在体轴上的分量这时反馈将输出一个方向舵偏角，产生附加阻尼力矩阻止无人飞行器偏转。这样，无人飞行器转弯时将有很大的侧滑，这是不希望发生的。因此，需要在信号前加入清洗网络，以减小反馈对稳态转弯的影响。清洗网络形式为其中时间常数的选择与系统中方向舵到偏航角速率通道的截止频率有关。虽然滚转收敛模态已经具有较好的动态品质，但是为了提高滚转角保持与控制模态的响应速度，引入了滚转角速率到副翼的反馈。综上所述，滚转角保持与控制模态的控制律为：(1.3)其中和为基准状态（平衡状态）时的配平方向舵和副翼偏转角度，如果假设基准状态为对称定直飞行且没有大气扰动，则。为了防止过大的侧向过载，应对滚转角进行限幅。滚转角保持回路根据横航向控制模态的不同选择是否引入积分项。此时的控制结构图为：图1.6滚转角保持与控制回路控制结构图（横航向控制内回路）在FC6状态，当选择、、、时，这时的闭环特征根和模态特性如表1.2所示。由表可见虽然无人飞行器本体的横航向模态特性不能完全满足飞行品质要求，可是采用以上反馈控制结构并选取合适的增益后，带飞控系统的无人飞行器横航向完全能够满足飞行品质的要求。从到回路的根轨迹和伯德图分别如以下两图所示。由伯德图可见无人飞行器的稳定裕度也满足飞行品质的要求。给定5度滚转角的时域响应图如下所示。由图可见滚转角响应的调节时间在3秒左右，副翼和方向舵的用舵量也在合理的范围内，滚转角出现小量的稳态误差是因为有侧滑的缘故，当采用对的清洗网络或协调转弯的方式消除掉此侧滑角时，滚转角的稳态误差也可以减小了。图1.7给定5度滚转角指令的时域响应图1.3.4协调转弯模态在滚转角保持与控制回路基础上构成协调转弯模态。无人飞行器一般通过滚转产生侧力从而实现水平转弯。为了实现协调转弯，应满足以下关系式：(1.4)并且，在转弯时，由于滚转导致升力在垂直方向上的分量减小了，要保持无人飞行器的飞行高度，必须操纵升降舵附加舵偏角以补偿高度损失。综上所述，协调转弯时的控制律为：(1.5)其中的，和信号分别加入到横航向和纵向控制内回路中。由于小扰动方程不能反映横航向和纵向的耦合影响，因此将在非线性仿真中通过仿真给定。协调转弯对应的结构图如下所示：图1.8协调转弯控制结构图1.3.5航向保持与控制模态在滚转角保持与控制回路基础上构成航向保持与控制模态。航向保持与控制有几种方式，为了实现快速转弯的目的，本无人飞行器同时采用了副翼和方向舵控制航向，即航向偏差同时引到副翼和方向舵的反馈中，这样在转弯时既通过滚转提供转弯所需的向心力，又通过航向操纵使机头快速指向转弯的方向。这种方式可以加快无人飞行器的转弯响应，不过在转弯初期会有一个比较大的侧滑角。为了防止过大的输入时舵面饱和，要对和限幅，同时，为了减小副翼操纵反偏航现象，使无人飞行器的航向响应过程平滑柔和，减小副翼过大的瞬间偏转，加入从到和的惯性环节滤波器：此方式对应的控制律和控制结构为：(1.6)图1.9航向保持与控制结构图在FC6状态，当选择和时，从到的根轨迹和伯德图如下所示，由图可见这时的控制律能够满足飞行品质的要求。在和信号前加入如下滤波器后：，给定5度的偏航角时的时域响曲线图如图1.10所示，由图可见偏航角的调节时间在12秒左右，调节过程侧滑角比较小，滚转角、副翼的用舵量也都在合理的范围之内。在相同参数下，不加滤波器的响应曲线如图1.11所示，对比可见，加入滤波器后，实现了副翼和方向舵的协调控制，减小了侧滑角，使得偏航角的过渡响应更平滑。图1.10给定5度偏航角指令的时域响应图(带滤波器)图1.11给定5度偏航角指令的时域响应图(不带滤波器)1.3.6侧向偏离控制模态在航向保持与控制回路基础上构成侧向偏离控制模态。侧向偏离反馈作为控制侧向偏离的主信号，同时采用起加强稳定性和减小稳态误差的作用，为了减小稳态误差，也可以引入其积分信号。此时其控制律为：(1.7)为了避免修正的过程中出现转弯角过大的情况，要对进行限幅。这时的控制结构图为：图1.12侧向偏离控制结构图在FC6状态，当取、时，侧向偏离控制回路的根轨迹和伯德图如以下两图所示，此两图计入了所有回路的滤波器和舵机的动态特性：给定100m的侧向控制指令时，侧向偏离控制回路的时域响应如下图所示。由图可见侧向偏离控制的调节时间在20秒左右，副翼和方向舵的用舵量和滚转角、偏航角的范围也在合理的范围之内。图1.13给定100m侧向偏离指令的时域响应图1.4控制律参数优化设计方法前文根据经典的根轨迹和伯德图方法设计了该固定翼无人飞行器的飞行控制系统。这种经典方法的一大好处是可以很直观地看到通过改变哪个反馈可以怎样提高系统的动态性能，直到目前为止仍是工程中最常用的飞行控制律设计方法。不过它的一个很大的缺点是设计效率低，设计过程复杂、缓慢。本节提出了一种通过时域响应自动求解控制律参数的优化设计方法，该方法基于Matlab的序列二次规划(SQP)优化算法，所设计出的控制律结果不但可以满足飞行品质要求，而且大大提高了传统的人工调节控制器参数的效率[69]；不但可以用于线性系统，也适用于非线性系统。因此可以快速、自动求得包含非线性环节的全包线的满足飞行品质要求的控制律参数，非常适用于数字飞行仿真阶段的控制律设计。本节的控制律参数优化方法处理的对象是无人飞行器的小扰动线性化方程、非线性的舵回路和传感器模型、用经典方法设计得到的自动飞行控制律结构，目的是采用优化方法自动、高效地求解得到全包线满足飞行品质要求的控制律参数。1.4.1Simulink响应优化方法的特点新版的Matlab/simulink把老版本的非线性控制设计模块(NonlinearControlDesignBlockset:NCDBlock-set)工具箱升级为响应优化(SimulinkResponseOptimization)模块，该模块用于处理SISO系统的控制参数优化问题，其主要特点有[70]：1.基于时域优化的控制器设计——时域响应优化模块提供了系统时域性能曲线窗口，动态地显示控制器的优化效果；2.任意选择优化参数和指标——时域响应优化模块提供了优化参数选择的对话窗口，用户可以选择其他Simulink模块的任意变量作为控制器优化参数；系统性能指标的选择可以通过在系统时域性能曲线窗口以可视化的方式实现；1.支持存在不确定特性的鲁棒控制系统设计——通过时域响应优化模块，用户可以指定系统模型中变量的不确定性界，从而实现满足鲁棒性能指标的控制系统设计；4.与Simulink集成进行控制系统优化设计和仿真——时域响应优化模作为一个特定的Simulink模块，能够添加到系统的Simulink仿真方框图中，对与其连接的信号进行约束；5.采用Matlab的优化工具箱进行控制器参数优化计算——非线性控制设计模块自动将系统的性能指标转化为一个约束优化问题，并调用Matlab优化工具箱的有关函数进行优化计算；6.多种运行途径——既可以通过图形用户界面选择设置控制器的优化参数、不确定参数的界、性能指标约束，也可以通过函数命令实现同样的功能。图形用户界面具有人机交互友好、使用方便等特点，在设计单一状态点的控制律参数时比较方便；函数命令式可以实现不需要人工干预、循环求解多个状态点的全自动功能。1.4.2优化算法及实现SQP方法的基本思想如下：给定如下式的QP问题，其求解的基本思想就是基于Lagrange函数的二次近似求解子问题。下式是假设约束条件为不等式约束后简化得到的，因此通过线性化非线性约束条件可以得到二次规划子问题上式中符号表示梯度，上式可以通过任何QP算法来求解，比如可以形成如下式的新迭代方程上式中，dk表示xk指向xk+1的一个向量。步长参数通过合适的线性搜索过程来确定，从而可以使得某一指标函数值得到足够的减小量。矩阵Hk是Lagrange函数Hessian矩阵的正定近似，Hk可以用任何拟牛顿方法得到更新。2、SQP算法的Matlab实现Matlab优化工具箱中SQP算法的实现主要由以下3部分组成：(1)更新Hessian矩阵式中算法在每一次的迭代当中，均作为Lagrange函数的Hessian矩阵的正定牛顿近似，采用BFGS方法进行计算，(i=1,…,m)是Lagrange因子的估计。(2)求解二次规划子问题在SQP算法的每一次主迭代中都要求解一次如式所示的QP问题，式中Ai指矩阵A∈Rm×n的第i行：算法在求解过程中包含2个步骤：①计算解的一个可行点；②产生可行点的一个迭代序列，这个序列收敛到问题的解。(3)线性搜索和计算指标函数求解QP子问题会得到一个向量dk，由它可以得到新的迭代的每次取值必须保证指标函数有足够的减小量，这里的指标函数如下式所示1.4.3控制律参数优化设计步骤根据以上优化思想，可以建立以下基于Simulilnk模型和Matlab函数命令的时域响应优化的控制律参数优化设计步骤：1、在simulink下建立仿真模型，并在控制输入端给出欲优化的参数的初始值，在输出端连入SimulinkResponseOptimization/SignalConstraint模块；2、编写相应的m文件，初始化控制器参数和控制输入值；3、根据飞行品质要求，用“newsro”建立优化模型，用“constraint”确定期望响应的范围；4、用“findpar”和“set”选择调节器参数、设置其范围；5、用“optimize”运行优化模型，求得优化参数，如果无解则放宽期望响应的约束，回到第3步；6、接通除期望响应以外的回路，求其开环频域稳定裕度，如果不满足要求则同样须放宽期望响应的约束，或者放宽对被调参数的约束。同样地，也可以由闭环特征根来判断是否满足飞行品质要求。虽然可以通过设置不确定参数变化范围和延迟环节来模拟得到满足稳定裕度的飞行控制律增益，但是这种方法比较复杂，而且得到的结果不是很理想，还不如采用先优化再判断的方法[70]。而且实践发现，对于该无人飞行器设计的控制律参数优化，只要约束合理，优化得到的参数的稳定裕度都能满足要求。按重量、高度、速度把无人飞行器的飞行包线划分成若干个典型状态点之后，对每