針對艦艉流抑制的ACLS縱向控制律優化設計

張智, 李佳桐, 董然, 原新

(哈爾濱工程大學 自動化學院，黑龍江 哈爾濱 150001)

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針對艦艉流抑制的ACLS縱向控制律優化設計

張智, 李佳桐, 董然, 原新

(哈爾濱工程大學 自動化學院，黑龍江 哈爾濱 150001)

摘要：艦艉氣流擾動是造成艦載機著艦誤差的一個主要因素，因而自動著艦系統需要具有較強的對抗擾流能力。本文借鑒美國F/A-18A飛機自動著艦控制器基本構型，對算例艦載機完成了縱向著艦控制系統優化設計。針對艦艉流隨機性分量，利用遺傳算法對控制回路參數進行離線尋優，尋優過程兼顧了系統時域性能指標和頻域安全邊界約束；針對艦艉流穩態分量，在固定參數尋優結果的基礎上加入內回路補償指令以實現控制系統對完整艦艉流的最優抑制；通過仿真驗證優化后的控制系統。結果表明，所提出的優化方案可行有效，優化后的自動著艦系統具有更好的指令響應特性以及更強的魯棒性，提高了艦載機著艦精度。

關鍵詞：艦載機；艦艉流；自動著艦系統；遺傳算法；頻域安全邊界；指令補償

網絡出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/23.1390.u.20160421.1040.006.html

由于在著艦階段環境擾動復雜，飛行控制精度要求高，因而艦載機著艦操作難度很大；為減輕飛行員負擔，提高艦載機著艦飛行品質，美國海軍研制了全自動著艦導引系統(automatic carrier landing system, ACLS)并投入使用[1]。

在設計ACLS時，除了考慮艦載機的機動性，還須特別關注控制系統對進場路徑大氣紊流(主要指艦艉流)的抑制能力，因為大氣擾動是引起著艦誤差的主要來源之一[2-3]。為此，美國海軍曾在20世紀70年代末開發了以高度變化率(即“H-dot”)為基準反饋信號的ACLS，并將其應用于A-7E，F-14A，S-3A和F/A-18A等艦載機上進行驗證，大量測試結果表明，具有H-dot指令模式的ACLS在惡劣流場中展現出良好的魯棒性[2,4]。另外，在發展著艦控制系統的過程中,美國海軍總結了ACLS設計準則，包括時域和頻域指標，它們是對艦載機進場和著艦性能的一般規定，并不局限于特定機型[4-5]。

然而，許多針對ACLS控制律優化設計的理論研究工作并沒有綜合考慮ACLS的性能。例如：文獻[6]僅從系統對階躍指令的響應方面進行控制器參數調校，并未優化系統的擾動抑制能力；文獻[7]采用模糊自適應PID參數整定方法改善了基于迎角恒定的動力補償系統(Approach Power Compensation System, APCS)的性能，但在檢驗抗風能力時，擾動輸入僅選取了用單位階躍信號代表的垂向突風，它同復雜的艦艉流模型相差很大；文獻[8]的研究與文獻[7]存在類似問題；文獻[9]利用基于模型參考的模糊自適應系統整定了ACLS縱向內回路參數，使縱向ACLS對不同海況下的艦艉流擾動都有良好的抑制能力，文獻[10]結合非線性動態逆與滑模控制，通過改善縱向ACLS各個反饋環的性能以實現艦艉流場中艦載機對指令路徑的精確跟蹤，但這兩項研究都未考慮所引入的設計方法對艦載機操縱性能的影響；文獻[11]利用有限界H∞方法綜合了F/A-18A飛機H-dot控制律，但令人滿意的驗證結果僅是ACLS對垂直速率指令以及對艦艉流垂直分量的響應。此外，以上這些研究都忽視了設計ACLS時應滿足的頻域邊界問題。

為使ACLS具有良好的指令響應性能和魯棒性，并且滿足頻域設計邊界，本文將F/A-18A飛機H-dot指令構型應用于某型艦載機，利用遺傳算法技術完成ACLS縱向控制律的優化設計并通過仿真驗證了結合參數尋優和指令補償后的ACLS的時域性能。

1艦艉流模型

本文采用軍標MIL-HDBK-1797所描述的艦艉流工程化模型對著艦階段大氣環境建模。該模型將擾流速度矢量分為水平縱向分量u、水平橫向分量v和垂向分量w。u與甲板風Vw/d的方向平行，向前為正；v沿駕駛員右手方向為正；w向下為正[12]。并且，根據艦艉流特性，分為4部分建模，每部分的速度都能在上述3個方向上分解，即：自由大氣紊流分量由u1、v1和w1組成；艦艉流穩態分量由u2和w2組成；周期性分量由u3和w3組成；隨機性分量由u4、v4和w4組成。計算完整的艦艉流速度[12]：

(1)

1.1自由大氣紊流分量

該分量與艦機相對位置無關，可通過有限帶寬白噪聲信號輸出到式(2)描述的空間頻譜來模擬其速度分量[12]：

(2)

1.2艦艉流穩態分量

特點是在垂直方向上一種特有的雄雞尾形狀的風，又稱為“雄雞尾流”，是艦艉大氣擾動的主要組成部分。它的其風向與距艦艉的距離有關，臨近艦艉處是向下的有效風，并且它隨離開艦艉的距離增加而減弱并最終變為向上的風。若已知甲板風大小以及艦載機的近艦速度，則艦載機受到的雄雞尾流可用與時間相關的確定性函數來模擬。

1.3艦艉流周期性分量

該分量由航母的垂蕩運動和縱搖運動產生，大小與航母的不規則運動、海面風及艦載機距航母的距離有關：

(3)

式中：ωp為艦縱搖頻率，rad/s；θs為艦縱搖幅度，rad，P為隨機相位，rad；X為艦載機距航母縱搖中心的距離，m；u0為艦載機基準進場速度，m/s。

1.4艦艉流隨機分量

可根據圖1(a)仿真該分量，其中：σ(X)、τ(X)分別是與X和vw/d有關的均方根和時間常數，具體關系如圖1(b)所示。

圖1　艦艉流隨機分量模型Fig.1　Details on the random component of carrier air-wake model

2縱向ACLS設計基礎

2.1控制系統基本組成與工作原理

2.2待優化的飛行控制系統

F/A-18A飛機的ACLS采用H-dot指令模式，其縱向控制器具有圖2(b)所示的基本結構[13]，控制輸入為油門和升降舵，控制回路主要為APCS和高度控制，其中：高度控制回路包含內環的俯仰角速度反饋、中環高度變化率反饋和外環的高度反饋；APCS的作用是穩定進場艦載機的速度和迎角，增強垂向飛行軌跡控制能力[3]，簡化后的控制律為:

(4)

式中：Δv、Δα、Δq、Δθ、Δh、Δnz、Δγ分別為艦載機速度、迎角、俯仰角速度、俯仰角、高度、法向過載以及航跡角相對平衡點的擾動量；Δδp為有效油門開度。

(a)原理圖

(b)F/A-18A飛機的ACLS縱向基本結構圖2　基于H-dot指令構型的縱向ACLSFig.2　Longitudinal channal of H-dot ACLS

本文針對圖2(b)所示控制器結構完成優化設計，被控艦載機型與文獻[13]中一致，艦載機進場動力學特性可由式(5)和式(6)代表的小擾動線性模型描述:

(5)

(6)

式中：Δδe、Δδc、Δδpl分別為升降舵指令、鴨翼指令、油門桿指令相對基準值的偏差；u0為基準進場速度，取70 m/s；u與w分別為氣流擾動的水平縱向速度分量和垂直速度分量；g為重力加速度[13]。

本文在優化飛行控制律設計過程中將APCS參數固定為文獻[13]的整定結果：K1=4、K2=-95、K3=40、K4=150、K5=20。根據圖2(b)所示的ACLS縱向結構，將高度控制回路中的參數Kω取為定值12.606；8個待定參數分別是：內環滯后超前環節T1、T2，反饋增益Kq，內環前向通道比例、積分增益Kp和Ki，航跡角反饋增益Kγ、過載反饋增益Knz以及導引律中Kh(注：仿真時圖2(b)中反饋的飛機角度、角速度狀態量采用弧度單位制)。

2.3 性能評價方法

為保證艦載機動態調整過程的快速性和安全性，并使ACLS具有較強魯棒性，評價依據包括縱向ACLS階躍響應性能，以及擾流作用下艦載機高度偏差、迎角偏差、俯仰角及俯仰速率偏差等指標。此外，還要滿足ACLS頻域設計邊界，這是確保控制算法與各硬件設備特性、與甲板運動補償算法等其他輔助環節具有更好適配性的客觀要求。圖3給出ACLS設計的頻域特性要求[5]，測出的艦載機頻域特性曲線應位于圖中黑實線所界定的區域內。

圖3　ACLS頻域特性邊界條件要求Fig.3　Requirements on ACLS response boundary in frequency domain

本文將該邊界作為算例機型ACLS參數尋優的頻域評價指標，在尋優過程中也綜合考慮了系統的時域性能指標。若僅考慮縱向ACLS對指令輸入的響應指標，仿照F/A-18A飛機ACLS的設計性能，則一組可行的控制器參數如下[14]：

T1=0.76Ki=30.25Kq=0.6281Kγ=1

T2=0.65Kp=30.25Knz=5.729Kh=0.42

本文將其作為優化前的縱向ACLS參數。

3縱向ACLS優化設計

本文通過結合控制器參數優化和補償控制指令來增強ACLS對抗大氣擾動的能力。這是因為，在艦艉流的4大分量中，穩態分量與其它3種的特性不同：穩態分量波形具有確定性，可根據經驗對其影響進行預先補償；其余分量都具有隨機性(周期性分量的相位是隨機的)，通過經驗補償的方法實現擾動抑制往往效果不佳，可以考慮優化控制器參數來提高系統魯棒性。參數尋優方案是：首先，按照時域誤差最小原則進行初步尋優；然后，檢驗尋優后系統的頻域特性；最后，通過多次調整評價指標對不滿足約束的部分再次尋優，以達到預期性能要求。

3.1基于遺傳算法的縱向ACLS參數尋優方法

圖4給出了根據遺傳算法優化控制器參數的流程。將待尋優的8個參數映射成遺傳個體，計算個體適應度前，需先將個體解碼出對應的控制器參數代入縱向ACLS仿真進行系統仿真。由于優化期望是使ACLS在對抗擾流時的多次平均誤差最小，因此本文針對每一組控制器參數進行20次仿真，每次對應的流場數據不同(可在建模艦艉流時指定不同的隨機數種子或者隨機相位來實現)，然后計算系統狀態偏差的均方根(Root Mean Square，RMS)作為最終的個體適應度值。

圖4　遺傳尋優流程圖Fig.4　Flow chart of parameter optimization with genetic algorithm

3.2基于遺傳算法的控制器參數時域尋優

3.2.1編碼方式

在2.1節已給出了待尋優的系統參數：T1、T2、Kq、Kp、Ki、Knz、Kγ、Kh。參數編碼前必須指定其取值范圍，一般可根據參數的物理意義及系統調試過程的經驗。本文根據文獻[13]中的參數確定方法，選取參數變化范圍如表1所示。

表1　控制器參數范圍

對這8個參數進行2進制編碼，每個參數占用16位2進制碼，如圖5所示，這是為保證尋優時具有足夠的搜索精度，以參數T1為例，其搜索時對應的最小分辨率為(4.0-2.2)/216。

圖5個體基因編碼形式

Fig.5Form of encoded individual gene

3.2.2個體評價函數

僅考慮縱向ACLS的時域性能設計個體評價函數(即適應度函數)，式(7)給出評價函數fitness:

(7)

3.2.3時域尋優結果

定義遺傳算法參數為：交叉概率0.8，變異概率0.15，種群大小150，最大遺傳代數400。在控制系統參數尋優和驗證過程中所加入的擾流只含除艦艉流穩態分量之外的其余3種分量；關于穩態分量的抑制方法將在4.4節討論。經遺傳尋優后各參數取值如下：

T1=2.87Ki=70.39Kq=0.99Kγ=1

T2=1.12Kp=53.25Knz=2.59Kh=0.42

圖6為縱向ACLS在時域尋優前、后對高度偏差階躍指令響應的對比結果，顯然，系統超調量和調節時間均有顯著改善。圖7給出尋優前、后的縱向ACLS在20次擾流作用下的偏差曲線，可見迎角和高度偏差均有顯著降低，說明控制系統經尋優后魯棒性更強。

此外，本文尋優指標(見式(7))中還體現了俯仰角、俯仰角速度等量的尋優，限于篇幅，圖7未給出全部曲線對比。最優解變化曲線如圖8所示，算法開始時收斂速度較快，至100代時已獲得較好的結果，100～400代的適應度值趨于穩定，這說明利用遺傳算法對縱向ACLS進行參數尋優是可行的。

圖6　縱向ACLS尋優前后階躍響應仿真結果Fig.6　Comparison of longitudinal ACLS step responses before and after time domain parameter optimization

圖7　加入艦艉流三種分量后的20次仿真結果Fig.7　Twenty times simulated results of longitudinal ACLS affected by three kinds of random components in burble

圖8　最優解收斂曲線Fig.8　Convergence curve for the optimal solution

3.3控制器參數的時頻域綜合尋優

3.3.1時域尋優結果的頻域檢驗

根據2.3節給出的ACLS頻域安全邊界，檢驗時域尋優后的縱向ACLS的頻域性能，結果如圖9所示。顯然，對于垂直速度響應，系統幅、相曲線均滿足邊界要求；對于高度響應，系統幅頻特性曲線滿足邊界要求，但相頻特性曲線在0.5～1rad/sec的相位滯后明顯超出邊界限制，而該頻段恰處于甲板運動的主頻范圍[16]，此處滯后過大會導致飛機跟蹤甲板運動時間滯后較大，增加甲板運動補償難度。因此，若不對尋優過程進行調整，使系統在達到時域指標的同時也滿足頻域邊界規定，則會影響ACLS的總體安全性。

圖9　時域尋優后ACLS頻域響應曲線Fig.9　Frequency-domain characteristics of longitudinal ACLS after optimizing the parameters in time domain

3.3.2 時頻域綜合尋優

針對當前系統相頻特性超限問題，重新修正評價函數fit2，修正后為:

(8)

式中：fω為系統在1rad/sec正弦信號激勵下相位滯后的絕對值；wω為該指標對應權重(取0.12)，函數中其余分量含義和對應權重均與式(7)一致。

利用該適應度函數，重新對參數進行遺傳尋優的結果為

T1=3.98Ki=72.76Kq=1.45Kγ=1

T2=1.25Kp=39.45Knz=3.09Kh=0.42

經時頻域綜合尋優后的系統頻域特性如圖10所示。表2給出未尋優、時域尋優、時頻域綜合尋優3種情況下的ACLS適應度值、在艦艉流隨機性分量作用下的高度偏差響應均方根(HRMS)，以及在1rad/sec處的相位滯后量。

表2　不同尋優方式的結果比較

圖10　時頻域綜合尋優后ACLS頻域響應曲線Fig.10　Frequency-domain characteristics of longitudinal ACLS after optimizing the parameters in time and frequency domains

由圖10及表2可知，引入時頻域約束條件尋優后，ACLS的頻域特性曲線已完全滿足邊界要求，與僅采用時域尋優的結果相比，該系統的時域偏差指標雖然略有下降(因為適應度有所降低)，但與未尋優前相比，高度偏差仍有明顯改善。

3.4 艦艉流穩態分量的抑制方法

艦艉流穩態分量具有確定性，可根據經驗對其干擾進行預先補償，為分析穩態分量對著艦性能的影響，將完整的艦艉流4個分量加入經參數尋優前、后的ACLS，多次仿真后分別得到高度偏差曲線圖11(a)和圖11(b)。可見，高度偏差曲線集出現明顯的先向上波動、再向下波動，這是進場艦載機進入尾流區時先遭遇明顯的上洗流、后遭遇下洗流造成的[15]。針對這種情況，文獻[15]中指出：可在以俯仰姿態為基準的飛行控制系統的反饋指令上疊加俯仰指令前饋信號，以削弱由艦艉流穩態分量引起的航跡偏差。仿照該思路，本文嘗試在高度變化率回路中預先疊加附加指令來抑制穩態分量的影響，如圖12(a)所示；并且，采取分段補償策略，補償值切換兩次，詳細設計補償引入的時刻和大小，以確保補償后的系統響應指標最優。

為此，本文仍采用遺傳算法技術，對補償時刻及補償幅度進行編碼，將前文時頻域綜合尋優后的參數固定后單獨對該補償指令的波形尋優，適應度函數仍根據式(8)，最后得到的補償指令波形如圖12(b)所示。

圖11　ACLS對完整艦艉氣流擾動的響應Fig.11　Responses of ACLS to full ship burble

圖12　針對艦艉流穩態分量的指令補償Fig.12　Compensated command for the steady component of carrier air wake

加入補償指令后，縱向ACLS對抗20次完整艦艉流的仿真結果如圖11(c)所示，并且計算可知：僅考慮時、頻域參數尋優的ACLS的HRMS為0.467 3 m，而綜合指令補償和參數尋優的ACLS的HRMS為0.351 7 m，這說明高度變化率指令補償對于改善縱向ACLS抑制穩態上、下洗流的影響有積極作用。

4縱向ACLS優化設計驗證

前文已實現了基于完整艦艉流分量的擾流最優抑制。通過完成控制參數尋優以抑制3種隨機分量與完成補償指令尋優以抑制穩態分量相結合，使所設計的縱向ACLS在艦艉流作用下具有較高的時域控制精度，并且滿足頻域安全邊界約束。為進一步表明優化后的縱向ACLS對擾流具有更強的抑制能力，對縱向ACLS響應100組完整艦艉流的情況進行仿真，仍得到較好的偏差統計結果見表3。

表3進場艦載機高度偏差響應統計結果

Table 3Statistics of altitude deviation of the carrier-based aircraft in approach phase m

優化方式平均偏差值最大絕對峰值偏差平均絕對峰值偏差優化前-0.19971.58050.8246參數尋優-0.13340.94930.6301參數尋優和指令補償-0.12490.75050.5703

最后，對優化后的縱向ACLS進行綜合路徑跟蹤性能測試，仿真初始條件設為：進場艦載機存在初始高度偏差，在著艦前35 s時加入幅值5 m的高度糾偏指令，在著艦前15 s時加入艦艉流擾動。對比縱向ACLS在優化設計前、后的高度偏差響應，如圖13所示。由此可知：盡管兩個著艦控制系統都能有效引導艦載機著艦，使艦載機通過前期調整快速消除高度偏差，進入平穩飛行狀態，但顯然優化設計后的ACLS調節時間更短，超調更小。

圖13　艦載機高度偏差對比Fig.13　Comparison of carrier-based aircraft altitude deviations

5結論

論文針對ACLS優化艦艉流抑制能力進行設計，分別研究了隨機性擾和穩態擾流分量的抑制和補償方法，得到結論如下：

1)擾流抑制可分類處理，對于固定規律的穩態分量可采用指令補償的方式進行抑制，其余分量需采用控制器參數優化設計的方式進行抑制；

2)控制器參數尋優要同時兼顧時域誤差最小和頻域邊界約束，才能獲得更好的綜合效果，并能與甲板運動補償環節更好適配；

3)將參數的時、頻域綜合尋優策略和穩態擾流抑制的內環指令補償疊加使用，可在完整擾流作用下實現很好的控制效果。

參考文獻：

[1]STEINBERG M. A fuzzy logic based f/a-18 automatic carrier landing system[C]//Navigation and control conference, AIAA. Washington, D.C., 1992: 407-417.

[2]HESS R K, URNES J M, MOOMAW R F, et al. H-dot automatic carrier landing system for approach control in turbulence[J]. Journal of guidance, control, and dynamics, 1981, 4(2): 177-183.

[3]HUFF R K, KESSLER G K. Enhanced display, flight controls and guidance systems for approach and landing[R]. Patuxent River, MD: Naval Air Test Center Report, 1991.

[4]URNES J M, HESS R K. Development of the F/A-18A automatic carrier landing system[J]. Journal of guidance, control, and dynamics, 1985, 8(3): 289-295.

[5]PRICKETT A L, PARKES C J. Flight testing of the F/A-18E/F automatic carrier landing system[C]//IEEE Proceedings aerospace conference. Big Sky, MT, 2001: 52606-52611.

[6]吉祥. 艦載機自動著艦軌跡控制技術研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2011: 49-58.

JI Xiang. The research on trajectory control of automatic carrier landing[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011: 49-58.

[7]滿翠芳, 江駒, 王新華, 等. 艦載機動力補償系統模糊邏輯設計技術[J]. 南京航空航天大學學報, 2010, 42(5): 656-660. MAN Cuifang, JIANG Ju, WANG Xinhua, et al. Carrier-based aircraft approach power compensator system design based on fuzzy logic techniques[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2010, 42(5): 656-660.

[8]李冀北, 侯志強. 自動著艦導引律設計及其參數優化[C]//第20屆中國控制與決策會議. [S.l.], 2008.

[9]焦鑫, 江駒, 王新華, 等. 基于模型參考模糊自適應的艦尾流抑制方法[J]. 南京航空航天大學學報, 2013, 45(3): 396-401.

JIAO Xin, JIANG Ju, WANG Xinhua, et al. Air wake rejecting method based on model reference fuzzy adapting system control[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2013, 45(3): 396-401.

[10]朱齊丹, 孟雪, 張智. 基于非線性動態逆滑模的縱向著艦系統設計[J]. 系統工程與電子技術, 2014, 36(10): 2037-2042.

ZHU Qidan, MENG Xue, ZHANG Zhi. Design of Longitudinal carrier landing system using nonlinear dynamic inversion and sliding mode control[J]. Systems engineering and electronics, 2014, 36(10): 2037-2042.

[11]SUBRAHMANYAM M B. H-infinity design of F/A-18A automatic carrier landing system[J]. Journal of guidance, control, and dynamics, 1994, 17(1): 187-191.

[12]Department of Defense Interface Standard. Flying qualities of piloted aircraft, MIL-HDBK-1797[S]. USA: Department of Defense, 1997: 686-689.

[13]董然. ACLS縱向內回路控制系統研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工程大學, 2013: 34-55.

DONG Ran. Research on the longitudinal inner loop configuration in ACLS[D]. Harbin: Harbin Engineering University, 2013: 34-55.

[14]邱兵. 艦載機自動著艦模糊控制系統設計[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工程大學, 2014: 21-31.

QIU Bing. The design of fuzzy control system for aircraft automation carrier landing[D]. Harbin: Harbin Engineering University, 2014: 21-31.

[15]RUDOWSKY T, COOK S, HYNES M, et al. Review of the carrier approach criteria for carrier-based aircraft[R]. NAW-CADPAX/ TR-2002/71. [S.l.]: Naval Air Warfare Center Aircraft Division, 2002.

[16]SIDAR M M, DOOLIN B F. On the feasibility of real-time prediction of aircraft carrier motion at sea[J]. IEEE transactions on automatic control, 1983, 28(3): 350-356.

本文引用格式：

張智, 李佳桐, 董然，等. 縱向ACLS對艦艉流抑制的優化設計[J]. 哈爾濱工程大學學報， 2016, 37(6): 802-811.

ZHANG Zhi，LI Jiatong，DONG Ran， et al. Optimal design of longitudinal automatic carrier landing system for carrier air wake rejection[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2016, 37(6): 802-811.

收稿日期：2015-04-28.

基金項目：國家自然科學基金項目(61104037, 61304060);國家國際科技合作專項(2013DFR10030);中央高校基本科研業務費(HEUCFX41304).

作者簡介：張智(1981-), 男, 副教授; 通信作者：李佳桐,E-mail：S313040175_ljt@hrbeu.edu.cn.

DOI:10.11990/jheu.201504065

中圖分類號：TP273，V212

文獻標志碼：A

文章編號：1006-7043(2016)06-0802-10

Optimal design of longitudinal automatic carrier landing system for carrier air wake rejection

ZHANG Zhi，LI Jiatong，DONG Ran，YUAN Xin

(College of Automation，Harbin Engineering University，Harbin 150001，China)

Abstract：Carrier air wake disturbance is one of the main factors contributing to carrier-based aircraft landing errors. As such, a powerful automatic carrier landing system must have a strong capacity to reject airflow. In this study, we examine the basic configuration of an automatic carrier landing system (ACLS) controller employed by USA F/A-18A fighter jets and design an optimal longitudinal control for use in a carrier-based aircraft model. For the random component of a carrier air wake, we use a genetic algorithm to perform an offline optimization of controller parameters considering both property indices in the time domain and security boundaries in the frequency domain. For the steady component of the carrier air wake, the formerly optimized parameters have been fixed , and we add a compensation command to the controller's inner loop to achieve an optimal suppression of full carrier air wake . We then verify the optimized flight control system through simulation. The results show that the proposed optimization scheme is feasible and effective. The optimized ACLS demonstrates better command response characteristics and robustness compared with the original system, thereby improving the landing accuracy of aircraft.

Keywords：carrier-based aircraft; carrier air wake; automatic carrier landing system(ACLS); genetic algorithm; security boundaries in frequency domain; compensation command

網絡出版日期：2016-04-21.

李佳桐(1990-), 女, 碩士研究生.