第 1 章 緒 論

由于無人機(jī)的廣泛使用，從根本上消除了飛行員疲勞耐受時間對執(zhí)行飛行任務(wù)的制約和影響，繼而燃油的消耗成為了影響無人機(jī)執(zhí)行任務(wù)時間的主要因素[1]。因此，無人機(jī)自主空中加油（Autonomous Aerial Refueling ，AAR）技術(shù)成為了實現(xiàn)長航時無人機(jī)遠(yuǎn)程戰(zhàn)略任務(wù)的核心技術(shù)之一。美國國防部高級研究計劃署（DARPA）等部門相繼開展了此類研究，并于近日完成了兩架改進(jìn)型 RQ-4“全球鷹”無人機(jī)的近距編隊飛行測試工作，對該型無人機(jī)的空中自主互助加油技術(shù)進(jìn)行了成功驗證，使其續(xù)航時間從之前的 41 個小時延長至160 個小時以上，美國率先實現(xiàn)無人機(jī)的空中加油，不僅在技術(shù)上是一項里程碑式的突破，在戰(zhàn)略上也極具意義[2]。

自主空中加油技術(shù)又由高動態(tài)環(huán)境下的位姿估算、飛行控制和數(shù)據(jù)傳輸?shù)燃夹g(shù)組成[3]。根據(jù)我國無人機(jī)自主空中加油技術(shù)研究發(fā)展的現(xiàn)狀，本課題結(jié)合國家 863 高技術(shù)研究發(fā)展項目子項目“重載荷智能化物探專用無人直升機(jī)研制”(2013AA063903)，以為無人機(jī)自主空中加油技術(shù)中的關(guān)鍵問題之一，同時也是首要任務(wù)的加油機(jī)和受油機(jī)相對位姿控制為主要研究目標(biāo)，對基于深度信息的位姿估算的可行性，數(shù)據(jù)處理方法手段、誤差分析和實物仿真模型點云數(shù)據(jù)處理的實驗設(shè)計驗證等問題進(jìn)行系統(tǒng)深入的研究，并在此基礎(chǔ)上針對自主空中加油中受油機(jī)區(qū)別與正常飛行狀態(tài)下的個性飛行控制問題進(jìn)行研究，即如何規(guī)劃相對位姿控制的飛行路線以確保相對位姿估算的魯棒性，如何控制受油機(jī)在各種干擾條件下按規(guī)劃路線飛行，通過對受油機(jī)的控制來保證相對位姿估算的準(zhǔn)確性與魯棒性，同時力圖將有人機(jī)飛行員空中加油的綜合判斷與控制策略引入到相對位姿控制閉環(huán)中，將有人機(jī)飛行員經(jīng)驗優(yōu)勢與無人機(jī)的技術(shù)優(yōu)勢有機(jī)地結(jié)合在一起。

1.1 研究背景及意義

隨著科學(xué)技術(shù)的不斷進(jìn)步，推動了無人機(jī)系統(tǒng)的爆炸式發(fā)展[4]，由此世界各國紛紛意識到無人機(jī)在未來的廣闊應(yīng)用空間。美國軍方率先提出到 2040 年所有軍機(jī)都可以實現(xiàn)無人駕駛操控。由此無人機(jī)自主空中加油技術(shù)可大幅提高無人機(jī)的滯空時間，對提高無人機(jī)的使用性能居有重大的現(xiàn)實意義。我國在 1992 年完成了首次有人操縱飛機(jī)空中加油對接，成為第 5 個獨立掌握空中加油技術(shù)的國家，并于 2005 年首次成功實施多噸量有人操縱飛機(jī)空中加油，目前我國對無人機(jī)自主空中加油技術(shù)的理論研究正處于有計劃的發(fā)展階段[5]。盡管在近十年的時間內(nèi)，對無人機(jī)自主空中加油的關(guān)鍵性問題——加受油機(jī)相對位姿估計研究已有了相當(dāng)?shù)难芯砍晒途唧w的應(yīng)用，但大都或多或少的存在一些缺陷與不足，主要包括過度依賴 GPS 信息，平面視覺傳感器容易受到天氣等外界因素影響等問題。而基于深度信息三維快速成像（Flash LIDAR）技術(shù)的出現(xiàn)恰恰可以減少和消除上述問題，為無人機(jī)自主空中加油中的位姿估算與控制提供非相似余度的可靠數(shù)據(jù)源。同時國內(nèi)外對基于ToF 技術(shù)的三維快速成像技術(shù)在空間領(lǐng)域的應(yīng)用研究基本上也處于正在進(jìn)行時，要最終形成成熟的應(yīng)用技術(shù)，還可能需要更具針對性的創(chuàng)新性的研究，如針對加油機(jī)模型的點云數(shù)據(jù)算法和如何確保相對位姿估算穩(wěn)定性與準(zhǔn)確性的研究。在我國迫切需要長航時無人機(jī)的背景下，啟動一些無人機(jī)自主空中加油關(guān)鍵支撐技術(shù)的研究是非常必要的。

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1.2 自主空中加油的研究現(xiàn)狀
1.2.1 空中加油的典型方式
無人機(jī)自動空中加油技術(shù)是基于傳統(tǒng)的有人駕駛飛機(jī)空中加油技術(shù)發(fā)展而來的。有人駕駛飛機(jī)空中加油技術(shù)有 2 種實現(xiàn)方式：軟管式和硬管式加油[6]。
(1)軟管式加油(Probe and Drogue Refueling)

軟管式加油根據(jù)英文翻譯又稱作插頭-錐套式加油。在此種加油過程中，對接控制主要由受油機(jī)完成，當(dāng)受油機(jī)上的插頭插入加油機(jī)軟管上的錐套后，錐套上的機(jī)械自鎖裝置可將插頭鎖緊以確保加受油機(jī)的可靠對接。如圖 1.1(a)所示，一架 F/A-18 受油機(jī)正在通過機(jī)身上伸出的受油插頭與 KC-10 加油機(jī)伸出軟管上的錐套相對接，來完成空中加油。圖 1.1(b)顯示的是插頭和錐套的近景圖[7-9]。中國空軍、美國海軍和海軍陸戰(zhàn)隊等均采用的是該種加油方式。

(2)硬管式加油(Flying Boom Refueling)
硬管式加油根據(jù)英文翻譯又稱作飛桁式加油，在此種加油過程中，受油機(jī)要完成的主要任務(wù)是在加油機(jī)尾部保持編隊飛行，而加油機(jī)上的加油操作員操作飛桁插入受油機(jī)背部的受油口內(nèi)來實現(xiàn)空中加油。如圖 1.2(a)所示，一架 F22 受油機(jī)正在與 KC-135 加油機(jī)伸出的飛桁相對接，來完成空中加油。圖 1.2(b)顯示的是 F22 機(jī)背的受油口和飛桁的近景圖[7-10]。美國空軍采用的是該種加油方式。
1.2.2 自主空中加油的發(fā)展概況
隨著無人機(jī)遂行任務(wù)的多樣化，無人機(jī)自主空中加油技術(shù)受到了越來越多的重視，相關(guān)的研究也隨即展開，目前自主空中加油仍然處于理論研究和試飛驗證相迭代的過程，與自主加油的飛行控制等問題相比，其中的核心難點問題仍然是提高加受油相對位姿估算的準(zhǔn)確性、可靠性和穩(wěn)定性。這是由于空中加油的飛行控制可將成熟飛行員的空中加油的操作經(jīng)驗等知識通過計算機(jī)描述出來，而相對位姿估算首先要尋找到可以代替人眼的可靠數(shù)據(jù)源，其次要實現(xiàn)數(shù)據(jù)源的權(quán)重分配，連續(xù)可靠的運算處理、風(fēng)險識別等動態(tài)權(quán)衡博弈工作，這些恰恰都是計算機(jī)所不擅長的。綜上所述，由于相對位姿控制是一個連續(xù)的估算—決策—控制的閉環(huán)，控制是為估算提供更有利穩(wěn)定的條件，而估算是下一步控制的基礎(chǔ)，因此相對位姿估算與控制二者相輔相成缺一不可。

早在 2004 年美國空軍的 Ross 和 Spinelli 就針對自主空中加油中加受油機(jī)編隊飛行控制開展理論研究，其主要是采用差分 GPS 以加油機(jī)作為坐標(biāo)原點，來驗證在預(yù)對接和對接過程中受油機(jī)與加油機(jī)自主編隊飛行和相對位姿估算能力，經(jīng)計算得出二者相對位置誤差不超過 0.1m，并且該方案在以 Calspan Learjet 作為受油機(jī)和以 C-12 作為加油機(jī)試飛中得以成功驗證（如圖 1.3 所示）。該研究結(jié)果表明 GPS 可作為加油油機(jī)相對位姿估算的數(shù)據(jù)源[11-12]。

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第 2 章 相對位姿估算問題描述與數(shù)學(xué)模型

2.1 基于深度信息的相對位姿控制基本方案
基于深度信息、INS 和 GPS 的自主空中加油原理方框圖如圖 2.1 所示，相對位姿估算控制器利用不同數(shù)據(jù)源提供的信息預(yù)測加受油機(jī)之間的相對位姿變化，根據(jù)自主空中加油的任務(wù)要求和編隊飛行安全邊界合理分配控制權(quán)限，將控制信息傳遞給飛控系統(tǒng)來實現(xiàn)自主空中加油。在無人機(jī)自主空中加油的過程中，加油機(jī)和受油機(jī)（即無人機(jī)）之間的相對位姿估計是否精確是決定空中加油成敗的關(guān)鍵性因素。

為此，在系統(tǒng)中增加了一種非相似余度三維光學(xué)測量系統(tǒng)——Flash LIDAR 來測量二者相對距離和姿態(tài)。Flash LIDAR 輸出的 3D 點云形式的深度信息經(jīng)圖像處理后，可通過卡爾曼濾波等多傳感器信息融合算法來提高 AAR 系統(tǒng)可靠性和容錯性。由于篇幅限制本文就只對 Flash LIDAR 系統(tǒng)的測量、信號處理、方位估計和控制等問題進(jìn)行研究。

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2.2 相對位姿估算問題描述
2.2.1 自主空中加油過程描述
研究自主空中加油相對位姿估算問題首先要對加受油機(jī)空中加油時的飛行過程進(jìn)行分解細(xì)化，有針對性的研究相對位姿估算在不同的自主空中加油飛行階段的側(cè)重點。目前兩種典型的空中加油方式分別是軟管式和硬管式空中加油。歸納總結(jié)兩種加油方式在空中加油飛行過程中的特點，如表 2.1 所示。
由表 2.1 可知軟管式和硬管式空中加油的共同點在于均要經(jīng)歷編隊飛行加油機(jī)接近受油機(jī)的過程，因此必須首先對二者編隊飛行的情況進(jìn)行研究，以確定合理的加油機(jī)圖像特征提取方案，在確保位姿估計準(zhǔn)確性的前提下提高信號處理效率。圖 2.2 為空中加油編隊示意圖。加油機(jī)與受油機(jī)置于笛卡爾坐標(biāo)系中，其原點 O 為受油機(jī)上深度信息傳感器的安裝位置。
在自主空中加油的會合階段受油機(jī)從任務(wù)空域轉(zhuǎn)向加油空域，如圖 2.2 所示，在兩倍預(yù)接觸（Twice pre-contact）位置加油機(jī)應(yīng)捕捉到受油機(jī)的方位和航向，并根據(jù)加油機(jī)的位姿變化逐漸接近受油機(jī)到達(dá)預(yù)接觸（pre-contact）位置。預(yù)接觸位置處于加油機(jī)的后下方，在此位置受油機(jī)與加油機(jī)之間通常具有大約 50 英尺水平和 10 英尺垂直的安全距離。作為自主空中加油起點的兩倍預(yù)接觸位置的信息可由地面站傳送給受油機(jī)，也可以通過加受油機(jī)之間的數(shù)據(jù)鏈路實現(xiàn)傳輸。對接階段是受油機(jī)從預(yù)接觸位置逐漸接近加油機(jī)至接觸位置的過程，如圖 2.2 所示，并且在接觸位置與加油機(jī)之間保持穩(wěn)定的編隊飛行狀態(tài)。
根據(jù)空中加油編隊飛行四個階段的任務(wù)要求可知相對位姿估算不但要完成在會合階段、對接階段和加油階段加受油機(jī)之間的相對導(dǎo)航的任務(wù)，而且還要在高動態(tài)條件下預(yù)測加受油機(jī)之間相對位姿的變化率以確保加受油機(jī)編隊飛行的安全。為了實現(xiàn)穩(wěn)定可靠的相對位姿估算，因此要將飛行員在實際空中加油過程中眼腦的計算判斷加受油機(jī)之間相對位姿變化的經(jīng)驗知識轉(zhuǎn)化為計算機(jī)自動處理算法。因此歸納總結(jié)在空中加油不同階段相對位姿估算任務(wù)如下列要求，，如表 2.2 所示。

由表 2.2 可知，加受油機(jī)相對位姿估算在會合、對接和加油階段具體任務(wù)各有不同，在會合階段其主要任務(wù)是使加油機(jī)快速跟蹤并對準(zhǔn)加油機(jī)航跡。在對接和加油階段其主要任務(wù)是計算受油機(jī)相對加油機(jī)的速度和加速度，在確保安全的前提下保持編隊飛行。綜上所述，獲取時空連續(xù)的三維點云圖像圖像序列是完成相對位姿估算任務(wù)的必要條件。在本章中為了系統(tǒng)的闡述深度信息相對位姿估算的原理，不考慮視角問題。圖 2.3 為在虛擬現(xiàn)實環(huán)境下生成的受油機(jī)在預(yù)對接位置時觀測到的加油機(jī)平面圖像信息。該圖與深度信息傳感器輸出的信號主要區(qū)別在于其無法提供深度信息。但是我們依然可以從中得到啟發(fā)，平尾、垂尾和機(jī)翼等部位能提取出近似于平面的形狀特征。

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第 3 章 空中加油環(huán)境建模與定位問題分析.................44
3.1 空中加油環(huán)境建模概述 ..............................44
3.2 影響環(huán)境建模的因素 ...............................45
3.2.1 傳感器測量噪聲 .................................45
第 4 章 受油機(jī)參考軌跡規(guī)劃研究 .........................70
4.1 受油機(jī)參考軌跡規(guī)劃 .................................71
4.1.1 受油機(jī)動力學(xué)方程與運動方程 ......................71
4.1.2 軌跡規(guī)劃中的約束條件 ............................73
第 5 章 基于自抗擾控制的相對位姿控制律設(shè)計.............96
5.1 自抗擾控制基本原理 .................................96
5.1.1 ADRC 數(shù)學(xué)模型 ....................................97

5.1.2 跟蹤微分器（TD） .................................97

第 5 章 基于自抗擾控制的相對位姿控制律設(shè)計

在第 4 章研究在加油機(jī)尾流、陣風(fēng)和受油機(jī)質(zhì)變等干擾下如何確保根據(jù)相對位姿估算和受油機(jī)反饋規(guī)劃出一條向加油機(jī)逼近的參考軌跡控制算法的基礎(chǔ)上，本章主要研究在加油機(jī)尾流、陣風(fēng)和受油機(jī)質(zhì)變等干擾下如何確保受油機(jī)安全、穩(wěn)定和準(zhǔn)確的沿參考軌跡完成對接加油任務(wù)。通過前面的分析可知，穩(wěn)定的飛行控制與合理的參考軌跡規(guī)劃是相輔相成的，由于在空中加油飛行狀態(tài)下的飛機(jī)是一個多變量、強(qiáng)耦合、非線性、不確定性對象，如何抑制這些干擾的影響，控制受油機(jī)按參考軌跡飛行是實現(xiàn)自主空中加油任務(wù)的最終目的。

本章采用自抗擾控制(Active Disturbances Rejection Control, ADRC)方法來設(shè)計空中加油飛行控制律。自抗擾控制的特點在于它對非線性耦合和不確定性采用“觀測+補(bǔ)償”的方法進(jìn)行處理，而且它的觀測基本上不依賴于對象的模型。這種特征使自抗擾控制特別適合應(yīng)用于空中加油控制問題。

5.1 自抗擾控制基本原理
基于狀態(tài)空間描述的現(xiàn)代控制理論在上個世紀(jì)六、七十年代得到迅速發(fā)展，尤其是對線性系統(tǒng)，在分析和綜合方面從理論上均給出了很多完美的結(jié)論。很多學(xué)者因此預(yù)言，基于現(xiàn)代控制理論的新型控制器可能在短時間內(nèi)取代基于經(jīng)典調(diào)節(jié)理論的 PID 調(diào)節(jié)器。但實踐表明，以 PID 控制律為基礎(chǔ)的各種調(diào)節(jié)器仍然保持主導(dǎo)地位，在工業(yè)過程控制、運動控制、航天控制等領(lǐng)域中，大部分控制器都采用 PID 調(diào)節(jié)器[97]。PID 調(diào)節(jié)理論對對象數(shù)學(xué)模型的依賴程度很小，只需要依據(jù)對象的一些基本特征通過調(diào)節(jié) PID參數(shù)來建立合適的控制律。但另一方面，在 PID 控制器中，誤差的取法容易造成調(diào)節(jié)時間和超調(diào)量的矛盾，誤差微分又容易引入較大噪聲，加權(quán)和的控制策略僅僅局限于線性模型，積分反饋會帶來副作用，這些原因?qū)е?PID 控制器的控制精度和動態(tài)性能不是非常理想，品質(zhì)有待提高。在自主空中加油過程中，尤其是在最終對接過程中，由于在高動態(tài)條件下，加油錐套與受油機(jī)同時受到加油機(jī)尾流等干擾，如果單純采用 PID 控制很難在調(diào)節(jié)時間、超調(diào)量與相對位姿估算魯棒性之間權(quán)衡。而單獨采用受油機(jī)狀態(tài)方程控制方法，同樣難于克服被控對象因尾流與陣風(fēng)等干擾產(chǎn)生的非線性與不確定性。

本節(jié)詳細(xì)介紹了 ADRC 方法的基本原理，給出了 ADRC 各組成部分基本工作原理與具體的設(shè)計方法。通過分析可知，ADRC 的設(shè)計對系統(tǒng)的精確模型依賴性小，可有效的緩解了系統(tǒng)調(diào)節(jié)的快速性和超調(diào)量之間的矛盾，有利于提高控制系統(tǒng)的動態(tài)性能，尤其適合于觀測自主空中加油中由于尾流與陣風(fēng)等因素導(dǎo)致受油機(jī)模型不確定性部分和外部未知擾動的影響，然后給出相應(yīng)控制量進(jìn)行補(bǔ)償?shù)目刂品绞健?

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第 6 章 結(jié)論與展望

6.1 研究總結(jié)
本文針對無人機(jī)自主空中加油的核心問題相對位姿控制技術(shù)開展研究，提出了基于深度信息的相對位姿估算方法，對基于深度信息位姿估算的可行性，數(shù)據(jù)處理方法手段、誤差分析和仿真模型點云數(shù)據(jù)處理的實驗設(shè)計驗證等問題進(jìn)行系統(tǒng)深入的研究，結(jié)果表明基于深度信息三維快速成像技術(shù)的可為無人機(jī)自主空中加油中的位姿估算與控制提供非相似余度的可靠數(shù)據(jù)源。并在此基礎(chǔ)上針對自主空中加油中受油機(jī)區(qū)別與正常飛行狀態(tài)下的特性飛行控制問題進(jìn)行研究，即如何規(guī)劃相對位姿控制的飛行路線使受油機(jī)始終處于深度信息傳感器視場范圍內(nèi)以確保相對位姿估算的魯棒性，如何控制受油機(jī)在加油機(jī)尾流和陣風(fēng)等干擾條件下按規(guī)劃路線飛行，同時力圖將有人機(jī)飛行員空中加油的綜合判斷與控制策略引入到無人機(jī)相對位姿控制閉環(huán)中，將有人機(jī)飛行員經(jīng)驗優(yōu)勢與無人機(jī)的技術(shù)優(yōu)勢有機(jī)地結(jié)合在一起。全文工作總結(jié)如下：
1．本文結(jié)合基于深度信息的無人機(jī)自主空中加油相對位姿控制技術(shù)研究背景和意義，對自主空中加油技術(shù)的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀，存在的問題，發(fā)展趨勢以及深度信息的技術(shù)特點和應(yīng)用現(xiàn)狀進(jìn)行綜述，分析了將其應(yīng)用在無人機(jī)自主空中加油相對位姿估算與控制領(lǐng)域的可行性，并在此基礎(chǔ)上提出本課題的主要研究內(nèi)容。
2．針對整個加油機(jī)點云圖像數(shù)據(jù)量較大，不利于實時處理的問題，本文根據(jù)加受油機(jī)空中加油編隊飛行特點，確定了以平尾和垂尾為特征平面的加油機(jī)點云圖像特征提取方案和算法，利用拉格朗日乘數(shù)法求取點云子集的最佳擬合平面的單位法向量，將加油機(jī)姿態(tài)的變化通過平尾與垂尾法向量的變化計算出來，同時可以根據(jù)兩個平面相交確定的直線解析出一個特征點群，并通過視覺里程計技術(shù)進(jìn)行加受油機(jī)相對位姿估算。最后通過水平集的方法提出加油錐套的輪廓，并通過最小二乘來擬合其圓心，來獲取最終對接需要的信息。

3．從傳感器與搭載平臺運動對測量影響兩方面入手進(jìn)行分析，在確定影響傳感器測量準(zhǔn)確性因素的前提下，設(shè)計了平面濾波器與邊緣濾波器以減小或消除因傳感器測量產(chǎn)生的誤差。針對加受油機(jī)始終處于運動狀態(tài)，傳感器測量數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性與魯棒性受到加受油機(jī)的運動特性的影響的情形，建立了加油機(jī)軌跡預(yù)測模型，利用卡爾曼濾波器減小或消除此類影響。

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參考文獻(xiàn)（略）

本文編號：44466