基于艦船運(yùn)動預(yù)報(bào)的艦載無人機(jī)起飛輔助決策

鄧　軍, 趙海濤

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

艦載機(jī)技術(shù)和無人機(jī)技術(shù)的發(fā)展,使艦載無人機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)起飛過程進(jìn)行深入的動力學(xué)計(jì)算和分析,對影響離艦姿態(tài)的艦艇運(yùn)動參數(shù)進(jìn)行分析后發(fā)現(xiàn),提前預(yù)報(bào)起飛離艦過程的艦船運(yùn)動參數(shù)可以有效預(yù)測離艦姿態(tài),并據(jù)此設(shè)計(jì)安全起飛的控制準(zhǔn)則。

關(guān)于艦船搖擺運(yùn)動預(yù)報(bào)[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(shí)際實(shí)驗(yàn)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(jì)預(yù)報(bào)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(yùn)用艦船搖擺運(yùn)動預(yù)報(bào),可預(yù)報(bào)艦載無人機(jī)起飛/離艦過程中的艦船運(yùn)動,從而為無人機(jī)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(jī)的起飛離艦過程可以分為三個階段:第一階段:無人機(jī)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(jī)與飛行甲板之間為單向滑動約束;第二階段:無人機(jī)在甲板滑跑,無人機(jī)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(jī)前起落架離艦導(dǎo)致無人機(jī)與甲板只存在單點(diǎn)約束的狀態(tài)。

1.1　動力學(xué)建模

本文將艦船平臺、無人機(jī)、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(jī),各部分之間的拓?fù)浣Y(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(jī)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(jī)后起落架與質(zhì)心的矢徑,x向?yàn)榛芊较?y向?yàn)榇怪奔装宸较?z向按照右手定則確定。

1.2　運(yùn)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(rèn)定為常量,慣性力則主要由起飛過程中的艦船運(yùn)動參數(shù)決定。相比較而言,彈射力對起飛過程運(yùn)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(yùn)動參數(shù)決定,因此得出結(jié)論:無人機(jī)起飛過程中的艦船平臺運(yùn)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(diǎn)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,ψo(hù)ut,寫為向量形式Y(jié)=[Vout,θout,ψo(hù)ut]T。

艦船搖擺運(yùn)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(dá)如下:

(6)

無人機(jī)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(yuǎn)。因此,起飛準(zhǔn)則可設(shè)計(jì)如下式所示,以確保起飛安全:

{t1|θout>θmin,|ψo(hù)ut|<ψmax}

(7)

2　艦船搖擺運(yùn)動預(yù)報(bào)

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(bào)t1-t2時段的艦船搖擺運(yùn)動。艦船搖擺運(yùn)動預(yù)報(bào)有一系列較為成熟的理論和方法,本文不再詳細(xì)闡述。

本文使用時間序列法進(jìn)行艦船搖擺運(yùn)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(yùn)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(bào)艦船運(yùn)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(yùn)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(yùn)動為例,將縱搖角、縱搖角速度作為運(yùn)動變量建立時間序列模型并預(yù)報(bào)T時間以后的運(yùn)動參數(shù)。預(yù)報(bào)的縱搖角度和縱搖角速度與實(shí)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(yùn)動預(yù)報(bào)結(jié)果與實(shí)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(bào)信息進(jìn)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(jī)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(jìn)行實(shí)現(xiàn)。

3.2　仿真結(jié)果

某艦載無人機(jī)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(jī)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(yùn)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(jì)

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(yùn)動預(yù)報(bào)信息進(jìn)行是否起飛彈射的輔助決策后,進(jìn)行相同數(shù)量工況的起飛動力學(xué)仿真,統(tǒng)計(jì)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(yùn)動預(yù)報(bào)信息進(jìn)行艦載無人機(jī)起飛輔助決策的方法,利用艦船歷史運(yùn)動信息輔助完成在大角度搖擺工況下的無人機(jī)起飛決策。該方法可以有效避免無人機(jī)起飛離艦速度傾角過低引起的機(jī)體入水等風(fēng)險。

參考文獻(xiàn):