CN104656659B - 舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法采用纵向自动飞行控制系统、横侧向自动飞行控制系统和自动油门控制系统对舰载机滑跃起飞及其飞行进行控制。该方法以阻尼器和增稳系统为内回路，产生并传递垂直爬升速率指令使舰载机的垂向速度能够自动跟踪并稳定，同时能够有效抑制和消除侧向偏移和侧滑角，使舰载机保持侧向稳定，确保舰载机从航母上安全起飞。该方法基于PID控制方法，实现过程简单，控制过程稳定。通过仿真实验可以验证，本发明所述的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法能很好的实现舰载机滑跃起飞离舰后以给定垂直爬升速率自动飞行，能够确保舰载机从航母上安全起飞，且能减轻驾驶员的操作压力。

Description

舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法

技术领域

本发明涉及舰载机起飞控制技术领域，特别是一种舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法。

背景技术

滑跃起飞是指舰载机首先仅依靠自身发动机的推力在航母的水平甲板上加速滑跑，然后经过航母舰首部分的斜面弯曲甲板，使舰载机在离舰瞬间被赋予一定的正向航迹倾斜角和向上的垂直速度，使舰载机跃入空中，完成离舰起飞。所以滑跃起飞又称为斜板起飞或斜曲面甲板起飞。相比弹射起飞而言，滑跃起飞技术门槛相对较低、经济实用，在一些拥有航母但经济实力不太雄厚的国家得到广泛使用。

舰载机滑跃起飞全过程可以分为两个阶段，一是舰面滑跑阶段；二是离舰上升阶段。滑跃起飞方式由于舰首斜面弯曲甲板的存在，能大大缩短舰载机在航母上滑跑的距离，从而为航母节省宝贵的甲板空间。而另一方面，舰载机滑跑距离的缩短，会造成舰载机离舰速度偏小，离舰之后会出现一定的下沉量。若下沉量太大，则会存在一定的安全隐患，同时也给飞行员造成很大的心理压力，若飞行员在这段较短的时间内操作失当，很可能会付出惨痛的代价。而舰载机在舰面滑跑阶段会受到甲板运动、舰首气流以及甲板风等环境因素的干扰，从而造成舰载机不仅在纵向上受到力和力矩的作用，而且在横侧向上也会受到力和力矩的作用，从而会增加飞行员的操作负担。因此，离舰上升阶段的控制策略设计对于舰载机从航母上安全起飞尤为重要，直接关系到舰载机起飞的成功率和安全性。

目前，针对舰载机滑跃起飞的研究，国内外学者的研究重点主要在于斜甲板的优化问题、环境因素对舰载机滑跃起飞过程的影响分析以及舰载机离舰之后控制律设计等。而舰载机离舰之后控制律的设计也仅仅只考虑了纵向的控制律设计，而没有研究横侧向控制律设计的问题，并且设计的控制律均需要飞行员操作对应的油门或升降舵，这样会给飞行员造成较大的操作负担和心理压力。

发明内容

本发明要解决的问题是一种舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法，实现舰载机离舰之后以某一给定的垂直爬升速率进行空中爬升，同时能够有效抑制和消除侧向偏移和侧滑角，使舰载机保持侧向稳定，且该方法无需飞行员进行操作，确保舰载机滑跃起飞的安全性以及减轻驾驶员的操作压力。

本发明公开的一种舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法，采用纵向自动飞行控制系统、横侧向自动飞行控制系统和自动油门控制系统对舰载机滑跃起飞及其飞行进行控制；

所述纵向自动飞行控制系统以纵向控制增稳回路为内回路，垂向速度回路为外回路，舰载机离舰后垂直爬升速率作为控制指令，采用PID控制方法，实现舰载机离舰后以给定的垂直爬升速率爬升；

所述横侧向自动飞行控制系统采用副翼与方向舵协调控制的方法，对舰载机在航母上滑跑时所产生的侧向偏移和侧滑角进行抑制和消除，使舰载机保持侧向稳定；

所述自动油门控制系统将速度信号反馈给控制器，通过控制油门来控制舰载机的速度。

作为上述技术方案的进一步改进，所述纵向控制增稳回路的控制律为：

其中，Δδ_e为升降舵偏角增量，K_c、K_ci分别为增稳控制回路控制律P、I参数，s为复变量，W_s为驾驶杆操作量，K_s为驾驶杆操作控制律P参数，K_az为法向过载控制律P参数，λ_az为法向过载反馈滤波网络参数，a_z为实际法向过载反馈量，K_q为俯仰角速率控制律P参数，λ_q为俯仰角速率反馈洗出网络参数，q为实际俯仰角速率反馈量，F_α为迎角限制反馈量；

所述纵向自动飞行控制系统的控制律为：

其中，λ_hd为垂直爬升速率指令模型参数，为设定的垂直爬升速率，为实际垂向速度反馈量，K_hp、K_hd分别为垂向速度控制律P、D参数。

作为上述技术方案的另一种改进，所述横侧向自动飞行控制系统控制律为：

和

其中，Δδ_a为副翼偏角增量，y_g为设定的侧向偏移量，λ_y为侧向偏移量指令模型参数，y为实际侧向偏移反馈量，K_yp、K_yi、K_yd分别为侧偏制导律P、I、D参数，ψ为实际偏航角反馈量，K_ψp、K_ψd分别为航向角控制律P、D参数，φ为实际滚转角反馈量，K_φp、K_φi为滚转角控制律P、I参数，p为实际滚转角速率反馈量，K_p为滚转角控制律P参数；Δδ_r为方向舵偏角增量，β_c为设定的侧滑角，K_β为航向角协调控制律中侧滑角反馈量P参数，β为实际侧滑角反馈量，K_βp、K_βi、K_βd分别为航向角协调控制律中侧滑角控制律P、I、D参数，r为实际偏航角速率反馈量，α₀为航向角协调控制律中设定的迎角反馈值，λ_r为偏航角速率反馈洗出网络参数，K_r为航向角协调控制律中偏航角速率控制律P参数，K_ari为方向舵与副翼交联信号控制律P参数。

作为上述技术方案的另一种改进，所述自动油门控制系统控制律为：

其中，Δδ_T为油门增量，λ_V为速度指令模型参数，V_g为设定的舰载机速度，V为实际速度反馈量，K_vp、K_vi、K_vd分别为速度控制律P、I、D参数。

本发明的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法，以阻尼器和增稳系统为内回路，产生并传递垂直爬升速率指令使舰载机的垂向速度能够自动跟踪并稳定，同时能够有效抑制和消除侧向偏移和侧滑角，使舰载机保持侧向稳定，确保舰载机从航母上安全起飞。该方法基于PID控制方法，实现过程简单，控制过程稳定。

附图说明

图1为本发明的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法系统组成结构图；

图2为本发明的纵向控制增稳回路组成结构图；

图3为本发明的纵向自动飞行控制系统组成结构图；

图4为本发明的横侧向自动飞行控制系统组成结构图；

图5为本发明的自动油门控制系统组成结构图；

图6为本发明的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法垂向速度仿真曲线图；

图7为本发明的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法高度仿真曲线图。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明提出的一种舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法进行详细说明。

为了便于公众了解本发明的技术方案，用下表1将本发明涉及的物理量及参数进行说明：

表1

如图1所示，本发明公开的一种舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法，采用纵向自动飞行控制系统、横侧向自动飞行控制系统和自动油门控制系统对舰载机滑跃起飞及其飞行进行控制。

如图3所示，所述纵向自动飞行控制系统以纵向控制增稳回路为内回路，垂向速度回路为外回路，舰载机离舰后垂直爬升速率作为控制指令，采用PID控制方法，将舰载机垂向速度、法向过载、俯仰角速率、迎角的实际值反馈，并与给定的舰载机垂直爬升速率经过指令模型放小后的值进行比较，通过改变升降舵的偏角来实现舰载机垂向速度稳定在给定的垂直爬升速率指令，实现舰载机离舰后以给定的垂直爬升速率爬升。

如图2所示，所述纵向控制增稳回路包括俯仰角速率反馈、迎角反馈和法向过载反馈回路，迎角反馈能够实现迎角限制，使飞机具有适当的稳定裕度；俯仰角速率反馈能增加飞机俯仰运动阻尼，设置洗出网络是为了滤除低频稳态信号，使系统对飞机稳态运动信息不产生阻尼；法向过载反馈使驾驶杆力的信号与飞机法向加速度对应。纵向控制增稳回路的控制律为：

其中，Δδ_e为升降舵偏角增量，K_c、K_ci分别为增稳控制回路控制律P、I参数，s为复变量，W_s为驾驶杆操作量，K_s为驾驶杆操作控制律P参数，K_az为法向过载控制律P参数，λ_az为法向过载反馈滤波网络参数，a_z为实际法向过载反馈量，K_q为俯仰角速率控制律P参数，λ_q为俯仰角速率反馈洗出网络参数，q为实际俯仰角速率反馈量，F_α为迎角限制反馈量。

假设则

其中，K_α为迎角控制律P参数，α为实际迎角反馈量，α_max为允许的最大迎角值。

纵向自动飞行控制系统在内回路纵向控制增稳回路的基础上又引入垂向速度反馈，构成了垂向速度回路，因此，所述纵向自动飞行控制系统的控制律为：

其中，λ_hd为垂直爬升速率指令模型参数，为设定的垂直爬升速率，为实际垂向速度反馈量，K_hp、K_hd分别为垂向速度控制律P、D参数。

如图4所示，所述横侧向自动飞行控制系统为横侧向自动飞行控制方法，其主要功能是对舰载机在航母上滑跑时所产生的侧向偏移和侧滑角进行抑制和消除，使舰载机保持侧向稳定。由于副翼与方向舵通道之间有相互耦合的关系，故横侧向自动飞行控制系统采用副翼与方向舵协调控制的方法，反馈信号有侧向偏移、航向角、滚转角、滚转角速率、航向角速率以及侧滑角，控制律的设计主要包括侧偏制导律、航向角控制律、滚转角控制律以及航向协调控制律。将舰载机侧向偏移、航向角、滚转角、滚转角速率、航向角速率以及侧滑角的实际值反馈，并与给定的舰载机侧向偏移经过指令模型放小后的值以及给定的侧滑角进行比较，通过改变副翼的偏角来实现侧向偏移控制，对侧向偏移进行抑制和消除，通过改变方向舵的偏角来实现侧滑角的控制，对侧滑角进行抑制和消除。

横侧向自动飞行控制系统控制律为：

和

其中，Δδ_a为副翼偏角增量，y_g为设定的侧向偏移量，λ_y为侧向偏移量指令模型参数，y为实际侧向偏移反馈量，K_yp、K_yi、K_yd分别为侧偏制导律P、I、D参数，ψ为实际偏航角反馈量，K_ψp、K_ψd分别为航向角控制律P、D参数，φ为实际滚转角反馈量，K_φp、K_φi为滚转角控制律P、I参数，p为实际滚转角速率反馈量，K_p为滚转角控制律P参数；Δδ_r为方向舵偏角增量，β_c为设定的侧滑角，K_β为航向角协调控制律中侧滑角反馈量P参数，β为实际侧滑角反馈量，K_βp、K_βi、K_βd分别为航向角协调控制律中侧滑角控制律P、I、D参数，r为实际偏航角速率反馈量，α₀为航向角协调控制律中设定的迎角反馈值，λ_r为偏航角速率反馈洗出网络参数，K_r为航向角协调控制律中偏航角速率控制律P参数，K_ari为方向舵与副翼交联信号控制律P参数。

由横侧向自动飞行控制系统结构图可知，副翼通道主要实现侧向偏移控制，对侧向偏移进行抑制和消除，方向舵通道主要实现侧滑角的控制，对侧滑角进行抑制和消除。此外，由于副翼与方向舵通道之间有相互耦合的关系，故在方向舵通道增加了-K_ariΔδ_a副翼交联信号，以此来减小副翼工作时引起的侧滑角。

如图5所示，所述自动油门控制系统将速度信号反馈给控制器，将舰载机速度的实际值反馈，并与给定的舰载机速度经过指令模型放小后的值进行比较，通过改变油门增量来实现控制舰载机速度的功能。自动油门控制系统控制律为：

其中，Δδ_T为油门增量，λ_V为速度指令模型参数，V_g为设定的舰载机速度，V为实际速度反馈量，K_vp、K_vi、K_vd分别为速度控制律P、I、D参数。

仿真验证：

为了验证本发明在滑跃起飞飞行控制上的有效性，进行如下仿真实验。仿真工具采用MATLAB软件，分析时舰载机动力学模型采用F/A-18的相关参数，航母对象采用俄罗斯“库洛涅佐夫”号航母，仿真实验中采用从后起飞点滑跑起飞，后起飞点距离舰首约200米，其中水平段甲板140米，上翘段甲板60米，最大上翘高度6米，假设航母航速为12.85m/s。仿真中参数设置如表2所示。

Khp	Khd	Kaz	Kq	Kα	Kc	Kci	Kyp	λhd	λaz
										1.4783	0.8224	1.2366	1.1542	0.3	0.9	1.2	0.6	0.5	0.2
Kyd	Kyi	Kψp	Kψd	Kφp	Kφi	Kp	Kari	λq	λy
										0	0	7.87	1.12	-2.8511	-1.9541	-1.6768	-0.5518	0.4	0.5
Kr	Kβ	Kβp	Kβi	Kβd	Kvp	Kvi	Kvd	λr	λV
										1.5037	1	9.884	4.898	9.55	1.3	0.1	0	0.5	0.5

表2

仿真实验中给定的舰载机垂直爬升速率为得到的仿真曲线如图6和图7所示。其中图6为本发明所述的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法得到的垂向速度仿真曲线，由图中可以看出垂向速度在舰载机后起飞点滑跑之后16.9s时达到4m/s，并最终稳定在4m/s，能够很好地实现对给定的垂直爬升速率自动跟踪并最终稳定的目标。图7为本发明所述的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法得到的高度仿真曲线，由图可以看出虽然舰载机在离舰之后出现了一定的下沉量，这主要是由于地效的突然消失而导致的，之后垂向速度由负向转变为正向且逐渐稳定在给定爬升速率指令时，舰载机飞行高度稳步增加，从而实现了舰载机滑跃起飞后以给定垂直爬升速率自动飞行。

由仿真实验可以得出，本发明所述的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法能很好的实现舰载机滑跃起飞离舰后以给定垂直爬升速率自动飞行，能够确保舰载机从航母上安全起飞，且能减轻驾驶员的操作压力。

Claims (3)

1.一种舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法，其特征在于：采用纵向自动飞行控制系统、横侧向自动飞行控制系统和自动油门控制系统对舰载机滑跃起飞及其飞行进行控制；

所述纵向自动飞行控制系统以纵向控制增稳回路为内回路，垂向速度回路为外回路，舰载机离舰后垂直爬升速率作为控制指令，采用PID控制方法，实现舰载机离舰后以给定的垂直爬升速率爬升；

所述横侧向自动飞行控制系统采用副翼与方向舵协调控制的方法，对舰载机在航母上滑跑时所产生的侧向偏移和侧滑角进行抑制和消除，使舰载机保持侧向稳定；

所述自动油门控制系统将速度信号反馈给控制器，通过控制油门来控制舰载机的速度；

所述纵向控制增稳回路的控制律为：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=(K_c+\frac{K_{ci}}{s})(W_s{K}_s-\frac{K_{az}}{{\mathrm{\λ}}_{az}s+1}{a}_z-\frac{{\mathrm{sK}}_q}{{\mathrm{\λ}}_{q}s+1}q-F_{\mathrm{\α}})---\left(1\right)$

其中，Δδ_e为升降舵偏角增量，K_c、K_ci分别为增稳控制回路控制律P、I参数，s为复变量，W_s为驾驶杆操作量，K_s为驾驶杆操作控制律P参数，K_az为法向过载控制律P参数，λ_az为法向过载反馈滤波网络参数，a_z为实际法向过载反馈量，K_q为俯仰角速率控制律P参数，λ_q为俯仰角速率反馈洗出网络参数，q为实际俯仰角速率反馈量，F_α为迎角限制反馈量；

所述纵向自动飞行控制系统控制律为：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=(K_c+\frac{K_{ci}}{s})\{(\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_{hd}s+1}{\stackrel{\·}{h}}_g-\stackrel{\·}{h})(K_{hp}+K_{hd}s)-\frac{K_{az}}{{\mathrm{\λ}}_{az}s+1}{a}_z-\frac{{\mathrm{sK}}_q}{{\mathrm{\λ}}_{q}s+1}q-F_{\mathrm{\α}}\}---\left(2\right)$

其中，λ_hd为垂直爬升速率指令模型参数，为设定的垂直爬升速率，为实际垂向速度反馈量，K_hp、K_hd分别为垂向速度控制律P、D参数。

2.根据权利要求1所述的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法，其特征在于：所述横侧向自动飞行控制系统控制律为：

${\mathrm{\Δ\δ}}_a=\{\[(y_g*\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_{y}s+1}-y)(K_{yp}+K_{yd}s+\frac{K_{yi}}{s})-\mathrm{\ψ}\](K_{\mathrm{\ψ}p}+K_{\mathrm{\ψ}d}s)-\mathrm{\φ}\}(K_{\mathrm{\φ}p}+\frac{K_{\mathrm{\φ}i}}{s})-{\mathrm{pK}}_p---\left(3\right)$

和

${\mathrm{\Δ\δ}}_r=({\mathrm{\β}}_c-K_{\mathrm{\β}}\mathrm{\β})(K_{\mathrm{\β}p}+\frac{K_{\mathrm{\β}i}}{s}+K_{\mathrm{\β}d}s)-(r-{\mathrm{p\α}}_0)\frac{s}{s+{\mathrm{\λ}}_r}*K_r-K_{ari}*{\mathrm{\Δ\δ}}_a---\left(4\right)$

其中，Δδ_a为副翼偏角增量，y_g为设定的侧向偏移量，λ_y为侧向偏移量指令模型参数，y为实际侧向偏移反馈量，K_yp、K_yi、K_yd分别为侧偏制导律P、I、D参数，ψ为实际偏航角反馈量，K_ψp、K_ψd分别为航向角控制律P、D参数，φ为实际滚转角反馈量，K_φp、K_φi为滚转角控制律P、I参数，p为实际滚转角速率反馈量，K_p为滚转角控制律P参数；Δδ_r为方向舵偏角增量，β_c为设定的侧滑角，K_β为航向角协调控制律中侧滑角反馈量P参数，β为实际侧滑角反馈量，K_βp、K_βi、K_βd分别为航向角协调控制律中侧滑角控制律P、I、D参数，r为实际偏航角速率反馈量，α₀为航向角协调控制律中设定的迎角反馈值，λ_r为偏航角速率反馈洗出网络参数，K_r为航向角协调控制律中偏航角速率控制律P参数，K_ari为方向舵与副翼交联信号控制律P参数。

3.根据权利要求1所述的舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法，其特征在于：所述自动油门控制系统控制律为：

${\mathrm{\Δ\δ}}_T=(\frac{1}{{\mathrm{\λ}}_{V}s+1}{V}_g-V)(K_{vp}+\frac{K_{vi}}{s}+K_{vd}s)---\left(5\right)$

其中，Δδ_T为油门增量，λ_V为速度指令模型参数，V_g为设定的舰载机速度，V为实际速度反馈量，K_vp、K_vi、K_vd分别为速度控制律P、I、D参数。