技術(shù)特征：

1.一種基于模型參考自適應(yīng)控制的艦載無人機(jī)自動著艦控制裝置，其特征在于，該裝置包括：著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊，用于根據(jù)艦船與艦載無人機(jī)的相對位置和絕對位置信息，生成三維下滑基準(zhǔn)軌跡信號和速度指令信號；

模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊，利用模型參考自適應(yīng)控制算法生成艦載無人機(jī)的飛行控制信號，使得艦載無人機(jī)的實際飛行軌跡和速度跟蹤著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊所生成的三維下滑基準(zhǔn)軌跡信號和速度指令。

2.如權(quán)利要求1所述艦載無人機(jī)自動著艦控制裝置，其特征在于，模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊中，用于對參考模型的名義控制矩陣估計值K₂(t)進(jìn)行在線更新的自適應(yīng)更新律按照以下方法設(shè)計得到：

令ω(t)＝[Δx^T(t),Δr^T(t)]^T，Δr為參考輸入信號，Δx為狀態(tài)向量，則輸出跟蹤誤差

e(t)＝Δy(t)-Δy_m(t)，

式中，Δy、Δy_m分別為系統(tǒng)輸出、參考模型輸出；

定義新的誤差信號為

ε(t)＝ξ_m(s)h(s)[e](t)+Ψ(t)ξ(t)，

式中，h(s)＝1/f(s)，f(s)為穩(wěn)定多項式，Ψ(t)為Ψ^*＝K_p的估計值，K_p為高頻增益矩陣，ξ_m(s)為參考模型的交互矩陣，ξ(t)＝Θ^T(t)ζ(t)-h(s)[Δu](t)；

令

ζ(t)＝h(s)[ω](t),

則新的誤差信號轉(zhuǎn)化為

$\mathrm{\ϵ}\left(t\right)={\mathrm{\Ψ}}^{*}{\widetilde{\mathrm{\Θ}}}^T\mathrm{\ζ}\left(t\right)+\widetilde{\mathrm{\Ψ}}\left(t\right)\mathrm{\ξ}\left(t\right)$

式中，

于是，控制矩陣參數(shù)的自適應(yīng)更新律設(shè)計為：

${\stackrel{\·}{\mathrm{\Θ}}}^T\left(t\right)=\frac{-S_p\mathrm{\ϵ}\left(t\right){\mathrm{\ζ}}^T\left(t\right)}{m^2\left(t\right)}$

$\stackrel{\·}{\mathrm{\Ψ}}\left(t\right)=\frac{-{\mathrm{\Γ\ϵ\ξ}}^T\left(t\right)}{m^2\left(t\right)}$

式中，Γ＝Γ^T＞0,S_p為可逆定常矩陣。

3.如權(quán)利要求1所述艦載無人機(jī)自動著艦控制裝置，其特征在于，模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊的輸入信號包括：艦載無人機(jī)的四個縱向狀態(tài)量——飛行速度V、迎角α、俯仰角速率q、俯仰角θ；五個橫側(cè)向狀態(tài)量——側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角速率p、偏航角速率r、滾轉(zhuǎn)角φ、偏航角ψ；著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊輸出的速度指令V_c及下滑基準(zhǔn)軌跡信號X_EATDc(t),Y_EATDc(t),Z_EATDc(t)；

模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊的輸出信號包括：油門開度Δδ_T、升降舵偏角Δδ_e、副翼偏角δ_a、方向舵偏角δ_r；

模型參考自適應(yīng)飛行控制模塊中的飛行控制律包括縱向和橫側(cè)向飛行控制律，通過以下方法設(shè)計得到：

第一步，基于如下縱向線性模型

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{V}\\ \mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\\ \mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{q}\\ \mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ \mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{H}\end{array}\right]=A_{lon}\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}V\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\α}\\ \mathrm{\Δ}q\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\θ}\\ \mathrm{\Δ}H\end{array}\right]+B_{lon}\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\Δ\δ}}_e\\ {\mathrm{\Δ\δ}}_T\end{array}\right]$

${\mathrm{\Δy}}_{lon}=C_{lon}{x}_{lon}=\left[\begin{array}{ccccc}1& 0& 0& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& 1\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}V\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\α}\\ \mathrm{\Δ}q\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\θ}\\ \mathrm{\Δ}H\end{array}\right]$

判斷傳遞函數(shù)矩陣的相對階次l_i，i＝1,2，計算高頻增益矩陣

$K_p=\left[\begin{array}{c}{c}_{1,lon}{A}_{lon}^{l_1-1}{B}_{lon}\\ c_{2,lon}{A}_{lon}^{l_2-1}{B}_{lon}\end{array}\right]$

保證為非奇異；式中，A_lon、B_lon、C_lon為變量符號描述的縱向線性系統(tǒng)矩陣，c_1,lon、c_2,lon分別為C_lon的第1行和第2行；

第二步，根據(jù)傳遞函數(shù)矩陣的相對階次l_i，i＝1,2，選取交互矩陣其中p_1i,p_2i為縱向系統(tǒng)期望極點，從而設(shè)計如下參考模型

Δy_m,lon(t)＝W_m,lon(s)[Δr_lon](t)

式中，Δr_lon(t)＝[0,ΔH_EATDc]^T，

第三步，計算縱向飛行控制律

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e\left(t\right)\\ \mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_T\left(t\right)\end{array}\right]=K_{1,lon}^T\left(t\right)\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}V\left(t\right)\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\α}\left(t\right)\\ \mathrm{\Δ}q\left(t\right)\\ \mathrm{\Δ}\mathrm{\θ}\left(t\right)\\ \mathrm{\Δ}H\left(t\right)\end{array}\right]+K_{2,lon}\left(t\right)\left[\begin{array}{c}0\\ \mathrm{\Δ}{H}_{EATDc}\left(t\right)\end{array}\right]$

其中，K_2,lon(t)為在線更新的控制矩陣；

第四步，基于如下橫側(cè)向線性模型

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\β}}\\ \stackrel{\·}{p}\\ \stackrel{\·}{r}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\\ \stackrel{\·}{y}\end{array}\right]=A_{lat}\left[\begin{array}{c}\mathrm{\β}\\ p\\ r\\ \mathrm{\φ}\\ \mathrm{\ψ}\\ y\end{array}\right]+B_{lat}\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a\\ {\mathrm{\δ}}_r\end{array}\right]$

$y_{lat}=C_{lat}{x}_{lat}=\left[\begin{array}{cccccc}1& 0& 0& 0& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& 0& 1\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\mathrm{\β}\\ p\\ r\\ \mathrm{\φ}\\ \mathrm{\ψ}\\ y\end{array}\right]$

判斷傳遞函數(shù)矩陣的相對階次l_i，i＝1,2，計算高頻增益矩陣

$K_p=\left[\begin{array}{c}{c}_{1,lat}{A}_{lat}^{l_1-1}{B}_{lat}\\ c_{2,lat}{a}_{lat}^{l_2-1}{B}_{lat}\end{array}\right]$

保證為非奇異；式中，A_lat、B_lat、C_lat為橫側(cè)向線性系統(tǒng)矩陣，c_1,lat、c_2,lat分別為C_lat的第1行和第2行；

第五步，根據(jù)傳遞函數(shù)矩陣的相對階次l_i，i＝1,2，選取交互矩陣其中p_1i,p_2i為橫側(cè)向系統(tǒng)期望極點，從而設(shè)計如下參考模型

y_m,lat(t)＝W_m,lat(s)[r_lat](t)

式中，r_lat(t)＝[0,Y_EATDc]^T，

第六步，計算橫側(cè)向飛行控制律

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_a\left(t\right)\\ {\mathrm{\δ}}_r\left(t\right)\end{array}\right]=K_{1,lat}^T\left(t\right)\left[\begin{array}{c}\mathrm{\β}\left(t\right)\\ p\left(t\right)\\ r\left(t\right)\\ \mathrm{\φ}\left(t\right)\\ \mathrm{\ψ}\left(t\right)\\ y\left(t\right)\end{array}\right]+K_{2,lat}\left(t\right)\left[\begin{array}{c}0\\ Y_{EATDc}\left(t\right)\end{array}\right]$

其中，K_2,lat(t)為在線更新的控制矩陣。

4.如權(quán)利要求1所述艦載無人機(jī)自動著艦控制裝置，其特征在于，著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊的輸入信號包括：艦船跑道或下滑道的方位角(ψ_S+λ_ac)，其中ψ_S為艦船方位角，λ_ac為斜角甲板夾角；著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊的輸出信號包括：速度指令V_c及下滑基準(zhǔn)軌跡信號X_EATDc(t),Y_EATDc(t),Z_EATDc(t)。

5.如權(quán)利要求4所述艦載無人機(jī)自動著艦控制裝置，其特征在于，著艦指令與下滑基準(zhǔn)軌跡生成模塊使用以下方法生成速度指令V_c及下滑基準(zhǔn)軌跡信號X_EATDc(t)、Y_EATDc(t)、Z_EATDc(t)：

捕獲下滑道后，根據(jù)已知的初始下滑高度-Z_EA0、下滑角γ_c、下滑速度V_c，計算著艦時間

$t_d=\frac{Z_0}{V_c{\mathrm{sin\γ}}_c}$

和下滑道長度

$R_A=V_c{t}_d=\frac{Z_{EA0}}{{\mathrm{sin\γ}}_c};$

然后計算以理想著艦點為原點的地面坐標(biāo)系下的三維下滑基準(zhǔn)軌跡：

$\left\{\begin{array}{c}{X}_{EATDc}\left(t\right)=V_c(t-t_d){\mathrm{cos\γ}}_{c}cos({\mathrm{\ψ}}_S+{\mathrm{\λ}}_{ac})\\ Y_{EATDc}\left(t\right)=V_c(t-t_d){\mathrm{cos\γ}}_c\sin ({\mathrm{\ψ}}_S+{\mathrm{\λ}}_{ac})\\ Z_{EATDc}\left(t\right)=-H_{EATDc}\left(t\right)=-V_c(t-t_d){\mathrm{sin\γ}}_c\end{array}\right..$