一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法，属于无人机导航制导与控制技术领域。本发明专利技术包括：建立反映各种复杂气流扰动影响的受油机六自由度非线性运动模型，并将其转化成便于后续控制器设计的形式；在此基础上，通过引入变长度滚动时域预瞄目标、采用主动抗干扰控制方法提出一种结合直瞄/变时长滚动时域预瞄引导的软管式自主空中加油精准对接引导方法。本发明专利技术可在兼顾多重复杂气流扰动对无人机六自由度运动的影响的同时，提高空中受油机对多重复杂气流扰动影响的主动抗扰能力，并显著解决了慢动态受油机跟踪快动态锥套时的对接响应滞后问题；此外，本发明专利技术设计过程所涉及的控制器物理意义明确，参数整定方便，易于工程实现。

A control method of air refueling docking based on preview strategy

The invention discloses an air refueling docking control method based on preview strategy, which belongs to the navigation guidance and control technology field of UAV. The invention includes: establishing a six-degree-of-freedom non-linear motion model of an oil engine which reflects the influence of various complex airflow disturbances and converting it into a form convenient for subsequent controller design; on this basis, by introducing variable-length rolling time-domain preview target and adopting active anti-jamming control method, a flexible autonomous aerial surge guided by direct-sight/variable-time-length rolling time-domain preview guidance is proposed. Oil precise docking guidance method. The invention can improve the active anti-disturbance ability of the air oil tanker affected by the multi-repetitive miscellaneous airflow disturbance while taking into account the influence of the multi-repetitive miscellaneous airflow disturbance on the six-degree-of-freedom motion of the UAV, and significantly solve the problem of the docking response lag when the slow dynamic oil tanker tracks the fast dynamic cone sleeve; moreover, the controller involved in the design process of the invention has clear physical meaning and parameter setting. It is convenient and easy to realize in engineering.

【技术实现步骤摘要】
一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法
本专利技术属于无人机导航制导与控制
，具体涉及一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法。
技术介绍
无人机又称无人驾驶飞行器，广泛应用于军用和民用领域；无人机自动空中加油是指无人机在飞行过程中与其他飞机以管道形成对接，在飞机间输送燃油的过程。空中加油提高飞机作战效能，体现在增加航程和作战半径、延长留空时间、提高有效载荷和增大攻击突然性等方面，如参考文件1记载。参考文件1：全权,魏子博,高俊,etal.软管式自主空中加油对接阶段中的建模与控制综述[J].航空学报,2014,35(9):2390-2410。近年来，随着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。通过空中加油，能弥补无人机在航行距离、留空时间和起飞重量等方面的短板，大幅度提升其作战能力。对于我国及大多数国家采用的插头锥套式空中加油而言，柔性结构的加油软管-锥套组合体受加油机的拖曳，其运动状态一方面取决于加油机飞行速度、高度以及自身长度、重量、空气动力特性等多种复杂因素，另一方面受到加油机尾涡流场、不确定性大气紊流以及受油机靠近时的气流前扰的影响。多种复杂因素综合作用，使得锥管出现不规则摆动现象，严重影响加油对接的顺利进行。而软式加油对接的主体——受油机也同样处于加油机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，亦可以为软管式自主空中加油对接控制找到一种全新的思路和方法，具有重要的理论意义和工程应用价值。目前在软管式自主对接控制方面，国内外从不同角度开展了大量研究工作，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。NASA在2006年的自主空中加油演示验证飞行中6次对接只有2次成功。X-47B虽然完成了无人机首次空中加油试验，但其成功对接的视频中锥套运动非常平稳，表明当时的气流扰动非常小，显然是精心选择气象条件的结果。与之形成鲜明对比的是，类似大小的气流扰动情况下，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。对比自主加油控制和人工操纵控制本质特征，它们之间存在如下本质区别：1)控制方法方面，自主控制大多采用的是成熟的线性控制方法，如参考文件2和3记载，尤以LQR法为多，对于不确定性扰动缺乏针对性的措施。参考文件2：ValasekJ,GunnamK,KimmettJ,etal.Vision-basedsensorandnavigationsystemforautonomousairrefueling[J].JournalofGuidance,Control,andDynamics,2005,28(5):979-989.参考文件3：TandaleMD,BowersR,ValasekJ.Trajectorytrackingcontrollerforvision-basedprobeanddrogueautonomousaerialrefueling[J].JournalofGuidanceControlandDynamics,2006,29(4):846-857。而人工控制实现的是在增稳基础上的非线性控制，具有更高的控制效率，同时飞行员根据感受的操纵杆力的情况进行操纵补偿，能够最大限度地抑制干扰的影响；2)控制目标方面，目前的自主控制大都将问题建模为对于锥套的直接跟踪问题，可将这种直接跟踪锥套的方式称为直瞄，而飞行员往往是在充分了解受油机性能的基础上，根据对锥套运动的分析、判断和预测实施跟踪或拦截控制，并不是一味的跟踪锥套。这些差别导致了自主控制相对于人工驾驶在空中加油对接时响应缓慢、主动抗扰动能力不足。
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，提出一种基于预瞄策略的自主控制下的空中加油对接控制方法。本专利技术以空中受油机为研究目标，空中受油机为固定翼无人机，控制目的是控制受油机携带的插头插入加油机携带的锥套，本专利技术提供的基于预瞄策略的空中加油对接控制方法，具体包括如下步骤一至步骤九。步骤一、设定大气中各种变化的风场，将其矢量合成作用于固定翼无人机质心的风场，并分解为惯性系下的三轴风速度分量；步骤二、建立反映变化风场影响的受油机仿射非线性运动模型，包括地速回路、位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路，数学模型如公式(1)～(3)：其中，Vk为地速，V0表示初始地速；X1、X2、X3、X4分别为位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的状态向量；xb,yb,zb为受油机质心位置；γ,χ分别为受油机航迹倾角和航迹偏航角；α,β分别为受油机迎角和侧滑角，μ为受油机航迹滚转角，p,q,r分别为滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；υ为设置的中间向量，包括两个中间变量υ1,υ2；Uact为舵偏向量，δa,δe,δr分别为副翼舵、升降舵和方向舵偏角；表示地速回路的总和扰动，表示地速回路的输入矩阵，δT为油门开度；F1、F2、F3、F4分别表示位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的总和扰动；B1、B2、B3、B4分别表示位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的输入矩阵；Q为动压；其中，δT,Uact为实际控制变量，是与虚拟控制量形式上线性无关的项；步骤三、将步骤二建立的受油机仿射非线性运动模型中的作为干扰项，采用线性扩张状态观测器获得各干扰项的估计补偿值；步骤四、结合步骤三得到的干扰项估计补偿值，针对步骤二中受油机仿射非线性运动模型(2)-(3)，设计受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器，包括：步骤401、定义各回路指令及相应的跟踪误差，如下式：其中，u1,u2,u3分别为位置、航迹、姿态回路的虚拟控制量，由各个回路的自抗扰控制器产生；为期望的受油机质心位置指令；为期望的航迹、姿态、角速率回路的跟踪指令；为期望的地速；e1为受油机质心位置的跟踪误差，e2为航迹回路的跟踪误差，e3为姿态回路的跟踪误差，e4为角速率回路的跟踪误差，为地速回路的跟踪误差；步骤402、在公式(2)建立的地速回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项的估计补偿值设计地速回路自抗扰控制器，如下所示；其中，表示地速回路自抗扰控制器的控制增益；步骤403、在公式(3)建立的受油机质心位置回路仿射非线性模型基础上，结合干扰项F1，设计位置回路自抗扰控制器，如下所示：其中，k1表示位置回路自抗扰控制器的控制增益；步骤404、在公式(3)建立的航迹回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F2的估计补偿值设计航迹回路自抗扰控制器，如下所示；其中，k2表示航迹回路自抗扰控制器的控制增益；步骤405、在公式(3)建立的姿态回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F3的估计补偿值设计姿态回路自抗扰控制器，如下所示；其中，k3表示姿态回路自抗扰控制器的控制增益；步骤406、在公式(3)建立的角速率回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F4的估计补偿值设计角速率回路自抗扰控制器，如下所示；其中本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法，空中受油机为固定翼无人机，控制目的是控制受油机携带的插头插入加油机携带的锥套，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、设定大气中各种变化的风场，将其矢量合成作用于固定翼无人机质心的风场，并分解为惯性系下的三轴风速度分量；步骤二、建立反映变化风场影响的受油机仿射非线性运动模型，包括地速回路、位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路，数学模型如公式(1)～(3)：

【技术特征摘要】
2018.01.19 CN 20181005339301.一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法，空中受油机为固定翼无人机，控制目的是控制受油机携带的插头插入加油机携带的锥套，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、设定大气中各种变化的风场，将其矢量合成作用于固定翼无人机质心的风场，并分解为惯性系下的三轴风速度分量；步骤二、建立反映变化风场影响的受油机仿射非线性运动模型，包括地速回路、位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路，数学模型如公式(1)～(3)：其中，Vk为地速，V0表示初始地速；X1、X2、X3、X4分别为位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的状态向量；xb,yb,zb为受油机质心位置；γ,χ分别为受油机航迹倾角和航迹偏航角；α,β分别为受油机迎角和侧滑角，μ为受油机航迹滚转角，p,q,r分别为滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；υ为设置的中间向量，包括两个中间变量υ1,υ2；Uact为舵偏向量，δa,δe,δr分别为副翼舵、升降舵和方向舵偏角；表示地速回路的总和扰动，表示地速回路的输入矩阵，δT为油门开度；F1、F2、F3、F4分别表示位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的总和扰动；B1、B2、B3、B4分别表示位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的输入矩阵；Q为动压；其中，δT,Uact为实际控制变量，Fi(i＝1,2,3,4)是与虚拟控制量形式上线性无关的项；步骤三、将步骤二建立的受油机仿射非线性运动模型中的Fi(i＝1,2,3,4)作为干扰项，采用线性扩张状态观测器获得各干扰项的估计补偿值；步骤四、结合步骤三得到的干扰项估计补偿值，针对步骤二中受油机仿射非线性运动模型(2)-(3)，设计受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器，包括：步骤401、定义各回路指令及相应的跟踪误差，如下式：其中，u1,u2,u3分别为位置、航迹、姿态回路的虚拟控制量，由各个回路的自抗扰控制器产生；为期望的受油机质心位置指令；为期望的航迹、姿态、角速率回路的跟踪指令；为期望的地速；e1为受油机质心位置的跟踪误差，e2为航迹回路的跟踪误差，e3为姿态回路的跟踪误差，e4为角速率回路的跟踪误差，eVk为地速回路的跟踪误差；步骤402、在公式(2)建立的地速回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项的估计补偿值设计地速回路自抗扰控制器，如下所示；其中，表示地速回路自抗扰控制器的控制增益；步骤403、在公式(3)建立的受油机质心位置回路仿射非线性模型基础上，结合干扰项F1，设计位置回路自抗扰控制器，如下所示：其中，k1表示位置回路自抗扰控制器的控制增益；步骤404、在公式(3)建立的航迹回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F2的估计补偿值设计航迹回路自抗扰控制器，如下所示；其中，k2表示航迹回路自抗扰控制器的控制增益；步骤405、在公式(3)建立的姿态回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F3的估计补偿值设计姿态回路自抗扰控制器，如下所示；其中，k3表示姿态回路自抗扰控制器的控制增益；步骤406、在公式(3)建立的角速率回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F4的估计补偿值设计角速率回路自抗扰控制器，如下所示；其中，k4表示角速率回路自抗扰控制器的控制增益；上述公式(5)～(9)组成所述的受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器；步骤五、依据锥套当前时刻t0的运动状态计算在无气流扰动下，经过时间ΔT后在t＝t0+ΔT时刻锥套的预瞄位置分别锥套在时刻t0时位置和加速度；步骤六、依据插头当前时刻t0的运动状态计算在无气流扰动下，基于步骤二中受油机仿射非线性运动模型中的公式(2)和公式(3)，以恒定的控制量作为受油机控制输入，在经过时间ΔT后在t＝t0+ΔT时刻插头的位置是受油机插头在时刻t0时位置；分别为受油机在时刻t0时的位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的状态向量；为受油机在时刻t0时的地速；分别为受油机在时刻t0时副翼舵、升降舵和方向舵的偏角；为受油机在时刻t0时的油门开度；步骤七、设计自适应模糊逻辑预瞄控制器获取合适的预瞄步长；步骤八、设计基于直瞄或预瞄复合引导的受油机插头位置指令如下所示：其中，k为预瞄系数；步骤九、结合步骤八中直瞄或预瞄复合引导的受油插头位置指令和步骤四中设计的受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器，基于预瞄策略进行空中加油对接控制；在控制时，由期望的受油插头位置指令结合受油机当前姿态求解期望的受油机质心位置指令并选取作为受油机轨迹跟踪控制器的横向和垂向位置指令，并选取期望地速作为地速回路控制指令。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的步骤二中，总和扰动Fi(i＝1,2,3,4)和输入矩阵Bi(i＝1,2,3,4)分别为：其中，m是无人机质量，g为重力加速度；σ是发动机安装角；T,D,C,L分别为无人机的发动机推力、无人机的气动阻力、无人机的气动侧力和无人机的...

【专利技术属性】
技术研发人员：王宏伦，苏子康，李娜，刘一恒，姚鹏，
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