基于有限状态机的自动编队飞行控制方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术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。

Automatic formation flying control method based on finite state machine

The invention discloses an automatic formation flying control method based on a finite state machine, which comprises the following steps: step 1:},{src:\u57fa\u4e8e\u6709\u9650\u72b6\u6001\u81ea\u52a8\u673a\u7684\u539f\u7406\uff0c\u9488\u5bf9\u7f16\u961f\u98de\u884c\u8bad\u7ec3\u4efb\u52a1\u8981\u6c42\uff0c\u5bf9\u7f16\u961f\u98de\u884c\u4e2d\u53ef\u80fd\u9047\u5230\u7684\u60c5\u51b5\u8fdb,dst:Based on the principle of finite state automaton, the possible situation of formation flying is discussed in view of formation flying training task},{src:\u884c\u5212\u5206\u3001\u5f52\u7eb3\uff0c\u786e\u5b9a\u51fa\u50da\u673a\u53ef\u80fd\u51fa\u73b0\u7684\u98de\u884c\u6a21\u5f0f\u3002\u6b65\u9aa4\u4e8c\uff1a\u6839\u636e\u6b65\u9aa4\u4e00\u4e2d\u98de\u884c\u6a21\u5f0f\uff0c\u786e\u5b9a\u5404,dst:For classification, induction, determine the wingman possible flight mode. Step two: determine each according to the flight pattern in step 1},{src:\u98de\u884c\u6a21\u5f0f\u4e4b\u95f4\u7684\u8f6c\u6362\u6761\u4ef6\u3002\u6b65\u9aa4\u4e09\uff1a\u7ed3\u5408\u6b65\u9aa4\u4e00\u4e2d\u5f52\u7eb3\u603b\u7ed3\u51fa\u7684\u98de\u884c\u6a21\u5f0f\u548c\u6b65\u9aa4\u4e8c\u4e2d\u786e\u5b9a\u7684,dst:Conversion conditions between flight modes. Step three: combine the flight patterns and procedures outlined in step 1},{src:\u5404\u4e2a\u98de\u884c\u6a21\u5f0f\u4e4b\u95f4\u7684\u8f6c\u6362\u6761\u4ef6\uff0c\u5217\u51fa\u72b6\u6001\u8f6c\u6362\u8868\u3002\u6b65\u9aa4\u56db\uff0c\u4e3a\u6b65\u9aa4\u4e00\u4e2d\u6240\u8ff0\u7684\u5404\u98de\u884c\u6a21\u5f0f\u8bbe,dst:The conversion criteria for each flight mode, and list the status conversion table. Step four, set up the flight modes described in step 1},{src:\u8ba1\u63a7\u5236\u65b9\u6cd5\uff0c\u4e3a\u7f16\u961f\u961f\u5f62\u4fdd\u6301\u8bbe\u8ba1\u63a7\u5236\u7387\u3002\u672c\u53d1\u660e\u63d0\u51fa\u4e86\u50da\u673a\u5728\u7f16\u961f\u98de\u884c\u8fc7\u7a0b\u4e2d\u5728\u4e0d\u540c\u98de\u884c,dst:Control scheme is used to keep design control rate for formation formation. The invention provides a wingman during formation flight in different flight},{src:\u6a21\u5f0f\u95f4\u8fdb\u884c\u81ea\u52a8\u8f6c\u6362\u7684\u65b9\u6cd5\uff0c\u6709\u6548\u6a21\u62df\u50da\u673a\u98de\u884c\u5458\u7684\u667a\u80fd\uff1b\u8bbe\u8ba1\u4e86\u7f16\u961f\u961f\u5f62\u4fdd\u6301\u98de\u884c\u6a21\u5f0f\u4e0b,dst:A method for automatic conversion mode, intelligent simulation wingman; design for formation keeping flight mode},{src:\u7684\u63a7\u5236\u7387\uff0c\u80fd\u591f\u6ee1\u8db3\u7f16\u961f\u961f\u5f62\u4fdd\u6301\u7684\u9700\u6c42\u3002,dst:The control rate can meet the requirement of formation formation maintenance.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术具体涉及一种，属于计算机仿真与飞行控 制领域。
技术介绍
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s。,年......A 。I是输入值的有穷集合H……，/ 。 ，F是状态转换函数，描述任意"/对机器状态S的作用，即V/e/，《(S-〉A(51))。 如果机器正处于状态、，此时输入i，那么机器的下一个状态是《Cg。举一个有限状态自动机的简单例子，令5 = { ,51}， / = {0,1}， /。(s。) = s。， = ^(s。) = A， 用这个装置，有时称为触发器，输入值O不改变状态，而输入l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l所示，其中包括两个状态 和A， 是机器的初始状态，此图表示 的意义是输入O不改变状态，而输入l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l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7标系的定义。A. 常用坐标系定义 地面坐标系Ogx^gzg① 在地面上选一点《；② 使、轴在水平面内并指向某一方向；③ ^轴垂直于地面并指向地心； 少g轴也在水平面内并垂直于Xg轴，其指向按照右手定则确定。 机体坐标轴系&-似_^① 原点0取在飞机质心处，坐标系与飞机固连；② x轴在飞机对称面内并平行于飞机的设计轴线指向机头；③ y轴垂直于飞机对称平面指向机身右方； z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"r = 。 其中各控制量的含义如下油门杆输入量，^e[《m,《J，《m和《^分别是4的最大值和最小值；《俯仰舵偏角，《S[《m，《3j，《m和《a分别是《的最大值和最小值；&:滚转舵偏角，&"《in,《ax]，《m和《M分别是&的最大值和最小值；《方向舵偏角，《e[《in，《J，《,n和5二分别是《的最大值和最小值；brake:刹车输入量，e [丑隨,&J ， & 和5_分别是break的最大值和最小值; landGearSwitch:起落架收放开关，landGearSwitch e {0 ， 1}， 0表示放下起落架， l表示收起起落架；speedBreakSwitch:减速板收放开关，speedBreakSwitche {0， 1}， 0表示放下减 速板,l表示收起减速板；C. 状态向量飞机模型的状态向量为义T =["，v，M^,《p,/^，r，;cg,&,/(| 。其中， xg:飞机在地面坐标系Xg轴的坐标值； _yg:飞机在地面坐标系&轴的坐标值；:飞机在地面坐标系&轴的坐标值； ":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；8俯仰角^:机体轴x与水平面间夹角，抬头为正；偏航角P:机体轴x在水平面上的投影与地轴、间夹角，机头右偏航为正；滚转角^: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，9,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《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/, = ]"(/+ )^绕y轴的转动惯量为= JV + z2>5M 绕y轴的转动惯量为/z = }(x2+/)& 惯性积为/xz = _fxWm^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ig = Fcos//cosp》g = Kcos//sinp "K sin //"-呵-g sin 0 + &附尸i) = —+ ， + g cos S sin ^ + 2尸>v = — V/ + g COS 0 COS 0 +附^ = p + cos ^ +《sin -) tan 9^ 二 ~^~ cos - +《sin -) cos^》=(qr + c2+ c3丄+ c4jV- (i)式中c (W广《c ■ c丄c丄c —B c _4工、t ， ^ -2 ， c2 -s , c3 — 2 ， c4 一 r ， c5 一^ ， c6 — t9C7 — "J" , cs — ^ , c9 — y, 丄—-』xz o其中《，F》，《分别是飞机所受到的合力在机体坐标轴x， y, z上的分量；丄，M， iV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"7 = , ^ ， 3a, A, 6r"A:e, /tmc/GeanSV"c/z,印ee^SreaA:5V"c/ ]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(《，A， Fz)和力矩(Z， M， AO。关于力(《，《)和力矩(i， M， iV)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。 专利技术 内容本专利技术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。为了实现专利技术目的，本专利技术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"t = 的取值，从而l吏僚本文档来自技高网...

【技术保护点】
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，δ↓［Ｔ］∈［δ↓［ｍｉｎ］↑［Ｔ］，δ↓［ｍａｘ］↑［Ｔ］］，δ↓［ｍｉｎ］↑［Ｔ］和δ↓［ｍａｘ］↑［Ｔ］分别是δ↓［Ｔ］的最大值和最小值；δ↓［ｅ］：俯仰舵偏角，δ↓［ｅ］∈［δ↓［ｍｉｎ］↑［ｅ］，δ↓［ｍａｘ］↑［ｅ］］，δ↓［ｍｉｎ］↑［ｅ］和δ↓［ｍａｘ］↑［ｅ］分别是δ↓［ｅ］的最大值和最小值；δ↓［ａ］：滚转舵偏角，δ↓［ａ］∈［δ↓［ｍｉｎ］↑［ａ］，δ↓［ｍａｘ］↑［ａ］］，δ↓［ｍｉｎ］↑［ａ］和δ↓［ｍａｘ］↑［ａ］分别是δ↓［ａ］的最大值和最小值；δ↓［ｒ］：方向舵偏角，δ↓［ｒ］∈［δ↓［ｍｉｎ］↑［ｒ］，δ↓［ｍａｘ］↑［ｒ］］，δ↓［ｍｉｎ］↑［ｒ］和δ↓［ｍａｘ］↑［ｒ］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］］：δ↓［Ｔ］＝δ↓［ｍｉｎ］↑［Ｔ］，即僚机发动机保持关闭状态；　Ｃ↓［ｓ↓［１］］：δ↓［Ｔ］＝δ↓［ｍａｘ］↑［Ｔ］，ｂｒａｋｅ＝Ｂ↓［ｍａｘ］，即僚机油门加到最大，同时踩住刹车；　Ｃ↓［ｓ↓［２］］：ｂｒａｋｅ＝Ｂ↓［ｍｉｎ］，即僚机放开刹车，僚机开始滑跑；　Ｃ↓［ｓ↓［３］］，Ｃ↓［ｓ↓［４］］，Ｃ↓［ｓ↓［５］］，Ｃ↓［ｓ↓［６］］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；　Ｃ↓［ｓ↓［７］］：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；　Ｃ↓［ｓ↓［８］］：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］］：δ↓［Ｔ］＝δ↓［ｍｉｎ］↑［Ｔ］，ｂｒａｋｅ＝Ｂ↓［ｍａｘ］；　Ｃ↓［ｓ↓［１０］］：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；Ｃ↓［ｓ↓［１］］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Ｃ↓［ｓ↓［３］］，Ｃ↓［ｓ↓［４］］，Ｃ↓［ｓ↓［５］］，Ｃ↓［ｓ↓［６］］的飞行控制率的设计具体如下：　（ａ）油门控制率：Δδ↓［Ｔ］＝Ｋ↓［ｘｐ］ｘ↓［ｅ］＋Ｋ↓［ｘｄ］＊↓［ｅ］＋Ｋ↓［ｘｉ］∫ｘ↓［ｅ］　（１）　＊＊＊　（２）　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：　Δδ↓［ａ］＝Ｋ↓［ｙｐ］ｙ↓［ｅ］＋Ｋ↓［ｙｄ］＊↓［ｅ］＋Ｋ↓［ｙｉ］∫ｙ↓［ｅ］－Ｋ↓［φｐ］φ↓［ｅ］－Ｋ↓［φｄ］＊↓［ｅ］－Ｋ↓［φｐ］φ↓［ｅ］－Ｋ↓［φｄ］＊↓［ｅ］　（３）　＊＊＊　（４）　其中；偏航角φ：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，φ↓［ｅ］表示长机方向角与僚机方向角的差值，Ｋ...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：龚光红，孟光磊，马耀飞，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11