一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法技术

本发明专利技术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；本发明专利技术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。态的保持方面效果更优。态的保持方面效果更优。

【技术实现步骤摘要】
一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法


[0001]本专利技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。

技术实现思路

[0005]有鉴于现有技术的上述缺陷，本专利技术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。<br/>[0006]本专利技术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：
[0007]步骤1、建立受油机与加油机的相对运动模型；
[0008]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；
[0009]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；
[0010]所述第一种直接升力控制方案具体为：
[0011]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；
[0012]所述第二种直接升力控制方案具体为：
[0013]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。
[0014]进一步的，所述步骤1的具体过程为：
[0015]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；
[0016]步骤12、建立受油机与加油机的运动学方程，表达式为：
[0017][0018]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。
[0019]进一步的，所述步骤2的具体过程为：
[0020]步骤21、建立受油机与加油机之间的几何关系：
[0021]R
lon
＝L
1lon
/2sinη
lon
ꢀꢀ
(2)
[0022]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；
[0023][0024]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；
[0025]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：
[0026][0027]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；
[0028]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：
[0029][0030]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；
[0031]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：
[0032][0033]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。
[0034]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：
[0035]ma
h
＝-Tsinα-L+mg1ꢀꢀ
(7)
[0036]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，
[0037]g1的表达式为：
[0038]g1＝g(sinαsinθ+cosαcosφcosθ)
ꢀꢀ
(8)
[0039]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本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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；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。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...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁锁中，黄永康，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：