飞行控制翻译.docx

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飞行控制翻译

Anewnonlinearguidancelogic,thathasdemonstratedsuperiorperformanceinguidingunmannedairvehicles（UAVs）oncurvedtrajectories,ispresented.Thelogicapproximatesaproportional-derivativecontrollerwhenfollowingastraightlinepath,butthelogicalsocontainsanelementofanticipatorycontrolenablingtighttrackingwhenfollowingcurvedpaths.Themethodusesinertialspeedinthecomputationofcommandedlateralaccelerationandaddsadaptivecapabilitytothechangeofvehiclespeedduetoexternaldisturbances,suchaswind.FlighttestsusingtwosmallUAVsshowedthateachaircraftwascontrolledtowithin1.6metersRMSwhenfollowingcircularpaths.Thelogicwasultimatelyusedforairrendezvousofthetwoaircraft,bringingthemincloseproximitytowithin12metersofseparation,with1.4metersRMSrelativepositionerrors

一种新的非线性导航理论被提出了，它在无人飞行器在弯曲轨迹飞行的运用中表现出了优良性能。

当直线飞行时，这个理论接近于一个比例微分控制器，但是，这个理论包含了一个预期控制的元素，使飞行器紧紧跟随曲线路径。

该方法把惯性速度运用于command横向加速度的计算（commandlateralacceleration）并且增加了针对由于外部干扰（例如风）而引起飞行器的速度变化的自适应能力。

使用两架小型无人飞行器的飞行试验表明：

当以圆形轨迹飞行时，飞行器将被控制在1.6米以内时。

该理论最终运用于飞行器的空中交会，使飞行器之间保持在接近12米的距离内，允许1.4米的相对误差

Nomenclature术语

VVehiclevelocity

飞行速度补偿速度

L1Alinedefinedfromvehiclepositiontoareferencepointonadesiredtrajectory

在预定轨迹中，定义前飞行位置到参考点的的直线（距离？

）

ηAnglecreatedfromVtothelineL1（clockwisedirectionispositive）

速度方向V与我们的L1直线的方向的夹角（顺时针方向为正）

ascmdAccelerationcommandsidewaysi.e.perpendiculartovehiclevelocity

direction

侧向加速度，垂直于飞行器的速度方向

dCross-trackerror

交叉航迹误差

RRadiusofcircleorcircularsegment

圆或则圆弧的半径

LLyapunovfunction

李亚普诺夫函数

I.Introduction

1介绍

Twoapproachescanbeconsideredfortheproblemoftrajectorytracking.Onemethodseparatesthevehicleguidanceandcontrolproblemsintoanouterguidanceloopandaninnercontrolloop.Theinnerloopcontrolsthevehicletofollowaccelerationcommandswhicharegeneratedbytheouterloop.Simplestrategies,

basedongeometricandkinematicproperties,aretypicallyusedintheouterguidanceloop.Thealternativemethodusesanintegratedapproachwhereintheinnerandouterloopsaredesignedsimultaneously.Inthiscase,anumberofmoderncontroldesigntechniquescanbeapplied,suchasrecedinghorizon[1],differential

fatness[2,3]andneuralnetworkbasedadaptivecontrols

我们有两套可以考虑的关于轨迹跟踪问题的方法，一种方法就是将飞行器引导和控制的问题分为外引导回路和内控制回路。

内引导回路控制飞行器跟随由外控制回路产生的加速度。

基于几何和运动特性的简单策略通常被运用于外引导回路。

另一种方法是应用集成手段将内外集成一体，其中内外控制回路是同时设计的。

在这种情况下，一些现代的控制设计技术可以被应用，如：

滚动优化，differentialfatness，神经网络的自适应控制。

Inmostactualflightapplicationstheseparateinnerandouterloopapproachismorecommonlytakenbecauseitisusuallysimplerandwell-establisheddesignmethodsareavailableforinnerloopvehiclecontrol.Linearcontrollersarecommonlyusedfortheouterloopguidanceofanaircraft.Typically,proportionalandderivative（PD）controllersareusedonthecross-trackerror,whichisthelateraldeviationfromadesiredflightpath.Ifthedesiredtrajectorypathissimilartoastraightline,thenthissimplestrategywillprovidereasonablygoodouterloopperformance.However,whentasksrequiretighttrackingofcomplexcurvedpaths,linearfeedbackonthecross-trackerrormaynotprovidesatisfactoryperformance.Theguidancelogic

presentedinthispapercontainsananticipatorycontrolelementwhichovercomestheinherentlimitationoffeedbackcontrolinfollowingcurvedpaths.

在大多数实际飞行应用中，单独的内或外控制回路方法是比较常用的，因为这样通常是比较简单的，而且对内回路的飞行器的控制是一个非常有效的设计方法。

线性控制器通常用于飞机的外环制导控制。

通常情况下，比例以及它的衍生（比例微分）控制器被用于交叉误差的跟踪，交叉误差就是偏离于期望飞行路径的横向偏差。

如果期望的轨迹路径近似一条直线，那么这个简单的策略将提供非常好的外环控制性能。

然而当我们需要精确跟踪复杂弯曲的路径时，基于交叉轨迹跟踪的线性反馈不能提供令人满意的性能。

在本文中提出的制导理论包含了一种预期控制的元素，它克服了在跟随弯曲路径的反馈控制的固有限制。

Thereareseveralterminalphaseguidancelawsforshort-rangetacticalmissilesthatcanbeusedtodotrajectoryfollowingbyusinganimaginarypointmovingalongthedesiredflightpathasapseudotarget.Ofthese,proportionalnavigationgenerallyprovidesthebestperformance,withlesscontroleffort,inconstantvelocityintercepts,anditiswidelyacceptedasthepreferredmethodofguidance[5{7].Thetrajectoryfollowingguidancelogicpresentedinthispaperwasmotivatedbythisproportionalnavigationmethod.Animportantelementintheproportionalnavigationistheuseofthechangeintheline-of-sightbetweenamissileandatarget.Asimilarfeatureisalsofoundinthetrajectoryfollowingguidancelogicbetweenavehicleandapseudotargetonadesiredpath.Animportantdi®erencebetweenthetwomethodsisthat,unliketheproportionalnavigation,thespeedofthepseudotargetisnottakenintoaccountinthetrajectorytrackingguidancelogic.AdetaileddiscussionontherelationshipofthetrajectoryfollowingguidancelogictoproportionalnavigationisprovidedinSectionII-B.

有几种末端引导规律的短程战术导弹，他被使用在轨迹跟踪中，具体方式是通过使用一个假想的沿着期望的飞行路径飞行的点作为伪目标。

其中，比例引导一般提供了最好的性能，在等速拦截中需要的控制力度更小，这种比例引导方法被广泛地认可为制导的首选方法。

本文提出的轨迹跟踪引导理论源于这个比例引导方法。

在比例引导中一个关键元素就是导弹与目标之间瞄准线变化的使用。

相似的特点也出现在飞行器与在期望路径上的假想目标之间的轨迹跟踪理论中。

两种方法有一个非常大的不同之处，与比例引导不同的是，在轨迹追踪引导理论中伪目标的速度是不被考虑的。

轨迹跟踪引导理论与比例引导理论的关系我们将在第二部分的B篇进行详细的讨论。

SectionIIintroducestheguidancelogicanddescribesrelatedproperties.Whiletheguidancelogicdevelopedhereissimpleandeasytoapply,itisshowntohaveanumberofbenefitsoverlinearapproachesforcurvedpaths.First,itcontainsproportionalandderivativecontrolsoncross-trackerror.Second,ithasanelementofanticipationfortheupcominglocaldesiredflightpath.Thispropertyenablestighttrackingoncurvedflighttrajectories.Third,itusesinstantaneousvehiclespeedinthealgorithm.Thiskinematicfactoraddsanadaptivefeaturewithrespecttochangesinvehicleinertialspeedcausedbyexternaldisturbancessuchaswind.

第二部分介绍引导理论并叙述相关属性。

然而发展到现在，制导理论已经可以简单容易的应用了，它被证明有很多优于对曲线路径的线性控制方法。

首先，它包含了在交叉跟踪中的比例和微分控制。

其次，它有一个预算的元素，预期将要来的本地期望飞行路径。

这个属性可以使他紧紧跟随曲线飞行轨迹。

最后，它在算法中采用了瞬时的飞行速度。

这个运动因素增加了自适应功能，用于调节由于外部干扰（例如风）引起的飞行器固有速度的变化

Thealgorithmiseasilyimplemented,andflighttestresultsshowingexcellenttrackingperformancearegiveninSectionIII.Theproposedguidancelogicwasimplementedintwounmannedairvehicles（UAVs）intheParentChildUnmannedAirVehicle（PCUAV）Project[8,9]atMIT,underthesponsorshipofDraperLaboratory.

该算法易于实现，飞行测试中所表现出来的优良跟踪性能将在第三部分讲解。

在麻省理工的赞助下，在Draper实验室中，该引导理论提案在两个无人飞行器中应用测试。

II.TheNewGuidanceLogic

Theguidancelogicpresentedinthispaperselectsareferencepointonthedesiredtrajectory,andgeneratesalateralaccelerationcommandusingthereferencepoint.

本文提出的引导理论在预期轨迹上选择一个参考点，并且用这个参考点产生一个横向加速度指令。

.—Thereferencepointisonthedesiredpathatadistance（L1）forwardoftheLateralAccelerationCommand—Thelateralaccelerationcommandisdeterminedby

（1）

Twopropertiesoftheguidanceequationaresignificant.

1.ThedirectionoftheaccelerationdependsonthesignoftheanglebetweentheL1linesegmentandthevehiclevelocityvector.Forexample,iftheselectedreferencepointistotherightofthevehiclevelocityvector,thenthevehiclewillbecommandedtoacceleratetotheright,whichisthecaseinFigure1.Inotherwords,thevehiclewilltendtoalignitsvelocitydirectionwiththedirectionoftheL1linesegment

加速度的方向取决于L1线段和飞行器速度矢量的夹角，例如，如果选定的参考点是在飞行器的速度矢量右边，这个飞行器将被控制向右加速，这就是图1所示情况，换句话说，飞行器将会调整其速度方向，使其速度方向与L1直线方向对齐。

2.Ateachpointintimeacircularpathcanbedefinedbythepositionofthereferencepoint,thevehicleposition,andtangentialtothevehiclevelocityvector;asindicatedbythedottedlineinFigure1.TheaccelerationcommandgeneratedbyEq.

（1）isequaltothecentripetalaccelerationrequiredtofollowthisinstantaneouscircularsegment.Thisisreadilyshownbynotingthat

每个瞬时点的圆是由参考点和飞行器的位置以及飞行器速度矢量的切向确定和定义的；如图1虚线所示。

由等式1所产生的加速度就是这个瞬时圆的向心加速度。

下面等式很容易证明，如下：

（2）

So

Centripetalacceleration=

=

sin

=

HencetheguidancelogicwillproducealateralaccelerationthatisappropriatetofollowacircleofanyradiusR.

因此，引导理论将产生一个横向加速度，这个加速度指向一个圆的半径方向

Thissectiondescribesadiscretetimesimulationthatwasperformedtogainfurtherinsightsabouttheperformanceofthenonlinearguidancelaw.First,considerFigure2showingtheevolutionoftheguidancelogicinonesmalltimestepincrement.Inthisdiagram,thereferencepointistotherightofthedirectionofthevehiclevelocity.Therefore,atthenexttimestepthevelocitydirectionrotatesclockwiseduetotheaccelerationcommand.

本节描述一个离散系统模拟，用于进一步获得的关于非线性引导定律在性能方面的表现。

首先，图2显示了在一个很小的时间步长增量下由引导理论控制而产生的变化。

在这个图中，参考点是在飞行器速度方向的右边。

因此，在加速度作用下，下一步的速度方向将顺时针旋转。

Withthisonetimestepincrementinmind,Figure3showsthetrajectoryofthevehicleoverseveraltimesteps,wherethevehicleinitiallystartsfromalocationfarawayfromthedesiredpath,andeventuallyconvergestothedesiredpath.GivenacertainlengthL1asshowninFigure3,itcanbeinferredthat

带着时间步长增量的概念，图3显示了一些时间步长后的飞行轨迹，其中飞行器最初从一个远离期望路径的位置开始，并最终收敛到期望路径。

给定某一个长度L1如图3所示，那么可以推断：

●ThedirectionofL1makesalargeanglewiththedesiredpath,whenthevehicleisfarawayfromthedesiredpath.

当飞行器远离目标时，L1方向将会与期望路径之间有一个很大的夹角。

●ThedirectionofL1makesasmallanglewiththedesiredpath,whenthevehicleisclosetothedesiredpath.

当飞行器接近目标时，L1的方向将会与期望路径的夹角变小

Therefore,ifthevehicleisfarawayfromthedesiredpath,thentheguidancelogictendstorotatethevehiclesothatitsvelocitydirectionapproachesthedesiredpathatalargeangle.Ontheotherhand,ifthevehicleisclosetothedesiredpath,thentheguidancelogicrotatesthevehiclesoitsvelocitydirectionapproachesthedesiredpathatasmallangle.

因此，如果飞行器是远离期望路径，引导控制理论将旋转飞行器使其速度方向与期望路径的夹角是一个大角度。

另一方面，如果飞行器接近期望路径，那么引导控制理论将旋转飞行器使其速度方向与期望路径的夹角是一个小的夹角。

Considerthereferencepointasatargetandtheaircraftasamissile.Then,aninterestingsimilari