CN110989680B - 一种飞行控制引导方法 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了一种飞行控制引导方法，所述方法包括获取飞机的当前高度和当前速度，判断所述当前高度与当前速度的大小是否满足调用引导控制律，若满足，则解算最终高度和最终速度，其中，所述引导控制律包括在速度控制和高度控制时分别调用的高度/速度通道过载控制律、油门控制指令算法和在横侧向时调用的滚转角控制律。本申请通过采用高度控制、速度控制、航向控制相结合的方式来引导控制的控制律，该控制律可用于实现飞机的空中占位，攻击目标追击，根据飞机当前状态计算出最优的到达目标地点的最终高度和最终速度，以最优的路径或最快的速度控制飞机高度爬升或下降目标高度并保证飞机取得最优的作战占位，控制飞机完成空中占位和目标追击。
Description
技术领域
本申请属于有人机飞行控制技术领域，特别涉及一种飞行控制引导方法及***。
背景技术
在飞机作战过程中，飞机需快速到达指定任务区域，武器***实施快速、精确、有效地打击敌方目标，而这些都需要任务***与飞行控制***的协调来完成。然而随着现代飞机的速度、机动性能的大幅度提高和作战环境的复杂化，驾驶员不能完全胜任任务***和飞行控制间的协调关系。
因此，作战飞机无人化及综合控制技术成为作战飞机的核心技术之一，然而如何实现上述作战飞机的控制，以在复杂环境下减轻飞行员快速到达指定作战区域的操作负担且提高作战攻击的精确性。
发明内容
本申请的目的是提供了一种一种飞行控制引导方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
在一方面，本申请提供的技术方案是：一种飞行控制引导方法，所述控制引导方法包括：
获取飞机的当前高度和当前速度，判断所述当前高度与当前速度的大小是否满足调用引导控制律，若满足，则解算最终高度和最终速度，其中，所述引导控制律包括在速度控制和高度控制时分别调用的高度/速度通道过载控制律、油门控制指令算法和在横侧向时调用的滚转角控制律；其中
当最终高度大于当前高度，最终速度大于当前速度，调用油门控制指令算法推油门使飞机速度增加到最终速度，通过速度通道过载控制律控制飞机以稳定速度爬升至最终高度或者下降增速至最终速度，最后通过高度通道过载控制律控制飞机以稳定的最终速度爬升至最终高度；
当最终高度小于当前高度，最终速度大于当前速度，调用高度通道过载控制律稳定初始高度，同时调用油门控制指令算法推油门增速至最终速度，以稳定的最终速度控制飞机下降至最终高度；
当最终高度小于当前高度，最终速度小于当前速度，调用速度通道过载控制律以稳定的初始速度下降至最终高度，然后调用油门控制指令算法收油门减速至最终速度；
当最终高度小于当前高度，最终速度等于当前速度，调用速度通道过载控制律稳定初始速度，控制飞机下降至最终高度。
在本申请中，所述高度通道过载控制律包括：
接收高度偏差信号和迎角、偏转角、滚转角修正信号；
高度偏差信号经第一参数K1修正后与迎角、偏转角、滚转角修正信号综合，再次经过第二参数K2修正得到第一信号；
迎角、偏转角、滚转角修正信号经第三参数K3修正后求平方，再次经过第四参数K4修正后得到第二信号；
第一信号与第二信号综合得到高度通道过载的控制信号。
在本申请中，所述速度通道过载控制律包括：
获取马赫数偏差信号和迎角、偏转角、滚转角修正信号；
马赫数偏差信号经第五参数K5修正后与迎角、偏转角、滚转角修正信号综合，再次经过第六参数K6修正得到第三信号；
迎角、偏转角、滚转角修正信号经第七参数K7修正后求平方，再次经过第八参数K8修正后得到第四信号；
第三信号与第四信号综合得到速度通道过载的控制信号。
在本申请中，所述滚转角控制律包括：
获取迎角、滚转角修正信号和侧向过载偏差信号；
迎角、滚转角修正信号与经过第九参数修正的信号处理得到第五信号；
侧向过载偏差信号和滚转角修正信号处理后，与经过第十二参数修正的信号综合，之后求倒数得到第六信号；
第五信号与第六信号处理后经过第十参数修正后求平方，之后再次经过第十一参数修正得到滚转角控制信号。
在本申请中，所述油门控制指令算法包括：
判断发动机是否需要收油门，若不需要收油门，则在需要保持油门不动的状态下提示油门状态，如需要收油门，则进一步判断是否需要正常油门；
若在收油门状态下需要正常油门，则提示油门减少第一值，反之则根据油门是否需要到加力以下，而提示油门减少第二值；
若在非收油门状态下需要正常油门，则提示油门增加第一值，反之则根据油门是否需要小加力状态，而提示油门增加第二值。
在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种控制设备，所述控制设备包括：至少一处理器；至少一存储器，所述存储器存储有应用程序，所述应用程序被所述处理器处理时，执行如权利要求1至5任一所述的方法。
本申请通过采用高度控制、速度控制、航向控制相结合的方式来引导控制的控制律，该控制律可用于实现飞机的空中占位，攻击目标追击，根据飞机当前状态计算出最优的到达目标地点的最终高度和最终速度，以最优的路径或最快的速度控制飞机高度爬升或下降目标高度并保证飞机取得最优的作战占位，控制飞机完成空中占位和目标追击。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的飞行控制引导方法示意图。
图2为本申请的高度通道过载控制律示意图。
图3为本申请的速度通道过载控制律示意图。
图4为本申请的滚转角解算控制律示意图。
图5为本申请的稳定速度油门算法示意图。
图6a至图6c为采用本申请方法的第一实施效果。
图7a至图7c为采用本申请方法的第二实施效果。
图8a至图8c为采用本申请方法的第三实施效果。
图9a至图9c为采用本申请方法的第四实施效果。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
本申请旨在减轻飞行员驾驶负担，提高作战占位和目标追击的成功率，扩展使用自飞控***使用范围，提高综合飞行控制能力，推进综合飞行控制技术的发展。
为此，如图1所示，本申请提供的飞行控制引导方法包括如下过程：
根据飞行任务和作战占位需求，参考飞行员操纵习惯及控制需求，当进入引导控制模态，首先判断此时飞机的当前高度与当前速度的大小是否满足调用引导控制律，如果满足则开始进行最终高度和最终速度的解算，通过引导子模态控制策略在速度控制和高度控制时分别调用不同的过载通道控制律、油门控制指令算法实现，横侧向通过调用滚转角控制律实现。其中，当最终高度大于当前高度，最终速度大于当前速度，调用油门控制指令算法推油门使飞机速度增加到最终速度，然后采用速度通道过载控制律控制飞机以稳定速度爬升至最终高度；或者下降增速至最终速度，最后调用高度通道过载控制律控制飞机以稳定的最终速度爬升至最终高度；当最终高度小于当前高度，最终速度大于当前速度，调用高度通道过载控制律稳定初始高度，同时调用油门控制指令算法推油门增速至最终速度，以稳定的最终速度，飞机下降至最终高度；当最终高度小于当前高度，最终速度小于当前速度，调用速度通道过载控制律以稳定的初始速度下降至最终高度，然后调用油门控制指令算法收油门减速至最终速度；当最终高度小于当前高度，最终速度等于当前速度，调用速度通道过载控制律稳定初始速度，飞机下降至最终高度。
如图2所示，本申请中提供的高度通道过载控制律包括：接收高度偏差信号和迎角、偏转角、滚转角修正信号；高度偏差信号经第一参数K1修正后与迎角、偏转角、滚转角修正信号综合，再次经过第二参数K2修正得到第一信号；迎角、偏转角、滚转角修正信号经第三参数K3修正后求平方，再次经过第四参数K4修正后得到第二信号；第一信号与第二信号综合得到高度通道过载的控制信号。
如图3所示，本申请中提供的速度通道过载控制律包括：获取马赫数偏差信号和迎角、偏转角、滚转角修正信号；马赫数偏差信号经第五参数K5修正后与迎角、偏转角、滚转角修正信号综合，再次经过第六参数K6修正得到第三信号；迎角、偏转角、滚转角修正信号经第七参数K7修正后求平方，再次经过第八参数K8修正后得到第四信号；第三信号与第四信号综合得到速度通道过载的控制信号。
如图4所示，本申请中提供的滚转角控制律包括：获取迎角、滚转角修正信号和侧向过载偏差信号；迎角、滚转角修正信号与经过第九参数修正的信号处理得到第五信号；侧向过载偏差信号和滚转角修正信号处理后，与经过第十二参数修正的信号综合，之后求倒数得到第六信号；第五信号与第六信号处理后经过第十参数修正后求平方，之后再次经过第十一参数修正得到滚转角控制信号。
如图5所述，本申请中提供的油门控制指令算法包括：判断发动机是否需要收油门，若不需要收油门，则在需要保持油门不动的状态下提示油门状态，如需要收油门，则进一步判断是否需要正常油门；若在收油门状态下需要正常油门，则提示油门减少第一值，反之则根据油门是否需要到加力以下，而提示油门减少第二值；若在非收油门状态下需要正常油门，则提示油门增加第一值，反之则根据油门是否需要小加力状态，而提示油门增加第二值。
本申请采用高度控制、速度控制、航向控制相结合的方式来引导控制的控制律，该控制律可用于实现飞机的空中占位，攻击目标追击，根据飞机当前状态计算出最优的到达目标地点的最终高度和最终速度，以最优的路径或最快的速度控制飞机高度爬升或下降目标高度并保证飞机取得最优的作战占位，控制飞机完成空中占位和目标追击。本申请的控制方法综合考虑了工程实际问题，只需要更改简单参数就可以使其适应多种型号飞机。
本实施例为某型飞机控制***为内环，并结合申请中的飞行控制引导方法进行给定高度控制，观察飞机的控制轨迹。本实施例中采用的控制参数如表1所示：
表1
| 参数 | K1 | K2 | K3 | K4 | K5 | K6 | K7 | K8 | K9 | K10 | K11 | K12 |
| 值 | 0.002 | 0.33 | 0.5 | 3 | 2 | 0.815 | 0.55 | 0.82 | 0.5 | 0.23 | 0.76 | 2 |
结合图6a至图6c、图7a至图7c、图8a至图8c和图9a至图9c所示的附图可以看出：本申请的飞行控制引导方法可以很好的实现最终高度速度控制，可以达到最优的控制。
本申请的飞行控制引导方法可以使飞机在任务***的引导下，以最优的路径或最快的速度控制飞机高度爬升或下降目标高度并保证飞机取得最优的作战占位，控制飞机完成空中占位和目标追击。
本发明只需要更改相应的控制逻辑算法或参数即可应用于绝大多数使用数字电传的飞机控制***中实现飞行控制，极大的减轻了飞行员的负担，具有适用多种型号飞机，可通用性强、便于移植的优点，且本申请的控制方法鲁棒性强、信号故障瞬态极小，使用安全风险极低。
最后，本申请提供了一种控制设备，所述控制设备包括：至少一处理器；至少一存储器，所述存储器存储有应用程序，所述应用程序被所述处理器处理时，执行如上任一所述的方法。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (3)
1.一种飞行控制引导方法，其特征在于，所述控制引导方法包括：
获取飞机的当前高度和当前速度，判断所述当前高度与当前速度的大小是否满足调用引导控制律，若满足，则解算最终高度和最终速度，其中，所述引导控制律包括在速度控制和高度控制时分别调用的高度/速度通道过载控制律、油门控制指令算法和在横侧向时调用的滚转角控制律；其中
当最终高度大于当前高度，最终速度大于当前速度，调用油门控制指令算法推油门使飞机速度增加到最终速度，通过速度通道过载控制律控制飞机以稳定速度爬升至最终高度或者下降增速至最终速度，最后通过高度通道过载控制律控制飞机以稳定的最终速度爬升至最终高度；
当最终高度小于当前高度，最终速度大于当前速度，调用高度通道过载控制律稳定初始高度，同时调用油门控制指令算法推油门增速至最终速度，以稳定的最终速度控制飞机下降至最终高度；
当最终高度小于当前高度，最终速度小于当前速度，调用速度通道过载控制律以稳定的初始速度下降至最终高度，然后调用油门控制指令算法收油门减速至最终速度；
当最终高度小于当前高度，最终速度等于当前速度，调用速度通道过载控制律稳定初始速度，控制飞机下降至最终高度；
其中，所述高度通道过载控制律包括：
接收高度偏差信号和迎角、偏转角、滚转角修正信号；
高度偏差信号经第一参数K1修正后与迎角、偏转角、滚转角修正信号进行积分环节，再次经过第二参数K2修正得到第一信号；
迎角、偏转角、滚转角修正信号经第三参数K3修正后求平方，再次经过第四参数K4修正后得到第二信号；
第一信号与第二信号进行积分环节后得到高度通道过载的控制信号；
所述速度通道过载控制律包括：
获取马赫数偏差信号和迎角、偏转角、滚转角修正信号；
马赫数偏差信号经第五参数K5修正后与迎角、偏转角、滚转角修正信号进行积分环节，再次经过第六参数K6修正得到第三信号；
迎角、偏转角、滚转角修正信号经第七参数K7修正后求平方，再次经过第八参数K8修正后得到第四信号；
第三信号与第四信号经过积分环节后得到速度通道过载的控制信号；
所述滚转角控制律包括：
获取迎角、滚转角修正信号和侧向过载偏差信号；
迎角、滚转角修正信号与经过第九参数修正的信号处理得到第五信号；
侧向过载偏差信号和滚转角修正信号处理后，与经过第十二参数修正的信号进行积分环节，之后求倒数得到第六信号；
第五信号与第六信号处理后经过第十参数修正后求平方，之后再次经过第十一参数修正得到滚转角控制信号。
2.如权利要求1所述的飞行控制引导方法，其特征在于，所述油门控制指令算法包括：
判断发动机是否需要收油门，若不需要收油门，则在需要保持油门不动的状态下提示油门状态，如需要收油门，则进一步判断是否需要正常油门；
若在收油门状态下需要正常油门，则提示油门减少第一值，反之则根据油门是否需要到加力以下，而提示油门减少第二值；
若在非收油门状态下需要正常油门，则提示油门增加第一值，反之则根据油门是否需要小加力状态，而提示油门增加第二值。
3.一种控制设备，其特征在于，所述控制设备包括
至少一处理器；
至少一存储器，所述存储器存储有应用程序，所述应用程序被所述处理器处理时，执行如权利要求1至2任一所述的方法。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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