鄧　軍, 趙海濤

(1. 海軍91851部隊, 遼寧 葫蘆島　125001;2. 海軍駐南京地區(qū)航天機電系統(tǒng)軍事代表室, 江蘇 南京　210006)

艦載機技術(shù)和無人機技術(shù)的發(fā)展,使艦載無人機更廣泛地應(yīng)用于各類中小型艦船平臺。中小型艦船平臺因甲板尺寸小,因此其艦載無人機一般采取彈射起飛方式,起飛距離短、可控性差;同時,中小型艦船搖擺幅度大,使無人機起飛離艦過程所受干擾大,極易影響起飛安全。

本文通過對無人機起飛過程進行深入的動力學(xué)計算和分析,對影響離艦姿態(tài)的艦艇運動參數(shù)進行分析后發(fā)現(xiàn),提前預(yù)報起飛離艦過程的艦船運動參數(shù)可以有效預(yù)測離艦姿態(tài),并據(jù)此設(shè)計安全起飛的控制準(zhǔn)則。

關(guān)于艦船搖擺運動預(yù)報[1-2]的研究在國內(nèi)外已經(jīng)開展多年,在理論分析、模型建立、實際實驗等方面均有重要成果,通常主要采用的方法有時域分析法和頻域分析法兩種,包括統(tǒng)計預(yù)報法、卷積法、卡爾曼濾波法、時間序列分析法、灰色系統(tǒng)法等。運用艦船搖擺運動預(yù)報,可預(yù)報艦載無人機起飛/離艦過程中的艦船運動,從而為無人機安全起飛控制提供決策依據(jù)。

1　起飛動力學(xué)分析

艦載無人機的起飛離艦過程可以分為三個階段:第一階段:無人機受彈射力作用起動,在較短時間內(nèi)加速到一定速度,該階段無人機與飛行甲板之間為單向滑動約束;第二階段:無人機在甲板滑跑,無人機與飛行甲板之間為單向滑動約束;第三階段:離艦過程,無人機前起落架離艦導(dǎo)致無人機與甲板只存在單點約束的狀態(tài)。

1.1　動力學(xué)建模

本文將艦船平臺、無人機、起落架簡化為剛體,開展動力學(xué)建模。簡化的系統(tǒng)包括艦船、起落架、無人機,各部分之間的拓撲結(jié)構(gòu)如圖1所示。

根據(jù)牛頓第二定律,建立飛行慣性系內(nèi)的無人機動力學(xué)模型:

(1)

(2)

其中，F(xiàn)T、G、Fz、Ff、Fr分別指彈射力、重力、支反力、摩擦力以及慣性力,Mz、Mf、Mr分別指支反力、摩擦力以及慣性力產(chǎn)生的力矩,彈射力和重力因作用線經(jīng)過質(zhì)心,因此不產(chǎn)生力矩。

根據(jù)起飛離艦過程,起飛過程中存在滑動和轉(zhuǎn)動約束分別為:

第一、二階段:滑動約束

F(y)=0

(3)

第三階段:轉(zhuǎn)動約束

d(v+w×l)(z)/dt=0

(4)

其中l(wèi)為無人機后起落架與質(zhì)心的矢徑,x向為滑跑方向,y向為垂直甲板方向,z向按照右手定則確定。

1.2　運動特性分析

如式(1)、(2)所示,影響起飛動力學(xué)過程的彈射力、重力、慣性力中,彈射力、重力可認定為常量,慣性力則主要由起飛過程中的艦船運動參數(shù)決定。相比較而言,彈射力對起飛過程運動的影響主要體現(xiàn)在離艦時間,慣性力對起飛過程的影響占主要矛盾,而慣性力由艦船搖擺運動參數(shù)決定,因此得出結(jié)論:無人機起飛過程中的艦船平臺運動特性對起飛安全起主導(dǎo)作用。

1.3　起飛控制準(zhǔn)則

記起飛彈射過程起止點時刻分別為t1、t2。記離艦速度、離艦速度傾角、離艦速度偏角分別為Vout,θout,ψout,寫為向量形式Y(jié)=[Vout,θout,ψout]T。

艦船搖擺運動的動力學(xué)關(guān)系滿足以下微分方程:

(5)

因此離艦速度及姿態(tài)可表達如下:

(6)

無人機離艦安全性主要應(yīng)確保離艦的速度傾角和偏角滿足一定范圍,其中速度傾角不應(yīng)過低,否則會造成離艦后入水風(fēng)險,速度偏角也應(yīng)確保絕對值小于一定范圍,否則意味著偏離軌道較遠。因此,起飛準(zhǔn)則可設(shè)計如下式所示,以確保起飛安全:

{t1|θout>θmin,|ψout|<ψmax}

(7)

2　艦船搖擺運動預(yù)報

如式(7)所示,為有效避免起飛離艦時的速度傾角過低,偏角較大,需要預(yù)報t1-t2時段的艦船搖擺運動。艦船搖擺運動預(yù)報有一系列較為成熟的理論和方法,本文不再詳細闡述。

本文使用時間序列法進行艦船搖擺運動的原理說明。時間序列分析方法[3-5]避免了使用卡爾曼濾波時需要推導(dǎo)準(zhǔn)確的艦船運動狀態(tài)方程的麻煩,只需要利用艦船或海浪的歷史數(shù)據(jù),建立時間序列模型來預(yù)報艦船運動未來值。其預(yù)測模型為

y(t+ΔT)=A(q-1)y(t)+C(q-1)e(t)

(8)

其中，y(t)表示艦船運動(如縱搖)t時刻的值,e(t)表示海浪(如波幅)t時刻的噪聲誤差。

以某艦船在典型海況下的橫搖角運動為例,將縱搖角、縱搖角速度作為運動變量建立時間序列模型并預(yù)報T時間以后的運動參數(shù)。預(yù)報的縱搖角度和縱搖角速度與實際角速度準(zhǔn)確度較好,如圖2、圖3所示。

利用時間序列方法,基于艦船歷史數(shù)據(jù)的角運動預(yù)報結(jié)果與實際曲線相比,除前10分鐘算法收斂過程中超差較大外,在算法收斂后均保持較好的準(zhǔn)確度,為利用艦船預(yù)報信息進行發(fā)射控制提供了有效手段。

3　起飛輔助決策方法

3.1　輔助決策流程

基于艦船搖擺歷史數(shù)據(jù),引入起飛動力學(xué)模型,即可建立有效的起飛輔助決策流程,有效避免無人機離艦時的速度傾角過低以及偏角過大。起飛輔助決策流程如圖4所示。

如圖3所示,起飛輔助決策流程為采集—判斷—采集的閉環(huán)過程。其中是否安全的判斷過程需要引入第2章模型以及相應(yīng)判據(jù)進行實現(xiàn)。

3.2　仿真結(jié)果

某艦載無人機要能夠安全起飛,其離艦速度傾角不能低于2°,速度偏角不能超過30°,以此條件作為起飛輔助決策流程中的起飛安全判據(jù)?；谝陨喜呗?開展某艦載無人機在高海況下的起飛離艦輔助決策流程仿真。

1)無起飛輔助決策的仿真結(jié)果

按照圖2～圖3所描述的縱搖運動特性,將其按時間等分為140個發(fā)射區(qū)間,開展起飛動力學(xué)仿真,仿真結(jié)果見表1及圖5、6。

表1　無起飛輔助決策下的離艦速度傾角、偏角分布統(tǒng)計

如表1所示,離艦速度偏角分布為-15°～15°,均在安全范圍之內(nèi);離艦速度傾角高于2°的狀態(tài)數(shù)為35個,約在總狀態(tài)數(shù)的25%。

2)引入起飛輔助決策的仿真結(jié)果

在應(yīng)用起飛輔助決策后,利用艦艇運動預(yù)報信息進行是否起飛彈射的輔助決策后,進行相同數(shù)量工況的起飛動力學(xué)仿真,統(tǒng)計得到離艦速度傾角、偏角滿足安全范圍的概率為100%,如表2所示。

表2　引入起飛輔助決策的仿真結(jié)果

4　結(jié)束語

本文提出一種基于艦船運動預(yù)報信息進行艦載無人機起飛輔助決策的方法,利用艦船歷史運動信息輔助完成在大角度搖擺工況下的無人機起飛決策。該方法可以有效避免無人機起飛離艦速度傾角過低引起的機體入水等風(fēng)險。

參考文獻: