軟式自動(dòng)空中加油對(duì)接控制技術(shù)研究

張穎 黃鵬 王啟

摘? 要：對(duì)接階段的控制研究是軟式自動(dòng)空中加油控制技術(shù)的核心，它對(duì)精度、安全和效率的要求最高，解決好該階段的控制問題是空中加油成功的關(guān)鍵。通過選擇合適的受油機(jī)為對(duì)象，對(duì)軟式自動(dòng)加油的對(duì)接過程進(jìn)行了數(shù)學(xué)建模，進(jìn)而基于建立的數(shù)學(xué)模型對(duì)受油機(jī)進(jìn)行了自動(dòng)對(duì)接控制器的設(shè)計(jì)，最后，在MATLAB仿真環(huán)境中對(duì)設(shè)計(jì)的受油機(jī)對(duì)接控制器進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明，在輕微大氣湍流干擾下，設(shè)計(jì)的受油機(jī)對(duì)接控制系統(tǒng)能實(shí)現(xiàn)受油插頭和加油錐套的精確跟蹤與對(duì)接。

關(guān)鍵詞：軟式自動(dòng)空中加油;加油錐套;對(duì)接;大氣湍流

中圖分類號(hào)：V249.1? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ?文章編號(hào)：2095-2945（2019）11-0156-03

Abstract： The control research of docking stage is the core of soft automatic air refueling control technology， which requires the highest accuracy， safety and efficiency. solving the control problem in this stage is the key to the success of air refueling. By selecting the appropriate oil receiver as the object， the docking process of soft automatic refueling is modeled mathematically， and then the automatic docking controller of the oil receiver is designed based on the established mathematical model. Finally， the designed docking controller of the oil receiver is simulated and verified in MATLAB simulation environment. The simulation results show that the docking control system can realize the accurate tracking and docking of the oil receiving plug and the refueling cone sleeve under the slight atmospheric turbulence interference.

Keywords： soft automatic aerial refueling; refueling cone sleeve; docking; atmospheric turbulence

空中加油技術(shù)能夠擴(kuò)大作戰(zhàn)飛機(jī)的攻擊區(qū)域和延長(zhǎng)戰(zhàn)斗時(shí)間，使作戰(zhàn)飛機(jī)的任務(wù)執(zhí)行能力得到實(shí)質(zhì)性提升，逐漸成為世界主要軍事強(qiáng)國(guó)空中力量的基本功能之一。隨著無(wú)人機(jī)進(jìn)入作戰(zhàn)序列，各軍事強(qiáng)國(guó)開始著手于將空中加油技術(shù)應(yīng)用于無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)，受油機(jī)在整個(gè)加油過程中不再由人工操縱，這使得在有限自主權(quán)限下的自動(dòng)空中加油技術(shù)的概念應(yīng)運(yùn)而生。

自動(dòng)空中加油技術(shù)相比于有人空中加油技術(shù)不僅能提升加油的效率，提高空中加油和對(duì)接的成功率，還能降低加油機(jī)、受油機(jī)機(jī)載飛行員和操作人員的相關(guān)技術(shù)要求。這一系列優(yōu)勢(shì)使得自動(dòng)空中加油技術(shù)有著更深遠(yuǎn)的戰(zhàn)略價(jià)值和意義，也必將受到各軍事強(qiáng)國(guó)的廣泛研究和發(fā)展。

1 軟式自動(dòng)空中加油技術(shù)簡(jiǎn)介

如圖1所示，軟式加油的加油設(shè)備主要由加油機(jī)吊艙釋放出的軟管及加油錐套以及受油探頭組成。其中，軟管長(zhǎng)度與加油機(jī)機(jī)長(zhǎng)相匹配，通常長(zhǎng)16～30m，錐套呈漏斗狀，且重量輕，上面裝有機(jī)械自鎖機(jī)構(gòu)，受油探頭一般在受油機(jī)機(jī)頭安裝。

整個(gè)軟式空中加油的過程被劃分為以下6個(gè)階段[1]：（1）會(huì)合階段：首先加油機(jī)在一定的空域盤旋等待并放下軟管，無(wú)人受油機(jī)接收加油指令飛到加油初始點(diǎn)（此位置一般為在加油機(jī)后方1mile（約1068m），下方1000ft處）完成與加油機(jī)的會(huì)合。（2）加入階段：受油機(jī)完成與加油機(jī)的會(huì)合后從左側(cè)加入加油機(jī)，到達(dá)觀察位置，在加油機(jī)左翼外側(cè)進(jìn)行梯形編隊(duì)。（3）預(yù)對(duì)接階段：繼而加油機(jī)保持勻速直線飛行，在觀察位置等待的受油機(jī)接到加油命令后尾隨加油機(jī)到達(dá)加油機(jī)軟管之后的預(yù)對(duì)接位置。（4）對(duì)接階段：受油機(jī)從預(yù)對(duì)接位置開始慢慢加速，靠沖力將受油探頭插入錐套，頂開加油管末端的單向活門，和加油設(shè)備成功相連。（5）加油階段：加受油設(shè)備對(duì)接成功后燃油便自動(dòng)輸送至受油機(jī)，此過程加油機(jī)受油機(jī)保持相對(duì)位置不變，一起沿著加油線緊密編隊(duì)飛行。（6）脫離階段：加油結(jié)束后，受油機(jī)將減速，當(dāng)速度差達(dá)到一定時(shí)，錐套和探頭就會(huì)自動(dòng)脫離，燃油輸送自動(dòng)切斷，受油機(jī)從加油機(jī)右舷外側(cè)離開，并在加油機(jī)的右翼外側(cè)進(jìn)行重組，仍然成梯形編隊(duì)形式。加油機(jī)則沿大航線盤旋，等待其他受油機(jī)切入加油航線進(jìn)行會(huì)合加油。

2 對(duì)接過程的數(shù)學(xué)建模

在軟式自動(dòng)空中加油的6個(gè)階段中，對(duì)接階段的控制研究是軟式自動(dòng)空中加油控制技術(shù)的核心，這個(gè)階段對(duì)加受油機(jī)的速度差與高度差都有嚴(yán)格的規(guī)定，對(duì)精度、安全和效率的要求最高，為了研究對(duì)接階段的控制問題，首先對(duì)此階段進(jìn)行數(shù)學(xué)建模。整個(gè)對(duì)接過程包含加/受油機(jī)、軟管錐套組合體三個(gè)主要的復(fù)雜空中加油系統(tǒng)。此外，還有各種氣流干擾等復(fù)雜的流場(chǎng)環(huán)境。為了便于研究，將對(duì)接段簡(jiǎn)化為受油機(jī)追蹤并捕獲動(dòng)態(tài)錐套的過程，因此主要對(duì)受油機(jī)動(dòng)力學(xué)模型、錐套運(yùn)動(dòng)模型、大氣紊流模型等進(jìn)行簡(jiǎn)化和建模分析。

2.1 受油機(jī)數(shù)學(xué)建模

由于空中加油對(duì)接過程中的受油機(jī)運(yùn)動(dòng)變化范圍很小，對(duì)接運(yùn)動(dòng)符合小擾動(dòng)理論，故受油機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性可以采用以下縱向和橫航向線性小擾動(dòng)模型描述

2.2 大氣湍流模型

在軟式自動(dòng)空中加油的受油機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，采用的湍流模型是常用的Dryden湍流模型，該模型由有人駕駛飛機(jī)的飛行品質(zhì)的軍事規(guī)范MIL-F-8785C給出，是基于一個(gè)由速度范圍界定的隨機(jī)過程

2.3 錐套數(shù)學(xué)建模

在自動(dòng)空中加油過程中，加油機(jī)的加油錐套是受油機(jī)需要跟蹤和精確對(duì)接的對(duì)象，因此，必須建立加油錐套的動(dòng)態(tài)模型，以進(jìn)行軟式自動(dòng)空中加油的飛行控制系統(tǒng)和仿真驗(yàn)證。

為了描述錐套的動(dòng)態(tài)特性，將加油錐套模擬為一個(gè)三自由度彈簧質(zhì)量阻尼器系統(tǒng)，對(duì)錐套進(jìn)行簡(jiǎn)化的線性建模。參考飛行試驗(yàn)中加油錐套的運(yùn)動(dòng)情況，在選定合適的剛度和阻尼系數(shù)的條件下，建立加油錐套的數(shù)學(xué)模型，可以將其描述為狀態(tài)空間方程的形式：

3 對(duì)接控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

整個(gè)控制過程的位置關(guān)系示意圖如圖2所示，各位置定義如下[2]：

初始跟蹤位置：受油機(jī)在觀察位置進(jìn)行梯形編隊(duì)后，等待加油命令進(jìn)入機(jī)尾的初始跟蹤位置，受油機(jī)在此等待加油任務(wù)開始。

預(yù)對(duì)接位置：此位置受油機(jī)可以根據(jù)錐套飄擺程度預(yù)判對(duì)接成功率，決定是否繼續(xù)進(jìn)行對(duì)接。從該位置以后，受油探頭追蹤目標(biāo)轉(zhuǎn)換為錐套實(shí)際實(shí)時(shí)位置。

對(duì)接位置：該位置固連于錐套。當(dāng)受油插頭位于錐套半徑范圍內(nèi)時(shí)對(duì)接成功率就可達(dá)90%以上。

保持位置：由于在對(duì)接成功后，加油軟管必須由全拖曳位置向后回收一定長(zhǎng)度才能開始燃油傳輸，因此燃油傳輸時(shí)的保持位置位于對(duì)接鎖定瞬間錐套位置的正前方3米處。

為實(shí)現(xiàn)上述控制過程，需要避免碰撞并防止過大的跟蹤誤差，可預(yù)先設(shè)計(jì)初始跟蹤位置到對(duì)接位置的平滑參考軌跡，以確保對(duì)接飛行安全和相對(duì)對(duì)接軌跡的平滑過渡。平滑參考軌跡主要分兩段進(jìn)行設(shè)計(jì)：從初始跟蹤位置到預(yù)對(duì)接位置，控制系統(tǒng)主要控制受油機(jī)完成側(cè)向和垂向的糾偏，在飛行方向?qū)?zhǔn)錐套;從預(yù)對(duì)接位置到對(duì)接位置，控制系統(tǒng)主要控制受油探頭利用一定的速度差沖入錐套，完成探頭與錐套的對(duì)接。

基于對(duì)接過程的數(shù)學(xué)建模，針對(duì)某型飛機(jī)作為受油機(jī)設(shè)計(jì)的加油對(duì)接控制器結(jié)構(gòu)圖如圖3所示。首先，由視覺導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量出加油錐套和受油機(jī)之間的相對(duì)位置Y-Yd，作為控制器的參考輸入信號(hào)，然后經(jīng)過理想軌跡生成模塊，實(shí)時(shí)計(jì)算出受油機(jī)的理想對(duì)接軌跡.并將估計(jì)值輸入受油機(jī)的跟蹤控制器，通過全狀態(tài)反饋控制受油機(jī)跟蹤期望的理想對(duì)接軌跡，最終使受油探頭和加油錐套實(shí)現(xiàn)精確對(duì)接。

4 對(duì)接控制器應(yīng)用于某型全量模型的驗(yàn)證

設(shè)定對(duì)接的情形為：在海拔5000米處，受油機(jī)與加油機(jī)具有相同的飛行速度且航向一致，都以98m/s的空速保持平飛狀態(tài)。此時(shí)，受油機(jī)啟動(dòng)自動(dòng)對(duì)接模式，導(dǎo)航系統(tǒng)切換為視覺/GPS組合導(dǎo)航，其傳感器捕捉到加油錐套位于受油探頭前方20米，上方10米，側(cè)向偏右10米處。

設(shè)置大氣湍流均方根值（RMS）動(dòng)蕩幅度為中等湍流：？滓u=1.5，？滓v=？滓w=1.8，圖4是中等湍流干擾下小擾動(dòng)模型追蹤錐套的軌跡圖。

由圖6可知，最終受油探頭與加油錐套相對(duì)位置趨于0，探頭能成功捕獲錐套，且受油機(jī)較加油機(jī)的相對(duì)速度小于1.5m/s，滿足對(duì)相對(duì)速度的控制要求，同時(shí)受油機(jī)迎角和側(cè)滑角的變化幅度均很小。

對(duì)接過程同樣在輕微湍流和重度湍流情形下進(jìn)行了仿真驗(yàn)證，由于篇幅有限，這里不再進(jìn)行贅述。在輕微湍流下的仿真結(jié)果表明受油探頭和錐套能實(shí)現(xiàn)完美對(duì)接，在重度湍流干擾下對(duì)接控制器未能實(shí)現(xiàn)受油探頭和錐套的對(duì)接，這表明在重度湍流干擾下對(duì)接控制器失效。

5 結(jié)束語(yǔ)

（1）通過對(duì)加受油機(jī)的對(duì)接過程進(jìn)行簡(jiǎn)化建模，并基于模型對(duì)某型受油機(jī)進(jìn)行對(duì)接控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。由小擾動(dòng)模型的仿真結(jié)果可知，受油機(jī)的舵偏和油門桿幅值均在受油機(jī)本身的有效幅值范圍內(nèi)，受油機(jī)相對(duì)加油機(jī)的對(duì)接速度滿足控制要求，最終受油探頭與加油錐套相對(duì)位置趨于0，探頭能成功捕獲錐套。這證明設(shè)計(jì)的空中加油對(duì)接控制器是有效的。（2）對(duì)接控制器僅能控制受油探頭在輕微和中等大氣湍流干擾下受油探頭和錐套的對(duì)接，在重度湍流干擾下對(duì)接控制器失效，因此建議軟式自動(dòng)空中加油僅在輕微或中等大氣湍流下進(jìn)行。

參考文獻(xiàn)：

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