專(zhuān)利名稱(chēng)：：基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明具體涉及一種基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，屬于計(jì)算機(jī)仿真與飛行控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
：現(xiàn)代空戰(zhàn)的主要形式是多機(jī)編隊(duì)之間的協(xié)同空戰(zhàn)。多架戰(zhàn)斗機(jī)組成的編隊(duì)，只要有足夠有效的協(xié)同策略,就能充分發(fā)揮綜合資源優(yōu)勢(shì)，編隊(duì)作戰(zhàn)效能就能大于多架戰(zhàn)斗機(jī)各自為戰(zhàn)的作戰(zhàn)效能。它可以彌補(bǔ)單架戰(zhàn)斗機(jī)執(zhí)行任務(wù)時(shí)面臨的問(wèn)題，具有自己獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)和發(fā)展前景。多機(jī)協(xié)同作戰(zhàn)訓(xùn)練和演習(xí)可借助現(xiàn)代仿真技術(shù)。下面對(duì)有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的原理和飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模型的構(gòu)建技術(shù)分別進(jìn)行介紹。(1)有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的原理有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)是有限的有向連通圖，包括狀態(tài)的集合、輸入值的集合和狀態(tài)轉(zhuǎn)移函數(shù)，狀態(tài)轉(zhuǎn)移函數(shù)描述輸入值的元素對(duì)圖的狀態(tài)的作用。輸入值在圖中生成一條經(jīng)過(guò)有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)狀態(tài)的路徑。有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)可看作計(jì)算的抽象模型。定義所說(shuō)的有限狀態(tài)機(jī)指一個(gè)有序三元組(S，I，F(xiàn))，其中S是連通圖中狀態(tài)的有限集合s。,年......A。I是輸入值的有窮集合H……，/。，F(xiàn)是狀態(tài)轉(zhuǎn)換函數(shù)，描述任意"/對(duì)機(jī)器狀態(tài)S的作用，即V/e/，《(S-〉A(chǔ)(51))。如果機(jī)器正處于狀態(tài)、，此時(shí)輸入i，那么機(jī)器的下一個(gè)狀態(tài)是《Cg。舉一個(gè)有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的簡(jiǎn)單例子，令5={,51}，/={0,1}，/。(s。)=s。，=^(s。)=A，用這個(gè)裝置，有時(shí)稱(chēng)為觸發(fā)器，輸入值O不改變狀態(tài)，而輸入l會(huì)改變機(jī)器的狀態(tài)。我們可以用兩種等價(jià)的形式來(lái)形象化的描述這個(gè)機(jī)器，第一種是帶標(biāo)簽和有向弧的有限圖，如圖l所示，其中包括兩個(gè)狀態(tài)和A，是機(jī)器的初始狀態(tài)，此圖表示的意義是輸入O不改變狀態(tài)，而輸入l機(jī)器會(huì)由當(dāng)前狀態(tài)轉(zhuǎn)換為另一狀態(tài)；第二種是狀態(tài)轉(zhuǎn)換表，如圖2所示，它所表達(dá)的意義同圖l相同，只是表現(xiàn)形式變化為表格。在圖2所示的狀態(tài)轉(zhuǎn)換表中，輸入值列在最頂上一行，狀態(tài)列在最左邊一列，一個(gè)輸入應(yīng)用到一個(gè)狀態(tài)時(shí)的輸出列在對(duì)應(yīng)的行列相交的格中。(2)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)模型在通常情況下，由于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模型的參數(shù)是定義在不同坐標(biāo)系上的，首先介紹必要的坐7標(biāo)系的定義。A.常用坐標(biāo)系定義地面坐標(biāo)系Ogx^gzg①在地面上選一點(diǎn)《；②使、軸在水平面內(nèi)并指向某一方向；③^軸垂直于地面并指向地心；少g軸也在水平面內(nèi)并垂直于Xg軸，其指向按照右手定則確定。機(jī)體坐標(biāo)軸系&-似_^①原點(diǎn)0取在飛機(jī)質(zhì)心處，坐標(biāo)系與飛機(jī)固連；②x軸在飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面內(nèi)并平行于飛機(jī)的設(shè)計(jì)軸線指向機(jī)頭；③y軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面指向機(jī)身右方；z軸在飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)，與x軸垂直并指向機(jī)身下方。B.控制輸入向量飛機(jī)模型的控制輸入向量為"r=[^,《，&,《,6rafe,/""^7eanSW/c/z，^eW5"^SVzYc/z]。其中各控制量的含義如下油門(mén)桿輸入量，^e[《m,《J，《m和《^分別是4的最大值和最小值；《俯仰舵偏角，《S[《m，《3j，《m和《a分別是《的最大值和最小值；&:滾轉(zhuǎn)舵偏角，&"《in,《ax]，《m和《M分別是&的最大值和最小值；《方向舵偏角，《e[《in，《J，《,n和5二分別是《的最大值和最小值；brake:剎車(chē)輸入量，e[丑隨,&J，&和5_分別是break的最大值和最小值;landGearSwitch:起落架收放開(kāi)關(guān)，landGearSwitche{0，1}，0表示放下起落架，l表示收起起落架；speedBreakSwitch:減速板收放開(kāi)關(guān)，speedBreakSwitche{0，1}，0表示放下減速板,l表示收起減速板；C.狀態(tài)向量飛機(jī)模型的狀態(tài)向量為義T=["，v，M^,《p,/^，r，;cg,&,/(|。其中，xg:飛機(jī)在地面坐標(biāo)系Xg軸的坐標(biāo)值；_yg:飛機(jī)在地面坐標(biāo)系&軸的坐標(biāo)值；:飛機(jī)在地面坐標(biāo)系&軸的坐標(biāo)值；":飛行速度V在機(jī)體x軸的投影；v:飛行速度V在機(jī)體y軸的投影；w:飛行速度V在機(jī)體z軸的投影；8俯仰角^:機(jī)體軸x與水平面間夾角，抬頭為正；偏航角P:機(jī)體軸x在水平面上的投影與地軸、間夾角，機(jī)頭右偏航為正；滾轉(zhuǎn)角^:機(jī)體軸z與通過(guò)機(jī)體軸x的鉛垂面間夾角，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)為正；P，9,r是機(jī)體坐標(biāo)軸系的三個(gè)角速度分量。滾轉(zhuǎn)角速度P:與機(jī)體x軸重合一致;俯仰角速度《與機(jī)體y軸重合一致；偏航角速度r:與機(jī)體z軸重合一致。D.轉(zhuǎn)動(dòng)慣量選擇質(zhì)心為機(jī)體坐標(biāo)軸系的原點(diǎn)，則在機(jī)體坐標(biāo)系內(nèi)繞x軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為/,=]"(/+)^繞y軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為=JV+z2>5M繞y軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為/z=}(x2+/)&慣性積為/xz=_fxWm^為單元質(zhì)量。E.飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性由下面的方程組描述ig=Fcos//cosp》g=Kcos//sinp"Ksin//"-呵-gsin0+&附尸i)=—+，+gcosSsin^+2尸>v=—V/+gCOS0COS0+附^=p+cos^+《sin-)tan9^二~^~cos-+《sin-)cos^》=(qr+c2+c3丄+c4jV-(i)式中c(W廣《c■c丄c丄c—Bc_4工、t，^-2，c2-s,c3—2，c4一r，c5一^，c6—t9C7—"J",cs—^,c9—y,丄—-』xzo其中《，F(xiàn)》，《分別是飛機(jī)所受到的合力在機(jī)體坐標(biāo)軸x，y,z上的分量；丄，M，iV是總力矩在機(jī)體坐標(biāo)軸系上的分量(滾轉(zhuǎn)力矩，俯仰力矩，偏航力矩)，這些變量可以由控制輸入向量以及當(dāng)前時(shí)刻的飛行狀態(tài)計(jì)算得出。以上方程組確定了狀態(tài)向量=[M,V,W,0^，p,/7,^。、，yg,/z]與控制輸入向量"7=,^，3a,A,6r"A:e,/tmc/GeanSV"c/z,印ee^SreaA:5V"c/]之間的非線性函數(shù)關(guān)系，所描述的12個(gè)方程是封閉的。只要已知飛行器相關(guān)的特征參數(shù)，根據(jù)控制輸入向量以及飛行狀態(tài)，就可以確定力(《，A，F(xiàn)z)和力矩(Z，M，AO。關(guān)于力(《，《)和力矩(i，M，iV)的具體分析和計(jì)算方法，參見(jiàn)吳森堂，費(fèi)玉華，《飛行控制系統(tǒng)》，北京航空航天大學(xué)出版社，2005.9。飛行員訓(xùn)練的一個(gè)主要內(nèi)容是編隊(duì)飛行訓(xùn)練，如何設(shè)計(jì)有效的控制框架和控制率，使由計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)模型與飛行員控制的飛機(jī)模擬器組成飛機(jī)編隊(duì)，幫助飛行員進(jìn)行編隊(duì)飛行訓(xùn)練，對(duì)于提高飛行員編隊(duì)飛行訓(xùn)練的可靠性和安全性，降低飛行訓(xùn)練的費(fèi)用具有重要意義。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是為了設(shè)計(jì)有效的控制框架和控制率，使由計(jì)算機(jī)控制的飛機(jī)模型能夠模擬真實(shí)的飛行員駕駛飛機(jī)，使其與真實(shí)飛行員控制的飛機(jī)模擬器組成飛機(jī)編隊(duì)，幫助飛行員進(jìn)行編隊(duì)飛行訓(xùn)練。為了實(shí)現(xiàn)發(fā)明目的，本發(fā)明提供了一種基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，該方法采用了有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的原理，包括在計(jì)算機(jī)控制的六自由度飛機(jī)模型作為編隊(duì)僚機(jī)時(shí)，僚機(jī)在不同飛行模式之間的自動(dòng)轉(zhuǎn)換方法，針對(duì)編隊(duì)隊(duì)形保持要求，設(shè)計(jì)編隊(duì)隊(duì)形保持飛行模式下的僚機(jī)飛行控制率。也就是根據(jù)編隊(duì)隊(duì)形保持的要求確定控制輸入向量"t=[^,A,^a,^,6r"A:e,/awi/Gefl"5V〃c;/,s/7eed5reaA:Sw"c/2]的取值，從而l吏僚機(jī)的狀態(tài)向量X、[",v,M^，e系;^,r,Xg,;;g，/z]滿(mǎn)足編隊(duì)飛行的要求。本發(fā)明的一種基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，由計(jì)算機(jī)控制的六自由度飛機(jī)模型作為僚機(jī)，與由飛行員控制的飛機(jī)模擬器即長(zhǎng)機(jī)，組成飛機(jī)編隊(duì)，僚機(jī)的任務(wù)就是保持編隊(duì)隊(duì)形。實(shí)現(xiàn)上述控制的具體步驟如下步驟一基于有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的原理，針對(duì)編隊(duì)飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對(duì)編隊(duì)飛行中可能遇到的情況進(jìn)行劃分、歸納，確定出僚機(jī)可能出現(xiàn)的飛行模式。所述飛行模式包括A:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)按照編隊(duì)隊(duì)形要求，停在機(jī)場(chǎng)跑道上待命；A:僚機(jī)按住剎車(chē)同時(shí)啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)；&:僚機(jī)放開(kāi)剎車(chē)；&:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸和機(jī)體Y軸上的投影，分別與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸和機(jī)體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；&:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值相差較大，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；a:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值接近，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；&:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值相差較大，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；~:僚機(jī)收起或放下起落架；僚機(jī)收起或放下減速板；僚機(jī)關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)并按住剎車(chē)；x1Q:僚機(jī)停止在跑道上，仿真結(jié)束；其中是初始狀態(tài)；4，&，a，^都屬于編隊(duì)保持飛行模式，所述的a，&，&，表示編隊(duì)隊(duì)形與標(biāo)準(zhǔn)編隊(duì)隊(duì)形的偏差大小不同。步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定各飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件。飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件包括/1:長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)開(kāi)車(chē)指令；/2:長(zhǎng)機(jī)開(kāi)始滑跑；'■3:kD&&kDkD[。％,50%]&&kD'5:kD&&kD[。％,50%]z6:kD[。o/o,50%]&&kU,%,50%]/7:長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收、放起落架指令；z8:長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收、放減速板指令；/9:僚機(jī)降落在機(jī)場(chǎng)跑道上；僚機(jī)停止在機(jī)場(chǎng)跑道上；其中L,^表示設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形要求的僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體x軸的投影值；A。mm^表示設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形要求的僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體y軸的投影值；&表示在編隊(duì)飛行過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體x軸的實(shí)際投影值與的偏差；凡表示在編隊(duì)飛行過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體y軸的實(shí)際投影值/3表示xe與xe。m"比值的絕對(duì)值在0%與50%之間，并且凡與尺。，。w比值的絕對(duì)值在0%與50%之間；/4表示^與^_^比值的絕對(duì)值不在0%與50%之間，并且凡與;^—比值的絕對(duì)值在0%與50%之間；/5表示^與^。_"比值的絕對(duì)值在0%與50%之間，并且k與L麗。m比值的絕對(duì)值不在0%與50%之間；/6表示xe與&。mW比值的絕對(duì)值不在0%與50%之間，并且凡與尺.。^比值的絕對(duì)值不在0%與50%之間。步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個(gè)飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表，如表1所示。表1編隊(duì)飛行訓(xùn)練中僚機(jī)各飛行模式間的轉(zhuǎn)換關(guān)系4Z2/3々Z54/7*SoSOSo&■%&&&&《10《10"510在狀態(tài)轉(zhuǎn)換表中，輸入值列在最上一行，狀態(tài)列在最左邊一列，一個(gè)輸入應(yīng)用到一個(gè)狀態(tài)時(shí)的輸出列在對(duì)應(yīng)的行列相交的格中。表1中Z'7，/8，/9具有較高優(yōu)先級(jí)，且它們不在同一楨周期中同時(shí)達(dá)到條件。即當(dāng)，/8，/9與其它飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換條件同時(shí)達(dá)到時(shí)，要根據(jù)/7,/8，/9判斷僚機(jī)的下一飛行狀態(tài)。步驟四，為步驟一中所述的各飛行模式設(shè)計(jì)控制方法，為編隊(duì)隊(duì)形保持設(shè)計(jì)控制率。飛機(jī)模型控制量的初始值為^=《=《=0，landGearSwitch-O,speedBreakSwitch-1。步驟一中總結(jié)的各飛行模式的控制方法如下C,。&=《in，即僚機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)保持關(guān)閉狀態(tài)；C,1:&"^=5_，即僚機(jī)油門(mén)加到最大，同時(shí)踩住剎車(chē)；C,2:6rafe=JSrain，即僚機(jī)放開(kāi)剎車(chē)，僚機(jī)開(kāi)始滑跑；12Q,C、4,C、5,C、。均為編隊(duì)隊(duì)形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率參數(shù)的取值不同。C(7:如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收起起落架指令，貝!jlandGearSwitch=l;如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)放下起落架指令，則landGearSwitch=0;C、8:如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收起減速板指令，則speedBreakSwitch-l;如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)放下減速板指令，則speedBreakSwitch=0;C,,:H，&"fe=5max;C、6mfe=0，即僚機(jī)停止在跑道上后，放開(kāi)剎車(chē)，仿真結(jié)束；其中C,表示飛行模式A的控制方法，k{0,1,2,3,4,5,6,7,8,9,10}，每一個(gè)飛行模式的控制方法中沒(méi)有描述的其它控制量的取值與轉(zhuǎn)換到該飛行模式之前的飛行模式的控制量的取值相等。所述的編隊(duì)隊(duì)形保持飛行模式下的控制方法^,(^,(^,Q的飛行控制率的設(shè)計(jì)具體如下'(a)油門(mén)控制率<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(2)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(3)其中A&是油門(mén)的增量，^是當(dāng)前時(shí)刻的油門(mén)值，x。表示當(dāng)前時(shí)刻，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體x軸的實(shí)際投影值與^^J勺差值，&是比例系數(shù)，L是微分系數(shù)，是積分系數(shù)；(b)滾轉(zhuǎn)舵控制率<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(4)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(5)其中A&是滾轉(zhuǎn)舵偏角的增量，《是當(dāng)前時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)舵偏角，X表示當(dāng)前時(shí)刻，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體y軸的實(shí)際投影值與的差值，A表示長(zhǎng)機(jī)滾轉(zhuǎn)角與僚機(jī)滾轉(zhuǎn)角的差值，a表示長(zhǎng)機(jī)方向角與僚機(jī)方向角的差值，k^，k^，^,分別是y,的比例系數(shù)，微分系數(shù)和積分系數(shù)，《^，^^分別是A的比例系數(shù)和微分系數(shù)，《w，《^分別是^的比例系數(shù)和微分系數(shù)。(c)俯仰舵控制率<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(6)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage14</formula>(7)其中A《是俯仰舵偏角的增量，《是當(dāng)前時(shí)刻的俯仰舵偏角，^表示當(dāng)前時(shí)刻長(zhǎng)機(jī)高度與僚機(jī)高度的差值，《是長(zhǎng)機(jī)俯仰角與僚機(jī)俯仰角的差值，&，尺m，^,分別是^的比例系數(shù)，微分系數(shù)和積分系數(shù),^^,^^分別是《的比例系數(shù)和微分系數(shù)；(d)方向舵控制率<formula>formulaseeoriginaldocumentpage14</formula>(8)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage14</formula>(9)其中a《是方向舵偏角的增量，々是當(dāng)前時(shí)刻的方向舵偏角，av是僚機(jī)的偏航角速度，&是^的比例系數(shù)。因?yàn)?，滾轉(zhuǎn)舵和方向舵都能改變飛機(jī)的航向，方向舵控制率的作用就是協(xié)調(diào)僚機(jī)的滾轉(zhuǎn)控制和偏航控制，控制飛機(jī)平滑進(jìn)行轉(zhuǎn)彎或航向保持。根據(jù)控制率公式，使僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形的具體步驟如下(1)選擇控制率執(zhí)行周期。為控制率公式(2)至(9)選擇執(zhí)行周期?？刂坡蕡?zhí)行周期選擇的標(biāo)準(zhǔn)是在計(jì)算機(jī)性能允許的條件下，使控制率能夠快速收斂，一般要求收斂時(shí)間小于30秒，控制率執(zhí)行周期的取值范圍介于50毫秒和10亳秒之間。(2)確定控制率參數(shù)^^，《w，&;，《w，《w，i^，尺#，/^，Kw，/^，《p，A"&，A，，尺w，Ap的取值。根據(jù)飛機(jī)模型特征參數(shù)的不同，對(duì)控制率參數(shù)《平，《w，&,，《w，《w，、，^p，^，《w，&，A"&，^p，L，^進(jìn)行取值，對(duì)取值后的控制率參數(shù)進(jìn)行調(diào)試，使控制率式(2)~(9)能夠快速收斂，超調(diào)量小，并且具有較好的穩(wěn)態(tài)精度，能夠滿(mǎn)足編隊(duì)隊(duì)形保持的要求。長(zhǎng)機(jī)做單個(gè)機(jī)動(dòng)動(dòng)作的情況下，一般要求收斂時(shí)間小于30秒，x軸，y軸，2軸的超調(diào)量小于編隊(duì)隊(duì)形設(shè)定值的60%，穩(wěn)態(tài)精度小于編隊(duì)隊(duì)形設(shè)定值的5%。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于(1)基于有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的智能控制思想，提出了僚機(jī)在編隊(duì)飛行過(guò)程中在不同飛行模式間進(jìn)行自動(dòng)轉(zhuǎn)換的方法，有效模擬了僚機(jī)飛行員的智能；(2)模擬僚機(jī)飛行員對(duì)僚機(jī)的控制方式，為僚機(jī)設(shè)計(jì)了編隊(duì)隊(duì)形保持飛行模式下的控制率，能夠滿(mǎn)足編隊(duì)飛行訓(xùn)練過(guò)程中編隊(duì)隊(duì)形保持的需求；(3)使用現(xiàn)代仿真技術(shù)幫助飛行員進(jìn)行編隊(duì)飛行訓(xùn)練，提高了飛行員編隊(duì)飛行訓(xùn)練的可靠性和安全性，大大降低了飛行訓(xùn)練的費(fèi)用。圖l是有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)原理的有限狀態(tài)圖2是有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)原理的狀態(tài)轉(zhuǎn)換表；圖3是本發(fā)明基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法的流程圖4是實(shí)施例中基于有限狀態(tài)機(jī)的編隊(duì)飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換圖5a是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸的投影示意圖5b是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸的投影示意圖5c是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸的投影示意圖5d是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)航向角示意圖6a是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸的投影示意圖6b是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸的投影示意圖6c是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸的投影示意圖6d是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)航向角示意圖6e是僚機(jī)滾轉(zhuǎn)角與長(zhǎng)機(jī)滾轉(zhuǎn)角示意具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述。本發(fā)明的一種基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，由飛行員控制的飛機(jī)模擬器作為長(zhǎng)機(jī)，由計(jì)算機(jī)控制的六自由度飛機(jī)模型作為僚機(jī)，由長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)組成飛機(jī)編隊(duì)。流程如圖3所示，具體步驟下步驟一基于有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的原理，針對(duì)編隊(duì)飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對(duì)編隊(duì)飛行中可能遇到的情況進(jìn)行劃分、歸納，確定出僚機(jī)可能出現(xiàn)的飛行模式。步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定各飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件。步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個(gè)飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表。步驟四，為步驟一中所述的各飛行模式設(shè)計(jì)控制方法，為編隊(duì)隊(duì)形保持設(shè)計(jì)控制率。在上述步驟一至步驟四完成后，就可以進(jìn)行飛行訓(xùn)練，當(dāng)飛行模式轉(zhuǎn)換條件出現(xiàn)時(shí)，僚機(jī)的飛行模式就能按照飛行模式之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系，在各個(gè)飛行模式之間自動(dòng)進(jìn)行轉(zhuǎn)換，一旦僚機(jī)進(jìn)入某一飛行模式，就按照為該飛行模式定義的控制方法對(duì)僚機(jī)進(jìn)行控制。當(dāng)僚機(jī)進(jìn)入編隊(duì)隊(duì)形保持飛行模式時(shí)，根據(jù)步驟三中所述的公式(2)至公式(9)確定編隊(duì)隊(duì)形保持的要求確定控制輸入向量C^《,&rafe,/a"dGeaWw"c^,sPe"5reafc5w"cW，選擇符合要求的控制參數(shù)和執(zhí)行周期，使僚機(jī)其與長(zhǎng)機(jī)保持設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形飛行。本發(fā)明應(yīng)用于飛行員訓(xùn)練系統(tǒng)中的計(jì)算機(jī)駕駛的飛機(jī)模型的開(kāi)發(fā)，其作用是當(dāng)飛行員駕駛飛機(jī)模擬器作為長(zhǎng)機(jī)進(jìn)行編隊(duì)飛行訓(xùn)練時(shí)，可以由本發(fā)明方法來(lái)控制飛機(jī)模型作為編隊(duì)僚機(jī)，模擬真實(shí)的飛行情況并保持編隊(duì)隊(duì)形，協(xié)助飛行員完成從起飛到降落整個(gè)飛行過(guò)程的訓(xùn)練大綱要求。這樣可以減少飛行訓(xùn)練過(guò)程中的人員和模擬器，大大減少了飛行員飛行訓(xùn)練的人力和物力。實(shí)施例本實(shí)施例的飛行任務(wù)要求是，進(jìn)行模型飛機(jī)的編隊(duì)飛行訓(xùn)練，由飛行員駕駛該型飛機(jī)模擬器作為長(zhǎng)機(jī)，由計(jì)算機(jī)控制的六自由度該型飛機(jī)模型作為僚機(jī)，初始時(shí)刻長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)保持設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形停止在跑道上，當(dāng)長(zhǎng)機(jī)起飛后，僚機(jī)跟隨長(zhǎng)機(jī)起飛，并在整個(gè)飛行過(guò)程中保持設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形，最后兩架飛機(jī)返航并降落在機(jī)場(chǎng)跑道上。具體實(shí)施步驟如下步驟一基于有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)原理，針對(duì)編隊(duì)飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對(duì)編隊(duì)飛行中可能遇到的情況進(jìn)行劃分、歸納，確定出僚機(jī)可能出現(xiàn)的飛行模式。包括s。長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)按照編隊(duì)隊(duì)形要求，停在機(jī)場(chǎng)跑道上待命；■V僚機(jī)按住剎車(chē)同時(shí)啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)；僚機(jī)放開(kāi)剎車(chē)；A:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸和機(jī)體Y軸上的投影，分別與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸和機(jī)體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；&:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值相差較大，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；&:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值接近，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；A:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值相差較大，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；僚機(jī)收起或放下起落架；僚機(jī)收起或放下減速板；僚機(jī)關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)并按住剎車(chē)；僚機(jī)停止在跑道上，仿真結(jié)束；步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件。飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件包括長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)開(kāi)車(chē)指令；!'2:長(zhǎng)機(jī)開(kāi)始滑跑；i3:OTflJs&&k/L扁Js;kD[線圳&&kD;is:卜力，讓>&&U/y畫(huà)聽(tīng)》;'6:kcA—|S&&k〃—1,%，50%];z'7:'長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收、放起落架指令；/s:長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收、放減速板指令；"僚機(jī)降落在機(jī)場(chǎng)跑道上；4。僚機(jī)停止在機(jī)場(chǎng)跑道上；其中U,^表示設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形要求的僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體x軸的投影值；X。，。m表示設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形要求的僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體y軸的投影值；&表示在編隊(duì)飛行過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體x軸的實(shí)際投影值與&。_d的偏差；凡表示在編隊(duì)飛行過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體y軸的實(shí)際投影值步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個(gè)飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表，如表1所示。在狀態(tài)轉(zhuǎn)換表中，輸入值列在最上一行，狀態(tài)列在最左邊一列，一個(gè)輸入應(yīng)用到一個(gè)狀態(tài)時(shí)的輸出列在對(duì)應(yīng)的行列相交的格中。表1中/7，/8，/9具有較高優(yōu)先級(jí)，且它們不在同一楨周期中同時(shí)達(dá)到條件。即當(dāng)77，/8，/9與其它飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換條件同時(shí)達(dá)到時(shí)，要根據(jù)/7，&，/9判斷僚機(jī)的下一飛行狀態(tài)。圖4是基于有限狀態(tài)機(jī)的編隊(duì)飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換圖，它所表示的意義同表1相同。初始時(shí)刻，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)處于狀態(tài)停止在跑道上待命；當(dāng)長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)開(kāi)車(chē)指令時(shí)，僚機(jī)轉(zhuǎn)入狀態(tài)&按住剎車(chē)并啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)；當(dāng)長(zhǎng)機(jī)開(kāi)始滑跑時(shí)，僚機(jī)轉(zhuǎn)入狀態(tài)^放開(kāi)剎車(chē)，跟隨長(zhǎng)機(jī)滑跑；然后根據(jù)狀態(tài)轉(zhuǎn)換條件z'3^的出現(xiàn)情況，僚機(jī)分別轉(zhuǎn)入狀態(tài)A^，例如當(dāng)條件z'3滿(mǎn)足時(shí)，僚機(jī)轉(zhuǎn)入狀態(tài)^，根據(jù)為A設(shè)計(jì)的控制方法c,控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；在編隊(duì)飛行過(guò)程中，當(dāng)條件/7滿(mǎn)足時(shí)，僚機(jī)轉(zhuǎn)入狀態(tài)A，進(jìn)行收放起落架的操作，當(dāng)條件/8滿(mǎn)足時(shí)，僚機(jī)轉(zhuǎn)入狀態(tài)A,進(jìn)行收放減速板的操作，當(dāng)條件/9滿(mǎn)足時(shí)，僚機(jī)轉(zhuǎn)入狀態(tài)A，關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)并按住剎車(chē)；當(dāng)條件/w滿(mǎn)足時(shí)，僚機(jī)轉(zhuǎn)入狀態(tài)A。，編隊(duì)飛行訓(xùn)練結(jié)束。步驟四，為所定義的各飛行模式設(shè)計(jì)合適的控制方法，為編隊(duì)隊(duì)形保持設(shè)計(jì)合適的控制率。飛機(jī)模型控制量的初始值為&=《=4=《=0，landGearSwitch=0，speedBreakSwitch-1。步驟一中所述的各飛行模式的控制方法如下17步驟一中所述的各飛行l(wèi)莫式的控制方法如下-.C、。&=《,n，即僚機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)保持關(guān)閉狀態(tài)-，C,:6rafe-S,，即僚機(jī)油門(mén)加到最大，同時(shí)踩住剎車(chē)；C、2:6^=^,。，即僚機(jī)放開(kāi)剎車(chē)，僚機(jī)開(kāi)始滑跑；C,，,C^,C^,C^均為編隊(duì)隊(duì)形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率參數(shù)的取值不同，將在后面進(jìn)行描述。C、.7:如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收起起落架指令，則landGearSwitch-l;如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)放下起落架指令，貝ijlandGearSwitch=0;C,8:如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收起減速板指令，BljspeedBreakSwitch=l;如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)放下減速板指令，則speedBreakSwitch=0;C、K:6mfe^，即僚機(jī)停止在跑道上后，放開(kāi)剎車(chē)，仿真結(jié)束；其中G表示飛行模式s的控制方法，Ze{0,l,2，3，4，5,6，7,8,9,10}，每一個(gè)飛行模式的控制方法中沒(méi)有描述的其它控制量的取值與轉(zhuǎn)換到該飛行,莫式之前的飛行1i式的控制量的取值相等。C;，C、,q,Q具有相同的控制率，根據(jù)控制率公式，使僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形的具體步驟如下(1)選擇控制率執(zhí)行周期。本實(shí)施例選擇控制率選擇執(zhí)行周期為10ms。(2)確定僚機(jī)控制率參數(shù)《印，L,&,，&，&，^，^，^，《w，、，&，&,，K^的取值。對(duì)僚機(jī)的參數(shù)&，^，《,，&，&，，/^，；，Xw，^，&，^，&，《力，，《w，Ap進(jìn)行取值，經(jīng)過(guò)試驗(yàn)獲得如表2表6的數(shù)據(jù)，使式(2)至式(9)快速收斂，超調(diào)量小。對(duì)于飛行模式A，&，^俯仰舵和方向舵控制率的參數(shù)取值如下表2俯仰舵和方向舵控制率參數(shù)《-，40.320.350.00350.5740.4520對(duì)于狀態(tài)A，，A,^油門(mén)桿和滾轉(zhuǎn)舵控制率的參數(shù)取值分別如下:飛行模式A:表3^飛行模式油門(mén)桿和滾轉(zhuǎn)舵控制率參數(shù)《，18<table>tableseeoriginaldocumentpage19</column></row><table>表4^飛行模式油門(mén)桿和滾轉(zhuǎn)舵控制率參數(shù)<table>tableseeoriginaldocumentpage19</column></row><table>表6^飛行模式油門(mén)桿和滾轉(zhuǎn)舵控制率參數(shù)<table>tableseeoriginaldocumentpage19</column></row><table>以上設(shè)計(jì)步驟完成后，當(dāng)長(zhǎng)機(jī)起飛時(shí)，僚機(jī)就可以跟隨長(zhǎng)機(jī)起飛，并保持編隊(duì)隊(duì)形。對(duì)編隊(duì)轉(zhuǎn)彎和編隊(duì)隊(duì)形調(diào)整時(shí)的編隊(duì)隊(duì)形保持情況進(jìn)行了測(cè)試，結(jié)果如下圖5a、圖5b、圖5c、圖5d是本發(fā)明方法實(shí)施例的長(zhǎng)機(jī)轉(zhuǎn)彎45度，設(shè)定編隊(duì)隊(duì)形為x,m。rf=20m，jCOTmmW=10w，Zc。腦。^二0w，編隊(duì)隊(duì)形保持示意圖。圖5a是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸的投影示意圖，圖中線1是長(zhǎng)機(jī)的航向角，線2是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影，長(zhǎng)機(jī)用時(shí)11秒從航向0度轉(zhuǎn)彎到航向45度，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影用時(shí)24秒，從轉(zhuǎn)彎初始時(shí)刻的20m，重新收斂為20m，在第5秒時(shí)超調(diào)量達(dá)到最大值4m。從圖5a可以看出，在長(zhǎng)機(jī)轉(zhuǎn)彎45度過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影很快重新恢復(fù)編隊(duì)隊(duì)形要求的投影值20m，并且因?yàn)槌{(diào)量較小，所以編隊(duì)隊(duì)形調(diào)整過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影的變化不大。圖5b是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸的投影示意圖，圖中線1是長(zhǎng)機(jī)的航向角，線3是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸投影，長(zhǎng)機(jī)用時(shí)11秒從航向0度轉(zhuǎn)彎到航向45度，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸投影用時(shí)15秒，從轉(zhuǎn)彎初始時(shí)刻的10m，重新收斂為10m，在第2秒時(shí)超調(diào)量達(dá)到最大值5m。從圖5b可以看出，在長(zhǎng)機(jī)轉(zhuǎn)彎45度過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸投影很快重新恢復(fù)編隊(duì)隊(duì)形要求的投影值10m，并且因?yàn)槌{(diào)量較小，所以編隊(duì)隊(duì)形調(diào)整過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸投影的變化不大。圖5c是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸的投影示意圖，圖中線1是長(zhǎng)機(jī)的航向角，線4是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸的投影，長(zhǎng)機(jī)用時(shí)11秒從航向0度轉(zhuǎn)彎到航向45度，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸投影用時(shí)15秒，從轉(zhuǎn)彎初始時(shí)刻的Om，重新收斂為Om，在第7秒時(shí)超調(diào)量達(dá)到最大值4m。從圖5c可以看出，在長(zhǎng)機(jī)轉(zhuǎn)彎45度過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸投影很快重新恢復(fù)編隊(duì)隊(duì)形要求的投影值Om，并且因?yàn)槌{(diào)量較小，所以編隊(duì)隊(duì)形調(diào)整過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸投影的變化不大。圖5d是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)航向角，圖中線l是長(zhǎng)機(jī)航向角，線5是僚機(jī)航向角，長(zhǎng)機(jī)用時(shí)11秒從航向0度轉(zhuǎn)彎到航向45度，整個(gè)轉(zhuǎn)彎過(guò)程中僚機(jī)航向角與長(zhǎng)機(jī)航向角的偏差小于0.5度，第12秒后，僚機(jī)航向角穩(wěn)定在45度，所以編隊(duì)隊(duì)形調(diào)整過(guò)程中，僚機(jī)對(duì)長(zhǎng)機(jī)的航向跟隨情況很好。圖6a、圖6b、圖6c、圖6d、圖6e是本發(fā)明方法實(shí)施例的長(zhǎng)機(jī)勻速飛行，長(zhǎng)機(jī)航向角為O度，設(shè)定編隊(duì)隊(duì)形為^。^=20附，j。。mmW=10m，^。mBW=0m，調(diào)整長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)側(cè)向間距為30m的編隊(duì)隊(duì)形變化示意圖。圖6a是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸的投影示意圖，圖中曲線是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影。僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影用時(shí)27秒，從初始時(shí)刻的20m，重新收斂為20m，在第6秒時(shí)超調(diào)量達(dá)到最大值2m。從圖6a可以看出，在調(diào)整長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)側(cè)向間距為30m的編隊(duì)隊(duì)形變化過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影很快重新恢復(fù)編隊(duì)隊(duì)形要求的投影值20m，并且因?yàn)槌{(diào)量較小，所以編隊(duì)隊(duì)形調(diào)整過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影的變化不大。圖6b是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸的投影示意圖，曲線是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸投影，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體x軸投影用時(shí)17秒，從轉(zhuǎn)彎初始時(shí)刻的10m,收斂為30m，在第6秒時(shí)超調(diào)量達(dá)到最大值4m。從圖6b可以看出，在調(diào)整長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)側(cè)向間距為30m的編隊(duì)隊(duì)形變化過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體y軸投影很快調(diào)整為編隊(duì)隊(duì)形要求的投影值30m，并且超調(diào)量較小。圖6c是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸的投影示意圖，曲線是僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸的投影，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸投影用時(shí)27秒，從轉(zhuǎn)彎初始時(shí)刻的Om，重新收斂為Om，在第2秒時(shí)超調(diào)量達(dá)到最大值1.05m。從圖6c可以看出，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸投影很快重新恢復(fù)編隊(duì)隊(duì)形要求的投影值Om，并且因?yàn)槌{(diào)量較小，所以編隊(duì)隊(duì)形調(diào)整過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線在僚機(jī)機(jī)體z軸投影的變化不大。圖6d是長(zhǎng)機(jī)航向角與僚機(jī)航向角，圖中線6是長(zhǎng)機(jī)航向角，線7是僚機(jī)航向角，長(zhǎng)機(jī)航向角始終保持0度，在調(diào)整長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)側(cè)向間距為30m的編隊(duì)隊(duì)形變化過(guò)程中，僚機(jī)航向角從初始時(shí)刻的0度，歷時(shí)23秒重新收斂為0度，在第2秒時(shí)超調(diào)量達(dá)到最大值-3.2度所以編隊(duì)隊(duì)形調(diào)整過(guò)程中，僚機(jī)航向角的收斂速度較快，超調(diào)量較小。圖6e是長(zhǎng)機(jī)滾轉(zhuǎn)角與僚機(jī)滾轉(zhuǎn)角，圖中線8是長(zhǎng)機(jī)滾轉(zhuǎn)角，線9是僚機(jī)滾轉(zhuǎn)角。長(zhǎng)機(jī)滾轉(zhuǎn)角始終保持O度，僚機(jī)滾轉(zhuǎn)角從初始時(shí)刻O(píng)度，歷時(shí)20秒重新收斂為0度，變化過(guò)程中的最大值為-30度，從圖中能夠看出，僚機(jī)通過(guò)快速調(diào)整滾轉(zhuǎn)角，使長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)側(cè)向間距從10m快速調(diào)整為30m。由圖5a至圖6e可以看出，基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法能夠滿(mǎn)足對(duì)飛行員進(jìn)行編隊(duì)飛行訓(xùn)練過(guò)程中編隊(duì)隊(duì)形保持的需求。2權(quán)利要求1、一種基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，其特征在于，包含以下步驟步驟一基于有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的原理，針對(duì)編隊(duì)飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對(duì)編隊(duì)飛行中遇到的情況進(jìn)行劃分、歸納，確定出僚機(jī)出現(xiàn)的飛行模式；步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定各飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件；步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個(gè)飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表；步驟四，為步驟一中所述的各飛行模式設(shè)計(jì)控制方法，為編隊(duì)隊(duì)形保持設(shè)計(jì)控制率；飛機(jī)模型控制量的初始值為δT＝δe＝δa＝δr＝0，landGearSwitch＝0，peedBreakSwitch＝1；δT油門(mén)桿輸入量，和分別是δT的最大值和最小值；δe俯仰舵偏角，和分別是δe的最大值和最小值；δa滾轉(zhuǎn)舵偏角，和分別是δa的最大值和最小值；δr方向舵偏角，和分別是δr的最大值和最小值；landGearSwitch起落架收放開(kāi)關(guān)，landGearSwitch∈{0，1}，0表示放下起落架，1表示收起起落架；speedBreakSwitch減速板收放開(kāi)關(guān)，speedBreakSwitch∈{0，1}，0表示放下減速板，1表示收起減速板；步驟一中總結(jié)的各飛行模式的控制方法如下即僚機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)保持關(guān)閉狀態(tài)；brake＝Bmax，即僚機(jī)油門(mén)加到最大，同時(shí)踩住剎車(chē)；即僚機(jī)放開(kāi)剎車(chē)，僚機(jī)開(kāi)始滑跑；均為編隊(duì)隊(duì)形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率參數(shù)的取值不同；如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收起起落架指令，則landGearSwitch＝1；如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)放下起落架指令，則landGearSwitch＝0；如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收起減速板指令，則speedBreakSwitch＝1；如果長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)放下減速板指令，則speedBreakSwitch＝0；brake＝Bmax；即僚機(jī)停止在跑道上后，放開(kāi)剎車(chē)，仿真結(jié)束；其中brake為剎車(chē)輸入量，break∈[Bmin，Bmax]，Bmin和Bmax分別是brake的最大值和最小值；表示飛行模式si的控制方法，i∈{0，1，2，3，4，5，6，7，8，9，10}，每一個(gè)飛行模式的控制方法中沒(méi)有描述的其它控制量的取值與轉(zhuǎn)換到該飛行模式之前的飛行模式的控制量的取值相等；所述的編隊(duì)隊(duì)形保持飛行模式下的控制方法的飛行控制率的設(shè)計(jì)具體如下(a)油門(mén)控制率其中ΔδT是油門(mén)的增量，δT_是當(dāng)前時(shí)刻的油門(mén)值，xe表示當(dāng)前時(shí)刻，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體x軸的實(shí)際投影值與xcommand的差值，Kxp是比例系數(shù)，Kxd是微分系數(shù)，Kxi是積分系數(shù)；(b)滾轉(zhuǎn)舵控制率其中；偏航角機(jī)體軸x在水平面上的投影與地軸xg間夾角，機(jī)頭右偏航為正；滾轉(zhuǎn)角φ機(jī)體軸z與通過(guò)機(jī)體軸x的鉛垂面間夾角，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)為正；Δδa是滾轉(zhuǎn)舵偏角的增量，δa_是當(dāng)前時(shí)刻的滾轉(zhuǎn)舵偏角，ye表示當(dāng)前時(shí)刻，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體y軸的實(shí)際投影值與ycommand的差值，φe表示長(zhǎng)機(jī)滾轉(zhuǎn)角與僚機(jī)滾轉(zhuǎn)角的差值，表示長(zhǎng)機(jī)方向角與僚機(jī)方向角的差值，Kyp，Kyd，Ky分別是ye的比例系數(shù)，微分系數(shù)和積分系數(shù)，Kφp，Kφd分別是φe的比例系數(shù)和微分系數(shù)，分別是的比例系數(shù)和微分系數(shù)；(c)俯仰舵控制率其中俯仰角θ機(jī)體軸x與水平面間夾角，抬頭為正；Δδe是俯仰舵偏角的增量，δe_是當(dāng)前時(shí)刻的俯仰舵偏角，ze表示當(dāng)前時(shí)刻長(zhǎng)機(jī)高度與僚機(jī)高度的差值，θe是長(zhǎng)機(jī)俯仰角與僚機(jī)俯仰角的差值，Kzp，Kzd，Kz1分別是ze的比例系數(shù)，微分系數(shù)和積分系數(shù)，Kθp，Kθd分別是的比例系數(shù)和微分系數(shù)；(d)方向舵控制率Δδr＝Krprw(7)其中Δδr是方向舵偏角的增量，δr是當(dāng)前時(shí)刻的方向舵偏角，rw是僚機(jī)的偏航角速度，Krp是rw的比例系數(shù)；根據(jù)控制率公式，使僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形。2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，其特征在于所述的步驟一中的飛行纟莫式包括僚機(jī)停在機(jī)場(chǎng)跑道上與長(zhǎng)機(jī)保持固定編隊(duì)隊(duì)形待命；a:僚機(jī)按住剎車(chē)同時(shí)啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)；僚機(jī)放開(kāi)剎車(chē)；a:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸和機(jī)體Y軸上的投影，分別與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸和機(jī)體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；&:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值相差較大，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值接近條件下控制j寮機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；a:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值接近，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；&:長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體X軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體X軸上的投影值相差較大，長(zhǎng)機(jī)與僚機(jī)的位置偏差在僚機(jī)機(jī)體Y軸上的投影與編隊(duì)隊(duì)形要求的在機(jī)體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形；僚機(jī)收起或放下起落架；僚機(jī)收起或放下減速板；僚機(jī)剎車(chē)；a。僚機(jī)停止在跑道上，仿真結(jié)束；其中&是初始狀態(tài)；a,&，a，^都屬于編隊(duì)保持飛行模式，所述的a，&，a，^表示編隊(duì)隊(duì)形與標(biāo)準(zhǔn)編隊(duì)隊(duì)形的偏差大小不同。3、根據(jù)權(quán)利要求l所述的基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，其特征在于所述的步驟二中的飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件包括"長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)開(kāi)車(chē)指令；/2:長(zhǎng)機(jī)開(kāi)始滑跑；k/xOTTOM。Je&&k/L,Je;k/^。，。Jg&&k/:^。Je;'■5:kD&&|^謹(jǐn)薩>;/7:長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收、放起落架指令；/s:長(zhǎng)機(jī)對(duì)僚機(jī)下達(dá)收、放減速板指令；/9:僚機(jī)降落在機(jī)場(chǎng)跑道上；僚機(jī)停止在機(jī)場(chǎng)跑道上；其中^^。^表示設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形要求的僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體x軸的投影值；^。^^表示設(shè)定的編隊(duì)隊(duì)形要求的僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體y軸的投影值；&表示在編隊(duì)飛行過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體x軸的實(shí)際投影值與x￡。mmW的偏差；義表示在編隊(duì)飛行過(guò)程中，僚機(jī)與長(zhǎng)機(jī)質(zhì)心連線矢量在僚機(jī)機(jī)體y軸的實(shí)際投影值4表示&與x_MW比值的絕對(duì)值在0%與50%之間，并且k與乂。_^比值的絕對(duì)值在0%與50%之間；/4表示&與^。顯^比值的絕對(duì)值不在0%與50%之間，并且^與X細(xì)^比值的絕對(duì)值在0%與50%之間；/5表示xe與&。^比值的絕對(duì)值在0%與50%之間，并且k與尺。，。w比值的絕對(duì)值不在0%與50%之間；/6表示&與xe。，rf比值的絕對(duì)值不在0%與50%之間，并且A與_yOTMrf比值的絕對(duì)值不在0%與50%之間。4、根據(jù)權(quán)利要求l所述的基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，其特征在于所述的步驟三中的狀態(tài)轉(zhuǎn)換表為表1編隊(duì)飛行訓(xùn)練中僚機(jī)各飛行模式間的轉(zhuǎn)換關(guān)系'2/3、/5,6VZ10SoSOSOSoSO&&&&&&巧在狀態(tài)轉(zhuǎn)換表中，輸入值列在最上一行，狀態(tài)列在最左邊一列，一個(gè)輸入應(yīng)用到一個(gè)狀態(tài)時(shí)的輸出列在對(duì)應(yīng)的行列相交的格中；表1中/7，/8，/9具有較高優(yōu)先級(jí)，且它們不在同一楨周期中同時(shí)達(dá)到條件；即當(dāng)/7,/8，/9與其它飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換條件同時(shí)達(dá)到時(shí)，要根據(jù)/7,Z8，/9判斷僚機(jī)的下一飛行狀態(tài)。5、根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，其特征在于所述的步驟四中，根據(jù)控制率公式，使僚機(jī)保持編隊(duì)隊(duì)形的具體步驟如下(1)選擇控制率執(zhí)行周期，為控制率公式(1)至(8)選擇執(zhí)行周期；控制率執(zhí)行周期選擇的標(biāo)準(zhǔn)是在計(jì)算機(jī)性能允許的條件下，使控制率收斂時(shí)間小于30秒，控制率執(zhí)行周期的取值范圍介于50毫秒和IO毫秒之間；(2)確定控制率參數(shù)^^，《w，《,，《w，/;，/^，《^，《w,《一，A"&,，^p，&rf，&,的取值，根據(jù)飛機(jī)模型特征參數(shù)的不同，對(duì)控制率參數(shù)&p，Kw，&,，~d，,，&p，""&，L，&,，&,，A^進(jìn)行取值，對(duì)取值后的控制率參數(shù)進(jìn)行調(diào)試，使控制率式(2)(9)收斂時(shí)間小于30秒，x軸，y軸，z軸的超調(diào)量小于編隊(duì)隊(duì)形設(shè)定值的60%，穩(wěn)態(tài)精度小于編隊(duì)隊(duì)形設(shè)定值的5%。全文摘要本發(fā)明公開(kāi)了一種基于有限狀態(tài)機(jī)的自動(dòng)編隊(duì)飛行控制方法，包括如下步驟步驟一基于有限狀態(tài)自動(dòng)機(jī)的原理，針對(duì)編隊(duì)飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對(duì)編隊(duì)飛行中可能遇到的情況進(jìn)行劃分、歸納，確定出僚機(jī)可能出現(xiàn)的飛行模式。步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定各飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件。步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個(gè)飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表。步驟四，為步驟一中所述的各飛行模式設(shè)計(jì)控制方法，為編隊(duì)隊(duì)形保持設(shè)計(jì)控制率。本發(fā)明提出了僚機(jī)在編隊(duì)飛行過(guò)程中在不同飛行模式間進(jìn)行自動(dòng)轉(zhuǎn)換的方法，有效模擬僚機(jī)飛行員的智能；設(shè)計(jì)了編隊(duì)隊(duì)形保持飛行模式下的控制率，能夠滿(mǎn)足編隊(duì)隊(duì)形保持的需求。文檔編號(hào)G05D1/00GK101464692SQ200910077120公開(kāi)日2009年6月24日申請(qǐng)日期2009年1月16日優(yōu)先權(quán)日2009年1月16日發(fā)明者孟光磊,馬耀飛,龔光紅申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)