張智, 李佳桐, 董然, 原新

(哈爾濱工程大學(xué) 自動化學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001)

?

針對艦艉流抑制的ACLS縱向控制律優(yōu)化設(shè)計

張智, 李佳桐, 董然, 原新

(哈爾濱工程大學(xué) 自動化學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001)

摘要：艦艉氣流擾動是造成艦載機(jī)著艦誤差的一個主要因素，因而自動著艦系統(tǒng)需要具有較強(qiáng)的對抗擾流能力。本文借鑒美國F/A-18A飛機(jī)自動著艦控制器基本構(gòu)型，對算例艦載機(jī)完成了縱向著艦控制系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計。針對艦艉流隨機(jī)性分量，利用遺傳算法對控制回路參數(shù)進(jìn)行離線尋優(yōu)，尋優(yōu)過程兼顧了系統(tǒng)時域性能指標(biāo)和頻域安全邊界約束；針對艦艉流穩(wěn)態(tài)分量，在固定參數(shù)尋優(yōu)結(jié)果的基礎(chǔ)上加入內(nèi)回路補(bǔ)償指令以實現(xiàn)控制系統(tǒng)對完整艦艉流的最優(yōu)抑制；通過仿真驗證優(yōu)化后的控制系統(tǒng)。結(jié)果表明，所提出的優(yōu)化方案可行有效，優(yōu)化后的自動著艦系統(tǒng)具有更好的指令響應(yīng)特性以及更強(qiáng)的魯棒性，提高了艦載機(jī)著艦精度。

關(guān)鍵詞：艦載機(jī)；艦艉流；自動著艦系統(tǒng)；遺傳算法；頻域安全邊界；指令補(bǔ)償

網(wǎng)絡(luò)出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/23.1390.u.20160421.1040.006.html

由于在著艦階段環(huán)境擾動復(fù)雜，飛行控制精度要求高，因而艦載機(jī)著艦操作難度很大；為減輕飛行員負(fù)擔(dān)，提高艦載機(jī)著艦飛行品質(zhì)，美國海軍研制了全自動著艦導(dǎo)引系統(tǒng)(automatic carrier landing system, ACLS)并投入使用[1]。

在設(shè)計ACLS時，除了考慮艦載機(jī)的機(jī)動性，還須特別關(guān)注控制系統(tǒng)對進(jìn)場路徑大氣紊流(主要指艦艉流)的抑制能力，因為大氣擾動是引起著艦誤差的主要來源之一[2-3]。為此，美國海軍曾在20世紀(jì)70年代末開發(fā)了以高度變化率(即“H-dot”)為基準(zhǔn)反饋信號的ACLS，并將其應(yīng)用于A-7E，F(xiàn)-14A，S-3A和F/A-18A等艦載機(jī)上進(jìn)行驗證，大量測試結(jié)果表明，具有H-dot指令模式的ACLS在惡劣流場中展現(xiàn)出良好的魯棒性[2,4]。另外，在發(fā)展著艦控制系統(tǒng)的過程中,美國海軍總結(jié)了ACLS設(shè)計準(zhǔn)則，包括時域和頻域指標(biāo)，它們是對艦載機(jī)進(jìn)場和著艦性能的一般規(guī)定，并不局限于特定機(jī)型[4-5]。

然而，許多針對ACLS控制律優(yōu)化設(shè)計的理論研究工作并沒有綜合考慮ACLS的性能。例如：文獻(xiàn)[6]僅從系統(tǒng)對階躍指令的響應(yīng)方面進(jìn)行控制器參數(shù)調(diào)校，并未優(yōu)化系統(tǒng)的擾動抑制能力；文獻(xiàn)[7]采用模糊自適應(yīng)PID參數(shù)整定方法改善了基于迎角恒定的動力補(bǔ)償系統(tǒng)(Approach Power Compensation System, APCS)的性能，但在檢驗抗風(fēng)能力時，擾動輸入僅選取了用單位階躍信號代表的垂向突風(fēng)，它同復(fù)雜的艦艉流模型相差很大；文獻(xiàn)[8]的研究與文獻(xiàn)[7]存在類似問題；文獻(xiàn)[9]利用基于模型參考的模糊自適應(yīng)系統(tǒng)整定了ACLS縱向內(nèi)回路參數(shù)，使縱向ACLS對不同海況下的艦艉流擾動都有良好的抑制能力，文獻(xiàn)[10]結(jié)合非線性動態(tài)逆與滑?？刂疲ㄟ^改善縱向ACLS各個反饋環(huán)的性能以實現(xiàn)艦艉流場中艦載機(jī)對指令路徑的精確跟蹤，但這兩項研究都未考慮所引入的設(shè)計方法對艦載機(jī)操縱性能的影響；文獻(xiàn)[11]利用有限界H∞方法綜合了F/A-18A飛機(jī)H-dot控制律，但令人滿意的驗證結(jié)果僅是ACLS對垂直速率指令以及對艦艉流垂直分量的響應(yīng)。此外，以上這些研究都忽視了設(shè)計ACLS時應(yīng)滿足的頻域邊界問題。

為使ACLS具有良好的指令響應(yīng)性能和魯棒性，并且滿足頻域設(shè)計邊界，本文將F/A-18A飛機(jī)H-dot指令構(gòu)型應(yīng)用于某型艦載機(jī)，利用遺傳算法技術(shù)完成ACLS縱向控制律的優(yōu)化設(shè)計并通過仿真驗證了結(jié)合參數(shù)尋優(yōu)和指令補(bǔ)償后的ACLS的時域性能。

1艦艉流模型

本文采用軍標(biāo)MIL-HDBK-1797所描述的艦艉流工程化模型對著艦階段大氣環(huán)境建模。該模型將擾流速度矢量分為水平縱向分量u、水平橫向分量v和垂向分量w。u與甲板風(fēng)Vw/d的方向平行，向前為正；v沿駕駛員右手方向為正；w向下為正[12]。并且，根據(jù)艦艉流特性，分為4部分建模，每部分的速度都能在上述3個方向上分解，即：自由大氣紊流分量由u1、v1和w1組成；艦艉流穩(wěn)態(tài)分量由u2和w2組成；周期性分量由u3和w3組成；隨機(jī)性分量由u4、v4和w4組成。計算完整的艦艉流速度[12]：

(1)

1.1自由大氣紊流分量

該分量與艦機(jī)相對位置無關(guān)，可通過有限帶寬白噪聲信號輸出到式(2)描述的空間頻譜來模擬其速度分量[12]：

(2)

1.2艦艉流穩(wěn)態(tài)分量

特點是在垂直方向上一種特有的雄雞尾形狀的風(fēng)，又稱為“雄雞尾流”，是艦艉大氣擾動的主要組成部分。它的其風(fēng)向與距艦艉的距離有關(guān)，臨近艦艉處是向下的有效風(fēng)，并且它隨離開艦艉的距離增加而減弱并最終變?yōu)橄蛏系娘L(fēng)。若已知甲板風(fēng)大小以及艦載機(jī)的近艦速度，則艦載機(jī)受到的雄雞尾流可用與時間相關(guān)的確定性函數(shù)來模擬。

1.3艦艉流周期性分量

該分量由航母的垂蕩運(yùn)動和縱搖運(yùn)動產(chǎn)生，大小與航母的不規(guī)則運(yùn)動、海面風(fēng)及艦載機(jī)距航母的距離有關(guān)：

(3)

式中：ωp為艦縱搖頻率，rad/s；θs為艦縱搖幅度，rad，P為隨機(jī)相位，rad；X為艦載機(jī)距航母縱搖中心的距離，m；u0為艦載機(jī)基準(zhǔn)進(jìn)場速度，m/s。

1.4艦艉流隨機(jī)分量

可根據(jù)圖1(a)仿真該分量，其中：σ(X)、τ(X)分別是與X和vw/d有關(guān)的均方根和時間常數(shù)，具體關(guān)系如圖1(b)所示。

圖1　艦艉流隨機(jī)分量模型Fig.1　Details on the random component of carrier air-wake model

2縱向ACLS設(shè)計基礎(chǔ)

2.1控制系統(tǒng)基本組成與工作原理

2.2待優(yōu)化的飛行控制系統(tǒng)

F/A-18A飛機(jī)的ACLS采用H-dot指令模式，其縱向控制器具有圖2(b)所示的基本結(jié)構(gòu)[13]，控制輸入為油門和升降舵，控制回路主要為APCS和高度控制，其中：高度控制回路包含內(nèi)環(huán)的俯仰角速度反饋、中環(huán)高度變化率反饋和外環(huán)的高度反饋；APCS的作用是穩(wěn)定進(jìn)場艦載機(jī)的速度和迎角，增強(qiáng)垂向飛行軌跡控制能力[3]，簡化后的控制律為:

(4)

式中：Δv、Δα、Δq、Δθ、Δh、Δnz、Δγ分別為艦載機(jī)速度、迎角、俯仰角速度、俯仰角、高度、法向過載以及航跡角相對平衡點的擾動量；Δδp為有效油門開度。

(a)原理圖

(b)F/A-18A飛機(jī)的ACLS縱向基本結(jié)構(gòu)圖2　基于H-dot指令構(gòu)型的縱向ACLSFig.2　Longitudinal channal of H-dot ACLS

本文針對圖2(b)所示控制器結(jié)構(gòu)完成優(yōu)化設(shè)計，被控艦載機(jī)型與文獻(xiàn)[13]中一致，艦載機(jī)進(jìn)場動力學(xué)特性可由式(5)和式(6)代表的小擾動線性模型描述:

(5)

(6)

式中：Δδe、Δδc、Δδpl分別為升降舵指令、鴨翼指令、油門桿指令相對基準(zhǔn)值的偏差；u0為基準(zhǔn)進(jìn)場速度，取70 m/s；u與w分別為氣流擾動的水平縱向速度分量和垂直速度分量；g為重力加速度[13]。

本文在優(yōu)化飛行控制律設(shè)計過程中將APCS參數(shù)固定為文獻(xiàn)[13]的整定結(jié)果：K1=4、K2=-95、K3=40、K4=150、K5=20。根據(jù)圖2(b)所示的ACLS縱向結(jié)構(gòu)，將高度控制回路中的參數(shù)Kω取為定值12.606；8個待定參數(shù)分別是：內(nèi)環(huán)滯后超前環(huán)節(jié)T1、T2，反饋增益Kq，內(nèi)環(huán)前向通道比例、積分增益Kp和Ki，航跡角反饋增益Kγ、過載反饋增益Knz以及導(dǎo)引律中Kh(注：仿真時圖2(b)中反饋的飛機(jī)角度、角速度狀態(tài)量采用弧度單位制)。

2.3 性能評價方法

為保證艦載機(jī)動態(tài)調(diào)整過程的快速性和安全性，并使ACLS具有較強(qiáng)魯棒性，評價依據(jù)包括縱向ACLS階躍響應(yīng)性能，以及擾流作用下艦載機(jī)高度偏差、迎角偏差、俯仰角及俯仰速率偏差等指標(biāo)。此外，還要滿足ACLS頻域設(shè)計邊界，這是確保控制算法與各硬件設(shè)備特性、與甲板運(yùn)動補(bǔ)償算法等其他輔助環(huán)節(jié)具有更好適配性的客觀要求。圖3給出ACLS設(shè)計的頻域特性要求[5]，測出的艦載機(jī)頻域特性曲線應(yīng)位于圖中黑實線所界定的區(qū)域內(nèi)。

圖3　ACLS頻域特性邊界條件要求Fig.3　Requirements on ACLS response boundary in frequency domain

本文將該邊界作為算例機(jī)型ACLS參數(shù)尋優(yōu)的頻域評價指標(biāo)，在尋優(yōu)過程中也綜合考慮了系統(tǒng)的時域性能指標(biāo)。若僅考慮縱向ACLS對指令輸入的響應(yīng)指標(biāo)，仿照F/A-18A飛機(jī)ACLS的設(shè)計性能，則一組可行的控制器參數(shù)如下[14]：

T1=0.76Ki=30.25Kq=0.6281Kγ=1

T2=0.65Kp=30.25Knz=5.729Kh=0.42

本文將其作為優(yōu)化前的縱向ACLS參數(shù)。

3縱向ACLS優(yōu)化設(shè)計

本文通過結(jié)合控制器參數(shù)優(yōu)化和補(bǔ)償控制指令來增強(qiáng)ACLS對抗大氣擾動的能力。這是因為，在艦艉流的4大分量中，穩(wěn)態(tài)分量與其它3種的特性不同：穩(wěn)態(tài)分量波形具有確定性，可根據(jù)經(jīng)驗對其影響進(jìn)行預(yù)先補(bǔ)償；其余分量都具有隨機(jī)性(周期性分量的相位是隨機(jī)的)，通過經(jīng)驗補(bǔ)償?shù)姆椒▽崿F(xiàn)擾動抑制往往效果不佳，可以考慮優(yōu)化控制器參數(shù)來提高系統(tǒng)魯棒性。參數(shù)尋優(yōu)方案是：首先，按照時域誤差最小原則進(jìn)行初步尋優(yōu)；然后，檢驗尋優(yōu)后系統(tǒng)的頻域特性；最后，通過多次調(diào)整評價指標(biāo)對不滿足約束的部分再次尋優(yōu)，以達(dá)到預(yù)期性能要求。

3.1基于遺傳算法的縱向ACLS參數(shù)尋優(yōu)方法

圖4給出了根據(jù)遺傳算法優(yōu)化控制器參數(shù)的流程。將待尋優(yōu)的8個參數(shù)映射成遺傳個體，計算個體適應(yīng)度前，需先將個體解碼出對應(yīng)的控制器參數(shù)代入縱向ACLS仿真進(jìn)行系統(tǒng)仿真。由于優(yōu)化期望是使ACLS在對抗擾流時的多次平均誤差最小，因此本文針對每一組控制器參數(shù)進(jìn)行20次仿真，每次對應(yīng)的流場數(shù)據(jù)不同(可在建模艦艉流時指定不同的隨機(jī)數(shù)種子或者隨機(jī)相位來實現(xiàn))，然后計算系統(tǒng)狀態(tài)偏差的均方根(Root Mean Square，RMS)作為最終的個體適應(yīng)度值。

圖4　遺傳尋優(yōu)流程圖Fig.4　Flow chart of parameter optimization with genetic algorithm

3.2基于遺傳算法的控制器參數(shù)時域?qū)?yōu)

3.2.1編碼方式

在2.1節(jié)已給出了待尋優(yōu)的系統(tǒng)參數(shù)：T1、T2、Kq、Kp、Ki、Knz、Kγ、Kh。參數(shù)編碼前必須指定其取值范圍，一般可根據(jù)參數(shù)的物理意義及系統(tǒng)調(diào)試過程的經(jīng)驗。本文根據(jù)文獻(xiàn)[13]中的參數(shù)確定方法，選取參數(shù)變化范圍如表1所示。

表1　控制器參數(shù)范圍

對這8個參數(shù)進(jìn)行2進(jìn)制編碼，每個參數(shù)占用16位2進(jìn)制碼，如圖5所示，這是為保證尋優(yōu)時具有足夠的搜索精度，以參數(shù)T1為例，其搜索時對應(yīng)的最小分辨率為(4.0-2.2)/216。

圖5個體基因編碼形式

Fig.5Form of encoded individual gene

3.2.2個體評價函數(shù)

僅考慮縱向ACLS的時域性能設(shè)計個體評價函數(shù)(即適應(yīng)度函數(shù))，式(7)給出評價函數(shù)fitness:

(7)

3.2.3時域?qū)?yōu)結(jié)果

定義遺傳算法參數(shù)為：交叉概率0.8，變異概率0.15，種群大小150，最大遺傳代數(shù)400。在控制系統(tǒng)參數(shù)尋優(yōu)和驗證過程中所加入的擾流只含除艦艉流穩(wěn)態(tài)分量之外的其余3種分量；關(guān)于穩(wěn)態(tài)分量的抑制方法將在4.4節(jié)討論。經(jīng)遺傳尋優(yōu)后各參數(shù)取值如下：

T1=2.87Ki=70.39Kq=0.99Kγ=1

T2=1.12Kp=53.25Knz=2.59Kh=0.42

圖6為縱向ACLS在時域?qū)?yōu)前、后對高度偏差階躍指令響應(yīng)的對比結(jié)果，顯然，系統(tǒng)超調(diào)量和調(diào)節(jié)時間均有顯著改善。圖7給出尋優(yōu)前、后的縱向ACLS在20次擾流作用下的偏差曲線，可見迎角和高度偏差均有顯著降低，說明控制系統(tǒng)經(jīng)尋優(yōu)后魯棒性更強(qiáng)。

此外，本文尋優(yōu)指標(biāo)(見式(7))中還體現(xiàn)了俯仰角、俯仰角速度等量的尋優(yōu)，限于篇幅，圖7未給出全部曲線對比。最優(yōu)解變化曲線如圖8所示，算法開始時收斂速度較快，至100代時已獲得較好的結(jié)果，100～400代的適應(yīng)度值趨于穩(wěn)定，這說明利用遺傳算法對縱向ACLS進(jìn)行參數(shù)尋優(yōu)是可行的。

圖6　縱向ACLS尋優(yōu)前后階躍響應(yīng)仿真結(jié)果Fig.6　Comparison of longitudinal ACLS step responses before and after time domain parameter optimization

圖7　加入艦艉流三種分量后的20次仿真結(jié)果Fig.7　Twenty times simulated results of longitudinal ACLS affected by three kinds of random components in burble

圖8　最優(yōu)解收斂曲線Fig.8　Convergence curve for the optimal solution

3.3控制器參數(shù)的時頻域綜合尋優(yōu)

3.3.1時域?qū)?yōu)結(jié)果的頻域檢驗

根據(jù)2.3節(jié)給出的ACLS頻域安全邊界，檢驗時域?qū)?yōu)后的縱向ACLS的頻域性能，結(jié)果如圖9所示。顯然，對于垂直速度響應(yīng)，系統(tǒng)幅、相曲線均滿足邊界要求；對于高度響應(yīng)，系統(tǒng)幅頻特性曲線滿足邊界要求，但相頻特性曲線在0.5～1rad/sec的相位滯后明顯超出邊界限制，而該頻段恰處于甲板運(yùn)動的主頻范圍[16]，此處滯后過大會導(dǎo)致飛機(jī)跟蹤甲板運(yùn)動時間滯后較大，增加甲板運(yùn)動補(bǔ)償難度。因此，若不對尋優(yōu)過程進(jìn)行調(diào)整，使系統(tǒng)在達(dá)到時域指標(biāo)的同時也滿足頻域邊界規(guī)定，則會影響ACLS的總體安全性。

圖9　時域?qū)?yōu)后ACLS頻域響應(yīng)曲線Fig.9　Frequency-domain characteristics of longitudinal ACLS after optimizing the parameters in time domain

3.3.2 時頻域綜合尋優(yōu)

針對當(dāng)前系統(tǒng)相頻特性超限問題，重新修正評價函數(shù)fit2，修正后為:

(8)

式中：fω為系統(tǒng)在1rad/sec正弦信號激勵下相位滯后的絕對值；wω為該指標(biāo)對應(yīng)權(quán)重(取0.12)，函數(shù)中其余分量含義和對應(yīng)權(quán)重均與式(7)一致。

利用該適應(yīng)度函數(shù)，重新對參數(shù)進(jìn)行遺傳尋優(yōu)的結(jié)果為

T1=3.98Ki=72.76Kq=1.45Kγ=1

T2=1.25Kp=39.45Knz=3.09Kh=0.42

經(jīng)時頻域綜合尋優(yōu)后的系統(tǒng)頻域特性如圖10所示。表2給出未尋優(yōu)、時域?qū)?yōu)、時頻域綜合尋優(yōu)3種情況下的ACLS適應(yīng)度值、在艦艉流隨機(jī)性分量作用下的高度偏差響應(yīng)均方根(HRMS)，以及在1rad/sec處的相位滯后量。

表2　不同尋優(yōu)方式的結(jié)果比較

圖10　時頻域綜合尋優(yōu)后ACLS頻域響應(yīng)曲線Fig.10　Frequency-domain characteristics of longitudinal ACLS after optimizing the parameters in time and frequency domains

由圖10及表2可知，引入時頻域約束條件尋優(yōu)后，ACLS的頻域特性曲線已完全滿足邊界要求，與僅采用時域?qū)?yōu)的結(jié)果相比，該系統(tǒng)的時域偏差指標(biāo)雖然略有下降(因為適應(yīng)度有所降低)，但與未尋優(yōu)前相比，高度偏差仍有明顯改善。

3.4 艦艉流穩(wěn)態(tài)分量的抑制方法

艦艉流穩(wěn)態(tài)分量具有確定性，可根據(jù)經(jīng)驗對其干擾進(jìn)行預(yù)先補(bǔ)償，為分析穩(wěn)態(tài)分量對著艦性能的影響，將完整的艦艉流4個分量加入經(jīng)參數(shù)尋優(yōu)前、后的ACLS，多次仿真后分別得到高度偏差曲線圖11(a)和圖11(b)?？梢姡叨绕钋€集出現(xiàn)明顯的先向上波動、再向下波動，這是進(jìn)場艦載機(jī)進(jìn)入尾流區(qū)時先遭遇明顯的上洗流、后遭遇下洗流造成的[15]。針對這種情況，文獻(xiàn)[15]中指出：可在以俯仰姿態(tài)為基準(zhǔn)的飛行控制系統(tǒng)的反饋指令上疊加俯仰指令前饋信號，以削弱由艦艉流穩(wěn)態(tài)分量引起的航跡偏差。仿照該思路，本文嘗試在高度變化率回路中預(yù)先疊加附加指令來抑制穩(wěn)態(tài)分量的影響，如圖12(a)所示；并且，采取分段補(bǔ)償策略，補(bǔ)償值切換兩次，詳細(xì)設(shè)計補(bǔ)償引入的時刻和大小，以確保補(bǔ)償后的系統(tǒng)響應(yīng)指標(biāo)最優(yōu)。

為此，本文仍采用遺傳算法技術(shù)，對補(bǔ)償時刻及補(bǔ)償幅度進(jìn)行編碼，將前文時頻域綜合尋優(yōu)后的參數(shù)固定后單獨(dú)對該補(bǔ)償指令的波形尋優(yōu)，適應(yīng)度函數(shù)仍根據(jù)式(8)，最后得到的補(bǔ)償指令波形如圖12(b)所示。

圖11　ACLS對完整艦艉氣流擾動的響應(yīng)Fig.11　Responses of ACLS to full ship burble

圖12　針對艦艉流穩(wěn)態(tài)分量的指令補(bǔ)償Fig.12　Compensated command for the steady component of carrier air wake

加入補(bǔ)償指令后，縱向ACLS對抗20次完整艦艉流的仿真結(jié)果如圖11(c)所示，并且計算可知：僅考慮時、頻域參數(shù)尋優(yōu)的ACLS的HRMS為0.467 3 m，而綜合指令補(bǔ)償和參數(shù)尋優(yōu)的ACLS的HRMS為0.351 7 m，這說明高度變化率指令補(bǔ)償對于改善縱向ACLS抑制穩(wěn)態(tài)上、下洗流的影響有積極作用。

4縱向ACLS優(yōu)化設(shè)計驗證

前文已實現(xiàn)了基于完整艦艉流分量的擾流最優(yōu)抑制。通過完成控制參數(shù)尋優(yōu)以抑制3種隨機(jī)分量與完成補(bǔ)償指令尋優(yōu)以抑制穩(wěn)態(tài)分量相結(jié)合，使所設(shè)計的縱向ACLS在艦艉流作用下具有較高的時域控制精度，并且滿足頻域安全邊界約束。為進(jìn)一步表明優(yōu)化后的縱向ACLS對擾流具有更強(qiáng)的抑制能力，對縱向ACLS響應(yīng)100組完整艦艉流的情況進(jìn)行仿真，仍得到較好的偏差統(tǒng)計結(jié)果見表3。

表3進(jìn)場艦載機(jī)高度偏差響應(yīng)統(tǒng)計結(jié)果

Table 3Statistics of altitude deviation of the carrier-based aircraft in approach phase m

優(yōu)化方式平均偏差值最大絕對峰值偏差平均絕對峰值偏差優(yōu)化前-0.19971.58050.8246參數(shù)尋優(yōu)-0.13340.94930.6301參數(shù)尋優(yōu)和指令補(bǔ)償-0.12490.75050.5703

最后，對優(yōu)化后的縱向ACLS進(jìn)行綜合路徑跟蹤性能測試，仿真初始條件設(shè)為：進(jìn)場艦載機(jī)存在初始高度偏差，在著艦前35 s時加入幅值5 m的高度糾偏指令，在著艦前15 s時加入艦艉流擾動。對比縱向ACLS在優(yōu)化設(shè)計前、后的高度偏差響應(yīng)，如圖13所示。由此可知：盡管兩個著艦控制系統(tǒng)都能有效引導(dǎo)艦載機(jī)著艦，使艦載機(jī)通過前期調(diào)整快速消除高度偏差，進(jìn)入平穩(wěn)飛行狀態(tài)，但顯然優(yōu)化設(shè)計后的ACLS調(diào)節(jié)時間更短，超調(diào)更小。

圖13　艦載機(jī)高度偏差對比Fig.13　Comparison of carrier-based aircraft altitude deviations

5結(jié)論

論文針對ACLS優(yōu)化艦艉流抑制能力進(jìn)行設(shè)計，分別研究了隨機(jī)性擾和穩(wěn)態(tài)擾流分量的抑制和補(bǔ)償方法，得到結(jié)論如下：

1)擾流抑制可分類處理，對于固定規(guī)律的穩(wěn)態(tài)分量可采用指令補(bǔ)償?shù)姆绞竭M(jìn)行抑制，其余分量需采用控制器參數(shù)優(yōu)化設(shè)計的方式進(jìn)行抑制；

2)控制器參數(shù)尋優(yōu)要同時兼顧時域誤差最小和頻域邊界約束，才能獲得更好的綜合效果，并能與甲板運(yùn)動補(bǔ)償環(huán)節(jié)更好適配；

3)將參數(shù)的時、頻域綜合尋優(yōu)策略和穩(wěn)態(tài)擾流抑制的內(nèi)環(huán)指令補(bǔ)償疊加使用，可在完整擾流作用下實現(xiàn)很好的控制效果。

參考文獻(xiàn)：

[1]STEINBERG M. A fuzzy logic based f/a-18 automatic carrier landing system[C]//Navigation and control conference, AIAA. Washington, D.C., 1992: 407-417.

[2]HESS R K, URNES J M, MOOMAW R F, et al. H-dot automatic carrier landing system for approach control in turbulence[J]. Journal of guidance, control, and dynamics, 1981, 4(2): 177-183.

[3]HUFF R K, KESSLER G K. Enhanced display, flight controls and guidance systems for approach and landing[R]. Patuxent River, MD: Naval Air Test Center Report, 1991.

[4]URNES J M, HESS R K. Development of the F/A-18A automatic carrier landing system[J]. Journal of guidance, control, and dynamics, 1985, 8(3): 289-295.

[5]PRICKETT A L, PARKES C J. Flight testing of the F/A-18E/F automatic carrier landing system[C]//IEEE Proceedings aerospace conference. Big Sky, MT, 2001: 52606-52611.

[6]吉祥. 艦載機(jī)自動著艦軌跡控制技術(shù)研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2011: 49-58.

JI Xiang. The research on trajectory control of automatic carrier landing[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011: 49-58.

[7]滿翠芳, 江駒, 王新華, 等. 艦載機(jī)動力補(bǔ)償系統(tǒng)模糊邏輯設(shè)計技術(shù)[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2010, 42(5): 656-660. MAN Cuifang, JIANG Ju, WANG Xinhua, et al. Carrier-based aircraft approach power compensator system design based on fuzzy logic techniques[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2010, 42(5): 656-660.

[8]李冀北, 侯志強(qiáng). 自動著艦導(dǎo)引律設(shè)計及其參數(shù)優(yōu)化[C]//第20屆中國控制與決策會議. [S.l.], 2008.

[9]焦鑫, 江駒, 王新華, 等. 基于模型參考模糊自適應(yīng)的艦尾流抑制方法[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2013, 45(3): 396-401.

JIAO Xin, JIANG Ju, WANG Xinhua, et al. Air wake rejecting method based on model reference fuzzy adapting system control[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2013, 45(3): 396-401.

[10]朱齊丹, 孟雪, 張智. 基于非線性動態(tài)逆滑模的縱向著艦系統(tǒng)設(shè)計[J]. 系統(tǒng)工程與電子技術(shù), 2014, 36(10): 2037-2042.

ZHU Qidan, MENG Xue, ZHANG Zhi. Design of Longitudinal carrier landing system using nonlinear dynamic inversion and sliding mode control[J]. Systems engineering and electronics, 2014, 36(10): 2037-2042.

[11]SUBRAHMANYAM M B. H-infinity design of F/A-18A automatic carrier landing system[J]. Journal of guidance, control, and dynamics, 1994, 17(1): 187-191.

[12]Department of Defense Interface Standard. Flying qualities of piloted aircraft, MIL-HDBK-1797[S]. USA: Department of Defense, 1997: 686-689.

[13]董然. ACLS縱向內(nèi)回路控制系統(tǒng)研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工程大學(xué), 2013: 34-55.

DONG Ran. Research on the longitudinal inner loop configuration in ACLS[D]. Harbin: Harbin Engineering University, 2013: 34-55.

[14]邱兵. 艦載機(jī)自動著艦?zāi)：刂葡到y(tǒng)設(shè)計[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工程大學(xué), 2014: 21-31.

QIU Bing. The design of fuzzy control system for aircraft automation carrier landing[D]. Harbin: Harbin Engineering University, 2014: 21-31.

[15]RUDOWSKY T, COOK S, HYNES M, et al. Review of the carrier approach criteria for carrier-based aircraft[R]. NAW-CADPAX/ TR-2002/71. [S.l.]: Naval Air Warfare Center Aircraft Division, 2002.

[16]SIDAR M M, DOOLIN B F. On the feasibility of real-time prediction of aircraft carrier motion at sea[J]. IEEE transactions on automatic control, 1983, 28(3): 350-356.

本文引用格式：

張智, 李佳桐, 董然，等. 縱向ACLS對艦艉流抑制的優(yōu)化設(shè)計[J]. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報， 2016, 37(6): 802-811.

ZHANG Zhi，LI Jiatong，DONG Ran， et al. Optimal design of longitudinal automatic carrier landing system for carrier air wake rejection[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2016, 37(6): 802-811.

收稿日期：2015-04-28.

基金項目：國家自然科學(xué)基金項目(61104037, 61304060);國家國際科技合作專項(2013DFR10030);中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)(HEUCFX41304).

作者簡介：張智(1981-), 男, 副教授; 通信作者：李佳桐,E-mail：S313040175_ljt@hrbeu.edu.cn.

DOI:10.11990/jheu.201504065

中圖分類號：TP273，V212

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1006-7043(2016)06-0802-10

Optimal design of longitudinal automatic carrier landing system for carrier air wake rejection

ZHANG Zhi，LI Jiatong，DONG Ran，YUAN Xin

(College of Automation，Harbin Engineering University，Harbin 150001，China)

Abstract：Carrier air wake disturbance is one of the main factors contributing to carrier-based aircraft landing errors. As such, a powerful automatic carrier landing system must have a strong capacity to reject airflow. In this study, we examine the basic configuration of an automatic carrier landing system (ACLS) controller employed by USA F/A-18A fighter jets and design an optimal longitudinal control for use in a carrier-based aircraft model. For the random component of a carrier air wake, we use a genetic algorithm to perform an offline optimization of controller parameters considering both property indices in the time domain and security boundaries in the frequency domain. For the steady component of the carrier air wake, the formerly optimized parameters have been fixed , and we add a compensation command to the controller's inner loop to achieve an optimal suppression of full carrier air wake . We then verify the optimized flight control system through simulation. The results show that the proposed optimization scheme is feasible and effective. The optimized ACLS demonstrates better command response characteristics and robustness compared with the original system, thereby improving the landing accuracy of aircraft.

Keywords：carrier-based aircraft; carrier air wake; automatic carrier landing system(ACLS); genetic algorithm; security boundaries in frequency domain; compensation command

網(wǎng)絡(luò)出版日期：2016-04-21.

李佳桐(1990-), 女, 碩士研究生.