民機(jī)連續(xù)下降四維飛行引導(dǎo)技術(shù)研究

許博

民機(jī)連續(xù)下降四維飛行引導(dǎo)技術(shù)研究

許博

（中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

針對(duì)連續(xù)下降運(yùn)行技術(shù)因難以準(zhǔn)確估計(jì)飛機(jī)的到達(dá)時(shí)間而在高密度機(jī)場限制使用的問題，提出了一種民機(jī)連續(xù)下降四維飛行引導(dǎo)方法，通過對(duì)水平導(dǎo)航和垂直導(dǎo)航進(jìn)行設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)在三維空間內(nèi)對(duì)飛行計(jì)劃的精確跟蹤，并在此基礎(chǔ)上增加了地速調(diào)整控制策略，通過航段的所需到達(dá)時(shí)間、計(jì)劃航程、飛行時(shí)間以及位置信息等對(duì)期望地速進(jìn)行解算，以提高估計(jì)到達(dá)時(shí)間的準(zhǔn)確度，最終實(shí)現(xiàn)連續(xù)下降的四維飛行引導(dǎo)。通過算例對(duì)該方法的引導(dǎo)效果進(jìn)行仿真驗(yàn)證，結(jié)果表明，該方法可以實(shí)現(xiàn)在對(duì)期望航跡的準(zhǔn)確跟蹤控制的同時(shí)，可以將估計(jì)到達(dá)時(shí)間的精度控制在5 s范圍內(nèi)，具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

連續(xù)下降；四維引導(dǎo)；水平導(dǎo)航；垂直導(dǎo)航

1 引言

近年來，民航運(yùn)輸保持高速發(fā)展，機(jī)場噪聲、燃油消耗以及廢氣排放等問題受到廣泛的關(guān)注。連續(xù)下降運(yùn)行（continuous descent operation，CDO）技術(shù)指使用小推力并以固定下滑角進(jìn)近著陸，它改變了傳統(tǒng)的階梯式下降的進(jìn)進(jìn)方式，可以有效減少燃油消耗并降低噪聲污染，美國NextGen計(jì)劃和歐洲單一天空空中交通管理研究項(xiàng)目都將連續(xù)下降運(yùn)行列為重要的研究內(nèi)容并開展了試飛驗(yàn)證。目前，中國在廣州機(jī)場低密度時(shí)間實(shí)施CDO試運(yùn)行，未來該技術(shù)將會(huì)在更多機(jī)場進(jìn)行推廣運(yùn)行。

盡管CDO技術(shù)能夠帶來諸多益處，但也對(duì)導(dǎo)航和引導(dǎo)技術(shù)提出更高的要求。采用傳統(tǒng)的位置導(dǎo)航難以對(duì)飛機(jī)的到達(dá)時(shí)間進(jìn)行精確估計(jì)，出于安全考慮，就不得不在終端區(qū)增大飛行間隔，降低了機(jī)場起降效率。為了提高民航飛機(jī)到達(dá)時(shí)間的準(zhǔn)確度，減少不確定性，本文提出了一種基于四維飛行引導(dǎo)的連續(xù)下降技術(shù)。在導(dǎo)引控制律上引入時(shí)間維信息，為了提高估計(jì)到達(dá)時(shí)間（estimated time of arrival，）的預(yù)測(cè)精度，提出了基于所需到達(dá)時(shí)間（required time of arrival，）和位置誤差的地速調(diào)整策略。

2 四維CDO飛行引導(dǎo)設(shè)計(jì)

四維CDO飛行導(dǎo)引設(shè)計(jì)思路是通過水平導(dǎo)航控制和垂直導(dǎo)航控制實(shí)現(xiàn)空間位置的精確跟蹤，增加并引入地速調(diào)整控制律，實(shí)現(xiàn)對(duì)的精確預(yù)測(cè)，以滿足的要求。

2.1 水平導(dǎo)航控制

水平導(dǎo)航主要是通過計(jì)算飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)指令完成水平航跡的跟蹤控制，其所用到的主要信號(hào)有側(cè)偏距△和航向偏差△。第段的航向偏差為第個(gè)航段的期望航向與當(dāng)前飛機(jī)航向之差△i=i－。

假設(shè)第航段的起始航路點(diǎn)fix1（0，0）和飛機(jī)當(dāng)前位置（，）已知，該航段的期望航向?yàn)閕。過點(diǎn)（，）的緯線與期望的等角航線相交于1（1，1）點(diǎn)，1與等角航線的夾角為，如圖1所示，那么等角航線下側(cè)偏距△可以通過下式計(jì)算：

△=|1|cosi=（－1）Lcoscosi

△=（－0）L

圖1 等角航線下的側(cè)偏距

直線段水平導(dǎo)航控制律滾轉(zhuǎn)指令g的計(jì)算反饋了地速作為控制輸入信號(hào)，因地速越大，側(cè)偏距的變化率越大，所以地速中包含有側(cè)偏距的微分信息，同時(shí)它避免了模型中對(duì)側(cè)偏距微分信號(hào)的計(jì)算：

g=1·△+2·（i－）·

圓弧航段控制主信號(hào)側(cè)偏距△的計(jì)算原理如圖2所示，1（1，1）、2（2，2）是圓弧航段起點(diǎn)和終點(diǎn)，0（0，0）是圓弧的圓心，（，）是飛機(jī)當(dāng)前坐標(biāo)位置。

圖2 圓弧航段側(cè)偏距計(jì)算

根據(jù)文獻(xiàn)[8]，用等角航線反解計(jì)算過程可直接計(jì)算出0的距離，以下直接給出計(jì)算過程。

0的航向角為：

其中：

0之間的距離為：

其中為該點(diǎn)所在緯線與赤道線之間的子午線弧長，那么有：△=（0）－（），△=－。

圓弧航段的水平導(dǎo)航控制律可在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎平衡方程中引入側(cè)偏距的微分信號(hào)，以增加系統(tǒng)的抗干擾能力，其控制律形式如下式所示：

2.2 垂直導(dǎo)航控制

leg為航段起點(diǎn)到航段終點(diǎn)的航程，則有：

飛機(jī)的期望高度指令為：g=1+scur。

將如下形式的高度控制律輸入給姿態(tài)控制回路，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)沿期望的連續(xù)下降進(jìn)進(jìn)縱向剖面的跟蹤控制：

2.3 地速調(diào)整策略設(shè)計(jì)

基于四維的連續(xù)下降進(jìn)近，為了滿足到達(dá)時(shí)間（）的要求，需對(duì)速度進(jìn)行精確的控制。因地速直接影響到達(dá)時(shí)間，必須對(duì)地速的調(diào)整策略進(jìn)行設(shè)計(jì)，本文將時(shí)間偏差轉(zhuǎn)化為縱向距離誤差作為主要控制信號(hào)，兩者關(guān)系如圖4所示。

圖4 時(shí)間軸與距離軸的關(guān)系

圖4中距離軸上實(shí)際位置與期望位置的差值即為縱向距離誤差，符號(hào)表示為s。

圖5 地速調(diào)整原理

地速調(diào)整原理如圖5所示，偏差計(jì)算模塊輸入當(dāng)前航段的、計(jì)劃航程、飛行時(shí)間以及當(dāng)前位置并依次計(jì)算平均速度、期望位置和縱向距離誤差s。將s和反饋的GND輸入給地速調(diào)整模塊，經(jīng)過地速調(diào)整控制律計(jì)算期望的地速指令信號(hào)GNDg，通過自動(dòng)油門控制油門偏度。最終實(shí)現(xiàn)通過調(diào)整地速以滿足每一航段的到達(dá)時(shí)間要求。

若plan是該航段的計(jì)劃航程，cur是在該航段的已飛航程，則縱向距離誤差可通過下式計(jì)算：

s=（plan/）·－cur

地速調(diào)整控制律設(shè)計(jì)為比例微分形式，最終實(shí)現(xiàn)對(duì)地速的調(diào)整和所需到達(dá)時(shí)間（）的精確控制。

3 四維CDO飛行引導(dǎo)算例

本算例仿真驗(yàn)證環(huán)境為Matlab 2011b，以國產(chǎn)某型飛機(jī)為對(duì)象，對(duì)四維連續(xù)下降進(jìn)行仿真，起始下降速度設(shè)置為 150 m/s，終點(diǎn)所需到達(dá)時(shí)間為RTA=950 s，飛行計(jì)劃信息如表1所示。

表1 飛行計(jì)劃信息

航路點(diǎn)緯度/deg經(jīng)度/deg高度/m航段長度/kmRTA/s 點(diǎn)131.40121.006 000 點(diǎn)231.31121.305 23830.23220 點(diǎn)331.25121.504 01220.17388 點(diǎn)431.17121.771 99827.20591 點(diǎn)531.15121.791 8613.15607 點(diǎn)630.90121.7999128.11890 點(diǎn)730.85121.797625.54950

仿真結(jié)果如圖6～圖9所示。

圖6 水平航跡

圖7 垂直航跡

圖8 三維航跡

圖9 地速調(diào)整仿真結(jié)果

通過圖6～圖8的仿真結(jié)果可以看出實(shí)際的飛行航跡實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛行計(jì)劃航跡良好的跟蹤效果，可以在水平剖面和垂直剖面保持期望航跡嚴(yán)格一致。圖9顯示在700 s處，估計(jì)到達(dá)時(shí)間（）與所需到達(dá)時(shí)間（）的差值達(dá)到最大，這是由于飛機(jī)位置在到達(dá)第五航路點(diǎn)時(shí)，由上一航段的=607 s切換至下一航路點(diǎn)的=890 s，此時(shí)與的誤差達(dá)到最大，通過2.3節(jié)所述的地速調(diào)整策略對(duì)速度進(jìn)行減速調(diào)整，縮小與的誤差。通過仿真結(jié)果可以看到，該地速調(diào)整策略可以將飛行計(jì)劃航路終點(diǎn)的與的誤差控制在5 s，實(shí)現(xiàn)了在時(shí)間維度的精確控制。

4 結(jié)束語

連續(xù)下降運(yùn)行可以為民航運(yùn)輸帶來極高的經(jīng)濟(jì)價(jià)值，同時(shí)可減少噪聲及環(huán)境污染。但由于到達(dá)時(shí)間的不確定性，使得其在應(yīng)用中不得不增大飛行間隔以保障安全，也因此在高密度機(jī)場限制了連續(xù)下降運(yùn)行的實(shí)施。

本文提出了一種四維飛行引導(dǎo)方法，通過對(duì)水平導(dǎo)航、垂直導(dǎo)航以及地速調(diào)整策略進(jìn)行設(shè)計(jì)，在實(shí)現(xiàn)對(duì)三維空間期望航跡準(zhǔn)確跟蹤的同時(shí)，提高了估計(jì)到達(dá)時(shí)間的精度，實(shí)現(xiàn)對(duì)四維連續(xù)下降的飛行引導(dǎo)，對(duì)連續(xù)下降運(yùn)行的實(shí)施具有很高的工程應(yīng)用價(jià)值。

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V249

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.13.026

2095－6835（2020）13－0069－04

許博（1990—），男，山西運(yùn)城人，碩士研究生，助理工程師，主要從事飛行管理系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)試飛方法研究。

〔編輯：王霞〕