艦載機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制研究進(jìn)展

甄子洋， 王新華， 江駒， 楊一棟

南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院， 南京 210016

艦載機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制研究進(jìn)展

甄子洋*， 王新華， 江駒， 楊一棟

南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院， 南京 210016

艦載機(jī)自動(dòng)著艦是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程。本文概述與總結(jié)了艦載機(jī)自動(dòng)著艦系統(tǒng)及著艦引導(dǎo)與控制關(guān)鍵技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀；闡述了自動(dòng)著艦系統(tǒng)的發(fā)展歷程、設(shè)計(jì)規(guī)范，詳細(xì)描述了自動(dòng)著艦系統(tǒng)的基本架構(gòu)和工作原理。在總結(jié)艦載機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制關(guān)鍵問題的基礎(chǔ)上，詳細(xì)概述和分析了艦載機(jī)數(shù)學(xué)建模、著艦引導(dǎo)、著艦飛行控制、動(dòng)力補(bǔ)償/自動(dòng)油門控制、甲板運(yùn)動(dòng)建模、預(yù)估和補(bǔ)償控制、艦尾氣流建模與抑制、雷達(dá)噪聲抑制與誤差標(biāo)校、復(fù)飛/逃逸決策與控制等關(guān)鍵技術(shù)的研究進(jìn)展。最后，對(duì)艦載機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制的研究成果作了總結(jié)，并對(duì)未來發(fā)展方向進(jìn)行了展望。本文旨在促進(jìn)艦載機(jī)自動(dòng)著艦技術(shù)的發(fā)展。

艦載機(jī)； 自動(dòng)著艦系統(tǒng)； 引導(dǎo)； 飛行控制； 航母

航母(Aircraft Carrier)是衡量國(guó)家綜合實(shí)力的象征之一。20世紀(jì)90年代以來的幾次世界局部戰(zhàn)爭(zhēng)都表明，航母在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中發(fā)揮了極其重要的作用。以航母或特殊艦船為起落基地的飛機(jī)稱為艦載機(jī)(Carrier-Based Aircraft)。航母能夠搭載數(shù)十至上百架不同機(jī)種的艦載機(jī)，它們與航母形成航母航空聯(lián)隊(duì)，具有寬廣的作戰(zhàn)使命和很強(qiáng)的攻擊和生存能力，能夠?qū)嵤┻h(yuǎn)距離攻擊、制空制海、對(duì)陸對(duì)海打擊以及反潛作戰(zhàn)等重要任務(wù)。艦載機(jī)包括有人駕駛和無人駕駛艦載機(jī)，也包括固定翼和旋翼艦載機(jī)，本文中的艦載機(jī)特指有人駕駛固定翼艦載機(jī)，這也是當(dāng)前應(yīng)用最多的一種。當(dāng)然，文中所述的自動(dòng)著艦系統(tǒng)(Automatic Carrier Landing System,ACLS)也可應(yīng)用于艦載無人機(jī)。

自1911年1月18日，美國(guó)飛行員Eugene Ely駕駛飛機(jī)在美國(guó)“賓夕法尼亞”號(hào)(USS Pennsylvania)巡洋艦上進(jìn)行了首次降落，艦載機(jī)的發(fā)展已走過了百年歷史，大致經(jīng)歷了螺旋槳艦載機(jī)、噴氣式艦載機(jī)(如美國(guó)F-8戰(zhàn)斗機(jī))、綜合艦載機(jī)群(如美國(guó)F-14A、F/A-18艦載機(jī))以及常規(guī)艦載機(jī)與垂直/短矩起降艦載機(jī)(如美國(guó)V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī))并存等發(fā)展階段。初期，由于人工著艦事故率比陸基飛機(jī)約高3～6倍，而著艦失敗率又占總失誤率的85%，其中黑夜又比白天大2倍；而現(xiàn)代作戰(zhàn)多在夜間行動(dòng)，時(shí)段限制和不利氣象往往是作戰(zhàn)的最佳時(shí)機(jī)。因此，現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中要求艦載機(jī)具有全天候作戰(zhàn)能力。為此，美國(guó)海軍在20世紀(jì)70年代開發(fā)了全天候著艦引導(dǎo)系統(tǒng)(All Wether Carrier Landing System，AWCLS)，它是一種以自動(dòng)著艦為主要模態(tài)的組合引導(dǎo)系統(tǒng)。AWCLS系統(tǒng)一般由3種工作模態(tài)組成：全自動(dòng)模態(tài)、聯(lián)合半自動(dòng)模態(tài)和艦面控制進(jìn)場(chǎng)模態(tài)。ACLS系統(tǒng)是AWCLS系統(tǒng)的必要組成部分，它能夠在無飛行員操縱情況下進(jìn)行著艦，從而減輕飛行員工作負(fù)擔(dān)，提高著艦安全和作戰(zhàn)效能[1]。然而，現(xiàn)役艦載機(jī)和ACLS系統(tǒng)的相關(guān)文獻(xiàn)資料相當(dāng)匱乏。

中國(guó)作為海洋大國(guó)，正向海洋強(qiáng)國(guó)邁進(jìn)。中國(guó)海軍肩負(fù)著保衛(wèi)領(lǐng)土、領(lǐng)海和巨大海洋資源的神圣使命。2011年8月，中國(guó)海軍通過改裝前蘇聯(lián)“瓦良格”號(hào)航母，使中國(guó)成為第十個(gè)擁有航母的國(guó)家。2012年9月，中國(guó)首艘可以搭載固定翼飛機(jī)的航母——“遼寧艦”加入中國(guó)海軍序列。2012年10月，殲15艦載戰(zhàn)斗機(jī)在遼寧艦上成功實(shí)現(xiàn)觸艦復(fù)飛。2012年11月，殲15艦載戰(zhàn)斗機(jī)在“遼寧艦”上首次成功完成起飛與著艦。隨著中國(guó)艦載機(jī)人工著艦的成功試驗(yàn)，自動(dòng)著艦系統(tǒng)的研制迫在眉睫，尤其自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制技術(shù)亟待得到深入研究和攻克。自“八五”計(jì)劃開始，海軍航空工程學(xué)院、南京航空航天大學(xué)、哈爾濱工程大學(xué)、北京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)等科研高校和院所就已開展了艦載機(jī)技術(shù)研究。尤其是南京航空航天大學(xué)飛行控制實(shí)驗(yàn)室研究團(tuán)隊(duì)在艦載機(jī)引導(dǎo)與控制技術(shù)領(lǐng)域的研究已逾20年，研究成果曾獲得國(guó)防科學(xué)技術(shù)獎(jiǎng)，在國(guó)內(nèi)率先出版了十余部相關(guān)著作，承擔(dān)了中國(guó)首批艦載機(jī)飛行員的理論培訓(xùn)任務(wù)，為中國(guó)相關(guān)科研人員和工程技術(shù)人員提供了強(qiáng)有力的技術(shù)參考[2-9]。

本文通過總結(jié)數(shù)十年來艦載機(jī)自動(dòng)著艦技術(shù)的發(fā)展歷程，分析艦載機(jī)著艦引導(dǎo)與控制關(guān)鍵技術(shù)，在總結(jié)現(xiàn)有研究成果的基礎(chǔ)上，展望未來發(fā)展趨勢(shì)，從而為中國(guó)航母和艦載機(jī)事業(yè)貢獻(xiàn)力量。本文內(nèi)容如下：① 概述自動(dòng)著艦系統(tǒng)的發(fā)展歷史、設(shè)計(jì)規(guī)范和工作原理；② 分析自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制的關(guān)鍵問題；③ 詳細(xì)概述引導(dǎo)與控制關(guān)鍵技術(shù)的研究現(xiàn)狀；④ 總結(jié)并展望了研究工作。

1 自動(dòng)著艦系統(tǒng)概述

1.1 著艦系統(tǒng)發(fā)展歷程

艦載機(jī)著艦系統(tǒng)從最初的人工著艦方式，先后發(fā)展了鏡面光學(xué)助降系統(tǒng)(Mirror Optical Landing System，MOLS)、菲涅爾透鏡光學(xué)助降系統(tǒng)(Fresnel Lens Optical Landing System，F(xiàn)LOLS)、全天候電子助降系統(tǒng)(即雷達(dá)引導(dǎo)系統(tǒng))和導(dǎo)航衛(wèi)星助降系統(tǒng)。美國(guó)海軍一直在進(jìn)行航母適配性試驗(yàn)，并開發(fā)未來著艦系統(tǒng)，包括改進(jìn)菲涅爾透鏡著陸系統(tǒng)(Improved Fresnel Lens Optical Landing System，IFLOLS)、遠(yuǎn)距離布陣系統(tǒng)(Long-Range Lineup System，LRLS)和“艾科爾斯”改進(jìn)型光學(xué)助降系統(tǒng)(Improved Carrier Optical Landing System，ICOLS)等。

1965年，美國(guó)海軍成功研制了第一代自動(dòng)著艦系統(tǒng)(AN/SPN-10，隨后改進(jìn)為AN/SPN-42)。20世紀(jì)70年代，美國(guó)發(fā)展了儀表/微波著艦系統(tǒng)(AN/SPN-41)[10-11]。然而，早期的ACLS系統(tǒng)僅能輔助人工著艦系統(tǒng)，在著艦最后階段仍然需要采用光學(xué)助降系統(tǒng)與ACLS系統(tǒng)共同引導(dǎo)并由艦載機(jī)飛行員主控的方式進(jìn)場(chǎng)著艦。20世紀(jì)80年代初，美國(guó)率先實(shí)現(xiàn)了真正意義上的全自動(dòng)著艦。1984年6月，ACLS系統(tǒng)AN/SPN-42的改進(jìn)型AN/SPN-46系統(tǒng)在F/A-18A艦載機(jī)上通過了相關(guān)認(rèn)證，正式裝備美國(guó)海軍。對(duì)F/A-18E/F艦載機(jī)AN/SPN-46(V) ACLS系統(tǒng)的測(cè)試結(jié)果表明，AN/SPN-46(V) ACLS系統(tǒng)能夠在模式I下實(shí)現(xiàn)完全自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)著陸[12]。進(jìn)入20世紀(jì)90年代后，全球定位系統(tǒng)(GPS)可進(jìn)一步提高自動(dòng)著艦系統(tǒng)的精度，并逐漸取代跟蹤雷達(dá)；由此定義了新的自動(dòng)著艦需求：快速部署、惡劣天氣、不利地形、晝夜、高存活、可移動(dòng)的精確進(jìn)場(chǎng)和著陸[13]。針對(duì)該需求，美國(guó)國(guó)防部于1996年5月正式提出聯(lián)合精密進(jìn)近著陸系統(tǒng)(Joint Precision Approach and Landing System，JPALS)研究計(jì)劃，利用差分GPS系統(tǒng)引導(dǎo)著艦[14]。2001年4月，F(xiàn)/A-18A飛機(jī)進(jìn)行了差分GPS引導(dǎo)的著艦測(cè)驗(yàn)，從導(dǎo)航傳感器誤差、飛行控制誤差和系統(tǒng)誤差數(shù)據(jù)中驗(yàn)證了JPALS系統(tǒng)在艦載機(jī)著艦引導(dǎo)中的可行性[15-16]。

此外，由于雷達(dá)引導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)備龐雜，易受電磁干擾，利用光電探測(cè)進(jìn)行自主著陸/著艦已成為當(dāng)前的研究熱點(diǎn)[17-19]。隨著計(jì)算機(jī)視覺技術(shù)的興起，產(chǎn)生了一種有效的艦載機(jī)著艦引導(dǎo)新方法——視覺引導(dǎo)[20-21]。其原理是從圖像中獲取照相機(jī)和艦船的位姿關(guān)系，并在序列圖像中跟蹤艦船運(yùn)動(dòng)，具體步驟包括：圖像艦船目標(biāo)檢測(cè)、目標(biāo)匹配和位姿估計(jì)和目標(biāo)跟蹤等。但其缺陷在于：要求在圖像中確實(shí)存在艦船目標(biāo)，且視覺精度受能見度低和高等級(jí)海況環(huán)境影響，難以單獨(dú)使用。針對(duì)惡劣環(huán)境下的艦載機(jī)著艦引導(dǎo)問題，文獻(xiàn)[22]組合配置了前置紅外系統(tǒng)、慣性導(dǎo)航系統(tǒng)和無線電測(cè)高傳感器，應(yīng)用了牛頓迭代算法、Kalman濾波和小波變換技術(shù)實(shí)時(shí)估計(jì)飛機(jī)距離艦船跑道的位置、姿態(tài)、速度以及艦船甲板運(yùn)動(dòng)。

1.2 著艦?zāi)B(tài)與進(jìn)場(chǎng)著艦規(guī)范

全天候著艦?zāi)B(tài)包括I、IA、II、III 4種工作模態(tài)：① 模態(tài)I：ACLS系統(tǒng)引導(dǎo)，艦上精密跟蹤雷達(dá)截獲飛機(jī)后，可直接引導(dǎo)飛機(jī)實(shí)現(xiàn)全自動(dòng)著艦；② 模態(tài)IA：類似于模態(tài)I，不同之處是按模態(tài)I飛行至離艦約3/4 n mile時(shí)，降級(jí)為菲涅爾透鏡FLOLS人工目視著艦；③ 模態(tài)II：儀表著艦系統(tǒng)(Instrument Landing System，ILS)引導(dǎo)，在駕駛艙內(nèi)利用指針儀表或平顯儀的指示，即利用ACLS系統(tǒng)所提供的誤差信號(hào)，進(jìn)行手控著艦，將飛機(jī)引導(dǎo)至離艦約3/4 n mile處轉(zhuǎn)入FLOLS著艦；④ 模態(tài)III：艦上控制進(jìn)場(chǎng)系統(tǒng)(Carrier Controlled Approach，CCA)引導(dǎo)，飛行員通過艦上控制臺(tái)操作員的指令信息完成著艦任務(wù)。

上述模態(tài)之間的關(guān)系描述如下：

當(dāng)模態(tài)I正常工作時(shí)，模態(tài)II與模態(tài)III成為模態(tài)I工作時(shí)的監(jiān)控設(shè)備。當(dāng)駕駛員發(fā)現(xiàn)模態(tài)I工作時(shí)若飛機(jī)不在安全區(qū)內(nèi)，則接管飛機(jī)由模態(tài)II執(zhí)行半自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)。在模態(tài)II工作狀態(tài)下，若飛機(jī)超出安全區(qū)，則駕駛員接收到已工作在模態(tài)III的指令，并按模態(tài)III手控著艦。模態(tài)I與模態(tài)II可單獨(dú)工作；但當(dāng)AWCLS在零決策高度及零能見度條件下著艦時(shí)，兩系統(tǒng)同時(shí)工作。為了保證艦載機(jī)的安全著艦，著艦過程中的各工作模態(tài)間需要進(jìn)行實(shí)時(shí)轉(zhuǎn)換；并根據(jù)各個(gè)工作模態(tài)的安全區(qū)范圍，設(shè)計(jì)著艦?zāi)B(tài)轉(zhuǎn)換邏輯。為了抑制模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中出現(xiàn)的瞬態(tài)響應(yīng)，設(shè)計(jì)了艦載機(jī)著艦多模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)，確保模態(tài)間快速平滑轉(zhuǎn)換，進(jìn)而有效降低撞艦概率[23]。

20世紀(jì)50年代，美國(guó)海軍航空系統(tǒng)司令部采納了一系列設(shè)計(jì)規(guī)范，如進(jìn)場(chǎng)著艦規(guī)范(Carrier Approach Criteria,CAC)，并在聯(lián)合軍種規(guī)范指南(Joint Service Specification Guide，JSSG)中進(jìn)行了系統(tǒng)定義，這些定義適用于聯(lián)合打擊戰(zhàn)斗機(jī)計(jì)劃(Joint Strike Fighter，JSF)，也可應(yīng)用于JSF聯(lián)合模型規(guī)范(Joint Model Specification，JMS)[24]。Aircraft Recovery Bulletins系列期刊也發(fā)表了艦船回收飛行器的各種規(guī)范要求。

此外，美國(guó)海軍航空作戰(zhàn)中心飛機(jī)處(Naval Air Warfare Center Aircraft Division)的Rudowsky等[25]綜述了艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)著艦標(biāo)準(zhǔn)與規(guī)范，主要指標(biāo)包括著艦速度、飛行品質(zhì)、油門響應(yīng)、復(fù)飛和逃逸、下滑道轉(zhuǎn)移機(jī)動(dòng)等性能要求。完整著艦過程包括進(jìn)場(chǎng)下滑和著艦攔阻兩個(gè)階段。下滑段的安全準(zhǔn)則包括：變軌機(jī)動(dòng)、視野準(zhǔn)則、飛行品質(zhì)和油門響應(yīng)要求等；攔阻過程中對(duì)安全性影響最大的是著艦下沉速率和攔阻距離，這兩條準(zhǔn)則可作為攔阻段的參數(shù)適配依據(jù)。著艦參數(shù)的適配特性是影響艦載飛機(jī)著艦安全性的重要因素之一。著艦參數(shù)是指航母和艦載機(jī)預(yù)先設(shè)定的典型參數(shù)，包括著艦質(zhì)量、著艦速度、下滑角、攔阻索的最大攔阻力等。文獻(xiàn)[26]依據(jù)文獻(xiàn)[3]中的著艦安全準(zhǔn)則，建立了確定著艦參數(shù)適配包線的數(shù)學(xué)解析方法。著艦下沉速率的限制范圍為2～6 m/s，下滑角一般取3°～4°。在著艦性能評(píng)估方面，通常采用著艦軌跡跟蹤偏差的均方根體系；文獻(xiàn)[27]提出了基于二階性能模型的著艦性能評(píng)估方法。

值得一提的是，楊一棟等歸納總結(jié)了著艦環(huán)境及著艦誤差規(guī)范、自動(dòng)著艦飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)規(guī)范、自動(dòng)著艦制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)規(guī)范以及ACLS系統(tǒng)總體試驗(yàn)與驗(yàn)證規(guī)范，可作為ACLS系統(tǒng)工程設(shè)計(jì)應(yīng)遵循的準(zhǔn)則[4,28]。

1.3 自動(dòng)著艦系統(tǒng)基本架構(gòu)與工作原理

圖1 自動(dòng)著艦系統(tǒng)(ACLS)的基本架構(gòu)
Fig.1 Basic framework of automatic carrier landing system (ACLS)

ACLS系統(tǒng)一般由艦載子系統(tǒng)及機(jī)載子系統(tǒng)兩部分組成，基本結(jié)構(gòu)如圖1所示[3]。艦載子系統(tǒng)通常包括跟蹤雷達(dá)、穩(wěn)定平臺(tái)、高速通用計(jì)算機(jī)、顯示設(shè)備、數(shù)據(jù)鏈編碼/發(fā)射機(jī)、數(shù)據(jù)鏈監(jiān)控器和飛行軌跡記錄儀等。其中，跟蹤雷達(dá)用于測(cè)量機(jī)艦相對(duì)位置關(guān)系；高速通用計(jì)算機(jī)用于計(jì)算引導(dǎo)指令；陀螺穩(wěn)定平臺(tái)(含加速度計(jì))通過測(cè)量艦體運(yùn)動(dòng)，以消除艦船運(yùn)動(dòng)對(duì)著艦的擾動(dòng)。機(jī)載子系統(tǒng)通常包括數(shù)據(jù)鏈接收機(jī)、接收譯碼器、自動(dòng)駕駛儀耦合器、自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)(Automatic Flight Control System，AFCS)、自動(dòng)油門控制系統(tǒng)(Automatic Throttle Control System，ATCS)或自動(dòng)動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)(Automatic Power Compensation System，APCS)和雷達(dá)增強(qiáng)器等。

ACLS系統(tǒng)的工作原理描述如下：

1) 跟蹤雷達(dá)測(cè)量：雷達(dá)由航向和下滑天線向飛機(jī)著艦方向發(fā)射左右及上下掃描波束，測(cè)得以雷達(dá)天線為原點(diǎn)的球坐標(biāo)系中的飛機(jī)位置。

2) 數(shù)據(jù)穩(wěn)定處理：由引導(dǎo)計(jì)算機(jī)把雷達(dá)測(cè)得的飛機(jī)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換到由距離、高度和橫向位置組成的笛卡爾坐標(biāo)系，并將坐標(biāo)原點(diǎn)設(shè)置在理想著艦點(diǎn)位置。

3) 穩(wěn)定平臺(tái)測(cè)量：靠近雷達(dá)天線的穩(wěn)定平臺(tái)感受航母甲板運(yùn)動(dòng)，并將測(cè)得的航母甲板運(yùn)動(dòng)信息送入引導(dǎo)計(jì)算機(jī)。

4) 甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償：將飛機(jī)位置建立在穩(wěn)定水平坐標(biāo)系(慣性坐標(biāo)系)中，該坐標(biāo)系利用了艦體歐拉角，并消除了艦船甲板運(yùn)動(dòng)對(duì)慣性空間內(nèi)飛機(jī)位置測(cè)量的影響。

5) 飛機(jī)基準(zhǔn)軌跡生成：飛機(jī)是沿著基準(zhǔn)下滑軌跡著艦的，該軌跡是一條基于飛機(jī)重心或基于飛機(jī)尾鉤的理想下滑道。

6) 飛機(jī)軌跡誤差計(jì)算：縱向通道按照機(jī)艦相對(duì)距離及下滑角計(jì)算出高度指令信號(hào)，并與實(shí)際高度比較得到高度誤差信號(hào)；側(cè)向通道將測(cè)得的飛機(jī)橫向位置與航母甲板中心線位置進(jìn)行比較，得到橫向側(cè)偏信號(hào)。

7) 飛機(jī)導(dǎo)引律計(jì)算：根據(jù)軌跡導(dǎo)引動(dòng)特性要求并考慮抗甲板運(yùn)動(dòng)和抗雷達(dá)電子噪聲等因素，對(duì)軌跡誤差進(jìn)行濾波、限幅微分、積分等處理，按照導(dǎo)引律產(chǎn)生俯仰角和滾轉(zhuǎn)角控制指令，然后形成數(shù)據(jù)鏈發(fā)送至飛機(jī)，送入機(jī)載AFCS系統(tǒng)，引導(dǎo)飛機(jī)跟蹤下滑道。

8) 飛機(jī)動(dòng)力學(xué)信息測(cè)量：測(cè)量飛機(jī)的三軸姿態(tài)角及角速率、飛行速度、氣流角，并反饋給機(jī)載AFCS系統(tǒng)，用于飛行控制律計(jì)算。

9) 自動(dòng)飛行控制：AFCS系統(tǒng)控制飛機(jī)姿態(tài)和速度，使艦載機(jī)沿著預(yù)定下滑道進(jìn)場(chǎng)著艦，實(shí)現(xiàn)艦載機(jī)著艦飛行軌跡、姿態(tài)和速度的控制。

2 自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制關(guān)鍵問題

為了能夠?qū)崿F(xiàn)準(zhǔn)確安全著艦，需要解決的艦載機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制關(guān)鍵問題主要包括：

1) 艦載機(jī)數(shù)學(xué)建模問題

飛行器本身是具有非線性、多變量、強(qiáng)耦合等特性的復(fù)雜被控對(duì)象，著艦過程中還會(huì)受到甲板運(yùn)動(dòng)和艦尾氣流等環(huán)境因素的強(qiáng)干擾。復(fù)雜環(huán)境因素的干擾、飛行高度和狀態(tài)的改變以及建模誤差等因素共同構(gòu)成了艦載機(jī)系統(tǒng)的不確定因素；同時(shí)，飛行器氣動(dòng)舵面到航跡角通道一般具有非最小相位特性。因此，建立較精確的艦載機(jī)著艦狀態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，是分析艦載機(jī)著艦狀態(tài)自然特性以及設(shè)計(jì)控制律的前提。

2) 著艦引導(dǎo)問題

自動(dòng)著艦引導(dǎo)的關(guān)鍵問題包括：① 穩(wěn)定坐標(biāo)系建立，以消除艦船甲板運(yùn)動(dòng)對(duì)理想著艦點(diǎn)和基準(zhǔn)下滑軌跡的干擾；② 機(jī)艦位置測(cè)量與轉(zhuǎn)換，以獲取飛機(jī)運(yùn)動(dòng)信息以及與艦船的相對(duì)運(yùn)動(dòng)信息；③ 機(jī)艦協(xié)同指令計(jì)算，以確定初始下滑高度、下降速度、下滑航跡角和著艦時(shí)間等協(xié)同指令；④ 基準(zhǔn)下滑軌跡生成，以控制艦載機(jī)沿著下滑道完成著艦；⑤ 軌跡跟蹤誤差計(jì)算，以送入引導(dǎo)與控制系統(tǒng)來消除軌跡制導(dǎo)誤差。

3) 著艦飛行控制問題

艦載機(jī)要沿著基準(zhǔn)下滑軌跡飛行，還要對(duì)準(zhǔn)甲板中心線，這就要求ACLS系統(tǒng)具有較高的軌跡跟蹤控制能力。除了消除軌跡跟蹤誤差而進(jìn)行的飛行機(jī)動(dòng)之外，下滑過程中飛行姿態(tài)要求保持平穩(wěn)，飛行速度要求保持較低，即要解決低動(dòng)壓下的穩(wěn)定飛行控制問題。復(fù)雜環(huán)境干擾因素如艦尾氣流、甲板運(yùn)動(dòng)的存在，嚴(yán)重影響著艦載機(jī)的著艦性能，為此還要求自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)具有較強(qiáng)的魯棒性和抗干擾性。因此，艦載機(jī)自動(dòng)著艦控制問題實(shí)質(zhì)上是一種受擾非線性系統(tǒng)的穩(wěn)定控制與軌跡跟蹤控制問題。

4) 動(dòng)力補(bǔ)償/自動(dòng)油門控制問題

與普通飛機(jī)不同，艦載機(jī)著艦過程處在低動(dòng)壓狀態(tài)，具有靜不穩(wěn)定的反區(qū)特性，因此除了常規(guī)縱側(cè)向增穩(wěn)控制外，還需要增加動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)，以改善其飛行品質(zhì)。在低動(dòng)壓狀態(tài)下，飛機(jī)操縱性能變差，單獨(dú)依靠升降舵無法精確控制飛行軌跡，航跡角和速度之間的耦合變得更加強(qiáng)烈，飛機(jī)易處于不可控狀態(tài)；為了保持艦載機(jī)在進(jìn)場(chǎng)著艦段的低速穩(wěn)定，需要解決油門、氣動(dòng)舵面等多操縱機(jī)構(gòu)的協(xié)調(diào)控制問題。同時(shí)，由于允許的觸艦區(qū)域有限，對(duì)下滑和對(duì)中精度要求高，因此有必要通過特定的綜合飛行控制策略提高控制性能。

5) 甲板運(yùn)動(dòng)建模、預(yù)估與補(bǔ)償問題

由于海浪運(yùn)動(dòng)的影響，理想著艦點(diǎn)的位置會(huì)發(fā)生實(shí)時(shí)變化，特別是理想著艦點(diǎn)高度的變化，會(huì)大大增加艦載機(jī)的著艦難度，甚至影響飛機(jī)著艦的安全性。為防止艦載機(jī)撞艦風(fēng)險(xiǎn)，在著艦前最后12 s左右，要求艦載機(jī)與航母垂直運(yùn)動(dòng)的相位同步。由于ACLS系統(tǒng)在甲板運(yùn)動(dòng)的特征頻率內(nèi)存在無法避免的相位滯后現(xiàn)象，艦載機(jī)在著艦過程中對(duì)甲板運(yùn)動(dòng)的跟蹤會(huì)存在延遲，從而造成飛機(jī)著艦誤差。因此，需要解決六自由度甲板運(yùn)動(dòng)的建模、預(yù)估與補(bǔ)償問題。

6) 艦尾氣流建模與抑制問題

艦尾氣流是影響艦載機(jī)著艦安全和精度的主要干擾因素之一，甚至將接近艦尾的復(fù)雜氣流擾動(dòng)區(qū)稱為進(jìn)入“鬼門關(guān)”。艦尾氣流嚴(yán)重影響飛行員操縱品質(zhì)、負(fù)載以及飛機(jī)航跡角、下沉率等狀態(tài)，僅雄雞尾流分量就能使艦載機(jī)下沉近2 m，造成水平著艦誤差約為39 m。艦尾氣流產(chǎn)生的機(jī)理十分復(fù)雜，與海況、艦船航速和艦體噸位等因素密切相關(guān)。因此，有必要研究建立艦尾氣流的數(shù)學(xué)模型，并研究在ACLS系統(tǒng)中增加對(duì)艦尾流的抑制環(huán)節(jié)。

7) 雷達(dá)噪聲抑制與誤差標(biāo)校問題

著艦引導(dǎo)中實(shí)際使用的跟蹤雷達(dá)都是相控陣?yán)走_(dá)，具有明顯的測(cè)量噪聲，所以需要在引導(dǎo)計(jì)算中對(duì)雷達(dá)測(cè)量信息中的電子噪聲進(jìn)行濾波處理。由于著艦引導(dǎo)雷達(dá)的特殊工作環(huán)境，使航母運(yùn)動(dòng)、雷達(dá)接收機(jī)熱噪聲和不正確安裝帶來了測(cè)量誤差，為此需要對(duì)跟蹤雷達(dá)標(biāo)校數(shù)據(jù)進(jìn)行去噪。

8) 復(fù)飛/逃逸決策與控制問題

艦載機(jī)在著艦過程中，由于面對(duì)的是十分惡劣和復(fù)雜的著艦環(huán)境，同時(shí)受到各種干擾、飛行員技術(shù)失誤以及不可預(yù)估的故障影響，經(jīng)常會(huì)嚴(yán)重偏離理想下滑軌跡，并不能保證艦載機(jī)每一次都能順利完成著艦任務(wù)。艦載機(jī)在即將觸艦之前終止著艦而轉(zhuǎn)為其他航線的機(jī)動(dòng)飛行，稱之為復(fù)飛。如何保證復(fù)飛決策更加合理有效，對(duì)保證飛機(jī)安全至關(guān)重要。因此，需要設(shè)計(jì)復(fù)飛區(qū)和復(fù)飛準(zhǔn)則，開發(fā)復(fù)飛決策系統(tǒng)及流程，解決安全復(fù)飛控制問題。此外，艦載機(jī)觸艦后直接滑跑離艦的過程稱為逃逸，有必要研究解決甲板運(yùn)動(dòng)和艦艏?xì)饬饔绊懴碌陌踩右菘刂频葐栴}。

3 自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制關(guān)鍵技術(shù)研究現(xiàn)狀

3.1 艦載機(jī)數(shù)學(xué)建模

艦載機(jī)在著艦狀態(tài)下的動(dòng)力學(xué)模型，總體上可分為兩類：六自由度運(yùn)動(dòng)的非線性模型和小擾動(dòng)線性化模型。前者能全面描述艦載機(jī)的運(yùn)動(dòng)，是試飛前對(duì)飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行評(píng)定時(shí)必被采用的，但是運(yùn)動(dòng)方程的強(qiáng)耦合和非線性特點(diǎn)導(dǎo)致直接進(jìn)行非線性系統(tǒng)分析難以得出結(jié)論。相比之下，線性模型是非線性模型經(jīng)過小擾動(dòng)線性化后導(dǎo)出的，足以描述只圍繞標(biāo)稱狀態(tài)做小幅度機(jī)動(dòng)的著艦飛機(jī)對(duì)操縱輸入和外部流場(chǎng)作用的響應(yīng)特性；利用完備的線性系統(tǒng)理論分析手段，可有效研究艦載機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性，因此可將其作為AFCS系統(tǒng)的設(shè)計(jì)指南。美國(guó)海軍航空作戰(zhàn)中心飛機(jī)處等部門研究表明：在著艦控制系統(tǒng)的分析和完善階段，將能描述艦載機(jī)主要特點(diǎn)的線性擾動(dòng)模型作為地面物理仿真時(shí)使用的飛機(jī)數(shù)學(xué)模型是合適的[29-30]。

傳統(tǒng)上認(rèn)為大氣擾動(dòng)對(duì)著艦的主要影響是由擾流的垂直分量引起的，所以在艦載機(jī)模型線性化過程中只考慮擾流垂直分量的作用效果，將導(dǎo)致得出的線性模型中不含水平擾流項(xiàng)[31-32]。實(shí)際上，該簡(jiǎn)化方式是不合理的。通過定性理論分析得出，艦尾流水平分量對(duì)艦載機(jī)的飛行穩(wěn)定性也有顯著影響，因此需要將艦尾流在飛行平面內(nèi)的垂直和水平分量引起的附加氣動(dòng)力和力矩作為干擾項(xiàng)，引入到無風(fēng)情況下的線性模型，方可得到完整的艦載機(jī)縱向線性動(dòng)力學(xué)模型[33]。氣流擾動(dòng)是進(jìn)場(chǎng)著艦過程中的下滑軌跡跟蹤和著艦誤差的重要影響因素，傳統(tǒng)縱向線性模型難以精確模擬飛機(jī)在最后著艦過程的地速變化，為此夏桂華等提出了一種改進(jìn)線性化方法，以補(bǔ)償氣流縱橫向分量對(duì)空速和迎角的影響，并對(duì)下滑道上的誘導(dǎo)力進(jìn)行量化處理[34-35]。

系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù)的發(fā)展為艦載機(jī)這類非線性系統(tǒng)模型和參數(shù)的辨識(shí)提供了有效方法。美國(guó)NASA德萊頓飛行研究中心(NASA Dryden Flight Research Center)利用非線性自回歸滑動(dòng)平均(NARMAX)模型結(jié)構(gòu)檢測(cè)方法，基于F/A-18飛行數(shù)據(jù)，建立了氣動(dòng)彈性系統(tǒng)的非線性黑箱模型[36]。Barron Associates Inc.的Ward和Monaco針對(duì)F/A-18艦載機(jī)設(shè)計(jì)了一種在氣動(dòng)舵面失效情形下的重構(gòu)控制方法，通過系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù)在線辨識(shí)直接自適應(yīng)模型跟隨控制器所用到的閉環(huán)飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)[37]。Botez等基于美國(guó)NASA德萊頓飛行研究中心提供的飛行顫振實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，結(jié)合模糊邏輯和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法辨識(shí)了F/A-18艦載機(jī)的非線性模型，從而建立了結(jié)構(gòu)偏量和控制偏量之間的關(guān)系模型，使估計(jì)信號(hào)與實(shí)際信號(hào)之間的擬合度超過99%，反映了該方法在飛機(jī)模型辨識(shí)領(lǐng)域具有很好的應(yīng)用前景[38-39]。

正常著艦狀態(tài)下，飛機(jī)機(jī)翼處于水平位置，機(jī)頭對(duì)準(zhǔn)甲板中心線。在發(fā)生單發(fā)停車故障后，為保持力和力矩平衡，飛機(jī)難以正常姿態(tài)進(jìn)行著艦，而是可能會(huì)出現(xiàn)機(jī)翼傾斜、機(jī)頭不能完全對(duì)準(zhǔn)甲板中心線等情況。為了提高艦載機(jī)應(yīng)對(duì)各種故障的能力以保障飛行安全，除了采用余度技術(shù)外，行之有效的方法是重構(gòu)飛行控制，即飛行控制系統(tǒng)利用剩余的有效控制機(jī)構(gòu)補(bǔ)償故障或損傷對(duì)飛機(jī)造成的影響，保證飛機(jī)可以繼續(xù)安全地飛行[40]。此時(shí)，吳文海等建立的雙發(fā)艦載機(jī)單發(fā)停車故障狀態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，可為AFCS系統(tǒng)中故障重構(gòu)控制律的設(shè)計(jì)提供模型依據(jù)[41]。

袁東等以艦載機(jī)艦基起降階段為對(duì)象，利用多體動(dòng)力學(xué)建模方法，反映了“艦載機(jī)-起落架-航母”多運(yùn)動(dòng)物體之間的動(dòng)力學(xué)關(guān)系，可以模擬計(jì)算艦載機(jī)滑躍起飛和攔阻著艦過程，從而便于分析艦載機(jī)艦基起降的主要影響因素[42]。

楊一棟等建立了艦載機(jī)著艦狀態(tài)等效數(shù)學(xué)模型，并給出了國(guó)外已有典型艦載機(jī)的氣動(dòng)特性[28]。目前由于艦載機(jī)種類有限，且艦載機(jī)相關(guān)數(shù)據(jù)保密，想要建立完整而準(zhǔn)確的艦載機(jī)全量數(shù)學(xué)模型還主要有賴于艦載機(jī)數(shù)據(jù)的公開。

3.2 著艦引導(dǎo)

自動(dòng)著艦引導(dǎo)需要解決穩(wěn)定坐標(biāo)系建立、機(jī)艦位置測(cè)量與轉(zhuǎn)換、機(jī)艦協(xié)同指令計(jì)算、基準(zhǔn)下滑軌跡生成以及軌跡跟蹤誤差計(jì)算等關(guān)鍵問題。

1) 穩(wěn)定坐標(biāo)系建立：艦上的著艦引導(dǎo)裝置用于測(cè)量機(jī)艦相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系，但是測(cè)量坐標(biāo)系會(huì)隨著甲板運(yùn)動(dòng)而運(yùn)動(dòng)，使得艦載機(jī)空間位置的測(cè)量信息受到甲板運(yùn)動(dòng)干擾。建立數(shù)字穩(wěn)定平臺(tái)，即利用數(shù)學(xué)方法代替物理方法，以消除甲板運(yùn)動(dòng)對(duì)飛機(jī)位置測(cè)量的擾動(dòng)[3]。

2) 機(jī)艦位置測(cè)量與轉(zhuǎn)換：為測(cè)得機(jī)艦相對(duì)位置關(guān)系，需要進(jìn)行引導(dǎo)裝置測(cè)量、坐標(biāo)變換、坐標(biāo)平移和甲板運(yùn)動(dòng)擾動(dòng)消除等步驟，再根據(jù)艦船位置，得到艦載機(jī)的空間位置。

3) 機(jī)艦協(xié)同指令計(jì)算：主要是指根據(jù)機(jī)艦相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系確定著艦初始高度、下降速度、下滑角以及著艦基準(zhǔn)軌跡。著艦過程中，通常是艦船正常航行，而飛機(jī)需要協(xié)同飛行完成著艦。根據(jù)艦船運(yùn)動(dòng)變量，可以計(jì)算理想著艦點(diǎn)位置。

4) 基準(zhǔn)下滑軌跡生成：基于著艦協(xié)同指令，可以生成一條任意地面坐標(biāo)系下的基準(zhǔn)下滑軌跡。GPS系統(tǒng)是在地面坐標(biāo)系下引導(dǎo)飛機(jī)著艦，所以著艦基準(zhǔn)軌跡也要基于地面坐標(biāo)系建立。楊一棟等設(shè)計(jì)了基于GPS引導(dǎo)的基準(zhǔn)下滑軌跡[43]。

5) 軌跡跟蹤誤差計(jì)算：將艦載機(jī)實(shí)際位置與基準(zhǔn)軌跡進(jìn)行比較，可得軌跡跟蹤誤差。需要通過設(shè)計(jì)引導(dǎo)律來消除軌跡跟蹤誤差。高度和橫側(cè)向軌跡跟蹤誤差被放大后送入濾波器，以消除雷達(dá)噪聲，從而更準(zhǔn)確地估計(jì)出飛機(jī)加速度、速度和位置誤差。

綜上可知，有關(guān)著艦引導(dǎo)方面的研究文獻(xiàn)較少，機(jī)艦協(xié)同指令與基準(zhǔn)下滑軌跡的生成是實(shí)施著艦引導(dǎo)和控制的前提，跟蹤雷達(dá)、GPS等不同引導(dǎo)方式下的著艦基準(zhǔn)下滑軌跡生成是有待解決的關(guān)鍵問題。

3.3 著艦飛行控制

ACLS系統(tǒng)的控制精度和抗擾動(dòng)能力不僅取決于引導(dǎo)系統(tǒng)的精度，還與AFCS系統(tǒng)性能有密切關(guān)系。AFCS系統(tǒng)的主要任務(wù)是控制艦載機(jī)的著艦軌跡跟蹤、下滑速度保持和姿態(tài)穩(wěn)定等功能。下面概述艦載機(jī)的自動(dòng)飛行控制方法。

1) 常規(guī)控制

常規(guī)艦載機(jī)的AFCS系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，將軌跡控制回路作為外回路，姿態(tài)控制回路和速度控制作為內(nèi)回路。軌跡控制回路基于軌跡跟蹤誤差信息，結(jié)合甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)測(cè)與補(bǔ)償信息，經(jīng)過比例-積分-微分-二次微分(PIDD)控制器后生成姿態(tài)和速度指令信號(hào)，并將其發(fā)送給AFCS系統(tǒng)；AFCS系統(tǒng)要求跟蹤這些指令信號(hào)。其中，內(nèi)外回路控制律都是基于傳統(tǒng)單回路設(shè)計(jì)方法。

ACLS系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)，艦載機(jī)著艦誤差經(jīng)濾波及導(dǎo)引律計(jì)算，為飛行/推力系統(tǒng)提供姿態(tài)糾偏指令，改變飛行軌跡角，從而完成對(duì)軌跡糾偏。特別在著艦前約1.8 s內(nèi)，飛機(jī)處于跟蹤雷達(dá)盲區(qū)，導(dǎo)引系統(tǒng)關(guān)閉，必須依靠飛行/推力系統(tǒng)保證著艦姿態(tài)不變，并且飛行/推力系統(tǒng)應(yīng)具有抑制艦尾氣流擾動(dòng)的性能。

此外，ACLS系統(tǒng)中引入直接升力控制，通過擾流板和襟翼實(shí)現(xiàn)，能夠提高軌跡跟蹤控制精度和著艦精度，從而拓寬ACLS系統(tǒng)對(duì)軌跡偏差、環(huán)境擾動(dòng)、海況等級(jí)的應(yīng)用范疇[44-45]。美國(guó)聯(lián)合飛行器公司(United Aircraft Corporation)調(diào)研表明，推力矢量技術(shù)在艦載機(jī)著艦中已經(jīng)得到了成功應(yīng)用，它能夠很大程度地降低下降速率和空速，改進(jìn)軌跡控制精度，改進(jìn)復(fù)飛性能，還能補(bǔ)償升降舵效率[45-46]。在波音F/A-18A/B/C/D艦載機(jī)計(jì)劃中，多款飛機(jī)因?yàn)槁淙~式失速墜落而落空，為此海軍航空系統(tǒng)司令部NAVAIR更新了飛行控制律軟件，有效抑制了落葉式失速墜落問題[47]。美國(guó)波音公司、海軍學(xué)院(U.S. Naval Academy)以及海軍航空系統(tǒng)司令部聯(lián)合發(fā)表了F/A-18E/F超級(jí)大黃蜂艦載機(jī)的高迎角控制律的開發(fā)和測(cè)試結(jié)果[48]。美國(guó)明尼蘇達(dá)大學(xué)Balas等針對(duì)F/A-18E/F超級(jí)大黃蜂艦載機(jī)高迎角控制系統(tǒng)在失速飛行中的魯棒性進(jìn)行了線性和非線性分析，旨在為飛行控制律的改進(jìn)提供依據(jù)[49-50]。

然而，復(fù)雜的著艦環(huán)境因素干擾下，常規(guī)控制難以使艦載機(jī)達(dá)到精確的著艦性能。

2) 最優(yōu)控制

著艦軌跡跟蹤控制問題可以利用最優(yōu)控制理論解決，如美國(guó)航空發(fā)展中心(Naval Air Development Center)研究了最優(yōu)控制在F-8C艦載飛機(jī)ACLS系統(tǒng)中的應(yīng)用[51]。王新民等結(jié)合最優(yōu)伺服理論和線性系統(tǒng)解耦理論，對(duì)飛行/推力復(fù)雜綜合模型進(jìn)行降階解耦，以狀態(tài)反饋輸出跟蹤為目標(biāo)，設(shè)計(jì)了艦載機(jī)飛行/推力綜合系統(tǒng)控制器[52]。當(dāng)艦載機(jī)偏離下滑道時(shí)，在滿足各種約束下的機(jī)動(dòng)時(shí)間最優(yōu)控制問題也很重要，因?yàn)榭账俦３植蛔?，為了按預(yù)定時(shí)間完成著艦任務(wù)，軌跡糾偏時(shí)間要盡可能短，否則無法按時(shí)到達(dá)預(yù)定著艦點(diǎn)[53]。

最優(yōu)控制已經(jīng)在實(shí)際飛行控制系統(tǒng)中成功應(yīng)用，因此在ACLS系統(tǒng)中有很好的應(yīng)用前景。

3) 魯棒控制

魯棒控制在被控對(duì)象出現(xiàn)參數(shù)攝動(dòng)下仍能使系統(tǒng)保持穩(wěn)定，且達(dá)到某種控制性能。美國(guó)海軍航空作戰(zhàn)中心、海軍研究生院(Naval Postgraduate School)、加利福尼亞大學(xué)等機(jī)構(gòu)研究表明，H∞、μ分析等魯棒控制在復(fù)雜環(huán)境下的艦載機(jī)著艦問題中有很好的應(yīng)用前景[54-61]。NASA德萊頓飛行研究中心曾啟動(dòng)一項(xiàng)多種H∞控制在F/A-18艦載機(jī)上應(yīng)用的驗(yàn)證計(jì)劃[62]。H∞控制是一種多輸入多輸出優(yōu)化控制方法，而許多控制問題都可表達(dá)為凸優(yōu)化問題，且線性矩陣不等式(LMI)技術(shù)比傳統(tǒng)基于Riccati方程設(shè)計(jì)方法計(jì)算要更簡(jiǎn)便。常規(guī)的PID控制器如果由H∞控制器替換，則只需要測(cè)量位置信息，因此能夠省略alpha-beta濾波器，且增加ACLS系統(tǒng)帶寬。ACLS系統(tǒng)性能要求可轉(zhuǎn)化為對(duì)H∞控制分析模型的結(jié)構(gòu)及權(quán)陣的選取，從而提高ACLS系統(tǒng)的著艦精度及抗艦尾氣流擾動(dòng)的能力[63]?；贚MI的H∞理論還可用于設(shè)計(jì)艦載機(jī)著艦飛行/推力綜合控制系統(tǒng)，建立以姿態(tài)跟蹤精度和抑風(fēng)擾動(dòng)為優(yōu)化指標(biāo)的H∞增廣模型[64-65]。

艦載機(jī)著艦過程中，橫側(cè)向滾轉(zhuǎn)速率與側(cè)滑角之間存在固有耦合問題。在低迎角時(shí)，耦合導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)速率與側(cè)滑角符號(hào)相反，并有較大側(cè)滑，嚴(yán)重降低了飛行品質(zhì)，為此文獻(xiàn)[66]提出基于參考模型的H∞/H2控制方法，提高了ACLS系統(tǒng)的操縱品質(zhì)，降低了多通道之間的相互耦合，從而提高對(duì)中著艦效率。H2控制不僅可抑制噪聲干擾，還可降低多通道耦合，線性變參數(shù)(LPV)方法可以解決具有模型不確定參數(shù)依賴時(shí)變系統(tǒng)的精確控制問題。LQG/LTR是一種多變量頻域設(shè)計(jì)方法，具有魯棒性能和解耦特性，可用于艦載機(jī)著艦控制[67]。LPV增益調(diào)度控制與傳統(tǒng)變?cè)鲆嬲{(diào)度控制不同，它不需要考慮如何插值并能從理論上保證閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性和魯棒性，因此在飛行控制中應(yīng)用較廣。美國(guó)明尼蘇達(dá)大學(xué)的Balas等在NASA高置信度飛行仿真平臺(tái)上驗(yàn)證了LPV增益調(diào)度多變量控制在F/A-18飛機(jī)中應(yīng)用的可行性，設(shè)計(jì)了基于線性分式模型的增益調(diào)度控制器，進(jìn)行了飛行員在回路的F-14艦載機(jī)非線性模型仿真實(shí)驗(yàn)[68-70]。

現(xiàn)代魯棒控制理論在艦載機(jī)著艦過程的抗干擾問題中具有很好的應(yīng)用前景。

4) 自適應(yīng)控制與非線性控制

自適應(yīng)控制在飛行控制中得到了很多應(yīng)用。Tournes和Landrum采用子空間穩(wěn)定與線性自適應(yīng)方法解決了F-14艦載機(jī)的多通道耦合問題，但是忽略了艦載機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的不確定性，因此描述的系統(tǒng)模型并不完整[71]。模型參考自適應(yīng)控制(MRAC)具有快速自適應(yīng)性而容易引起高增益控制，導(dǎo)致高頻振蕩，激發(fā)未建模動(dòng)態(tài)，影響系統(tǒng)穩(wěn)定性；然而，在系統(tǒng)存在嚴(yán)重不確定性的場(chǎng)合下，高自適應(yīng)增益有助于快速減小跟蹤誤差。為此，NASA德萊頓飛行研究中心和艾姆斯研究中心的研究表明，基于最小化跟蹤誤差L2范數(shù)的最優(yōu)控制原理設(shè)計(jì)自適應(yīng)律，可以實(shí)現(xiàn)沒有高頻振蕩的高增益快速自適應(yīng)，從而在保證跟蹤性能的同時(shí)，改善系統(tǒng)的穩(wěn)定魯棒性[72]。基于L1自適應(yīng)控制方法的艦載機(jī)飛行控制系統(tǒng)對(duì)高頻和未建模動(dòng)態(tài)也具有魯棒性[73]。Boskovic等針對(duì)F/A-18艦載機(jī)的執(zhí)行器故障，設(shè)計(jì)了多模型自適應(yīng)和分布式自適應(yīng)容錯(cuò)飛行控制系統(tǒng)，能夠?qū)崿F(xiàn)故障檢測(cè)、識(shí)別和容錯(cuò)，但是它是在線性模型中進(jìn)行的著艦驗(yàn)證[74-75]。

非線性控制方法主要有非線性動(dòng)態(tài)逆控制、反演(Backstepping)控制和滑模變結(jié)構(gòu)控制等。美國(guó)加利福尼亞大學(xué)的Winker研究了動(dòng)態(tài)逆結(jié)合PID控制的F/A-18艦載機(jī)飛行控制[76]。NASA德萊頓飛行研究中心針對(duì)F/A-18艦載機(jī)，開發(fā)了模型參考非線性動(dòng)態(tài)逆控制器，進(jìn)行了硬件在回路和空中試飛實(shí)驗(yàn)[77]，同時(shí)也驗(yàn)證了馬歇爾太空飛行中心開發(fā)的自適應(yīng)增穩(wěn)控制器[78]。與傳統(tǒng)飛行控制系統(tǒng)分開設(shè)計(jì)制導(dǎo)與控制回路不同，Ju等應(yīng)用非自適應(yīng)Backstepping控制方法設(shè)計(jì)了下滑道跟蹤控制律，針對(duì)模型不確定性，設(shè)計(jì)了參數(shù)自適應(yīng)Backstepping控制器[79-80]。雖然它們針對(duì)的都是一般著陸下滑軌跡跟蹤問題，但是可對(duì)著艦軌跡跟蹤問題提供參考借鑒。自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)滑?？刂凭哂锌焖夙憫?yīng)、對(duì)參數(shù)攝動(dòng)和外部擾動(dòng)不敏感、無需在線辨識(shí)系統(tǒng)模型等優(yōu)點(diǎn)，在ACLS系統(tǒng)中進(jìn)行了很好的驗(yàn)證[81-82]。將多種非線性控制方法進(jìn)行有機(jī)結(jié)合，能夠?qū)崿F(xiàn)優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)，比如章衛(wèi)國(guó)等采用指令濾波處理Backstepping計(jì)算膨脹問題，利用Backstepping方法處理非匹配不確定問題，利用滑?？刂平鉀Q外界擾動(dòng)和匹配不確定性問題，并基于高階滑?？刂扑枷虢档突？刂贫秳?dòng)，從而有效抑制著艦過程中的風(fēng)擾動(dòng)影響[83]；而基于非線性動(dòng)態(tài)逆的滑?？刂品椒?，也適用于解決精確控制飛行軌跡的問題，具有較強(qiáng)的魯棒性和快速跟蹤性[84]。

自適應(yīng)控制適合解決艦載機(jī)這類參數(shù)或結(jié)構(gòu)不確定系統(tǒng)的受擾控制問題；非線性控制基于非線性模型設(shè)計(jì)，適合解決精度要求高的實(shí)際控制問題。而兩者結(jié)合正是當(dāng)前控制理論的研究熱點(diǎn)，也很適合解決自動(dòng)著艦控制問題。

5) 預(yù)測(cè)控制與預(yù)見控制

預(yù)測(cè)控制是一種滾動(dòng)時(shí)域控制方法，具有局部滾動(dòng)優(yōu)化性能指標(biāo)，可滿足各種控制約束條件。艦載機(jī)著艦通常要求橫側(cè)向?qū)χ衅畈荒艹^4.6 m，文獻(xiàn)[85]建立了橫側(cè)向著艦誤差方程，采用滾動(dòng)時(shí)域控制設(shè)計(jì)飛行控制律；文獻(xiàn)[86]針對(duì)艦載機(jī)著艦鉤索阻攔階段，通過離線計(jì)算時(shí)變狀態(tài)權(quán)值矩陣，實(shí)時(shí)調(diào)整各狀態(tài)之間的變化關(guān)系，離線計(jì)算獲得時(shí)變控制輸入權(quán)值矩陣，能夠調(diào)整控制輸入峰值，提高橫側(cè)向著艦效率和安全性。

預(yù)見控制是一種利用已知期望信息和干擾信息來改善系統(tǒng)動(dòng)態(tài)響應(yīng)，抑制外界擾動(dòng)，提高系統(tǒng)跟蹤精度的控制方法，特別適用于控制目標(biāo)和干擾等未來信息已知的系統(tǒng)，對(duì)解決非最小相位系統(tǒng)控制問題也有其獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)[87]。艦載機(jī)著艦下滑跟蹤階段，常規(guī)控制較好地使艦載機(jī)跟蹤下滑道軌跡，但在甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償階段，常規(guī)控制很難使艦載機(jī)完全跟蹤甲板運(yùn)動(dòng)。甄子洋等的研究表明[88-90]：① 在著艦前約12.5 s時(shí)，將常規(guī)PID控制器切換到預(yù)見控制器，能夠快速地實(shí)現(xiàn)甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償；② 下滑道軌跡信息以及甲板運(yùn)動(dòng)信息均為可預(yù)見信息，利用未來可預(yù)見信息和當(dāng)前反饋信息對(duì)艦載機(jī)進(jìn)行預(yù)見控制，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)下滑道跟蹤及甲板運(yùn)動(dòng)的補(bǔ)償；③ 利用未來信息進(jìn)行前饋控制，同時(shí)利用當(dāng)前信息進(jìn)行反饋控制，可以提前對(duì)艦載機(jī)氣動(dòng)舵面和油門實(shí)施操作以達(dá)到跟蹤補(bǔ)償目的，減小瞬時(shí)能量，加快響應(yīng)速度。

6) 智能控制

典型智能算法包括模糊邏輯、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和仿生優(yōu)化算法。智能控制的優(yōu)點(diǎn)在于不依賴被控對(duì)象精確數(shù)學(xué)模型，適合解決復(fù)雜系統(tǒng)控制問題。

美國(guó)海軍航空作戰(zhàn)中心飛機(jī)處的Steinberg研究表明[91-92]，基于模糊邏輯的ACLS系統(tǒng)，能夠精確控制觸艦位置、下沉速率、姿態(tài)和速度。但是，這需要制定大規(guī)模模糊規(guī)則，對(duì)F/A-18艦載機(jī)進(jìn)行仿真驗(yàn)證[93]。張宗麟等采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)動(dòng)態(tài)逆控制設(shè)計(jì)了艦載機(jī)的橫側(cè)向著艦控制律，具有良好的魯棒性和解耦能力，該控制律對(duì)艦尾氣流擾動(dòng)的敏感性要低于滾轉(zhuǎn)角速率指令控制系統(tǒng)[94]。Ha在基本ACLS系統(tǒng)基礎(chǔ)上引入模糊增益調(diào)度技術(shù)，并采用遺傳算法優(yōu)化調(diào)度邏輯，使艦載機(jī)在風(fēng)切變和側(cè)風(fēng)影響下仍具有良好的著艦性能[95]。Li和Duan基于大腦風(fēng)暴優(yōu)化算法，優(yōu)化了ACLS系統(tǒng)中的自動(dòng)駕駛儀和自動(dòng)油門系統(tǒng)的控制參數(shù)[96]。Steinberg和Paget給出了艦載機(jī)ACLS系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)逆控制、間接自適應(yīng)控制、線性化參數(shù)的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器、非線性參數(shù)化的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器、模糊邏輯控制器、非線性參數(shù)化的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器和改進(jìn)序列最小二乘辨識(shí)器并行控制器的對(duì)比結(jié)果[97]。此外，模糊邏輯還可用于著艦指揮官(LSO)語音數(shù)據(jù)和傳感器測(cè)量得到的數(shù)值數(shù)據(jù)信息的數(shù)據(jù)融合，實(shí)現(xiàn)著艦軌跡的糾偏，而模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)可以根據(jù)歷史數(shù)據(jù)預(yù)測(cè)艦載機(jī)未來短時(shí)間內(nèi)的飛行軌跡，輔助LSO預(yù)判艦載機(jī)著艦的成功性[98]。

近年來，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制得到了廣泛研究。然而，控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)往往都是利用常規(guī)控制器作為內(nèi)回路用于穩(wěn)定系統(tǒng)，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)用于補(bǔ)償系統(tǒng)的非線性特性；它的缺陷在于內(nèi)回路常規(guī)控制器必須保證信號(hào)有界，才能使神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)達(dá)到較好的跟蹤性能。針對(duì)該問題，Suresh等提出一種新的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制方法，將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和線性濾波器用于近似控制律，采用離線訓(xùn)練和在線學(xué)習(xí)策略相結(jié)合，使其能夠?qū)鈩?dòng)參數(shù)變化或者操縱面損傷具有在線自適應(yīng)能力，并將這一方法在F-8艦載機(jī)上進(jìn)行了仿真驗(yàn)證[99]。

綜上可知，智能與自適應(yīng)著艦控制技術(shù)是艦載機(jī)ACLS系統(tǒng)的重要發(fā)展趨勢(shì)。然而，智能算法在應(yīng)用前需要進(jìn)行試飛試驗(yàn)以搜集樣本數(shù)據(jù)。

3.4 動(dòng)力補(bǔ)償/自動(dòng)油門控制

為了使艦載機(jī)在低動(dòng)壓著艦狀態(tài)下有效控制速度，保證飛機(jī)長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性，使航跡角對(duì)姿態(tài)角變化具有快速精確的跟蹤能力，在ACLS系統(tǒng)中常采用APCS系統(tǒng)[100]。

目前兩種最常用的著艦動(dòng)力補(bǔ)償方案是：保持速度恒定的APCS系統(tǒng)和保持迎角恒定的APCS系統(tǒng)。第1種方案相當(dāng)于增加飛機(jī)速度穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)，從而有效抑制由俯仰姿態(tài)變化而引起的速度變化，改善長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)阻尼，但仍然會(huì)存在跟蹤靜差。第2種方案相當(dāng)于增大飛機(jī)縱向氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，從而加速軌跡角對(duì)俯仰姿態(tài)角的響應(yīng)過程，因此這種動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)實(shí)際功能相當(dāng)于軌跡響應(yīng)增強(qiáng)器。為進(jìn)一步改善姿態(tài)角與軌跡角之間的動(dòng)態(tài)響應(yīng)品質(zhì)，增加響應(yīng)阻尼，需在迎角恒定動(dòng)力補(bǔ)償中引入法向加速度信息?？梢宰C明的是，保持迎角恒定的動(dòng)力補(bǔ)償方案也兼有保持速度恒定的性能[101-102]。近年來，變結(jié)構(gòu)控制[103]、模糊邏輯[104]和滑模變結(jié)構(gòu)控制[105]等先進(jìn)控制方法已經(jīng)用于設(shè)計(jì)動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)的控制律。

APCS系統(tǒng)要求對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力實(shí)施自動(dòng)控制，所以將傳統(tǒng)手動(dòng)油門操縱系統(tǒng)改為ATCS系統(tǒng)。ATCS系統(tǒng)實(shí)際上是APCS實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)油門進(jìn)行控制的執(zhí)行環(huán)節(jié)[106]。然而，ATCS系統(tǒng)不僅僅局限于油門控制，還與AFCS系統(tǒng)交聯(lián)，因此設(shè)計(jì)飛行/推力綜合控制系統(tǒng)是有效途徑[107]。為此，楊一棟提出了基于H∞理論的著艦飛/推綜合控制系統(tǒng)[64-65,108]?？紤]到H∞控制器階次較高，侯志強(qiáng)等提出了基于總能量理論的著艦飛行/推力綜合控制系統(tǒng)[109]?？偰芰靠刂剖荁oeing公司在1979—1985年為NASA提出的控制方法，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，階次較低，魯棒性較強(qiáng)，但是總能量控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性有待進(jìn)一步論證。

3.5 甲板運(yùn)動(dòng)建模、預(yù)估與補(bǔ)償

航母在海上由于受海浪、海涌及風(fēng)的影響，艦體會(huì)產(chǎn)生六自由度運(yùn)動(dòng)，包括沿3個(gè)坐標(biāo)軸的直線運(yùn)動(dòng)(縱蕩、橫蕩、沉浮)和圍繞三坐標(biāo)軸的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)(橫滾、俯仰和偏航)，并且各自由度運(yùn)動(dòng)之間是耦合作用的。甲板運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致艦載機(jī)的理想著艦點(diǎn)成為三維空間的活動(dòng)點(diǎn)，理想著艦點(diǎn)位置的變化，大大增加了著艦難度，甚至導(dǎo)致著艦失敗。因此，艦船的六自由度甲板運(yùn)動(dòng)是影響艦載機(jī)著艦安全的一個(gè)重要因素。艦載機(jī)要求降落在六自由度運(yùn)動(dòng)的甲板上，為了確保飛機(jī)成功降落，著艦前需要使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)與甲板運(yùn)動(dòng)同步。

Nimitz級(jí)航母長(zhǎng)約183 m、寬為27 m，著艦點(diǎn)距離艦尾部49 m處，有4條攔阻索分布在著艦點(diǎn)附近，間隔為12 m，下滑道4.5°。通常飛機(jī)到達(dá)艦尾時(shí)高度約為2.6 m，并在1 s后以3.8 m/s撞擊速度著艦[110]。

1) 甲板運(yùn)動(dòng)模型與影響因素分析

甲板運(yùn)動(dòng)可分為縱向運(yùn)動(dòng)(縱蕩、沉浮、俯仰)和橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)(橫蕩、橫滾、偏航)，縱橫向運(yùn)動(dòng)的耦合影響較小。目前常用的艦船甲板運(yùn)動(dòng)模型主要包括：

① 正弦波組合的甲板運(yùn)動(dòng)確定性模型[3]：甲板運(yùn)動(dòng)在國(guó)外尤其是美國(guó)已被廣泛研究，經(jīng)過大量的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)計(jì)算分析，甲板運(yùn)動(dòng)可以表示為正弦波組合的確定性模型，工程上常被采用。

② 基于功率譜的甲板運(yùn)動(dòng)隨機(jī)性模型[3]：大量實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析表明，甲板運(yùn)動(dòng)實(shí)際上是一個(gè)平穩(wěn)隨機(jī)過程，可利用白噪聲通過與功率譜相對(duì)應(yīng)的成形濾波器的方法得到甲板運(yùn)動(dòng)的時(shí)域信息。

③ 基于Conolly理論的甲板運(yùn)動(dòng)線性模型：它從海浪的建模和船體在海浪中的受力分析出發(fā)，將海浪建模為多個(gè)單元規(guī)則波線性疊加而成的隨機(jī)不規(guī)則海浪波。當(dāng)甲板運(yùn)動(dòng)幅度較小時(shí)可以用Conolly理論建立線性模型。

艦船甲板運(yùn)動(dòng)規(guī)律受到不同艦型、各種航態(tài)(包括海況、航速、遭遇角)等因素的影響：① 在相同航速和遭遇角的情況下，甲板運(yùn)動(dòng)隨海況等級(jí)不同而不同，海況等級(jí)越高，甲板運(yùn)動(dòng)越強(qiáng)烈；② 在相同海況和航速的情況下，艦船的橫滾運(yùn)動(dòng)隨著遭遇角的增大先增強(qiáng)后減弱，遭遇角為0° 時(shí)的艦船橫滾運(yùn)動(dòng)最弱，艦船的俯仰和沉浮運(yùn)動(dòng)隨遭遇角的增大先減弱后增強(qiáng)，遭遇角為90° 時(shí)最弱；③ 在相同海況、航速和遭遇角的情況下，甲板運(yùn)動(dòng)隨艦船大小不同而不同，艦船越大，艦船的甲板運(yùn)動(dòng)越弱。

2) 甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)估與補(bǔ)償技術(shù)

艦載機(jī)著艦過程中，為了消除甲板運(yùn)動(dòng)對(duì)著艦精度的影響，當(dāng)飛機(jī)接近著艦時(shí)，應(yīng)將甲板運(yùn)動(dòng)信息引入到自動(dòng)著艦引導(dǎo)律中，使飛機(jī)能夠跟蹤甲板運(yùn)動(dòng)。并且，ACLS系統(tǒng)本身存在超調(diào)和相位滯后，也需要進(jìn)行甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償(Deck Motion Compensation，DMC)。由于艦船的甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償網(wǎng)絡(luò)難以完全消除艦載機(jī)對(duì)甲板運(yùn)動(dòng)的相位差，仍然會(huì)存在較大的著艦誤差，不能保證艦載機(jī)安全著艦。為此，需要采用甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)估(Deck Motion Prediction，DMP)技術(shù)，將甲板運(yùn)動(dòng)信息提前加入ACLS系統(tǒng)，為了避免過度操作，通常提前10～13 s加入補(bǔ)償信息。因此，采用甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)估及補(bǔ)償技術(shù)，能夠使著艦誤差限制在軍用安全標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定范圍內(nèi)，提高航空母艦/艦載飛機(jī)武器系統(tǒng)的作戰(zhàn)能力[111-112]。

DMP方法主要分為3類：切片理論(Strip Theory)、時(shí)域法和系統(tǒng)辨識(shí)法。Suleiman詳細(xì)概述了上述3類方法的研究狀況和優(yōu)缺點(diǎn)[113]。

① 切片理論：它是一種經(jīng)典的船舶運(yùn)動(dòng)建模與預(yù)估方法，它將海浪作用在船體上的三維流體作用力(矩)簡(jiǎn)化為船體各橫截面的二維流體作用力(矩)，先求得船體各橫截面上的流體作用力(矩)，再疊加獲得總的流體作用力(矩)，通過求解船舶運(yùn)動(dòng)的六自由度方程得到船舶姿態(tài)運(yùn)動(dòng)信息。

② 時(shí)域法：包括時(shí)間序列分析法[114]、卡爾曼濾波法[115-116]、人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法[117]、遺傳算法、灰色預(yù)測(cè)方法和自適應(yīng)多步預(yù)測(cè)器[118]等?；诮y(tǒng)計(jì)學(xué)的自回歸(AR)模型和自回歸移動(dòng)平均(ARIMA)模型等只需利用歷史數(shù)據(jù)預(yù)測(cè)未來值，對(duì)甲板運(yùn)動(dòng)進(jìn)行預(yù)測(cè)；但它只適合短期預(yù)測(cè)，預(yù)測(cè)時(shí)間越長(zhǎng)，精度越差。統(tǒng)計(jì)學(xué)方法可用于時(shí)間序列預(yù)測(cè)，但它難以處理噪聲數(shù)據(jù)，對(duì)環(huán)境變化缺乏自適應(yīng)能力[119]?？柭鼮V波算法受到模型線性和噪聲高斯的約束，而真實(shí)的甲板運(yùn)動(dòng)不滿足這個(gè)約束。粒子濾波是一種基于隨機(jī)采樣的濾波算法，可以應(yīng)用于系統(tǒng)模型非線性和噪聲非高斯的情形，較AR模型和卡爾曼濾波能更準(zhǔn)確地預(yù)估甲板運(yùn)動(dòng)[120]。在海況等級(jí)5級(jí)以上，如果預(yù)測(cè)時(shí)間間隔超過3～4 s的話，傳統(tǒng)統(tǒng)計(jì)學(xué)方法和卡爾曼濾波算法的預(yù)測(cè)精度將難以保證，而基于奇異值分解和遺傳算法的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)預(yù)測(cè)方法則能夠提高甲板運(yùn)動(dòng)的預(yù)估精度[117]。此外，文獻(xiàn)[121]利用信號(hào)處理領(lǐng)域的次要成分分析法(Minor Component Analysis)提出了艦船甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)測(cè)方法，并與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、AR模型、維納濾波等預(yù)測(cè)方法進(jìn)行了對(duì)比分析，仿真得出該方法在預(yù)測(cè)時(shí)長(zhǎng)5～20 s內(nèi)精度不變。

③ 系統(tǒng)辨識(shí)法：它是一種新穎的船舶運(yùn)動(dòng)預(yù)測(cè)方法，主要包括離線預(yù)測(cè)和在線預(yù)測(cè)兩種。Suleiman利用能量公式法(Energy-Formulation Approach)建立了六自由度的艦船非線性運(yùn)動(dòng)模型，利用特征系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)算法(Eigensystem Realization Algorithm)進(jìn)行線性參數(shù)化辨識(shí)，利用雙曲型分解進(jìn)行線性非參數(shù)化辨識(shí)，結(jié)合小擾動(dòng)技術(shù)和高階譜矩進(jìn)行非線性參數(shù)化辨識(shí)[113]。

在甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償技術(shù)領(lǐng)域，國(guó)內(nèi)外研究重點(diǎn)在于縱向甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償[122]。對(duì)側(cè)向甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償技術(shù)的探討甚少，楊一棟[123]和江駒[124]等建立了含側(cè)向甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償?shù)膫?cè)向ACLS系統(tǒng)結(jié)構(gòu)配置，設(shè)計(jì)了雷達(dá)測(cè)量跟蹤濾波器，建立了側(cè)向甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償滾轉(zhuǎn)角指令模型。

綜上可知，雖然甲板運(yùn)動(dòng)建模、預(yù)估技術(shù)取得了很大進(jìn)展，但是有關(guān)甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償策略的研究相對(duì)較少，而這對(duì)于自動(dòng)著艦來說至為重要。

3.6 大氣擾動(dòng)及艦尾氣流建模與抑制

艦載機(jī)著艦過程中會(huì)受到大氣擾動(dòng)及艦尾氣流擾動(dòng)。大氣擾動(dòng)模型常使用美國(guó)軍用規(guī)范(MIL-F-8785C)中提出的模型，該模型由3部分組成[43]：湍流、離散陣風(fēng)和低空風(fēng)切變模型。

艦尾氣流擾動(dòng)是著艦軌跡跟蹤和著艦點(diǎn)誤差的主要原因之一。艦尾氣流形成的物理原因非常復(fù)雜，除了包含自由大氣紊流之外，還有因航母迎風(fēng)行駛產(chǎn)生的雄雞形狀的風(fēng)力和甲板俯仰運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的風(fēng)力，以及其他隨機(jī)分量[125]。美國(guó)軍用規(guī)范(MIL-F-8785C)將艦尾氣流擾動(dòng)視作4種成分的合成，即自由大氣紊流分量、尾流穩(wěn)態(tài)分量、尾流周期性分量和尾流隨機(jī)分量。朱齊丹等根據(jù)美軍標(biāo)MIL-HDBK-1797的艦尾氣流場(chǎng)模型，基于空間功率譜和時(shí)間功率譜轉(zhuǎn)換得到了自由大氣紊流分量的濾波器形式[126]。為了能夠在地面模擬艦尾氣流對(duì)著艦的影響，同時(shí)為了研究艦尾氣流抑制技術(shù)，美國(guó)海軍航空系統(tǒng)司令部開發(fā)了回收任務(wù)精確仿真模型(其中包含艦尾氣流模型)，合成了基于CFD預(yù)測(cè)的艦尾氣流部分和風(fēng)洞試驗(yàn)的艦尾氣流數(shù)據(jù)[127]。Shipman等利用CFD軟件模擬了F/A-18艦載機(jī)著艦過程中與航母艦尾氣流的耦合作用[128]。

艦尾流擾動(dòng)對(duì)艦載機(jī)的影響主要是由于垂直擾動(dòng)成分引起的垂直方向軌跡誤差[129-131]。為有效抑制艦尾氣流擾動(dòng)，除了采用具有直接力的DLC/APC/ACLS綜合控制以外，常采用以高度變化率為主反饋的飛行控制系統(tǒng)，它在姿態(tài)飛行控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上構(gòu)成[132]。傳統(tǒng)的飛行控制系統(tǒng)是以控制姿態(tài)為基準(zhǔn)的，而以高度變化率為主反饋的飛行控制系統(tǒng)，則是直接控制飛機(jī)的航跡傾斜角，即直接控制飛機(jī)的飛行方向，同時(shí)由于對(duì)原姿態(tài)系統(tǒng)進(jìn)行了高度變化率反饋校正，拓寬了飛行控制系統(tǒng)頻帶，加快了ACLS系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過程，顯著抑制了氣流擾動(dòng)的影響。在此基礎(chǔ)上，江駒等將自適應(yīng)控制和模糊參數(shù)整定相結(jié)合，構(gòu)建了高度變化率主反饋智能飛行控制系統(tǒng)[133]。此外，對(duì)飛行控制系統(tǒng)各回路設(shè)計(jì)非線性動(dòng)態(tài)逆控制器，再應(yīng)用非線性觀測(cè)器進(jìn)行動(dòng)態(tài)補(bǔ)償，也是一種抑制尾流擾動(dòng)的有效方法[134]。如果能夠在線測(cè)量或者預(yù)測(cè)艦尾氣流擾動(dòng)，則可以應(yīng)用預(yù)見控制理論，將擾動(dòng)作為前饋補(bǔ)償信號(hào)加入ACLS系統(tǒng)，以利于抵消艦尾流擾動(dòng)的不良影響[135]。側(cè)風(fēng)氣流擾動(dòng)對(duì)著艦精度也有一定影響，設(shè)計(jì)引入側(cè)偏速率為主反饋的AFCS系統(tǒng)，能夠有效抑制側(cè)風(fēng)氣流擾動(dòng)對(duì)艦載機(jī)著艦性能的不利影響[132,136]。

綜上可知，具有魯棒性的著艦控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是解決大氣擾動(dòng)和艦尾氣流擾動(dòng)的重要途徑。

3.7 雷達(dá)噪聲抑制

雷達(dá)跟蹤系統(tǒng)使得控制回路引入了噪聲，因此ACLS系統(tǒng)中須進(jìn)行引導(dǎo)律設(shè)計(jì)和對(duì)雷達(dá)測(cè)高信息中的電子噪聲進(jìn)行濾波，這是由艦上的中心計(jì)算機(jī)完成，避免由于電子噪聲進(jìn)入ACLS系統(tǒng)，引起舵面振動(dòng)磨損。濾波器實(shí)質(zhì)上是離散卡爾曼濾波器的穩(wěn)定解形式，它可在有噪聲污染的雷達(dá)信息中估計(jì)出高度差及其微分信息；含濾波器的引導(dǎo)律對(duì)高頻電子噪聲的抑制有明顯效果。然而，由于濾波器要對(duì)雷達(dá)測(cè)量得到的高度信號(hào)進(jìn)行數(shù)值微分，將會(huì)導(dǎo)致雷達(dá)噪聲被放大，而且濾波過程也會(huì)影響響應(yīng)速度。為此，紐約州立大學(xué)的Mook等在ACLS系統(tǒng)中除了利用雷達(dá)測(cè)量的高度信息之外，還利用了飛機(jī)垂直速度和加速度的估計(jì)值，使之既能抑制雷達(dá)噪聲，又能降低系統(tǒng)對(duì)外部擾動(dòng)的敏感性[137]；接著又提出了一種基于實(shí)際飛行動(dòng)力學(xué)的跟蹤濾波器，用于降低高度及其微分信號(hào)的噪聲成分，而不降低響應(yīng)速度。該濾波器基于簡(jiǎn)單的升力模型，利用空速和迎角測(cè)量信息構(gòu)建加速度信息，避免了對(duì)雷達(dá)輸出微分信號(hào)的依賴，從而降低了系統(tǒng)對(duì)雷達(dá)噪聲的敏感度[138]。

除了雷達(dá)測(cè)量噪聲，航母運(yùn)動(dòng)、雷達(dá)安裝誤差以及接收機(jī)熱噪聲都會(huì)引起雷達(dá)測(cè)量誤差，因此需要對(duì)雷達(dá)進(jìn)行標(biāo)校。標(biāo)校數(shù)據(jù)表現(xiàn)為非線性非平穩(wěn)特性，基于傅里葉變換的頻域?yàn)V波需要平穩(wěn)性假設(shè)，小波分析去噪方法通常導(dǎo)致高頻信息丟失，經(jīng)驗(yàn)?zāi)B(tài)分解(Empirical Mode Decomposition，EMD)去噪方法存在模態(tài)混疊問題，因此將上述幾種方法聯(lián)合使用，適用于艦載機(jī)著艦引導(dǎo)雷達(dá)標(biāo)校數(shù)據(jù)的去噪[139]。

3.8 復(fù)飛/逃逸決策與控制

復(fù)飛/逃逸決策與控制的研究主要包括復(fù)飛準(zhǔn)則制定、復(fù)飛區(qū)劃分、復(fù)飛決策與控制、逃逸準(zhǔn)則制定以及逃逸控制等內(nèi)容。

1) 復(fù)飛準(zhǔn)則與復(fù)飛區(qū)

艦載機(jī)復(fù)飛準(zhǔn)則是綜合考慮飛機(jī)復(fù)飛的安全高度、飛行員對(duì)復(fù)飛指令的反應(yīng)滯后、復(fù)飛操縱的手段以及復(fù)飛軌跡最低點(diǎn)安全性等因素決定的。艦載機(jī)復(fù)飛邊界準(zhǔn)則如下[3,140-141]：① 飛機(jī)到達(dá)艦尾時(shí)，離甲板有3 m的安全高度間隙；② 飛行員對(duì)復(fù)飛指令信號(hào)的允許反應(yīng)時(shí)間為0.7 s；③ 飛行員采用的復(fù)飛操縱手段是在無縱向駕駛桿操縱的前提下，僅使用發(fā)動(dòng)機(jī)軍用推力控制；④ 復(fù)飛軌跡最低點(diǎn)應(yīng)高于海平面。

以航跡臨界點(diǎn)為復(fù)飛起始點(diǎn)的復(fù)飛軌跡包絡(luò)線稱為復(fù)飛邊界，它包圍的區(qū)域稱為復(fù)飛區(qū)。通過小擾動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型對(duì)飛機(jī)復(fù)飛軌跡進(jìn)行計(jì)算，確定航跡臨界點(diǎn)。通過艦載機(jī)著艦飛行軌跡的分析計(jì)算，可得到在不同初始條件下的復(fù)飛軌跡包絡(luò)，它可被轉(zhuǎn)換成以艦載機(jī)距理想著艦點(diǎn)的水平距離和垂直距離為參數(shù)的復(fù)飛區(qū)。

若飛機(jī)高于復(fù)飛區(qū)上邊界，則需要執(zhí)行復(fù)飛操作。復(fù)飛區(qū)上邊界準(zhǔn)則為：飛機(jī)正常著艦點(diǎn)必須在最后一根攔阻索之前；飛機(jī)到達(dá)艦尾時(shí)的速度不能超過正常著艦速度。飛機(jī)復(fù)飛時(shí)，飛行員通常通過操縱油門進(jìn)入軍用推力狀態(tài)，飛機(jī)飛行速度激增，通過升力變化減小下沉速率，實(shí)現(xiàn)安全復(fù)飛，以避免撞艦。艦載機(jī)著艦過程的側(cè)向運(yùn)動(dòng)中，要完成側(cè)向甲板對(duì)中動(dòng)作，即要盡量對(duì)準(zhǔn)甲板跑道的正中軸線，否則可能在著艦后撞上甲板上的其他建筑或停放在跑道旁的飛機(jī)。為此，可以利用飛機(jī)自動(dòng)過渡的思想建立側(cè)向復(fù)飛區(qū)。

復(fù)飛區(qū)的確定是開發(fā)復(fù)飛決策系統(tǒng)的關(guān)鍵，形成復(fù)飛邊界的航跡臨界點(diǎn)應(yīng)滿足事先規(guī)定的復(fù)飛邊界準(zhǔn)則。

2) 復(fù)飛決策與控制

復(fù)飛決策系統(tǒng)目的在于協(xié)助LSO及時(shí)發(fā)出復(fù)飛信號(hào)，使著艦事故發(fā)生的概率降到最低。決策系統(tǒng)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛機(jī)下降速度、前飛速度以及離艦尾的水平與垂直距離，與預(yù)定限制值進(jìn)行比較，即可判定飛機(jī)是否會(huì)撞艦。目前主要開發(fā)了兩種復(fù)飛決策系統(tǒng)[3,140]：① 基于小擾動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型的復(fù)飛決策系統(tǒng)，即通過將飛機(jī)位置與預(yù)定復(fù)飛區(qū)進(jìn)行比較，確定飛機(jī)是否復(fù)飛，但是需要計(jì)算機(jī)有足夠的存儲(chǔ)空間；② 基于終端狀態(tài)預(yù)估方程的復(fù)飛決策系統(tǒng)。它根據(jù)簡(jiǎn)化的飛機(jī)縱向動(dòng)力學(xué)方程，實(shí)時(shí)預(yù)估飛機(jī)復(fù)飛到達(dá)艦尾的高度，按照復(fù)飛邊界準(zhǔn)則要求，判斷艦載機(jī)是否復(fù)飛。將兩者結(jié)合構(gòu)成綜合復(fù)飛決策系統(tǒng)，能夠提高復(fù)飛決策的準(zhǔn)確率[141]。其中，復(fù)飛區(qū)的上邊界可基于小擾動(dòng)方程得到，下邊界利用基于終端的預(yù)估方程得到。

此外，文獻(xiàn)[142]定義了自動(dòng)著艦安全窗口的概念，它是指觸艦點(diǎn)距離理想著艦點(diǎn)的允許范圍，進(jìn)而得到下滑過程中的安全窗口，包括縱向和側(cè)向安全范圍，艦載機(jī)若不在該窗口范圍內(nèi)，可執(zhí)行復(fù)飛。艦載機(jī)復(fù)飛過程中，僅靠剩余推力通常不是最優(yōu)的，通過優(yōu)化升降舵操縱，保持一定迎角，提高升力，即在軍用推力加升降舵的智能控制操縱下能夠縮小復(fù)飛危險(xiǎn)區(qū)[143-144]。

與常規(guī)艦載機(jī)相比，推力矢量飛機(jī)具有垂直于飛行軌跡的推力分量，可直接改變飛機(jī)飛行軌跡，快速糾正下沉速率誤差的影響。因此，艦載機(jī)采用推力矢量技術(shù)可以減小飛機(jī)的復(fù)飛區(qū)，減少不必要的復(fù)飛，從而改善其復(fù)飛性能[108]。

3) 逃逸準(zhǔn)則與控制

艦載機(jī)在著艦過程中，如果尾鉤沒有鉤住攔阻索，那么艦載機(jī)必須進(jìn)行逃逸起飛操作。逃逸準(zhǔn)則為[145]：① 當(dāng)飛機(jī)飛至航母艦尾時(shí)，若尾鉤距甲板高度間隙大于6 m則執(zhí)行逃逸操縱；② 飛行員對(duì)復(fù)飛逃逸反應(yīng)滯后時(shí)間約為0.7 s；③ 應(yīng)在保證起落架完全放下的情況下使用最大軍用推力，在有限甲板長(zhǎng)度內(nèi)完成逃逸；④ 艦載機(jī)復(fù)飛逃逸過程時(shí)，必須保持適當(dāng)?shù)淖藨B(tài)，以最優(yōu)迎角爬升。

艦載機(jī)在逃逸過程中，將受到甲板運(yùn)動(dòng)、艦艏?xì)饬鞯戎灜h(huán)境因素的干擾。著艦環(huán)境因素和AFCS系統(tǒng)對(duì)逃逸過程的影響分析可以參考艦載機(jī)起飛過程影響分析。同理，艦載機(jī)的逃逸控制技術(shù)亦可以參考起飛控制技術(shù)。

綜上可知，今后復(fù)飛/逃逸決策與控制技術(shù)的研究重點(diǎn)在于：智能復(fù)飛決策技術(shù)和復(fù)飛/逃逸安全控制技術(shù)的研究解決。

4 結(jié)論與展望

對(duì)艦載機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制技術(shù)的研究綜述得出，目前公開發(fā)表的外文文獻(xiàn)多數(shù)來自美國(guó)的研究機(jī)構(gòu)，再加上幾次現(xiàn)代局部戰(zhàn)爭(zhēng)也證明了美國(guó)已經(jīng)掌握了較完整的自動(dòng)著艦技術(shù)。近年來，中國(guó)有關(guān)研究機(jī)構(gòu)在該領(lǐng)域的研究得到迅速發(fā)展，在自動(dòng)著艦系統(tǒng)架構(gòu)、著艦引導(dǎo)、艦載機(jī)自動(dòng)飛行控制、甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)估與補(bǔ)償、艦尾流抑制和復(fù)飛決策等關(guān)鍵技術(shù)方面取得了重要進(jìn)展。

隨著計(jì)算機(jī)、傳感器以及導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制等技術(shù)不斷發(fā)展，為艦載機(jī)自動(dòng)著艦系統(tǒng)及其關(guān)鍵技術(shù)研究提供了可靠支撐。自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制技術(shù)的未來發(fā)展趨勢(shì)作如下展望：

1) ACLS系統(tǒng)亟待引入信息融合技術(shù)。為了提高引導(dǎo)、導(dǎo)航精度，實(shí)現(xiàn)全天候、全自動(dòng)精確引導(dǎo)，單一依靠跟蹤雷達(dá)、衛(wèi)星系統(tǒng)等引導(dǎo)系統(tǒng)難以滿足高精度高可靠性需求，有必要引入多源信息融合技術(shù)，組合應(yīng)用電子引導(dǎo)與光學(xué)引導(dǎo)手段，實(shí)現(xiàn)多系統(tǒng)聯(lián)合引導(dǎo)，因此需要解決信息融合ACLS系統(tǒng)的架構(gòu)配置以及信息融合算法設(shè)計(jì)等問題。近年迅猛發(fā)展的計(jì)算機(jī)視覺技術(shù)特別適用于相對(duì)位置導(dǎo)航問題，它的引入能減少引導(dǎo)系統(tǒng)的系統(tǒng)復(fù)雜度和計(jì)算復(fù)雜度，但是圖像識(shí)別、目標(biāo)跟蹤、視覺引導(dǎo)等技術(shù)的工程化問題有待進(jìn)一步研究實(shí)現(xiàn)。中國(guó)尤其需要開發(fā)基于北斗衛(wèi)星系統(tǒng)的ACLS系統(tǒng)，減少對(duì)GPS系統(tǒng)的依賴。

2) ACLS系統(tǒng)引導(dǎo)與控制關(guān)鍵技術(shù)方面的未來研究方向：① 針對(duì)受擾不確定非線性多變量艦載機(jī)系統(tǒng)，需要研究艦載機(jī)多個(gè)氣動(dòng)操縱面與發(fā)動(dòng)機(jī)推力之間的綜合控制問題；② 控制理論發(fā)展迅速，尤其常規(guī)飛機(jī)的飛行控制方法層出不窮，而艦載機(jī)飛行控制技術(shù)的進(jìn)展較慢，因此更加先進(jìn)的多變量自適應(yīng)控制、魯棒預(yù)見控制等方法有待在ACLS系統(tǒng)中得到應(yīng)用研究；③ 智能算法在甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)估、復(fù)飛決策、控制器設(shè)計(jì)與優(yōu)化等眾多問題中有獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，因此有待研究智能ACLS系統(tǒng)；④ 推力矢量控制技術(shù)是目前比較先進(jìn)的飛行控制手段，在現(xiàn)代飛行器中得到成功應(yīng)用，美國(guó)的F/A-18HARV等艦載機(jī)和俄羅斯的米格-29飛機(jī)均加裝了推力矢量系統(tǒng)，驗(yàn)證了推力矢量技術(shù)能夠改善艦載機(jī)的操作性，可以在速度變化很小的情況下迅速改變飛機(jī)的下沉速率，從而顯著改善艦載機(jī)的復(fù)飛性能，因此推力矢量化是艦載機(jī)技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)之一；⑤ 如何在ACLS系統(tǒng)中設(shè)計(jì)先進(jìn)引導(dǎo)與控制方法，消除甲板運(yùn)動(dòng)影響、抑制艦尾氣流擾動(dòng)等問題，仍需得到更好的解決。

3) ACLS系統(tǒng)的地面仿真與實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證問題?？紤]到試飛條件的限制和試飛安全性問題，有必要開展艦載機(jī)著艦地面仿真與實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)的研究。無人機(jī)可以作為ACLS系統(tǒng)的驗(yàn)證機(jī)，六自由度地面移動(dòng)平臺(tái)可以模擬航母，驗(yàn)證著艦引導(dǎo)與控制關(guān)鍵技術(shù)的有效性。

4) ACLS系統(tǒng)在新一代艦載戰(zhàn)斗機(jī)、艦載無人機(jī)、艦載直升機(jī)等新型艦載機(jī)著艦中的應(yīng)用研究。美國(guó)洛克希德·馬丁航空有限公司 (Lockheed Martin Aeronautics Co.)啟動(dòng)了新一代艦載型F-35C“閃電 II”的著艦測(cè)試計(jì)劃[146]。2013年，美國(guó)X-47B無人戰(zhàn)斗機(jī)的著艦成功，標(biāo)志艦載無人機(jī)時(shí)代已經(jīng)到來，ACLS系統(tǒng)對(duì)于無人機(jī)著艦尤為重要[43]。美國(guó)的“火力偵察兵”已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了自主著艦，而中國(guó)與西方國(guó)家相比還有不小差距，垂直起降艦載機(jī)是海上作戰(zhàn)部隊(duì)急需，將成為未來大中型艦艇的重要裝備[147]。

總之，艦載機(jī)自動(dòng)著艦系統(tǒng)及引導(dǎo)與控制技術(shù)的研究，在導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制領(lǐng)域具有重要的理論研究?jī)r(jià)值，對(duì)中國(guó)實(shí)現(xiàn)艦載機(jī)、無人機(jī)和直升機(jī)自動(dòng)著艦、強(qiáng)大海軍力量、邁向海洋強(qiáng)國(guó)具有重要的實(shí)際意義。

[1] HUFF R, MARTORELLA P, MCNEILL W, et al. Carrier landing simulation results of precision flight path controllers in manual and automatic approach[C]//Proceedings of the 10th AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference. Reston: AIAA, 1983: 1-9.

[2] 楊一棟, 張宏軍, 姜義慶. 艦載機(jī)著艦引導(dǎo)技術(shù)譯文集[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2003.

YANG Y D, ZHANG H J, JIANG Y Q. Translation collection of carrier landing guidance technique of carrier-based aircraft[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2003 (in Chinese).

[3] 楊一棟, 余俊雅. 艦載飛機(jī)著艦引導(dǎo)與控制[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2006.

YANG Y D, YU J Y. Carrier landing guidance and control of carrier-based aircraft[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2006 (in Chinese).

[4] 楊一棟. 艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)著艦規(guī)范評(píng)估[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2006.

YANG Y D. Review of the carrier approach criteria[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2006 (in Chinese).

[5] 楊一棟, 張宏軍, 譚瑋. 自動(dòng)著艦引導(dǎo)系統(tǒng)驗(yàn)證指南[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2007.

YANG Y D, ZHANG H J, TAN W. Automatic carrier landing system certification manual[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2007 (in Chinese).

[6] 楊一棟, 姜龍光, 許衛(wèi)寶. 艦載機(jī)光學(xué)著艦引導(dǎo)控制要素[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2008.

YANG Y D, JIANG L G, XU W B. Outer-loop control factor for carrier aircraft[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2008 (in Chinese).

[7] 楊一棟, 姜平, 楊民, 等. 儀表與微波著艦引導(dǎo)系統(tǒng)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2008.

YANG Y D, JIANG P, YANG M, et al. Instrument carrier landing system and microwave landing system[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2008 (in Chinese).

[8] 楊一棟, 余俊雅, 楊亞明. 艦載機(jī)著艦飛行訓(xùn)練認(rèn)證指南[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2008.

YANG Y D, YU J Y, YANG Y M. Flight training qualification guide for carrier aircraft[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2008 (in Chinese).

[9] 楊一棟, 胡建興, 盧永錦. 光學(xué)著艦助降系統(tǒng)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2008.

YANG Y D, HU J X, LU Y J. Carrier optical landing aid system[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2008 (in Chinese).

[10] DAVIES W D T, NOURY R. AN/SPN-42 automatic carrier landing system: AD74-35209[R]. New York: Bell Aerospace Company, 1974.

[11] URNES J M, HESS R K. Development of the F/A-18A automatic carrier landing system[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 1985, 8(3): 289-295.

[12] PRICKETT A L, PARKES C J. Flight testing of the F/A-18E/F automatic carrier landing system[C]//Proceedings of 2001 IEEE Proceedings of Aerospace Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2001: 2593-2612.

[13] MCPEAK M A. Joint USAF-USN mission need statement for precision approach and landing capability: USAF 002-94[R]. Washington, D.C.: United States Air Force, 1994.

[14] ELLIS J D. A review and analysis of precision approach and landing system (PALS) certification procedures[D]. Knoxville: University of Tennessee, 2003: 1-55.

[15] JOHNSON G, PETERSON B, TAYLOR J, et al. Test results of F/A-18 autoland trials for aircraft carrier operations[C]//Proceedings of IEEE Aerospace Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2001: 1283-1291.

[16] SOUSA P, WELLONS L, COLBY G, et al. Test results of an F/A-18 automatic carrier landing using shipboard relative GPS[J]. International Journal of Mechanics & Materials in Design, 2003, 7(1): 29-44.

[17] 王丹, 王瑋. 機(jī)載光電/慣性組合著艦導(dǎo)引算法研究[J]. 儀器儀表學(xué)報(bào), 2011, 32(6): 1311-1316.

WANG D, WANG W. Study on aircraft carrier landing algorithm based on airborne electro-optical/inertial integrated navigation system[J]. Chinese Journal of Scientific Instrument, 2011, 32(6): 1311-1316 (in Chinese).

[18] 王丹, 王瑋, 馮培德. 機(jī)載光電/慣性組合著艦導(dǎo)引算法的地面驗(yàn)證[J]. 中國(guó)慣性技術(shù)學(xué)報(bào), 2012, 20(2): 56-60.

WANG D, WANG W, FENG P D. Field verification of aircraft carrier landing algorithm based on integrated airborne infrared camera/inertial navigation system[J]. Journal of Chinese Inertial Technology, 2012, 20(2): 56-60 (in Chinese).

[19] 吳文海, 拜斌, 范海震, 等. 基于光電引導(dǎo)的全天候自動(dòng)著艦?zāi)Ｊ窖芯縖J]. 飛行力學(xué), 2013, 31(2): 126-129.

WU W H, BAI B, FAN H Z, et al. Research on all-weather automatic carrier landing based on opto-electronic guidance[J]. Flight Dynamics, 2013, 31(2): 126-129 (in Chinese).

[20] COUTARD L, CHAUMETTE F, PFLIMLIN J M. Automatic landing on aircraft carrier by visual servoing[C]//Proceedings of IEEE/RSJ International Conference on Intelligent Robots and Systems. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2011: 2843-2848.

[21] COUTARD L, CHAUMETTE F. Visual detection and 3d model-based tracking for landing on aircraft carrier[C]//Proceedings of IEEE International Conference on Robotics and Automation. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2011: 1746-1751.

[22] DING Z X, LI K, MENG Y, et al. FLIR/INS/RA integrated landing guidance for landing on aircraft carrier[J]. International Journal of Advanced Robotic Systems， 2015, 12: 1-9.

[23] 潘婷婷, 江駒, 王新華, 等. 艦載機(jī)著艦多模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)研究[J]. 飛行力學(xué), 2014, 32(1): 25-28.

PAN T T, JINAG J, WANG X H, et al. Research on multiple mode conversion technology of carrier-based aircraft landing[J]. Flight Dynamics, 2014, 32(1): 25-28 (in Chinese).

[24] Joint strike fighter (JSF) model specification[R]. Washington, D. C.: Joint Strike Fighter Program Office, Distribution Statement, 2000.

[25] RUDOWSKY T, COOK S, HYNES M, et al. Review of the carrier approach criteria for carrier-based aircraft-phase I: NAWCADPAX/TR-2002/71[R]. Maryland: Naval Air Warfare Center Aircraft Division, 2002.

[26] 許東松, 王立新, 賈重任. 艦載飛機(jī)著艦過程的參數(shù)適配特性[J]. 航空學(xué)報(bào), 2012, 33(2): 199-207.

XU D S, WANG L X, JIA Z R. Parameter matching characteristics of carrier-based aircraft during the landing process[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(2): 199-207 (in Chinese).

[27] CONNELLY E M. Performance measures for aircraft landings as a function of aircraft dynamics: N85-14565[R]. Massachusetts: Performance Measurement Associates Inc., 1985.

[28] 楊一棟, 鄭峰嬰, 王新華, 等. 艦載機(jī)等效模型及著艦控制規(guī)范[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2013.

YANG Y D, ZHENG F Y, WANG X H, et al. Equivalent models and landing control criterion of carrier based aircraft[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2013 (in Chinese).

[29] DAVIES W D T, NOURY R. AN/SPN-42 automatic carrier landing system[C]//Proceedings of the First Annual Advanced Control Conference. Lafayette: Dun-Donnelley Publ. Corp., 1974: 99-110.

[30] BALDERSON K A, GAUBLOMME D P, THOMAS J W. Simulation validation through linear model comparison[C]//Proceedings of Flight Simulation Technologies Conference. Reston: AIAA, 1996: 490-500.

[31] SCHUST A P, YOUNG P N, SIMPSON W R. Automatic carrier landing system (ACLS) category III certification manual: AD-A1181817[R]. Maryland: ARINC Research Corporation, 1982.

[32] 張明廉, 徐軍. 艦載飛機(jī)自動(dòng)著艦系統(tǒng)的研究[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 1994, 20(4): 386-391.

ZHANG M L, XU J. Studies on automatic carrier landing system for carrier aircraft[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 1994, 20(4) : 386-391 (in Chinese).

[33] 夏桂華, 董然, 孟雪, 等. 艦載機(jī)著艦的動(dòng)力學(xué)建模[J]. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào), 2014, 35(4): 445-456.

XIA G H, DONG R, MENG X, et al. Research on the dynamic modeling for the landing of a carrier-based aircraft[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2014, 35(4): 445-456 (in Chinese).

[34] 夏桂華, 董然, 許江濤, 等. 考慮擾流的艦載機(jī)終端進(jìn)場(chǎng)線性模型[J]. 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(3): 970-983.

XIA G H, DONG R, XU J T, et al. Linearized carrier-based aircraft model in final approach phase with air turbulence considered[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(3): 970-983 (in Chinese).

[35] XIA G H, DONG R, XU J T, et al. Linearized model of carrier-based aircraft dynamics in final-approach air condition[J]. Journal of Aircraft, 2016, 53(1): 33-47.

[36] KUKREJA SUNIL L, BRENNER M J. Nonlinear black-box modeling of aeroelastic systems using structure detection approach: application to F/A-18 aircraft data[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2007, 30(2): 557-564.

[37] WARD D G, MONACO J F. System identification for retrofit reconfigurable control of an F/A-18 aircraft[J]. Journal of Aircraft, 2005, 42(1): 63-72.

[38] BOELY N, BOTEZ R M, KOUBA G. Identification of an F/A-18 nonlinear model between control and structural deflections[C]//Proceedings of 47th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston: AIAA, 2009: 1-31.

[39] BOELY N, BOTEZ R M, KOUBA G. Identification of a non-linear F/A-18 model by the use of fuzzy logic and neural network methods[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2010, 225(5): 559-574.

[40] 甄子洋, 姬猛, 王新華, 等. 雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法： ZL201110132929.6[P]. 2013-04-07.

ZHEN Z Y, JI M, WANG X H, et al. Safe carrier landing method of double-engine carrier-based aircraft: ZL201110132929.6[P]. 2013-04-07 (in Chinese).

[41] 吳文海, 張雙中亞, 王奇, 等. 單發(fā)停車下滑著艦飛行動(dòng)力學(xué)仿真分析[J]. 飛行力學(xué), 2014, 32(6): 489-493.

WU W H, ZHANG S Z Y, WANG Q, et al. Simulation and analysis of one engine out glide carrier landing flight dynamics[J]. Flight Dynamics, 2014, 32(6): 489-493 (in Chinese).

[42] 劉智漢, 袁東, 劉超. 艦載機(jī)多體動(dòng)力學(xué)仿真建模及起降過程分析[J]. 飛行力學(xué), 2012, 30(6): 485-488.

LIU Z H, YUAN D, LIU C. Multi-body dynamics simulation modeling and takeoff/landing process analysis of carrier-based aircraft[J]. Flight Dynamics, 2012, 30(6): 485-488 (in Chinese).

[43] 楊一棟, 甄子洋, 徐佳龍, 等. 無人機(jī)著艦制導(dǎo)與控制[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2013.

YANG Y D, ZHEN Z Y, XU J L, et al. UAV carrier landing guidance and control[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2013 (in Chinese).

[44] FORTENBAUGH R L. Practical integration of direct lift control into an automatic carrier landing system[C]//Proceedings of AIAA Guidance and Control Conference. Reston: AIAA, 1972: 1-10.

[45] FITZGERALD P. Flight control system design for autonomous UAV carrier landing[D]. Cranfield: Cranfield University, 2004: 131-163.

[46] CLARK J W, MILLER D P. Investigation of the use of vectored thrust during carrier landings[J]. Journal of Aircraft, 1966, 3(4): 310-317.

[47] HELLER M, DAVID R, HOLMBERG J. Falling leaf motion suppression in the F/A-18 Hornet with revised flight control software[C]//Proceedings of 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston: AIAA, 2004: 1-11.

[48] HELLER M, NIEWOEHNER R J, LAWSON K P. F/A-18E/F super hornet high-angle-of-attack control law development and testing[J]. Journal of Aircraft, 2001, 38(5): 841-847.

[49] CHAKRABORTY A, SEILER P, BALAS G. Susceptibility of F/A-18 flight controllers to the falling-leaf mode: Linear analysis[J]. AIAA Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2011, 34(1): 57-72.

[50] CHAKRABORTY A, SEILER P, BALAS G. Susceptibility of F/A-18 flight controllers to the falling-leaf mode: nonlinear analysis[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2011, 34(1): 73-85.

[51] BANNETT R J. Optimal control of the F-8C in a fully automatic carrier approach: AD-753010[R]. Springfield: National Technical Information Service, 1972.

[52] 尹海韜, 王新民, 李樂堯, 等. 基于降階解耦的最優(yōu)伺服控制器設(shè)計(jì)及在著艦控制上的應(yīng)用[J]. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 31(3): 464-469.

YIN H T, WANG X M, LI L Y, et al. Designing optimal servo (OS) controller with reduced-order decoupling and its application to landing control[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2013, 31(3): 464-469 (in Chinese).

[53] FAN Y G, LUTZE F H, CLIFF E M. Time-optimal lateral maneuvers of an aircraft[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 1995, 18(5): 1106-1112.

[54] CRASSIDIS J L, MOOK D J. Robust control design of an automatic carrier landing system[C]//Proceedings of Proceedings of the AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference. Reston: AIAA, 1992: 1471-1482.

[55] SUBRAHMANYAM M B.H∞design of F/A-18A automatic carrier landing system[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 1994, 17(1): 187-191.

[56] NIEWOEHNER R J, KAMINER I. Design of an autoland controller for carrier-based F-14 aircraft usingH∞output-feedback synthesis[C]//Proceedings of the American Control Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 1994: 2501-2505.

[57] SUBRAHMANYAM M B. Finite horizonH∞and related control problems[M]. Boston: Birkh?user Boston, 1995: 93-116.

[58] BALAS G J, PACKARD A K, RENFROW J, et al. Control of the F-14 aircraft lateral-directional axis during powered approach[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 1998, 21(6): 899-908.

[59] TU K Y, SIDERIS A, MEASE K D, et al. Robust lateral-directional control design for the F/A-18[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference. Reston: AIAA, 1999: 1213-1219.

[60] CHE J, CHEN D G. Automatic landing control usingH∞control and stable inversion[C]//Proceedings of the 40th IEEE Conference on Decision and Control. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2001: 241-246.

[61] YANG X, MEASE K D, SIDERIS A, et al. Modern design and classical performance assessment of an F/A-18 experimental flight controller[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit. Reston: AIAA, 2001: 1-8.

[62] LIND R, BURKEN J.μ-synthesis of an F/A-18 controller[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit. Reston: AIAA, 2000: 1-11.

[63] 袁鎖中, 楊京, 龔華軍, 等. 著艦導(dǎo)引系統(tǒng)H∞控制器設(shè)計(jì)[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 1998, 30( 4): 377-381.

YUAN S Z, YANG J, GONG H J, et al. Design of an automatic carrier landing system usingH∞synthesis[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 1998, 30(4): 377-381 (in Chinese).

[64] 代世俊, 楊一棟, 余勇. 基于LMI的H∞飛行/推力綜合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2002, 34(4): 386-390.

DAI S J, YANG Y D, YU Y. Design of flight/thrust integrated control system using LMI-basedH∞synthesis[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2002, 34(4): 386-390 (in Chinese).

[65] 余勇, 楊一棟, 代世俊. 著艦導(dǎo)引中的H∞飛行/推力控制系統(tǒng)研究[J]. 南京理工大學(xué)學(xué)報(bào), 2003, 27(3): 256-260.

YU Y, YANG Y D, DAI S J. Study of flight/thrust control system usingH∞synthesis in carrier landing system[J]. Journal of Nanjing University of Science and Technology, 2003, 27(3): 256-260 (in Chinese).

[66] 朱齊丹, 聞子俠, 張智, 等. 艦載機(jī)著艦側(cè)回路混合H∞/H2模型參考LPV控制[J]. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 34(1): 83-91.

ZHU Q D, WEN Z X, ZHANG Z, et al. Carrier aircraft landing mixedH∞/H2LPV model reference control during powered approach[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2013, 34(1): 83-91 (in Chinese).

[67] 陳華坤, 章衛(wèi)國(guó), 王新民. 艦載機(jī)縱向自動(dòng)著艦控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 彈艦與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 2007, 27(1): 73-76.

CHEN H K, ZHANG W G, WANG X M. Design of automatic control system for longitudinal landing on carrier[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2007, 27(1): 73-76 (in Chinese).

[68] MUELLER J, BALAS G. Implementation and testing of LPV controllers for the NASA F/A-18 Systems Research Aircraft[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit. Reston: AIAA, 2000.

[69] BALAS G J, FIALHO I, PACKARD A K, et al. On the design of LPV controllers for the F-14 lateral-directional axis during powered approach[C]//Proceedings of the American Control Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 1997: 123-127.

[70] FIALHO I, BALAS G J, PACKARD A K, et al. Gain-scheduled lateral control of the F-14 aircraft during powered approach landing[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2000, 23(3): 450-458.

[71] TOURNES C, LANDRUM B. F-14 aircraft lateral-directional adaptive control using subspace stabilization[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2003, 26(1): 167-169.

[72] BURKEN J, NGUYEN N, GRIFFIN B. Adaptive flight control design with optimal control modification for F-18 aircraft model[C]//Proceedings of AIAA Infotech@Aerospace. Reston: AIAA, 2010: 1-17.

[73] SINGH L, MIOTTO P, BREGER L S. L1 adaptive control design for improved handling of the F/A-18 class of aircraft[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference. Reston: AIAA, 2013: 1-12.

[74] BOSKOVIC J D, MEHRA R K. Multiple-model adaptive flight control scheme accommodation of actuator failures[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2002, 25(4): 712-724.

[75] BOSKOVIC J D. A new decentralized retrofit adaptive fault-tolerant flight control design[J]. International Journal of Adaptive Control and Signal Processing, 2014, 28(9): 778-797.

[76] WINKER G M. Dynamic inversion plus proportional-integral controller for F/A-18[D]. California: University of California, 1999: 30-80.

[77] MILLER C J. Nonlinear dynamic inversion baseline control law: Flight-test results for the full-scale advanced systems tested F/A-18 airplane[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference. Reston: AIAA, 2011: 1-25.

[78] VANZWIETEN T S, GILLIGAN E T, WALL J H, et al. Adaptive augmenting control flight characterization experiment on an F/A-18: AAS 14-052[R]. Breckenridge: American Astronautical Society, 2014.

[79] JU H S, TSAI C C, LEE C. Flight path control design for glide-slope tracking by backstepping[C]//Proceedings of IEEE International Conference on Mechatronics. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2005: 887-892.

[80] JU H S, TSAI C C. Glidepath command generation and tracking for longitudinal autolanding[C]//Proceedings of the 17th IFAC World Congress. Laxenburg: International Federation of Automatic Control, 2008: 1093-1098.

[81] LEE K, RAMASAMY S, SINGH S. Adaptive sliding mode 3-D trajectory control of F/A-18 model via SDU decomposition[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit. Reston: AIAA, 2008: 1-22.

[82] ZHU Q D, WANG T, ZHONG X Y, et al. Adaptive variable structure guidance system design of a longitudinal automatic carrier landing system[C]//Proceedings of the 21st Chinese Control and Decision Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2009: 4855-4859.

[83] 黃得剛, 章衛(wèi)國(guó), 邵山, 等. 艦載機(jī)自動(dòng)著艦縱向控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 控制理論與應(yīng)用, 2014, 31(12): 1731-1739.

HUANG D G, ZHANG W G, SHAO S, et al. Design of automatic control system for longitudinal landing on carrier[J]. Control Theory & Applications, 2014, 31(12): 1731-1739 (in Chinese).

[84] 朱齊丹, 孟雪, 張智. 基于非線性動(dòng)態(tài)逆滑模的縱向著艦系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 系統(tǒng)工程與電子技術(shù), 2014, 6(10): 2037-2042.

ZHU Q D, MENG X, ZHANG Z. Design of longitudinal carrier landing system using nonlinear dynamic inversion and sliding mode control[J]. Systems Engineering and Electronics, 2014, 6(10): 2037-2042 (in Chinese).

[85] JIANG X W, ZHU Q D, WEN Z X. Receding horizon control on automatic landing lateral loop of carrier-based aircraft[J]. Applied Mechanics and Materials, 2013, 300-301: 1610-1616.

[86] 朱齊丹, 王立鵬， 張智, 等. 艦載機(jī)著艦側(cè)回路時(shí)變風(fēng)險(xiǎn)權(quán)值矩陣線性變參數(shù)預(yù)測(cè)控制[J]. 控制理論與應(yīng)用, 2015, 32(1): 101-109.

ZHU Q D, WANG L P, ZHANG Z, et al. Aircraft lateral linear parameter varying model predictive control with time varying weight[J]. Control Theory & Applications, 2015, 32(1): 101-109 (in Chinese).

[87] 甄子洋. 預(yù)見控制理論及應(yīng)用研究進(jìn)展[J]. 自動(dòng)化學(xué)報(bào), 2016, 42(2): 172-188.

ZHEN Z Y. Research development in preview control theory and application[J]. Acta Automatica Sinica, 2016, 42(2): 172-188 (in Chinese).

[88] 甄子洋, 王新華, 邵敏敏, 等. 基于控制器切換的艦載機(jī)自動(dòng)著艦縱向控制器及其控制方法: CN2015102007283.3[P]. 2015-04-24.

ZHEN Z Y, WANG X H, SHAO M M, et al. Controllers switching based ACLS longitudinal controller for carrier-based aircraft: CN2015102007283.3[P]. 2015-04-24 (in Chinese).

[89] 甄子洋, 邵敏敏, 龔華軍, 等. 基于魯棒預(yù)見控制的艦載機(jī)自動(dòng)著艦控制方法: CN201510158509.3[P]. 2015-04-03.

ZHEN Z Y, SHAO M M, GONG H J, et al. Robust preview control based automatic carrier landing control for carrier-based aircraft: CN201510158509.3[P]. 2015-04-03 (in Chinese).

[90] 邵敏敏, 龔華軍, 甄子洋, 等. 基于H2預(yù)見控制的艦載機(jī)自動(dòng)著艦控制方法[J]. 電光與控制, 2015(9): 68-71.

SHAO M M, GONG H J, ZHEN Z Y, et al. AnH2preview control based automatic landing control method for carrier based aircraft[J]. Electronics Optics & Control, 2015(9): 68-71 (in Chinese).

[91] STEINBERG M. A fuzzy logic based F/A-18 automatic carrier landing system[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation and Control Conference. Reston: AIAA, 1991: 407-417.

[92] STEINBERG M. Development and simulation of an F/A-18 fuzzy logic automatic carrier landing system[C]//Proceedings of the Second IEEE International Conference on Fuzzy Systems. Piscataway, NJ: IEEE Press, 1993: 797-802.

[93] MENG H, LI Y Z. Fuzzy controller design for automatic carrier landing of aircraft[C]//Proceedings of 33rd Chinese Control Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2014: 4457-4461.

[94] 張敏, 陳博, 張宗麟. 艦載機(jī)橫側(cè)向著艦控制律研究[J]. 飛行力學(xué), 2010, 28(3): 24-27.

ZHANG M, CHEN B, ZHANG Z L. Research on lateral landing control law of carrier-based aircraft[J]. Flight Dynamics, 2010, 28(3): 24-27 (in Chinese).

[95] HA C. Gain-scheduled directional guidance controller design using a genetic algorithm for automatic precision landing[J]. International Journal of Control, Automation and Systems, 2010, 8(1): 107-117.

[96] LI J N, DUAN H B. Simplified brain storm optimization approach to control parameter optimization in F/A-18 automatic carrier landing system[J]. Aerospace Science and Technology, 2015, 42: 187-195.

[97] STEINBERG M L, PAGET A B. A comparison of neural, fuzzy, evolutionary, and adaptive approaches for carrier landing[C]//Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit. Reston: AIAA, 2001: 1-11.

[98] RICHARDS R A. Application of multiple artificial intelligence techniques for an aircraft carrier landing decision support tool[C]//Proceedings of the 2002 IEEE International Conference on Fuzzy Systems. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2002: 7-11.

[99] SURESH S, OMKAR S N, MANI V, et al. Direct adaptive neural flight controller for F-8 fighter aircraft[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2006, 29(2): 454-464.

[100] CRASSIDIS J L, MOOK D J. Modeling an autopilot and thrust compensator in an automatic carrier landing system[C]//Proceedings of the AIAA Flight Simulation Technologies Conference. Reston: AIAA, 1991: 368-377.

[101] 張玉潔, 楊一棟. 保持飛行迎角恒定的動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)性能分析[J]. 飛行力學(xué), 2006, 24(4): 30-33.

ZHANG Y J, YANG Y D. Analysis of the approach power compensator system with constant angle of attack[J]. Flight Dynamics, 2006, 24(4): 30-33 (in Chinese).

[102] ZHU Q D, LI J L, LI Y Z, et al. The approach power compensation system of carrier aircraft[C]//Proceedings of 25th Chinese Control and Decision Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2013: 5074-5076.

[103] ZHU Q D, WANG T, ZHANG W, et al. Variable structure approach power compensation system design of an automatic carrier landing system[C]//Proceedings of the 21st Chinese Control and Decision Conference. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2009: 5517-5521.

[104] 滿翠芳, 江駒, 王新華, 等. 艦載機(jī)動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)模糊邏輯設(shè)計(jì)技術(shù)[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 42(5): 656-660.

MAN C F, JIANG J, WANG X H, et al. Carrier-based aircraft approach power compensator system design based on fuzzy logic techniques[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2010, 42(5): 656-660 (in Chinese).

[105] 朱齊丹, 李新飛, 呂開東. 基于滑模變結(jié)構(gòu)控制的艦載機(jī)動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 飛行力學(xué), 2012, 30(3): 223-227.

ZHU Q D, LI X F, LYU K D. Approach power compensator system for carrier-based aircraft with variable structure control[J]. Flight Dynamics, 2012, 30(3): 223-227 (in Chinese).

[106] 李忠東. 自動(dòng)油門控制技術(shù)在艦載機(jī)上的應(yīng)用[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì), 2012, 32(4): 22-24.

LI Z D. Application of automatic throttle control (ATC) technology in the carrier aircraft[J]. Aircraft Design, 2012, 32(4): 22-24 (in Chinese).

[107] 楊一棟, 江駒. 保持飛行迎角恒定的飛行/推力綜合控制[J]. 航空學(xué)報(bào), 1996, 17(4): 460-464.

YANG Y D, JIANG J. Integrated flight/thrust control system with constant angle of attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 1996, 17(4): 460-464 (in Chinese).

[108] 楊一棟, 王新華, 龔華軍. 飛行綜合控制[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2015.

YANG Y D, WANG X H, GONG H J. Integrated flight control[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2015 (in Chinese).

[109] 李冀鑫, 侯志強(qiáng), 徐彥軍. 基于總能量理論的著艦飛行/推力控制系統(tǒng)[J]. 飛行力學(xué), 2010, 28(2): 35-38.

LI J X, HOU Z Q, XU Y J. Integrated carrier landing flight/thrust control system based on total energy theory[J]. Flight Dynamics, 2010, 28(2): 35-38 (in Chinese).

[110] Aircraft carrier reference data manual: NAEC-MISC-06900[R]. 1997.

[111] YIN H T, WANG X M, LI W C, et al. Study of disturbances model on carrier-based aircraft landing process[J]. Applied Mechanics and Materials, 2013, 321-324: 824-828.

[112] 許東松, 劉星宇, 王立新. 航母運(yùn)動(dòng)對(duì)艦載飛機(jī)著艦安全性的影響[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 37(3): 289-294.

XU D S, LIU X Y, WANG L X. Influence of carrier motion on landing safety for carrier-based airplanes[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2011, 37(3): 289-294 (in Chinese).

[113] SULEIMAN B M. Identification of finite-degree-of- freedom models for ship motions[D]. Virginia: Virginia Polytechnic Institute and State University, 2000: 1-24.

[114] YUMORI I. Real time prediction of ship response to ocean waves using time series analysis[C]//Proceedings of OCEANS. Piscataway, NJ: IEEE Press, 1981: 1082-1089.

[115] SIDAR M M, DOOLIN B F. On the feasibility of real-time prediction of aircraft carrier motion at sea[J]. IEEE Transactions on Automatic Control, 1983, 28(3): 350-356.

[116] CORTES N B. Predicting ahead on ship motions using Kalman filter implementation[D]. Melbourne: RMIT University, 1999: 20-50.

[117] KHAN A, BIL C, MARION K E. Ship motion prediction for launch and recovery of air vehicles[C]//Proceedings of MTS/IEEE OCEANS. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2005: 2795-2801.

[118] YANG X L, POTA H, GARRATT M, et al. Ship motion prediction for maritime flight operations[C]//Proceedings of the 17th IFAC World Congress. Laxenburg: International Federation of Automatic Control, 2008: 12407-12412.

[119] 王敏, 張晶, 申功璋. 基于甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)報(bào)的自動(dòng)著艦系統(tǒng)綜合設(shè)計(jì)[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2010, 22(S1): 119-122.

WANG M, ZHANG J, SHEN G Z. Design of automatic carrier landing system based on deck motion prediction[J]. Journal of System Simulation, 2010, 22(S1): 119-122 (in Chinese).

[120] 周鑫, 彭榮鯤, 袁鎖中, 等. 艦載機(jī)著艦縱向甲板運(yùn)動(dòng)預(yù)估及補(bǔ)償技術(shù)[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 45(5): 599-604.

ZHOU X, PENG R K, YUAN S Z, et al. Longitudinal deck motion prediction and compensation for carrier landing[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013, 45(5): 599-604 (in Chinese).

[121] ZHAO X, XU R, KWAN C. Ship-motion prediction: Algorithms and simulation results[C]//Proceedings of IEEE International Conference on Acoustics, Speech, and Signal Processing. Piscataway, NJ: IEEE Press, 2004: 125-128.

[122] 周鑫, 彭榮鯤, 袁鎖中. 艦載機(jī)理想著艦點(diǎn)垂直運(yùn)動(dòng)的預(yù)估與補(bǔ)償[J]. 航空學(xué)報(bào), 2013, 34(7): 1663-1669.

ZHOU X, PENG R K, YUAN S Z. Prediction and compensation for vertical motion of ideal touchdown point in carrier landing[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(7): 1663-1669 (in Chinese).

[123] 余勇, 楊一棟. 側(cè)向甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償技術(shù)研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2003, 24(3): 69-71.

YU Y, YANG Y D. Study on the lateral deck motion compensation technique[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2003, 24(3): 69-71 (in Chinese).

[124] 江駒, 王新華, 甄子洋, 等. 基于甲板運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償?shù)呐炤d機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)控制方法: ZL201110322181.6[P]. 2013-08-21.

JIANG J, WANG X H, ZHEN Z Y, et al. Automatic carrier landing guidance control based on deck motion compensation for carrier-based aircraft: ZL201110322181.6[P]. 2013-08-21 (in Chinese).

[125] JOURNéE J M J. Theoretical manual of SEAWAY: Report1216a[R]. Delft: Delft University of Technology, 2001.

[126] 呂開東, 李新飛, 姜邁, 等. 艦載機(jī)著艦過程的艦尾氣流場(chǎng)數(shù)值仿真分析[J]. 飛行力學(xué), 2013, 31(1): 18-23.

LYU K D, LI X F, JIANG M, et al. Simulation analysis on carrier landing disturbance model[J]. Flight Dynamics, 31(1): 18-23 (in Chinese).

[127] POLSKY S, NAYLOR S. CVN airwake modeling and integration: initial steps in the creation and implementation of a virtual burble for F-18 carrier landing simulations[C]//Proceedings of AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit. Reston: AIAA, 2005: 1-9.

[128] SHIPMAN J D, ARUNAJATESAN S, CAVALLO P A, et al. Dynamic CFD simulation of aircraft recovery to an aircraft carrier[C]//Proceedings of 26th AIAA Applied Aerodynamics Conference. Reston: AIAA, 2008: 1-11.

[129] URNES J M, HESS R K. Development of the F/A-18A automatic carrier landing system[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 1985, 8(3): 289-295.

[130] YIN H T, WANG X M, LI W C, et al. Study of disturbances model on carrier-based aircraft landing process[J]. Applied Mechanics and Materials, 2013, 321-324: 824-828.

[131] 胡國(guó)才, 王奇, 劉湘一, 等. 艦尾流對(duì)艦載機(jī)著艦軌跡和動(dòng)態(tài)響應(yīng)的影響研究[J]. 飛行力學(xué), 2009, 27(6): 18-21.

HU G C, WANG Q, LIU X Y, et al. Influence of carrier air wake on carrier-based aircraft landing trajectory and dynamic response[J]. Flight Dynamics, 2009, 27(6): 18-21 (in Chinese).

[132] 江駒, 甄子洋, 王新華, 等. 抑制艦尾氣流擾動(dòng)的艦載機(jī)著艦引導(dǎo)與控制系統(tǒng)及方法: ZL201110287699.0[P]. 2014-02-08.

JIANG J, ZHEN Z Y, WANG X H, et al. Airwake disturbance rejection based carrier landing guidance and control system of carrier-based aircraft: ZL201110287699.0[P]. 2014-02-08 (in Chinese).

[133] 焦鑫, 江駒, 王新華, 等. 基于模型參考模糊自適應(yīng)的艦尾流抑制方法[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2013, 45(3): 396-401.

JIAO X, JIANG J, WANG X H, et al. Air wake rejecting method based on model reference fuzzy adapting system control[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013, 45(3): 396-401 (in Chinese).

[134] 王奇, 吳文海, 胡國(guó)才. 抗尾流干擾的自動(dòng)著艦非線性控制研究[J]. 飛行力學(xué), 2013, 31(4): 31-34.

WANG Q, WU W H, HU G C. Research on nonlinear control of automated carrier landing with the airwake rejection ability[J]. Flight Dynamics, 2013, 31(4): 31-34 (in Chinese).

[135] 甄子洋, 邵敏敏, 龔華軍, 等. 一種含艦尾氣流補(bǔ)償?shù)呐炤d機(jī)自動(dòng)著艦復(fù)合控制方法: CN201510243842.4[P]. 2015-05-13.

ZHEN Z Y, SHAO M M, GONG H J. Airwake compensation based automatic carrier landing composite control for carrier-based aircraft: CN201510243842.4 [P]. 2015-05-13 (in Chinese).

[136] 鄭峰嬰, 楊一棟. 變后掠翼艦載機(jī)抗側(cè)風(fēng)自動(dòng)著艦引導(dǎo)系統(tǒng)[J]. 飛行力學(xué), 2011, 29(2): 37-40.

ZHENG F Y, YANG Y D. Counteracting side wind in automatic carrier landing system for variable swept wing carrier-aircraft[J]. Flight Dynamics, 2011, 29(2): 37-40 (in Chinese).

[137] MOOK D J, SWANSON D A, ROEMER M J, et al. Improved noise rejection in automatic carrier landing systems[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 1992, 15(2): 509-519.

[138] CRASSIDIS J L, MOOK D J, MCGRATH J M. Automatic carrier landing system utilizing aircraft sensors[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 1993, 16(5): 914-921.

[139] 桑德一, 趙建軍, 楊利斌. 艦載機(jī)著艦引導(dǎo)雷達(dá)標(biāo)校數(shù)據(jù)去噪方法研究[J]. 計(jì)算機(jī)與數(shù)字工程, 2015, 43(3): 387-391.

SANG D Y, ZHAO J J, YANG L B. Denoising method for landing guidance radar calibration data[J]. Computer and Digital Engineering, 2015, 43(3): 387-391 (in Chinese).

[140] 余勇, 楊一棟, 代世俊. 艦載飛機(jī)復(fù)飛決策技術(shù)研究與實(shí)時(shí)可視化仿真[J]. 飛行力學(xué), 2002, 20(2): 31-38.

YU Y, YANG Y D, DAI S J. Study on wave off decision techniques and real-time visible simulation of carrier-based aircraft[J]. Flight Dynamics, 2002, 20(2): 31-38 (in Chinese).

[141] 焦鑫, 江駒, 王新華, 等. 艦載機(jī)綜合復(fù)飛決策研究[J]. 飛行力學(xué), 2012, 30(5): 405-409.

JIAO X, JIANG J, WANG X H, et al. Research on comprehensive wave-off decision of carrier-based aircraft[J]. Flight Dynamics, 2012, 30(5): 405-409 (in Chinese).

[142] HAN Z M, HONG G X. Analysis of security window in automatic landing of the carrier-borne aircraft[J]. Research Journal of Applied Sciences, Engineering and Technology, 2014, 7(14): 2874-2879.

[143] 沈宏良, 龔正. 艦載飛機(jī)復(fù)飛決策與操縱研究[J]. 飛行力學(xué), 2008, 26(5): 5-9.

SHEN H L, GONG Z. Research on wave-off decision and control for carrier aircraft[J]. Flight Dynamics, 2008, 26(5): 5-9 (in Chinese).

[144] 王寶寶, 龔華軍, 王新華, 等. 艦載機(jī)智能復(fù)飛決策技術(shù)研究[J]. 飛行力學(xué), 2010, 28(2): 42-45.

WANG B B, GONG H J, WANG X H, et al. Study on intelligent wave-off decision techniques of carrier aircraft[J]. Flight Dynamics, 2010, 28(2): 42-45 (in Chinese).

[145] 楊一棟, 江駒, 張洪濤, 等. 著艦安全與復(fù)飛技術(shù)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2013.

YANG Y D, JIANG J, ZHANG H T, et al. Safety and waveoff technologies in carrier landing[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2013 (in Chinese).

[146] NORWOOD D S, CHICHESTER R H. Full scale aircraft drop test program for the F-35C carrier variant[C]//Proceedings of 56th AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Reston: AIAA, 2015: 1-22.

[147] 楊一棟, 袁鎖中, 王夷. 無人直升機(jī)著艦制導(dǎo)與控制[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2013.

YANG Y D, YUAN S Z, WANG Y. Guidance and control of unmanned helicopter ship landing[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2013 (in Chinese).

(責(zé)任編輯： 張玉)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160830.1136.004.html

Researchprogressinguidanceandcontrolofautomaticcarrierlandingofcarrier-basedaircraft

ZHENZiyang*,WANGXinhua,JIANGJu,YANGYidong

CollegeofAutomationEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

Automaticcarrierlandingofcarrier-basedaircraftisacomplexsystemengineering.Thispapersummarizesthedevelopmentofautomaticcarrierlandingsystem(ACLS)andkeytechniquesofguidanceandcontrolforcarrierlanding.ThedevelopmenthistoryanddesignspecificationoftheACLSaredescribed.ThebasicframeworkandoperationalprincipleoftheACLSarediscussedindetail.Basedonthesummaryofautomaticcarrierlandingguidanceandcontrolkeyproblemsofcarrier-basedaircraft,thedevelopmentofkeytechniquesofautomaticcarrierlandingissummarizedandanalyzed,includingtheaircraftmathematicalmodeling,carrierlandingguidance,carrierlandingflightcontrol,powercompensationandauto-throttlecontrol,flightdeckmodeling,predictionandcompensation,airwakemodelingandrestrain,radarnoiserestrainanderrorcorrect,wave-offandboltdecisionandcontrol.Aconclusionoftheresearchfindingsofautomaticcarrierlandingguidanceandcontrolisgiven,andfuturedevelopmenttrendsareforecasted.

carrier-basedaircraft;automaticcarrierlandingsystem(ACLS);guidance;flightcontrol;aircraftcarrier

2016-05-13；Revised2016-06-14；Accepted2016-07-28；Publishedonline2016-08-301136

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(61304223，61533008,61673209);theFundamentalResearchFundsfortheCentralUniversities(NJ20160026,NZ2015206)

.E-mailzhenziyang@nuaa.edu.cn

2016-05-13；退修日期2016-06-14；錄用日期2016-07-28； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-08-301136

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國(guó)家自然科學(xué)基金 (61304223，61533008，61673209)； 中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金 (NJ20160026,NZ2015206)

.E-mailzhenziyang@nuaa.edu.cn

甄子洋， 王新華， 江駒， 等. 艦載機(jī)自動(dòng)著艦引導(dǎo)與控制研究進(jìn)展J. 航空學(xué)報(bào)，2017,38(2):020435.ZHENZY,WANGXH,JIANGJ,etal.Researchprogressinguidanceandcontrolofautomaticcarrierlandingofcarrier-basedaircraftJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(2):020435.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0224

V249.1

A

1000-6893(2017)02-020435-22