基于有限状态机的自动编队飞行控制方法

摘要

本发明公开了一种基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，包括如下步骤：步骤一：基于有限状态自动机的原理，针对编队飞行训练任务要求，对编队飞行中可能遇到的情况进行划分、归纳，确定出僚机可能出现的飞行模式。步骤二：根据步骤一中飞行模式，确定各飞行模式之间的转换条件。步骤三：结合步骤一中归纳总结出的飞行模式和步骤二中确定的各个飞行模式之间的转换条件，列出状态转换表。步骤四，为步骤一中所述的各飞行模式设计控制方法，为编队队形保持设计控制率。本发明提出了僚机在编队飞行过程中在不同飞行模式间进行自动转换的方法，有效模拟僚机飞行员的智能；设计了编队队形保持飞行模式下的控制率，能够满足编队队形保持的需求。

主权项

1、一种基于有限状态机的自动编队飞行控制方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤一：基于有限状态自动机的原理，针对编队飞行训练任务要求，对编队飞行中遇到的情况进行划分、归纳，确定出僚机出现的飞行模式；步骤二：根据步骤一中飞行模式，确定各飞行模式之间的转换条件；步骤三：结合步骤一中归纳总结出的飞行模式和步骤二中确定的各个飞行模式之间的转换条件，列出状态转换表；步骤四，为步骤一中所述的各飞行模式设计控制方法，为编队队形保持设计控制率；飞机模型控制量的初始值为δ_T＝δ_e＝δ_a＝δ_r＝0，landGearSwitch＝0，peedBreakSwitch＝1；δ_T：油门杆输入量，${\delta }_T\in [{\delta }_{\min }^T,{\delta }_{\max }^T],$和分别是δ_T的最大值和最小值；δ_e：俯仰舵偏角，${\delta }_e\in [{\delta }_{\min }^e,{\delta }_{\max }^e],$和分别是δ_e的最大值和最小值；δ_a：滚转舵偏角，${\delta }_a\in [{\delta }_{\min }^a,{\delta }_{\max }^a],$和分别是δ_a的最大值和最小值；δ_r：方向舵偏角，${\delta }_r\in [{\delta }_{\min }^r,{\delta }_{\max }^r],$和分别是δ_r的最大值和最小值；landGearSwitch：起落架收放开关，landGearSwitch∈{0，1}，0表示放下起落架，1表示收起起落架；speedBreakSwitch：减速板收放开关，speedBreakSwitch∈{0，1}，0表示放下减速板，1表示收起减速板；步骤一中总结的各飞行模式的控制方法如下：$C_{s_0}:{\delta }_T={\delta }_{\min }^T,$即僚机发动机保持关闭状态；$C_{s_1}:{\delta }_T={\delta }_{\max }^T,$brake＝B_max，即僚机油门加到最大，同时踩住刹车；$C_{s_2}:\mathrm{brake}=B_{\min },$即僚机放开刹车，僚机开始滑跑；均为编队队形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率参数的取值不同；如果长机对僚机下达收起起落架指令，则landGearSwitch＝1；如果长机对僚机下达放下起落架指令，则landGearSwitch＝0；如果长机对僚机下达收起减速板指令，则speedBreakSwitch＝1；如果长机对僚机下达放下减速板指令，则speedBreakSwitch＝0；$C_{s_9}:{\delta }_T={\delta }_{\min }^T,$brake＝B_max；$C_{s_{10}}:\mathrm{breake}=0,$即僚机停止在跑道上后，放开刹车，仿真结束；其中brake为刹车输入量，break∈[B_min，B_max]，B_min和B_max分别是brake的最大值和最小值；表示飞行模式s_i的控制方法，i∈{0，1，2，3，4，5，6，7，8，9，10}，每一个飞行模式的控制方法中没有描述的其它控制量的取值与转换到该飞行模式之前的飞行模式的控制量的取值相等；所述的编队队形保持飞行模式下的控制方法的飞行控制率的设计具体如下：(a)油门控制率：${\mathrm{\Delta \delta }}_T=K_{\mathrm{xp}}{x}_e+K_{\mathrm{xd}}{\stackrel{.}{x}}_e+K_{\mathrm{xi}}\int x_e---\left(1\right)$${\delta }_T=\left\{\begin{array}{c}{\delta }_{\max }^T,{\delta }_{\max }^T\le {\delta }_{T\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_T\\ {\delta }_{T\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_T,{\delta }_{\min }^T<{\delta }_{T\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_T<{\delta }_{\max }^T\\ {\delta }_{\min }^T,{\delta }_{T\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_T\le {\delta }_{\max }^T\end{array}\right.---\left(2\right)$其中Δδ_T是油门的增量，δ_{T_}是当前时刻的油门值，x_e表示当前时刻，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体x轴的实际投影值与x_command的差值，K_xp是比例系数，K_xd是微分系数，K_xi是积分系数；(b)滚转舵控制率：${\delta }_a=\left\{\begin{array}{c}{\delta }_{\max }^a,{\delta }_{\max }^a\le {\delta }_{a\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_a\\ {\delta }_{a\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_a,{\delta }_{\min }^a<{\delta }_{a\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_a<{\delta }_{\max }^a\\ {\delta }_{\min }^a,{\delta }_{a\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_a\le {\delta }_{\max }^a\end{array}\right.---\left(4\right)$其中；偏航角机体轴x在水平面上的投影与地轴x_g间夹角，机头右偏航为正；滚转角φ：机体轴z与通过机体轴x的铅垂面间夹角，飞机向右滚转时为正；Δδ_a是滚转舵偏角的增量，δ_{a_}是当前时刻的滚转舵偏角，y_e表示当前时刻，僚机与长机质心连线矢量在僚机机体y轴的实际投影值与y_command的差值，φ_e表示长机滚转角与僚机滚转角的差值，表示长机方向角与僚机方向角的差值，K_yp，K_yd，K_yi分别是y_e的比例系数，微分系数和积分系数，K_φp，K_φd分别是φ_e的比例系数和微分系数，分别是的比例系数和微分系数；(c)俯仰舵控制率${\mathrm{\Delta \delta }}_e=K_{\mathrm{zp}}{z}_e+K_{\mathrm{zd}}{\stackrel{.}{z}}_e+K_{\mathrm{zi}}\int z_e+K_{\mathrm{\theta p}}{\theta }_e+K_{\mathrm{\theta d}}{\stackrel{.}{\theta }}_e---\left(5\right)$${\delta }_e=\left\{\begin{array}{c}{\delta }_{\max }^e,{\delta }_{\max }^e\le {\delta }_{e\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_e\\ {\delta }_{e\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_e,{\delta }_{\min }^e<{\delta }_{e\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_e<{\delta }_{\max }^e\\ {\delta }_{\min }^e,{\delta }_{e\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_e\le {\delta }_{\max }^e\end{array}\right.---\left(6\right)$其中俯仰角θ：机体轴x与水平面间夹角，抬头为正；Δδ_e是俯仰舵偏角的增量，δ_{e_}是当前时刻的俯仰舵偏角，z_e表示当前时刻长机高度与僚机高度的差值，θ_e是长机俯仰角与僚机俯仰角的差值，K_zp，K_zd，K_zi分别是z_e的比例系数，微分系数和积分系数，K_θp，K_θd分别是的比例系数和微分系数；(d)方向舵控制率：Δδ_r＝K_rpr_w          (7)${\delta }_r=\left\{\begin{array}{c}{\delta }_{\max }^r,{\delta }_{\max }^r\le {\delta }_{r\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_r\\ {\delta }_{r\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_r,{\delta }_{\min }^r<{\delta }_{r\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_r<{\delta }_{\max }^r\\ {\delta }_{\min }^r,{\delta }_{r\_}+{\mathrm{\Delta \delta }}_r\le {\delta }_{\max }^r\end{array}\right.---\left(8\right)$其中Δδ_r是方向舵偏角的增量，δ_{r_}是当前时刻的方向舵偏角，r_w是僚机的偏航角速度，K_rp是r_w的比例系数；根据控制率公式，使僚机保持编队队形。