自动编队飞行控制

自动编队飞行控制

M. Pachter, J. J. D' Azzo, and J. L. Dargan

Air Force Institute of Technology, Wright-Patterson AFB, Ohio 45433 一、引言

本文将讨论编队飞行控制问题，研究自动控制双机飞行，从而使其在改变航向和变速操纵过程中保持初始队形。现在看一个典型的长机/僚机“菱形”编队。（如图1）

图1-固定翼飞机旋转参考坐标系

从操作角度，并根据目前人工操纵飞机编队飞行的实际情况来看，在自动编队飞行控制中定义领航/跟随的概念是有利的。这里设想从机，即僚机，装配有‘编队保持’的自动驾驶仪，从而能用‘编队保持’自动驾驶仪来控制僚机（W）。

模拟该机为一阶动态系统，假定相对于W的长机（L）的位置可由W得出，并研发了自动编队维护的僚机控制系统。以上提及的自动编队控制系统（FFCS）被称作编队保持自动驾驶仪，由此W能够在面对L的机动飞行中保持自己相对于长机（基站保持）的位置。此外，L可以在编队参数中，例如，L-W横向纵向分离（

x，r y）上命令增量（r x∆，r y∆）.这样促使编队保持自动驾驶仪控制W执r

行动作，从而影响被控增量。因此，从字面上看，L领导或者驱动了整个编队。

考虑由反馈得到的测量结果，W的编队位置x，y的扰动能够由W上配备的编队保持自动驾驶仪得出显得至关重要。航向误差和速度误差的附加信息，即长机-僚机航向和速度差距测量结果的可用性显著提高了编队保持自动驾驶仪的性能。

早期美国空军编队飞行控制系统的可行性研究进行与1965年，它论断FFCS 能够缓解飞行员在编队飞行中的繁重压力，对编队飞行性能有极大提高。近日，Rohs已经着手FFCS的初步研究，他考虑了相似与不同飞机的菱形和雷尔编队。该工作基于Dargan等人的理论研究。在本文中，采用附着W瞬时位置的旋转参考坐标系。编队控制问题的模型是非线性动态系统，在第二三部分研究。该动态模型在初始稳定状态下线性化。一种耦合原则正在FFCS重开始使用，它能极大方便线性比例积分控制器的生成。FFCS的关键性耦合将在第四部分讨论，随之在第五部分分析x和y通道控制系统。基于分解的控制设计概念非常符合Porter和Bradshaw的模式（分解）观点的。最后，应用线性设备模型设计一个线性比例积分僚机控制器，即编队保持自动驾驶仪。第五部分的图2将阐述编队保持控制概念。编队保持自动驾驶仪的性能由长机控制的机动飞行仿真（如长机航向速度变化）来估计。此外，可以指示编队参数的变化及编队变化。第六部分给出了这些仿真结果，第七部分总结注释。

二、编队飞行控制建模

A.主要假设

在分析编队飞行控制问题时，默认假定编队中的每一架飞机自动驾驶仪是标准闭环系统。因此，飞机飞行是靠控制自动驾驶仪参考信号保持其各自的马赫数和路线。

B.飞行动力学

假定以下为两个分离的自动驾驶仪：（1）航向保持自动驾驶仪，在不影响飞

ψ；（2）马赫数保持自机空速时，它允许在航向ψ上存在微小的航向偏动指令c

∆。动驾驶仪，再不影响飞机高度时，它允许在速度V上存在微小的速度偏移量c V

这些分离假定隐含前提为第一架自动驾驶仪油门，操纵杆，副翼和方向舵控制协调，第二架自动驾驶仪操纵杆和油门控制协调。其次，航向动力学方程及随之而

来由L ，W 控制的速度响应是一阶的。最后，上述模型包含现实增强率非线性饱和。

（线性化）动力方程如下:

1

1

c

W

W

W W W

ψ

ψ

ψψψττ=-

+

(1)

11

c

W

W

W W W V

V

V V V ττ=-+

(2)

1

1

c

L

L

L L

L ψ

ψ

ψ

ψ

ψ

ττ=-+

(3)

11c L

V L

L L L V V V V ττ

=-+ (4) 方程（3）和（4）建立了长机L 的自动驾驶仪系统模型，方程（1）和（2）建立了僚机W 的自动驾驶仪系统模型.设想的编队飞行控制（如队形保持）自动驾驶仪要求有一个与编队紧密环绕的附加外环，该外环驱动以上提及的僚机W 的标准内环自动驾驶仪，后者由c

W

ψ和

c

W V 控制。最后，队形保持闭环系统由外

援输入（

c

L ψ

,

c

L V ∆）控制。

C.运动学

考虑平面情况，采用旋转参考坐标系，以W 的瞬时位置为原点，W 的瞬时速度矢量

W

V 为x 轴，y 轴指向W 的右舷翼。因此，L 相对W 的位置为（x,y ）。

这些可由图一阐明。不是一般性，选择编队的初始静态速度向量为惯性参考系的

X 轴，队形位于正北，使得航向扰动ψψ∆=。编队静态速度是n V

。

由图1所示，可得L-W 队形相对运动方程：

cos W W L e dx y V V dt

ψψ=-+ (5)

sin W L e dy x V dt

ψ

ψ=-+ (6) 航向角偏差为:

e L W

ψψψ=- (7)

将W 的旋转率表达式[方程（1）]带入运动方程（5）和（6）中，得：

cos c W

W

W W L e W dx y

y

V V dt ψψ

ψψψττ=-

-++

(8)

sin c W

W

W L e W dy x

x

V dt

ψ

ψ

ψψψττ=

+-

(9)

由此，方程（1—4）及（7-9）给出了FFCS 的动力学方程。注意，外援长机控制影响设备的所有状态，并由增强的动力系统（1—4）及（7-9）所描述。

三、线性化

将x,y 运动方程（8）和（9）线性化并方程（7），线性时不变FFCS 由方程（10），（11）以及（1—4）构成。

c

W

W

r

r

W W L W

y y x

V V ψ

ψ

ψψττ=--++

（10）

()c

W

W

r

r

n W n L W x x y

V V ψψψψψττ=-+-

（11）

这里，x,y 是扰动变量，例如r x x x -→，r y y y -→。相似的，

L n L L V V V V -=∆→，W n W W V V V V -=∆→。状态矢量为(,,,,,)W W L L x y V V ψψ。同样，在FFCS 中，控制矢量是(,)c

c

W W V ψ，意识到这一点很重要。此外，L 控制量

(,)c

c L L V ψ

是FFCS （10），（11）以及（1—4）的附加外援输入，并考虑干扰信号

对系统刺激，队形保持自动驾驶仪的任务是让飞机正常飞行，例如，排除这种干扰。

四、解耦

FFCS 的六维状态矢量被重新分解区分如下：

,,W L

x V V 和

,,W L

y ψψ

。因此，

一下两个动力系统，均为三维并被称为x 通道和y 通道，各自被包含在以下式子中：