輸尿管式自主空中加油aar對接控制

輸尿管式自主空中加油aar對接控制

空中加油是航空航天領(lǐng)域改善航行時間和日程的主要方法。它在軍事領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用，以提高戰(zhàn)斗機的飛行和載載能力。主要用于增加經(jīng)濟和安全。對于有人機,完成對接主要靠受油機(Receiver)飛行員的控制來實現(xiàn),而這對無人機來說是難以完成的。為了減輕有人機受油時的壓力負荷,實現(xiàn)無人機的空中加油,有必要使空中加油技術(shù)自主化,實現(xiàn)高精度、高安全和高效率的自主空中加油(AutomatedAerialRefueling,AAR)?，F(xiàn)有的空中加油方式包括飛桁式(FlyingBoom),簡稱硬管式,錐管-錐套式(ProbeandDrogue,或稱軟管-傘套、錐管-傘套、插頭-傘套等),簡稱軟管式,以及二者的混合形式(BoomDrogueAdapterUnits)?？罩屑佑桶?個階段:會合、編隊、對接、加油和退出。軟管式自主空中加油的對接階段對控制的要求最高,難度最大,十分具有代表性和挑戰(zhàn)性,所以本文主要針對軟管式自主空中加油對接階段的建模、控制與決策問題進行綜述。與現(xiàn)有相關(guān)的綜述文章相比,本文更具有針對性———即只考慮軟管對接階段的建模與控制問題(對于空中加油中導航部分的綜述,讀者可以參考文獻)。因此,對方法的梳理更加系統(tǒng)和深入。所綜述的方法可以為解決軟(硬)管式空中加油的各個階段類似問題提供有益的幫助。1自行油系的基本概念和重要性空中加油技術(shù)是一架航空器(加油機)在空中給另一架或數(shù)架航空器(受油機)加注燃油,增加受油機航程、航時和載重能力的技術(shù)。1.1空中加油b硬管式加油(如圖1所示)的加油機一般是經(jīng)過改裝的民航客機或大型運輸機。在加油機的機尾腹部有硬桿操作艙,并從此處伸出一根可操作的硬桿。硬桿上一般裝有“V”形小翼,可以輔助硬桿的控制。加油過程中受油機與輸油硬桿進行協(xié)同控制。受油機先飛到硬桿活動范圍內(nèi),然后保持與加油機相對位置不變。接著,由加油機尾部的操作艙工作人員控制硬桿的姿態(tài),并伸縮硬桿主動接近受油機,最終將硬桿插入受油機機身背部油箱接口中。軟管式加油(如圖2(a)所示)設(shè)備簡單輕便。可以把載重能力足夠的任意飛行器,如無人機、戰(zhàn)斗機和大型運輸機等,通過加裝吊艙改裝成為加油機。吊艙可釋放出軟管(Hose)及加油錐套(亦稱傘套,Drogue),其中軟管長度與加油機機長相匹配。受油機機頭裝有受油錐管(或稱插頭,Probe)。受油錐管一般位于受油機的機頭位置,有人機的錐管一般在駕駛艙側(cè)前方,而見報道的無人機的錐管則位于機頭的正前方。在加油準備階段,加油機在加油區(qū)域等待并放下軟管。受油機主動接近加油機,將錐管插入錐套中,并由錐套上的機械自鎖機構(gòu)鎖緊后,完成空中對接操作。圖2(b)為軟管式加、受油設(shè)備的細節(jié)?；旌鲜郊佑褪窃谟矖U加裝一個類似軟管的適配器。這樣的設(shè)計一方面是為了讓受油機與加油機在對接后保持柔性連接以提高輸油過程中的安全性,另一方面是為了解決硬管式不能給直升機加油的缺陷。由于末端是軟管,故其加油過程與軟管式相近。表1給出了3種空中加油方式各自的特點。它們的優(yōu)劣由加油設(shè)備的質(zhì)量以及剛性決定。從表1中可以看出,混合式加油集成了大部分硬管式加油的特點,又略偏向軟管式加油,是一種折中的方法。軟管式加油對接困難,但由于其連接方式是柔性的,且設(shè)備較輕,使得該方式有著廣泛的適用范圍。從空中加油技術(shù)發(fā)展最迅速的美國來看,軟、硬管式加油都扮演了重要的角色,比如預警機和部分戰(zhàn)斗機采用了硬管式加油方式,而海軍由于通用性的需要則選擇了軟管式加油方式。因此,從應(yīng)用的角度講還不存在一者取代另一者的趨勢。1.2氣調(diào)與加油階段空中加油可以被劃分為以下5個階段:1)會合階段,指加油機和受油機從不同方向飛到指定區(qū)域上空會合的過程。2)編隊階段,指受油機進入指定位置與加油機及其他受油機完成編隊飛行,再逐一進入加油起始位置的過程。3)對接階段,指從加油起始位置到加受油設(shè)備相連的過程。4)加油階段,指保持受油機與加油機相對位置不變,完成輸油的過程。5)退出階段,指完成輸油后,受油設(shè)備與加油設(shè)備分離,受油機離開加油機的過程。1.3自主化下的應(yīng)用隨著空中加油技術(shù)的發(fā)展,以及現(xiàn)代飛行任務(wù)對空中加油技術(shù)要求的不斷提高,空中加油迫切地需要自主化,以拓展其應(yīng)用范圍,并使其高精度、高安全和高效率地實施。自主空中加油是指實現(xiàn)有人機或無人機的加油功能的自動化。在自主空中加油過程中,受油機在有限的自主權(quán)限下自動處理傳感器信息,生成相應(yīng)的軌跡控制指令用于自身引導與控制,實現(xiàn)自主空中加油。1.4空中加油可增加飛行半徑、延長航時空中加油在軍事領(lǐng)域被廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)斗機的續(xù)航和艦載機大掛載起飛等諸多方面,并且該技術(shù)正被積極地推向民用領(lǐng)域,提高民航的經(jīng)濟性。對于軍事領(lǐng)域,空中加油的意義有:1)增大航程。作戰(zhàn)半徑是衡量戰(zhàn)機乃至空軍作戰(zhàn)能力的重要指標之一。經(jīng)過一次空中加油,轟炸機的作戰(zhàn)半徑可以增加25%~30%;戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)半徑可增加30%~40%;運輸機的航程約可增加一倍。2)延長航時。巡邏機、預警機和偵察機等執(zhí)行特殊勤務(wù)的飛機往往需要較長的留空時間,利用空中加油可以延長航時,從而避免因起落加油而帶來的延誤和不便。3)解決載重量與起飛距離之間的矛盾。在航母等短距起飛或在高原機場等缺氧環(huán)境起飛時,跑道長度可能達不到滿載起飛的要求。因此,可以讓飛機帶部分油料起飛,起飛后在空中將油加滿。對于民用領(lǐng)域,空中加油的意義有:1)長途航線直達目的地。避免在中途機場為了加注燃油起降,使長途航線更快捷。2)提高民航的應(yīng)急能力。在緊急情況下為民航加油,增加其足夠的留空等待時間。1.5健全自動操作程序?qū)崿F(xiàn)自主空中加油主要是為了將空中加油技術(shù)向無人機領(lǐng)域拓展,同時也可以用來減輕有人機飛行員的負擔。空中加油的對接階段是高精度和高風險的機動過程,操作不當不僅會導致本次對接失敗,甚至可能導致加受油設(shè)備受損而引發(fā)嚴重的飛行事故。因此,需要規(guī)范的自動操作程序來保證空中加油安全和高效地進行。對于無人機而言,載荷和耐久性是其發(fā)展面臨的重要問題。美國空軍在2005年公布的《無人機發(fā)展線路圖》中,就將自主空中加油作為解決此問題的重要手段,并預計于2015—2020年間實現(xiàn)該技術(shù)。以“全球鷹”無人機為例,據(jù)諾·格公司稱,空中加油技術(shù)可將其續(xù)航時間從現(xiàn)在的50h延長到150h,無人機自主空中加油技術(shù)可以使航程提高3倍,單架次飛行的作戰(zhàn)效能也得到了成倍的提升。1.6對接階段的控制優(yōu)化自主空中加油主要強調(diào)了受油機的自主化,從會合到退出的全過程不需要或盡量減少人的參與。從這一角度出發(fā),研究軟管式自主加油更加具有普適意義。首先,軟管式加油的對接控制問題更具有代表性。硬管式加油的加油設(shè)備是剛性的,加油設(shè)備幾乎不受到氣流的干擾。而軟管式加油的加油設(shè)備為柔性體,受氣流干擾顯著,面臨著更困難的對接問題。因此,研究并解決軟管的對接問題有利于更全面地解決自主空中加油對接階段存在的問題。其次,雖然硬管式加油對受油機要求小,更易實現(xiàn)有人機的空中加油,但對于發(fā)展“無人機-無人機”空中加油,硬管式的優(yōu)勢并不明顯。軟管式加油只需要控制受油機即可達到“無人機-無人機”加油的目的,而硬管式加油需要受油機與加油機配合,也就是說還需要設(shè)計自主硬桿的控制才能做到真正的“無人機-無人機”空中加油。在空中加油的5個階段中,對接階段是核心,它對精度、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。另外,對接階段的控制問題涵蓋了位置保持與軌跡跟蹤,這也正是所有階段都需要解決的問題。因此,綜合而言,軟管式自主空中加油對接階段的控制問題是所有加油方式與加油階段中最有代表性和難度最大的,解決了該問題就解決了空中加油控制問題中的主要矛盾。2獨立式空間接收的特點和需要考慮的問題在介紹建模和控制之前,需要了解軟管式自主空中加油對接階段飛行控制的特點以及要求。這將利于更好地了解目前的建模和控制方法。2.1獨立航空連接的特征分析2.1.1受油機中的兩大影響1)加油機尾流與大氣紊流等對受油機運動產(chǎn)生的不確定性。空中加油屬于超密集編隊飛行類任務(wù),位置為一前一后或者一前多后。在前方飛行的加油機會產(chǎn)生尾流,從而影響受油機的飛行。加油機尾流可以分為3種:尾渦(亦稱翼尖渦流)、發(fā)動機噴流以及附面層紊流。其中,尾渦對受油機影響最大,它由加油機翼尖自下而上翻轉(zhuǎn)的氣流而形成。在形成前,尾渦類似于下洗氣流,在形成后成為兩股由翼尖拖出的向下和向后延伸的螺旋氣流。除了加油機尾流外,受油機還會受到大氣紊流以及陣風的影響。2)錐套運動的不確定性。陣風和加油機尾流等都可能使錐套產(chǎn)生飄移,從而使對接具有很大的不確定性。另一種重要的影響是受油機帶來的。高速飛行時,受油機機頭附近的氣流變化會對錐套產(chǎn)生影響,該效應(yīng)被稱為頭波效應(yīng)(BowWaveEffect,或弓形波效應(yīng))。在接近受油機機頭時,錐套會離開原位置。這種擾動在“錐管在側(cè)”(飛機中心對稱面的側(cè)面)時較為明顯,有人機多采用此布局,如圖3(a)所示。目前報道的具有空中加油能力的無人機采用了“錐管在前”布局,如圖3(b)所示。錐管在側(cè)面時,由于錐套會越過機頭位置,此時受到的干擾非常嚴重。相比而言,錐管在前時,頭波效應(yīng)的影響不如錐管在側(cè)時明顯。3)受油機動力學模型的不確定性。相比精確的對接要求,風洞吹出的受油機飛行控制模型存在著不可忽略的不確定性。加油過程中,受油機的質(zhì)量隨著油量的增加不斷增加,而加油機的質(zhì)量會不斷減少,且質(zhì)心位置也會在受油過程中出現(xiàn)一定的變化。相比而言,受油機質(zhì)量增加的比例更大一些,對其影響也相應(yīng)較大。另外,因為對接精度高,一些飛行器的控制執(zhí)行機構(gòu)的精度也不能忽略,比如油門推力精度等。這些都會導致受油機動力學模型的不確定性。4)對接初狀態(tài)的不確定性。對接階段的前段為加油機與受油機編隊飛行,即加油機保持定速定高平直前飛。在與加油機較近的一個位置,受油機與加油機保持相對靜止,并以此位置為初始條件開始對接任務(wù)。然而,由于各方面因素影響,加油機本身不能精確達到這一位置,而是在一個小范圍內(nèi)浮動。2.1.2受油機的姿態(tài)對接過程中,受油機會對錐套產(chǎn)生擾動。因為受油機的質(zhì)量相對于錐套的要大得多,所以受油機動態(tài)響應(yīng)較錐套運動緩慢。不僅如此,受油機還需要通過改變姿態(tài)來間接地改變速度方向。這些造成了受油機動態(tài)特性相對緩慢。在美國國家航空航天局(NASA)提供的實驗文章中,作者說明了在實際的空中加油實驗中,受油機在垂直方向和橫向的速度變化明顯落后于錐套。這一問題使得常規(guī)的反饋方法很難讓受油機追上一個快速運動的錐套。為了解決該問題,有些研究著力于增加錐套運動的阻尼,比如:加入主動穩(wěn)定的控制裝置。2.1.3飛行軌跡出現(xiàn)快變受油機的動態(tài)呈現(xiàn)非最小相位特性,使軌跡跟蹤更加困難。對于常規(guī)布局的固定翼飛行器,為了讓飛行器具有良好的靜穩(wěn)定性,會把氣動焦點設(shè)計在重心的后邊。飛行器要想向一個方向運動,必須施加一個反方向的力來調(diào)整姿態(tài)才能達到目的,所以其飛行軌跡是先往反方向運動一小段再開始往期望的方向移動。這就造成了非最小相位系統(tǒng)調(diào)節(jié)時間長的特點,使其無法跟蹤快變的軌跡。數(shù)學上,非最小相位特性是指傳遞函數(shù)有不穩(wěn)定的零點(實部為正的零點)。對如文獻所示布局的飛機,其縱向通道傳遞函數(shù)零點的正實部很大,從而該不穩(wěn)定的零點可以忽略。因此,這類飛機的非最小相位特性不明顯。2.2在提交過程中，需要考慮的問題2.2.1下一步的對接德克薩斯農(nóng)工大學(TexasA&MUniversity)和弗吉尼亞理工大學(VirginiaTech)的航空航天工程師團隊于2007年在一篇論文中提到:自主空中加油的主要問題基本上是錐管與錐套的對接問題,在對接的末段,可能需要將二者的相對位置控制到cm級精度。相對飛行器的尺寸來說,這種精度要求無疑是極高的,需要導航和控制的精度都達到cm級以及更高。不僅如此,軟管加油中還需要將對接的相對速度限制在很小的范圍,比如0.2~0.3m/s。這種速度剛好能使錐管撞開錐套內(nèi)的輸油閥門,因為速度太小會撞不開閥門,而速度太大則會對錐套造成損壞。2.2.2速度差的控制在實際空中加油時,首先需要降低風險,保證飛行安全;其次考慮對接的成功。傳統(tǒng)飛行理論禁止與空中任何物體相撞,而空中加油時受油機飛行員必須操縱飛機使受油錐管在規(guī)定的速度差范圍內(nèi)撞上加油錐套,才能實現(xiàn)對接。在這一過程中需要進行危險識別和風險控制來降低后果的嚴重性以及其出現(xiàn)的頻率。具體而言,首先要避免空中相擦、相掛和相撞的出現(xiàn)。進一步地,要避免設(shè)備受損,即對接過程中速度差控制要合理,且對接過程要嚴格控制偏移錐套的距離。速度差與偏距一旦超出合理范圍,應(yīng)立刻退回,才能保證對接的安全進行。2.2.3空中加油的目空中加油過程尤其是對接及輸油階段,其隱蔽性和機動性都會大幅下降。一旦被發(fā)現(xiàn)就會成為敵軍重點打擊目標,所以必須高效地完成空中加油,減少所需時間,這在敵占區(qū)尤為必要。此外,無論對于軍用還是民用,空中加油都是為了更好地實現(xiàn)主要任務(wù)的一個輔助任務(wù),所以也需要在保證安全性的基礎(chǔ)上,以更高的效率來執(zhí)行。3自主空中加油聯(lián)合研究3.1基于模型材料的控制器設(shè)計空中加油建模的目的有兩個:一是在地面近似模擬空中環(huán)境;二是通過建立的模型來指導控制器設(shè)計。空中加油的建模主要需要考慮加油設(shè)備的建模以及多種擾動的建模。3.1.1受油機模型受油機建模是非常成熟的,大多數(shù)研究中采用的是典型的小擾動線性模型,如文獻。而對于空中加油而言,模型的精度要求更高,且需要體現(xiàn)其在渦流擾動下的動態(tài)特性,故文獻對受油機模型做了一定的修正。文獻給出了飛翼式無人機在空中對接時的模型。中國對受油機的建模也有研究,如文獻給出了變質(zhì)量受油機的建模。3.1.2在加油機中的應(yīng)用軟管式空中加油的加油設(shè)備由軟管收緊裝置(Hose-DrumUnit,HDU)、輸油軟管和錐套3個主要部分構(gòu)成。軟管的柔性連接問題使得錐套不會固定在加油機坐標系下的某個位置。研究錐套的基本動態(tài)有助于對接控制律的設(shè)計,而建立錐套的動態(tài)模型有利于進行仿真驗證。輸油管的建模是軟管式加油設(shè)備建模的核心。因為輸油管是柔性的,所以建模采用了有限元思想,即將一根軟管分解成多段硬管,再采用多剛體動力學建立其運動方程。圖4為連桿模型,將一根軟管等分成N段輕質(zhì)硬桿,如Li(i=1,2,…,N)所示,認為其質(zhì)量集中于兩根硬桿的連接處,如mi(i=1,2,…,N)所示,圖中坐標系Oxyz為固連于加油機上的加油機坐標系。文獻對KC-10加油機軟管動態(tài)進行了分析,但缺少兩個重要的因素———變長度以及兩根硬桿之間的恢復力。HDU的調(diào)節(jié)機制為一彈簧裝置,它可以通過改變軟管長度來保持軟管張力。否則,軟管會產(chǎn)生鞭甩效應(yīng)(WhipPhenomenon)可能導致設(shè)備損壞。為此,之后的研究提出了變長度軟管的建模方法。另一方面,在之前的分析中,軟管一直處于被拉緊的狀態(tài),所以并未考慮兩根硬管之間彎折下產(chǎn)生的恢復力。文獻和文獻將這一部分引入軟管的模型中,完善了軟管模型。該模型可以對軟管的鞭甩行為進行分析,以避免因鞭甩造成的事故。建立軟管模型后,結(jié)合錐套的氣動特性,便可獲得完整的加油設(shè)備模型。文獻研究了錐套的模型。這一研究主要是為了更好地設(shè)計錐套的主動控制技術(shù),制造自穩(wěn)定錐套(主動穩(wěn)定錐套)以增加錐套的穩(wěn)定性,讓其不易受到擾動。自主錐套的基本形式是在錐套與軟管的連接位置加裝4個舵面,使得錐套具有一定改變自身位置的能力。在文獻中,設(shè)計者給出了自穩(wěn)定錐套的設(shè)計形式(如圖5所示),并對自穩(wěn)定錐套的性能進行了風洞評估。該方法是處理對接問題的一種新思路,但是依然存在一些問題:如果舵面太小,則起不到控制作用;如果舵面太大,舵面本身受到的干擾可能會使錐套產(chǎn)生更大的漂移;不僅如此,因為自穩(wěn)定錐套遠離加油機,其動力來源也是需要考慮的問題,如果采用電控,那么需要考慮消防安全問題。目前還沒有見到該方法在實際空中加油中的應(yīng)用。在加油設(shè)備的建模方面,國內(nèi)也有相關(guān)的研究,如文獻和文獻。可以說,軟管式空中加油設(shè)備建模理論的研究發(fā)展到現(xiàn)在已經(jīng)較為成熟,適合利用其進行仿真或輔助控制器設(shè)計。3.1.3頭波效應(yīng)引起的渦流在加油過程中,加油設(shè)備和受油機都要受到氣流帶來的各種擾動,從而加大了控制的難度。主要擾動可以分為3類:(1)受油機頭波效應(yīng);(2)大氣紊流以及陣風;(3)由加油機引起的翼尖渦流。受油機作為被控對象受到后兩種擾動的影響,而錐套作為被跟蹤目標受到3種擾動的影響。1)受油機頭波效應(yīng)。在受油機接近過程中,其頭波引起的錐套擾動是目前有人機空中加油面臨的最大問題。頭波效應(yīng)在自主空中加油領(lǐng)域研究較少,研究成果相對也比較薄弱。空中加油過程中,由于飛行器處于高速運動的狀態(tài),所以在受油機機頭部分會產(chǎn)生較強的氣流。該氣流必定會在對接的最后階段對錐套產(chǎn)生擾動。這種擾動在“錐管在側(cè)”時較為明顯,而對“錐管在前”方式,雖然影響較小,但依舊是存在的。在實際中,這一擾動往往是對接失敗的主要因素。中國殲-10飛行員在一次加油失敗之后的訪談中提到:在接近錐套時,錐套會“離我而去”而又“快速回擺”。“離我而去”就是由頭波效應(yīng)對錐套的擾動造成的。2004年NASA的實驗數(shù)據(jù)表明,在受油機接近錐套的過程中,錐套一般會產(chǎn)生30.5~36.6cm的偏移量?！翱焖倩財[”很可能是由錐套的二階特性造成的。由于錐套質(zhì)量輕,所以動態(tài)很快。如果受油機強行進行對接,那么可能會造成受油機的控制出現(xiàn)顯著超調(diào),最終造成錐管折斷的事故。2)大氣紊流以及陣風。大氣紊流與陣風擾動是所有飛行任務(wù)幾乎都要面對的,并沒有特殊性,其模型也非常豐富。目前,空中加油的研究中普遍采用由NASA提出的Dryden大氣紊流模型來表達這一擾動,如文獻。中國學者也對大氣紊流對受油機控制的影響進行了分析,如文獻。實現(xiàn)方式為將白噪聲通過成型濾波器,從而得到大氣紊流的沿軸向、側(cè)向和法向速度以及相應(yīng)角速度的時間序列。模型有兩種:MIL-HDBK-1797標準和MIL-F-8785C標準,兩者之間僅為系數(shù)的差別。3)由加油機引起的翼尖渦流。加油機引起的翼尖渦流擾動是3種擾動中研究最多的,也是相對比較復雜的。由于真實的機翼都是三維翼型,這樣將在翼尖產(chǎn)生一個渦流。該渦流逐漸向后擴散,從而影響后方的飛行器。建立并分析這一擾動有助于設(shè)計和驗證控制器。目前常用的渦模型有RankineVortex、Lamb-OseenVortex和Hallock-BurnhamVortex等,其中在空中加油中使用最多的是Hallock-BurnhamVortex模型。編隊飛行是空中加油的基礎(chǔ),處在后方的飛行器會受到這一擾動的影響。由于空中加油比一般的編隊飛行靠得更近,這一擾動會隨著距離的縮短逐漸增強。前期的研究主要是針對編隊飛行中的翼尖渦流進行的,如文獻。在2004年的文獻中,為了進行渦流建模的可行性分析,作者對比了當時的機理建模數(shù)據(jù)與風洞實驗數(shù)據(jù)。兩者大體上一致,但在如阻力和升力峰值等問題上并沒有很好地吻合。因此,在2004—2008年間,渦流的建模得到了詳細的研究,并逐步可以用一個較為統(tǒng)一的數(shù)學模型表達,該模型將渦的作用分解成在三軸方向上的有效風分量,以及沿著三軸方向的有效風梯度,兩者合成即為該點處的渦流速度。圖6展示了加油機后方某橫截面內(nèi)三軸的風分量及其梯度的加和效果,如Wx、Wy和Wz所示。中國也有相關(guān)研究,如文獻。綜上,渦流模型經(jīng)過長期的研究已經(jīng)在實用性和精確性之間取得平衡,發(fā)展也相對完善。綜上,在擾動建模方面,對3種擾動中的后兩種已經(jīng)有了比較豐富的建模方法。然而,頭波效應(yīng)對錐套的受力模型十分復雜,導致研究不足,但近年已經(jīng)引起關(guān)注。因此,為了更好解決對接問題,亟待研究頭波作用在錐套上的力與受油機飛行狀態(tài)之間滿足什么樣的規(guī)律。3.1.4cfd建模方法按建模手段分,目前的建模方法一般有4種:機理建模方法、計算流體動力學(ComputationalFluidDynamics,CFD)建模方法、風洞建模方法和真實實驗建模方法。機理建模方法可以較好地給出統(tǒng)一的模型,但是參數(shù)往往存在較大的不確定性,或者有時很難給出適用于分析和控制器設(shè)計的模型,如分析頭波效應(yīng)所采用的蘭金半體模型(RankineHalfBodyModel)和分析軟管時采用的連桿模型等。CFD建模方法是一種常用的建模和仿真方法,雖然計算量巨大,但可以較經(jīng)濟地對空中加油對接階段的流體力學問題進行數(shù)值實驗,得出較為真實的數(shù)據(jù)。該數(shù)據(jù)可以用來修正機理模型中的參數(shù),也可以用來擬合模型。如文獻中對頭波模型的分析等均采用了CFD建模方法。風洞建模方法成本較高,但可信度更高,可以用來進一步修正模型和驗證。由于實驗條件的限制,目前研究中的風洞實驗都只針對空中加油的一些特殊部分進行建模,比如錐套的氣動特性。以上建模方法可以用于受油機建模和軟管加油設(shè)備建模和錐套在頭波影響下的受力建模。針對空中加油對接過程,考慮到安全因素,真實實驗建模一般只用來驗證或進行一些簡單的模型建模。目前美國的相關(guān)研究中,有多個模型都是通過真實實驗得到的,比如渦流模型和錐套在頭波影響下的最大偏移位置等。首先通過多種傳感器測量得到數(shù)據(jù),然后進行數(shù)據(jù)融合,分析出精度較高的數(shù)據(jù),進行建?；蝌炞C,如文獻。3.2指令生成項term在軟管對接任務(wù)中,控制的主要問題在于對接和位置保持兩個方面。對接控制(DockingControl)是讓受油機按照一定的軌跡接近錐套并完成與輸油管的對接。在大多數(shù)文獻中,對接控制器包含3個部分:指令生成項(CommandGenerator)、跟蹤控制項(TrackingControlTerm)與鎮(zhèn)定控制項(StabilizationControlTerm)。指令生成項的目的是保證跟蹤曲線的光滑性,進一步保證控制的品質(zhì)。跟蹤控制項的目的是設(shè)計前饋,將跟蹤問題變成鎮(zhèn)定問題,從而化解非最小相位的問題。鎮(zhèn)定控制項的目的是抑制一些不確定和擾動。位置保持控制(Station-KeepingControl)是對接的基礎(chǔ),也是對接前后需要完成的任務(wù),可以認為是跟蹤控制的特例。硬管式空中加油中的控制問題實際上可以考慮為軟管式空中加油中控制問題的一個特例,只是無需考慮錐套的運動。表2給出的是有一定代表性的文獻中采用的方法和其所針對的問題(文獻中既有針對軟管設(shè)計的方法,也有針對硬管的,這里引入硬管的方法是為了更全面地敘述該領(lǐng)域所采用的方法)[49,50,51,52,53,54,55,56,57,58,59,60,61,62,63,64,65,66,67,68]。表中的對接特點與要求即為第2節(jié)所述內(nèi)容,“√”表示該文獻的方法考慮了此方面因素或針對該方面因素進行了設(shè)計,“—”表示文獻沒有相關(guān)說明,空白表示文獻沒有進行這方面的設(shè)計或沒有針對該方面因素進行考慮。下面將對表中文獻所采用的方法分為指令生成項、跟蹤控制項、鎮(zhèn)定控制項和位置保持控制項,并進行詳細介紹。3.2.1受油機的軌跡問題指令生成項主要是規(guī)劃出一條平滑合理的飛行軌跡,讓跟蹤器去執(zhí)行。這樣做有兩方面原因:1)避免超調(diào)。固定翼飛行器一般具有非最小相位特性。從時域表現(xiàn)上來講,非最小相位特性可能會帶來超調(diào),且超調(diào)的大小和給入的信號大小有關(guān)。因此,如果直接給定一個很遠的對接目標點(變化大的信號量),那么可能出現(xiàn)較大的超調(diào)。柔和光滑的軌跡可以削弱超調(diào)的影響。這樣,一方面可以在空中加油時避免受油機之間以及錐管與錐套之間的碰撞;另一方面,在空中加油時,也可以避免因超調(diào)導致的受油機間的碰撞。2)避免誘發(fā)震蕩。如果將較遠對接點直接作為跟蹤目標,控制器可能會產(chǎn)生很大的控制指令,造成作動器飽和,從而有可能誘發(fā)震蕩。這種震蕩可稱為自駕儀誘發(fā)震蕩(PilotInducedOscillation,PIO,在有人機領(lǐng)域譯為飛行員誘發(fā)震蕩)。即使沒有誘發(fā)震蕩,其軌線也往往不能令人滿意。對接是一個高精度的控制過程,然而很多控制方法依賴于平衡點附近的線性模型。大的控制信號可能會使系統(tǒng)遠離平衡點進入非線性區(qū),從而使控制精度顯著下降。因此,必須產(chǎn)生合理的軌跡以保障控制器輸出的指令在可接受范圍內(nèi)。要達到這樣的目的,現(xiàn)有文獻中采用了不同的方法,大體可歸為3類。方法1:低通濾波器(Low-PassFilter,LPF)方法。一種簡單的做法就是將參考軌跡(即由目標位置生成的指令信號)與測量到的受油位置做差,再將該誤差信號通過低通濾波器,如文獻所示。文獻和文獻中采用的低通濾波器由比例和積分環(huán)節(jié)(Proportional-Integral,PI)構(gòu)成,并將其直接融入跟蹤器的設(shè)計中。在此基礎(chǔ)上,為了能追蹤移動的錐套,參考軌跡變成了一個時變的信號。這時,跟蹤誤差也將通過低通濾波器形成平滑軌跡,見文獻、文獻和文獻。方法2:多項式插值方法。參考軌跡由簡單而足夠光滑的函數(shù)來產(chǎn)生,而多項式函數(shù)是較為符合該要求的基函數(shù)。文獻采用了三階多項式來產(chǎn)生軌跡,而文獻采用了五階多項式。高階的多項式可以產(chǎn)生更復雜的軌跡,但由于接近過程需要平緩的軌跡,所以適當?shù)碾A數(shù)即可滿足飛行要求。文獻采用了兩段多項式曲線,是為了讓受油機在垂直平面內(nèi)更快地追上錐套的位置,從而讓對接軌跡更合理。方法3:類末制導方法。這類方法的思想源于導彈的末制導。受油機與錐套的精確對接類似于導彈精確打擊一個移動的目標。文獻采用了比例導引(ProportionalNavigationGuidance,PNG)和視線角(Line-of-Sight,LOS)導引兩種方法,這兩種方法分別源自于導彈末制導與飛行器自主著陸(需要說明的是,文獻主要說明如何將受油機導引到加油機坐標系下的指定位置,而不是對接,但導引方法卻可以應(yīng)用于對接)。該方法實時地計算出下一步應(yīng)該如何調(diào)整受油機姿態(tài)或位置才能最優(yōu)地接近所需要達到的位置。文獻采用微分博弈(DifferentialGames)的方法,首先計算出受油機的可達區(qū)域與由錐套運動確定出的目標區(qū)域,然后通過計算這兩個區(qū)域之間的距離給出下一步的對策。由于其給出指令的方式同樣類似末制導,所以也歸在方法3中。3.2.2非零集方法跟蹤控制項的主要目的是為了將一個跟蹤問題轉(zhuǎn)化成一個鎮(zhèn)定問題,從而來解決非最小相位帶來的內(nèi)動態(tài)的不穩(wěn)定問題。首先,利用參考軌跡反解出參考狀態(tài)和參考輸入等信息。將跟蹤問題轉(zhuǎn)化為鎮(zhèn)定問題的過程中需要構(gòu)造誤差系統(tǒng),而僅利用參考輸出等信息是不足的,往往先要解算出參考狀態(tài)和參考輸入等。文獻和文獻提出的非零點集(NonzeroSetpoint,NZSP)方法,就是用參考輸出以及受油機模型反推出參考狀態(tài)與參考輸入。非零點集方法限制了參考狀態(tài)與參考輸入須為常值,即錐套相對加油機是靜止的。為了克服這一缺點,文獻對非零點集方法進行改進,進一步提出了指令生成跟蹤器(CommandGeneratorTracker,CGT),隨錐套的運動可以不斷得到下一采樣時間的參考狀態(tài)與參考輸入。文獻和文獻采用擴張觀測器(ExtendedStateObserver)來觀測參考狀態(tài),文獻對該方法的闡述比較詳細和完整。文獻所利用參考軌跡是關(guān)于時間的三階多項式,通過兩次求導就可以得到參考加速度。在小角度線性化模型中,縱向與側(cè)向的加速度與迎角和側(cè)滑角成線性關(guān)系。因此,可以通過對軌線的求導直接得到參考迎角和側(cè)滑角。然后,建立誤差系統(tǒng)。將反解出的參考狀態(tài)與原系統(tǒng)狀態(tài)作差,從而將原系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為誤差系統(tǒng)。對這個系統(tǒng)進行鎮(zhèn)定,就能達到跟蹤的目的。最后,跟蹤控制項還包括一些抗擾項。在這部分,應(yīng)用最廣泛的是積分器,一定程度上解決了因大氣紊流、測量誤差等隨機擾動引起的跟蹤靜差問題。該方法簡單、有效,在大多數(shù)文獻中都有應(yīng)用。另外,文獻和文獻基于魯棒控制的設(shè)計可以讓輸出對某些噪聲變得不敏感,其中主要針對的還是大氣紊流、陣風以及傳感器帶來的噪聲。3.2.3其他自適應(yīng)方法鎮(zhèn)定控制的目的在于抑制一些不確定和擾動,使設(shè)計系統(tǒng)的狀態(tài)收斂于零。按照傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)的設(shè)計方法,可以采用經(jīng)典的狀態(tài)反饋以及比例-積分-微分(Proportional-Integral-Derivative,PID)方法進行控制。文獻采用狀態(tài)反饋對系統(tǒng)進行鎮(zhèn)定。文獻采用了PID方法進行內(nèi)外環(huán)的單通道設(shè)計,其外環(huán)PID系數(shù)是自適應(yīng)的,自適應(yīng)方法為粒子群算法。經(jīng)過修正的PID方法對加油機引起的翼尖渦流擾動有一定的抑制作用。相比而言,大多數(shù)方法傾向于線性二次型調(diào)節(jié)器(LinearQuadraticRegulator,LQR)方法[49,50,52,53,64,71]。線性二次型優(yōu)化是凸優(yōu)化,有唯一的極值點,故常用這種方法來設(shè)計最優(yōu)的反饋增益矩陣。一些其他抑制擾動和非線性的方法也采用了二次型優(yōu)化,如文獻的自適應(yīng)動態(tài)逆方法、文獻和文獻的L1自適應(yīng)(L1Adaptive)方法等。文獻采用自適應(yīng)控制的方法進行鎮(zhèn)定,讓控制器跟蹤一個自適應(yīng)的信號。文獻采用線性二次型高斯(LinearQuadraticGaussian,LQG)調(diào)節(jié)器來降低因測量設(shè)備帶來的高斯白噪聲對系統(tǒng)的影響,從而提高鎮(zhèn)定效果。鎮(zhèn)定控制器設(shè)計一般基于線性模型,然而實際的飛行器模型都是非線性的,因此在擾動較大時,控制效果可能不佳。為此,文獻提出采用反饋線性化來解決這一問題。3.2.4基于自適應(yīng)增益的控制方法位置保持是對接的基礎(chǔ),在對接前的編隊飛行階段以及對接后的輸油階段中,都需要受油機可以保持在加油機坐標系下的某一理想位置,且不產(chǎn)生較大位移。位置保持是很重要的環(huán)節(jié),設(shè)計時也有相當?shù)碾y度。首先,位置保持時受到大氣紊流擾動和加油機翼尖渦流的擾動。其次,在加油過程中因為燃油的加入,受油機的質(zhì)量和質(zhì)心都會產(chǎn)生一定的變化,所以需要進行合理的設(shè)計。位置保持控制首先需要確定參考的狀態(tài)使其能夠進行位置保持,從而化為一個鎮(zhèn)定問題。一般來說,以加油機為參考坐標系,參考狀態(tài)可認為是常值。位置保持控制方法與上面提到的鎮(zhèn)定控制基本一致,比如文獻、文獻和文獻采用了線性二次型調(diào)節(jié)器方法,文獻采用了L1自適應(yīng)方法,以及文獻采用了PID方法。針對輸油過程中受油機質(zhì)量的變化,文獻、文獻和文獻中采用自適應(yīng)增益(GainScheduling)的控制方式。這基于嚴格而精確的建模,比如文獻是基于文獻中對于受油機在渦流擾動下的變質(zhì)量建模。文獻提出控制對象應(yīng)該是受油設(shè)備的位置而不是受油機的重心位置,故該文獻利用重心與受油設(shè)備的相對位置修正了原有模型,并對其進行了控制器設(shè)計。利用先驗信息也可以解決位置保持時遇到的一些問題。文獻解決的是考慮加油機飛行狀況變化的情況下,受油機該如何控制的問題。文章認為受油機可以通過與加油機的通信獲得加油機的位姿信息作為控制的前饋信息,并將該信息融入到線性二次型調(diào)節(jié)器中。魯棒設(shè)計方法在解決這一問題時與解決鎮(zhèn)定問題是一致的,即讓擾動或干擾對輸出的增益盡可能減小,如文獻。文獻采用了自抗擾控制(ActiveDisturbanceRejectionControl,ADRC)的設(shè)計方法設(shè)計了位置保持控制器。文獻采用定量反饋理論(QuantitativeFeedbackTheory,QFT),設(shè)計控制器引導受油機與加油機進行編隊。該控制方法同樣也適用于位置保持,如文獻。針對不同的任務(wù)、環(huán)境和擾動等情況,國內(nèi)外學者都對這一問題進行了詳細的分析,設(shè)計了豐富的控制方法。目前文獻通常只考慮大氣紊流以及陣風和加油機翼尖渦流,而很少考慮頭波效應(yīng)帶來的擾動。為了克服其帶來的影響,控制器設(shè)計中需要考慮頭波效應(yīng)對錐套的受力模型。另一方面,由于受油機相對于錐套的質(zhì)量要大得多,所以受油機動態(tài)響應(yīng)較錐套運動緩慢。不僅如此,受油機可能存在控制輸入滯后以及導航信息(包括識別錐套位置)存在滯后等。這些將導致受油機的響應(yīng)更慢,即慢動態(tài)問題。由于頭波效應(yīng)的影響,錐套會離開原位置,出現(xiàn)“慢動態(tài)”受油機跟蹤“快動態(tài)”錐套的問題,這在目前文獻中較少被考慮。因此,控制器設(shè)計中需要進一步考慮“在復雜擾動下,‘慢動態(tài)’受限系統(tǒng)精確跟蹤‘快動態(tài)’目標的問題”。3.3硬管熱壓技術(shù)的應(yīng)用需要注意的問題以上介紹的建模和控制都適用于受油機為無人機的情況,而一般認為加油機做勻速直線運動。對于無人機-無人機空中加油,還需要考慮無人加油機。美國在2012年的驗證實驗中采用的加油機也是由全球鷹無人機改裝的無人加油機。無人加油機主要起到兩個作用:1)無人加油機主要是在硬件設(shè)備上為受油機的控制提供方便,主要有通信設(shè)備和輔助對接的設(shè)備等。通信設(shè)備可以為受油機提供加油機的位置姿態(tài)信息。這一點在硬管式加油機中有更重大的意義,因為硬管的對接點與加油機有固定的相對位置關(guān)系。通過加油機的位置、姿態(tài)、速度等信息就能估計出對接點的大致位置信息,與受油機的視覺定位信息融合,即可得到更高精度的導航信息。對于軟管式加油,這一信息可以用來保證受油機與加油機之間的編隊位置控制,但由于錐套位置的不確定性,較難用于對接控制。輔助對接設(shè)備主要是用來引導對接的標志點,如在錐套上加裝標志點以提高視覺導航的精度。但在實際空中加油實驗中,一般采用錐套為圓環(huán)的幾何特征進行捕捉和導航。另一個輔助對接的設(shè)備是自穩(wěn)定錐套,用來減小錐套運動的不確定性。2)無人加油機的控制相對于無人受油機的控制要簡單。加油機在會合過程中需要配合受油機完成編隊飛行,但在完成編隊飛行之后,加油機僅需要保持定高的勻速直線飛行即可。在進一步的研究中,協(xié)同控制的思想被引入,加油機的控制在未來不再是被動提供一個穩(wěn)定的對接環(huán)境,而是能夠主動降低受油機的對接難度。如對于硬管空中加油,可操縱的硬管協(xié)同受油機同步動作,而不是等受油機飛行到指定位置后再進行下一步動作。對于軟管式加油,若能成功研制自穩(wěn)定錐套,則可以讓錐套主動接收受油機的位置信息,進而對可能的不確定性進行估計,從而提供更穩(wěn)定的對接位置。4關(guān)于飛機試驗進展4.1建模為實際數(shù)據(jù)提供驗證飛行試驗是自主對接最終實現(xiàn)的必經(jīng)之路,十分重要。首先,它為建模提供實際的數(shù)據(jù);其次,驗證理論模型并指導自主加油控制律的設(shè)計;最后,驗證自主空中加油控制器設(shè)計的可行性。4.1.1空中加油試驗方案設(shè)計地面工作及仿真是良好的試驗結(jié)果的基礎(chǔ)。對于前期的準備工作,本文主要從導航、建模與控制3個方面開展。1)導航。在空中加油過程中,需要精確地獲得加、受油機的相對位姿以及錐套的位置。在自主空中加油的前期試驗中,國內(nèi)外的研究通常采用視覺測量的方法。安裝位置通常如圖7所示。前期的準備工作中,要在加、受油機上選取合適的安裝位置,以使得視場滿足試驗要求。設(shè)計視覺測量算法,在地面進行半物理仿真驗證,并根據(jù)仿真結(jié)果對測量算法進行優(yōu)化。2)建模。為了能更好地進行空中加油試驗,建立空中加油的模型是必要的。建立理論模型可為空中加油試驗提供基本的預測。美國的幾個研究機構(gòu)在AAR的建模、仿真及測試方面做的工作比較系統(tǒng),技術(shù)也比較領(lǐng)先。NASA利用風洞對錐套的特性進行了分析,如圖8所示,目的是通過分析錐套的阻力特性來預測實際飛行中錐套相對加油機位置與高度和空速之間的關(guān)系。NASA在之后的空中試驗中也驗證了風洞數(shù)據(jù)效果。另外,NASA支持了很多關(guān)于環(huán)境建模的研究工作,這些建模工作是為了在地面模擬空中加油的環(huán)境,分析空中加油過程中系統(tǒng)的特性,進一步來指導控制律的設(shè)計。這些工作在3.1節(jié)建模部分已經(jīng)提及,此處不再贅述。4.1.2試驗2:頭波效應(yīng)下的試驗1)加、受油機的選擇。目前受油機多采用機動性能較好的戰(zhàn)斗機(如F/A-18、殲-10等),或用來做空中特技表演的飛機。而加油機根據(jù)試驗?zāi)康牡牟煌约帮w行任務(wù)的不同,常有兩種選擇:一種是大型運輸機,這是常規(guī)空中加油任務(wù)采用的加油機;另一種是與受油機相同的飛機,這種情況更符合伙伴加油的加油任務(wù)。此外,由于2架飛機的質(zhì)量比較接近,加油機翼尖渦流的影響相對較弱,更容易用來測量頭波效應(yīng)。如NASA在獲得錐套偏移量的試驗中就采用2架F/A-18作為加、受油機。2)試驗飛行任務(wù)。這里需要根據(jù)試驗的內(nèi)容進行調(diào)整。目前公布的試驗主要有3種:(1)測試錐套相對加油機位置與高度和空速之間的關(guān)系;(2)測試錐套在頭波效應(yīng)下的最大偏移位置;(3)測試自主對接控制器的對接成功概率。對于第1種試驗,受油機須遠距離跟隨加油機飛行、記錄錐套的穩(wěn)態(tài)位置,這樣做是為了避免受油機頭波對錐套的影響。第2種試驗要求受油機的機頭以一定形式進行擺動,2004年NASA試驗中的擺動形式如圖9所示。第3種試驗完全按照自主對接進行操作,記錄對接過程以及對接成功率。3)視頻數(shù)據(jù)采集與后期處理?？刂剖苡蜋C和加油機的位置,以使所測量的物體在視場范圍內(nèi),記錄視頻信息。由于測試需要更精確的數(shù)據(jù),所以通常在空中不對視頻進行在線處理,等到返回地面時再對視頻進行更精確的離線處理。在進行后期處理時,綜合視覺信息、慣導信息、全球定位系統(tǒng)(GPS)和風速信息獲得所需的位姿。利用視覺信息可以分析受油機、加油機、加油設(shè)備之間的相對位置和速度關(guān)系。再綜合慣導和GPS信息可以得到三者在慣性系下的信息。進一步,綜合飛行器上的風速傳感器可以間接得到大氣紊流、翼尖渦流等基本氣流信息。這些信息最終用于建立面向控制的對接模型,評價控制方案。4.1.3美國無人加油機試驗結(jié)果美國是世界上首個完成自主空中加油驗證試驗的國家。美國空軍研究試驗室為其無人機自主空中加油制定了“三步走”戰(zhàn)略:第一步是有人駕駛加油機給無人機模擬平臺提供自主空中加油;下一步由有人駕駛加油機提供變穩(wěn)定性飛行模擬器(VariableStabilityAirplane,VISTA)空中加油;最后一步實現(xiàn)無人加油機對無人受油機的自主空中加油飛行控制操縱。目前,美國已經(jīng)完成了這三步計劃。在2004年,美國實現(xiàn)第1階段的目標,本文中提及的NASA在2004年做的有關(guān)錐套特性的研究就是這一階段的成果。第2階段,在美國國防部預先研究局(DefenseAdvancedResearchProjectsAgency,DARPA)的支持下,Dryden飛行研究中心于2005—2007年間,成功進行了數(shù)十次不同大氣干擾和飛行狀態(tài)下的軟管式自主空中加油飛行驗證。試驗采用F/A-18作為受油機,波音707-300作為加油機,成功驗證了軟管式自主空中加油技術(shù)的可行性。第3階段,2012年美國采用2架全球鷹無人機進行伙伴加油,僅在地面監(jiān)控下即完成了自主空中加油,這標志著自主無人空中加油技術(shù)的驗證工作已經(jīng)成功。在“三步走”計劃成功后,美軍將該技術(shù)應(yīng)用于X-47B無人機,但目前還沒有應(yīng)用于實戰(zhàn)。中國也針對自主空中加油技術(shù)展開了研究,從相關(guān)研究中可以看出已經(jīng)進行了部分試驗工作,但還沒有相關(guān)試驗的公開消息。4.2存在的問題4.2.1頭前端延數(shù)目前只能從設(shè)計上避免頭波效應(yīng)的影響,就是將錐管置于機頭前端,延伸足夠長的距離以避免該影響,如圖10所示。然而,該方法限制了自主空中加油的通用性,一方面不能應(yīng)用于錐管在側(cè)的受油機,另一方面會降低受油機的飛行品質(zhì)。4.2.2自主空中加油最關(guān)鍵的因素自主空中加油對接對環(huán)境和飛行動作的限制過于苛刻。目前沒有良好的評估方案來實時評估對接安全性、成功率等指標,導致了自主空中加油只能在非常合適的環(huán)境下進行。一旦條件變差,由于評估方法的缺失,會造成“不敢”進行自主空中加油的情況,或者在操作過程中“不敢”嘗試超越安全標準的動作。文獻中提到,作者劃分的安全區(qū)域可能不夠合理,使得某幾次可能成功的對接最終因為安全區(qū)域的限制而被迫放棄。4.2.3加強機的協(xié)同以及信息共享協(xié)同對接是未來的發(fā)展方向,包括加油設(shè)備與受油機的協(xié)同、加油機與受油機的協(xié)同、以及多機加油時信息的共享等。這些方法可以使導航信息更加準確,降低受油機的控制難度,提高自主空中加油成功率。數(shù)據(jù)鏈路是信息在不同飛行器之間傳遞的途徑,保證數(shù)據(jù)鏈路的可靠性,是進行協(xié)同對接的基礎(chǔ)。5重點研究的科學問題本節(jié)將從工程實踐角度提出未來可能的工作,以及從科學研究角度闡述重點研究的科學問題。這兩方面相輔相成,不僅可以促進問題更好地解決,而且能促進相關(guān)學科發(fā)展。5.1基于穩(wěn)態(tài)位置的模型分析建模工作可分為離線和在線,離線建模又可以分為建立動態(tài)模型和靜態(tài)模型。由于氣流運動十分復雜,所以建立非常逼真的動態(tài)模型十分困難。這不僅需要考慮建立何種類型的模型,而且需要大量的地面計算機模擬計算數(shù)據(jù)和空中實際飛行的實驗數(shù)據(jù),耗費大量人力物力。相對動態(tài)模型,靜態(tài)模型容易建立和實驗。1)離線動態(tài)模型。如果受油機錐管在機身側(cè)面,需要在建模中考慮機頭對錐套的影響,建立動態(tài)模型。2)離線靜態(tài)模型。目前的建模方法通常是針對整個動態(tài)進行。如果從控制的目的出發(fā),主要關(guān)心錐套受到受油機干擾后的最終飄移穩(wěn)態(tài)值,而非錐套以何種軌跡運動到穩(wěn)態(tài)值。這樣可以建立簡單的靜態(tài)模型,隨之的參數(shù)辨識變得簡單很多。根據(jù)NASA利用F/A-18戰(zhàn)斗機進行的空中加油實驗,可以得到如下兩個結(jié)論:一是錐套的穩(wěn)態(tài)位置隨高度和速度的變化是有規(guī)律的;二是錐套受到受油機干擾后飄移的穩(wěn)態(tài)值是有規(guī)律的。也就是說氣流環(huán)境雖然復雜,但是經(jīng)過建模依舊能掌握錐套運動的基本規(guī)律。所謂錐套的穩(wěn)態(tài)位置是指,在輸油管-錐套設(shè)備僅受加油機影響時,其相對于加油機的位置。進一步地,NASA做了一個有關(guān)于錐套受擾動后的偏移量與受油機位置之間關(guān)系的實驗。錐套的偏移量,即錐套偏離穩(wěn)態(tài)位置的位移。NASA的實驗主要討論的是錐套在垂直于加油機前飛方向的平面內(nèi)的運動。錐套在受油機的影響下,最大穩(wěn)態(tài)偏移量約為0.368m。文獻通過建模與仿真給出類似的結(jié)論。文獻給出了錐套的基本動態(tài)。3)在線模型。實際中,飛行員操作遵循“對準→操作→獲得經(jīng)驗→返回原位→依經(jīng)驗重新對準→……”的迭代過程進行空中對接。在實際飛行中,自主空中對接還可以考慮引入在線辨識,即對應(yīng)“獲得經(jīng)驗”。這里提到的在線辨識周期是一個對接周期。相比利用傳感器采樣周期的實時辨識,按對接周期辨識可以利用更大量的采樣數(shù)據(jù),有著更充裕的計算時間,相對比較安全。為了進一步地對空中加油對接過程進行分析,還需要重點考慮如下兩個問題。問題1錐套受力與機頭相對位置和速度滿足何種規(guī)律?在接近錐套的過程中,受油機頭波對錐套位置的影響愈發(fā)顯著?？焖俚慕咏呗怨倘豢梢栽谠撚绊憶]有造成顯著錐套位移的時候完成對接,但這樣的方法容易在對接后造成鞭甩效應(yīng)而導致更重大的損失,這種接近策略在北約的空中加油標準中被歸為錯誤的做法。而若采用慢速的接近策略,受油機頭波會使錐套產(chǎn)生顯著位移,所以在對接過程中需要對錐套的偏移動態(tài)進行預估,才能完成對接。飛行員依據(jù)經(jīng)驗往往可以預估出錐套的偏移位置,而若要完成自主空中加油,則需要自駕儀預估錐套的偏移。也就是說,在控制器設(shè)計時,需要分析在接近過程中,錐套相對受油機的位置、速度與其自身受到頭波產(chǎn)生的力之間的關(guān)系。該問題的難點在于:針對這種規(guī)律,機理分析將會十分困難,而用計算流體力學(CFD)建模方法,又可能面臨很難找到一個合理的模型來進行參數(shù)辨識。問題2在軟管式加油的對接過程中,不確定以什么樣的機制在系統(tǒng)中傳播?雖然目前受油機、軟管加油設(shè)備和擾動的模型都有文獻給出,但對于空中對接這一高精度的任務(wù),不確定性將是對接控制面臨的最大難題。定量刻畫不確定性及其在模型中的傳播過程將對提高對接成功率等起到重要的作用。簡而言之,不確定性是源頭,對接成功率是結(jié)果。因此,需要對這些不確定因素進行建模,并盡可能分離出獨立的不確定因素,再用獨立的隨機過程或白噪聲進行表征。通過建立的模型,采取不確定性定量方法,分析不確定性在系統(tǒng)中的傳播。該問題的難點在于:(1)如何合理刻畫不確定因素;(2)如何簡化繁多的不確定因素;(3)如何建立和處理一個非線性的傳播模型。5.2迭代學習控制與反饋控制目前的對接控制方案基本上遵循著實時反饋的思路:期望軌跡設(shè)計→跟蹤項設(shè)計→鎮(zhèn)定項設(shè)計。期望軌跡設(shè)計和跟蹤項設(shè)計往往依賴于精確的模型。然而,實際模型有著很多不確定因素,比如輸入時滯、參數(shù)不確定和大氣環(huán)境參數(shù)等。為了應(yīng)對不確定,一般采用帶有積分器的控制方法。這種方法對參數(shù)不確定和大氣環(huán)境參數(shù)不確定有一定補償作用。然而,測量時滯、輸入時滯和積分項都會導致相位滯后,從而影響受油機動態(tài)性能和控制精確性,甚至穩(wěn)定性。為了避免該問題的發(fā)生,可借鑒實際中飛行員的操作流程。在實際對接飛行中,飛行員操作過程通常為“對準→操作→獲得經(jīng)驗→返回原位→依經(jīng)驗重新對準→……”。這種行為在實際飛行中已經(jīng)得到成功應(yīng)用。受此啟發(fā),將前饋設(shè)計看成是一種終端迭代學習控制(TerminalIterativeLearningControl)問題或點到點的迭代學習控制(Point-to-PointIterativeLearningControl)問題?；舅枷胧?通過上一次失敗的對接控制經(jīng)驗修正本次的對接控制前饋,而第一次前饋可由建立的模型離線設(shè)計出來。這樣既能夠給出提前量,又能較好處理不確定性帶來的影響。因此,迭代學習控制能夠一定程度解決“在復雜擾動下,‘慢動態(tài)’受限系統(tǒng)精確跟蹤‘快動態(tài)’目標的問題”。迭代學習控制的另一個好處是,可離線計算錐套位置信息用于控制器反饋。這可降低視覺傳感器的要求,提高其可行性。適合軟管式加油中對接過程的迭代學習控制方法與傳統(tǒng)的迭代學習控制方法不同的是:不能保證實際受油機的位置與期望的初值相同;需要充分利用模型信息以減少學習次數(shù)。對接過程中,根據(jù)導航信息的采樣周期,在迭代學習控制基礎(chǔ)上可進一步設(shè)計反饋控制,抑制不確定性帶來的影響。為了避免對接過程中受油機的慢動態(tài)對對接的影響,反饋控制器的控制周期一般可以選擇得大一些。對于最終的“迭代學習控制(學習型前饋)+反饋控制”方案,還需要研究迭代學習控制和反饋控制各自的權(quán)限問題。為了更深入地對空中加油對接過程進行控制器設(shè)計,還需要重點考慮如下兩個問題。問題3在給定不確定模型和對接成功概率下,是否存在控制器滿足成功對接要求?該問題是要解決控制器有無的問題,即在飛行前或?qū)忧芭袛嗫蓪有?Dockability),這類似于控制學科中的基本問題———可控性問題。通俗地說,可對接性是指當前受油機飛行狀態(tài)完成對接的可能性。與傳統(tǒng)可控性的不同之處在于,它不是研究受油機狀態(tài)(位置、速度和姿態(tài)等)是否能被控制到原點,而是考慮受油機狀態(tài)是否能被控制到一個集合(錐套能夠捕獲的范圍和對接相對速度范圍等)。另一個不同之處在于,因為擾動和不確定的隨機性,可對接性進一步與概率相關(guān)。除此之外,一些必要的安全要求也會限制可對接性。在此基礎(chǔ)上,可進一步定義可對接裕度(DegreeofDockability),如圖11所示。如果無可對接性,則需要放棄對接。更有意義的是,可對接裕度可為空中加油對接環(huán)境和軟硬件提出需求。空中加油對接不是在任意的硬件條件和任意的對接環(huán)境下都能進行的。很多因素可能導致不存在控制器滿足對接成功要求,比如加、受油機尺寸大小、飛行大氣環(huán)境、算法處理時間和效果、傳感器動態(tài)響應(yīng)和精度、操縱面動態(tài)響應(yīng)和精度等。該問題是建立在問題1和問題2基礎(chǔ)上的,難點在于:如何提出隨機環(huán)境下的可對接性定義,并設(shè)計求解方法。問題4在給定不確定模型和對接成功概率約束下,什么樣的控制器能滿足要求?該問題建立在問題3基礎(chǔ)上,目的是設(shè)計控制器抑制不確定的傳播,并最終提高對接成功率。首先,需要確定控制器形式。其次,需要建立合適的優(yōu)化問題模