一种航空器自动规避逃逸路径的预测控制方法与流程

本发明设计航空控制技术领域，尤其是航空中应用的自动近地防撞类系统中涉及的一种规避逃逸路径的预测控制方法，此类系统包括但不限于自动近地防撞系统、空中自动防撞系统、近地告警系统、地形感知与告警系统等具体产品。

背景技术：

自动近地防撞系统(autogroundcollisionavoidancesystem,简称auto-gcas)提高飞机飞行安全性，减小可控飞行撞地事故(controlledflightintoterrain，简称cfit)的航空电子系统。其核心是基于基于飞机的动力学特性，根据飞机当前状态信息，实时解算并预测飞机的飞行轨迹；利用机载数字地形数据，并根据飞机的飞行轨迹，通过地形扫描算法，实时解算出预计的撞地区域；通过撞地评估算法解算，将飞行轨迹与预计的撞地区域进行比对；在满足撞地评估阈值时，立即向飞控系统发出地面防撞的请求；在无驾驶员超控的情况下，触发飞机改平、拉起的机动，以确保飞行安全；同时，向驾驶舱显控系统发出地面防撞的告警信息。能够在飞行员高过载意识丧失或方位迷失等极端情况下，降低cfit发生率，主要应用于高速飞行、大机动低空作战任务的航空器。

auto-gcas在国内尚属于新技术，在国外已开展多年研究，并应用于航空器，对飞行安全起到了重要作用。美国lockheedmartin航空公司是全球主要的自动近地防撞系统设备的研发生产商。最新资料表明，2014年实现了美空军f-16战机的全面装配。同时，据美国空军飞行实验室(afrl)2006年发布的题为“fight/attackautomaticcollisionavoidancesystemsbusinesscase”报告中指出，auto-gcas系统可以有效防止98％的cfit发生，结合过去的航空器/攻击机的事故发生率，仅f-16型战机就可以降低$614,690,761的经济损失。发展auto-gcas系统具有重要的战略和经济意义。

auto-gcas的虚警率以及系统的有效性极大程度上取决于规避逃逸路径预测控制的准确性和有效性，目前国内外针对飞机轨迹的预测都只针对飞机飞行纵向通道或者是简化的质点模型进行预测控制算法的设计，不能全面的反映飞机的全状态特性。纵向通道模型忽略了横侧向通道对于飞机飞行轨迹的影响，而简化的质点模型则未考虑飞行姿态角的变化。

然而，对于航空器这类速度高、机动性强的航空器而言，姿态角的变化直接关乎机动动作，高速度的条件下较小的横测向因素也会给飞行轨迹带来极大的影响。因而，发现一种可以全面考虑飞机各个状态特性，又可以分阶段对飞行轨迹进行控制的预测控制方法，对于提高规避逃逸路径的准确性和有效性，降低auto-gcas的虚警率，提升航空器飞行安全性有着十分重大的意义。

技术实现要素：

本发明公开了一种航空器自动规避逃逸路径的预测控制方法，航空器的自动近地防撞系统需要在飞机飞行过程中，在设定的时间周期内(如40毫秒)，基于航空器的惯性导航系统、大气数据系统以及飞控系统等飞行管理系统提供的当前状态和位置等信息数据，基于分阶段建立的非线性飞行运动模型以及依据不同阶段不同机动指令设计的飞行控制器，对航空器当前状态条件进行未来一段短时间内(如5秒)的自动规避逃逸路径的预测控制，采用分阶段的飞行运动模型设计可以全面考虑到飞行的状态特性，同时分阶段的机动指令控制设计可以确保航空器的规避逃逸路径与系统设计要求的匹配度。

本发明提供了一种航空器自动规避逃逸路径的预测控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤a：从航空器的惯性导航系统、大气数据系统以及飞控系统等飞行管理系统采集飞机的当前状态和位置等信息数据；

步骤b：对步骤a采集到的信息数据进行预处理，转变为步骤c所适用的数据格式；

步骤c：根据分阶段建立的非线性飞行运动模型以及依据不同阶段不同机动指令设计的飞行控制器，结合步骤b提供的状态数据信息，依序进行各个阶段的算法解算，当前步长的状态计算结果作为下一步长的状态输入量，直至单个预测周期解算结束；

步骤d：待步骤c的单周期算法解算结束后，重复步骤a至步骤c，每个步骤c输出的结果即为航空器当前状态下的自动规避逃逸路径的预测控制结果。

进一步的，所述步骤a中的飞行状态及位置等信息数据包括了卫星定位系统或者惯性导航设备所提供的经度、纬度、航迹倾角、地速等数据；大气数据计算机所提供的气压高度、真空速以及温度等数据；以及航向姿态计算设备所提供的姿态角及姿态角速率数据；发动机油门杆提供的飞机当前推力数据。

进一步的，所述步骤b中的数据预处理即为机载系统所提供的数据信息不一定与飞机模型所需信息一致，则需要根据他们之间的相互关系进行转换。其中，惯性导航系统提供的经度、纬度和高度信息基于地球球面坐标系下的飞机位置表示方法，而所建立的飞机模型中关于位置信息的计算则是基于地面坐标系的，因此，需要将他们都转换至地球直角坐标系下，转换处理公式如下：

进一步的，所述步骤c中的分阶段建立的非线性飞行运动模型分为四个阶段：全状态阶段、横滚改平阶段、快速拉起阶段和等角度爬升阶段。不同的运动阶段对应着不同的飞行运动模型。另外，针对横滚改平阶段和快速拉起阶段进行不同机动控制设计，其中横滚改平阶段的控制目标是使滚转角保持在目标角度φc；快速拉起阶段的控制目标是使飞机的俯仰角改变保持在目标角度θc。

进一步的，所述步骤c中的四个阶段的飞行运动模型是基于如下六自由度十二状态的全状态模型进行不同阶段的方程简化得到，详细的内容在具体实施方式中进一步说明，其中，第一阶段全状态阶段的飞行运动模型如下：

全状态的力方程组如下所示：

其中，u,v,w为飞机速度在机体坐标系x,y,z轴上的分解量，fx,fy,fz为对应轴向的合力，p,q,r分别对应滚转、俯仰和偏航角速率。

全状态的力矩方程组如下所示：

其中，p,q,r分别对应滚转、俯仰和偏航角速率，mx为滚转力矩，my为俯仰力矩，mz为偏航力矩,ix,iy,iz,ixz为转动惯量及惯性积，设定为飞机构型参数输入值。

全状态的运动方程组如下所示：

其中，φ,θ,ψ分别对应滚转、俯仰和偏航角，p,q,r分别对应滚转、俯仰和偏航角速率。

全状态的导航方程组如下所示：

其中，分别为地面坐标系下各轴的位置变化率。

进一步的，所述步骤c的对横滚改平阶段以及快速拉起阶段的控制设计如附图3和附图4所示，其中各项控制参数均依照各航空器的特性可调。

进一步的，所述步骤d的关于步骤a至c的重复周期为可调参数，与算法的复杂度以及计算载体的主频特性有关，本发明中设定的值为50毫秒。

本发明的航空器自动规避逃逸路径的预测控制方法，能够实现飞行逃避路径的准确预测，同时考虑各个通道的状态变化以及飞行姿态的改变，为航空器的告警类系统提供精准的预测路径输入，降低系统虚警率，减轻了飞行员的操作负荷，又提升了飞行员的操作信心，充分发挥航空器的作战效能，与飞行管理系统、飞行控制系统等机载系统相结合，全方位保障航空器飞行安全。

附图说明

以下将结合附图对本发明作进一步的说明。

图1图示了根据本发明的实施例的自动规避逃逸路径的预测阶段示意图。

图2图示了根据本发明的实施例的自动规避逃逸路径的预测控制方法单周期模式切换流程图。

图3图示了根据本发明的实施例的横滚改平阶段控制器的功能原理结构图。

图4图示了根据本发明的实施例的快速拉起阶段控制器的功能原理结构图。

具体实施方式

以下通过较佳实施例对本发明的技术方案进行说明，但下述实施例并不能限制本发明的保护范围。

本发明所提供的航空器自动规避逃逸路径预测控制方法以软件的形式内置于飞行器上的任一具有数据采集、处理，输出和存储功能的任一装置，如近地告警设备、飞行控制系统、飞行管理系统，综合环境监测系统等航电设备。此外，本发明提供的自动规避逃逸路径预测控制方法不仅可用于航空器，也可应用于无人机等具有近地防撞保护需求的航空器。

附图1为根据本发明的一个实施例形成的自动规避逃逸路径的预测阶段示意图。本发明所述方法在每个单周期内单步长按照图1所示的顺序按序进行各阶段的规避路径预测控制，为全状态阶段接入横滚改平阶段，横滚改平阶段接入快速拉起阶段和快速拉起阶段末端的状态维持进入到等角度等速爬升阶段，仅改变飞机的位置状态。

附图2为根据本发明的一个实施例形成的航空器自动规避逃逸路径的预测控制方法单周期模式切换流程图。具体详细的说明了各个阶段直接的流转关系以及判断条件。附图3为根据本发明的一个实施例形成的横滚改平阶段控制器的功能原理结构图。附图4为根据本发明的一个实施例形成的快速拉起阶段控制器的功能原理结构图。下面结合附图1、附图2、附图3和附图4，说明本发明的方法。

参照图1和图2，自动规避逃逸路径的预测控制方法单周期模式中的全状态模式、横滚改平模式、快速拉起模式和爬升模式四个阶段。其中，不同模式下所解算的运动学方程和动力学方程也有所差异，现在上文的基础上，详细列出具体的路径预测方程。

其中，全状态模式是为了解决系统延迟等不确定因素采取的基于航空器的初始飞行状态数据进行无机动控制下的自由飞行轨迹解算，具体的运动状态方程如下所示：

横滚改平模式是在规避机动启动点开始首先对航空器进行机翼滚转改平至水平位置，为下一阶段的纵向快速拉起模式作准备。考虑到横滚改平机动的瞬时性，此模式下，仅考虑滚转角和偏航角的变化，不考虑俯仰角的变化,俯仰角速率为零。具体的运动状态方程如下所示：

快速拉起模式是在航空器机翼滚转改平至水平位置时开始执行的纵向快速拉起机动。此模式下，保持滚转角为零和偏航角不变，即滚转角速率和偏航角速率为零，计算俯仰角及其他状态量的变化。具体的运动状态方程如下所示：

2-d爬升模式是在规避机动俯仰角快速拉起至目标值后执行等角度爬升机动。此模式下，控制保持爬升角和爬升速度不变，仅考虑航空器的位置变化。具体的运动方程如下所示：

参照图2，自动规避逃逸路径的预测控制模块的初始输入信号是从飞行管理模块采集算法所需的航空器当前飞行数据，该类数据包括了卫星定位系统或者惯性导航设备所提供的经度、纬度、航迹倾角、地速等数据；大气数据计算机所提供的气压高度、真空速以及温度等数据；以及航向姿态计算设备所提供的姿态角及姿态角速率数据。首先，在接收到采集数据时，需要对数据进行转换，包括以下：

对于所提供气流坐标系下的空速可通过坐标系变换转换为机体坐标系下的三轴速度量，具体转换公式如下所示：

将地球直角坐标系下的位置信息转换为以经度longitude(λ_rad)、纬度latitude(l_rad)和高度altitude(h_m,h＝h+re)表示的位置信息，具体转换公式如下所示：

导航方程组解算获得的飞行位置是地面坐标系下的三轴分量表示，为了方便后续模块的使用以及飞行轨迹的分析，首先需要将地面坐标系下的位置分量通过坐标转换公式转换至地球直角坐标系下，具体的计算公式如下所示：

参照图2，在自动规避逃逸路径预测的第二阶段和第三阶段引入了机动控制项，通过目标指令及飞行状态的控制改变飞机舵偏角，从而达到改变飞机飞行状态，实现规避机动。其中，第二阶段根据目标滚转角指令进行横滚改平机动控制，第三阶段根据目标俯仰角指令进行快速拉起机动控制，具体的控制系统框图3和图4所示。

在附图3中，横滚改平机动控制通过对比第二阶段解算得到的实际滚转角与设定的目标滚转角的误差值，引入pid反馈控制，同时加入滚转角速率的控制量，调整控制参数，使得飞机的滚转角能够在规定时间内达到稳态。同时考虑横滚改平同时偏航角速率对飞行路径的影响。

在附图4中，快速拉起机动控制则是通过对比第三阶段解算得到的实际偏航角与设定的目标俯仰角之间的差值，引入pid反馈控制，同时加入偏航角速率的控制量，调整控制参数，使得飞机的偏航角能够在规定时间内达到稳态。

根据已知航空器的构型特征参数、气动参数以及从惯性导航系统、大气数据系统以及飞控系统等飞行管理系统采集到的飞机当前状态和位置等信息数据，可以确定航空器所受力及力矩，结合飞行控制系统的控制律和分阶段的飞行运动模型，通过对多状态微分方程的数值求解，即可获得自动规避逃逸路径的预测轨迹，如附图1所示，将预测的自动规避逃逸路径转换至二维平面与地形扫描功能模块生成的二维地形包线进行实时匹配，同时加入防撞评估环节，已达到防撞系统的预测性，为飞行员在危险时刻提供告警提示，提升飞行安全。

值得说明的是，上述描述是基于发明的具体实施例而进行的，尽管参照较佳实施例在本发明进行了详细描述，但本领域的技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围。