基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术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。

Aircraft automatic landing control method based on direct force control

The invention discloses an aircraft automatic landing control method based on direct force control. The method includes: step 1, balancing and linearizing the aircraft's non-linear model and decoupling the lateral and longitudinal channels; step 2, determining the glide angle, and designing the guidance laws of the lateral and longitudinal channels; in which the landing process of the longitudinal channel is divided into three stages: the flat flight stage, the transition stage and the guidance stage; step 3, designing the longitudinal control law and the horizontal channel respectively. The design of longitudinal control law includes the design of elevator passage, throttle passage, flaps passage and the moment decoupling of direct force control for elevator; the design of lateral control law includes the design of aileron passage and rudder passage. The airplane landing control can be carried out under the condition of deck motion, so that the airplane landing safely according to the predetermined flight trajectory.

【技术实现步骤摘要】
基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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＝[φθψuvwXYZPQROil]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＝[DEDADRDFDT]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＝[ΔθΔuΔwΔQ]，Δxlat为横侧向状态偏量，Δxlat＝[ΔvΔPΔRΔφ]，Δulon为纵向输入偏量，Δulon＝[ΔDEΔDFΔDT]，Δulat为横侧向输入偏量，Δulat＝[ΔDAΔDR]，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。根据相同的专利技术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，本专利技术技术方案具有以下有益效果：本专利技术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是本专利技术所设计的飞机自动着舰轨迹示意图；图2是本专利技术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是本专利技术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，本专利技术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，本专利技术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＝[ΔθΔuΔwΔQ]，Δxlat＝[ΔvΔPΔRΔφ]，Δulon＝[ΔDEΔDFΔDT]，Δulat＝[ΔDAΔDR]。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。飞机着本文档来自技高网...

【技术保护点】
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；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。

【技术特征摘要】
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；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。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.如权利要求1所述方法，其特征在于，所述步骤1具体如下：设置状态量x＝[φθψuvwXYZPQROil]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＝[DEDADRDFDT]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...

【专利技术属性】
技术研发人员：甄子洋，朱玉莲，姜斌，薛艺璇，余朝军，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32