一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法技术

本发明专利技术公开了一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，属于无人机导航制导与控制技术领域。所述方法首先建立反映变化风场影响的仿射非线性型受油机质心/插头运动综合模型；采用LESO对总干扰项进行估计；采用反步设计思想和自抗扰控制方法设计插头运动轨迹控制通道控制器；设计插头运动姿态控制通道控制器；基于所设计的插头运动轨迹控制通道和插头运动姿态控制通道控制器，设计角速度控制器；结合受油机各通道和回路的控制器，完成基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法。本发明专利技术可以提高受油机对接控制系统对多重复杂气流扰动影响的主动抗扰能力；解决受油机/插头对加油锥套的跟踪滞后问题，并且易于工程实现。

A Soft Air Fuel Docking Method Based on Attitude/Trajectory Composite Control

The invention discloses a soft air refueling docking method based on attitude/trajectory composite control, which belongs to the technical field of UAV navigation guidance and control. The method firstly establishes an affine non-linear centroid/plug motion synthesis model reflecting the influence of changing wind field; estimates the total interference term by LESO; designs the plug motion path control channel controller by using backstepping design idea and auto-disturbance rejection control method; designs the plug motion attitude control channel controller; controls the plug motion path based on the designed plug motion path control channel and the plug motion path control channel. Plug motion attitude control channel controller and angular velocity controller are designed. Soft air refueling docking method based on attitude/trajectory compound control is completed by combining the controller of each channel and loop of the receiver. The invention can improve the active anti-disturbance ability of the butt control system affected by the disturbance of multiple repeated miscellaneous airflow, solve the tracking lag problem of the oil receiver/plug to the oil filling cone sleeve, and is easy to realize in engineering.

【技术实现步骤摘要】
一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法
本专利技术属于无人机导航制导与控制
，具体涉及一种基于姿态/轨迹复合控制的无人机软式空中加油对接方法。
技术介绍
无人机因其具有性价比高、使用灵活、生存能力强、可执行高风险任务、不受飞行员生理条件限制等优势，在很多领域得到广泛应用；无人机自动空中加油是利用加油机在空中为飞行中的无人机补充燃料的技术，是提高载弹量、增加飞行器作战半径和滞空时间、缓解飞行性能和起飞重量间矛盾的重要途径。随着近年无人机技术的迅猛发展，对无人机空中加油技术的需求日益强烈，并且有必要使空中加油技术自主化，以实现高精度、高安全和高效率的自主空中加油，具有重要的理论意义和工程应用价值。对于目前广泛应用的插头锥套式空中加油，柔性结构的加油软管-锥套组合体受加油机的拖曳，并在加油机尾涡流场、不确定性大气紊流以及受油机靠近时的气流前扰的综合影响下，会出现不规则摆动现象，严重影响加油对接的顺利进行。而受油机也同样处于尾涡流场和不确定性大气紊流作用下。如何控制受油机使其与多重扰动作用下飘忽不定的锥套实现精准对接进而实现软管式自主空中加油具有重要的意义。目前的加油对接控制系统设计中往往面临两个比较棘手的问题：第一，由于多重复杂气流扰动的影响，目前的加油对接控制系统往往不足；第二，由于锥套的飘摆运动特性要远远快于受油机的动态响应，这也造成了空中加油对接控制中另外一个非常棘手的问题，即受油机/插头在跟踪快变锥套时的跟踪滞后。目前在软管式自主对接控制方面，国内外取得了许多卓有成效的研究成果，但总体而言，多重复杂扰动条件下自主对接控制的效果并不理想。而国内外在人工控制的空中加油实践方面却非常成功，经过艰苦的训练，战斗机飞行员往往能够达到很高的空中加油对接成功率。飞行员往往是在充分了解受油机性能的基础上，根据插头和锥套之间的误差，控制插头实现对接，控制的快速性和自由度上更有优势。事实上，目前国内外研究中大多采用的通过质心位置间接控制插头位置方法在一定程度上制约了对接性能的提升。由于受油插头状态受质心轨迹运动状态和绕质心姿态运动状态的双重影响，而姿态运动状态的变化相比轨迹运动要快得多，因此这种直接控制受油插头位置变化实现对接的方法，比起控制质心位置间接控制插头的方法无论从控制的快速性还是控制的自由度方面都更具优势。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决多重复杂干扰作用下无人机自主空中加油精准对接控制问题，提出一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，具体包括如下步骤：步骤一、建立反映变化风场影响的仿射非线性型受油机质心/插头运动综合模型。步骤二、针对步骤一中受油机质心/插头运动仿射非线性模型形式，采用线性扩张状态观测器LESO对总干扰项进行估计，得到估计补偿值，并在受油机跟踪控制器设计时予以补偿；步骤三、基于步骤二得到的总干扰项估计补偿值，针对步骤一中受油机仿射非线性运动模型，采用反步设计思想和自抗扰控制方法设计插头运动轨迹控制通道控制器，包括地速回路、位置回路、航迹角回路和姿态回路控制器。步骤四、设计插头运动姿态控制通道控制器；步骤五、基于步骤三、四中所设计的插头运动轨迹控制通道和插头运动姿态控制通道控制器，设计角速度控制器。步骤六、结合步骤二中的LESO和步骤三、四、五中受油机各通道和回路的控制器设计，完成基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法设计。本专利技术与现有技术相比，具有以下明显优势：(1)一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，建立了仿射非线性形式的多重复杂气流扰动下受油机质心/插头运动综合模型。(2)一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，可以提高受油机对接控制系统对多重复杂气流扰动影响的主动抗扰能力。(3)一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，可以尽可能解决受油机/插头对加油锥套的跟踪滞后问题。(4)一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，物理意义明确，参数整定方便，易于工程实现。附图说明图1是本专利技术一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法流程示意图；图2是本专利技术实例中受油机所受到的x,y,z轴的变化风场干扰(含紊流和加油机尾涡)示意图；图3是本专利技术中度紊流条件下锥套在30-100s内的运动轨迹示意图；图4是本专利技术实例中受油机插头对锥套运动的跟踪结果图；图5是本专利技术实例中受油机插头对锥套运动的跟踪误差统计图。具体实施方式为了便于本领域普通技术人员理解和实施本专利技术，下面结合附图对本专利技术作进一步的详细描述。本专利技术公开了一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，所述方法首先，建立能够反映变化风场影响的受油机质心/插头运动综合模型，并将其转化成便于控制器设计的仿射非线性形式；其次，针对受油机质心/插头运动综合模型，采用主动抗干扰控制方法，设计姿态/轨迹复合控制的软管式自主空中加油精准对接方法，通过受油机轨迹和姿态两个通道的控制实现插头与锥套更快速、精准地对接，以尽可能解决对接控制系统抗扰动能力不足和受油插头对锥套跟踪滞后的问题。本实施例中，设定如下的仿真参数：设定加油机以200m/s的地速飞行，初始高度为7010m。选取无人机参数如下：S＝75.12m2,m＝11281kg,l＝13.158m,cL,0＝0.062,cD,0＝0.023,Ix＝3.186×104,Iy＝8.757×104,Iz＝1.223×105,Ixz＝-546.394,其中，S为翼参考面积；m为无人机质量；l为机身长度；为翼展长度；为平均气动弦长；升力系数为：基本升力系数cL,0＝0.062,机翼升力系数气动升力对迎角平方的偏导数俯仰角速度升力系数升降舵升力系数上角标α表示无人机的迎角，q表示无人机航迹俯仰角速率，δe表示升降舵偏角；阻力系数为：零阻力系数cD,0＝0.023,阻力导数气动阻力对迎角平方的偏导数升降舵阻力系数升降舵平方的阻力系数侧力系数为：基本侧力系数cC,0＝0,侧力导数副翼侧力导数方向舵侧力导数上角标β表示无人机侧滑角，δa表示副翼舵偏角，δr表示方向舵偏角；滚转力矩系数为：基本滚转力矩系数滚转操纵导数方向舵操纵交叉导数横滚静稳定导数滚转阻尼导数滚转交叉动导数上角标p表示无人机航迹滚转角速率，r表示无人机航迹俯偏航角速率；俯仰力矩系数为：基本俯仰力矩系数俯仰控制舵效(升降操纵导数)俯仰阻尼导数纵向静稳定性导数偏航力矩系数为：基本偏航力矩系数副翼操纵交叉导数航向操纵导数航向静稳定导数航向交叉动导数航向阻尼导数三轴对应方向的转动惯量：Ix＝3.186×104,Iy＝8.757×104,Iz＝1.223×105；xz轴的惯性积Ixz＝-546.394；副翼舵偏角范围：-25°≤δa≤25°，升降舵偏角范围：-25°≤δe≤25°，方向舵偏角范围：-25°≤δr≤25°；受油插头在机体坐标系下距离受油机质心位置pbp＝[4.5,0.6,0]Tm；无人机发动机最大推力：Tmax＝36849N，油门开度范围：0≤δT≤1。并结合锥套的物理尺寸，设定受油机插头对锥套的跟踪误差要求小于等于0.3m。然后，设定大气紊流，并将其与加油机尾涡一起等效矢量合成作用于受油机质心的风场，并将其分解为惯性系下三轴风分量，本实施例中紊流与尾涡流场合成等效风扰如本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，其特征在于：具体包括如下步骤，步骤一、建立反映变化风场影响的仿射非线性型受油机质心/插头运动综合模型；地速的回路方程为：

【技术特征摘要】
2018.01.19 CN 20181005377341.一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，其特征在于：具体包括如下步骤，步骤一、建立反映变化风场影响的仿射非线性型受油机质心/插头运动综合模型；地速的回路方程为：其中，为时变输入系数，为与地速相关的时变非线性项；下式(3)分别为位置回路方程、航迹角回路方程和姿态回路方程：受油插头动力学方程为：角速度回路方程为：其中，pb＝[xb,yb,zb]T为受油机质心位置，pp＝[xp,yp,zp]T为受油插头位置；Q＝0.5ρV2为动压，ρ为空气密度，V为空速；Bi为时变输入矩阵，Fi为与各状态变量X1、X2、X3、X4相关的时变非线性项，i＝1,...,4；RI/B是机体系到地面系的转换矩阵，BProbe为位置矢量pbp对应的斜对称矩阵，pbp＝[xbp,ybp,zbp]T为机体系下受油插头相对于受油机质心的位置矢量；步骤二、针对步骤一中仿射非线性型受油机质心/插头运动综合模型形式，采用线性扩张状态观测器LESO对总干扰项进行估计，得到总干扰项估计值，并在受油机跟踪控制器设计时予以补偿；步骤三、基于步骤二得到的总干扰项估计值，针对步骤一中受油机仿射非线性运动模型，采用反步设计思想和自抗扰控制方法设计插头运动轨迹控制通道控制器，包括地速回路、位置回路、航迹角回路和姿态回路控制器；步骤四、设计插头运动姿态控制通道控制器；步骤五、基于步骤三、四中所设计的插头运动轨迹控制通道和插头运动姿态控制通道控制器，设计角速度控制器；步骤六、结合步骤二中的LESO和步骤三、四、五中受油机各通道和回路的控制器设计，完成基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法设计。2.根据权利要求1所述的一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，其特征在于：步骤二的具体步骤如下，步骤201、在已建立的受油机仿射非线性模型(2)、(3)、(5)的基础上，将视为模型总干扰；步骤202、以地速回路仿射非线性型运动模型为例，设计线性扩张状态观测器对地速Vk及总干扰项进行估计与补偿，观测器具体设计如下：构造如下的线性扩张状态观测器：其中，为对Vk的估计值，为对总干扰项的估计值，且l01＝2ω01，l02＝ω012(11-2)其中，ω01为地速通道线性扩张状态观测器带宽；步骤203、采用步骤202相同的方法，分别设计线性扩张状态观测器对位置回路仿射非线性模型、航迹角回路仿射非线性模型、姿态回路仿射非线性模型和角速率回路仿射非线性模型的状态及总扰动进行估计与补偿；具体地，对航迹角回路仿射非线性模型设计线性扩张状态观测器：其中，为对状态X1的估计值，为对总扰动F1的估计值，且l11＝diag(2ω11,2ω12)，l12＝diag(ω112,ω122)(12-2)其中，ω11,ω12分别为xb,yb通道线性扩张状态观测器带宽；l11，l...

【专利技术属性】
技术研发人员：王宏伦，苏子康，李娜，刘一恒，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11