[发明专利]基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法

权利要求书

1.基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、对飞机的非线性模型进行配平及线性化，并将横侧向、纵向通道解耦；具体如下：

设置状态量

x＝[φ θ ψ u v w X Y Z P Q R Oil]

其中，φ为滚转角，θ为俯仰角，ψ为偏航角，u为前向速度，v为侧向速度，w为垂向速度，X为前向位移距离，Y为侧向位移距离，Z为垂向位移距离，P为x轴的角速度分量，Q为y轴的角速度分量，R为z轴的角速度分量，Oil为耗油率；

设置控制输入量

u＝[DE DA DR DF DT]

分别为升降舵、副翼、方向舵、襟翼和油门；

考虑着舰时的状态，设置配平时飞机的航迹倾斜角，经配平，得到飞机的配平值为状态量、控制输入量，在该配平值下，飞机的非线性模型可化为线性模型

其中，为各状态偏量的导数，t为时间，Δx为各状态偏量，Δu为各输入偏量，A、B分别为对应的矩阵；

将线性模型分为纵向通道和横侧向通道两部分；对飞机线性模型在纵向和横侧向通道解耦得：

其中，Δx_lon为纵向状态偏量，Δx_lon＝[Δθ Δu Δw ΔQ]，Δx_lat为横侧向状态偏量，Δx_lat＝[Δv ΔP ΔR Δφ]，Δu_lon为纵向输入偏量，Δu_lon＝[ΔDE ΔDF ΔDT]，Δu_lat为横侧向输入偏量，Δu_lat＝[ΔDA ΔDR]，A_lon、B_lon、A_lat、B_lat分别为纵向和横侧向模型对应的矩阵；

步骤2、确定着舰基准下滑角，并根据所确定的下滑角设计着舰基准轨迹，根据轨迹误差计算横侧向通道和纵向通道的飞机引导律；其中，纵向通道的飞机着舰过程被分为三段：平飞段、过渡段和引导段；

步骤3、分别设计纵向控制律和横侧向控制律；其中，所述纵向控制律设计包括升降舵通道、油门通道、襟翼通道的设计以及直接力控制对升降舵的力矩解耦；所述横侧向控制律设计包括副翼通道和方向舵通道的设计；所述纵向控制律设计具体如下：

在升降舵通道，着舰各阶段采用相同的控制律，主要为俯仰姿态控制，设计控制律为

其中，为增稳项，q为俯仰角速率，θ为俯仰角，θ_c为俯仰角指令，由引导律给出，分别是所要设计的控制参数；

在油门通道，速度恒定动力补偿具体如下：

平飞段和过渡段的控制律相同，引导段在前者控制律的基础上增加跟踪前向距离的跟踪控制，设计平飞段和过渡段的控制律为：

设计引导段控制律为

其中，为油门配平值，V_g是飞机的水平速度，V_gc为水平速度指令，Vias为表速，Vias_c为配平表速，和X_c由引导律给出，X_c为前向距离指令，为前向速率指令，分别为要设计的控制参数；

在襟翼通道，通过反馈高度误差，直接控制高度，设计直接力通道控制律为

其中，H_c为高度指令，H为高度状态量，是PI控制，其中为待设计的参数，为超前网络，τ₁、τ₂为待设计参数，为洗出网络，τ_w0为待设计参数，K_DLC为待设计的控制增益；

横侧向控制律如下：

在副翼通道，内环为滚转角控制，外环为侧偏距离控制，设计控制律如下

其中，φ为滚转角，φ_c为滚转角指令，ψ为偏航角，ψ_c为偏航角指令，为侧向速度指令，为侧向速度，Y_c为侧向距离指令，Y为侧向距离，分别为待设计的参数，ψ_c和Y_c为偏航角和侧偏指令值；

在方向舵通道，设计控制律如下

其中，r为偏航角速率，β为侧滑角，为待设计的控制参数。