華藝欣，鄒泉，田海銘

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安710089）

自主空中加油（Aerial Autonomous Refueling，AAR）是在飛行過(guò)程中一架飛機(jī)向另一架或多架飛機(jī)（或直升機(jī)）轉(zhuǎn)輸燃油的活動(dòng)，其可以加大飛機(jī)航程及作戰(zhàn)半徑［1］、增加飛機(jī)的有效留空時(shí)間、提升飛機(jī)的有效載重。自出現(xiàn)起，就對(duì)提升飛機(jī)/直升機(jī)的作戰(zhàn)效能發(fā)揮了重大作用，現(xiàn)已成為有人駕駛飛機(jī)不可或缺的關(guān)鍵系統(tǒng)之一。

軟式空中加油又名軟管錐套式加油［2］，由于該方式對(duì)加受油機(jī)設(shè)備改裝要求較低，并且可滿足多種加油方式，研究軟管錐套式自主加受油更加具有普適意義。軟式AAR任務(wù)是十分艱巨而復(fù)雜的，一般分為會(huì)合、編隊(duì)、對(duì)接、加油、脫離5個(gè)階段［3-4］，因此控制系統(tǒng)需要建立完善的多模態(tài)控制律，輸入足夠精度的加受油機(jī)相對(duì)位置與姿態(tài)信號(hào)，在此基礎(chǔ)上才可設(shè)計(jì)出可精確控制飛機(jī)姿態(tài)與軌跡的控制律，以保證軟式AAR的順利進(jìn)行［5-6］。此外，軟式AAR過(guò)程中，加油錐套受到風(fēng)場(chǎng)的影響會(huì)產(chǎn)生一定幅度的擺動(dòng)，成為對(duì)接是否成功的關(guān)鍵性因素，因此需要對(duì)加油錐套進(jìn)行一定的跟蹤定位［7］。

軟式AAR在對(duì)接階段要求受油機(jī)與加油機(jī)保持相同的速度和航向，并保持固定的距離差和高度差，因此可以將自主加油的整個(gè)過(guò)程可以看作是一種特殊的具有末端約束的制導(dǎo)控制問(wèn)題。近年來(lái)，基于最優(yōu)控制、比例控制、非線性控制等對(duì)末端制導(dǎo)問(wèn)題進(jìn)行了深入的研究［8-10］，對(duì)軟式AAR的控制策略提供了很好的理論基礎(chǔ)。

國(guó)外尤其是歐美國(guó)家對(duì)自主空中加受油技術(shù)開(kāi)展了深入研究并進(jìn)行了飛行試驗(yàn)［11］，而國(guó)內(nèi)對(duì)自主空中加受油技術(shù)的研究，特別是針對(duì)自主加受油控制策略的研究尚處于起步階段。本文基于國(guó)內(nèi)外有人機(jī)空中加油相關(guān)程序，結(jié)合國(guó)內(nèi)有人機(jī)空中加油試飛經(jīng)驗(yàn)，開(kāi)展軟式自主空中加受油飛行策略研究，形成有針對(duì)性的軟式AAR各階段的飛行流程、控制策略及控制方法。以中型固定翼飛機(jī)K8飛機(jī)和某飛機(jī)為加受油平臺(tái)進(jìn)行仿真研究，采用PID控制方法建立一套完整的軟式AAR控制策略，充分考慮了加油過(guò)程中提前轉(zhuǎn)彎量等多種可能出現(xiàn)因素，為中國(guó)今后開(kāi)展相關(guān)方向地面閉環(huán)演示驗(yàn)證和飛行奠定重要的研究基礎(chǔ)。

1 軟式AAR試飛經(jīng)驗(yàn)

1.1 國(guó)外軟式AAR試飛經(jīng)驗(yàn)

國(guó)外發(fā)達(dá)國(guó)家特別是美國(guó)已經(jīng)完成了無(wú)人自主空中加受油試飛驗(yàn)證，其試飛內(nèi)容如表1所示。這些試飛程序、試飛方法和內(nèi)容對(duì)于中國(guó)無(wú)人機(jī)自主空中加受油策略的制定有著重要的參考價(jià)值。

表1 國(guó)外無(wú)人機(jī)自主空中加受油試飛內(nèi)容和程序Table 1 Content and procedure of test flight of foreign UAV with aerial autonomous refueling

1.2 國(guó)內(nèi)有人機(jī)空中加受油試飛經(jīng)驗(yàn)

國(guó)內(nèi)近年來(lái)針對(duì)多種機(jī)型進(jìn)行了空中加受油試飛，積累了豐富的有人機(jī)空中加油對(duì)接經(jīng)驗(yàn)，對(duì)加油對(duì)接中的幾個(gè)影響因素進(jìn)行了分析，并研究了相應(yīng)的處理措施。

1）加油機(jī)尾流場(chǎng)因素

①影響：加油機(jī)尾流是影響空中加油對(duì)接成功率的重要因素。加油機(jī)的尾部流場(chǎng)主要由加油機(jī)的機(jī)翼尾流、加油吊艙的擾動(dòng)流場(chǎng)、發(fā)動(dòng)機(jī)噴流等構(gòu)成。在加油機(jī)的機(jī)翼擾動(dòng)流場(chǎng)及加油吊艙的擾動(dòng)流場(chǎng)影響下，錐套有向上及向外側(cè)的運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)。

②處理措施：隨著加油機(jī)飛行高度增加，錐套下沉量會(huì)增加，相應(yīng)進(jìn)行受油機(jī)位置的變化；同樣隨著加油機(jī)飛行速度的增加，錐套下沉量減小。

2）受油機(jī)弓形波因素

①影響：受油機(jī)的頭部弓形波在對(duì)接的最后階段會(huì)使加油錐套遠(yuǎn)離飛機(jī)。弓形波效應(yīng)與加油錐套相對(duì)受油機(jī)的位置有關(guān)。當(dāng)錐套進(jìn)入受油探管0～3m范圍內(nèi)，錐套明顯有向外運(yùn)動(dòng)的現(xiàn)象，速度越大，這種機(jī)頭擾動(dòng)越明顯。

②處理措施：在受油探頭推進(jìn)到距錐套縱向0.5～3m距離時(shí)觀察錐套，如果沒(méi)有超出探頭對(duì)接范圍，可推油門(mén)使發(fā)動(dòng)機(jī)增加2% ～3%的轉(zhuǎn)速，提高飛機(jī)速度差，直至對(duì)接完成。

3）加受油機(jī)相對(duì)速度控制因素

①影響：加受油機(jī)相對(duì)速度過(guò)大過(guò)小都會(huì)造成空中加油的失敗。

②處理措施：在某殲擊機(jī)對(duì)接過(guò)程中，受油機(jī)加油門(mén)使發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速增加2% ～3%，形成0.5～2.5m/s的速度差，保持好目視的加油機(jī)位置關(guān)系，平穩(wěn)地向前推進(jìn)直至受油探頭和加油錐套完成對(duì)接。

4）有人機(jī)空中加油故障因素

飛行員目視觀測(cè)的有人機(jī)空中加油故障影響及應(yīng)急處置措施如表2所示。

表2 飛行員目視觀測(cè)的有人機(jī)空中加油故障及應(yīng)急處置措施Table 2 Manned vehicle aerial refueling fault by pilot visual observation and contingency measures

2 自主加受油策略

根據(jù)國(guó)內(nèi)外軟式自主空中加受油試飛經(jīng)驗(yàn)，制定了“有人-無(wú)人”與“無(wú)人-無(wú)人”自主加受油策略［12-13］。

2.1 “有人-無(wú)人”自主加受油策略

“有人-無(wú)人”自主加受油策略如圖1所示。根據(jù)ATP-56B中相關(guān)規(guī)定及國(guó)內(nèi)有人機(jī)空中加受油試飛經(jīng)驗(yàn)，“有人-無(wú)人”自主加受油采取對(duì)向飛行等高轉(zhuǎn)彎會(huì)合方式。自主加油高度和速度應(yīng)位于加受油機(jī)的飛行包線重疊區(qū)內(nèi)，且盡量接近兩者安全經(jīng)濟(jì)的包線范圍，遠(yuǎn)離各自的包線邊界，以便加受油機(jī)都有較好的操縱穩(wěn)定性和抗側(cè)風(fēng)能力。

1）（對(duì)向飛行）會(huì)合階段 首先加油機(jī)根據(jù)飛行計(jì)劃到達(dá)等待航線，以最省油的構(gòu)型和速度沿等待航線飛行；受油機(jī)到達(dá)會(huì)合起始點(diǎn)之前，將飛行速度調(diào)整到會(huì)合速度，調(diào)整受油機(jī)高度至預(yù)設(shè)的會(huì)合飛行高度；地面控制站接通監(jiān)視加油機(jī)的位置信息；受油機(jī)到達(dá)會(huì)合起始點(diǎn)后，航向?qū)?zhǔn)加油機(jī)待機(jī)航線入航邊直線飛行，加油機(jī)離開(kāi)等待航線，進(jìn)入會(huì)合航線；當(dāng)加受油機(jī)水平距離小于給定值（轉(zhuǎn)彎距離）時(shí)，加油機(jī)從轉(zhuǎn)彎控制點(diǎn)執(zhí)行出航轉(zhuǎn)彎至?xí)限D(zhuǎn)彎，待航向?qū)?zhǔn)入航邊之后改平完成會(huì)合轉(zhuǎn)彎；此時(shí)，加油機(jī)的飛行速度達(dá)到空中加油速度；當(dāng)兩者的水平距離逐漸減小到預(yù)定值時(shí)，受油機(jī)以給定航跡角爬升，繼續(xù)減速；在空中加油控制時(shí)間，加油機(jī)到達(dá)空中加油控制點(diǎn)。

2）編隊(duì)階段 編隊(duì)階段主要作用是調(diào)整雙機(jī)距離、相對(duì)速度以及高度差。編隊(duì)段完成后，受油機(jī)到達(dá)預(yù)對(duì)接位置并減速到空中加油速度，受油機(jī)開(kāi)啟近距精確導(dǎo)航系統(tǒng)。

3）對(duì)接階段 加受油編隊(duì)保持正常，地面站發(fā)送“對(duì)接”指令，受油機(jī)進(jìn)入“對(duì)接模式”，受油機(jī)以0.5～3m/s的相對(duì)速度到達(dá)對(duì)接位置。當(dāng)受油探頭距離錐套中心不大于0.5倍的錐套半徑時(shí)，進(jìn)入加油模式。

4）加油階段 保持雙機(jī)相對(duì)位置，受油機(jī)控制高度和滾轉(zhuǎn)、航向，保持姿態(tài)完成輸油。

5）脫離階段 完成加油后，受油機(jī)收油門(mén)，減速降高，完成脫離。

2.2 “無(wú)人-無(wú)人”自主加受油策略

有人機(jī)空中加油過(guò)程中，駕駛員需要頻繁操縱，負(fù)荷較大，控制精度并不理想。相比之下，無(wú)人機(jī)具備多種控制模態(tài)，如高度保持、航跡保持、滾轉(zhuǎn)保持、俯仰保持等，用以在執(zhí)行任務(wù)時(shí)多樣靈活的控制，在自動(dòng)執(zhí)行任務(wù)的過(guò)程中，高度、航跡、俯仰、滾轉(zhuǎn)等方面的控制精度均可以達(dá)到很好的效果，同時(shí)大大地減弱駕駛員的操作壓力。

此外無(wú)人機(jī)具有自主、遙控2種控制模式，各種模式對(duì)應(yīng)著特殊的使用需求。無(wú)人機(jī)的自主模式分為全自主和半自主模式；遙控模式可以分為人工和超控模式。不同控制模式下的操縱品質(zhì)差異巨大，對(duì)于加油過(guò)程的控制策略應(yīng)用也不同。

與“有人-無(wú)人”自主加受油策略相比，“無(wú)人-無(wú)人”自主加受油策略區(qū)別主要在會(huì)合階段，即采用同航線盤(pán)旋會(huì)合方式，策略示意圖如圖2所示。

圖1 “有人-無(wú)人”自主加受油策略Fig.1 Schematic diagram of“manned-unmanned”autonomous refueling strategy

圖2 “無(wú)人-無(wú)人”自主加受油策略Fig.2 Schematic diagram of“unmanned-unmanned”autonomous refueling strategy

在會(huì)合初始段，受油機(jī)可加速至最大速度以最大速度飛行，盡量減少會(huì)合時(shí)間，在末段，受油機(jī)則需提前減速直至與加油機(jī)速度匹配；無(wú)人加油機(jī)在會(huì)合控制點(diǎn)作盤(pán)旋飛行以等待受油機(jī)進(jìn)入加油航線，盤(pán)旋半徑取Rmin，速度相同；當(dāng)受油機(jī)到達(dá)會(huì)合控制點(diǎn)時(shí)，受油機(jī)切入盤(pán)旋區(qū)與加油機(jī)處于同一盤(pán)旋圓內(nèi)；受油機(jī)進(jìn)入盤(pán)旋后，加油機(jī)飛離盤(pán)旋區(qū)沿航線繼續(xù)飛行，受油機(jī)盤(pán)旋一圈后達(dá)到會(huì)合控制點(diǎn)飛離盤(pán)旋區(qū)，此時(shí)雙機(jī)位置為0～2πRmin，之后受油機(jī)以0.5～3m/s速度向加油機(jī)靠近。

2.3 兩種加受油控制策略差別分析

同航線會(huì)合方式中受油機(jī)跟隨加油機(jī)進(jìn)入盤(pán)旋航線，這種方式不需要實(shí)時(shí)判斷雙機(jī)位置，減輕了地面站工作負(fù)荷，提高了會(huì)合成功的安全性。但退出盤(pán)旋后兩機(jī)距離過(guò)長(zhǎng)（與盤(pán)旋坡度、速度有關(guān)），給編隊(duì)階段增加了較大難度，也極有可能超出空域限制。若對(duì)空域有嚴(yán)格要求，則不推薦這種會(huì)合方式。

同航線會(huì)合方式中加油機(jī)的盤(pán)旋坡度、速度決定了盤(pán)旋航線的半徑與周長(zhǎng)，也就直接影響了會(huì)合完成后進(jìn)入編隊(duì)時(shí)兩機(jī)相對(duì)位置、編隊(duì)時(shí)間與編隊(duì)距離。

對(duì)向會(huì)合方式不需要受油機(jī)進(jìn)入盤(pán)旋，但從會(huì)合起始點(diǎn)開(kāi)始就需要地面站實(shí)時(shí)監(jiān)控雙機(jī)位置、速度等，加油機(jī)在某一合適位置放棄盤(pán)旋，并按照預(yù)設(shè)半徑轉(zhuǎn)彎。這種方式對(duì)地面站提出了更高要求，但使兩機(jī)位置得到精確控制，大大縮短了兩機(jī)距離，同時(shí)也降低了雙機(jī)編隊(duì)的難度，提高了對(duì)接成功的可靠性。

3 控制律設(shè)計(jì)與仿真

設(shè)計(jì)自主加油控制結(jié)構(gòu)需要建立完善的多模態(tài)控制策略，以保證自主加油順利進(jìn)行。5個(gè)階段中，對(duì)接階段是核心，其對(duì)精度、安全和效率要求最高。解決好該階段的控制問(wèn)題是空中加油成功的關(guān)鍵［14-16］。此外，近距編隊(duì)飛行時(shí)必須考慮兩機(jī)間尾流場(chǎng)的氣動(dòng)影響，本文將加油機(jī)尾流場(chǎng)看作是等效的均勻風(fēng)場(chǎng)作用在飛機(jī)的質(zhì)心上，近似轉(zhuǎn)化成作用于受油機(jī)質(zhì)心的均勻等效風(fēng)速度和風(fēng)梯度。這部分不是本文的研究重點(diǎn)，在此不作贅述。

自主加受油控制系統(tǒng)采用經(jīng)典PID控制方法，自內(nèi)而外進(jìn)行反饋參數(shù)選擇。以K8飛機(jī)為受油平臺(tái)，選擇高度3 000 m、速度110 m/s狀態(tài)點(diǎn)，通過(guò)極點(diǎn)配置法得到各模態(tài)的反饋增益及前向增益，控制結(jié)構(gòu)如圖3所示。內(nèi)環(huán)增穩(wěn)回路負(fù)責(zé)改善飛機(jī)特性，調(diào)整阻尼比，對(duì)飛機(jī)縱向的升降舵控制中引入俯仰角速率q作為增穩(wěn)回路，橫向通過(guò)對(duì)方向舵引入滾轉(zhuǎn)角速率p以及航向角速率r作為控制增穩(wěn)內(nèi)回路。指令控制回路負(fù)責(zé)調(diào)整飛機(jī)姿態(tài)、航向、速度等，外環(huán)導(dǎo)引回路負(fù)責(zé)根據(jù)兩機(jī)狀態(tài)判斷當(dāng)前所處階段，從而為指令控制回路選擇合適的控制模態(tài)和期望參數(shù)［17］。本文所用部分符號(hào)代表的含義如表3所示。

圖3 自主空中加受油總控制結(jié)構(gòu)Fig.3 Total control structure of aerial autonomous refueling

表3 主要符號(hào)及含義Table 3 Main symbols and instructions

3.1 指令控制回路各模態(tài)控制律設(shè)計(jì)

軟式AAR要求受油機(jī)最終以相同的速度與航向到達(dá)期望位置，實(shí)現(xiàn)與加油機(jī)的自主會(huì)合。本文中，控制系統(tǒng)的增穩(wěn)內(nèi)回路設(shè)計(jì)中，采用傳統(tǒng)的PID 控制方法對(duì)各模態(tài)進(jìn)行控制律的設(shè)計(jì)［18-20］。其中，速度保持模態(tài)控制律為

式中：VIg為期望受油機(jī)速度；VI為受油機(jī)速度。

滾轉(zhuǎn)角保持模態(tài)控制律為

側(cè)偏保持模態(tài)控制律為

高度保持模態(tài)控制律為

兩機(jī)前后距離保持模態(tài)控制律為

以側(cè)偏、速度、高度保持模態(tài)為例，檢驗(yàn)這3種模態(tài)的具體性能和相互干擾情況，仿真結(jié)果如圖4所示。從仿真結(jié)果可以看出，在側(cè)偏控制、速度控制、高度控制3種模態(tài)的綜合控制下，可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的速度、高度、偏航角保持，并將飛機(jī)側(cè)偏調(diào)整到期望位置?？捎糜诩m正飛機(jī)側(cè)偏、保持飛行航線、調(diào)整受油機(jī)位置，調(diào)整過(guò)程側(cè)偏超調(diào)量不大于5%，適合于空中加油任務(wù)。其他模態(tài)控制律在此不再贅述。

圖4 側(cè)偏、速度、高度保持仿真曲線Fig.4 Simulation curves of side deflection，speed and height keeping

3.2 “有人-無(wú)人”自主加受油各階段導(dǎo)引律設(shè)計(jì)

由于中國(guó)對(duì)軟式AAR的研究尚處于起步階段，因此在本文中，只對(duì)“有人-無(wú)人”自主加受油各階段所涉及到的導(dǎo)引律進(jìn)行設(shè)計(jì)與仿真驗(yàn)證。

在軌跡跟蹤過(guò)程中，涉及到經(jīng)緯度坐標(biāo)與直角坐標(biāo)間的轉(zhuǎn)換關(guān)系為

式中：N為橢球面卯酉圈的曲率半徑；e為橢球的第一偏心率；B為大地緯度；L為大地經(jīng)度。

假設(shè)加油機(jī)在等待航線直線段縱向高度保持為3 km，橫向沿軌跡側(cè)偏保持為0，速度保持為110m/s勻速直線飛行。在等待航線轉(zhuǎn)彎階段，控制加油機(jī)以20°滾轉(zhuǎn)角平飛，轉(zhuǎn)彎半徑約為3700m，此時(shí)加油機(jī)縱向高度保持為3 km，橫向滾轉(zhuǎn)角保持為20°，速度保持為110 m/s。同時(shí)，控制受油機(jī)以110m/s的速度沿2 700 m的高度勻速直線飛行。

在軌跡跟蹤過(guò)程中，包含A、B、C三個(gè)位置間的待飛距d X解算、側(cè)偏距d Y解算與轉(zhuǎn)彎提前量d L計(jì)算，解算方式分別如圖5、圖6所示。計(jì)算公式為

式中：XPB為圖5中點(diǎn)P到點(diǎn)B的距離；XAB、YPB和YAB含義同理，此處不再贅述。

圖5 待飛距解算、側(cè)偏距解算示意圖Fig.5 Schematic diagram of fly distance solution and side deflection solution

圖6 轉(zhuǎn)彎提前量解算示意圖Fig.6 Schematic diagram of turning forward calculation

設(shè)當(dāng)前飛行速度為VI，轉(zhuǎn)彎給定滾轉(zhuǎn)角dφ為20°，由此轉(zhuǎn)彎半徑R滿足R=VI2/（g·tanφ），g為重力加速度。能夠得到轉(zhuǎn)彎提前量d L滿足d L=R/tan（Δψ/2）+2VI，2VI用于滾轉(zhuǎn)啟動(dòng)。

當(dāng)受油機(jī)到達(dá)會(huì)合起始點(diǎn)后，繼續(xù)控制受油機(jī)保持原狀態(tài)水平勻速直線飛行，加油機(jī)沿等待航線與受油機(jī)對(duì)向水平勻速直線飛行。當(dāng)兩機(jī)水平距離接近加油機(jī)轉(zhuǎn)彎距離12 km時(shí)，控制加油機(jī)以20°滾轉(zhuǎn)角轉(zhuǎn)彎，此時(shí)加油機(jī)縱向高度保持為3 km，橫向滾轉(zhuǎn)角保持為20°，速度保持為110m/s。當(dāng)加油機(jī)航向調(diào)轉(zhuǎn)180°后，沿編隊(duì)飛行航線直線飛行，此時(shí)加油機(jī)縱向高度保持為3 km，橫向沿編隊(duì)軌跡側(cè)偏保持為0，速度保持為110m/s。

待飛距解算、側(cè)偏距解算如圖5所示。轉(zhuǎn)彎提前量解算如圖6所示。

進(jìn)入編隊(duì)階段，控制加油機(jī)以110 m/s的速度在3 km高度下平飛。此時(shí)控制受油機(jī)縱向高度升高為加油機(jī)錐套所在高度（約為2 993m），橫向與加油機(jī)軌跡保持一定距離，側(cè)偏距離保持為20m，速度根據(jù)兩機(jī)的前后距離差給定，表達(dá)式為當(dāng)兩機(jī)前后相距50 m，保持一段時(shí)間后，進(jìn)入對(duì)接階段。加油機(jī)繼續(xù)勻速水平直線飛行，縱向高度保持為3 km，橫向沿軌跡側(cè)偏保持為0，速度保持為110m/s。受油機(jī)縱向追蹤加油機(jī)錐套高度（約2 993m），橫向追蹤錐套軌跡，與錐套運(yùn)動(dòng)軌跡側(cè)偏為0，速度接入兩機(jī)前后距離保持控制，根據(jù)兩機(jī)前后距離將兩機(jī)速度差限制在5～0.3m/s的范圍內(nèi)，速度表達(dá)式為

式中：Δx為加受油機(jī)在x方向上的距離差；Kv和Iv分別為比例系數(shù)和積分系數(shù)。

控制兩機(jī)距離縮小，直到兩機(jī)完成對(duì)接，進(jìn)入加油階段。

加油階段，加油機(jī)縱向高度為3 km，橫向沿加油軌跡控制側(cè)偏為0，速度為110m/s平飛。受油機(jī)縱向高度追蹤加油機(jī)錐套高度，橫向追蹤加油機(jī)錐套運(yùn)動(dòng)軌跡，保持側(cè)偏為0，速度和加油機(jī)速度一致，保持兩機(jī)相對(duì)位置固定。

脫離階段，加油機(jī)縱向高度保持為3 km，橫向沿軌跡控制側(cè)偏為0，速度保持110m/s平飛。受油機(jī)縱向控制高度降低到2 900m，橫向沿軌跡控制側(cè)偏為0，速度降低到105m/s，控制兩機(jī)脫離。自主空中加受油全過(guò)程仿真曲線如圖7所示。

三軸控制精度如圖8所示。從630 s開(kāi)始兩機(jī)進(jìn)入對(duì)接，為了消除側(cè)偏，對(duì)受油機(jī)滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行調(diào)整，從而對(duì)兩機(jī)高度差有所影響，但誤差很快被消除。在對(duì)接末段，三向跟蹤誤差均小于0.2m，可以滿足自主空中加油的任務(wù)要求。這說(shuō)明本文設(shè)計(jì)的控制策略合理可行，控制方法具有較強(qiáng)的抗干擾能力和較高的跟蹤精度。

圖7 自主空中加受油全過(guò)程軌跡仿真曲線Fig.7 Trajectory simulation curve of the whole process of aerial autonomous refueling

圖8 自主空中加受油全過(guò)程三軸跟蹤精度Fig.8 Three-axis tracking accuracy in the whole process of aerial autonomous refueling

4 結(jié)束語(yǔ)

本文在研究國(guó)外軟式AAR技術(shù)和國(guó)內(nèi)有人機(jī)空中加受油試飛經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，分別建立有人機(jī)/無(wú)人機(jī)自主空中加受油會(huì)合、編隊(duì)、對(duì)接等各階段進(jìn)入及退出策略。以K8飛機(jī)和某飛機(jī)為加受油平臺(tái)，建立了自主加受油控制律，并進(jìn)行仿真驗(yàn)證。結(jié)果表明，本文建立的控制策略合理可行，控制方法具有較強(qiáng)的抗干擾能力和較高的跟蹤精度。以此為基礎(chǔ)，為中國(guó)今后開(kāi)展該方向的地面閉環(huán)演示驗(yàn)證和飛行奠定重要的研究基礎(chǔ)。