软式自动空中加油对接控制技术研究

张颖 黄鹏 王启

摘  要：对接阶段的控制研究是软式自动空中加油控制技术的核心，它对精度、安全和效率的要求最高，解决好该阶段的控制问题是空中加油成功的关键。通过选择合适的受油机为对象，对软式自动加油的对接过程进行了数学建模，进而基于建立的数学模型对受油机进行了自动对接控制器的设计，最后，在MATLAB仿真环境中对设计的受油机对接控制器进行了仿真验证。仿真结果表明，在轻微大气湍流干扰下，设计的受油机对接控制系统能实现受油插头和加油锥套的精确跟踪与对接。

关键词：软式自动空中加油;加油锥套;对接;大气湍流

中图分类号：V249.1        文献标志码：A         文章编号：2095-2945（2019）11-0156-03

Abstract： The control research of docking stage is the core of soft automatic air refueling control technology， which requires the highest accuracy， safety and efficiency. solving the control problem in this stage is the key to the success of air refueling. By selecting the appropriate oil receiver as the object， the docking process of soft automatic refueling is modeled mathematically， and then the automatic docking controller of the oil receiver is designed based on the established mathematical model. Finally， the designed docking controller of the oil receiver is simulated and verified in MATLAB simulation environment. The simulation results show that the docking control system can realize the accurate tracking and docking of the oil receiving plug and the refueling cone sleeve under the slight atmospheric turbulence interference.

Keywords： soft automatic aerial refueling; refueling cone sleeve; docking; atmospheric turbulence

空中加油技術能够扩大作战飞机的攻击区域和延长战斗时间，使作战飞机的任务执行能力得到实质性提升，逐渐成为世界主要军事强国空中力量的基本功能之一。随着无人机进入作战序列，各军事强国开始着手于将空中加油技术应用于无人作战飞机，受油机在整个加油过程中不再由人工操纵，这使得在有限自主权限下的自动空中加油技术的概念应运而生。

自动空中加油技术相比于有人空中加油技术不仅能提升加油的效率，提高空中加油和对接的成功率，还能降低加油机、受油机机载飞行员和操作人员的相关技术要求。这一系列优势使得自动空中加油技术有着更深远的战略价值和意义，也必将受到各军事强国的广泛研究和发展。

1 软式自动空中加油技术简介

如图1所示，软式加油的加油设备主要由加油机吊舱释放出的软管及加油锥套以及受油探头组成。其中，软管长度与加油机机长相匹配，通常长16～30m，锥套呈漏斗状，且重量轻，上面装有机械自锁机构，受油探头一般在受油机机头安装。

整个软式空中加油的过程被划分为以下6个阶段[1]：（1）会合阶段：首先加油机在一定的空域盘旋等待并放下软管，无人受油机接收加油指令飞到加油初始点（此位置一般为在加油机后方1mile（约1068m），下方1000ft处）完成与加油机的会合。（2）加入阶段：受油机完成与加油机的会合后从左侧加入加油机，到达观察位置，在加油机左翼外侧进行梯形编队。（3）预对接阶段：继而加油机保持匀速直线飞行，在观察位置等待的受油机接到加油命令后尾随加油机到达加油机软管之后的预对接位置。（4）对接阶段：受油机从预对接位置开始慢慢加速，靠冲力将受油探头插入锥套，顶开加油管末端的单向活门，和加油设备成功相连。（5）加油阶段：加受油设备对接成功后燃油便自动输送至受油机，此过程加油机受油机保持相对位置不变，一起沿着加油线紧密编队飞行。（6）脱离阶段：加油结束后，受油机将减速，当速度差达到一定时，锥套和探头就会自动脱离，燃油输送自动切断，受油机从加油机右舷外侧离开，并在加油机的右翼外侧进行重组，仍然成梯形编队形式。加油机则沿大航线盘旋，等待其他受油机切入加油航线进行会合加油。

2 对接过程的数学建模

在软式自动空中加油的6个阶段中，对接阶段的控制研究是软式自动空中加油控制技术的核心，这个阶段对加受油机的速度差与高度差都有严格的规定，对精度、安全和效率的要求最高，为了研究对接阶段的控制问题，首先对此阶段进行数学建模。整个对接过程包含加/受油机、软管锥套组合体三个主要的复杂空中加油系统。此外，还有各种气流干扰等复杂的流场环境。为了便于研究，将对接段简化为受油机追踪并捕获动态锥套的过程，因此主要对受油机动力学模型、锥套运动模型、大气紊流模型等进行简化和建模分析。

2.1 受油机数学建模

由于空中加油对接过程中的受油机运动变化范围很小，对接运动符合小扰动理论，故受油机的动力学特性可以采用以下纵向和横航向线性小扰动模型描述

2.2 大气湍流模型

在软式自动空中加油的受油机飞行控制系统的设计中，采用的湍流模型是常用的Dryden湍流模型，该模型由有人驾驶飞机的飞行品质的军事规范MIL-F-8785C给出，是基于一个由速度范围界定的随机过程

2.3 锥套数学建模

在自动空中加油过程中，加油机的加油锥套是受油机需要跟踪和精确对接的对象，因此，必须建立加油锥套的动态模型，以进行软式自动空中加油的飞行控制系统和仿真验证。

为了描述锥套的动态特性，将加油锥套模拟为一个三自由度弹簧质量阻尼器系统，对锥套进行简化的线性建模。参考飞行试验中加油锥套的运动情况，在选定合适的刚度和阻尼系数的条件下，建立加油锥套的数学模型，可以将其描述为状态空间方程的形式：

3 对接控制系统设计

整个控制过程的位置关系示意图如图2所示，各位置定义如下[2]：

初始跟踪位置：受油机在观察位置进行梯形编队后，等待加油命令进入机尾的初始跟踪位置，受油机在此等待加油任务开始。

预对接位置：此位置受油机可以根据锥套飘摆程度预判对接成功率，决定是否继续进行对接。从该位置以后，受油探头追踪目标转换为锥套实際实时位置。

对接位置：该位置固连于锥套。当受油插头位于锥套半径范围内时对接成功率就可达90%以上。

保持位置：由于在对接成功后，加油软管必须由全拖曳位置向后回收一定长度才能开始燃油传输，因此燃油传输时的保持位置位于对接锁定瞬间锥套位置的正前方3米处。

为实现上述控制过程，需要避免碰撞并防止过大的跟踪误差，可预先设计初始跟踪位置到对接位置的平滑参考轨迹，以确保对接飞行安全和相对对接轨迹的平滑过渡。平滑参考轨迹主要分两段进行设计：从初始跟踪位置到预对接位置，控制系统主要控制受油机完成侧向和垂向的纠偏，在飞行方向对准锥套;从预对接位置到对接位置，控制系统主要控制受油探头利用一定的速度差冲入锥套，完成探头与锥套的对接。

基于对接过程的数学建模，针对某型飞机作为受油机设计的加油对接控制器结构图如图3所示。首先，由视觉导航系统测量出加油锥套和受油机之间的相对位置Y-Yd，作为控制器的参考输入信号，然后经过理想轨迹生成模块，实时计算出受油机的理想对接轨迹.并将估计值输入受油机的跟踪控制器，通过全状态反馈控制受油机跟踪期望的理想对接轨迹，最终使受油探头和加油锥套实现精确对接。

4 对接控制器应用于某型全量模型的验证

设定对接的情形为：在海拔5000米处，受油机与加油机具有相同的飞行速度且航向一致，都以98m/s的空速保持平飞状态。此时，受油机启动自动对接模式，导航系统切换为视觉/GPS组合导航，其传感器捕捉到加油锥套位于受油探头前方20米，上方10米，侧向偏右10米处。

设置大气湍流均方根值（RMS）动荡幅度为中等湍流：？滓u=1.5，？滓v=？滓w=1.8，图4是中等湍流干扰下小扰动模型追踪锥套的轨迹图。

由图6可知，最终受油探头与加油锥套相对位置趋于0，探头能成功捕获锥套，且受油机较加油机的相对速度小于1.5m/s，满足对相对速度的控制要求，同时受油机迎角和侧滑角的变化幅度均很小。

对接过程同样在轻微湍流和重度湍流情形下进行了仿真验证，由于篇幅有限，这里不再进行赘述。在轻微湍流下的仿真结果表明受油探头和锥套能实现完美对接，在重度湍流干扰下对接控制器未能实现受油探头和锥套的对接，这表明在重度湍流干扰下对接控制器失效。

5 结束语

（1）通过对加受油机的对接过程进行简化建模，并基于模型对某型受油机进行对接控制系统的设计。由小扰动模型的仿真结果可知，受油机的舵偏和油门杆幅值均在受油机本身的有效幅值范围内，受油机相对加油机的对接速度满足控制要求，最终受油探头与加油锥套相对位置趋于0，探头能成功捕获锥套。这证明设计的空中加油对接控制器是有效的。（2）对接控制器仅能控制受油探头在轻微和中等大气湍流干扰下受油探头和锥套的对接，在重度湍流干扰下对接控制器失效，因此建议软式自动空中加油仅在轻微或中等大气湍流下进行。

参考文献：

[1]NATO Standardization Agency，ATP-56（B）.air to air refueling[S].U.S.：NATO Standardization Agency，2010.

[2]王海涛，董新民.空中加油动力学与控制[M].北京：国防工业出版社，2016.

[3]张颖.自动空中加油技术研究[D].中国飞行试验研究院，2017.

[4]Yoshimasa Ochi，Takeshi Kominami.Flight Control for Automatic Aerial Refueling via PNG and LOS Angle Control[C]. San Francisco，California：AIAA 2005.

[5]Brian S.Burns，Paul A.Blue，Michael D.Zollars.Automomous Control for Automated Aerial Refueling with Minimum-time Rendezvous[C].AIAA Guidance，Navigation and Control Conference，South Carolina，Hilton Head：AIAA 2007.