CN109782785B - 基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法 - Google Patents
基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法。该方法包括：步骤1、对飞机的非线性模型进行配平及线性化，并将横侧向、纵向通道解耦；步骤2、确定下滑角，并设计横侧向通道和纵向通道的飞机引导律；其中，纵向通道的飞机着舰过程被分为三段：平飞段、过渡段和引导段；步骤3、分别设计纵向控制律和横侧向控制律；其中，纵向控制律设计包括升降舵通道、油门通道、襟翼通道的设计以及直接力控制对升降舵的力矩解耦；横侧向控制律设计包括副翼通道和方向舵通道的设计。本发明能在有甲板运动情况下进行飞机着舰控制，使其按照预定的飞行轨迹安全着舰。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞机自动着舰控制方法，尤其涉及一种基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法。
背景技术
由于海面上复杂多变的环境影响，飞机着舰过程通常伴有大气扰动(如定常风、紊流、阵风等)、舰尾流干扰和甲板运动扰动等不确定因素，这些环境因素极大增加了飞机自主着舰过程的难度，对飞机安全着舰造成威胁。因此，研究复杂环境下飞机自动着舰控制技术具有重要意义。
为使飞机在着舰过程中保持飞行姿态并稳定跟踪下滑轨迹，必须对其进行飞控系统设计。关于飞机着舰控制，国内外研究学者大多采用线性控制方法，即以高度线性化的飞机模型为研究对象进行控制律的设计，然后代入非线性模型进行仿真验证，因为线性控制理论研究相对成熟，且易于工程化实现，目前大多数飞机飞控系统采用传统PID控制，该控制方法结构简单且不需要精确地系统模型，通过经验及试飞调试修正PID参数，可以有效地实现对飞机飞行的控制。考虑到飞机模型的非线性及舰尾流等环境因素影响，常规飞机改变飞行轨迹时运用力矩，使飞机产生转动，这种操纵方式的轨迹响应滞后特性在受到干扰时，对着舰误差影响较大，对着舰安全非常不利。
综上，在着舰环境相较于着陆环境恶劣的情况下，不仅有甲板运动还有舰尾流扰动，常规飞机着舰控制方式的轨迹响应滞后性，难以满足舰载机着舰的高精度以及安全性的要求。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法，所设计的控制系统能够使飞机在着舰阶段受到甲板运动等外界扰动时，能够快速跟踪轨迹响应，抑制扰动的影响，从而降低撞舰风险，确保精确着舰以及提高着舰安全性。
本发明基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法，包括以下步骤：
步骤1、对飞机的非线性模型进行配平及线性化，并将横侧向、纵向通道解耦；
步骤2、确定着舰基准下滑角，并根据所确定的下滑角设计着舰基准轨迹，根据轨迹误差计算横侧向通道和纵向通道的飞机引导律；其中，纵向通道的飞机着舰过程被分为三段：平飞段、过渡段和引导段；
步骤3、分别设计纵向控制律和横侧向控制律；其中，所述纵向控制律设计包括升降舵通道、油门通道、襟翼通道的设计以及直接力控制对升降舵的力矩解耦；所述横侧向控制律设计包括副翼通道和方向舵通道的设计。
优选地，所述升降舵通道的姿态回路和外回路轨迹均使用PI控制。
优选地，油门通道的设计包括用于补偿重力影响的动力补偿设计。
优选地，所述襟翼通道的设计包括洗出网络、超前网络、控制增益的设计。
优选地，所述副翼通道设计的内环为滚转角控制，外环为侧偏距离控制；在方向舵通道，对侧滑角进行控制。
优选地，所述步骤1具体如下：
设置状态量
x＝[φ θ ψ u v w X Y Z P Q R Oil]
其中，φ为滚转角，θ为俯仰角，ψ为偏航角，u为前向速度，v为侧向速度，w为垂向速度，X为前向位移距离，Y为侧向位移距离，Z为垂向位移距离，P为x轴的角速度分量，Q为y轴的角速度分量，R为z轴的角速度分量，Oil为耗油率；
设置控制输入量
u＝[DE DA DR DF DT]
分别为升降舵、副翼、方向舵、襟翼和油门；
考虑着舰时的状态，设置配平时飞机的航迹倾斜角，经配平，得到飞机的配平值为状态量、控制输入量，在该配平值下，飞机的非线性模型可化为线性模型
其中，
为各状态偏量的导数，t为时间，Δx为各状态偏量，Δu为各输入偏量，A、B分别为对应的矩阵。
将线性模型分为纵向通道和横侧向通道两部分；
对飞机线性模型在纵向和横侧向通道解耦得：
其中，Δxlon为纵向状态偏量，Δxlon＝[Δθ Δu Δw ΔQ]，Δxlat为横侧向状态偏量，Δxlat＝[Δv ΔP ΔR Δφ]，Δulon为纵向输入偏量，Δulon＝[ΔDE ΔDF ΔDT]，Δulat为横侧向输入偏量，Δulat＝[ΔDA ΔDR]，Alon、Blon、Alat、Blat分别为纵向和横侧向模型对应的矩阵。
进一步地，所述纵向控制律设计具体如下：
在升降舵通道，着舰各阶段采用相同的控制律，主要为俯仰姿态控制，设计控制律为
其中，
为增稳项，q为俯仰角速率，θ为俯仰角，θc为俯仰角指令，由引导律给出，
分别是所要设计的控制参数；
在油门通道，速度恒定动力补偿具体如下：
平飞段和过渡段的控制律相同，引导段在前者控制律的基础上增加跟踪前向距离的跟踪控制，设计平飞段和过渡段的控制律为：
设计引导段控制律为
其中，
为油门配平值，Vg是飞机的水平速度，Vgc为水平速度指令，Vias为表速，Viasc为配平表速，
和Xc由引导律给出，Xc为前向距离指令，
为前向速率指令，
分别为要设计的控制参数；
在襟翼通道，通过反馈高度误差，直接控制高度，设计直接力通道控制律为
其中，Hc为高度指令，
是PI控制，其中
为待设计的参数，
为超前网络，τ1、τ2为待设计参数，
为洗出网络，τw0为待设计参数，KDLC为待设计的控制增益；
横侧向控制律如下：
在副翼通道，内环为滚转角控制，外环为侧偏距离控制，设计控制律如下
其中，φc为滚转角指令，φ为滚转角，ψ为偏航角，ψc为偏航角指令，
为侧向速度指令，
为侧向速度，Yc为侧向距离指令，Y为侧向距离，
分别为待设计的参数，
和Yc为方位角和侧偏指令；
在方向舵通道，设计控制律如下
其中，r为偏航角速率，β为侧滑角，
为待设计的控制参数。
根据相同的发明思路还可以得到以下技术方案：
基于直接力控制的飞机自动着舰控制系统，使用如上任一项方法设计得到。
相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：
本发明所设计的控制系统能够使飞机在着舰阶段受到甲板运动等外界扰动时，能够快速跟踪轨迹响应，抑制扰动的影响，从而降低撞舰风险，确保精确着舰以及提高着舰安全性。
附图说明
图1是本发明所设计的飞机自动着舰轨迹示意图；
图2是本发明所设计的基于直接力控制的飞机自动着舰控制系统的原理示意图；
图3是本发明实施例中飞机自动着舰控制系统的高度响应跟踪曲线。
具体实施方式
针对现有技术不足，本发明的解决思路是提供一种基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法。所谓直接力控制是通过某种气动操纵面使飞机产生一种预期轨迹的力，而不同于常规飞机在改变飞行轨迹时运用力矩使飞机产生转动的操纵方式。直接力控制系统主要包括升降舵通道、襟翼通道、油门通道的设计，以及它们之间的解耦。
具体而言，本发明基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法，包括以下步骤：
步骤1、对飞机的非线性模型进行配平及线性化，并将横侧向、纵向通道解耦；
步骤2、确定着舰基准下滑角，并根据所确定的下滑角设计着舰基准轨迹，根据轨迹误差计算横侧向通道和纵向通道的飞机引导律；其中，纵向通道的飞机着舰过程被分为三段：平飞段、过渡段和引导段；
步骤3、分别设计纵向控制律和横侧向控制律；其中，所述纵向控制律设计包括升降舵通道、油门通道、襟翼通道的设计以及直接力控制对升降舵的力矩解耦和直接力控制对推力控制的解耦；所述横侧向控制律设计包括副翼通道和方向舵通道的设计。
以某飞机为例，首先将其非线性模型基于小扰动原理线性化，并进行解耦，得到纵向和横侧向的状态方程表达式。对飞机线性模型在纵向和横侧向通道解耦得：
其中，Δxlon＝[Δθ Δu Δw ΔQ]，Δxlat＝[Δv ΔP ΔR Δφ]，Δulon＝[ΔDEΔDF ΔDT]，Δulat＝[ΔDA ΔDR]。
对于下滑着舰航线的设计，关键是要确定下滑角的大小，确定了下滑角的大小即可得到下滑航线。飞机着舰引导系统的主要任务是生成着舰引导指令，引导飞机接近航母，以安全精准的姿态角、下滑角和下沉率等指标，使得飞机在指定的位置着舰。海军的资料显示基准的下滑道的范围为2.5°～5°，在此范围内可以以0.25°的间隔进行调整，一般情况下，舰载机在斜角甲板上以3.5°或4°的定常下滑道以无平飘且固定下滑角的着舰方式来完成着舰任务。最大下滑角度的确定须考虑飞机的下降速率和结构载荷的限制，最小下滑角度的设定应考虑如下因素：(1)当飞行甲板静止时，飞机必须能在甲板障碍物上方最小10英尺的距离上通过；(2)着舰点误差散布要求。过小的下滑角会使得飞机偏离下滑轨迹而引起的着舰点误差散布过大；(3)飞行操纵要求。
在飞机着舰过程中，在纵向通道，将整个着舰过程分为三段，分别为平飞段、过渡段和引导段。在引导段的末端，考虑甲板运动，引入甲板运动补偿，如图1所示。
由上述分析选定下滑角为3.5°，X2＝2000m,X1＝1800m。
在进场平飞段，X≤X1，飞机跟踪进场高度，飞机引导律如下所示：
俯仰角为
θc＝7°
下滑速率为
高度为
Hc＝500m
在过渡段，X1＜X＜X2，进场平飞过渡到高度导引段直线下滑，飞机引导律如下所示：
俯仰角为
高度为
Hc＝500m
在引导段，X>X2，飞机保持等角下滑，纵向跟踪高度轨迹，纵向控制消除高度差和前向距离差，进行轨迹细调，飞机引导律如下所示：
俯仰角为
θc＝3.5°
前向距离变化速率为
前向距离为
在整个着舰过程中，在横侧向通道，飞机引导律如下所示：
偏航角为
ψc＝0
侧偏距离为
Yc＝0
对于纵向控制律设计，首先是对升降舵通道的设计，对升降舵通道的姿态回路采用经典的PI控制，将俯仰角控制稳定，再对外回路轨迹进行控制，也是采用PI控制。根据控制指标调节参数。再对油门通道进行控制，由分析可知自然飞机如果没有动力补偿，当姿态角Δθ发生变化时，由于重力(-g)的影响而引起的速度变化将得不到补偿，从而使飞机航迹角Δγ难以跟踪俯仰角Δθ的变化，甚至使稳态航迹角Δγ出现负值，也即飞行轨迹不可控。为了补偿重力影响，需要进行动力补偿，有两种方案，可供选择：速度恒定的动力补偿、迎角恒定的动力补偿。然后是对襟翼通道的设计，襟翼通道主要包括洗出网络、超前网络、控制增益的设计。最后是直接力控制对升降舵的力矩解耦。
对于横侧向控制律设计，在副翼通道，内环为滚转角控制，外环为侧偏距离控制。在方向舵通道，对侧滑角进行控制。
在升降舵通道，着舰各阶段采用相同的控制律，主要为俯仰姿态控制，设计控制律为
其中，
为增稳项，θc由引导律给出。
在油门通道，采用速度恒定动力补偿技术如下：
平飞段和过渡段的控制律相同，引导段在前者控制律的基础上增加跟踪前向距离的跟踪控制，设计平飞段和过渡段的控制律为
设计引导段控制律为
其中，
为油门配平值，Vg是飞机的水平速度，Vias为表速，Viasc为配平表速，
和Xc由引导系统给出。
在襟翼通道，通过反馈高度误差，直接控制高度，设计直接力通道控制律为
设计洗出网络
其物理原因解释如下：ΔδF进入稳态后，不再生成所需要的Δaz，因上式表明Δaz对ΔδF的响应有自然洗出特性，故Her进入稳态后没有必要再偏转ΔδF。为了确保ΔδF在动态过程中的偏转权限范围，故设置洗出网络，使Her稳态后δF回中，从而使ΔδF只对Her快速动态变化量进行响应。当然，洗出网络对DLC通道也提供了一定的相位提前量。当τw0越大，能通过信息的带宽越小，但是幅值衰减较小，幅值衰减可通过控制增益kDLC调节。假设τw0＝0.5，那么带宽≥2rad/s的动态信息能通过。
设计超前网络
其物理原因解释如下：引入相应超前网络以补偿
的动态相位滞后。通过调节τ1和τ2的系数来补偿相位滞后，调节控制增益来消除稳态误差。为获得更好性能，这里的控制增益采用PI形式。直接力通道控制律调整为
设计直接力对升降舵的力矩解耦GFe(s)，其物理原因解释如下：在ΔδF作用下，会引起气动力矩的不平衡而导致直接升力控制所不允许的姿态变化，为此设置GFe(s)，相应地偏转Δδe，以实现力矩平衡。设计为
式中
P(s)＝B(s)D-A(s)F(s)
Q(s)＝A(s)E(s)-B(s)C
式中，s表示复参数，其他符号均是飞机气动导数。
横侧向控制律如下：
在副翼通道，内环为滚转角控制，外环为侧偏距离控制。设计控制律如下
在方向舵通道，设计控制律如下
最终设计得到的基于直接力控制的飞机自动着舰控制系统如图2所示。由图2可以看出升降舵通道采用俯仰角速率反馈和俯仰角反馈，即主要控制俯仰姿态，俯仰姿态指令由高度差信号经导引律处理得到。油门通道采用速度恒定的动力补偿。襟翼通道主要由高度差信号进入洗出网络、超前网络和控制增益三部分得到，并通过力矩解耦环节GFe(s)修正升降舵的偏转量。从而实现飞机的直接升力控制。
以某飞机为例，基于上述控制系统进行仿真所得到的高度跟踪响应如图3所示，从仿真结果可以看出，采用基于直接力控制的飞机自动着舰控制系统，着舰轨迹能够精准的跟踪导引轨迹，只在平飞阶段有明显的误差，在下滑段，高度响应与预期轨迹基本拟合，误差较小，且落点前向误差均在10米范围内，高度误差0.5米内，侧向误差在10-6级，可以忽略不计。从结果分析说明该控制系统具有较好的控制效果及抗干扰性。
本发明通过襟翼通道的加入，不同于常规操纵方式通过力矩改变飞机的姿态来改变轨迹，而是产生一个直接改变轨迹的力，它可在不转动机身的状态下获得迅速高度纠偏效果，从而有效地提高轨迹的快速跟踪及抑制外界气流扰动的性能。
Claims (6)
1.基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、对飞机的非线性模型进行配平及线性化，并将横侧向、纵向通道解耦；具体如下：
设置状态量
x＝[φ θ ψ u v w X Y Z P Q R Oil]
其中，φ为滚转角，θ为俯仰角，ψ为偏航角，u为前向速度，v为侧向速度，w为垂向速度，X为前向位移距离，Y为侧向位移距离，Z为垂向位移距离，P为x轴的角速度分量，Q为y轴的角速度分量，R为z轴的角速度分量，Oil为耗油率；
设置控制输入量
u＝[DE DA DR DF DT]
分别为升降舵、副翼、方向舵、襟翼和油门；
考虑着舰时的状态，设置配平时飞机的航迹倾斜角，经配平，得到飞机的配平值为状态量、控制输入量，在该配平值下，飞机的非线性模型可化为线性模型
其中，
为各状态偏量的导数，t为时间，Δx为各状态偏量，Δu为各输入偏量，A、B分别为对应的矩阵；
将线性模型分为纵向通道和横侧向通道两部分；对飞机线性模型在纵向和横侧向通道解耦得：
其中，Δxlon为纵向状态偏量，Δxlon＝[Δθ Δu Δw ΔQ]，Δxlat为横侧向状态偏量，Δxlat＝[Δv ΔP ΔR Δφ]，Δulon为纵向输入偏量，Δulon＝[ΔDE ΔDF ΔDT]，Δulat为横侧向输入偏量，Δulat＝[ΔDA ΔDR]，Alon、Blon、Alat、Blat分别为纵向和横侧向模型对应的矩阵；
步骤2、确定着舰基准下滑角，并根据所确定的下滑角设计着舰基准轨迹，根据轨迹误差计算横侧向通道和纵向通道的飞机引导律；其中，纵向通道的飞机着舰过程被分为三段：平飞段、过渡段和引导段；
步骤3、分别设计纵向控制律和横侧向控制律；其中，所述纵向控制律设计包括升降舵通道、油门通道、襟翼通道的设计以及直接力控制对升降舵的力矩解耦；所述横侧向控制律设计包括副翼通道和方向舵通道的设计；所述纵向控制律设计具体如下：
在升降舵通道，着舰各阶段采用相同的控制律，主要为俯仰姿态控制，设计控制律为
其中，
为增稳项，q为俯仰角速率，θ为俯仰角，θc为俯仰角指令，由引导律给出，
分别是所要设计的控制参数；
在油门通道，速度恒定动力补偿具体如下：
平飞段和过渡段的控制律相同，引导段在前者控制律的基础上增加跟踪前向距离的跟踪控制，设计平飞段和过渡段的控制律为：
设计引导段控制律为
其中，
为油门配平值，Vg是飞机的水平速度，Vgc为水平速度指令，Vias为表速，Viasc为配平表速，
和Xc由引导律给出，Xc为前向距离指令，
为前向速率指令，
分别为要设计的控制参数；
在襟翼通道，通过反馈高度误差，直接控制高度，设计直接力通道控制律为
其中，Hc为高度指令，H为高度状态量，
是PI控制，其中
为待设计的参数，
为超前网络，τ1、τ2为待设计参数，
为洗出网络，τw0为待设计参数，KDLC为待设计的控制增益；
横侧向控制律如下：
在副翼通道，内环为滚转角控制，外环为侧偏距离控制，设计控制律如下
其中，φ为滚转角，φc为滚转角指令，ψ为偏航角，ψc为偏航角指令，
为侧向速度指令，
为侧向速度，Yc为侧向距离指令，Y为侧向距离，
分别为待设计的参数，ψc和Yc为偏航角和侧偏指令值；
在方向舵通道，设计控制律如下
其中，r为偏航角速率，β为侧滑角，
为待设计的控制参数。
2.如权利要求1所述方法，其特征在于，所述升降舵通道的姿态回路和外回路轨迹均使用PI控制。
3.如权利要求1所述方法，其特征在于，油门通道的设计包括用于补偿重力影响的动力补偿设计。
4.如权利要求1所述方法，其特征在于，所述襟翼通道的设计包括洗出网络、超前网络、控制增益的设计。
5.如权利要求1所述方法，其特征在于，所述副翼通道设计的内环为滚转角控制，外环为侧偏距离控制；在方向舵通道，对侧滑角进行控制。
6.基于直接力控制的飞机自动着舰控制系统，其特征在于，使用如权利要求1～5任一项方法设计得到。
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-
2019
- 2019-01-28 CN CN201910079486.5A patent/CN109782785B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
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| 舰载机自动着舰引导与控制研究进展;甄子洋;《航空学报》;20170225;第38卷(第2期);正文第1-20页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109782785A (zh) | 2019-05-21 |
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