民用飛機(jī)儀表自動(dòng)著陸系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)

陳 磊

民用飛機(jī)儀表自動(dòng)著陸系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)

陳 磊

本文對(duì)基于儀表的自動(dòng)著陸技術(shù)進(jìn)行了研究，以波音747飛機(jī)為對(duì)象，分別對(duì)自動(dòng)著陸系統(tǒng)縱向以及橫側(cè)向控制律進(jìn)行了設(shè)計(jì)，運(yùn)用MATLAB軟件得到了自動(dòng)著陸系統(tǒng)仿真軟件，該仿真軟件的構(gòu)建及分析結(jié)果為自動(dòng)著陸系統(tǒng)技術(shù)的進(jìn)一步研究提供了思路和參考，可應(yīng)用于工程實(shí)際。

民機(jī)的進(jìn)近著陸階段是事故多發(fā)階段，也是最復(fù)雜的飛行階段。由于這一階段飛行高度低，所以，對(duì)飛機(jī)安全的要求也最高，尤其在終端進(jìn)近時(shí)，飛機(jī)的所有狀態(tài)都必須高精度保持，直到準(zhǔn)確地在一個(gè)規(guī)定的點(diǎn)上接地。對(duì)民機(jī)著陸，目前世界上主要有儀表著陸系統(tǒng)、微波著陸系統(tǒng)、全球定位系統(tǒng)三種方式。

儀表著陸系統(tǒng)目前發(fā)展比較成熟，但存在著智能提供單一而又固定的下滑道、波束覆蓋區(qū)小、多徑干擾嚴(yán)重等缺點(diǎn)；微波著陸系統(tǒng)主要優(yōu)點(diǎn)是導(dǎo)引精度高、比例覆蓋區(qū)大，能提供各種進(jìn)場(chǎng)航線和全天候?qū)бδ埽靸r(jià)高，地面和記載設(shè)備要求高，換裝代價(jià)較大，發(fā)展受到限制；GPS是美國(guó)軍方研制的衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)，是繼慣性導(dǎo)航之后，導(dǎo)航技術(shù)的又一重大發(fā)展，具有全球、全天候定位能力、軍用信號(hào)定位精度高、應(yīng)用范圍廣和相對(duì)造價(jià)低的優(yōu)點(diǎn)，但也存在由于受到人為干擾時(shí)誤差較大的缺點(diǎn)。

本文對(duì)儀表自動(dòng)著陸系統(tǒng)進(jìn)行了控制律設(shè)計(jì)，由于在著陸階段，飛機(jī)的高度和速度變化范圍較小，因此采用小擾動(dòng)方法將飛機(jī)的非線性運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行線性化處理，從而利用簡(jiǎn)化后的線性模型進(jìn)行運(yùn)動(dòng)分析和控制律設(shè)計(jì)。另外由于飛機(jī)自身的對(duì)稱(chēng)性，在進(jìn)行線性化過(guò)程中可以將縱向和橫側(cè)向進(jìn)行解耦，分別進(jìn)行控制律的設(shè)計(jì)，最后通過(guò)綜合驗(yàn)證，完成自動(dòng)著陸系統(tǒng)的控制律設(shè)計(jì)。

儀表縱向自動(dòng)著陸控制律設(shè)計(jì)

縱向自動(dòng)著陸控制律包括內(nèi)環(huán)電傳增穩(wěn)控制和外環(huán)俯仰角控制、下滑著陸航跡控制，同時(shí)需要控制發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)速度，所以縱向儀表自動(dòng)著陸控制為姿態(tài)和航跡的綜合控制。設(shè)計(jì)時(shí)需要先設(shè)計(jì)電傳增穩(wěn)控制律，保證飛行穩(wěn)定和駕駛員操縱的飛行品質(zhì)，再設(shè)計(jì)俯仰角跟蹤回路以及縱向航跡跟蹤保持控制回路?？v向自動(dòng)著陸系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖1所示。

（1）內(nèi)環(huán)縱向電傳增穩(wěn)控制系統(tǒng)

由于飛機(jī)在高速飛行時(shí)，乘客主要感受法向過(guò)載的變化，而在低速飛行時(shí)，主要感受俯仰角速率的變化，因此在考慮縱向飛行品質(zhì)時(shí)，采用C＊準(zhǔn)則，即綜合考慮飛機(jī)的法向過(guò)載和俯仰角速度進(jìn)行內(nèi)環(huán)電傳縱向增穩(wěn)的設(shè)計(jì)。縱向電傳增穩(wěn)控制采用C＊顯模型跟蹤進(jìn)行最優(yōu)二次型設(shè)計(jì)，該設(shè)計(jì)兼顧了飛機(jī)的操作品質(zhì)和乘客舒適性，滿足了飛行品質(zhì)的要求。包含全狀態(tài)反饋的閉環(huán)控制增穩(wěn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖2所示。

（2）俯仰角跟蹤控制系統(tǒng)

俯仰角跟蹤控制系統(tǒng)用于對(duì)飛機(jī)俯仰角進(jìn)行控制，能夠根據(jù)飛行狀態(tài)的需要將飛機(jī)保持在給定的俯仰角。作為飛機(jī)縱向航跡控制的內(nèi)環(huán)，其性能是保證自動(dòng)著陸各階段航跡精確跟蹤的基礎(chǔ)，應(yīng)實(shí)現(xiàn)對(duì)俯仰角指令快速、平穩(wěn)的跟蹤。俯仰角跟蹤控制系統(tǒng)以縱向電傳控制增穩(wěn)系統(tǒng)作為內(nèi)環(huán)進(jìn)行設(shè)計(jì)，采用了比例積分控制，結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖3所示。

（3）速度保持與控制系統(tǒng)

飛機(jī)在自動(dòng)著陸過(guò)程中，需要精確控制著陸速度，應(yīng)采用自動(dòng)油門(mén)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)速度保持與控制。著陸航跡偏差通過(guò)升降舵來(lái)進(jìn)行修正，而自動(dòng)油門(mén)系統(tǒng)主要用來(lái)補(bǔ)償著陸航跡跟蹤過(guò)程中帶來(lái)的速度偏差，使速度保持在規(guī)定范圍內(nèi)。速度保持與控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖4所示，采用了比例積分控制。

（4）定高控制系統(tǒng)

飛機(jī)自動(dòng)著陸初始階段即為定高階段，定高環(huán)節(jié)采用俯仰角控制環(huán)節(jié)作為內(nèi)環(huán)，對(duì)給定高度指令進(jìn)行跟蹤，當(dāng)偏離指定高度時(shí)，飛機(jī)會(huì)自動(dòng)調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)，爬升或下降到指定飛行高度。飛機(jī)定高平飛至截獲下滑波束后轉(zhuǎn)入下滑控制階段。定高控制系統(tǒng)以俯仰角控制為內(nèi)環(huán)，反饋高度信號(hào)進(jìn)行控制，其結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖5所示。

圖1 縱向自動(dòng)著陸系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

圖2 縱向電傳增穩(wěn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

圖3 俯仰角姿態(tài)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

圖4 速度保持與控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

圖5 定高控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

圖6 航跡傾角和波束偏差角間的運(yùn)動(dòng)學(xué)關(guān)系示意圖

圖7 下滑耦合控制器結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖

（5）下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)

飛機(jī)著陸截獲下滑波束后，開(kāi)始進(jìn)入下滑線跟蹤階段。下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)通過(guò)建立航跡傾角Δu 與波束偏差角Γ的關(guān)系，構(gòu)建對(duì)應(yīng)反饋控制環(huán)節(jié)，使飛機(jī)在下滑階段能夠自動(dòng)修正偏差，精確跟蹤下滑線。

本文設(shè)定下滑波束線的仰角為3度，航跡傾角Δu 和波束偏差角Γ間的運(yùn)動(dòng)學(xué)關(guān)系見(jiàn)圖6所示。

下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)以俯仰角控制系統(tǒng)為內(nèi)回路，利用下滑耦合器調(diào)節(jié)飛機(jī)姿態(tài)，使波束偏差角最終為0。下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)下滑耦合器結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖7所示。

（6）拉平控制系統(tǒng)

飛機(jī)在垂直平面內(nèi)，從下滑過(guò)渡到實(shí)際著陸點(diǎn)的縱向運(yùn)動(dòng)軌跡稱(chēng)為拉平軌跡。自動(dòng)著陸需要設(shè)計(jì)拉平控制律，將下滑時(shí)的垂直速度減少到允許的著地速度，使飛機(jī)平穩(wěn)、安全接地。本文選取的拉平初始高度為15m，采用指數(shù)曲線設(shè)計(jì)拉平軌跡，公式為：

圖8 自動(dòng)拉平控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

圖9 縱向自動(dòng)著陸控制系統(tǒng)仿真模型

圖10 橫側(cè)向自動(dòng)著陸系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

拉平控制系統(tǒng)也采用俯仰角控制系統(tǒng)作為內(nèi)環(huán)，通過(guò)改變姿態(tài)角來(lái)調(diào)整飛機(jī)的垂直下降速度，拉平控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖8所示。

使用Matlab/Simulink軟件對(duì)縱向自動(dòng)著陸控制系統(tǒng)進(jìn)行仿真建模，模型見(jiàn)圖9所示。

儀表橫側(cè)向自動(dòng)著陸系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)

橫側(cè)向自動(dòng)著陸系統(tǒng)采用內(nèi)環(huán)控制增穩(wěn)、中環(huán)姿態(tài)控制和外環(huán)軌跡控制。在內(nèi)環(huán)控制增穩(wěn)回路的基礎(chǔ)上，中環(huán)姿態(tài)控制回路跟蹤飛機(jī)姿態(tài)控制指令；外環(huán)飛機(jī)側(cè)偏距控制回路消除在飛機(jī)著陸階段相對(duì)于跑道中心線的側(cè)偏距，橫側(cè)向自動(dòng)著陸系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖10所示。

（1）橫側(cè)向增穩(wěn)控制

橫側(cè)向增穩(wěn)控制主要是從增強(qiáng)穩(wěn)定性和使?jié)L轉(zhuǎn)角與側(cè)滑運(yùn)動(dòng)解耦的角度進(jìn)行設(shè)計(jì)，包括增穩(wěn)控制以及前饋控制，橫側(cè)向增穩(wěn)控制結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖11所示。

本文采用特征結(jié)構(gòu)配置方法通過(guò)側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角速率p 、偏航角速率r和滾轉(zhuǎn)角φ反饋信號(hào)產(chǎn)生副翼和方向舵指令，以使飛機(jī)具有良好的飛行品質(zhì)。前饋控制用來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)對(duì)駕駛員指令信號(hào)的快速跟蹤以及滾轉(zhuǎn)與側(cè)滑運(yùn)動(dòng)的靜態(tài)解耦。

（2）橫側(cè)向姿態(tài)控制

橫側(cè)向姿態(tài)控制的基本要求是實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角和偏航角的快速、精確跟蹤，采用模型跟蹤最優(yōu)二次型設(shè)計(jì)方法進(jìn)行橫側(cè)向姿態(tài)控制，其結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖12所示。

圖11 橫側(cè)向增穩(wěn)控制結(jié)構(gòu)框圖

圖12 橫側(cè)向姿態(tài)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

圖13 飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)參數(shù)和波束偏差角的關(guān)系結(jié)構(gòu)圖

（3）側(cè)向波束導(dǎo)引系統(tǒng)

側(cè)向波束導(dǎo)引系統(tǒng)是將飛機(jī)偏離航向信標(biāo)臺(tái)發(fā)射的無(wú)線電波束中心線的信號(hào)通過(guò)耦合器變?yōu)闈L轉(zhuǎn)控制指令，輸給自動(dòng)駕駛儀的側(cè)向通道，操縱副翼偏轉(zhuǎn)來(lái)改變航跡方位角χ，修正飛機(jī)水平方向上的航跡。即側(cè)向波束耦合器與自動(dòng)駕駛儀側(cè)向通道耦合，構(gòu)成側(cè)向波束自動(dòng)控制系統(tǒng)，自動(dòng)修正飛機(jī)水平方向上的航跡，使飛機(jī)對(duì)準(zhǔn)跑道中心線飛行。

首先建立飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)參數(shù)與波束偏差角λ之間的幾何關(guān)系，見(jiàn)圖13所示。

圖中：ψ為飛機(jī)縱軸偏離給定航向的偏航角；β為側(cè)滑角；y 為機(jī)偏離等信號(hào)線的側(cè)向偏離；R為機(jī)重心到航向信標(biāo)臺(tái)的距離；λ為離波束等信號(hào)線的偏差角。

側(cè)向波束耦合器是將波束偏差角信號(hào)轉(zhuǎn)換為滾轉(zhuǎn)指令信號(hào)的裝置，其控制律為PID控制，公式為：

偏差角信號(hào)是使飛機(jī)穩(wěn)定在高頻無(wú)線電波等強(qiáng)度線上的基本信號(hào)，積分信號(hào)用來(lái)消除靜差，角速率信號(hào)用來(lái)改善穩(wěn)定性。綜上分析，側(cè)向波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖見(jiàn)圖14所示。

使用Matlab/Simulink軟件對(duì)側(cè)向自動(dòng)著陸系統(tǒng)進(jìn)行仿真建模，模型見(jiàn)圖15所示。

仿真與分析

圖14 側(cè)向波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

圖15 側(cè)向自動(dòng)著陸控制系統(tǒng)仿真模型

圖16 自動(dòng)著陸系統(tǒng)仿真軟件

利用Matlab/simulink建模的自動(dòng)著陸控制律模型軟件對(duì)B747飛機(jī)的自動(dòng)著陸過(guò)程進(jìn)行仿真，采用Matlab/GUI搭建的自動(dòng)著陸系統(tǒng)仿真軟件界面見(jiàn)圖16所示。

在自動(dòng)著陸系統(tǒng)仿真軟件界面中設(shè)置飛行初始條件、環(huán)境參數(shù)及控制參數(shù)，然后點(diǎn)擊開(kāi)始仿真按鈕運(yùn)行仿真模型，本次設(shè)置的參數(shù)見(jiàn)表1所示。

表1 飛行參數(shù)設(shè)置

圖17 縱向著陸軌跡

圖18 橫側(cè)向著陸軌跡

圖19 三維著陸軌跡

圖20 飛機(jī)沿機(jī)體坐標(biāo)系X軸方向分量

圖21 飛機(jī)沿機(jī)體坐標(biāo)Y軸方向分量

圖22 飛機(jī)沿機(jī)體坐標(biāo)系Z軸分量

圖23 滾轉(zhuǎn)角

圖24 俯仰角

圖25 偏航角

自動(dòng)著陸仿真曲線見(jiàn)圖17至圖25所示。

從上述飛機(jī)著陸曲線可以看出，所設(shè)計(jì)的自動(dòng)著陸控制律可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)對(duì)理想著陸軌跡的精確跟蹤。整個(gè)著陸過(guò)程中滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角變化值都不大，且振蕩次數(shù)很少，飛機(jī)姿態(tài)變化平穩(wěn)，對(duì)于民機(jī)來(lái)說(shuō)，具有較好的乘坐舒適性。飛機(jī)接地時(shí)，俯仰角為3度，主輪先接地，符合實(shí)際著陸情況。

另外在定高段和下滑段，采用自動(dòng)油門(mén)系統(tǒng)進(jìn)行速度保持，因此能夠?qū)w行速度控制在75m/s左右，圖中顯示速度控制誤差范圍不超過(guò)1m/s。在拉平段飛機(jī)適當(dāng)減速，由75m/s平穩(wěn)過(guò)渡到72m/s，確保飛機(jī)平穩(wěn)、安全的著陸。

結(jié)語(yǔ)

本文對(duì)基于儀表的自動(dòng)著陸技術(shù)進(jìn)行了研究，以波音747為對(duì)象進(jìn)行了自動(dòng)著陸控制律的設(shè)計(jì)，通過(guò)仿真驗(yàn)證了所提出的自動(dòng)著陸系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)合理性與控制性能。仿真驗(yàn)證結(jié)果表明，本文所設(shè)計(jì)的自動(dòng)著陸系統(tǒng)控制律能夠保證較高精度的航跡跟蹤，能夠?qū)崿F(xiàn)飛機(jī)安全、平穩(wěn)的接地著陸，控制響應(yīng)過(guò)程平緩，使飛機(jī)具有良好的乘坐品質(zhì)和操作性能。

陳 磊

上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院

陳磊，男，碩士研究生，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院飛機(jī)設(shè)計(jì)師，研究方向?yàn)楣こ棠M器和飛行仿真技術(shù)。

10.3969/j.issn.1001-8972.2016.09.008