軟式自動空中加油對接控制技術(shù)研究

張穎 黃鵬 王啟

摘? 要：對接階段的控制研究是軟式自動空中加油控制技術(shù)的核心，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。通過選擇合適的受油機為對象，對軟式自動加油的對接過程進行了數(shù)學(xué)建模，進而基于建立的數(shù)學(xué)模型對受油機進行了自動對接控制器的設(shè)計，最后，在MATLAB仿真環(huán)境中對設(shè)計的受油機對接控制器進行了仿真驗證。仿真結(jié)果表明，在輕微大氣湍流干擾下，設(shè)計的受油機對接控制系統(tǒng)能實現(xiàn)受油插頭和加油錐套的精確跟蹤與對接。

關(guān)鍵詞：軟式自動空中加油;加油錐套;對接;大氣湍流

中圖分類號：V249.1? ? ? ? 文獻標(biāo)志碼：A? ? ? ? ?文章編號：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)能夠擴大作戰(zhàn)飛機的攻擊區(qū)域和延長戰(zhàn)斗時間，使作戰(zhàn)飛機的任務(wù)執(zhí)行能力得到實質(zhì)性提升，逐漸成為世界主要軍事強國空中力量的基本功能之一。隨著無人機進入作戰(zhàn)序列，各軍事強國開始著手于將空中加油技術(shù)應(yīng)用于無人作戰(zhàn)飛機，受油機在整個加油過程中不再由人工操縱，這使得在有限自主權(quán)限下的自動空中加油技術(shù)的概念應(yīng)運而生。

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

1 軟式自動空中加油技術(shù)簡介

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

整個軟式空中加油的過程被劃分為以下6個階段[1]：（1）會合階段：首先加油機在一定的空域盤旋等待并放下軟管，無人受油機接收加油指令飛到加油初始點（此位置一般為在加油機后方1mile（約1068m），下方1000ft處）完成與加油機的會合。（2）加入階段：受油機完成與加油機的會合后從左側(cè)加入加油機，到達觀察位置，在加油機左翼外側(cè)進行梯形編隊。（3）預(yù)對接階段：繼而加油機保持勻速直線飛行，在觀察位置等待的受油機接到加油命令后尾隨加油機到達加油機軟管之后的預(yù)對接位置。（4）對接階段：受油機從預(yù)對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)備對接成功后燃油便自動輸送至受油機，此過程加油機受油機保持相對位置不變，一起沿著加油線緊密編隊飛行。（6）脫離階段：加油結(jié)束后，受油機將減速，當(dāng)速度差達到一定時，錐套和探頭就會自動脫離，燃油輸送自動切斷，受油機從加油機右舷外側(cè)離開，并在加油機的右翼外側(cè)進行重組，仍然成梯形編隊形式。加油機則沿大航線盤旋，等待其他受油機切入加油航線進行會合加油。

2 對接過程的數(shù)學(xué)建模

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

2.1 受油機數(shù)學(xué)建模

由于空中加油對接過程中的受油機運動變化范圍很小，對接運動符合小擾動理論，故受油機的動力學(xué)特性可以采用以下縱向和橫航向線性小擾動模型描述

2.2 大氣湍流模型

在軟式自動空中加油的受油機飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計中，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的飛行品質(zhì)的軍事規(guī)范MIL-F-8785C給出，是基于一個由速度范圍界定的隨機過程

2.3 錐套數(shù)學(xué)建模

在自動空中加油過程中，加油機的加油錐套是受油機需要跟蹤和精確對接的對象，因此，必須建立加油錐套的動態(tài)模型，以進行軟式自動空中加油的飛行控制系統(tǒng)和仿真驗證。

為了描述錐套的動態(tài)特性，將加油錐套模擬為一個三自由度彈簧質(zhì)量阻尼器系統(tǒng)，對錐套進行簡化的線性建模。參考飛行試驗中加油錐套的運動情況，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 對接控制系統(tǒng)設(shè)計

整個控制過程的位置關(guān)系示意圖如圖2所示，各位置定義如下[2]：

初始跟蹤位置：受油機在觀察位置進行梯形編隊后，等待加油命令進入機尾的初始跟蹤位置，受油機在此等待加油任務(wù)開始。

預(yù)對接位置：此位置受油機可以根據(jù)錐套飄擺程度預(yù)判對接成功率，決定是否繼續(xù)進行對接。從該位置以后，受油探頭追蹤目標(biāo)轉(zhuǎn)換為錐套實際實時位置。

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

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

為實現(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)計初始跟蹤位置到對接位置的平滑參考軌跡，以確保對接飛行安全和相對對接軌跡的平滑過渡。平滑參考軌跡主要分兩段進行設(shè)計：從初始跟蹤位置到預(yù)對接位置，控制系統(tǒng)主要控制受油機完成側(cè)向和垂向的糾偏，在飛行方向?qū)?zhǔn)錐套;從預(yù)對接位置到對接位置，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接。

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

4 對接控制器應(yīng)用于某型全量模型的驗證

設(shè)定對接的情形為：在海拔5000米處，受油機與加油機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，受油機啟動自動對接模式，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位置趨于0，探頭能成功捕獲錐套，且受油機較加油機的相對速度小于1.5m/s，滿足對相對速度的控制要求，同時受油機迎角和側(cè)滑角的變化幅度均很小。

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

5 結(jié)束語

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

參考文獻：

[1]NATO Standardization Agency，ATP-56（B）.air to air refueling[S].U.S.：NATO Standardization Agency，2010.

[2]王海濤，董新民.空中加油動力學(xué)與控制[M].北京：國防工業(yè)出版社，2016.

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[5]Brian S.Burns，Paul A.Blue，Michael D.Zollars.Automomous Control for Automated Aerial Refueling with Minimum-time Rendezvous[C].AIAA Guidance，Navigation and Control Conference，South Carolina，Hilton Head：AIAA 2007.