CN101464692A - 基于有限状态机的自动编队飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，包括如下步骤：步骤一：基于有限状态自动机的原理，针对编队飞行训练任务要求，对编队飞行中可能遇到的情况进行划分、归纳，确定出僚机可能出现的飞行模式。步骤二：根据步骤一中飞行模式，确定各飞行模式之间的转换条件。步骤三：结合步骤一中归纳总结出的飞行模式和步骤二中确定的各个飞行模式之间的转换条件，列出状态转换表。步骤四，为步骤一中所述的各飞行模式设计控制方法，为编队队形保持设计控制率。本发明提出了僚机在编队飞行过程中在不同飞行模式间进行自动转换的方法，有效模拟僚机飞行员的智能；设计了编队队形保持飞行模式下的控制率，能够满足编队队形保持的需求。

Description

基于有限状态机的自动编队飞行控制方法

技术领域

本发明具体涉及一种基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，属于计算机仿真与飞行控制领域。

背景技术

现代空战的主要形式是多机编队之间的协同空战。多架战斗机组成的编队，只要有足够有效的协同策略，就能充分发挥综合资源优势，编队作战效能就能大于多架战斗机各自为战的作战效能。它可以弥补单架战斗机执行任务时面临的问题，具有自己独特的优势和发展前景。多机协同作战训练和演习可借助现代仿真技术。

下面对有限状态自动机的原理和飞机运动模型的构建技术分别进行介绍。

(1)有限状态自动机的原理

有限状态自动机是有限的有向连通图，包括状态的集合、输入值的集合和状态转移函数，状态转移函数描述输入值的元素对图的状态的作用。输入值在图中生成一条经过有限状态自动机状态的路径。有限状态自动机可看作计算的抽象模型。

定义：所说的有限状态机指一个有序三元组(S，I，F)，其中：

S是连通图中状态的有限集合s₀，s₁，......，s_n。

I是输入值的有穷集合i₁，i₂，......，i_n。

F是状态转换函数，描述任意i∈I对机器状态S的作用，即 $\∀i\∈I,$ F_i:(S->F_i(S))。如果机器正处于状态s_j，此时输入i，那么机器的下一个状态是F_i(s_j)。

举一个有限状态自动机的简单例子，令S＝{s₀，s₁}，I＝{0，1}，f₀(s₀)＝s₀，f₀(s₁)＝s₁，f₁(s₀)＝s₁，f₁(s₁)＝s₀。用这个装置，有时称为触发器，输入值0不改变状态，而输入1会改变机器的状态。我们可以用两种等价的形式来形象化的描述这个机器，第一种是带标签和有向弧的有限图，如图1所示，其中包括两个状态s₀和s₁，s₀是机器的初始状态，此图表示的意义是输入0不改变状态，而输入1机器会由当前状态转换为另一状态；第二种是状态转换表，如图2所示，它所表达的意义同图1相同，只是表现形式变化为表格。在图2所示的状态转换表中，输入值列在最顶上一行，状态列在最左边一列，一个输入应用到一个状态时的输出列在对应的行列相交的格中。

(2)飞机的运动模型

在通常情况下，由于飞机运动模型的参数是定义在不同坐标系上的，首先介绍必要的坐标系的定义。

A.常用坐标系定义：

地面坐标系O_gx_gy_gz_g

①在地面上选一点O_g；

②使x_g轴在水平面内并指向某一方向；

③z_g轴垂直于地面并指向地心；

④y_g轴也在水平面内并垂直于x_g轴，其指向按照右手定则确定。

机体坐标轴系S_b-oxyz

①原点O取在飞机质心处，坐标系与飞机固连；

②x轴在飞机对称面内并平行于飞机的设计轴线指向机头；

③y轴垂直于飞机对称平面指向机身右方；

④z轴在飞机对称平面内，与x轴垂直并指向机身下方。

B.控制输入向量：

飞机模型的控制输入向量为U^T＝[δ_T，δ_e，δ_a，δ_r，brake，landGearSwitch，speedBreakSwitch]。

其中各控制量的含义如下：

δ_T：油门杆输入量， ${\mathrm{\δ}}_T\∈[{\mathrm{\δ}}_{\min }^T,{\mathrm{\δ}}_{\max }^T],$ 和

分别是δ_T的最大值和最小值；

δ_e：俯仰舵偏角， ${\mathrm{\δ}}_e\∈[{\mathrm{\δ}}_{\min }^e,{\mathrm{\δ}}_{\max }^e],$

和

分别是δ_e的最大值和最小值；

δ_a：滚转舵偏角， ${\mathrm{\δ}}_a\∈[{\mathrm{\δ}}_{\min }^a,{\mathrm{\δ}}_{\max }^a],$

和

分别是δ_a的最大值和最小值；

δ_r：方向舵偏角， ${\mathrm{\δ}}_r\∈[{\mathrm{\δ}}_{\min }^r,{\mathrm{\δ}}_{\max }^r],$

和

分别是δ_r的最大值和最小值；

brake：刹车输入量，break∈[B_min，B_max]，B_min和B_max分别是break的最大值和最小值；

landGearSwitch：起落架收放开关，landGearSwitch∈{0，1}，0表示放下起落架，1表示收起起落架；

speedBreakSwitch：减速板收放开关，speedBreakSwitch∈{0，1}，0表示放下减速板，1表示收起减速板；

C.状态向量：

飞机模型的状态向量为

其中，

x_g：飞机在地面坐标系x_g轴的坐标值；

y_g：飞机在地面坐标系y_g轴的坐标值；

h：飞机在地面坐标系z_g轴的坐标值；

u：飞行速度V在机体x轴的投影；

v：飞行速度V在机体y轴的投影；

w：飞行速度V在机体z轴的投影；

俯仰角θ：机体轴x与水平面间夹角，抬头为正；

偏航角

机体轴x在水平面上的投影与地轴x_g间夹角，机头右偏航为正；

滚转角φ：机体轴z与通过机体轴x的铅垂面间夹角，飞机向右滚转时为正；

p，q，r是机体坐标轴系的三个角速度分量。

滚转角速度p：与机体x轴重合一致；

俯仰角速度q：与机体y轴重合一致；

偏航角速度r：与机体z轴重合一致。

D.转动惯量

选择质心为机体坐标轴系的原点，则在机体坐标系内：

绕x轴的转动惯量为：I_x＝∫(y²+z²)δ_m

绕y轴的转动惯量为：I_y＝∫(x²+z²)δm

绕y轴的转动惯量为：Iz＝∫(x²+y²)δ_m

惯性积为：I_xz＝∫xzδ_m

δ_m为单元质量。

E.飞机的运动方程：

飞机的运动特性由下面的方程组描述：

式中， $c_1=\frac{(I_y-I_z)I_z-I_{\mathrm{xz}}^2}{\mathrm{\Σ}},$ $c_2=\frac{(I_x-I_y+I_z)I_{\mathrm{xz}}}{\mathrm{\Σ}},$ $c_3=\frac{I_z}{\mathrm{\Σ}},$ $c_4=\frac{I_{\mathrm{xz}}}{\mathrm{\Σ}},$ $c_5=\frac{I_z-I_x}{I_y},$ $c_6=\frac{I_{\mathrm{xz}}}{I_y},$ $c_7=\frac{1}{I_y},$ $c_8=\frac{I_x\left(I_x-I_y\right)+I_{\mathrm{xz}}^2}{\mathrm{\Σ}},$ $c_9=\frac{I_x}{\mathrm{\Σ}},$ $\mathrm{\Σ}=I_x{I}_z-I_{\mathrm{xz}}^2.$

其中F_x，F_y，F_z分别是飞机所受到的合力在机体坐标轴x，y，z上的分量；L，M，N是总力矩在机体坐标轴系上的分量(滚转力矩，俯仰力矩，偏航力矩)，这些变量可以由控制输入向量以及当前时刻的飞行状态计算得出。以上方程组确定了状态向量

与控制输入向量U^T＝[δ_T，δ_e，δ_a，δ_r，brake，land Gear Switch，speed Break Switch]之间的非线性函数关系，所描述的12个方程是封闭的。只要已知飞行器相关的特征参数，根据控制输入向量以及飞行状态，就可以确定力(F_x，F_y，F_z)和力矩(L，M，N)。关于力(F_x，F_y，F_z)和力矩(L，M，N)的具体分析和计算方法，参见吴森堂，费玉华，《飞行控制系统》，北京航空航天大学出版社，2005.9。

飞行员训练的一个主要内容是编队飞行训练，如何设计有效的控制框架和控制率，使由计算机控制的飞机模型与飞行员控制的飞机模拟器组成飞机编队，帮助飞行员进行编队飞行训练，对于提高飞行员编队飞行训练的可靠性和安全性，降低飞行训练的费用具有重要意义。

发明内容

本发明的目的是为了设计有效的控制框架和控制率，使由计算机控制的飞机模型能够模拟真实的飞行员驾驶飞机，使其与真实飞行员控制的飞机模拟器组成飞机编队，帮助飞行员进行编队飞行训练。为了实现发明目的，本发明提供了一种基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，该方法采用了有限状态自动机的原理，包括在计算机控制的六自由度飞机模型作为编队僚机时，僚机在不同飞行模式之间的自动转换方法，针对编队队形保持要求，设计编队队形保持飞行模式下的僚机飞行控制率。也就是根据编队队形保持的要求确定控制输入向量U^T＝[δ_T，δ_e，δ_a，δ_r，brake，landGearSwitch，speedBreakSwitch]的取值，从而使僚机的状态向量

满足编队飞行的要求。

本发明的一种基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，由计算机控制的六自由度飞机模型作为僚机，与由飞行员控制的飞机模拟器即长机，组成飞机编队，僚机的任务就是保持编队队形。实现上述控制的具体步骤如下：

步骤一：基于有限状态自动机的原理，针对编队飞行训练任务要求，对编队飞行中可能遇到的情况进行划分、归纳，确定出僚机可能出现的飞行模式。所述飞行模式包括：

s₀：长机与僚机按照编队队形要求，停在机场跑道上待命；

s₁：僚机按住刹车同时启动发动机；

s₂：僚机放开刹车；

s₃：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴和机体Y轴上的投影，分别与编队队形要求的在机体X轴和机体Y轴上的投影值接近条件下控制僚机保持编队队形；

s₄：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值相差较大，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值接近条件下控制僚机保持编队队形；

s₅：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值接近，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值相差较大条件下控制僚机保持编队队形；

s₆：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值相差较大，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值相差较大条件下控制僚机保持编队队形；

s₇：僚机收起或放下起落架；

s₈：僚机收起或放下减速板；

s₉：僚机关闭发动机并按住刹车；

s₁₀：僚机停止在跑道上，仿真结束；

其中s₀是初始状态；s₃，s₄，s₅，s₆都属于编队保持飞行模式，所述的s₃，s₄，s₅，s₆表示编队队形与标准编队队形的偏差大小不同。

步骤二：根据步骤一中飞行模式，确定各飞行模式之间的转换条件。飞行模式之间的转换条件包括：

i₁：长机对僚机下达开车指令；

i₂：长机开始滑跑；

i₃：|x_e/x_command|∈[0％，50％]&&|y_e/y_command|∈[0％，50％]；

i₄： $|x_e/x_{\mathrm{command}}|\∉[0\%,50\%]$ &&|y_e/y_command|∈[0％，50％]；

i₅：|x_e/x_command|∈[0％，50％]&& $|y_e/y_{\mathrm{command}}|\∉[0\%,50\%]$

$i_6:|x_e/x_{\mathrm{command}}|\∉[0\%,50\%]$ && $|y_e/y_{\mathrm{command}}|\∉[0\%,50\%]$

i₇：长机对僚机下达收、放起落架指令；

i₈：长机对僚机下达收、放减速板指令；

i₉：僚机降落在机场跑道上；

i₁₀：僚机停止在机场跑道上；

其中x_command表示设定的编队队形要求的僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的投影值；y_command表示设定的编队队形要求的僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的投影值；x_e表示在编队飞行过程中，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的实际投影值与x_command的偏差；y_e表示在编队飞行过程中，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的实际投影值与y_command的偏差。

i₃表示x_e与x_command比值的绝对值在0％与50％之间，并且y_e与y_command比值的绝对值在0％与50％之间；i₄表示x_e与x_command比值的绝对值不在0％与50％之间，并y_e与y_command比值的绝对值在0％与50％之间；i₅表示x_e与x_command比值的绝对值在0％与50％之间，并且y_e与y_command比值的绝对值不在0％与50％之间；i₆表示x_e与x_command比值的绝对值不在0％与50％之间，并且y_e与y_command比值的绝对值不在0％与50％之间。

步骤三：结合步骤一中归纳总结出的飞行模式和步骤二中确定的各个飞行模式之间的转换条件，列出状态转换表，如表1所示。

表1 编队飞行训练中僚机各飞行模式间的转换关系

 

	i1  i2  i3  i4  i5  i6  i7 *  i8 * i9 * i10
		s0s1s2s3s4s5s6s7s8s9s10	s1  s0  s0  s0  s0  s0  s0  s0  s0  s0s1  s2  s1  s1  s1  s1  s1  s1  s1  s1s2  s2  s3  s4  s5  s6  s7  s8  s9  s2s3  s3  s3  s4  s5  s6  s7  s8  s9  s3s4  s4  s4  s4  s5  s6  s7  s8  s9  s4s5  s5  s5  s5  s5  s6  s7  s8  s9  s5s6  s6  s6  s6  s6  s6  s7  s8  s9  s6s7  s7  s3  s4  s5  s6  s7  s7  s7  s7s8  s8  s3  s4  s5  s6  s8  s8  s8  s8s9  s9  s9  s9  s9  s9  s9  s9  s9  s10s10 s10 s10 s10 s10 s10 s10 s10 s10 s10

在状态转换表中，输入值列在最上一行，状态列在最左边一列，一个输入应用到一个状态时的输出列在对应的行列相交的格中。表1中i₇，i₈，i₉具有较高优先级，且它们不在同一桢周期中同时达到条件。即当i₇，i₈，i₉与其它飞行状态转换条件同时达到时，要根据i₇，i₈，i₉判断僚机的下一飞行状态。

步骤四，为步骤一中所述的各飞行模式设计控制方法，为编队队形保持设计控制率。

飞机模型控制量的初始值为δ_T＝δ_e＝δ_a＝δ_r＝0，landGearSwitch＝0，speedBreakSwitch＝1。

步骤一中总结的各飞行模式的控制方法如下：

C_s0： ${\mathrm{\δ}}_T={\mathrm{\δ}}_{\min }^T,$ 即僚机发动机保持关闭状态；

： ${\mathrm{\δ}}_T={\mathrm{\δ}}_{\max }^T,$ brake＝B_max，即僚机油门加到最大，同时踩住刹车；

：brake＝B_min，即僚机放开刹车，僚机开始滑跑；

均为编队队形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率参数的取值不同。

：如果长机对僚机下达收起起落架指令，则landGearSwitch＝1；如果长机对僚机下达放下起落架指令，则landGearSwitch＝0；

：如果长机对僚机下达收起减速板指令，则speedBreakSwitch＝1；如果长机对僚机下达放下减速板指令，则speedBreakSwitch＝0；

： ${\mathrm{\δ}}_T={\mathrm{\δ}}_{\min }^T,$ brake＝B_max；

：brake＝0，即僚机停止在跑道上后，放开刹车，仿真结束；

其中

表示飞行模式s_i的控制方法，i∈{0，1，2，3，4，5，6，7，8，9，10}，每一个飞行模式的控制方法中没有描述的其它控制量的取值与转换到该飞行模式之前的飞行模式的控制量的取值相等。

所述的编队队形保持飞行模式下的控制方法

的飞行控制率的设计具体如下：

(a)油门控制率：

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_T=K_{\mathrm{xp}}{x}_e+K_{\mathrm{xd}}{\stackrel{\·}{x}}_e+K_{\mathrm{xi}}{\∫x}_e---\left(2\right)$

${\mathrm{\&delta;}}_T=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{T\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_T\\ {\mathrm{\&delta;}}_{T\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_T,{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T<{\mathrm{\&delta;}}_{T\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_T<{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T\\ {\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T,{\mathrm{\&delta;}}_{T\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_T\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T\end{array}\right.---\left(3\right)$

其中Δδ_T是油门的增量，δ_T_是当前时刻的油门值，x_e表示当前时刻，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的实际投影值与x_command的差值，K_xp是比例系数，K_xd是微分系数，K_xi是积分系数；

(b)滚转舵控制率：

${\mathrm{\&delta;}}_a=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{a\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_a\\ {\mathrm{\&delta;}}_{a\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_a,{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^a<{\mathrm{\&delta;}}_{a\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_a<{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a\\ {\mathrm{\&delta;}}_{\min }^a,{\mathrm{\&delta;}}_{a\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_a\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a\end{array}\right.---\left(5\right)$

其中Δδ_a是滚转舵偏角的增量，δ_a_是当前时刻的滚转舵偏角，y_e表示当前时刻，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的实际投影值与y_command的差值，φ_e表示长机滚转角与僚机滚转角的差值，

表示长机方向角与僚机方向角的差值，K_yp，K_yd，K_yi分别是y_e的比例系数，微分系数和积分系数，K_φp，K_φd分别是φ_e的比例系数和微分系数，分别是

的比例系数和微分系数。

(c)俯仰舵控制率：

$\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_e=K_{\mathrm{zp}}{z}_e+K_{\mathrm{zd}}{\stackrel{\&CenterDot;}{z}}_e+K_{\mathrm{zi}}{\&Integral;z}_e+K_{\mathrm{\&theta;p}}{\mathrm{\&theta;}}_e+K_{\mathrm{\&theta;d}}{\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&theta;}}}_e---\left(6\right)$

${\mathrm{\&delta;}}_e=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{e\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_e\\ {\mathrm{\&delta;}}_{e\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_e,{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^e<{\mathrm{\&delta;}}_{e\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_e<{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e\\ {\mathrm{\&delta;}}_{\min }^e,{\mathrm{\&delta;}}_{e\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_e\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e\end{array}\right.---\left(7\right)$

其中Δδ_e是俯仰舵偏角的增量，δ_{e_}是当前时刻的俯仰舵偏角，z_e表示当前时刻长机高度与僚机高度的差值，θ_e是长机俯仰角与僚机俯仰角的差值，K_zp，K_zd，K_zi分别是z_e的比例系数，微分系数和积分系数，K_θp，K_θd分别是θ_e的比例系数和微分系数；

(d)方向舵控制率：

Δδ_r＝K_rpr_w                           (8)

${\mathrm{\&delta;}}_r=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{r\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_r\\ {\mathrm{\&delta;}}_{r\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_r,{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^r<{\mathrm{\&delta;}}_{r\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_r<{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r\\ {\mathrm{\&delta;}}_{\min }^r,{\mathrm{\&delta;}}_{r\_}+\mathrm{\&Delta;}{\mathrm{\&delta;}}_r\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r\end{array}\right.---\left(9\right)$

其中Δδ_r是方向舵偏角的增量，δ_r是当前时刻的方向舵偏角，r_w是僚机的偏航角速度，K_rp是r_w的比例系数。因为，滚转舵和方向舵都能改变飞机的航向，方向舵控制率的作用就是协调僚机的滚转控制和偏航控制，控制飞机平滑进行转弯或航向保持。

根据控制率公式，使僚机保持编队队形的具体步骤如下：

(1)选择控制率执行周期。

为控制率公式(2)至(9)选择执行周期。控制率执行周期选择的标准是在计算机性能允许的条件下，使控制率能够快速收敛，一般要求收敛时间小于30秒，控制率执行周期的取值范围介于50毫秒和10毫秒之间。

(2)确定控制率参数K_xp，K_xd，K_xi，K_yp，K_yd，K_yi，K_φp，K_φd，

K_zp，K_zd，K_zi，K_θp，K_θd，K_rp的取值。

根据飞机模型特征参数的不同，对控制率参数K_xp，K_xd，K_xi，K_yp，K_yd，K_yi，K_φp，K_φd，

K_zp，K_zd，K_zi，K_θp，K_θd，K_rp进行取值，对取值后的控制率参数进行调试，使控制率式(2)～(9)能够快速收敛，超调量小，并且具有较好的稳态精度，能够满足编队队形保持的要求。长机做单个机动动作的情况下，一般要求收敛时间小于30秒，x轴，y轴，z轴的超调量小于编队队形设定值的60％，稳态精度小于编队队形设定值的5％。

本发明的优点在于：

(1)基于有限状态自动机的智能控制思想，提出了僚机在编队飞行过程中在不同飞行模式间进行自动转换的方法，有效模拟了僚机飞行员的智能；

(2)模拟僚机飞行员对僚机的控制方式，为僚机设计了编队队形保持飞行模式下的控制率，能够满足编队飞行训练过程中编队队形保持的需求；

(3)使用现代仿真技术帮助飞行员进行编队飞行训练，提高了飞行员编队飞行训练的可靠性和安全性，大大降低了飞行训练的费用。

附图说明

图1是有限状态自动机原理的有限状态图；

图2是有限状态自动机原理的状态转换表；

图3是本发明基于有限状态机的自动编队飞行控制方法的流程图；

图4是实施例中基于有限状态机的编队飞行状态转换图；

图5a是长机航向角与僚机与长机质心连线在僚机机体x轴的投影示意图；

图5b是长机航向角与僚机与长机质心连线在僚机机体y轴的投影示意图；

图5c是长机航向角与僚机与长机质心连线在僚机机体z轴的投影示意图；

图5d是长机航向角与僚机航向角示意图；

图6a是僚机与长机质心连线在僚机机体x轴的投影示意图；

图6b是僚机与长机质心连线在僚机机体y轴的投影示意图；

图6c是僚机与长机质心连线在僚机机体z轴的投影示意图；

图6d是长机航向角与僚机航向角示意图；

图6e是僚机滚转角与长机滚转角示意图；

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细的描述。

本发明的一种基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，由飞行员控制的飞机模拟器作为长机，由计算机控制的六自由度飞机模型作为僚机，由长机与僚机组成飞机编队。流程如图3所示，具体步骤下：

步骤一：基于有限状态自动机的原理，针对编队飞行训练任务要求，对编队飞行中可能遇到的情况进行划分、归纳，确定出僚机可能出现的飞行模式。

步骤二：根据步骤一中飞行模式，确定各飞行模式之间的转换条件。

步骤三：结合步骤一中归纳总结出的飞行模式和步骤二中确定的各个飞行模式之间的转换条件，列出状态转换表。

步骤四，为步骤一中所述的各飞行模式设计控制方法，为编队队形保持设计控制率。

在上述步骤一至步骤四完成后，就可以进行飞行训练，当飞行模式转换条件出现时，僚机的飞行模式就能按照飞行模式之间的转换关系，在各个飞行模式之间自动进行转换，一旦僚机进入某一飞行模式，就按照为该飞行模式定义的控制方法对僚机进行控制。当僚机进入编队队形保持飞行模式时，根据步骤三中所述的公式(2)至公式(9)确定编队队形保持的要求确定控制输入向量U^T＝[δ_T，δ_e，δ_a，δ_r，brake，landGearSwitch，speedBreakSwitch]，选择符合要求的控制参数和执行周期，使僚机其与长机保持设定的编队队形飞行。

本发明应用于飞行员训练系统中的计算机驾驶的飞机模型的开发，其作用是当飞行员驾驶飞机模拟器作为长机进行编队飞行训练时，可以由本发明方法来控制飞机模型作为编队僚机，模拟真实的飞行情况并保持编队队形，协助飞行员完成从起飞到降落整个飞行过程的训练大纲要求。这样可以减少飞行训练过程中的人员和模拟器，大大减少了飞行员飞行训练的人力和物力。

实施例：本实施例的飞行任务要求是，进行模型飞机的编队飞行训练，由飞行员驾驶该型飞机模拟器作为长机，由计算机控制的六自由度该型飞机模型作为僚机，初始时刻长机与僚机保持设定的编队队形停止在跑道上，当长机起飞后，僚机跟随长机起飞，并在整个飞行过程中保持设定的编队队形，最后两架飞机返航并降落在机场跑道上。具体实施步骤如下：

步骤一：基于有限状态自动机原理，针对编队飞行训练任务要求，对编队飞行中可能遇到的情况进行划分、归纳，确定出僚机可能出现的飞行模式。包括：

s₀：长机与僚机按照编队队形要求，停在机场跑道上待命；

s₁：僚机按住刹车同时启动发动机；

s₂：僚机放开刹车；

s₃：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴和机体Y轴上的投影，分别与编队队形要求的在机体X轴和机体Y轴上的投影值接近条件下控制僚机保持编队队形；

s₄：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值相差较大，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值接近条件下控制僚机保持编队队形；

s₅：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值接近，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值相差较大条件下控制僚机保持编队队形；

s₆：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值相差较大，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值相差较大条件下控制僚机保持编队队形；

s₇：僚机收起或放下起落架；

s₈：僚机收起或放下减速板；

s₉：僚机关闭发动机并按住刹车；

s₁₀：僚机停止在跑道上，仿真结束；

步骤二：根据步骤一中飞行模式，确定飞行模式之间的转换条件。飞行模式之间的转换条件包括：

i₁：长机对僚机下达开车指令；

i₂：长机开始滑跑；

i₃：|x_e/x_command|∈[0％，50％]&&|y_e/y_command|∈[0％，50％]；

i₄： $|x_e/x_{\mathrm{command}}|\&NotElement;[0\%,50\%]$ &&|y_e/y_command|∈[0％，50％]；

i₅：|x_e/x_command|∈[0％，50％]&& $|y_e/y_{\mathrm{command}}|\&NotElement;[0\%,50\%];$

i₆： $|x_e/x_{\mathrm{command}}|\&NotElement;[0\%,50\%]$ && $|y_e/y_{\mathrm{command}}|\&NotElement;[0\%,50\%];$

i₇：长机对僚机下达收、放起落架指令；

i₈：长机对僚机下达收、放减速板指令；

i₉：僚机降落在机场跑道上；

i1₀：僚机停止在机场跑道上；

其中x_command表示设定的编队队形要求的僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的投影值；y_command表示设定的编队队形要求的僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的投影值；x_e表示在编队飞行过程中，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的实际投影值与x_command的偏差；y_e表示在编队飞行过程中，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的实际投影值与y_command的偏差。

步骤三：结合步骤一中归纳总结出的飞行模式和步骤二中确定的各个飞行模式之间的转换条件，列出状态转换表，如表1所示。

在状态转换表中，输入值列在最上一行，状态列在最左边一列，一个输入应用到一个状态时的输出列在对应的行列相交的格中。表1中i₇，i₈，i₉具有较高优先级，且它们不在同一桢周期中同时达到条件。即当i₇，i₈，i₉与其它飞行状态转换条件同时达到时，要根据i₇，i₈，i₉判断僚机的下一飞行状态。

图4是基于有限状态机的编队飞行状态转换图，它所表示的意义同表1相同。初始时刻，长机与僚机处于状态s₀停止在跑道上待命；当长机对僚机下达开车指令时，僚机转入状态s₁按住刹车并启动发动机；当长机开始滑跑时，僚机转入状态s₂放开刹车，跟随长机滑跑；然后根据状态转换条件i₃～i₆的出现情况，僚机分别转入状态s₃～s₆，例如当条件i₃满足时，僚机转入状态s₃，根据为s₃设计的控制方法

控制僚机保持编队队形；在编队飞行过程中，当条件i₇满足时，僚机转入状态s₇，进行收放起落架的操作，当条件i₈满足时，僚机转入状态s₈，进行收放减速板的操作，当条件i₉满足时，僚机转入状态s₉，关闭发动机并按住刹车；当条件i₁₀满足时，僚机转入状态s₁₀，编队飞行训练结束。

步骤四，为所定义的各飞行模式设计合适的控制方法，为编队队形保持设计合适的控制率。

飞机模型控制量的初始值为δ_T＝δ_e＝δ_a＝δ_r＝0，landGearSwitch＝0，speedBreakSwitch＝1。

步骤一中所述的各飞行模式的控制方法如下：

步骤一中所述的各飞行模式的控制方法如下：

${\mathrm{\&delta;}}_T={\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T,$ 即僚机发动机保持关闭状态；

${\mathrm{\&delta;}}_T={\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T,$ brake＝B_max，即僚机油门加到最大，同时踩住刹车；

brake＝B_min，即僚机放开刹车，僚机开始滑跑；

均为编队队形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率参数的取值不同，将在后面进行描述。

如果长机对僚机下达收起起落架指令，则landGearSwitch＝1；如果长机对僚机下达放下起落架指令，则landGearSwitch＝0；

如果长机对僚机下达收起减速板指令，则speedBreakSwitch＝1；如果长机对僚机下达放下减速板指令，则speedBreakSwitch＝0；

${\mathrm{\&delta;}}_T={\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T,$ brake＝B_max；

brake＝0，即僚机停止在跑道上后，放开刹车，仿真结束；

其中

表示飞行模式S_i的控制方法，i∈{0，1，2，3，4，5，6，7，8，9，10}，每一个飞行模式的控制方法中没有描述的其它控制量的取值与转换到该飞行模式之前的飞行模式的控制量的取值相等。

具有相同的控制率，根据控制率公式，使僚机保持编队队形的具体步骤如下：

(1)选择控制率执行周期。

本实施例选择控制率选择执行周期为10ms。

(2)确定僚机控制率参数K_xp，K_xd，K_xi，K_yp，K_yd，K_yi，K_φp，K_φd，K_zp，K_zd，K_zi，K_θp，K_θd，K_rp的取值。

对僚机的参数K_xp，K_xd，K_xi，K_yp，K_yd，K_yi，K_φp，K_φd，

K_zp，K_zd，K_zi，K_θp，K_θd，K_rp进行取值，经过试验获得如表2～表6的数据，使式(2)至式(9)快速收敛，超调量小。

对于飞行模式s₃，s₄，s₅，s₆俯仰舵和方向舵控制率的参数取值如下：

表2 俯仰舵和方向舵控制率参数

 

Kzp	Kzd	Kzi	Kθp	Kθd	Krp
						0.32	0.35	0.0035	0.574	0.45	20

对于状态s₃，s₄，s₅，s₆油门杆和滚转舵控制率的参数取值分别如下：

飞行模式s₃：

表3 s₃飞行模式油门杆和滚转舵控制率参数

飞行模式s₄：

表4 s₄飞行模式油门杆和滚转舵控制率参数

飞行模式s₅：

表5 s₅飞行模式油门杆和滚转舵控制率参数

飞行模式s₆：

表6 s₆飞行模式油门杆和滚转舵控制率参数

以上设计步骤完成后，当长机起飞时，僚机就可以跟随长机起飞，并保持编队队形。对编队转弯和编队队形调整时的编队队形保持情况进行了测试，结果如下：

图5a、图5b、图5c、图5d是本发明方法实施例的长机转弯45度，设定编队队形为x_command＝20m，y_command＝10m，z_command＝0m，编队队形保持示意图。

图5a是长机航向角与僚机与长机质心连线在僚机机体x轴的投影示意图，图中线1是长机的航向角，线2是僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影，长机用时11秒从航向0度转弯到航向45度，僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影用时24秒，从转弯初始时刻的20m，重新收敛为20m，在第5秒时超调量达到最大值4m。从图5a可以看出，在长机转弯45度过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影很快重新恢复编队队形要求的投影值20m，并且因为超调量较小，所以编队队形调整过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影的变化不大。

图5b是长机航向角与僚机与长机质心连线在僚机机体y轴的投影示意图，图中线1是长机的航向角，线3是僚机与长机质心连线在僚机机体y轴投影，长机用时11秒从航向0度转弯到航向45度，僚机与长机质心连线在僚机机体y轴投影用时15秒，从转弯初始时刻的10m，重新收敛为10m，在第2秒时超调量达到最大值5m。从图5b可以看出，在长机转弯45度过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体y轴投影很快重新恢复编队队形要求的投影值10m，并且因为超调量较小，所以编队队形调整过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体y轴投影的变化不大。

图5c是长机航向角与僚机与长机质心连线在僚机机体z轴的投影示意图，图中线1是长机的航向角，线4是僚机与长机质心连线在僚机机体z轴的投影，长机用时11秒从航向0度转弯到航向45度，僚机与长机质心连线在僚机机体z轴投影用时15秒，从转弯初始时刻的0m，重新收敛为0m，在第7秒时超调量达到最大值4m。从图5c可以看出，在长机转弯45度过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体z轴投影很快重新恢复编队队形要求的投影值0m，并且因为超调量较小，所以编队队形调整过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体z轴投影的变化不大。

图5d是长机航向角与僚机航向角，图中线1是长机航向角，线5是僚机航向角，长机用时11秒从航向0度转弯到航向45度，整个转弯过程中僚机航向角与长机航向角的偏差小于0.5度，第12秒后，僚机航向角稳定在45度，所以编队队形调整过程中，僚机对长机的航向跟随情况很好。

图6a、图6b、图6c、图6d、图6e是本发明方法实施例的长机匀速飞行，长机航向角为0度，设定编队队形为x_command＝20m，y_command＝10m，z_command＝0m，调整长机与僚机侧向间距为30m的编队队形变化示意图。

图6a是僚机与长机质心连线在僚机机体x轴的投影示意图，图中曲线是僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影。僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影用时27秒，从初始时刻的20m，重新收敛为20m，在第6秒时超调量达到最大值2m。从图6a可以看出，在调整长机与僚机侧向间距为30m的编队队形变化过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影很快重新恢复编队队形要求的投影值20m，并且因为超调量较小，所以编队队形调整过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影的变化不大。

图6b是僚机与长机质心连线在僚机机体y轴的投影示意图，曲线是僚机与长机质心连线在僚机机体y轴投影，僚机与长机质心连线在僚机机体x轴投影用时17秒，从转弯初始时刻的10m，收敛为30m，在第6秒时超调量达到最大值4m。从图6b可以看出，在调整长机与僚机侧向间距为30m的编队队形变化过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体y轴投影很快调整为编队队形要求的投影值30m，并且超调量较小。

图6c是僚机与长机质心连线在僚机机体z轴的投影示意图，曲线是僚机与长机质心连线在僚机机体z轴的投影，僚机与长机质心连线在僚机机体z轴投影用时27秒，从转弯初始时刻的0m，重新收敛为0m，在第2秒时超调量达到最大值1.05m。从图6c可以看出，僚机与长机质心连线在僚机机体z轴投影很快重新恢复编队队形要求的投影值0m，并且因为超调量较小，所以编队队形调整过程中，僚机与长机质心连线在僚机机体z轴投影的变化不大。

图6d是长机航向角与僚机航向角，图中线6是长机航向角，线7是僚机航向角，长机航向角始终保持0度，在调整长机与僚机侧向间距为30m的编队队形变化过程中，僚机航向角从初始时刻的0度，历时23秒重新收敛为0度，在第2秒时超调量达到最大值-3.2度所以编队队形调整过程中，僚机航向角的收敛速度较快，超调量较小。

图6e是长机滚转角与僚机滚转角，图中线8是长机滚转角，线9是僚机滚转角。长机滚转角始终保持0度，僚机滚转角从初始时刻0度，历时20秒重新收敛为0度，变化过程中的最大值为-30度，从图中能够看出，僚机通过快速调整滚转角，使长机与僚机侧向间距从10m快速调整为30m。

由图5a至图6e可以看出，基于有限状态机的自动编队飞行控制方法能够满足对飞行员进行编队飞行训练过程中编队队形保持的需求。

Claims (5)

1、一种基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

步骤一：基于有限状态自动机的原理，针对编队飞行训练任务要求，对编队飞行中遇到的情况进行划分、归纳，确定出僚机出现的飞行模式；

步骤二：根据步骤一中飞行模式，确定各飞行模式之间的转换条件；

步骤三：结合步骤一中归纳总结出的飞行模式和步骤二中确定的各个飞行模式之间的转换条件，列出状态转换表；

步骤四，为步骤一中所述的各飞行模式设计控制方法，为编队队形保持设计控制率；

飞机模型控制量的初始值为δ_T＝δ_e＝δ_a＝δ_r＝0，landGearSwitch＝0，peedBreakSwitch＝1；

δ_T：油门杆输入量， ${\mathrm{\&delta;}}_T\&Element;[{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T],$

和

分别是δ_T的最大值和最小值；δ_e：俯仰舵偏角， ${\mathrm{\&delta;}}_e\&Element;[{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^e,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e],$ 和

分别是δ_e的最大值和最小值；δ_a：滚转舵偏角， ${\mathrm{\&delta;}}_a\&Element;[{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^a,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a],$

和分别是δ_a的最大值和最小值；δ_r：方向舵偏角， ${\mathrm{\&delta;}}_r\&Element;[{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^r,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r],$

和

分别是δ_r的最大值和最小值；landGearSwitch：起落架收放开关，landGearSwitch∈{0，1}，0表示放下起落架，1表示收起起落架；speedBreakSwitch：减速板收放开关，speedBreakSwitch∈{0，1}，0表示放下减速板，1表示收起减速板；

步骤一中总结的各飞行模式的控制方法如下：

$C_{s_0}:{\mathrm{\&delta;}}_T={\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T,$ 即僚机发动机保持关闭状态；

$C_{s_1}:{\mathrm{\&delta;}}_T={\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T,$ brake＝B_max，即僚机油门加到最大，同时踩住刹车；

$C_{s_2}:\mathrm{brake}=B_{\min },$ 即僚机放开刹车，僚机开始滑跑；

均为编队队形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率参数的取值不同；

如果长机对僚机下达收起起落架指令，则landGearSwitch＝1；如果长机对僚机下达放下起落架指令，则landGearSwitch＝0；

如果长机对僚机下达收起减速板指令，则speedBreakSwitch＝1；如果长机对僚机下达放下减速板指令，则speedBreakSwitch＝0；

$C_{s_9}:{\mathrm{\&delta;}}_T={\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T,$ brake＝B_max；

$C_{s_{10}}:\mathrm{breake}=0,$ 即僚机停止在跑道上后，放开刹车，仿真结束；

其中brake为刹车输入量，break∈[B_min，B_max]，B_min和B_max分别是brake的最大值和最小值；

表示飞行模式s_i的控制方法，i∈{0，1，2，3，4，5，6，7，8，9，10}，每一个飞行模式的控制方法中没有描述的其它控制量的取值与转换到该飞行模式之前的飞行模式的控制量的取值相等；

所述的编队队形保持飞行模式下的控制方法

的飞行控制率的设计具体如下：

(a)油门控制率：

${\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_T=K_{\mathrm{xp}}{x}_e+K_{\mathrm{xd}}{\stackrel{.}{x}}_e+K_{\mathrm{xi}}\&Integral;x_e---\left(1\right)$

${\mathrm{\&delta;}}_T=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{T\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_T\\ {\mathrm{\&delta;}}_{T\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_T,{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T<{\mathrm{\&delta;}}_{T\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_T<{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T\\ {\mathrm{\&delta;}}_{\min }^T,{\mathrm{\&delta;}}_{T\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_T\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^T\end{array}\right.---\left(2\right)$

其中Δδ_T是油门的增量，δ_{T_}是当前时刻的油门值，x_e表示当前时刻，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的实际投影值与x_command的差值，K_xp是比例系数，K_xd是微分系数，K_xi是积分系数；

(b)滚转舵控制率：

${\mathrm{\&delta;}}_a=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{a\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_a\\ {\mathrm{\&delta;}}_{a\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_a,{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^a<{\mathrm{\&delta;}}_{a\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_a<{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a\\ {\mathrm{\&delta;}}_{\min }^a,{\mathrm{\&delta;}}_{a\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_a\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^a\end{array}\right.---\left(4\right)$

其中；偏航角机体轴x在水平面上的投影与地轴x_g间夹角，机头右偏航为正；滚转角φ：机体轴z与通过机体轴x的铅垂面间夹角，飞机向右滚转时为正；Δδ_a是滚转舵偏角的增量，δ_{a_}是当前时刻的滚转舵偏角，y_e表示当前时刻，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的实际投影值与y_command的差值，φ_e表示长机滚转角与僚机滚转角的差值，

表示长机方向角与僚机方向角的差值，K_yp，K_yd，K_yi分别是y_e的比例系数，微分系数和积分系数，K_φp，K_φd分别是φ_e的比例系数和微分系数，

分别是

的比例系数和微分系数；

(c)俯仰舵控制率

${\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_e=K_{\mathrm{zp}}{z}_e+K_{\mathrm{zd}}{\stackrel{.}{z}}_e+K_{\mathrm{zi}}\&Integral;z_e+K_{\mathrm{\&theta;p}}{\mathrm{\&theta;}}_e+K_{\mathrm{\&theta;d}}{\stackrel{.}{\mathrm{\&theta;}}}_e---\left(5\right)$

${\mathrm{\&delta;}}_e=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{e\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_e\\ {\mathrm{\&delta;}}_{e\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_e,{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^e<{\mathrm{\&delta;}}_{e\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_e<{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e\\ {\mathrm{\&delta;}}_{\min }^e,{\mathrm{\&delta;}}_{e\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_e\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^e\end{array}\right.---\left(6\right)$

其中俯仰角θ：机体轴x与水平面间夹角，抬头为正；Δδ_e是俯仰舵偏角的增量，δ_{e_}是当前时刻的俯仰舵偏角，z_e表示当前时刻长机高度与僚机高度的差值，θ_e是长机俯仰角与僚机俯仰角的差值，K_zp，K_zd，K_zi分别是z_e的比例系数，微分系数和积分系数，K_θp，K_θd分别是

的比例系数和微分系数；

(d)方向舵控制率：

Δδ_r＝K_rpr_w          (7)

${\mathrm{\&delta;}}_r=\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r,{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{r\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_r\\ {\mathrm{\&delta;}}_{r\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_r,{\mathrm{\&delta;}}_{\min }^r<{\mathrm{\&delta;}}_{r\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_r<{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r\\ {\mathrm{\&delta;}}_{\min }^r,{\mathrm{\&delta;}}_{r\_}+{\mathrm{\&Delta;\&delta;}}_r\&le;{\mathrm{\&delta;}}_{\max }^r\end{array}\right.---\left(8\right)$

其中Δδ_r是方向舵偏角的增量，δ_{r_}是当前时刻的方向舵偏角，r_w是僚机的偏航角速度，K_rp是r_w的比例系数；

根据控制率公式，使僚机保持编队队形。

2、根据权利要求1所述的基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，其特征在于：所述的步骤一中的飞行模式包括：

s₀：僚机停在机场跑道上与长机保持固定编队队形待命；

s₁：僚机按住刹车同时启动发动机；

s₂：僚机放开刹车；

s₃：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴和机体Y轴上的投影，分别与编队队形要求的在机体X轴和机体Y轴上的投影值接近条件下控制僚机保持编队队形；

s₄：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值相差较大，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值接近条件下控制僚机保持编队队形；

s₅：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值接近，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值相差较大条件下控制僚机保持编队队形；

s₆：长机与僚机的位置偏差在僚机机体X轴上的投影与编队队形要求的在机体X轴上的投影值相差较大，长机与僚机的位置偏差在僚机机体Y轴上的投影与编队队形要求的在机体Y轴上的投影值相差较大条件下控制僚机保持编队队形；

s₇：僚机收起或放下起落架；

s₈：僚机收起或放下减速板；

s₉：僚机刹车；

s₁₀：僚机停止在跑道上，仿真结束；

其中s₀是初始状态；s₃，s₄，s₅，s₆都属于编队保持飞行模式，所述的s₃，s₄，s₅，s₆表示编队队形与标准编队队形的偏差大小不同。

3、根据权利要求1所述的基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，其特征在于：所述的步骤二中的飞行模式之间的转换条件包括：

i₁：长机对僚机下达开车指令；

i₂：长机开始滑跑；

i₃：|x_e/x_command|∈[0％，50％]&&|y_e/y_command|∈[0％，50％]；

i₇：长机对僚机下达收、放起落架指令；

i₈：长机对僚机下达收、放减速板指令；

i₉：僚机降落在机场跑道上；

i₁₀：僚机停止在机场跑道上；

其中x_command表示设定的编队队形要求的僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的投影值y_command表示设定的编队队形要求的僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的投影值；x_e表示在编队飞行过程中，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的实际投影值与x_command的偏差；y_e表示在编队飞行过程中，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的实际投影值与y_command的偏差；

i₃表示x_e与x_command比值的绝对值在0％与50％之间，并且y_e与y_command比值的绝对值在0％与50％之间；i₄表示x_e与x_command比值的绝对值不在0％与50％之间，并且y_e与y_command比值的绝对值在0％与50％之间；i₅表示x_e与x_command比值的绝对值在0％与50％之间，并且y_e与y_command比值的绝对值不在0％与50％之间；i₆表示x_e与x_command比值的绝对值不在0％与50％之间，并且y_e与y_command比值的绝对值不在0％与50％之间。

4、根据权利要求1所述的基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，其特征在于：所述的步骤三中的状态转换表为：

表1  编队飞行训练中僚机各飞行模式间的转换关系

  i₁      i₂       i₃      i₄     i₅       i₆      i₇ ^*      i₈ ^*     i₉ ^*       i₁₀ s₀s₁s₂s₃s₄s₅s₆s₇s₈s₉ s₁      s₀       s₀      s₀     s₀       s₀      s₀       s₀      s₀        s₀s₁      s₂       s₁      s₁     s₁       s₁      s₁       s₁      s₁        s₁s₂      s₂       s₃      s₄     s₅       s₆      s₇       s₈      s₉        s₂s₃      s₃       s₃      s₄     s₅       s₆      s₇       s₈      s₉        s₃s₄      s₄       s₄      s₄     s₅       s₆      s₇       s₈      s₉        s₄s₅      s₅       s₅      s₅     s₅       s₆      s₇       s₈      s₉        s₅s₆      s₆       s₆      s₆     s₆       s₆      s₇       s₈      s₉        s₆s₇      s₇       s₃      s₄     s₅       s₆      s₇       s₇      s₇        s₇s₈      s₈       s₃      s₄     s₅       s₆      s₈       s₈      s₈        s₈s₉      s₉       s₉      s₉     s₉       s₉      s₉       s₉      s₉        s₁₀

  s₁₀ s₁₀       s₁₀      s₁₀     s₁₀    s₁₀      s₁₀     s₁₀     s₁₀      s₁₀   s₁₀

在状态转换表中，输入值列在最上一行，状态列在最左边一列，一个输入应用到一个状态时的输出列在对应的行列相交的格中；表1中i₇，i₈，i₉具有较高优先级，且它们不在同一桢周期中同时达到条件；即当i₇，i₈，i₉与其它飞行状态转换条件同时达到时，要根据i₇，i₈，i₉判断僚机的下一飞行状态。

5、根据权利要求1所述的基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，其特征在于：所述的步骤四中，根据控制率公式，使僚机保持编队队形的具体步骤如下：

(1)选择控制率执行周期，

为控制率公式(1)至(8)选择执行周期；控制率执行周期选择的标准是在计算机性能允许的条件下，使控制率收敛时间小于30秒，控制率执行周期的取值范围介于50毫秒和10毫秒之间；

(2)确定控制率参数K_xp，K_xd，K_xi，K_yp，K_yd，K_yi，K_φp，K_φd，

K_zp，K_zd，K_zi，K_θp，K_θd，K_rp的取值，

根据飞机模型特征参数的不同，对控制率参数K_xp，K_xd，K_xi，K_yp，K_yd，K_yi，K_φp，K_φd，

K_zp，K_zd，K_zi，K_θp，K_θd，K_rp进行取值，对取值后的控制率参数进行调试，使控制率式(2)～(9)收敛时间小于30秒，x轴，y轴，z轴的超调量小于编队队形设定值的60％，稳态精度小于编队队形设定值的5％。

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