考虑集群尾涡气动耦合效应飞行安全约束的协同制导技术

doi:10.7527/S1000-6893.2023.29906

电子电气工程与控制

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考虑集群尾涡气动耦合效应飞行安全约束的协同制导技术

郑多¹(), 初治辰¹, 林德福¹, 尉明军², 岳思怡¹

^1.北京理工大学宇航学院，北京 100081
^2.北京机电工程研究所复杂系统控制与智能协同技术重点实验室，北京 100074

收稿日期:2023-11-27 修回日期:2023-12-18 接受日期:2024-01-17 出版日期:2024-01-26 发布日期:2024-01-26
通讯作者: 郑多 E-mail:zhengduohello@126.com
基金资助:
国家自然科学基金青年基金(61903350);教育部产学研创新项目(2021ZYA02002);北京理工大学青年教师学术启动计划(3010011182130)

Cooperative guidance technique considering flight safety constraints of cluster wake vortex aerodynamic coupling effects

Duo ZHENG¹(), Zhichen CHU¹, Defu LIN¹, Mingjun WEI², Siyi YUE¹

^1.School of Aerospace Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China
^2.Science and Technology on Complex System Control and Intelligent Agent Cooperation Laboratory，Beijing Electro?Mechanical Engineering Institute，Beijing 100074，China

Received:2023-11-27 Revised:2023-12-18 Accepted:2024-01-17 Online:2024-01-26 Published:2024-01-26
Contact: Duo ZHENG E-mail:zhengduohello@126.com
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(61903350);Ministry of Education’s Industry-University-Research Innovation Project(2021ZYA02002);Beijing Institute of Technology Research Fund Program for Young Scholars(3010011182130)

摘要/Abstract

摘要：

集群飞行器协同打击能增加整体作战效能，然而飞行器密集飞行面临机翼尾涡导致的飞行安全问题。针对集群协同打击过程中尾涡气动耦合效应会引起邻机产生过大诱导滚转力矩所导致的飞行安全问题，提出了一种机翼尾涡作用下能够满足飞行器集群飞行安全约束的协同打击策略。建立了飞行器集群密集飞行过程中机翼尾涡效应危险区域模型，并分析了尾涡诱导速度及其导致的诱导滚转力矩规律，在此基础上设计了基于改进人工势场斥力函数的尾涡危险区域规避机动策略；基于预估攻击时间一致性误差变量，设计了分布式时间协同制导律，保证所有飞行器的打击时间能够在有限时间内达到一致，并基于李雅普诺夫稳定性理论给出系统攻击时间误差的稳定性证明。仿真结果表明，所提出的考虑尾涡效应飞行安全约束的协同打击策略能够有效降低飞行器密集飞行时受到的尾涡干扰，既保证了飞行器集群飞行安全，又确保了集群协同打击的时空一致性。

关键词: 无人飞行器, 飞行器集群, 协同打击, 机翼尾涡, 气动耦合效应, 飞行安全

Abstract:

The cooperative attack of clustered aircraft can increase the overall combat effectiveness， however， the dense flight of aircraft faces the flight safety problem caused by the wing wake vortex. Aiming at the aerodynamic coupling effect of the wake vortex in the process of cluster cooperative attack， which can cause the flight safety problem caused by the neighboring aircraft generating too large induced rolling moment， a cooperative attack strategy under the effect of wing wake vortex that can meet the safety constraints of the flight of the aircraft cluster is proposed. A dangerous area model of the wing wake vortex effect during the dense flight of aircraft clusters is established， and the induced speed of the wake vortex and its resulting induced roll moment law are analyzed， on which a wake vortex dangerous area avoidance maneuver strategy based on an improved artificial potential field repulsive function is designed. Based on the consistency error variable of the estimated attack time， the distributed time cooperative guidance law is designed， which ensures that the attack time of all the aircraft can reach the consistency within a finite time， and give a stability proof for the attack time error of the system based on the Lyapunov stability theory. The simulation results show that the proposed cooperative attack strategy considering the flight safety constraints of the wake vortex effect can effectively reduce the influence of the wake vortex interference during the dense flight of the vehicles， which not only ensures the safety of the flight of the aircraft cluster， but also ensures the temporal and spatial consistency of the cooperative attack of the cluster.

Key words: unmanned aerial vehicle, aircraft clusters, cooperative attack, wing wake vortex, aerodynamic coupling effects, flight safety

中图分类号:

V249

郑多, 初治辰, 林德福, 尉明军, 岳思怡. 考虑集群尾涡气动耦合效应飞行安全约束的协同制导技术[J]. 航空学报, 2024, 45(18): 329906.

Duo ZHENG, Zhichen CHU, Defu LIN, Mingjun WEI, Siyi YUE. Cooperative guidance technique considering flight safety constraints of cluster wake vortex aerodynamic coupling effects[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(18): 329906.

图/表 30

图 1

图 2

表 1

飞行器参数定义及取值

参数	数值
前后飞行器距离d/m	0~100
质量m/kg	10
大气密度 $ρ$ /（kg·m^-3）	1.24
前方飞行器真空速V₁/（m·s^-1）	30
后方飞行器真空速V_f/（m·s^-1）	30
前方飞行器翼展 $B 1$ /m	1
后方飞行器翼展B_f/m	1
机翼特征参数s	$π$ /4
无量纲相对环量系数k	1/6
尾涡消散时间^［13］ $t d i s$ /s	d/V_f
升力线斜率 $C L α$	1
涡核半径 $r c$	0.52 $t d i s$
梢根比 $λ$	0.5
阻尼力矩系数C_Rp	-1

表 1

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

表 2

表 3

图 11

图 12

图 13

图 14

图 15

图 16

图 17

图 18

图 19

图 20

图 21

图 22

图 23

图 24

图 25

图 26

图 27

参考文献 28

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

目标	位置/m	目标	位置/m
Tgt₁	（4 559，-2 400）	Tgt₆	（4 039，-1 500）
Tgt₂	（4 039，-2 100）	Tgt₇	（3 519，-1 200）
Tgt₃	（3 519，-1 800）	Tgt₈	（4 559，-1 200）
Tgt₄	（4 559，-1 800）	Tgt₉	（4 039，-900）
Tgt₅	（3 000，-1 500）	Tgt₁₀	（4 559，-600）

UAV ID	位置/m	航向角/（°）	视线角/（°）	速度/（m·s^-1）
UAV₁	（0，0）	-10	-27.77	30
UAV₂	（-300，519）	5	-31.12	30
UAV₃	（300，519）	0	-35.77	30
UAV₄	（-600，1 039）	5	-28.83	30
UAV₅	（0，1 039）	-10	-40.24	30
UAV₆	（600，1 039）	5	-36.44	30
UAV₇	（900，1 039）	-10	-40.53	30
UAV₈	（-300，1 559）	5	-29.59	30
UAV₉	（300，1 559）	-10	-33.33	30
UAV₁₀	（0，2 078）	5	-30.43	30

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