CN112327905B - 一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法，包括：步骤1、建立受油机与加油机的相对运动模型；步骤2、建立受油机和加油机的相对几何关系，采用非线性L1的方法分别设计受油机的纵向和横侧向制导律，得出纵向和横侧向的加速度指令；步骤3、选取受油机后缘襟翼作为直接升力操纵面，采用直接升力控制方案对受油机的纵向轨迹进行控制；所述直接升力控制方案为第一种直接升力控制方案或第二种直接升力控制方案；本发明提出的两种直接升力控制方案均能够消除纵向轨迹跟踪的时间滞后，实现受油机的纵向轨迹的快速响应，第一种方案在响应速度上效果最好，第二种方案则在俯仰姿态的保持方面效果更优。

Description

一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法

技术领域

本发明涉及无人机飞行控制领域，特别是涉及一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法。

背景技术

空中加油在现代战争中占有重要的地位，它可以减少飞机的起降频率，有效地增加飞机的作战半径，延长作战时间，并且可以携带更多的武器。空中加油过程可以划分为四个主要阶段，即会合、对接、加油和分离。空中加油的对接阶段是是整个加油过程的关键阶段，同时也是风险最大最为重要的阶段。而且对接段对控制精度和安全性的要求很高，也直接影响着加油设备对接的成功与否。因此，有必要研究空中加油对接阶段的受油机控制问题，为空中加油的实际实施提供理论参考。

在空中加油的对接阶段，受油机与加油机需保持编队飞行，此时对受油机的飞行轨迹控制的快速性和精确性要求很高。在采用常规方法操纵受油机改变纵向轨迹的过程中，改变受油机航迹的气动力是通过改变飞机的姿态引起迎角或侧滑角变化来实现的，而姿态的改变又是通过气动操纵面的偏转产生力矩而实现的，这种操纵一方面会导致控制与航迹变化产生时间滞后，另一方面会使受油机转动运动与平移运动强烈耦合，从而降低受油机快速跟踪轨迹的能力。

以上这些缺点对空中加油对接阶段的飞行控制不利的，针对这些问题，需要对受油机采用一种新型的对接飞行控制方法。

发明内容

有鉴于现有技术的上述缺陷，本发明提供一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法，消除纵向轨迹跟踪的时间滞后，实现受油机的纵向轨迹的快速响应。

本发明提供的一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法包括如下步骤：

步骤1、建立受油机与加油机的相对运动模型；

步骤2、建立受油机和加油机的相对几何关系，采用非线性L1的方法分别设计受油机的纵向和横侧向制导律，得出纵向和横侧向的加速度指令；

步骤3、选取受油机后缘襟翼作为直接升力操纵面，采用直接升力控制方案对受油机的纵向轨迹进行控制；所述直接升力控制方案为第一种直接升力控制方案或第二种直接升力控制方案；

所述第一种直接升力控制方案具体为：

首先根据纵向加速度指令建立受油机在气流坐标系下的纵向力方程，然后计算迎角指令和俯仰角指令，最后，迎角指令输入直接升力控制器，直接升力控制器计算且输出襟翼偏转指令，控制襟翼偏转；俯仰角指令输入到受油机飞控系统，受油机飞控系统计算且输出升降舵偏转量，控制升降舵偏转；

所述第二种直接升力控制方案具体为：

首先根据纵向加速度指令建立受油机在气流坐标系下的纵向力方程，纵向加速度指令输入直接升力控制器，直接升力控制器计算且输出襟翼偏转指令，俯仰角指令输入到受油机飞控系统，受油机飞控系统计算且输出升降舵偏转量，控制升降舵偏转；在襟翼与升降舵之间引入解耦环节。

进一步的，所述步骤1的具体过程为：

步骤11、建立受油机和加油机的数学模型，所述数学模型为六自由度动力学模型；

步骤12、建立受油机与加油机的运动学方程，表达式为：

公式(1)中，μ为航迹倾斜角，g为重力加速度，V_Elon为纵向平面的速度投影，R_lon为受油机在纵向平面飞行半径，a_lon为纵向加速度指令。

进一步的，所述步骤2的具体过程为：

步骤21、建立受油机与加油机之间的几何关系：

R_lon＝L_1lon/2sinη_lon (2)

公式(2)中，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离，η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，其正负可以用右手法则判定，R_lon表示受油机纵向飞行圆弧轨迹的半径；

公式(3)中，h为受油机飞行高度，h_d为参考点高度；η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离；

步骤22、采用非线性L1的方法设计受油机的纵向制导律，得出纵向加速度指令；具体是：将步骤21中公式(2)计算得出R_lon以及公式(3)计算得出的η_lon代入步骤12中的公式(1)中，得出纵向加速度指令a_lon；具体计算如下：

公式(4)中，a_lon为纵向加速度指令，V_Elon为纵向平面的速度投影，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离，η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，μ为航迹倾斜角，h为受油机飞行高度，h_d为参考点高度，g为重力加速度；

步骤23、采用非线性L1的方法设计受油机的横侧向制导律，得出横侧向加速度指令；具体是：计算受油机与加油机之间的方位角：

公式(5)中，η_lat表示受油机与加油机之间的方位角，

为航迹方位角，y为受油机实际侧向距离，y_d为参考点侧向距离，L_1lat为横侧向平面内受油机到参考点的前向距离；

其正负满足右手法则，因此需要的横侧向加速度指令a_lat为：

公式(6)中，V_Elat为受油机速度在横侧向平面上的投影，L_1lat为横侧向平面内受油机到加油机的前向距离，

为航迹方位角，y为受油机实际侧向距离，y_d为加油机侧向距离，η_lat表示受油机与加油机之间的方位角。

进一步的，在所述第一种直接升力控制方案中，所述纵向力方程的表达式为：

ma_h＝-Tsinα-L+mg₁ (7)

公式(7)中，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，T为发动机推力，α为受油机迎角，L为受油机所受升力，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，

g₁的表达式为：

g₁＝g(sinαsinθ+cosαcosφcosθ) (8)

公式(8)中，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，θ为受油机俯仰角，φ为受油机滚转角，α为受油机迎角，g为重力加速度；

L的表达式为：

L＝C_Lα(α+α₀)QS (9)

公式(9)中，C_Lα为迎角升力系数，α₀为零升迎角，Q为当前速度下受油机受到的动压，S为机翼面积，L为受油机所受升力，α为受油机迎角；

所述迎角指令和俯仰角指令的计算过程为：

将公式(9)代入公式公式(7)，获得迎角指令，表达式为：

公式(10)中，式中a_c为迎角指令，α₀为零升迎角，T为发动机推力，a为受油机迎角，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，C_Lα为迎角升力系数，Q为当前速度下受油机受到的动压，S为机翼面积，a_h为气流坐标系下的纵向加速度；

俯仰角指令的表达式为：

θ_c＝α_c+μ (11)

公式(11)中，式中μ为受油机的航迹倾斜角，a_c为迎角指令，θ_c为俯仰角指令；

所述襟翼偏转指令δ_f的表达式为：

公式(12)中，δ_f为襟翼偏转指令，_ΔC_L为升力系数的变化，

为襟翼升力系数；

公式(13)中，_ΔC_L为升力系数的变化，a为受油机迎角，a_c为迎角指令，C_Lα为迎角升力系数。

进一步的，在所述第二种直接升力控制方案中，所述纵向力方程的表达式为：

ma_h＝-Tsinα-L+mg₁ (14)

公式(14)中，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，式中T为发动机推力，a为受油机迎角，L为受油机所受升力，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量；

g₁的表达式为：

g₁＝g(sinαsinθ+cosαcosφcosθ) (15)

公式(15)中，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，θ为受油机俯仰角，φ为受油机滚转角，α为受油机迎角，g为重力加速度；

L的表达式为：

公式(16)中，

为襟翼升力系数，δ_f为襟翼偏转指令，Q为动压，S为机翼面积，L为受油机所受升力；

将公式(16)代入公式(14)得出襟翼偏转指令δ_f，表达式为：

公式(17)中，δ_f为襟翼偏转指令，T为发动机推力，a为受油机迎角，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，

为襟翼升力系数，Q为动压，S为机翼面积，m为质量；

所述解耦环节G_fe的表达式为：

公式(18)中,

表示襟翼俯仰力矩系数，

表示升降舵俯仰力矩系数，解耦环节G_fe用来驱动升降舵产生附加偏转，以平衡襟翼偏转产生的不平衡俯仰力矩；

俯仰角指令为：

θ_c＝θ_trim (19)

公式(19)中，θ_c为俯仰角指令，θ_trim为受油机的俯仰角配平量。

本发明的有益效果是：

1、本发明采用的直接升力控制方法能够有效消除受油机纵向轨迹响应的时间延迟，提高受油机纵向轨迹响应的快速性，实现空中加油的成功对接。

2、本发明采用的第一种直接升力控制方案是用升降舵与襟翼同时控制受油机的纵向轨迹，从而达到受油机快速跟踪加油机轨迹的目的。

3、本发明采用的第二种直接升力控制方案是用襟翼控制受油机的纵向轨迹，用升降舵来控制受油机的姿态，可以在俯仰角不变的情况下控制轨迹，从而实现姿态和轨迹的解耦，即实现垂直平移模态。

附图说明

图1为空中加油对接飞行控制系统结构图。

图2为非线性L1制导原理图。

图3为纵向L1制导示意图。

图4为横侧向L1制导示意图。

图5为第一种直接升力控制方案流程图。

图6为第二种直接升力控制方案流程图。

图7为受油机三维运动轨迹图。

图8为受油机横侧向和前向误差响应。

图9为受油机纵向高度误差响应。

图10为受油机姿态角变化。

图11为升降舵和襟翼偏转。

具体实施方式

为了更好地理解本发明，下面通过实施例对本发明进一步说明，实施例只用于解释本发明，不会对本发明构成任何的限定：本发明未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。

参见图1，图1公开了一种空中加油对接飞行控制系统，包括：由非线性L1制导律模块、受油机直接升力飞行控制模块和相对位置关系转换模块组成。

非线性L1制导律模块根据加油机和受油机的相对运动关系，计算出受油机的横纵向加速度指令，再通过直接升力飞行控制，实现受油机精确快速的跟踪上加油机的轨迹，完成对接阶段任务目标。

参加图2,图2为非线性L1制导原理图，在期望的轨迹上选取一个参考点，参考点与受油机之间的距离为L1，则向心加速度指令a_c为

指令a_c可以驱使受油机不断地沿着半径为R的圆弧轨迹逼近参考点，从而实现对期望轨迹的跟踪。

实施例1

本发明公开了一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法，包括如下步骤：

步骤1、建立受油机与加油机的相对运动模型；

具体步骤包括：

步骤11、建立受油机和加油机的数学模型，数学模型为六自由度动力学模型；

步骤12、建立受油机与加油机的运动学方程，具体参见图3，图3为纵向L1制导示意图，受油机起始沿着速度在纵向平面的投影V_Elon方向飞行，纵向加速度指令a_lon引导受油机沿着半径为R_lon的圆弧轨迹飞至参考点，表达式为：

公式(1)中，μ为航迹倾斜角，g为重力加速度，V_Elon为纵向平面的速度投影，R_lon为受油机在纵向平面飞行半径，a_lon为纵向加速度指令。

步骤2、建立受油机和加油机的相对几何关系，采用非线性L1的方法分别设计受油机的纵向和横侧向制导律，得出纵向和横侧向的加速度指令；

具体步骤包括：

步骤21、根据图3，可以建立受油机与加油机之间的几何关系：

R_lon＝L_1lon/2sinη_lon (2)

公式(2)中，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离，η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，其正负可以用右手法则判定，R_lon表示受油机纵向飞行圆弧轨迹的半径；

由图3几何关系可求得：

公式(3)中，h为受油机飞行高度，h_d为参考点高度；η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离；

步骤22、采用非线性L1的方法设计受油机的纵向制导律，得出纵向加速度指令；具体是：将步骤21中公式(2)计算得出R_lon以及公式(3)计算得出的η_lon代入步骤12中的公式(1)中，得出纵向加速度指令a_lon；具体计算如下：

公式(4)中，a_lon为纵向加速度指令，V_Elon为纵向平面的速度投影，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离，η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，μ为航迹倾斜角，h为受油机飞行高度，h_d为参考点高度，g为重力加速度；

步骤23、采用非线性L1的方法设计受油机的横侧向制导律，得出横侧向加速度指令；具体是：首先，计算受油机与加油机之间的方位角，参照图4，图4为横侧向L1制导示意图，参考纵向的方法，可以求得受油机与参考点之间的方位角：

公式(5)中，η_lat表示受油机与加油机之间的方位角，

为航迹方位角，y为受油机实际侧向距离，y_d为参考点侧向距离，L_1lat为横侧向平面内受油机到参考点的前向距离；

其正负满足右手法则，因此需要的横侧向加速度指令a_lat为：

公式(6)中，V_Elat为受油机速度在横侧向平面上的投影，L_1lat为横侧向平面内受油机到加油机的前向距离，

为航迹方位角，y为受油机实际侧向距离，y_d为加油机侧向距离，η_lat表示受油机与加油机之间的方位角。

为了实现受油机纵向轨迹的快速响应，本发明引入直接升力控制的方式，这种控制方式不仅可以大大缩短轨迹改变的响应时间，而且可以实现姿态运动和轨迹运动的解耦。

步骤3、选取受油机后缘襟翼作为直接升力操纵面，采用直接升力控制方案对受油机的纵向轨迹进行控制；在本实施例中，考虑到空中加油对接过程中受油机的姿态变化关系到加油的成功与否，因此可以采用两种直接升力控制方案，来产生相应的受油机姿态指令，两种直接升力控制方案为第一种直接升力控制方案或第二种直接升力控制方案。

第一种直接升力控制方案：

参见图5，图5为第一种直接升力控制方案的结构，在这一方案中，由于之前得到的纵向加速度指令a_lon定义在航迹坐标系中，需转换到气流坐标系为a_h，

此时受油机在气流坐标系下的纵向力方程为：

ma_h＝-Tsinα-L+mg₁ (7)

公式(7)中，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，式中T为发动机推力，α为受油机迎角，L为受油机所受升力，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，

g₁的表达式为：

g₁＝g(sinαsinθ+cosαcosφcosθ) (8)

公式(8)中，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，θ为受油机俯仰角，φ为受油机滚转角，α为受油机迎角，g为重力加速度；

L的表达式为：

L＝C_Lα(α+α₀)QS (9)

公式(9)中，C_Lα为迎角升力系数，α₀为零升迎角，Q为当前速度下受油机受到的动压，S为机翼面积，α为受油机迎角，L为受油机所受升力；

所述迎角指令和俯仰角指令的计算过程为：

将公式(9)代入公式公式(7)，获得迎角指令，表达式为：

公式(10)中，式中a_c为迎角指令，α₀为零升迎角，T为发动机推力，a为受油机迎角，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，C_Lα为迎角升力系数，Q为当前速度下受油机受到的动压，S为机翼面积，a_h为气流坐标系下的纵向加速度；

俯仰角指令的表达式为：

θ_c＝α_c+μ (11)

公式(11)中，式中μ为受油机的航迹倾斜角，a_c为迎角指令，θ_c为俯仰角指令；

此时受油机的升力变化主要是由迎角的变化引起的，将这部分升力的变化用直接升力襟翼来驱动产生，襟翼偏转指令δ_f的表达式为：

公式(12)中，δ_f为襟翼偏转指令，_ΔC_L为升力系数的变化，

为襟翼升力系数；

迎角变化带来的升力系数的变化为：

公式(13)中，_ΔC_L为升力系数的变化，a为受油机迎角，a_c为迎角指令，C_Lα为迎角升力系数。

第二种直接升力控制方案具体为：

第二种直接升力控制方案是用襟翼控制受油机的纵向轨迹，用升降舵来控制受油机的姿态，可以在俯仰角不变的情况下控制轨迹，即实现垂直平移模态。

由于纵向加速度指令a_lon定义在航迹坐标系中，需转换到气流坐标系为a_h，纵向力方程的表达式为：

ma_h＝-Tsinα-L+mg₁ (14)

公式(14)中，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，式中T为发动机推力，a为受油机迎角，L为受油机所受升力，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量；

g₁的表达式为：

g₁＝g(sinαsinθ+cosαcosφcosθ) (15)

公式(15)中，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，θ为受油机俯仰角，φ为受油机滚转角，α为受油机迎角，g为重力加速度；

此时受油机的升力变化是由襟翼的偏转引起的，L的表达式为：

公式(16)中，

为襟翼升力系数，δ_f为襟翼偏转指令，Q为动压，S为机翼面积，L为受油机所受升力；

将公式(16)代入公式(14)得出襟翼偏转指令δ_f，表达式为：

公式(17)中，δ_f为襟翼偏转指令，T为发动机推力，a为受油机迎角，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，

为襟翼升力系数，Q为动压，S为机翼面积，m为质量。

当襟翼偏转时，由于升力的改变，升降速度发生改变，将引起迎角发生变化，迎角变化将产生额外的俯仰力矩，这时只要偏转相应的升降舵即可抑制总的俯仰力矩变化，从而抑制俯仰角变化。

故襟翼与升降舵之间引入解耦环节G_fe，考虑到襟翼偏转较快，而迎角和俯仰角速度的变化较慢，所以俯仰力矩的平衡可忽略迎角和俯仰角速度的影响，只考虑襟翼和升降舵的偏转即可，解耦环节G_fe的表达式为：

公式(18)中,

表示襟翼俯仰力矩系数，

表示升降舵俯仰力矩系数，解耦环节G_fe用来驱动升降舵产生附加偏转，以平衡襟翼偏转产生的不平衡俯仰力矩；

当存在高度指令驱动襟翼时，升降舵可以立刻发生偏转，从而实现俯仰力矩的平衡。此时实现了在姿态不变的情况下改变轨迹，即实现直接升力中的垂直平移模态。

要保持俯仰角不变，对应的俯仰角指令应为：

θ_c＝θ_trim (19)

公式(19)中，θ_c为俯仰角指令，θ_trim为受油机的俯仰角配平量。

为了验证本发明的有益效果，对本发明的实施进行了仿真验证。

对本发明提出的空中加油对接飞行控制系统在MATLAB中进行仿真验证。受油机数学模型采用某型无人机的六自由度动力学模型，假设加油机在5030m高空，以200m/s的速度水平前飞。受油机位于加油机后方100m，下方30m，右侧30m，以同样的速度和方向水平前飞。

首先在不加入直接升力的情况下对本发明提出的空中加油对接飞行控制系统进行仿真，然后分别加入第一种直接升力控制方案和第一种直接升力控制方案，并比较这三种情况下的控制效果。第一种直接升力控制方案也即是图7、图8、图9、图10、图11中的直接升力1，第二种直接升力控制方案也即是图7、图8、图9、图10、图11中的直接升力2。

图7为受油机三维运动轨迹图，可以看出，无论是否加入直接升力，本发明提出的空中加油对接飞行控制系统都可以有效的跟踪上加油机的轨迹，从而成功完成对接。但是直接升力控制下的受油机跟踪速度更快。

图8为受油机在对接过程中与加油机的横侧向和前向误差响应，由于本发明在加入直接升力前后，横侧向和前向的控制结构完全一样，故响应结果也完全一样。

图9给出了受油机在对接过程中与加油机的纵向高度误差响应，可以看出在第一种直接升力控制方案控制下，受油机在15s左右即可消除高度误差，在第二种直接升力控制方案控制下，受油机在20s左右即可消除高度误差，而不加入直接升力的情况下，受油机在25s左右才能消除高度误差。而且不加入直接升力的情况下，高度响应在初始阶段有时间延迟，加入直接升力后这种时间延迟被消除了。所以直接升力控制不仅可以有效的提升空中加油中受油机的跟踪速度，而且还可以消除常规高度控制下初始响应的时间延迟。

图10为受油机的姿态角变化，从中可以看出，采用升力控制与否对滚转角和偏航角的变化影响不大，但是在第一种直接升力控制方案控制下，俯仰角变化较没有直接升力的情况下要小一些，而第二种直接升力控制方案控制下，俯仰角基本保持不变，实现了直接升力控制中的垂直平移模态，即在不改变俯仰角的情况下，对受油机的纵向轨迹进行控制，完成了姿态和轨迹的解耦。

图11为升降舵和襟翼的偏转，当偏转襟翼产生直接升力时，会产生不平衡的俯仰力矩，若想保证力矩的平衡，必须要增大升降舵偏转。故图11中的有直接升力控制下的的升降舵偏转变化较大。

综上，本发明所采用的空中加油对接飞行控制策略，能够显著提升受油机纵向轨迹的跟踪速度，其中第一种直接升力控制方案在响应速度上效果最好，第二种直接升力控制方案则在俯仰姿态的保持方面效果更优，俯仰姿态的保持也有利于空中加油的对接，受油机对接飞行轨迹平滑，飞行状态稳定，具有良好的动态性能和控制精度。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (3)

1.一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、建立受油机与加油机的相对运动模型；

步骤2、建立受油机和加油机的相对几何关系，采用非线性L1的方法分别设计受油机的纵向和横侧向制导律，得出纵向和横侧向的加速度指令；

步骤3、选取受油机后缘襟翼作为直接升力操纵面，采用直接升力控制方案对受油机的纵向轨迹进行控制；所述直接升力控制方案为第一种直接升力控制方案或第二种直接升力控制方案；

所述第一种直接升力控制方案具体为：

首先根据纵向加速度指令建立受油机在气流坐标系下的纵向力方程，然后计算迎角指令和俯仰角指令，最后，迎角指令输入直接升力控制器，直接升力控制器计算且输出襟翼偏转指令，控制襟翼偏转；俯仰角指令输入到受油机飞控系统，受油机飞控系统计算且输出升降舵偏转量，控制升降舵偏转；

其中，所述计算迎角指令和俯仰角指令，最后，迎角指令输入直接升力控制器，直接升力控制器计算且输出襟翼偏转指令具体包括：

受油机在气流坐标系下的纵向力方程为：

ma_h＝-Tsinα-L+mg₁ (7)

公式(7)中，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，式中T为发动机推力，α为受油机迎角，L为受油机所受升力，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，

g₁的表达式为：

g₁＝g(sinαsinθ+cosαcosφcosθ) (8)

公式(8)中，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，θ为受油机俯仰角，φ为受油机滚转角，α为受油机迎角，g为重力加速度；

L的表达式为：

L＝C_Lα(α+α₀)QS (9)

公式(9)中，C_Lα为迎角升力系数，α₀为零升迎角，Q为当前速度下受油机受到的动压，S为机翼面积，α为受油机迎角，L为受油机所受升力；

所述迎角指令和俯仰角指令的计算过程为：

将公式(9)代入公式公式(7)，获得迎角指令，表达式为：

公式(10)中，式中a_c为迎角指令，α₀为零升迎角，T为发动机推力，a为受油机迎角，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，C_Lα为迎角升力系数，Q为当前速度下受油机受到的动压，S为机翼面积，a_h为气流坐标系下的纵向加速度；

俯仰角指令的表达式为：

θ_c＝α_c+μ(11)

公式(11)中，式中μ为受油机的航迹倾斜角，a_c为迎角指令，θ_c为俯仰角指令；

此时受油机的升力变化主要是由迎角的变化引起的，将这部分升力的变化用直接升力襟翼来驱动产生，襟翼偏转指令δ_f的表达式为：

公式(12)中，δ_f为襟翼偏转指令，_ΔC_L为升力系数的变化，

为襟翼升力系数；

迎角变化带来的升力系数的变化为：

公式(13)中，_ΔC_L为升力系数的变化，a为受油机迎角，a_c为迎角指令，C_Lα为迎角升力系数；

所述第二种直接升力控制方案具体为：

首先根据纵向加速度指令建立受油机在气流坐标系下的纵向力方程，纵向加速度指令输入直接升力控制器，直接升力控制器计算且输出襟翼偏转指令，俯仰角指令输入到受油机飞控系统，受油机飞控系统计算且输出升降舵偏转量，控制升降舵偏转；在襟翼与升降舵之间引入解耦环节；

其中，所述纵向加速度指令输入直接升力控制器，直接升力控制器计算且输出襟翼偏转指令具体包括：

由于纵向加速度指令a_lon定义在航迹坐标系中，需转换到气流坐标系为a_h，纵向力方程的表达式为：

ma_h＝-Tsinα-L+mg₁ (14)

公式(14)中，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，式中T为发动机推力，a为受油机迎角，L为受油机所受升力，m为质量，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量；

g₁的表达式为：

g₁＝g(sinαsinθ+cosαcosφcosθ) (15)

公式(15)中，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，θ为受油机俯仰角，φ为受油机滚转角，α为受油机迎角，g为重力加速度；

此时受油机的升力变化是由襟翼的偏转引起的，L的表达式为：

公式(16)中，

为襟翼升力系数，δ_f为襟翼偏转指令，Q为动压，S为机翼面积，L为受油机所受升力；

将公式(16)代入公式(14)得出襟翼偏转指令δ_f，表达式为：

公式(17)中，δ_f为襟翼偏转指令，T为发动机推力，a为受油机迎角，g₁为重力加速度在气流坐标系下z轴上的分量，a_h为气流坐标系下的纵向加速度，

为襟翼升力系数，Q为动压，S为机翼面积，m为质量；

当襟翼偏转时，由于升力的改变，升降速度发生改变，将引起迎角发生变化，迎角变化将产生额外的俯仰力矩，这时只要偏转相应的升降舵即可抑制总的俯仰力矩变化，从而抑制俯仰角变化；

故襟翼与升降舵之间引入解耦环节G_fe，考虑到襟翼偏转较快，而迎角和俯仰角速度的变化较慢，所以俯仰力矩的平衡忽略迎角和俯仰角速度的影响，只考虑襟翼和升降舵的偏转，解耦环节G_fe的表达式为：

公式(18)中,

表示襟翼俯仰力矩系数，

表示升降舵俯仰力矩系数，解耦环节G_fe用来驱动升降舵产生附加偏转，以平衡襟翼偏转产生的不平衡俯仰力矩；

当存在高度指令驱动襟翼时，升降舵立刻发生偏转，从而实现俯仰力矩的平衡，此时实现了在姿态不变的情况下改变轨迹，即实现直接升力中的垂直平移模态；

要保持俯仰角不变，对应的俯仰角指令应为：

θ_c＝θ_trim (19)

公式(19)中，θ_c为俯仰角指令，θ_trim为受油机的俯仰角配平量。

2.根据权利要求1所述的一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法，其特征在于，所述步骤1的具体过程为：

步骤11、建立受油机和加油机的数学模型，所述数学模型为六自由度动力学模型；

步骤12、建立受油机与加油机的运动学方程，表达式为：

公式(1)中，μ为航迹倾斜角，g为重力加速度，V_Elon为纵向平面的速度投影，R_lon为受油机在纵向平面飞行半径，a_lon为纵向加速度指令。

3.根据权利要求2所述的一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法，其特征在于，所述步骤2的具体过程为：

步骤21、建立受油机与加油机之间的几何关系：

R_lon＝L_1lon/2sinη_lon (2)

公式(2)中，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离，η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，其正负可以用右手法则判定，R_lon表示受油机纵向飞行圆弧轨迹的半径；

公式(3)中，h为受油机飞行高度，h_d为参考点高度；η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离；

步骤22、采用非线性L1的方法设计受油机的纵向制导律，得出纵向加速度指令；具体是：将步骤21中公式(2)计算得出R_lon以及公式(3)计算得出的η_lon代入步骤12中的公式(1)中，得出纵向加速度指令a_lon；具体计算如下：

公式(4)中，a_lon为纵向加速度指令，V_Elon为纵向平面的速度投影，L_1lon为受油机与参考点在纵向平面中的前向距离，η_lon为受油机与加油机之间连线和速度V_Elon之间的夹角，μ为航迹倾斜角，h为受油机飞行高度，h_d为参考点高度，g为重力加速度；

步骤23、采用非线性L1的方法设计受油机的横侧向制导律，得出横侧向加速度指令；具体是：计算受油机与加油机之间的方位角：

公式(5)中，η_lat表示受油机与加油机之间的方位角，

为航迹方位角，y为受油机实际侧向距离，y_d为参考点侧向距离，L_1lat为横侧向平面内受油机到参考点的前向距离；

其正负满足右手法则，因此需要的横侧向加速度指令a_lat为：

公式(6)中，V_Elat为受油机速度在横侧向平面上的投影，L_1lat为横侧向平面内受油机到加油机的前向距离，

为航迹方位角，y为受油机实际侧向距离，y_d为加油机侧向距离，η_lat表示受油机与加油机之间的方位角。

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