抑制尾流扰动的舰载机纵向自动着舰预测控制

Aircraft Longitudinal Automatic Landing MPC with Rejecting Air Wake
WANG Li-peng， WANG L i-hui， ZHANG Zhi， ZHU Qi-dan
(College of Automation, Harbin Engineering University, Harbin Heilongjiang 150001 , China)
国内外学者对舰尾流已开展多年的深人研究，文 献 [2 ] 采 用 基 于 模 型 参 考 模 糊 自 适 应 方 法 抑 制 舰 尾 流 ，但 该 方 法 中 P D 参数由模糊控制计算求得，并 不 能 实 现 最 优 化 效 果 。文 献 [3]采用非线性动态逆方法补偿舰尾流作用，但该方法要
基 金 项 目 ：国 家 自 然 科 学 基 金 （61603110);国 家 自 然 科 学 基 金 (61803116);中 央 高 校 基 本 科 研 业 务 费 专 项 资 金 ( HEUCF160409)
收稿日期:2017-丨2-15修回日期:2017-12-29
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求 系 统 参 数 必 须 的 精 确 的 ，无 法 处 理 着 舰 过 程 尾 流 导 致 的 随 机 状 态 扰 动 问 题 ;文 献 [ 4 ] 分 析 了 抑 制 有 界 扰 动 相 关 理 论 ，该 文献未考虑扰动矩阵不可逆情况。文 献 [5]将横纵向控制回 路 分开讨论，纵 向 采 用 全 信 息 预 见 控 制 消 除 纵 向 偏 差 ，横侧 向 采 用 P ID 算法消除扰流导致的侧偏距，预见控制的思想较 为新颖。文献 [6 ]采用模糊控制和积分滑模控制解决尾流导 致的滑模抖振问题。文 献 [7]采 用 积 分 反 步 滑 模 法 ，将舰尾 流扰动转化为滑模控制中的膨胀和抖振问题,该思路较具创 新 性 。文 献 [8 ]研 究 了 将 横 向 位 置 变 化 率 作 为 反 馈 信 号 ，并 与轨迹控制器输出的控制信号,共同作为横侧向飞控系统的 信号输人，该方法具有实用性。文 献 [9]利用遗传算法寻优 方 式 ，兼 顾时域和频域安全边界条件,获得自动控制最佳参 数 以 抑 制 尾 流 ，较 为 实 用 。
第36卷 第 3 期 文章编号:1〇〇6-9348(2019)03-0050-06
计算机仿真
2019年 3 月
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
抑制尾流扰动的舰载机纵向自动着舰预测控制
王立鹏，王立辉，张 智 ，朱齐丹
(哈尔滨工程大学自动化学院，黑 龙 江 哈 尔 滨 150001)
摘要:针对舰载机着舰过程中舰尾流扰动引发的航迹跟踪精度下降问题，设 计 了 有 效 抑 制 舰尾流的纵向自动着舰引导律。 以 F/ A- 1 8 舰载机为研究对象，根据其气动参数建立含扰动变量的非线性着舰模型，建立着舰平衡点处的线性小扰动模型， 对 模 型 的 系 统 及 扰 动 矩 阵 扩 展 化 处 理 ，采 用 正 不 变 集 和 二 次 有 界 系 统 的 相 关 理 论 ，阐 述 抑 制 舰 尾 流 扰 动 理 论 和 算 法 的 实 现 过 程 ，推导相应的线性矩阵不等式，得出有效抑制有界扰动的自动着舰预测控制算法。将自动着舰引导律作用于半物理仿 真 平 台 的 非 线 性 着 舰 模 型 上 ，验 证 了 抑 制 扰 流 和 自 动 着 舰 有 效 性 。 关键词：舰载机;舰尾流；自动着舰;二次有界;正不变集 中图分类号:V271.4 文献标识码： B
i 引言
舰 尾 流 对 舰 载 机 的 着 舰 过 程 影 响 剧 烈 ，舰 尾 流 中 稳 态 分 量能够造成舰载机着舰挂索时出现约2m 的高度偏差和约 35m 的 水 平 偏 差 ，这可能进一步导致舰载机落点靠前或靠 后 ，甚至可能导致撞击舰尾或无法钩索的严重问题。因此在 设 计 舰 载 机 纵 向 自 动 着 舰 引 导 律 过 程 中 ，需 重 点 考 虑 有 效 抑 制舰尾流的方法和措施。
A B S T R A C T ：Regarding the accuracy decrease of trajectory tracking caused by air wake in the carrier landing, a lon­ gitudinal automatic landing guidance law rejecting air wake is proposed. The F/ A -18 carrier-based aircraft is chosen as the researched object in this paper, and the nonlinear landing model including disturbance variable is established according to aerodynamic parameter of the F/ A -18. The linear perturbation model is built in landing balance point, and the system and perturbation matrices are enlarged. The theories of positively invariant set and quadratic bounded­ ness are adopted so that the theoretical derivation and implementation process of rejecting air wake disturbance is dis­ cussed. The linear matrix inequalities ( LMIs) are employed. An automatic landing model predictive control ( MPC) effectively rejecting air wake is acquired. The automatic landing guidance law is utilized on a semi-physical simulator with nonlinear landing model to verify the effectiveness of rejecting air wake and automatic landing. K E Y W O R D S ：Carrier-based aircraft；Air wake；Automatic landing；Quadratic boundedness；Positively invariant set