[发明专利]一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法

权利要求书

1.一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法，空中受油机为固定翼无人机，控制目的是控制受油机携带的插头插入加油机携带的锥套，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、设定大气中各种变化的风场，将其矢量合成作用于固定翼无人机质心的风场，并分解为惯性系下的三轴风速度分量；

步骤二、建立反映变化风场影响的受油机仿射非线性运动模型，包括地速回路、位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路，数学模型如公式(1)～(3)：

其中，V_k为地速，V₀表示初始地速；X₁、X₂、X₃、X₄分别为位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的状态向量；x_b,y_b,z_b为受油机质心位置；γ,χ分别为受油机航迹倾角和航迹偏航角；α,β分别为受油机迎角和侧滑角，μ为受油机航迹滚转角，p,q,r分别为滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；υ为设置的中间向量，包括两个中间变量υ₁,υ₂；U_act为舵偏向量，δ_a,δ_e,δ_r分别为副翼舵、升降舵和方向舵偏角；表示地速回路的总和扰动，表示地速回路的输入矩阵，δ_T为油门开度；F₁、F₂、F₃、F₄分别表示位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的总和扰动；B₁、B₂、B₃、B₄分别表示位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的输入矩阵；Q为动压；其中，δ_T,U_act为实际控制变量，F_i(i＝1,2,3,4)是与虚拟控制量形式上线性无关的项；

步骤三、将步骤二建立的受油机仿射非线性运动模型中的F_i(i＝1,2,3,4)作为干扰项，采用线性扩张状态观测器获得各干扰项的估计补偿值；

步骤四、结合步骤三得到的干扰项估计补偿值，针对步骤二中受油机仿射非线性运动模型(2)-(3)，设计受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器，包括：

步骤401、定义各回路指令及相应的跟踪误差，如下式：

其中，u₁,u₂,u₃分别为位置、航迹、姿态回路的虚拟控制量，由各个回路的自抗扰控制器产生；为期望的受油机质心位置指令；为期望的航迹、姿态、角速率回路的跟踪指令；为期望的地速；e₁为受油机质心位置的跟踪误差，e₂为航迹回路的跟踪误差，e₃为姿态回路的跟踪误差，e₄为角速率回路的跟踪误差，e_Vk为地速回路的跟踪误差；

步骤402、在公式(2)建立的地速回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项的估计补偿值设计地速回路自抗扰控制器，如下所示；

其中，表示地速回路自抗扰控制器的控制增益；

步骤403、在公式(3)建立的受油机质心位置回路仿射非线性模型基础上，结合干扰项F₁，设计位置回路自抗扰控制器，如下所示：

其中，k₁表示位置回路自抗扰控制器的控制增益；

步骤404、在公式(3)建立的航迹回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F₂的估计补偿值设计航迹回路自抗扰控制器，如下所示；

其中，k₂表示航迹回路自抗扰控制器的控制增益；

步骤405、在公式(3)建立的姿态回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F₃的估计补偿值设计姿态回路自抗扰控制器，如下所示；

其中，k₃表示姿态回路自抗扰控制器的控制增益；

步骤406、在公式(3)建立的角速率回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F₄的估计补偿值设计角速率回路自抗扰控制器，如下所示；

其中，k₄表示角速率回路自抗扰控制器的控制增益；

上述公式(5)～(9)组成所述的受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器；

步骤五、依据锥套当前时刻t₀的运动状态计算在无气流扰动下，经过时间ΔT后在t＝t₀+ΔT时刻锥套的预瞄位置分别锥套在时刻t₀时位置和加速度；

步骤六、依据插头当前时刻t₀的运动状态计算在无气流扰动下，基于步骤二中受油机仿射非线性运动模型中的公式(2)和公式(3)，以恒定的控制量作为受油机控制输入，在经过时间ΔT后在t＝t₀+ΔT时刻插头的位置是受油机插头在时刻t₀时位置；分别为受油机在时刻t₀时的位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的状态向量；为受油机在时刻t₀时的地速；分别为受油机在时刻t₀时副翼舵、升降舵和方向舵的偏角；为受油机在时刻t₀时的油门开度；

步骤七、设计自适应模糊逻辑预瞄控制器获取合适的预瞄步长；

步骤八、设计基于直瞄或预瞄复合引导的受油机插头位置指令如下所示：

其中，k为预瞄系数；

步骤九、结合步骤八中直瞄或预瞄复合引导的受油插头位置指令和步骤四中设计的受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器，基于预瞄策略进行空中加油对接控制；

在控制时，由期望的受油插头位置指令结合受油机当前姿态求解期望的受油机质心位置指令并选取作为受油机轨迹跟踪控制器的横向和垂向位置指令，并选取期望地速作为地速回路控制指令。