CN108873929A - 一种固定翼飞机自主着舰方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固定翼飞机自主着舰方法及系统。所述方法及系统通过建立飞机与航母的相对运动模型，并建立理想下滑轨迹，将自主着舰问题转化为路径追踪问题，由于使用了飞机的六自由度非线性运动模型，考虑到飞机纵向控制与横航向控制的耦合，并对航母甲板运动进行了建模，因此更接近实际运动，控制更加精确。采用本发明提供的方法及系统，能够提高固定翼飞机在航母甲板运动情况下的着舰精度。

Description

一种固定翼飞机自主着舰方法及系统

技术领域

本发明涉及固定翼飞机自动控制技术领域，特别是涉及一种固定翼飞机自 主着舰方法及系统。

背景技术

航母是衡量国家综合实力的象征之一。在20世纪90年代以来的几次世界 局部战争中，航母均发挥了极其重要的作用。航母的主要作战武器为舰载机， 大型航母可同时搭载几十至上百架不同型号的舰载机，这些舰载机组成舰载机 联队，具有广阔的作战使命以及很强的攻击和防御能力，能够遂行远距离侦查、 制空制海作战以及反潜等多种任务。但在实际操作中，舰载机事故率远高于同 时期的陆基飞机，其中舰载机85％以上的事故都发生在着舰阶段，而夜间着舰 的事故率又是白天的3-6倍。为了使舰载机能够具备全天候出动的能力，发展 全自主着舰系统至关重要。然而舰载机着舰环境非常复杂，除了受到气流干扰 外，航母还会因为浪涌影响产生纵摇、横摇、上下起伏等运动。此外，为缩短 降落距离，舰载机着舰时处于低速大迎角工作状态，此时飞机工作在阻力曲线 背面，随着空速降低，飞机阻力反而变大，即所谓的“操纵反区”，极大地影 响了着舰的成功率。目前，大部分固定翼飞机的自动降落研究都针对陆基飞机 在固定跑道上降落，且大部分基于小扰动线性化模型，不能精确反映飞机运动 状态，且降低了飞机抗干扰能力。因此，如何提出一种性能更好、可靠性更高 的针对固定翼飞机全自主着舰的控制方法，是本领域亟需解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种固定翼飞机自主着舰方法及系统，以使固定翼飞 机可以在航母甲板运动的情况下实现高精度着舰。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种固定翼飞机自主着舰方法，所述方法包括：

获取固定翼飞机的六自由度运动模型；

将所述六自由度运动模型转换为严格反馈型非线性系统模型；

获取所述飞机的理想下滑轨迹；

将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹；

根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导轨迹确定飞机的期望副 翼偏转角度、期望升降舵偏转角度、期望方向舵偏转角度和期望油门开度；

根据所述期望副翼偏转角度、所述期望升降舵偏转角度、所述期望方向舵 偏转角度和所述期望油门开度分别控制飞机的副翼偏转角度、升降舵偏转角 度、方向舵偏转角度和油门开度。

可选的，所述获取固定翼飞机的六自由度运动模型，具体包括：

建立地球上的惯性坐标系F_g＝{O_g,x_g,y_g,z_g}以及飞机的机体坐标系 F_b＝{O_b,x_b,y_b,z_b}和航迹坐标系F_p＝{O_p,x_p,y_p,z_p}；

获得所述惯性坐标系、所述机体坐标系以及所述航迹坐标系下所述飞机的 六自由度运动模型：

其中，[x,y,z]^T为惯性坐标系中的飞机位置坐标；V_k为飞机对地速度； [γ,χ]^T分别为航迹坐标系下的爬升角与航向角；m表示飞机质量；g表示惯 性坐标系下的重力加速度矢量；T表示发动机推力；[α,β,μ]^T分别表示飞机 的迎角、侧滑角和速度滚转角；σ表示发动机安装角；[Y,D,C]^T分别表示机体 坐标系中的升力、阻力、侧向力；[p,q,r]^T分别表示机体坐标系中的滚转角速 度、俯仰角速度、偏航角速度；[L,M,N]^T分别表示机体坐标系中的滚转力矩、 俯仰力矩、偏航力矩；d_x,d_y,d_z,d_v,d_χ,d_γ,d_α,d_β,d_μ,d_p,d_q,d_r表示扰动； I_x,I_y,I_z分别表示飞机对O_bx_b、O_by_b、O_bz_b的转动惯量；I_xz表示飞机对 O_bx_b、O_bz_b的惯性积。

可选的，所述将所述六自由度运动模型转换为严格反馈型非线性系统模 型，具体包括：

通过变量代换，将所述六自由度模型转换为严格反馈形式，获得所述严格 反馈型非线性系统模型：

其中x₁＝[y,z]^T,x₂＝[χ,γ]^T,v＝[v₁,v₂]^T,x₃＝[θ,β,μ]^T,x₄＝[p,q,r]^T, u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T；[ν₁,ν₂]^T＝[sinμ,αcosμ]^T为虚拟变量；[δ_a,δ_e,δ_r]^T分别 表示副翼偏转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度； d₁＝[d_y,d_z]^T,d₂＝[d_γ,d_χ]^T,d₃＝[d_α,d_β,d_μ]^T,d₄＝[d_p,d_q,d_r]^T；

f₄＝f₄(x₃，x₄，Q)

表示侧向力对侧滑角的偏导数；表示迎角为零时的升力系数；表 示升力系数对迎角的偏导数；S表示机翼面积；l表示翼展；表示滚转力 矩对侧滑角的偏导数；表示滚转力矩对滚转角速度的偏导数；表示滚转 力矩对偏航角速度的偏导数；表示偏航力矩系数对侧滑角的偏导数；表 示偏航力矩系数对滚转角速度的偏导数，表示偏航力矩系数对偏航角速度 的偏导数；c表示平均气动弦长；表示零升俯仰力矩系数；表示俯仰 力矩系数对俯仰角速度的偏导数。

可选的，所述获取所述飞机的理想下滑轨迹，具体包括：

根据公式z_c＝tan(γ_c)Δx+z₀+z₁获取所述飞机的理想下滑轨迹；其中 z_c为期望高度；γ_c为期望下滑角；Δx为飞机与航母x在方向上的相对距离； z₀为惯性坐标系下的甲板上期望着舰点z向坐标；z₁为航母受扰动后甲板纵 向运动方程。

可选的，所述将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹，具体包 括：

采用甲板运动补偿系统通过使用超前滤波器将所述理想下滑轨迹的相位提前，将所述理想下滑轨迹变换为对 所述飞机的引导轨迹；其中z^*为引导轨迹的高度。

可选的，所述根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导轨迹确定飞 机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度、期望方向舵偏转角度和期望油 门开度，具体包括：

根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导轨迹，采用控制律生成期望航向角与期望爬升角；其中 x₂ ^*＝[χ^*,γ^*]^T为飞机航迹坐标系下的期望航向角与期望爬升角；k₁∈R^2×2为 参数矩阵；z₁＝x₁ ^*-x₁，其中z₁为追踪误差，x₁ ^*为引导轨迹，x₁为飞机实 际位置；

根据所述期望航向角和所述期望爬升角，采用控制律 生成期望迎角、期望侧滑角与期望速度滚转角； 其中b₂＝b₂(1,1)；f₂＝f₂(1)；e_χ＝z₂(1)为对期望航向角的追踪误差；k₂为 控制器参数；χ*为飞机航迹坐标系下的期望航向角；γ*为飞机航迹坐标系下 的期望爬升角；x₃ ^*＝[θ^*,β^*,μ^*]^T分别为飞机期望迎角、期望侧滑角与期望 速度滚转角；

根据所述期望迎角、所述期望侧滑角和所述期望速度滚转角，采用控制律计算期望滚转角速度、期望俯仰角速度与期望偏 航角速度；其中x₄ ^*＝[p^*,q^*,r^*]^T分别为飞机机体坐标系下的期望滚转角速 度、期望俯仰角速度和期望偏航角速度；k₃∈R^3×3为参数矩阵；z₃＝x₃ ^*-x₃为追踪误差；

根据所述期望滚转角速度、所述期望俯仰角速度和所述期望偏航角速度， 采用控制律确定飞机的期望副翼偏转角度、期望 升降舵偏转角度和期望方向舵偏转角度；其中分别表示飞 机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度和期望方向舵偏转角度； k₄∈R^3×3为参数矩阵；z₄＝x₄ ^*-x₄为追踪误差；

根据所述期望升降舵偏转角度确定飞机的期望油门开度。

可选的，所述根据所述期望副翼偏转角度确定飞机的期望油门开度，具体 包括：

根据所述期望升降舵偏转角度，采用控制律确定飞机的期望油门开度；其中为期望油门开度；e_α＝α^*-α表示迎角追踪误差， 其中α^*为期望迎角；为前置低通滤波器，τ_i,i＝1,2 为常数；k_p,k_i,k_d为控制参数；n_z为法向过载，为期望升降舵偏转角度。

本发明还公开了一种固定翼飞机自主着舰系统，所述系统包括：

飞机运动模型获取模块，用于获取固定翼飞机的六自由度运动模型；

模型转换模块，用于将所述六自由度运动模型转换为严格反馈型非线性系 统模型；

理想轨迹获取模块，用于获取所述飞机的理想下滑轨迹；

轨迹变换模块，用于将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹；

期望参数确定模块，用于根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导 轨迹确定飞机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度、期望方向舵偏转角 度和期望油门开度；

参数控制模块，用于根据所述期望副翼偏转角度、所述期望升降舵偏转角 度、所述期望方向舵偏转角度和所述期望油门开度分别控制飞机的副翼偏转角 度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度和油门开度。

可选的，所述飞机运动模型获取模块具体包括：

坐标系建立单元，用于建立地球上的惯性坐标系F_g＝{O_g,x_g,y_g,z_g}以及 飞机的机体坐标系F_b＝{O_b,x_b,y_b,z_b}和航迹坐标系F_p＝{O_p,x_p,y_p,z_p}；

运动模型获取单元，用于获得所述惯性坐标系、所述机体坐标系以及所述 航迹坐标系下所述飞机的六自由度运动模型：

其中，[x,y,z]^T为惯性坐标系中的飞机位置坐标；V_k为飞机对地速度； [γ,χ]^T分别为航迹坐标系下的爬升角与航向角；m表示飞机质量；g表示惯 性坐标系下的重力加速度矢量；T表示发动机推力；[α,β,μ]^T分别表示飞机 的迎角、侧滑角和速度滚转角；σ表示发动机安装角；[Y,D,C]^T分别表示机体 坐标系中的升力、阻力、侧向力；[p,q,r]^T分别表示机体坐标系中的滚转角速 度、俯仰角速度、偏航角速度；[L,M,N]^T分别表示机体坐标系中的滚转力矩、 俯仰力矩、偏航力矩；d_x,d_y,d_z,d_v,d_χ,d_γ,d_α,d_β,d_μ,d_p,d_q,d_r表示扰动； I_x,I_y,I_z分别表示飞机对O_bx_b、O_by_b、O_bz_b的转动惯量；I_xz表示飞机对 O_bx_b、O_bz_b的惯性积。

可选的，所述模型转换模块具体包括：

模型转换单元，用于通过变量代换，将所述六自由度模型转换为严格反馈 形式，获得所述严格反馈型非线性系统模型：

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明提供一种固定翼飞机自主着舰方法及系统，所述方法及系统通过建 立飞机与航母的相对运动模型，并建立理想下滑轨迹，将自主着舰问题转化为 路径追踪问题，由于使用了飞机的六自由度非线性运动模型，考虑到飞机纵向 控制与横航向控制的耦合，并对航母甲板运动进行了建模，因此更接近实际运 动，控制更加精确。采用本发明提供的方法及系统，能够提高固定翼飞机在航 母甲板运动情况下的着舰精度。

此外，本发明提供的方法及系统使用反步法作为控制框架，同时引入指令 滤波器解决复杂的导数计算问题。采用甲板运动补偿系统补偿航母甲板运动的 影响，克服了甲板运动以及飞机追踪期望轨迹时相位滞后引起的追踪误差。采 用进场功率补偿系统克服操纵反区的不稳定性问题，使飞机自动调节油门以克 服飞机着舰过程中，低速大迎角引起的速度不稳定问题，进一步实现了固定翼 飞机的高精度着舰。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施 例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是 本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性 的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的一种固定翼飞机自主着舰方法的方法流程图；

图2为本发明提供的固定翼飞机自主着舰坐标系示意图；

图3为本发明提供的固定翼飞机自主着舰方法的设计原理图；

图4为本发明提供的一种固定翼飞机自主着舰系统的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清 楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是 全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造 性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种固定翼飞机自主着舰方法及系统，以使固定翼飞 机可以在航母甲板运动的情况下实现高精度着舰。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和 具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

目前，大部分固定翼飞机的自动降落研究都针对陆基飞机在固定跑道上降 落，且大部分基于小扰动线性化模型，不能精确反映飞机运动状态，且降低了 飞机抗干扰能力。因此需要提出一个性能更好、可靠性更高的针对固定翼飞机 全自主着舰的控制方法。本发明提供的一种固定翼飞机自主着舰方法及系统把 以上问题作为切入点，从而提出有针对性的、克服航母甲板运动与操纵反区不 稳定性的固定翼飞机全自主着舰问题的控制理论。通过建立固定翼飞机与航母 的运动模型，并得出固定翼飞机与航母的相对运动模型，将固定翼自主着舰问 题转变为路径追踪与相对运动的稳定性问题。其中固定翼飞机使用六自由度非 线性模型，并对航母甲板运动进行建模，从而使理论分析更接近实际情况。使 用反步法作为控制框架，同时引入指令滤波器解决复杂的导数计算问题。采用 甲板运动补偿系统补偿航母甲板运动的影响，并采用进场功率补偿系统克服操 纵反区的不稳定性问题。通过李雅普诺夫稳定性分析以及建模仿真，证明该控 制器具有较高的性能。因此，采用本发明提供的固定翼飞机自主着舰方法及系 统，可以使固定翼飞机可以在航母甲板运动的情况下实现高精度着舰。

图1为本发明提供的一种固定翼飞机自主着舰方法的方法流程图。参见图1，本发明提供的一种固定翼飞机自主着舰方法，具体包括：

步骤101：获取固定翼飞机的六自由度运动模型。

首先，建立惯性坐标系以及飞机的体坐标系、航迹坐标系。图2为本发明 提供的固定翼飞机自主着舰坐标系示意图。如图2所示。F_g＝{O_g,x_g,y_g,z_g} 是建立在地球上的惯性坐标系，F_b＝{O_b,x_b,y_b,z_b}和F_p＝{O_p,x_p,y_p,z_p}分 别是飞机的机体坐标系与航迹坐标系，坐标中心是飞机的质心。

假设飞机为刚体，对平面O_bx_bz_b对称，且忽略飞机上转动部件如发动机转 子的影响，则可得到飞机在所述惯性坐标系、机体坐标系和航迹坐标系下的六 自由度运动模型：

所述六自由度运动模型包含了固定翼飞机的运动学和动力学方程。其中， [x,y,z]^T为定义在惯性系中的飞机位置坐标；V_k为飞机对地速度；[γ,χ]^T分 别为航迹坐标系下爬升角与航向角，[α,β,μ]^T分别表示飞机的迎角、侧滑角和 速度滚转角；[p,q,r]^T分别表示机体坐标系中滚转、俯仰、偏航角速度；σ表 示发动机安装角；[L,M,N]^T分别表示机体坐标系下的滚转力矩、俯仰力矩、 偏航力矩；[Y,D,C]^T分别表示机体坐标系中的升力、阻力、侧向力；T表示发 动机推力；m表示飞机质量；g＝[0,0,9.8]m/s²为惯性坐标系下的重力加速度矢量；d_x,d_y,d_z,d_v,d_χ,d_γ,d_α,d_β,d_μ,d_p,d_q,d_r表示扰动；I_x,I_y,I_z分别 表示飞机对O_bx_b、O_by_b、O_bz_b的转动惯量；I_xz表示飞机对O_bx_b、O_bz_b的惯 性积。本文中，所有变量或参数上方的“.”均表示该变量或参数的一阶导数。

相关变量具体表示如下：

其中，[C_Y,C_D,C_C]^T分别为升力系数、阻力系数和侧向力系数； [C_L,C_M,C_N]^T分别表示滚转力矩系数、俯仰力矩系数与偏航力矩系数；表 示迎角为零时升力系数，表示升力系数对迎角的偏导数；表示迎角为 零时阻力系数；表示阻力系数对迎角的偏导数；表示阻力系数对迎角 的平方的偏导数；表示侧向力对侧滑角的偏导数；表示滚转力矩对侧 滑角的偏导数；表示滚转力矩对副翼偏转角度的偏导数；表示滚转力 矩对方向舵偏转角度的偏导数；表示滚转力矩对滚转角速度的偏导数；表示滚转力矩对偏航角速度的偏导数；表示零升俯仰力矩系数，表示 俯仰力矩系数对升降舵偏转角度的偏导数，表示俯仰力矩系数对俯仰角速 度的偏导数；表示偏航力矩系数对侧滑角的偏导数，表示偏航力矩系 数对副翼偏转角度的偏导数，表示偏航力矩系数对方向舵偏转角度的偏导 数，表示偏航力矩系数对滚转角速度的偏导数，表示偏航力矩系数对 偏航角速度的偏导数；S表示机翼面积；l表示翼展；c表示平均气动弦长； [δ_a,δ_e,δ_r]^T分别表示副翼偏转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度；δ_p表示油门开度，T_max表示最大推力，T表示实际推力，Q表示动压，V表示飞 机空速。

步骤102：将所述六自由度运动模型转换为严格反馈型非线性系统模型

为将飞机六自由度模型转换为严格反馈形式，需要进行一些必要的变量代 换。考虑到飞机着舰过程中处于协调飞行状态，及期望侧滑角β^*为零。当β很 小时，爬升角γ、俯仰角θ与迎角α存在关系，表示为θ＝α+γ。因此可将飞 机运动方程中公式：

改写为：

本发明中，所有参数或变量上方的“.”均表示该参数或变量的一阶导数。

由于迎角α由进场功率补偿系统单独控制，故可以定义变量：

x₁＝[y,z]^T,x₂＝[χ,γ]^T,ν＝[ν₁,ν₂]^T

x₃＝[θ,β,μ]^T,x₄＝[p,q,r]^T,u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T

其中，[ν₁,ν₂]^T＝[sinμ,αcosμ]^T为虚拟变量。

根据上述变量代换，可以将飞机六自由度模型改写严格反馈形式，表示如 下：

其中，x₁＝[y,z]^T为飞机惯性坐标系下的当前位置；x₂＝[χ,γ]^T为飞机 航迹坐标系下的航向角与爬升角；x₃＝[θ,β,μ]^T中的三个元素分别为飞机迎 角、侧滑角与速度滚转角；x₄＝[p,q,r]^T中的三个元素分别为飞机机体坐标 系下的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度。ν＝[ν₁,ν₂]^T为虚拟控制变量。 U_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T中的三个元素分别为飞机副翼偏转角度、升降舵偏转角度与 方向舵偏转角度。d_i(i＝1,2,3,4)表示运动方程中的不确定项与外界扰动，具体 的d₁＝[d_y,d_z]^T,d₂＝[d_γ,d_χ]^T,d₃＝[d_α,d_β,d_μ]^T,d₄＝[d_p,d_q,d_r]^T包含了运动方程中的不确定项与外界扰动。

f_i,b_i,i＝1...4的具体形式表示如下：

f₄＝f₄(x₃,x₄,Q)

步骤103：获取所述飞机的理想下滑轨迹。

图3为本发明提供的固定翼飞机自主着舰方法的设计原理图。参见图3， 根据航母的运动，计算理想下滑轨迹。假设航母平稳前进，甲板无起伏时，甲 板上期望着舰点z向坐标在惯性坐标系下表示为z₀；航母受扰动后甲板纵向 运动方程为z₁(t)；期望下滑角为γ_c；飞机与航母x方向上相对距离为Δx； 则理想下滑轨迹表示如下：

z_c＝tan(γ_c)Δx+z₀+z₁

其中z_c为期望高度。

步骤104：将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹。

所述步骤104主要设计甲板运动补偿系统，通过超前滤波器，将所述步骤 103中得到的理想下滑轨迹，变换为对飞机的引导轨迹。

针对飞机轨迹跟踪过程中相位滞后的特点，针对性地设计补偿算法。使用 超前滤波器将理想轨迹的相位提前，并且为抑制信号超前过程中引入的放大噪 声，在补偿回路中增加一低通滤波器。所设计的甲板运动补偿系统如下：

其中，z^*为引导轨迹的高度。

根据所述甲板运动补偿系统，将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引 导轨迹。

步骤105：根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导轨迹确定飞机 的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度、期望方向舵偏转角度和期望油门 开度。

所述步骤105依据所述步骤104给出的引导轨迹，通过反步法，计算飞机 的副翼、升降舵、方向舵的控制输入，使得飞机准确追踪理想下滑道。其中虚 拟控制变量的导数由指令滤波器得到。

假设引导轨迹为x₁ ^*，x₁ ^*＝[y^*,z^*]^T为飞机惯性坐标系下的期望位置； 飞机实际位置为x₁，则追踪误差为z₁＝x₁ ^*-x₁，则设计如下控制律以生成期 望航向角与期望爬升角：

其中k₁∈R^2×2为参数矩阵；x₂ ^*＝[χ^*,γ^*]^T为飞机航迹坐标系下的期望航 向角与期望爬升角；期望航向角与期望爬升角分别为x₂ ^*的第一个元素和第二 个元素。飞机对期望航向角与期望爬升角的追踪误差为z₂＝x₂ ^*-x₂。

为生成期望俯仰角与期望速度滚转角，设计如下控制律：

其中b₂＝b₂(1,1)，f₂＝f₂(1)，e_χ＝z₂(1)为对期望航向角的追踪误差，k₂为控制器参数；x₃ ^*＝[θ^*,β^*,μ^*]^T为飞机期望迎角、期望侧滑角与期望速度滚 转角；x₃中的三个元素分别为期望迎角、期望侧滑角、期望速度滚转角。

根据上一步计算得到的期望迎角、期望侧滑角与期望速度滚转角，计算期 望滚转角速度、俯仰角速度与偏航角速度，设计如下控制律：

其中k₃∈R^3×3为参数矩阵，z₃＝x₃ ^*-x₃为追踪误差，x₄ ^*为期望滚转、 俯仰、偏航角速度，具体x₄ ^*＝[p^*,q^*,r^*]^T中的三个元素分别为飞机机体坐标 系下的期望滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度。

为计算输出舵偏角，设计如下控制律：

其中k₄∈R^3×3为参数矩阵，z₄＝x₄ ^*-x₄为追踪误差， 中的三个元素分别表示飞机的期望副翼偏转角度、期望升 降舵偏转角度和期望方向舵偏转角度。

本文所述的控制量中，z₁＝x₁ ^*-x₁为飞机对期望位置追踪误差； z₂＝x₂ ^*-x₂为飞机对期望航向角与爬升角追踪误差；z₃＝x₃ ^*-x₃为飞机对期 望迎角、侧滑角与速度滚转角追踪误差；z₄＝x₄ ^*-x₄为飞机对期望滚转角速 度、俯仰角速度与偏航角速度追踪误差；e_α＝α^*-α为飞机对迎角追踪误差。 k_i(i＝1,2,3,4)为飞行控制器常数增益；k_i(i＝p,i,d)为进场功率补偿系统控 制器常数增益；τ_i(i＝1,2)为进场功率补偿系统低通滤波器参数。

所述步骤105中，还根据实际迎角与期望迎角的差值，计算出油门输入量， 使得飞机迎角保持不变，从而维持平稳降落速度，使工作在操纵反区下的飞机 保持稳定。进场功率补偿系统设计方法如下：

设期望保持的迎角为α^*，迎角追踪误差为e_α＝α^*-α，则控制律为：

其中α^*为飞机期望迎角；为前置低通滤波 器，τ_i,i＝1,2为常数；k_p,k_i,k_d为控制参数，n_z为法向过载，为期望 升降舵偏转角度，为期望油门开度。

步骤106：根据所述期望副翼偏转角度、所述期望升降舵偏转角度、所述 期望方向舵偏转角度和所述期望油门开度分别控制飞机的副翼偏转角度、升降 舵偏转角度、方向舵偏转角度和油门开度。

控制工程师可以在结合实际参数的同时，将根据本发明方法得到的所述期 望副翼偏转角度、所述期望升降舵偏转角度、所述期望方向舵偏转角度和所述 期望油门开度控制量，通过飞控计算机输出至舵面及油门等执行机构，分别控 制飞机的副翼偏转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度和油门开度，从而 实现固定翼飞机在甲板运动及工作在操纵反区情况下的全自主着舰控制。

可见，本发明提供的基于反步法的固定翼飞机自主着舰方法，首先分别给 出飞机运动模型，并将飞机模型通过变量代换，转换为严格反馈形式。之后建 立航母运动模型，得出固定翼飞机与航母的相对运动模型，将固定翼自主着舰 问题转变为路径追踪与相对运动的稳定性问题。并根据航母运动模型，得到理 想下滑轨迹，并引入甲板运动补偿，通过超前滤波器，克服飞机相对理想下滑 轨迹的相位滞后问题，实时计算出引导律。对于飞机的飞行控制系统，通过采 用反步法作为控制律设计架构，由引导律计算出飞机副翼、升降舵、方向舵的 期望偏转角度。此外，使用进场功率补偿系统，通过控制下滑过程中迎角保持 不变，得到期望油门指令。在实际使用过程中，飞机与航母的位置、速度、姿 态、角速度等参数由组合惯导与大气数据测量传感器得到。由所述方法得到的 控制量通过飞控计算机输出至舵面及油门等执行机构，从而实现了舰载机的高 精度、全自主着舰功能。通过李雅普诺夫稳定性分析以及建模仿真，证明本发 明提供的控制器具有较高的性能，使得固定翼飞机可以在航母甲板运动的情况 下实现高精度着舰。

本发明还提供了一种固定翼飞机自主着舰系统。图4为本发明提供的一种 固定翼飞机自主着舰系统的结构示意图。参见图4，所述固定翼飞机自主着舰 系统包括：

飞机运动模型获取模块401，用于获取固定翼飞机的六自由度运动模型；

模型转换模块402，用于将所述六自由度运动模型转换为严格反馈型非线 性系统模型；

理想轨迹获取模块403，用于获取所述飞机的理想下滑轨迹；

轨迹变换模块404，用于将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨 迹；

期望参数确定模块405，用于根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述 引导轨迹确定飞机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度、期望方向舵偏 转角度和期望油门开度；

参数控制模块406，用于根据所述期望副翼偏转角度、所述期望升降舵偏 转角度、所述期望方向舵偏转角度和所述期望油门开度分别控制飞机的副翼偏 转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度和油门开度。

其中，所述飞机运动模型获取模块401具体包括：

坐标系建立单元，用于建立地球上的惯性坐标系F_g＝{O_g,x_g,y_g,z_g}以及 飞机的机体坐标系F_b＝{O_b,x_b,y_b,z_b}和航迹坐标系F_p＝{O_p,x_p,y_p,z_p}；

运动模型获取单元，用于获得所述惯性坐标系、所述机体坐标系以及所述 航迹坐标系下所述飞机的六自由度运动模型：

其中，[x,y,z]^T为惯性坐标系中的飞机位置坐标；V_k为飞机对地速度； [γ,χ]^T分别为航迹坐标系下的爬升角与航向角；m表示飞机质量；g表示惯 性坐标系下的重力加速度矢量；T表示发动机推力；[α,β,μ]^T分别表示飞机 的迎角、侧滑角和速度滚转角；σ表示发动机安装角；[Y,D,C]^T分别表示机体 坐标系中的升力、阻力、侧向力；[p,q,r]^T分别表示机体坐标系中的滚转角速 度、俯仰角速度、偏航角速度；[L,M,N]^T分别表示机体坐标系中的滚转力矩、 俯仰力矩、偏航力矩；d_x,d_y,d_z,d_v,d_χ,d_γ,d_α,d_β,d_μ,d_p,d_q,d_r表示扰动； I_x,I_y,I_z分别表示飞机对O_bx_b、O_by_b、O_bz_b的转动惯量；I_xz表示飞机对 O_bx_b、O_bz_b的惯性积。

所述模型转换模块402具体包括：

模型转换单元，用于通过变量代换，将所述六自由度模型转换为严格反馈 形式，获得所述严格反馈型非线性系统模型：

其中x₁＝[y,z]^T,x₂＝[χ,γ]^T,v＝[v₁,v₂]^T,x₃＝[θ,β,μ]^T,x₄＝[p,q,r]^T, u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T；[ν₁,ν₂]^T＝[sinμ,αcosμ]^T为虚拟变量；[δ_a,δ_e,δ_r]^T分别 表示副翼偏转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度； d₁＝[d_y,d_z]^T,d₂＝[d_γ,d_χ]^T,d₃＝[d_α,d_β,d_μ]^T,d₄＝[d_p,d_q,d_r]^T；

f₄＝f₄(x₃，x₄，Q)

表示侧向力对侧滑角的偏导数；表示迎角为零时的升力系数；表 示升力系数对迎角的偏导数；l表示翼展；表示滚转力矩对侧滑角的偏导数； 表示滚转力矩对滚转角速度的偏导数；表示滚转力矩对偏航角速度的偏 导数；表示偏航力矩系数对侧滑角的偏导数；表示偏航力矩系数对滚转 角速度的偏导数，表示偏航力矩系数对偏航角速度的偏导数；c表示平均 气动弦长；表示零升俯仰力矩系数；表示俯仰力矩系数对俯仰角速度 的偏导数。

所述理想轨迹获取模块403具体包括：

理想轨迹获取单元，用于根据公式z_c＝tan(γ_c)Δx+z₀+z₁获取所述飞机 的理想下滑轨迹；其中z_c为期望高度；γ_c为期望下滑角；Δx为飞机与航母x 在方向上的相对距离；z₀为惯性坐标系下的甲板上期望着舰点z向坐标；z₁为航母受扰动后甲板纵向运动方程。

所述轨迹变换模块404具体包括：

轨迹变换单元，用于采用甲板运动补偿系统通过使用超前滤波器将所述理想下 滑轨迹的相位提前，将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹；其中 z^*为引导轨迹的高度。

所述期望参数确定模块405具体包括：

期望航向角与期望爬升角生成单元，用于根据所述严格反馈型非线性系统 模型和所述引导轨迹，采用控制律生成期望航向角 与期望爬升角；其中x₂ ^*＝[χ^*,γ^*]^T为飞机航迹坐标系下的期望航向角与期望 爬升角；k₁∈R^2×2为参数矩阵；z₁＝x₁ ^*-x₁，其中z₁为追踪误差，x₁ ^*为引 导轨迹，x₁为飞机实际位置；

期望迎角、期望侧滑角与期望速度滚转角生成单元，用于根据所述期望航 向角和所述期望爬升角，采用控制律生成期望迎 角、期望侧滑角与期望速度滚转角；其中b₂＝b₂(1,1)；f₂＝f₂(1)；e_χ＝z₂(1) 为对期望航向角的追踪误差；k₂为控制器参数；χ*为飞机航迹坐标系下的期 望航向角；γ*为飞机航迹坐标系下的期望爬升角；x₃ ^*＝[θ^*,β^*,μ^*]^T分别为 飞机期望迎角、期望侧滑角与期望速度滚转角；

期望滚转角速度、期望俯仰角速度与期望偏航角速度生成单元，用于根据 所述期望迎角、所述期望侧滑角和所述期望速度滚转角，采用控制律 计算期望滚转角速度、期望俯仰角速度与期望偏 航角速度；其中x₄ ^*＝[p^*,q^*,r^*]^T分别为飞机机体坐标系下的期望滚转角速 度、期望俯仰角速度和期望偏航角速度；k₃∈R^3×3为参数矩阵；z₃＝x₃ ^*-x₃为追踪误差；

期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度和期望方向舵偏转角度生成单 元，用于根据所述期望滚转角速度、所述期望俯仰角速度和所述期望偏航角速 度，采用控制律确定飞机的期望副翼偏转角度、 期望升降舵偏转角度和期望方向舵偏转角度；其中分别表 示飞机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度和期望方向舵偏转角度； k₄∈R^3×3为参数矩阵；z₄＝x₄ ^*-x₄为追踪误差；

期望油门开度确定单元，用于根据所述期望升降舵偏转角度，采用控制律确定飞机的期望油门开度；其中为期望油门开度；e_α＝α^*-α表示迎角追踪误差， 其中α^*为期望迎角；为前置低通滤波器，τ_i,i＝1,2 为常数；k_p,k_i,k_d为控制参数；n_z为法向过载，为期望升降舵偏转角度。

综上可见，本发明提供的固定翼飞机自主着舰方法及系统与现有技术相 比，至少具有以下优点：

1、本发明提供的方法及系统通过建立飞机与航母的相对运动模型，并建 立理想下滑道，将自主着舰问题转化为路径追踪问题，可简化设计；

2、本发明提供的方法及系统使用飞机的六自由度非线性模型，考虑到飞 机纵向控制与横航向控制的耦合，更接近实际运动，控制更加精确；

3、本发明提供的方法及系统采用甲板运动补偿系统，克服了甲板运动以 及飞机追踪期望轨迹时相位滞后引起的追踪误差；

4、本发明提供的方法及系统采用进场功率补偿系统，自动调节油门，克 服了飞机着舰过程中，低速大迎角引起的速度不稳定。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是 与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于 实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较 简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施 例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的 一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变 之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种固定翼飞机自主着舰方法，其特征在于，所述方法包括：

获取固定翼飞机的六自由度运动模型；

将所述六自由度运动模型转换为严格反馈型非线性系统模型；

获取所述飞机的理想下滑轨迹；

将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹；

根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导轨迹确定飞机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度、期望方向舵偏转角度和期望油门开度；

根据所述期望副翼偏转角度、所述期望升降舵偏转角度、所述期望方向舵偏转角度和所述期望油门开度分别控制飞机的副翼偏转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度和油门开度。

2.根据权利要求1所述的固定翼飞机自主着舰方法，其特征在于，所述获取固定翼飞机的六自由度运动模型，具体包括：

建立地球上的惯性坐标系F_g＝{O_g,x_g,y_g,z_g}以及飞机的机体坐标系F_b＝{O_b,x_b,y_b,z_b}和航迹坐标系F_p＝{O_p,x_p,y_p,z_p}；

获得所述惯性坐标系、所述机体坐标系以及所述航迹坐标系下所述飞机的六自由度运动模型：

其中，[x,y,z]^T为惯性坐标系中的飞机位置坐标；V_k为飞机对地速度；[γ,χ]^T分别为航迹坐标系下的爬升角与航向角；m表示飞机质量；g表示惯性坐标系下的重力加速度矢量；T表示发动机推力；[α,β,μ]^T分别表示飞机的迎角、侧滑角和速度滚转角；σ表示发动机安装角；[Y,D,C]^T分别表示机体坐标系中的升力、阻力、侧向力；[p,q,r]^T分别表示机体坐标系中的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；[L,M,N]^T分别表示机体坐标系中的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩；d_x,d_y,d_z,d_v,d_χ,d_γ,d_α,d_β,d_μ,d_p,d_q,d_r表示扰动；I_x,I_y,I_z分别表示飞机对O_bx_b、O_by_b、O_bz_b的转动惯量；I_xz表示飞机对O_bx_b、O_bz_b的惯性积。

3.根据权利要求2所述的固定翼飞机自主着舰方法，其特征在于，所述将所述六自由度运动模型转换为严格反馈型非线性系统模型，具体包括：

通过变量代换，将所述六自由度模型转换为严格反馈形式，获得所述严格反馈型非线性系统模型：

其中x₁＝[y,z]^T,x₂＝[χ,γ]^T,v＝[v₁,v₂]^T,x₃＝[θ,β,μ]^T,x₄＝[p,q,r]^T,u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T；[ν₁,ν₂]^T＝[sinμ,αcosμ]^T为虚拟变量；[δ_a,δ_e,δ_r]^T分别表示副翼偏转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度；d₁＝[d_y,d_z]^T,d₂＝[d_γ,d_χ]^T,d₃＝[d_α,d_β,d_μ]^T,d₄＝[d_p,d_q,d_r]^T；

f₄＝f₄(x₃，x₄，Q)

表示侧向力对侧滑角的偏导数；表示迎角为零时的升力系数；表示升力系数对迎角的偏导数；S表示机翼面积；l表示翼展；表示滚转力矩对侧滑角的偏导数；表示滚转力矩对滚转角速度的偏导数；表示滚转力矩对偏航角速度的偏导数；表示偏航力矩系数对侧滑角的偏导数；表示偏航力矩系数对滚转角速度的偏导数，表示偏航力矩系数对偏航角速度的偏导数；c表示平均气动弦长；表示零升俯仰力矩系数；表示俯仰力矩系数对俯仰角速度的偏导数。

4.根据权利要求3所述的固定翼飞机自主着舰方法，其特征在于，所述获取所述飞机的理想下滑轨迹，具体包括：

根据公式z_c＝tan(γ_c)Δx+z₀+z₁获取所述飞机的理想下滑轨迹；其中z_c为期望高度；γ_c为期望下滑角；Δx为飞机与航母x在方向上的相对距离；z₀为惯性坐标系下的甲板上期望着舰点z向坐标；z₁为航母受扰动后甲板纵向运动方程。

5.根据权利要求4所述的固定翼飞机自主着舰方法，其特征在于，所述将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹，具体包括：

采用甲板运动补偿系统通过使用超前滤波器将所述理想下滑轨迹的相位提前，将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹；其中z^*为引导轨迹的高度。

6.根据权利要求5所述的固定翼飞机自主着舰方法，其特征在于，所述根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导轨迹确定飞机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度、期望方向舵偏转角度和期望油门开度，具体包括：

根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导轨迹，采用控制律生成期望航向角与期望爬升角；其中x₂ ^*＝[χ^*,γ^*]^T为飞机航迹坐标系下的期望航向角与期望爬升角；k₁∈R^2×2为参数矩阵；z₁＝x₁ ^*-x₁，其中z₁为追踪误差，x₁ ^*为引导轨迹，x₁为飞机实际位置；

根据所述期望航向角和所述期望爬升角，采用控制律生成期望迎角、期望侧滑角与期望速度滚转角；其中b₂＝b₂(1,1)；f₂＝f₂(1)；e_χ＝z₂(1)为对期望航向角的追踪误差；k₂为控制器参数；χ^*为飞机航迹坐标系下的期望航向角；γ^*为飞机航迹坐标系下的期望爬升角；x₃ ^*＝[θ^*,β^*,μ^*]^T分别为飞机期望迎角、期望侧滑角与期望速度滚转角；

根据所述期望迎角、所述期望侧滑角和所述期望速度滚转角，采用控制律计算期望滚转角速度、期望俯仰角速度与期望偏航角速度；其中x₄ ^*＝[p^*,q^*,r^*]^T分别为飞机机体坐标系下的期望滚转角速度、期望俯仰角速度和期望偏航角速度；k₃∈R^3×3为参数矩阵；z₃＝x₃ ^*-x₃为追踪误差；

根据所述期望滚转角速度、所述期望俯仰角速度和所述期望偏航角速度，采用控制律确定飞机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度和期望方向舵偏转角度；其中分别表示飞机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度和期望方向舵偏转角度；k₄∈R^3×3为参数矩阵；z₄＝x₄ ^*-x₄为追踪误差；

根据所述期望升降舵偏转角度确定飞机的期望油门开度。

7.根据权利要求6所述的固定翼飞机自主着舰方法，其特征在于，所述根据所述期望副翼偏转角度确定飞机的期望油门开度，具体包括：

根据所述期望升降舵偏转角度，采用控制律确定飞机的期望油门开度；其中为期望油门开度；e_α＝α^*-α表示迎角追踪误差，其中α^*为期望迎角；为前置低通滤波器，τ_i,i＝1,2为常数；k_p,k_i,k_d为控制参数；n_z为法向过载，为期望升降舵偏转角度。

8.一种固定翼飞机自主着舰系统，其特征在于，所述系统包括：

飞机运动模型获取模块，用于获取固定翼飞机的六自由度运动模型；

模型转换模块，用于将所述六自由度运动模型转换为严格反馈型非线性系统模型；

理想轨迹获取模块，用于获取所述飞机的理想下滑轨迹；

轨迹变换模块，用于将所述理想下滑轨迹变换为对所述飞机的引导轨迹；

期望参数确定模块，用于根据所述严格反馈型非线性系统模型和所述引导轨迹确定飞机的期望副翼偏转角度、期望升降舵偏转角度、期望方向舵偏转角度和期望油门开度；

参数控制模块，用于根据所述期望副翼偏转角度、所述期望升降舵偏转角度、所述期望方向舵偏转角度和所述期望油门开度分别控制飞机的副翼偏转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度和油门开度。

9.根据权利要求8所述的固定翼飞机自主着舰系统，其特征在于，所述飞机运动模型获取模块具体包括：

坐标系建立单元，用于建立地球上的惯性坐标系F_g＝{O_g,x_g,y_g,z_g}以及飞机的机体坐标系F_b＝{O_b,x_b,y_b,z_b}和航迹坐标系F_p＝{O_p,x_p,y_p,z_p}；

运动模型获取单元，用于获得所述惯性坐标系、所述机体坐标系以及所述航迹坐标系下所述飞机的六自由度运动模型：

其中，[x,y,z]^T为惯性坐标系中的飞机位置坐标；V_k为飞机对地速度；[γ,χ]^T分别为航迹坐标系下的爬升角与航向角；m表示飞机质量；g表示惯性坐标系下的重力加速度矢量；T表示发动机推力；[α,β,μ]^T分别表示飞机的迎角、侧滑角和速度滚转角；σ表示发动机安装角；[Y,D,C]^T分别表示机体坐标系中的升力、阻力、侧向力；[p,q,r]^T分别表示机体坐标系中的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；[L,M,N]^T分别表示机体坐标系中的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩；d_x,d_y,d_z,d_v,d_χ,d_γ,d_α,d_β,d_μ,d_p,d_q,d_r表示扰动；I_x,I_y,I_z分别表示飞机对O_bx_b、O_by_b、O_bz_b的转动惯量；I_xz表示飞机对O_bx_b、O_bz_b的惯性积。

10.根据权利要求9所述的固定翼飞机自主着舰系统，其特征在于，所述模型转换模块具体包括：

模型转换单元，用于通过变量代换，将所述六自由度模型转换为严格反馈形式，获得所述严格反馈型非线性系统模型：

其中x₁＝[y,z]^T,x₂＝[χ,γ]^T,v＝[v₁,v₂]^T,x₃＝[θ,β,μ]^T,x₄＝[p,q,r]^T,u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T；[ν₁,ν₂]^T＝[sinμ,αcosμ]^T为虚拟变量；[δ_a,δ_e,δ_r]^T分别表示副翼偏转角度、升降舵偏转角度、方向舵偏转角度；d₁＝[d_y,d_z]^T,d₂＝[d_γ,d_χ]^T,d₃＝[d_α,d_β,d_μ]^T,d₄＝[d_p,d_q,d_r]^T；

f₄＝f₄(x₃，x₄，Q)

表示侧向力对侧滑角的偏导数；表示迎角为零时的升力系数；表示升力系数对迎角的偏导数；S表示机翼面积；l表示翼展；表示滚转力矩对侧滑角的偏导数；表示滚转力矩对滚转角速度的偏导数；表示滚转力矩对偏航角速度的偏导数；表示偏航力矩系数对侧滑角的偏导数；表示偏航力矩系数对滚转角速度的偏导数，表示偏航力矩系数对偏航角速度的偏导数；c表示平均气动弦长；表示零升俯仰力矩系数；表示俯仰力矩系数对俯仰角速度的偏导数。