專利名稱：：基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明具體涉及一種基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，屬于計算機仿真與飛行控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
：現(xiàn)代空戰(zhàn)的主要形式是多機編隊之間的協(xié)同空戰(zhàn)。多架戰(zhàn)斗機組成的編隊，只要有足夠有效的協(xié)同策略,就能充分發(fā)揮綜合資源優(yōu)勢，編隊作戰(zhàn)效能就能大于多架戰(zhàn)斗機各自為戰(zhàn)的作戰(zhàn)效能。它可以彌補單架戰(zhàn)斗機執(zhí)行任務(wù)時面臨的問題，具有自己獨特的優(yōu)勢和發(fā)展前景。多機協(xié)同作戰(zhàn)訓(xùn)練和演習(xí)可借助現(xiàn)代仿真技術(shù)。下面對有限狀態(tài)自動機的原理和飛機運動模型的構(gòu)建技術(shù)分別進行介紹。(1)有限狀態(tài)自動機的原理有限狀態(tài)自動機是有限的有向連通圖，包括狀態(tài)的集合、輸入值的集合和狀態(tài)轉(zhuǎn)移函數(shù)，狀態(tài)轉(zhuǎn)移函數(shù)描述輸入值的元素對圖的狀態(tài)的作用。輸入值在圖中生成一條經(jīng)過有限狀態(tài)自動機狀態(tài)的路徑。有限狀態(tài)自動機可看作計算的抽象模型。定義所說的有限狀態(tài)機指一個有序三元組(S，I，F(xiàn))，其中S是連通圖中狀態(tài)的有限集合s。,年......A。I是輸入值的有窮集合H……，/。，F(xiàn)是狀態(tài)轉(zhuǎn)換函數(shù)，描述任意"/對機器狀態(tài)S的作用，即V/e/，《(S-〉A(chǔ)(51))。如果機器正處于狀態(tài)、，此時輸入i，那么機器的下一個狀態(tài)是《Cg。舉一個有限狀態(tài)自動機的簡單例子，令5={,51}，/={0,1}，/。(s。)=s。，=^(s。)=A，用這個裝置，有時稱為觸發(fā)器，輸入值O不改變狀態(tài)，而輸入l會改變機器的狀態(tài)。我們可以用兩種等價的形式來形象化的描述這個機器，第一種是帶標(biāo)簽和有向弧的有限圖，如圖l所示，其中包括兩個狀態(tài)和A，是機器的初始狀態(tài)，此圖表示的意義是輸入O不改變狀態(tài)，而輸入l機器會由當(dāng)前狀態(tài)轉(zhuǎn)換為另一狀態(tài)；第二種是狀態(tài)轉(zhuǎn)換表，如圖2所示，它所表達的意義同圖l相同，只是表現(xiàn)形式變化為表格。在圖2所示的狀態(tài)轉(zhuǎn)換表中，輸入值列在最頂上一行，狀態(tài)列在最左邊一列，一個輸入應(yīng)用到一個狀態(tài)時的輸出列在對應(yīng)的行列相交的格中。(2)飛機的運動模型在通常情況下，由于飛機運動模型的參數(shù)是定義在不同坐標(biāo)系上的，首先介紹必要的坐7標(biāo)系的定義。A.常用坐標(biāo)系定義地面坐標(biāo)系Ogx^gzg①在地面上選一點《；②使、軸在水平面內(nèi)并指向某一方向；③^軸垂直于地面并指向地心；少g軸也在水平面內(nèi)并垂直于Xg軸，其指向按照右手定則確定。機體坐標(biāo)軸系&-似_^①原點0取在飛機質(zhì)心處，坐標(biāo)系與飛機固連；②x軸在飛機對稱面內(nèi)并平行于飛機的設(shè)計軸線指向機頭；③y軸垂直于飛機對稱平面指向機身右方；z軸在飛機對稱平面內(nèi)，與x軸垂直并指向機身下方。B.控制輸入向量飛機模型的控制輸入向量為"r=[^,《，&,《,6rafe,/""^7eanSW/c/z，^eW5"^SVzYc/z]。其中各控制量的含義如下油門桿輸入量，^e[《m,《J，《m和《^分別是4的最大值和最小值；《俯仰舵偏角，《S[《m，《3j，《m和《a分別是《的最大值和最小值；&:滾轉(zhuǎn)舵偏角，&"《in,《ax]，《m和《M分別是&的最大值和最小值；《方向舵偏角，《e[《in，《J，《,n和5二分別是《的最大值和最小值；brake:剎車輸入量，e[丑隨,&J，&和5_分別是break的最大值和最小值;landGearSwitch:起落架收放開關(guān)，landGearSwitche{0，1}，0表示放下起落架，l表示收起起落架；speedBreakSwitch:減速板收放開關(guān)，speedBreakSwitche{0，1}，0表示放下減速板,l表示收起減速板；C.狀態(tài)向量飛機模型的狀態(tài)向量為義T=["，v，M^,《p,/^，r，;cg,&,/(|。其中，xg:飛機在地面坐標(biāo)系Xg軸的坐標(biāo)值；_yg:飛機在地面坐標(biāo)系&軸的坐標(biāo)值；:飛機在地面坐標(biāo)系&軸的坐標(biāo)值；":飛行速度V在機體x軸的投影；v:飛行速度V在機體y軸的投影；w:飛行速度V在機體z軸的投影；8俯仰角^:機體軸x與水平面間夾角，抬頭為正；偏航角P:機體軸x在水平面上的投影與地軸、間夾角，機頭右偏航為正；滾轉(zhuǎn)角^:機體軸z與通過機體軸x的鉛垂面間夾角，飛機向右滾轉(zhuǎn)時為正；P，9,r是機體坐標(biāo)軸系的三個角速度分量。滾轉(zhuǎn)角速度P:與機體x軸重合一致;俯仰角速度《與機體y軸重合一致；偏航角速度r:與機體z軸重合一致。D.轉(zhuǎn)動慣量選擇質(zhì)心為機體坐標(biāo)軸系的原點，則在機體坐標(biāo)系內(nèi)繞x軸的轉(zhuǎn)動慣量為/,=]"(/+)^繞y軸的轉(zhuǎn)動慣量為=JV+z2>5M繞y軸的轉(zhuǎn)動慣量為/z=}(x2+/)&慣性積為/xz=_fxWm^為單元質(zhì)量。E.飛機的運動方程飛機的運動特性由下面的方程組描述ig=Fcos//cosp》g=Kcos//sinp"Ksin//"-呵-gsin0+&附尸i)=—+，+gcosSsin^+2尸>v=—V/+gCOS0COS0+附^=p+cos^+《sin-)tan9^二~^~cos-+《sin-)cos^》=(qr+c2+c3丄+c4jV-(i)式中c(W廣《c■c丄c丄c—Bc_4工、t，^-2，c2-s,c3—2，c4一r，c5一^，c6—t9C7—"J",cs—^,c9—y,丄—-』xzo其中《，F(xiàn)》，《分別是飛機所受到的合力在機體坐標(biāo)軸x，y,z上的分量；丄，M，iV是總力矩在機體坐標(biāo)軸系上的分量(滾轉(zhuǎn)力矩，俯仰力矩，偏航力矩)，這些變量可以由控制輸入向量以及當(dāng)前時刻的飛行狀態(tài)計算得出。以上方程組確定了狀態(tài)向量=[M,V,W,0^，p,/7,^。、，yg,/z]與控制輸入向量"7=,^，3a,A,6r"A:e,/tmc/GeanSV"c/z,印ee^SreaA:5V"c/]之間的非線性函數(shù)關(guān)系，所描述的12個方程是封閉的。只要已知飛行器相關(guān)的特征參數(shù)，根據(jù)控制輸入向量以及飛行狀態(tài)，就可以確定力(《，A，F(xiàn)z)和力矩(Z，M，AO。關(guān)于力(《，《)和力矩(i，M，iV)的具體分析和計算方法，參見吳森堂，費玉華，《飛行控制系統(tǒng)》，北京航空航天大學(xué)出版社，2005.9。飛行員訓(xùn)練的一個主要內(nèi)容是編隊飛行訓(xùn)練，如何設(shè)計有效的控制框架和控制率，使由計算機控制的飛機模型與飛行員控制的飛機模擬器組成飛機編隊，幫助飛行員進行編隊飛行訓(xùn)練，對于提高飛行員編隊飛行訓(xùn)練的可靠性和安全性，降低飛行訓(xùn)練的費用具有重要意義。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是為了設(shè)計有效的控制框架和控制率，使由計算機控制的飛機模型能夠模擬真實的飛行員駕駛飛機，使其與真實飛行員控制的飛機模擬器組成飛機編隊，幫助飛行員進行編隊飛行訓(xùn)練。為了實現(xiàn)發(fā)明目的，本發(fā)明提供了一種基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，該方法采用了有限狀態(tài)自動機的原理，包括在計算機控制的六自由度飛機模型作為編隊僚機時，僚機在不同飛行模式之間的自動轉(zhuǎn)換方法，針對編隊隊形保持要求，設(shè)計編隊隊形保持飛行模式下的僚機飛行控制率。也就是根據(jù)編隊隊形保持的要求確定控制輸入向量"t=[^,A,^a,^,6r"A:e,/awi/Gefl"5V〃c;/,s/7eed5reaA:Sw"c/2]的取值，從而l吏僚機的狀態(tài)向量X、[",v,M^，e系;^,r,Xg,;;g，/z]滿足編隊飛行的要求。本發(fā)明的一種基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，由計算機控制的六自由度飛機模型作為僚機，與由飛行員控制的飛機模擬器即長機，組成飛機編隊，僚機的任務(wù)就是保持編隊隊形。實現(xiàn)上述控制的具體步驟如下步驟一基于有限狀態(tài)自動機的原理，針對編隊飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對編隊飛行中可能遇到的情況進行劃分、歸納，確定出僚機可能出現(xiàn)的飛行模式。所述飛行模式包括A:長機與僚機按照編隊隊形要求，停在機場跑道上待命；A:僚機按住剎車同時啟動發(fā)動機；&:僚機放開剎車；&:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸和機體Y軸上的投影，分別與編隊隊形要求的在機體X軸和機體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機保持編隊隊形；&:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值相差較大，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機保持編隊隊形；a:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值接近，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機保持編隊隊形；&:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值相差較大，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機保持編隊隊形；~:僚機收起或放下起落架；僚機收起或放下減速板；僚機關(guān)閉發(fā)動機并按住剎車；x1Q:僚機停止在跑道上，仿真結(jié)束；其中是初始狀態(tài)；4，&，a，^都屬于編隊保持飛行模式，所述的a，&，&，表示編隊隊形與標(biāo)準(zhǔn)編隊隊形的偏差大小不同。步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定各飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件。飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件包括/1:長機對僚機下達開車指令；/2:長機開始滑跑；'■3:kD&&kDkD[。％,50%]&&kD'5:kD&&kD[。％,50%]z6:kD[。o/o,50%]&&kU,%,50%]/7:長機對僚機下達收、放起落架指令；z8:長機對僚機下達收、放減速板指令；/9:僚機降落在機場跑道上；僚機停止在機場跑道上；其中L,^表示設(shè)定的編隊隊形要求的僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體x軸的投影值；A。mm^表示設(shè)定的編隊隊形要求的僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體y軸的投影值；&表示在編隊飛行過程中，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體x軸的實際投影值與的偏差；凡表示在編隊飛行過程中，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體y軸的實際投影值/3表示xe與xe。m"比值的絕對值在0%與50%之間，并且凡與尺。，。w比值的絕對值在0%與50%之間；/4表示^與^_^比值的絕對值不在0%與50%之間，并且凡與;^—比值的絕對值在0%與50%之間；/5表示^與^。_"比值的絕對值在0%與50%之間，并且k與L麗。m比值的絕對值不在0%與50%之間；/6表示xe與&。mW比值的絕對值不在0%與50%之間，并且凡與尺.。^比值的絕對值不在0%與50%之間。步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表，如表1所示。表1編隊飛行訓(xùn)練中僚機各飛行模式間的轉(zhuǎn)換關(guān)系4Z2/3々Z54/7*SoSOSo&■%&&&&《10《10"510在狀態(tài)轉(zhuǎn)換表中，輸入值列在最上一行，狀態(tài)列在最左邊一列，一個輸入應(yīng)用到一個狀態(tài)時的輸出列在對應(yīng)的行列相交的格中。表1中Z'7，/8，/9具有較高優(yōu)先級，且它們不在同一楨周期中同時達到條件。即當(dāng)，/8，/9與其它飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換條件同時達到時，要根據(jù)/7,/8，/9判斷僚機的下一飛行狀態(tài)。步驟四，為步驟一中所述的各飛行模式設(shè)計控制方法，為編隊隊形保持設(shè)計控制率。飛機模型控制量的初始值為^=《=《=0，landGearSwitch-O,speedBreakSwitch-1。步驟一中總結(jié)的各飛行模式的控制方法如下C,。&=《in，即僚機發(fā)動機保持關(guān)閉狀態(tài)；C,1:&"^=5_，即僚機油門加到最大，同時踩住剎車；C,2:6rafe=JSrain，即僚機放開剎車，僚機開始滑跑；12Q,C、4,C、5,C、。均為編隊隊形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率參數(shù)的取值不同。C(7:如果長機對僚機下達收起起落架指令，貝!jlandGearSwitch=l;如果長機對僚機下達放下起落架指令，則landGearSwitch=0;C、8:如果長機對僚機下達收起減速板指令，則speedBreakSwitch-l;如果長機對僚機下達放下減速板指令，則speedBreakSwitch=0;C,,:H，&"fe=5max;C、6mfe=0，即僚機停止在跑道上后，放開剎車，仿真結(jié)束；其中C,表示飛行模式A的控制方法，k{0,1,2,3,4,5,6,7,8,9,10}，每一個飛行模式的控制方法中沒有描述的其它控制量的取值與轉(zhuǎn)換到該飛行模式之前的飛行模式的控制量的取值相等。所述的編隊隊形保持飛行模式下的控制方法^,(^,(^,Q的飛行控制率的設(shè)計具體如下'(a)油門控制率<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(2)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(3)其中A&是油門的增量，^是當(dāng)前時刻的油門值，x。表示當(dāng)前時刻，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體x軸的實際投影值與^^J勺差值，&是比例系數(shù)，L是微分系數(shù)，是積分系數(shù)；(b)滾轉(zhuǎn)舵控制率<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(4)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(5)其中A&是滾轉(zhuǎn)舵偏角的增量，《是當(dāng)前時刻的滾轉(zhuǎn)舵偏角，X表示當(dāng)前時刻，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體y軸的實際投影值與的差值，A表示長機滾轉(zhuǎn)角與僚機滾轉(zhuǎn)角的差值，a表示長機方向角與僚機方向角的差值，k^，k^，^,分別是y,的比例系數(shù)，微分系數(shù)和積分系數(shù)，《^，^^分別是A的比例系數(shù)和微分系數(shù)，《w，《^分別是^的比例系數(shù)和微分系數(shù)。(c)俯仰舵控制率<formula>formulaseeoriginaldocumentpage13</formula>(6)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage14</formula>(7)其中A《是俯仰舵偏角的增量，《是當(dāng)前時刻的俯仰舵偏角，^表示當(dāng)前時刻長機高度與僚機高度的差值，《是長機俯仰角與僚機俯仰角的差值，&，尺m，^,分別是^的比例系數(shù)，微分系數(shù)和積分系數(shù),^^,^^分別是《的比例系數(shù)和微分系數(shù)；(d)方向舵控制率<formula>formulaseeoriginaldocumentpage14</formula>(8)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage14</formula>(9)其中a《是方向舵偏角的增量，々是當(dāng)前時刻的方向舵偏角，av是僚機的偏航角速度，&是^的比例系數(shù)。因為，滾轉(zhuǎn)舵和方向舵都能改變飛機的航向，方向舵控制率的作用就是協(xié)調(diào)僚機的滾轉(zhuǎn)控制和偏航控制，控制飛機平滑進行轉(zhuǎn)彎或航向保持。根據(jù)控制率公式，使僚機保持編隊隊形的具體步驟如下(1)選擇控制率執(zhí)行周期。為控制率公式(2)至(9)選擇執(zhí)行周期?？刂坡蕡?zhí)行周期選擇的標(biāo)準(zhǔn)是在計算機性能允許的條件下，使控制率能夠快速收斂，一般要求收斂時間小于30秒，控制率執(zhí)行周期的取值范圍介于50毫秒和10亳秒之間。(2)確定控制率參數(shù)^^，《w，&;，《w，《w，i^，尺#，/^，Kw，/^，《p，A"&，A，，尺w，Ap的取值。根據(jù)飛機模型特征參數(shù)的不同，對控制率參數(shù)《平，《w，&,，《w，《w，、，^p，^，《w，&，A"&，^p，L，^進行取值，對取值后的控制率參數(shù)進行調(diào)試，使控制率式(2)~(9)能夠快速收斂，超調(diào)量小，并且具有較好的穩(wěn)態(tài)精度，能夠滿足編隊隊形保持的要求。長機做單個機動動作的情況下，一般要求收斂時間小于30秒，x軸，y軸，2軸的超調(diào)量小于編隊隊形設(shè)定值的60%，穩(wěn)態(tài)精度小于編隊隊形設(shè)定值的5%。本發(fā)明的優(yōu)點在于(1)基于有限狀態(tài)自動機的智能控制思想，提出了僚機在編隊飛行過程中在不同飛行模式間進行自動轉(zhuǎn)換的方法，有效模擬了僚機飛行員的智能；(2)模擬僚機飛行員對僚機的控制方式，為僚機設(shè)計了編隊隊形保持飛行模式下的控制率，能夠滿足編隊飛行訓(xùn)練過程中編隊隊形保持的需求；(3)使用現(xiàn)代仿真技術(shù)幫助飛行員進行編隊飛行訓(xùn)練，提高了飛行員編隊飛行訓(xùn)練的可靠性和安全性，大大降低了飛行訓(xùn)練的費用。圖l是有限狀態(tài)自動機原理的有限狀態(tài)圖2是有限狀態(tài)自動機原理的狀態(tài)轉(zhuǎn)換表；圖3是本發(fā)明基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法的流程圖4是實施例中基于有限狀態(tài)機的編隊飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換圖5a是長機航向角與僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸的投影示意圖5b是長機航向角與僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸的投影示意圖5c是長機航向角與僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸的投影示意圖5d是長機航向角與僚機航向角示意圖6a是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸的投影示意圖6b是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸的投影示意圖6c是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸的投影示意圖6d是長機航向角與僚機航向角示意圖6e是僚機滾轉(zhuǎn)角與長機滾轉(zhuǎn)角示意具體實施例方式下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步詳細的描述。本發(fā)明的一種基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，由飛行員控制的飛機模擬器作為長機，由計算機控制的六自由度飛機模型作為僚機，由長機與僚機組成飛機編隊。流程如圖3所示，具體步驟下步驟一基于有限狀態(tài)自動機的原理，針對編隊飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對編隊飛行中可能遇到的情況進行劃分、歸納，確定出僚機可能出現(xiàn)的飛行模式。步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定各飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件。步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表。步驟四，為步驟一中所述的各飛行模式設(shè)計控制方法，為編隊隊形保持設(shè)計控制率。在上述步驟一至步驟四完成后，就可以進行飛行訓(xùn)練，當(dāng)飛行模式轉(zhuǎn)換條件出現(xiàn)時，僚機的飛行模式就能按照飛行模式之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系，在各個飛行模式之間自動進行轉(zhuǎn)換，一旦僚機進入某一飛行模式，就按照為該飛行模式定義的控制方法對僚機進行控制。當(dāng)僚機進入編隊隊形保持飛行模式時，根據(jù)步驟三中所述的公式(2)至公式(9)確定編隊隊形保持的要求確定控制輸入向量C^《,&rafe,/a"dGeaWw"c^,sPe"5reafc5w"cW，選擇符合要求的控制參數(shù)和執(zhí)行周期，使僚機其與長機保持設(shè)定的編隊隊形飛行。本發(fā)明應(yīng)用于飛行員訓(xùn)練系統(tǒng)中的計算機駕駛的飛機模型的開發(fā)，其作用是當(dāng)飛行員駕駛飛機模擬器作為長機進行編隊飛行訓(xùn)練時，可以由本發(fā)明方法來控制飛機模型作為編隊僚機，模擬真實的飛行情況并保持編隊隊形，協(xié)助飛行員完成從起飛到降落整個飛行過程的訓(xùn)練大綱要求。這樣可以減少飛行訓(xùn)練過程中的人員和模擬器，大大減少了飛行員飛行訓(xùn)練的人力和物力。實施例本實施例的飛行任務(wù)要求是，進行模型飛機的編隊飛行訓(xùn)練，由飛行員駕駛該型飛機模擬器作為長機，由計算機控制的六自由度該型飛機模型作為僚機，初始時刻長機與僚機保持設(shè)定的編隊隊形停止在跑道上，當(dāng)長機起飛后，僚機跟隨長機起飛，并在整個飛行過程中保持設(shè)定的編隊隊形，最后兩架飛機返航并降落在機場跑道上。具體實施步驟如下步驟一基于有限狀態(tài)自動機原理，針對編隊飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對編隊飛行中可能遇到的情況進行劃分、歸納，確定出僚機可能出現(xiàn)的飛行模式。包括s。長機與僚機按照編隊隊形要求，停在機場跑道上待命；■V僚機按住剎車同時啟動發(fā)動機；僚機放開剎車；A:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸和機體Y軸上的投影，分別與編隊隊形要求的在機體X軸和機體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機保持編隊隊形；&:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值相差較大，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機保持編隊隊形；&:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值接近，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機保持編隊隊形；A:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值相差較大，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機保持編隊隊形；僚機收起或放下起落架；僚機收起或放下減速板；僚機關(guān)閉發(fā)動機并按住剎車；僚機停止在跑道上，仿真結(jié)束；步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件。飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件包括長機對僚機下達開車指令；!'2:長機開始滑跑；i3:OTflJs&&k/L扁Js;kD[線圳&&kD;is:卜力，讓>&&U/y畫聽》;'6:kcA—|S&&k〃—1,%，50%];z'7:'長機對僚機下達收、放起落架指令；/s:長機對僚機下達收、放減速板指令；"僚機降落在機場跑道上；4。僚機停止在機場跑道上；其中U,^表示設(shè)定的編隊隊形要求的僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體x軸的投影值；X。，。m表示設(shè)定的編隊隊形要求的僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體y軸的投影值；&表示在編隊飛行過程中，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體x軸的實際投影值與&。_d的偏差；凡表示在編隊飛行過程中，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體y軸的實際投影值步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表，如表1所示。在狀態(tài)轉(zhuǎn)換表中，輸入值列在最上一行，狀態(tài)列在最左邊一列，一個輸入應(yīng)用到一個狀態(tài)時的輸出列在對應(yīng)的行列相交的格中。表1中/7，/8，/9具有較高優(yōu)先級，且它們不在同一楨周期中同時達到條件。即當(dāng)77，/8，/9與其它飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換條件同時達到時，要根據(jù)/7，&，/9判斷僚機的下一飛行狀態(tài)。圖4是基于有限狀態(tài)機的編隊飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換圖，它所表示的意義同表1相同。初始時刻，長機與僚機處于狀態(tài)停止在跑道上待命；當(dāng)長機對僚機下達開車指令時，僚機轉(zhuǎn)入狀態(tài)&按住剎車并啟動發(fā)動機；當(dāng)長機開始滑跑時，僚機轉(zhuǎn)入狀態(tài)^放開剎車，跟隨長機滑跑；然后根據(jù)狀態(tài)轉(zhuǎn)換條件z'3^的出現(xiàn)情況，僚機分別轉(zhuǎn)入狀態(tài)A^，例如當(dāng)條件z'3滿足時，僚機轉(zhuǎn)入狀態(tài)^，根據(jù)為A設(shè)計的控制方法c,控制僚機保持編隊隊形；在編隊飛行過程中，當(dāng)條件/7滿足時，僚機轉(zhuǎn)入狀態(tài)A，進行收放起落架的操作，當(dāng)條件/8滿足時，僚機轉(zhuǎn)入狀態(tài)A,進行收放減速板的操作，當(dāng)條件/9滿足時，僚機轉(zhuǎn)入狀態(tài)A，關(guān)閉發(fā)動機并按住剎車；當(dāng)條件/w滿足時，僚機轉(zhuǎn)入狀態(tài)A。，編隊飛行訓(xùn)練結(jié)束。步驟四，為所定義的各飛行模式設(shè)計合適的控制方法，為編隊隊形保持設(shè)計合適的控制率。飛機模型控制量的初始值為&=《=4=《=0，landGearSwitch=0，speedBreakSwitch-1。步驟一中所述的各飛行模式的控制方法如下17步驟一中所述的各飛行l(wèi)莫式的控制方法如下-.C、。&=《,n，即僚機發(fā)動機保持關(guān)閉狀態(tài)-，C,:6rafe-S,，即僚機油門加到最大，同時踩住剎車；C、2:6^=^,。，即僚機放開剎車，僚機開始滑跑；C,，,C^,C^,C^均為編隊隊形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率參數(shù)的取值不同，將在后面進行描述。C、.7:如果長機對僚機下達收起起落架指令，則landGearSwitch-l;如果長機對僚機下達放下起落架指令，貝ijlandGearSwitch=0;C,8:如果長機對僚機下達收起減速板指令，BljspeedBreakSwitch=l;如果長機對僚機下達放下減速板指令，則speedBreakSwitch=0;C、K:6mfe^，即僚機停止在跑道上后，放開剎車，仿真結(jié)束；其中G表示飛行模式s的控制方法，Ze{0,l,2，3，4，5,6，7,8,9,10}，每一個飛行模式的控制方法中沒有描述的其它控制量的取值與轉(zhuǎn)換到該飛行,莫式之前的飛行1i式的控制量的取值相等。C;，C、,q,Q具有相同的控制率，根據(jù)控制率公式，使僚機保持編隊隊形的具體步驟如下(1)選擇控制率執(zhí)行周期。本實施例選擇控制率選擇執(zhí)行周期為10ms。(2)確定僚機控制率參數(shù)《印，L,&,，&，&，^，^，^，《w，、，&，&,，K^的取值。對僚機的參數(shù)&，^，《,，&，&，，/^，；，Xw，^，&，^，&，《力，，《w，Ap進行取值，經(jīng)過試驗獲得如表2表6的數(shù)據(jù)，使式(2)至式(9)快速收斂，超調(diào)量小。對于飛行模式A，&，^俯仰舵和方向舵控制率的參數(shù)取值如下表2俯仰舵和方向舵控制率參數(shù)《-，40.320.350.00350.5740.4520對于狀態(tài)A，，A,^油門桿和滾轉(zhuǎn)舵控制率的參數(shù)取值分別如下:飛行模式A:表3^飛行模式油門桿和滾轉(zhuǎn)舵控制率參數(shù)《，18<table>tableseeoriginaldocumentpage19</column></row><table>表4^飛行模式油門桿和滾轉(zhuǎn)舵控制率參數(shù)<table>tableseeoriginaldocumentpage19</column></row><table>表6^飛行模式油門桿和滾轉(zhuǎn)舵控制率參數(shù)<table>tableseeoriginaldocumentpage19</column></row><table>以上設(shè)計步驟完成后，當(dāng)長機起飛時，僚機就可以跟隨長機起飛，并保持編隊隊形。對編隊轉(zhuǎn)彎和編隊隊形調(diào)整時的編隊隊形保持情況進行了測試，結(jié)果如下圖5a、圖5b、圖5c、圖5d是本發(fā)明方法實施例的長機轉(zhuǎn)彎45度，設(shè)定編隊隊形為x,m。rf=20m，jCOTmmW=10w，Zc。腦。^二0w，編隊隊形保持示意圖。圖5a是長機航向角與僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸的投影示意圖，圖中線1是長機的航向角，線2是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影，長機用時11秒從航向0度轉(zhuǎn)彎到航向45度，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影用時24秒，從轉(zhuǎn)彎初始時刻的20m，重新收斂為20m，在第5秒時超調(diào)量達到最大值4m。從圖5a可以看出，在長機轉(zhuǎn)彎45度過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影很快重新恢復(fù)編隊隊形要求的投影值20m，并且因為超調(diào)量較小，所以編隊隊形調(diào)整過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影的變化不大。圖5b是長機航向角與僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸的投影示意圖，圖中線1是長機的航向角，線3是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸投影，長機用時11秒從航向0度轉(zhuǎn)彎到航向45度，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸投影用時15秒，從轉(zhuǎn)彎初始時刻的10m，重新收斂為10m，在第2秒時超調(diào)量達到最大值5m。從圖5b可以看出，在長機轉(zhuǎn)彎45度過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸投影很快重新恢復(fù)編隊隊形要求的投影值10m，并且因為超調(diào)量較小，所以編隊隊形調(diào)整過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸投影的變化不大。圖5c是長機航向角與僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸的投影示意圖，圖中線1是長機的航向角，線4是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸的投影，長機用時11秒從航向0度轉(zhuǎn)彎到航向45度，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸投影用時15秒，從轉(zhuǎn)彎初始時刻的Om，重新收斂為Om，在第7秒時超調(diào)量達到最大值4m。從圖5c可以看出，在長機轉(zhuǎn)彎45度過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸投影很快重新恢復(fù)編隊隊形要求的投影值Om，并且因為超調(diào)量較小，所以編隊隊形調(diào)整過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸投影的變化不大。圖5d是長機航向角與僚機航向角，圖中線l是長機航向角，線5是僚機航向角，長機用時11秒從航向0度轉(zhuǎn)彎到航向45度，整個轉(zhuǎn)彎過程中僚機航向角與長機航向角的偏差小于0.5度，第12秒后，僚機航向角穩(wěn)定在45度，所以編隊隊形調(diào)整過程中，僚機對長機的航向跟隨情況很好。圖6a、圖6b、圖6c、圖6d、圖6e是本發(fā)明方法實施例的長機勻速飛行，長機航向角為O度，設(shè)定編隊隊形為^。^=20附，j。。mmW=10m，^。mBW=0m，調(diào)整長機與僚機側(cè)向間距為30m的編隊隊形變化示意圖。圖6a是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸的投影示意圖，圖中曲線是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影。僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影用時27秒，從初始時刻的20m，重新收斂為20m，在第6秒時超調(diào)量達到最大值2m。從圖6a可以看出，在調(diào)整長機與僚機側(cè)向間距為30m的編隊隊形變化過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影很快重新恢復(fù)編隊隊形要求的投影值20m，并且因為超調(diào)量較小，所以編隊隊形調(diào)整過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影的變化不大。圖6b是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸的投影示意圖，曲線是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸投影，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體x軸投影用時17秒，從轉(zhuǎn)彎初始時刻的10m,收斂為30m，在第6秒時超調(diào)量達到最大值4m。從圖6b可以看出，在調(diào)整長機與僚機側(cè)向間距為30m的編隊隊形變化過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體y軸投影很快調(diào)整為編隊隊形要求的投影值30m，并且超調(diào)量較小。圖6c是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸的投影示意圖，曲線是僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸的投影，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸投影用時27秒，從轉(zhuǎn)彎初始時刻的Om，重新收斂為Om，在第2秒時超調(diào)量達到最大值1.05m。從圖6c可以看出，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸投影很快重新恢復(fù)編隊隊形要求的投影值Om，并且因為超調(diào)量較小，所以編隊隊形調(diào)整過程中，僚機與長機質(zhì)心連線在僚機機體z軸投影的變化不大。圖6d是長機航向角與僚機航向角，圖中線6是長機航向角，線7是僚機航向角，長機航向角始終保持0度，在調(diào)整長機與僚機側(cè)向間距為30m的編隊隊形變化過程中，僚機航向角從初始時刻的0度，歷時23秒重新收斂為0度，在第2秒時超調(diào)量達到最大值-3.2度所以編隊隊形調(diào)整過程中，僚機航向角的收斂速度較快，超調(diào)量較小。圖6e是長機滾轉(zhuǎn)角與僚機滾轉(zhuǎn)角，圖中線8是長機滾轉(zhuǎn)角，線9是僚機滾轉(zhuǎn)角。長機滾轉(zhuǎn)角始終保持O度，僚機滾轉(zhuǎn)角從初始時刻O度，歷時20秒重新收斂為0度，變化過程中的最大值為-30度，從圖中能夠看出，僚機通過快速調(diào)整滾轉(zhuǎn)角，使長機與僚機側(cè)向間距從10m快速調(diào)整為30m。由圖5a至圖6e可以看出，基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法能夠滿足對飛行員進行編隊飛行訓(xùn)練過程中編隊隊形保持的需求。2權(quán)利要求1、一種基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，其特征在于，包含以下步驟步驟一基于有限狀態(tài)自動機的原理，針對編隊飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對編隊飛行中遇到的情況進行劃分、歸納，確定出僚機出現(xiàn)的飛行模式；步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定各飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件；步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表；步驟四，為步驟一中所述的各飛行模式設(shè)計控制方法，為編隊隊形保持設(shè)計控制率；飛機模型控制量的初始值為δT＝δe＝δa＝δr＝0，landGearSwitch＝0，peedBreakSwitch＝1；δT油門桿輸入量，和分別是δT的最大值和最小值；δe俯仰舵偏角，和分別是δe的最大值和最小值；δa滾轉(zhuǎn)舵偏角，和分別是δa的最大值和最小值；δr方向舵偏角，和分別是δr的最大值和最小值；landGearSwitch起落架收放開關(guān)，landGearSwitch∈{0，1}，0表示放下起落架，1表示收起起落架；speedBreakSwitch減速板收放開關(guān)，speedBreakSwitch∈{0，1}，0表示放下減速板，1表示收起減速板；步驟一中總結(jié)的各飛行模式的控制方法如下即僚機發(fā)動機保持關(guān)閉狀態(tài)；brake＝Bmax，即僚機油門加到最大，同時踩住剎車；即僚機放開剎車，僚機開始滑跑；均為編隊隊形保持控制方法，具有相同的控制率，只是控制率參數(shù)的取值不同；如果長機對僚機下達收起起落架指令，則landGearSwitch＝1；如果長機對僚機下達放下起落架指令，則landGearSwitch＝0；如果長機對僚機下達收起減速板指令，則speedBreakSwitch＝1；如果長機對僚機下達放下減速板指令，則speedBreakSwitch＝0；brake＝Bmax；即僚機停止在跑道上后，放開剎車，仿真結(jié)束；其中brake為剎車輸入量，break∈[Bmin，Bmax]，Bmin和Bmax分別是brake的最大值和最小值；表示飛行模式si的控制方法，i∈{0，1，2，3，4，5，6，7，8，9，10}，每一個飛行模式的控制方法中沒有描述的其它控制量的取值與轉(zhuǎn)換到該飛行模式之前的飛行模式的控制量的取值相等；所述的編隊隊形保持飛行模式下的控制方法的飛行控制率的設(shè)計具體如下(a)油門控制率其中ΔδT是油門的增量，δT_是當(dāng)前時刻的油門值，xe表示當(dāng)前時刻，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體x軸的實際投影值與xcommand的差值，Kxp是比例系數(shù)，Kxd是微分系數(shù)，Kxi是積分系數(shù)；(b)滾轉(zhuǎn)舵控制率其中；偏航角機體軸x在水平面上的投影與地軸xg間夾角，機頭右偏航為正；滾轉(zhuǎn)角φ機體軸z與通過機體軸x的鉛垂面間夾角，飛機向右滾轉(zhuǎn)時為正；Δδa是滾轉(zhuǎn)舵偏角的增量，δa_是當(dāng)前時刻的滾轉(zhuǎn)舵偏角，ye表示當(dāng)前時刻，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體y軸的實際投影值與ycommand的差值，φe表示長機滾轉(zhuǎn)角與僚機滾轉(zhuǎn)角的差值，表示長機方向角與僚機方向角的差值，Kyp，Kyd，Ky分別是ye的比例系數(shù)，微分系數(shù)和積分系數(shù)，Kφp，Kφd分別是φe的比例系數(shù)和微分系數(shù)，分別是的比例系數(shù)和微分系數(shù)；(c)俯仰舵控制率其中俯仰角θ機體軸x與水平面間夾角，抬頭為正；Δδe是俯仰舵偏角的增量，δe_是當(dāng)前時刻的俯仰舵偏角，ze表示當(dāng)前時刻長機高度與僚機高度的差值，θe是長機俯仰角與僚機俯仰角的差值，Kzp，Kzd，Kz1分別是ze的比例系數(shù)，微分系數(shù)和積分系數(shù)，Kθp，Kθd分別是的比例系數(shù)和微分系數(shù)；(d)方向舵控制率Δδr＝Krprw(7)其中Δδr是方向舵偏角的增量，δr是當(dāng)前時刻的方向舵偏角，rw是僚機的偏航角速度，Krp是rw的比例系數(shù)；根據(jù)控制率公式，使僚機保持編隊隊形。2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，其特征在于所述的步驟一中的飛行纟莫式包括僚機停在機場跑道上與長機保持固定編隊隊形待命；a:僚機按住剎車同時啟動發(fā)動機；僚機放開剎車；a:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸和機體Y軸上的投影，分別與編隊隊形要求的在機體X軸和機體Y軸上的投影值接近條件下控制僚機保持編隊隊形；&:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值相差較大，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值接近條件下控制j寮機保持編隊隊形；a:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值接近，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機保持編隊隊形；&:長機與僚機的位置偏差在僚機機體X軸上的投影與編隊隊形要求的在機體X軸上的投影值相差較大，長機與僚機的位置偏差在僚機機體Y軸上的投影與編隊隊形要求的在機體Y軸上的投影值相差較大條件下控制僚機保持編隊隊形；僚機收起或放下起落架；僚機收起或放下減速板；僚機剎車；a。僚機停止在跑道上，仿真結(jié)束；其中&是初始狀態(tài)；a,&，a，^都屬于編隊保持飛行模式，所述的a，&，a，^表示編隊隊形與標(biāo)準(zhǔn)編隊隊形的偏差大小不同。3、根據(jù)權(quán)利要求l所述的基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，其特征在于所述的步驟二中的飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件包括"長機對僚機下達開車指令；/2:長機開始滑跑；k/xOTTOM。Je&&k/L,Je;k/^。，。Jg&&k/:^。Je;'■5:kD&&|^謹(jǐn)薩>;/7:長機對僚機下達收、放起落架指令；/s:長機對僚機下達收、放減速板指令；/9:僚機降落在機場跑道上；僚機停止在機場跑道上；其中^^。^表示設(shè)定的編隊隊形要求的僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體x軸的投影值；^。^^表示設(shè)定的編隊隊形要求的僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體y軸的投影值；&表示在編隊飛行過程中，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體x軸的實際投影值與x￡。mmW的偏差；義表示在編隊飛行過程中，僚機與長機質(zhì)心連線矢量在僚機機體y軸的實際投影值4表示&與x_MW比值的絕對值在0%與50%之間，并且k與乂。_^比值的絕對值在0%與50%之間；/4表示&與^。顯^比值的絕對值不在0%與50%之間，并且^與X細^比值的絕對值在0%與50%之間；/5表示xe與&。^比值的絕對值在0%與50%之間，并且k與尺。，。w比值的絕對值不在0%與50%之間；/6表示&與xe。，rf比值的絕對值不在0%與50%之間，并且A與_yOTMrf比值的絕對值不在0%與50%之間。4、根據(jù)權(quán)利要求l所述的基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，其特征在于所述的步驟三中的狀態(tài)轉(zhuǎn)換表為表1編隊飛行訓(xùn)練中僚機各飛行模式間的轉(zhuǎn)換關(guān)系'2/3、/5,6VZ10SoSOSOSoSO&&&&&&巧在狀態(tài)轉(zhuǎn)換表中，輸入值列在最上一行，狀態(tài)列在最左邊一列，一個輸入應(yīng)用到一個狀態(tài)時的輸出列在對應(yīng)的行列相交的格中；表1中/7，/8，/9具有較高優(yōu)先級，且它們不在同一楨周期中同時達到條件；即當(dāng)/7,/8，/9與其它飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換條件同時達到時，要根據(jù)/7,Z8，/9判斷僚機的下一飛行狀態(tài)。5、根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，其特征在于所述的步驟四中，根據(jù)控制率公式，使僚機保持編隊隊形的具體步驟如下(1)選擇控制率執(zhí)行周期，為控制率公式(1)至(8)選擇執(zhí)行周期；控制率執(zhí)行周期選擇的標(biāo)準(zhǔn)是在計算機性能允許的條件下，使控制率收斂時間小于30秒，控制率執(zhí)行周期的取值范圍介于50毫秒和IO毫秒之間；(2)確定控制率參數(shù)^^，《w，《,，《w，/;，/^，《^，《w,《一，A"&,，^p，&rf，&,的取值，根據(jù)飛機模型特征參數(shù)的不同，對控制率參數(shù)&p，Kw，&,，~d，,，&p，""&，L，&,，&,，A^進行取值，對取值后的控制率參數(shù)進行調(diào)試，使控制率式(2)(9)收斂時間小于30秒，x軸，y軸，z軸的超調(diào)量小于編隊隊形設(shè)定值的60%，穩(wěn)態(tài)精度小于編隊隊形設(shè)定值的5%。全文摘要本發(fā)明公開了一種基于有限狀態(tài)機的自動編隊飛行控制方法，包括如下步驟步驟一基于有限狀態(tài)自動機的原理，針對編隊飛行訓(xùn)練任務(wù)要求，對編隊飛行中可能遇到的情況進行劃分、歸納，確定出僚機可能出現(xiàn)的飛行模式。步驟二根據(jù)步驟一中飛行模式，確定各飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件。步驟三結(jié)合步驟一中歸納總結(jié)出的飛行模式和步驟二中確定的各個飛行模式之間的轉(zhuǎn)換條件，列出狀態(tài)轉(zhuǎn)換表。步驟四，為步驟一中所述的各飛行模式設(shè)計控制方法，為編隊隊形保持設(shè)計控制率。本發(fā)明提出了僚機在編隊飛行過程中在不同飛行模式間進行自動轉(zhuǎn)換的方法，有效模擬僚機飛行員的智能；設(shè)計了編隊隊形保持飛行模式下的控制率，能夠滿足編隊隊形保持的需求。文檔編號G05D1/00GK101464692SQ200910077120公開日2009年6月24日申請日期2009年1月16日優(yōu)先權(quán)日2009年1月16日發(fā)明者孟光磊,馬耀飛,龔光紅申請人:北京航空航天大學(xué)