軟式自主空中加油控制策略仿真

華藝欣，鄒泉，田海銘

（中國飛行試驗研究院，西安710089）

自主空中加油（Aerial Autonomous Refueling，AAR）是在飛行過程中一架飛機向另一架或多架飛機（或直升機）轉輸燃油的活動，其可以加大飛機航程及作戰(zhàn)半徑［1］、增加飛機的有效留空時間、提升飛機的有效載重。自出現起，就對提升飛機/直升機的作戰(zhàn)效能發(fā)揮了重大作用，現已成為有人駕駛飛機不可或缺的關鍵系統(tǒng)之一。

軟式空中加油又名軟管錐套式加油［2］，由于該方式對加受油機設備改裝要求較低，并且可滿足多種加油方式，研究軟管錐套式自主加受油更加具有普適意義。軟式AAR任務是十分艱巨而復雜的，一般分為會合、編隊、對接、加油、脫離5個階段［3-4］，因此控制系統(tǒng)需要建立完善的多模態(tài)控制律，輸入足夠精度的加受油機相對位置與姿態(tài)信號，在此基礎上才可設計出可精確控制飛機姿態(tài)與軌跡的控制律，以保證軟式AAR的順利進行［5-6］。此外，軟式AAR過程中，加油錐套受到風場的影響會產生一定幅度的擺動，成為對接是否成功的關鍵性因素，因此需要對加油錐套進行一定的跟蹤定位［7］。

軟式AAR在對接階段要求受油機與加油機保持相同的速度和航向，并保持固定的距離差和高度差，因此可以將自主加油的整個過程可以看作是一種特殊的具有末端約束的制導控制問題。近年來，基于最優(yōu)控制、比例控制、非線性控制等對末端制導問題進行了深入的研究［8-10］，對軟式AAR的控制策略提供了很好的理論基礎。

國外尤其是歐美國家對自主空中加受油技術開展了深入研究并進行了飛行試驗［11］，而國內對自主空中加受油技術的研究，特別是針對自主加受油控制策略的研究尚處于起步階段。本文基于國內外有人機空中加油相關程序，結合國內有人機空中加油試飛經驗，開展軟式自主空中加受油飛行策略研究，形成有針對性的軟式AAR各階段的飛行流程、控制策略及控制方法。以中型固定翼飛機K8飛機和某飛機為加受油平臺進行仿真研究，采用PID控制方法建立一套完整的軟式AAR控制策略，充分考慮了加油過程中提前轉彎量等多種可能出現因素，為中國今后開展相關方向地面閉環(huán)演示驗證和飛行奠定重要的研究基礎。

1 軟式AAR試飛經驗

1.1 國外軟式AAR試飛經驗

國外發(fā)達國家特別是美國已經完成了無人自主空中加受油試飛驗證，其試飛內容如表1所示。這些試飛程序、試飛方法和內容對于中國無人機自主空中加受油策略的制定有著重要的參考價值。

表1 國外無人機自主空中加受油試飛內容和程序Table 1 Content and procedure of test flight of foreign UAV with aerial autonomous refueling

1.2 國內有人機空中加受油試飛經驗

國內近年來針對多種機型進行了空中加受油試飛，積累了豐富的有人機空中加油對接經驗，對加油對接中的幾個影響因素進行了分析，并研究了相應的處理措施。

1）加油機尾流場因素

①影響：加油機尾流是影響空中加油對接成功率的重要因素。加油機的尾部流場主要由加油機的機翼尾流、加油吊艙的擾動流場、發(fā)動機噴流等構成。在加油機的機翼擾動流場及加油吊艙的擾動流場影響下，錐套有向上及向外側的運動趨勢。

②處理措施：隨著加油機飛行高度增加，錐套下沉量會增加，相應進行受油機位置的變化；同樣隨著加油機飛行速度的增加，錐套下沉量減小。

2）受油機弓形波因素

①影響：受油機的頭部弓形波在對接的最后階段會使加油錐套遠離飛機。弓形波效應與加油錐套相對受油機的位置有關。當錐套進入受油探管0～3m范圍內，錐套明顯有向外運動的現象，速度越大，這種機頭擾動越明顯。

②處理措施：在受油探頭推進到距錐套縱向0.5～3m距離時觀察錐套，如果沒有超出探頭對接范圍，可推油門使發(fā)動機增加2% ～3%的轉速，提高飛機速度差，直至對接完成。

3）加受油機相對速度控制因素

①影響：加受油機相對速度過大過小都會造成空中加油的失敗。

②處理措施：在某殲擊機對接過程中，受油機加油門使發(fā)動機轉速增加2% ～3%，形成0.5～2.5m/s的速度差，保持好目視的加油機位置關系，平穩(wěn)地向前推進直至受油探頭和加油錐套完成對接。

4）有人機空中加油故障因素

飛行員目視觀測的有人機空中加油故障影響及應急處置措施如表2所示。

表2 飛行員目視觀測的有人機空中加油故障及應急處置措施Table 2 Manned vehicle aerial refueling fault by pilot visual observation and contingency measures

2 自主加受油策略

根據國內外軟式自主空中加受油試飛經驗，制定了“有人-無人”與“無人-無人”自主加受油策略［12-13］。

2.1 “有人-無人”自主加受油策略

“有人-無人”自主加受油策略如圖1所示。根據ATP-56B中相關規(guī)定及國內有人機空中加受油試飛經驗，“有人-無人”自主加受油采取對向飛行等高轉彎會合方式。自主加油高度和速度應位于加受油機的飛行包線重疊區(qū)內，且盡量接近兩者安全經濟的包線范圍，遠離各自的包線邊界，以便加受油機都有較好的操縱穩(wěn)定性和抗側風能力。

1）（對向飛行）會合階段 首先加油機根據飛行計劃到達等待航線，以最省油的構型和速度沿等待航線飛行；受油機到達會合起始點之前，將飛行速度調整到會合速度，調整受油機高度至預設的會合飛行高度；地面控制站接通監(jiān)視加油機的位置信息；受油機到達會合起始點后，航向對準加油機待機航線入航邊直線飛行，加油機離開等待航線，進入會合航線；當加受油機水平距離小于給定值（轉彎距離）時，加油機從轉彎控制點執(zhí)行出航轉彎至會合轉彎，待航向對準入航邊之后改平完成會合轉彎；此時，加油機的飛行速度達到空中加油速度；當兩者的水平距離逐漸減小到預定值時，受油機以給定航跡角爬升，繼續(xù)減速；在空中加油控制時間，加油機到達空中加油控制點。

2）編隊階段 編隊階段主要作用是調整雙機距離、相對速度以及高度差。編隊段完成后，受油機到達預對接位置并減速到空中加油速度，受油機開啟近距精確導航系統(tǒng)。

3）對接階段 加受油編隊保持正常，地面站發(fā)送“對接”指令，受油機進入“對接模式”，受油機以0.5～3m/s的相對速度到達對接位置。當受油探頭距離錐套中心不大于0.5倍的錐套半徑時，進入加油模式。

4）加油階段 保持雙機相對位置，受油機控制高度和滾轉、航向，保持姿態(tài)完成輸油。

5）脫離階段 完成加油后，受油機收油門，減速降高，完成脫離。

2.2 “無人-無人”自主加受油策略

有人機空中加油過程中，駕駛員需要頻繁操縱，負荷較大，控制精度并不理想。相比之下，無人機具備多種控制模態(tài)，如高度保持、航跡保持、滾轉保持、俯仰保持等，用以在執(zhí)行任務時多樣靈活的控制，在自動執(zhí)行任務的過程中，高度、航跡、俯仰、滾轉等方面的控制精度均可以達到很好的效果，同時大大地減弱駕駛員的操作壓力。

此外無人機具有自主、遙控2種控制模式，各種模式對應著特殊的使用需求。無人機的自主模式分為全自主和半自主模式；遙控模式可以分為人工和超控模式。不同控制模式下的操縱品質差異巨大，對于加油過程的控制策略應用也不同。

與“有人-無人”自主加受油策略相比，“無人-無人”自主加受油策略區(qū)別主要在會合階段，即采用同航線盤旋會合方式，策略示意圖如圖2所示。

圖1 “有人-無人”自主加受油策略Fig.1 Schematic diagram of“manned-unmanned”autonomous refueling strategy

圖2 “無人-無人”自主加受油策略Fig.2 Schematic diagram of“unmanned-unmanned”autonomous refueling strategy

在會合初始段，受油機可加速至最大速度以最大速度飛行，盡量減少會合時間，在末段，受油機則需提前減速直至與加油機速度匹配；無人加油機在會合控制點作盤旋飛行以等待受油機進入加油航線，盤旋半徑取Rmin，速度相同；當受油機到達會合控制點時，受油機切入盤旋區(qū)與加油機處于同一盤旋圓內；受油機進入盤旋后，加油機飛離盤旋區(qū)沿航線繼續(xù)飛行，受油機盤旋一圈后達到會合控制點飛離盤旋區(qū)，此時雙機位置為0～2πRmin，之后受油機以0.5～3m/s速度向加油機靠近。

2.3 兩種加受油控制策略差別分析

同航線會合方式中受油機跟隨加油機進入盤旋航線，這種方式不需要實時判斷雙機位置，減輕了地面站工作負荷，提高了會合成功的安全性。但退出盤旋后兩機距離過長（與盤旋坡度、速度有關），給編隊階段增加了較大難度，也極有可能超出空域限制。若對空域有嚴格要求，則不推薦這種會合方式。

同航線會合方式中加油機的盤旋坡度、速度決定了盤旋航線的半徑與周長，也就直接影響了會合完成后進入編隊時兩機相對位置、編隊時間與編隊距離。

對向會合方式不需要受油機進入盤旋，但從會合起始點開始就需要地面站實時監(jiān)控雙機位置、速度等，加油機在某一合適位置放棄盤旋，并按照預設半徑轉彎。這種方式對地面站提出了更高要求，但使兩機位置得到精確控制，大大縮短了兩機距離，同時也降低了雙機編隊的難度，提高了對接成功的可靠性。

3 控制律設計與仿真

設計自主加油控制結構需要建立完善的多模態(tài)控制策略，以保證自主加油順利進行。5個階段中，對接階段是核心，其對精度、安全和效率要求最高。解決好該階段的控制問題是空中加油成功的關鍵［14-16］。此外，近距編隊飛行時必須考慮兩機間尾流場的氣動影響，本文將加油機尾流場看作是等效的均勻風場作用在飛機的質心上，近似轉化成作用于受油機質心的均勻等效風速度和風梯度。這部分不是本文的研究重點，在此不作贅述。

自主加受油控制系統(tǒng)采用經典PID控制方法，自內而外進行反饋參數選擇。以K8飛機為受油平臺，選擇高度3 000 m、速度110 m/s狀態(tài)點，通過極點配置法得到各模態(tài)的反饋增益及前向增益，控制結構如圖3所示。內環(huán)增穩(wěn)回路負責改善飛機特性，調整阻尼比，對飛機縱向的升降舵控制中引入俯仰角速率q作為增穩(wěn)回路，橫向通過對方向舵引入滾轉角速率p以及航向角速率r作為控制增穩(wěn)內回路。指令控制回路負責調整飛機姿態(tài)、航向、速度等，外環(huán)導引回路負責根據兩機狀態(tài)判斷當前所處階段，從而為指令控制回路選擇合適的控制模態(tài)和期望參數［17］。本文所用部分符號代表的含義如表3所示。

圖3 自主空中加受油總控制結構Fig.3 Total control structure of aerial autonomous refueling

表3 主要符號及含義Table 3 Main symbols and instructions

3.1 指令控制回路各模態(tài)控制律設計

軟式AAR要求受油機最終以相同的速度與航向到達期望位置，實現與加油機的自主會合。本文中，控制系統(tǒng)的增穩(wěn)內回路設計中，采用傳統(tǒng)的PID 控制方法對各模態(tài)進行控制律的設計［18-20］。其中，速度保持模態(tài)控制律為

式中：VIg為期望受油機速度；VI為受油機速度。

滾轉角保持模態(tài)控制律為

側偏保持模態(tài)控制律為

高度保持模態(tài)控制律為

兩機前后距離保持模態(tài)控制律為

以側偏、速度、高度保持模態(tài)為例，檢驗這3種模態(tài)的具體性能和相互干擾情況，仿真結果如圖4所示。從仿真結果可以看出，在側偏控制、速度控制、高度控制3種模態(tài)的綜合控制下，可以實現穩(wěn)定的速度、高度、偏航角保持，并將飛機側偏調整到期望位置?？捎糜诩m正飛機側偏、保持飛行航線、調整受油機位置，調整過程側偏超調量不大于5%，適合于空中加油任務。其他模態(tài)控制律在此不再贅述。

圖4 側偏、速度、高度保持仿真曲線Fig.4 Simulation curves of side deflection，speed and height keeping

3.2 “有人-無人”自主加受油各階段導引律設計

由于中國對軟式AAR的研究尚處于起步階段，因此在本文中，只對“有人-無人”自主加受油各階段所涉及到的導引律進行設計與仿真驗證。

在軌跡跟蹤過程中，涉及到經緯度坐標與直角坐標間的轉換關系為

式中：N為橢球面卯酉圈的曲率半徑；e為橢球的第一偏心率；B為大地緯度；L為大地經度。

假設加油機在等待航線直線段縱向高度保持為3 km，橫向沿軌跡側偏保持為0，速度保持為110m/s勻速直線飛行。在等待航線轉彎階段，控制加油機以20°滾轉角平飛，轉彎半徑約為3700m，此時加油機縱向高度保持為3 km，橫向滾轉角保持為20°，速度保持為110 m/s。同時，控制受油機以110m/s的速度沿2 700 m的高度勻速直線飛行。

在軌跡跟蹤過程中，包含A、B、C三個位置間的待飛距d X解算、側偏距d Y解算與轉彎提前量d L計算，解算方式分別如圖5、圖6所示。計算公式為

式中：XPB為圖5中點P到點B的距離；XAB、YPB和YAB含義同理，此處不再贅述。

圖5 待飛距解算、側偏距解算示意圖Fig.5 Schematic diagram of fly distance solution and side deflection solution

圖6 轉彎提前量解算示意圖Fig.6 Schematic diagram of turning forward calculation

設當前飛行速度為VI，轉彎給定滾轉角dφ為20°，由此轉彎半徑R滿足R=VI2/（g·tanφ），g為重力加速度。能夠得到轉彎提前量d L滿足d L=R/tan（Δψ/2）+2VI，2VI用于滾轉啟動。

當受油機到達會合起始點后，繼續(xù)控制受油機保持原狀態(tài)水平勻速直線飛行，加油機沿等待航線與受油機對向水平勻速直線飛行。當兩機水平距離接近加油機轉彎距離12 km時，控制加油機以20°滾轉角轉彎，此時加油機縱向高度保持為3 km，橫向滾轉角保持為20°，速度保持為110m/s。當加油機航向調轉180°后，沿編隊飛行航線直線飛行，此時加油機縱向高度保持為3 km，橫向沿編隊軌跡側偏保持為0，速度保持為110m/s。

待飛距解算、側偏距解算如圖5所示。轉彎提前量解算如圖6所示。

進入編隊階段，控制加油機以110 m/s的速度在3 km高度下平飛。此時控制受油機縱向高度升高為加油機錐套所在高度（約為2 993m），橫向與加油機軌跡保持一定距離，側偏距離保持為20m，速度根據兩機的前后距離差給定，表達式為當兩機前后相距50 m，保持一段時間后，進入對接階段。加油機繼續(xù)勻速水平直線飛行，縱向高度保持為3 km，橫向沿軌跡側偏保持為0，速度保持為110m/s。受油機縱向追蹤加油機錐套高度（約2 993m），橫向追蹤錐套軌跡，與錐套運動軌跡側偏為0，速度接入兩機前后距離保持控制，根據兩機前后距離將兩機速度差限制在5～0.3m/s的范圍內，速度表達式為

式中：Δx為加受油機在x方向上的距離差；Kv和Iv分別為比例系數和積分系數。

控制兩機距離縮小，直到兩機完成對接，進入加油階段。

加油階段，加油機縱向高度為3 km，橫向沿加油軌跡控制側偏為0，速度為110m/s平飛。受油機縱向高度追蹤加油機錐套高度，橫向追蹤加油機錐套運動軌跡，保持側偏為0，速度和加油機速度一致，保持兩機相對位置固定。

脫離階段，加油機縱向高度保持為3 km，橫向沿軌跡控制側偏為0，速度保持110m/s平飛。受油機縱向控制高度降低到2 900m，橫向沿軌跡控制側偏為0，速度降低到105m/s，控制兩機脫離。自主空中加受油全過程仿真曲線如圖7所示。

三軸控制精度如圖8所示。從630 s開始兩機進入對接，為了消除側偏，對受油機滾轉角進行調整，從而對兩機高度差有所影響，但誤差很快被消除。在對接末段，三向跟蹤誤差均小于0.2m，可以滿足自主空中加油的任務要求。這說明本文設計的控制策略合理可行，控制方法具有較強的抗干擾能力和較高的跟蹤精度。

圖7 自主空中加受油全過程軌跡仿真曲線Fig.7 Trajectory simulation curve of the whole process of aerial autonomous refueling

圖8 自主空中加受油全過程三軸跟蹤精度Fig.8 Three-axis tracking accuracy in the whole process of aerial autonomous refueling

4 結束語

本文在研究國外軟式AAR技術和國內有人機空中加受油試飛經驗的基礎上，分別建立有人機/無人機自主空中加受油會合、編隊、對接等各階段進入及退出策略。以K8飛機和某飛機為加受油平臺，建立了自主加受油控制律，并進行仿真驗證。結果表明，本文建立的控制策略合理可行，控制方法具有較強的抗干擾能力和較高的跟蹤精度。以此為基礎，為中國今后開展該方向的地面閉環(huán)演示驗證和飛行奠定重要的研究基礎。