无人机自动空中加油飞行控制技术

图 4 空中加油系统控制框图
3 受油机自动加油策略
由于受油机飞行轨迹相对于加油机机体轴系固定，受油 机接近加油机直至完成加油后离开加油机，飞行安全至关重 要，所以对于空中加油任务必须预先规划航迹，制定相应的 加油策略。按照加/受油机相对位置，加油航迹可分为两种， 之字形加油（变高度）和等高度加油。
3.1 之字形加油策略
从图 7 中还可看出，底层控制律设计以姿态角回路为基 础，在此基础上进行轨迹控制律设计，有些飞行阶段如对接
段和加油段，既包括轨迹控制也包括姿态控制，多模态的特
点也体现于此。
根据加/受油机相对位置关系进行控制律的切换，从而 实现空中加油全过程自动飞行控制。切换过程中保持平滑过
渡，以减小对受油机的扰动。以下为各回路控制律。
与之字形加油方式相比，等高度加油控制方式较简单， 易于实现，特别是对于受油机为无人机的情况较为有利，大 型有人加油机在指定区域盘旋，受油无人机按预先规划的等 高度航线完成加油任务。
4 受油机多模态控制律
按照空中加油控制策略，针对每一阶段不同的任务需求 和控制特点设计不同的飞行控制律。飞行控制律与控制策略 的逻辑关系如图 7 所示，其中接近段采用高度、速度和侧向 偏离控制与稳定飞行控制律，此阶段受油机从远处接近加油 机；对接段采用高度、定直侧滑和前向偏离控制与稳定飞行 控制律，此外还包括俯仰角的控制与稳定，此阶段要完成受 油机受油管与加油机加油嘴的对接，轨迹与姿态都需要精确 控制；加油段采用与对接段相同的飞行控制律，此阶段受油 机需要准确保持与加油机的相对姿态与位置；脱离段采用高 度、侧向偏离、前向偏离和速度控制与稳定飞行控制律，此 阶段受油机完成加油，从加油机后方安全脱离。
收稿日期：2009-06-18
修回日期：2009-08-24
基金项目：预研基金项目
作者简介：李大伟(1979-), 男, 山东武城, 硕士, 工程师, 研究方向为无
人机飞行控制；王宏伦(1970-), 男, 陕西蓝田, 博士, 研究员, 博导, 研
究方向为无人机飞行控制。
采 用 了 基 于 粒 子 群 算 法 的 PID 整 定 方 法 。 最 后 利 用 Matlab/Simulink 搭建仿真平台对空中加油阶段受油机多模 态控制律进行仿真验证。
日益增长，为了增加航时而不返回基地加油，亟需开展无人机自动空中加油技术的研究，根据空中
加油的特点，深入研究了空中加油自动飞行控制系统方案，提出了受油机分阶段姿态和位置控制
策略，设计了满足自动空中加油控制要求、面向工程的多模态、高精度、高抗扰飞行控制律，并
用粒子群算法进行了参数优化。此外利用 Matlab/Simulink 搭建仿真平台对空中加油阶段受油机扰
LI Da-wei, WANG Hong-lun
(Research Institute of Unmanned Aerial Vehicle, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191, China)
Abstract：Unmanned Air Vehicles are playing an important role in today’s wars. They can locate time critical targets and report enemy’s positions to their base comannders. One way to improve the effectiveness of unmanned aerial vehicles (UAVs) is to add the ability of aerial refueling. This would extend the range of the UAV, lengthen the endurance, and increase the payload capacity of the UAV. This paper describes the automated aerial refueling control system according to different refueling phrases. A flight control law with multi modes, high precision and high anti-interference ability was designed and the particle swarm optimization(PSO) was used to refine their parameters. Computer simulations of the receiver/ wake vortex encounters in aerial refueling is built by Matlab/Simulink. The results show that our flight control system can meet the requirement of automated aerial refueling, and the ability of UAV’s anti-interference is strong. Key words：UAV; automated aerial refueling; flight control; particle swarm optimization(PSO)
第 22 卷增刊 1 2010 年 2 月
系 统 仿 真 学 报© Journal of SysteBaidu Nhomakorabea Simulation
Vol. 22 Suppl. 1 Feb., 2010
无人机自动空中加油飞行控制技术
李大伟, 王宏伦
（北京航空航天大学 无人驾驶飞行器设计研究所，北京 100191）
摘 要：无人机在现代战争中扮演重要角色，广泛用于侦察、监视战区环境等任务，留空时间需求
经过多年的研究，国内在人工操纵的空中加油理论研究 和工程应用方面都取得了很大的成就，技术也日趋成熟。但 在自动空中加油飞行控制技术方面的研究还比较少[7]，亟需 开展深入研究。
本文将针对无人机空中加油自动飞行控制系统方案展 开研究，给出空中加油自动飞行控制策略并设计面向工程的 多模态、高精度、高抗扰自动飞行控制律，在控制律设计中
之字形加油示意图如图 5 所示。加油机和受油机各自按 不同的航迹飞行，在接到加油指令后，加/受油机同时飞往 指定待加油区域，若加/受油机没有同时到达待加油区域， 先到者可在事先规划的椭圆形航线内盘旋等待。待加油区域 距加油初始点约 90km。当加/受油机都到达待加油区域后， 受油机在加油机上方约 300m 高度处，之后加/受油机同时飞 往加油初始点，受油机下降高度至加油机上方 150m，并减 速至加油机后方 1800m 处。在加油初始点处，受油机与加 油机建立视觉联络，受油机进一步降低高度至加油机下方 300m 处，而后对接开始，受油机逐渐接近加油机，加油对 接完成后，加油开始。
图 6 空中加油飞行示意图
加油机在指定区域盘旋等待，受油机从远处接近加油区 域，此阶段为接近段；而后加油机转出盘旋状态，保持水平 定速直线飞行，此时受油机缓慢接近，此阶段为对接段；当 受油机受油嘴与加油机加油管完成对接后，加油开始，两机 保持相对位置，并水平定速直线飞行，此阶段为加油段；加 油结束后，受油机与加油机脱离，从加油机右舷外侧离开， 加油机则继续沿大航线盘旋，此阶段为脱离段。
空中加油阶段，受油机完全处于前方加油机尾涡的影响 区域内。加油机尾涡造成的复杂流场会使受油机出现抖动、 下沉、飞行姿态剧烈变化等现象[6]，这极大增加了加油管和 受油嘴对接难度，并严重威胁飞行安全。为实现安全、可靠 的自动空中加油，迫切需要设计面向工程的多模态、高精度、 高抗扰自动飞行控制律和控制策略。
引 言1
空中加油技术是增大飞机作战半径、提高载弹量、解决 起飞重量与飞行性能矛盾的重要手段，历来受到航空发达国 家的高度重视。自上世纪五十年代首次提出空中加油以来， 人工操纵的空中加油技术已比较成熟，但人工操纵的空中加 油技术效率较低、对飞行员的驾驶技术要求很高，易受驾驶 员心理、生理以及技术战术状态的影响，迫切需要开展自动 空中加油技术的研究。
图 1 为实拍的 B767-300 后方尾涡，从图中可看出，机 翼后缘脱出的尾涡向后发展，影响范围很广。此外尾涡也会 受到大气中风的影响，如在侧风的作用下，飞机翼尖尾涡向 横侧向漂移，如图 2 所示。
红外/光电视觉系统起到了相对信息解算的功能。 此外，加油机对受油机的尾流扰动与两者相对位置关系
密切相关。
从方案中还可看出，由于导航精度限制，在对接过程中，
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图 5 之字形加油示意图
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系统仿真学报
Vol. 22 Suppl. 1 Feb., 2010
3.2 等高度加油策略
等高度加油示意图如图 6 所示，图中常规布局的飞机代 表加油机，飞翼布局的飞机代表受油机。
伴随无人机技术的飞速发展，自动空中加油的需求更加 迫切。长航时无人机进行一次空中加油，其续航时间能增加 80%以上，这也为携带更多任务载荷提供了可能；无人作战 飞机(UCAV)进行一次空中加油，航时可提高 30%~40%，从 而为解决燃油与武器装载之间的矛盾提供了有效途径，自动 空中加油已成为 UCAV 的必备能力之一。
为此国外相继开展了自动空中加油技术的研究工作[1,2] 在飞行控制系统设计中应用了大量现代控制理论方法，如极
点配置法[3]，线性二次型 LQR (Linear Quadratic Regulator) 方法[4]，QFT（Quantitative Feedback Theory）方法[5]，虽然 这些设计方法在仿真结果上都能较好地满足自动空中加油 的控制需求，但由于控制模型的不确定性等因素，工程实现 起来具有一定难度。
图 1 B767-300 后方尾涡照片
图 2 尾涡横侧向漂移示意
尾涡有其特定的生命周期，其变化周期可分为四个阶段 [8]，一为产生阶段；二为稳定阶段，尾涡的速度分布和形态 接近于常量；三为减弱阶段，摩擦效应将逐步减弱切向速度， 核心涡的直径会越来越大；四为消散阶段，全部能量在摩擦 中被消耗掉。整个过程中由于尾涡间的相互作用，尾涡会以 一定的速度下降。加油机机翼尾涡生命周期如图 3 所示。
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李大伟, 等：无人机自动空中加油飞行控制技术
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1 加油机尾涡流场分析
飞机在飞行过程中，其周围的空气受到强烈扰动，在飞 机尾后形成复杂的流场，这就是通常所说的尾流，尾流也是 一种湍流。当受油机进入前方加油机的尾流区时，会出现机 体抖动，发动机喘振等现象。尾流由发动机滑流、附面层紊 流和机翼尾涡三部分组成。在尾流中，发动机滑流和附面层 紊流只在很近的距离内对受油机有干扰影响，实际飞行中加 /受油机的距离基本在二者的作用范围之外，所以对受油机 影响最大的是加油机机翼尾涡进行。
图 3 加油机机翼尾涡生命周期空间分布示意图
2 空中加油自动飞行控制系统方案
根据空中加油的特点，深入研究了空中加油自动飞行控 制系统方案，如图 4 所示。该方案以多模态飞行控制律为核 心，加/受油机各自的组合导航系统利用相对信息解算方法 得到相对位置关系，根据不同的相对位置关系采取不同的控 制策略，同时考虑加油机尾流扰动、风扰动和重量重心变化 对受油机的影响。
动运动进行了仿真验证。仿真结果表明，该多模态控制律可以满足自动空中加油的任务要求，控制
精度较高，受油机的抗干扰能力较强。
关键词：无人机；自动空中加油；飞行控制；粒子群算法
中图分类号：TP391.9
文献标识码：A
文章编号：1004-731X (2010) S1-0126-05
UAV Flight control in automated aerial refueling