航向道模式控制律設(shè)計(jì)研究

馮成

【摘 要】隨著民用飛機(jī)自動(dòng)駕駛功能的完善，儀表著陸系統(tǒng)漸漸進(jìn)入人們視野中。自動(dòng)飛行航向道模式是飛機(jī)儀表著陸系統(tǒng)中重要的模式之一，其代替飛行員對(duì)飛機(jī)水平姿態(tài)位置進(jìn)行控制。介紹了飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)航向道（LOC）進(jìn)近模式控制律設(shè)計(jì)。當(dāng)飛機(jī)截獲LOC波束信號(hào)后，該控制律能夠?qū)бw機(jī)自動(dòng)跟蹤LOC波束中心線(xiàn)進(jìn)近。以某型飛機(jī)為控制對(duì)象，進(jìn)行了控制律設(shè)計(jì)和數(shù)字仿真，仿真結(jié)果表明該控制律具有可行性，具有良好的應(yīng)用前景。

【關(guān)鍵詞】LOC模式；航向?qū)?zhǔn)；糾偏；控制律；數(shù)字仿真

【Abstract】With the improvement of civil aircraft autopilot function， instrument landing system（ILS） is coming into people's vision gradually. Auto flight LOC mode is one of the most important modes in ILS， and it replaces the pilot to control the horizontal attitude and position of the aircraft. Here it will introduce the AFCS LOC mode control law design. When the LOC beam are captured， the control law will control the aircraft to track the central line of LOC beam. Taking a aircraft as control object， the control law design and digital simulation are carried out. The simulation results show that the control law is feasible and has a good application prospect.

【Key words】LOC mode； Heading alignment； Error adjustment； Control law； Digital simulation

0 前言

現(xiàn)在大型民用飛機(jī)自動(dòng)駕駛（Autopilot）功能日趨完善，實(shí)現(xiàn)了航跡傾角控制、垂直速度控制、高度層改變控制、垂直/水平導(dǎo)航控制、航向/航跡控制、進(jìn)近/著陸控制等功能，減輕了飛行員操作負(fù)擔(dān)，減少了飛行員人為操作失誤，從而間接增加了飛行安全性[1]，同時(shí)增加了乘客舒適度。這些自動(dòng)化功能中最為關(guān)鍵和復(fù)雜的是儀表著陸系統(tǒng)（ILS）。

儀表著陸系統(tǒng)是應(yīng)用最為廣泛的飛機(jī)精密進(jìn)近和著陸導(dǎo)引系統(tǒng)，它的原理是由地面發(fā)射的兩束無(wú)線(xiàn)電信號(hào)實(shí)現(xiàn)航向道和下滑道指引，建立一條從跑道著陸點(diǎn)指向空中的虛擬路徑，飛機(jī)通過(guò)機(jī)載接收設(shè)備，確定自身與該路徑的相對(duì)位置，控制飛機(jī)沿著正確的方向飛向跑道，同時(shí)平穩(wěn)下降高度，最終通過(guò)拉平、低機(jī)頭等動(dòng)作實(shí)現(xiàn)安全著陸。本文主要討論航向道導(dǎo)引模式自動(dòng)駕駛控制律的設(shè)計(jì)。

1 自動(dòng)飛行LOC模式簡(jiǎn)介

使用ILS自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)時(shí)，首先要使飛機(jī)截獲ILS的航向信標(biāo)臺(tái)發(fā)射的波束信號(hào)，并按著LOC信號(hào)提供的飛機(jī)對(duì)跑道中心的偏離，自動(dòng)引導(dǎo)飛機(jī)進(jìn)入跑道中心線(xiàn)。這一控制過(guò)程稱(chēng)為L(zhǎng)OC波束截獲過(guò)程[2]。飛行員通常接通航向保持模式，利用預(yù)選航向把飛機(jī)航向控制到相對(duì)于跑道航向的某一角度上（稱(chēng)為截獲角），飛機(jī)即以這一截獲角飛向跑道中心線(xiàn)。

當(dāng)LOC接收機(jī)給出的波束偏差信號(hào)小于給定值時(shí)，產(chǎn)生LOC的截獲。這時(shí)，相對(duì)于跑道的航向偏差信號(hào)和反映對(duì)跑道中心線(xiàn)偏離的波束偏差信號(hào)加入滾轉(zhuǎn)通道，生產(chǎn)滾轉(zhuǎn)角控制指令，同時(shí)斷開(kāi)預(yù)選航向信號(hào)，在跑道航向偏差和波束偏差信號(hào)的控制下，飛機(jī)將進(jìn)入并穩(wěn)定在跑道中心線(xiàn)和跑道航向上。

2 LOC模式控制律設(shè)計(jì)

由LOC模式原理可知，LOC模式控制律由兩大部分組成：一是跑道航向?qū)?zhǔn)系統(tǒng)，負(fù)責(zé)將飛機(jī)航向控制并穩(wěn)定到跑道航向上；二是側(cè)向糾偏系統(tǒng)，負(fù)責(zé)將飛機(jī)水平位置控制并穩(wěn)定到跑道延長(zhǎng)線(xiàn)上。這兩部分控制律綜合在一起，保證了LOC模式使飛機(jī)截獲并保持航向道中心線(xiàn)飛行。

2.1 航向?qū)?zhǔn)系統(tǒng)

收到航向道偏差后，航向?qū)?zhǔn)系統(tǒng)激活，使飛機(jī)在不同的截獲位置上都能捕獲并跟蹤跑道航向。根據(jù)不同的截獲位置，航向?qū)?zhǔn)系統(tǒng)選擇不同的對(duì)準(zhǔn)路徑，圖1、2是兩種常用的對(duì)準(zhǔn)路徑。值得注意的是，本文為了簡(jiǎn)化問(wèn)題，作了兩點(diǎn)假設(shè)：

（1） 假設(shè)初始條件下飛機(jī)距離跑道足夠遠(yuǎn)，以使后續(xù)糾偏過(guò)程有足夠時(shí)間和空間進(jìn)行；

（2）假設(shè)LOC波束形狀只有兩束輻射角度?。é?10°），輻射范圍遠(yuǎn)（46km）的波束，不考慮輻射角度大、范圍近的波束。

飛機(jī)捕獲LOC偏差信號(hào)后，激活LOC模式，在捕獲跑道航向過(guò)程中，不希望出現(xiàn)由于超調(diào)量過(guò)大而超出LOC波束信號(hào)范圍的情況。因此臨界情況為飛機(jī)以最小轉(zhuǎn)彎半徑r（即最大滾轉(zhuǎn)角）作轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)，其航跡和LOC波束另一邊界相切，且截獲角為10°（即飛機(jī)進(jìn)入LOC波束輻射范圍后立即截獲），如圖3所示。

當(dāng)飛機(jī)轉(zhuǎn)彎半徑r滿(mǎn)足式（3）時(shí)，飛機(jī)以截獲角ε切入LOC波束信號(hào)范圍，可以使用直接切入法進(jìn)近，此過(guò)程中不會(huì)丟失LOC偏差信號(hào)。若飛機(jī)轉(zhuǎn)彎半徑r不滿(mǎn)足（3）式時(shí)，飛機(jī)以截獲角ε切入LOC波束信號(hào)范圍，直接進(jìn)入法進(jìn)近過(guò)程中會(huì)丟失LOC偏差信號(hào)，導(dǎo)致進(jìn)近失敗復(fù)飛。此種條件下只能采用飛越進(jìn)入法來(lái)進(jìn)近。

2.2 側(cè)向糾偏設(shè)計(jì)

側(cè)向糾偏系統(tǒng)在飛機(jī)捕獲跑道航向后或者側(cè)偏距小于某值時(shí)激活，其主要任務(wù)在最后進(jìn)近階段，將飛機(jī)穩(wěn)定到跑道延長(zhǎng)線(xiàn)上，并穩(wěn)定飛機(jī)航向到跑道航向。側(cè)向糾偏系統(tǒng)以滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)作為內(nèi)回路，利用傾斜轉(zhuǎn)彎（bank-to-turn，簡(jiǎn)稱(chēng)BTT）的形式，通過(guò)飛機(jī)滾轉(zhuǎn)使升力產(chǎn)生偏向跑道方向的側(cè)向分力來(lái)實(shí)現(xiàn)側(cè)向糾偏控制。

側(cè)向糾偏系統(tǒng)控制律如圖4所示。波束偏差信號(hào)Δμ是側(cè)向糾偏系統(tǒng)的主要輸入信號(hào)。為了改善系統(tǒng)的穩(wěn)定性，同時(shí)提高系統(tǒng)的跟蹤控制精度，對(duì)波束偏差信號(hào)Δμ采用比例、積分的PI控制，其中積分環(huán)節(jié)應(yīng)在截獲過(guò)程基本穩(wěn)定之后，也即波束偏差信號(hào)Δμ小于一定值時(shí)才接通，否則會(huì)使飛機(jī)在第一次到達(dá)波束中心之前，積分器有一較大輸出而使飛機(jī)產(chǎn)生一個(gè)長(zhǎng)時(shí)間的過(guò)調(diào)。

根據(jù)自動(dòng)控制原理，引入波束偏差的積分信號(hào)可以提高系統(tǒng)對(duì)波束的跟蹤精度。當(dāng)有常值側(cè)風(fēng)時(shí)，它將把由于側(cè)風(fēng)引起的穩(wěn)態(tài)誤差減小到零。若存在風(fēng)切變，積分信號(hào)將在控制律中起主導(dǎo)作用，將使飛機(jī)穩(wěn)定于一固定的側(cè)向偏離，這個(gè)側(cè)向偏離將隨積分信號(hào)的增益KI增大而減小。另一方面，KI的增大會(huì)引起跟蹤階段過(guò)調(diào)的加大，因此應(yīng)當(dāng)選取合適的積分增益。

除此之外，積分環(huán)節(jié)應(yīng)在積分清零環(huán)節(jié)作用下進(jìn)行清零，以達(dá)到更好的控制效果。積分清零環(huán)節(jié)的設(shè)計(jì)見(jiàn)圖5。Z-1是延遲環(huán)節(jié)。從圖5可以看出，當(dāng)波束偏差信號(hào)Δμ變號(hào)時(shí)，積分清零信號(hào)置1，也即飛機(jī)穿越一次跑道延長(zhǎng)線(xiàn)時(shí)，積分清零。

3 數(shù)字仿真

假設(shè)跑道入口坐標(biāo)為（0m ，0m），跑道航向?yàn)?°。飛機(jī)初始坐標(biāo)為（-20000m， 3500m），初始航向?yàn)?0°。程序選用直接進(jìn)入法完成LOC進(jìn)近過(guò)程。仿真曲線(xiàn)見(jiàn)圖6、7。

從仿真結(jié)果可以看出，LOC模式控制律可以導(dǎo)引飛機(jī)完成90°截獲角進(jìn)近過(guò)程，并最終將飛機(jī)穩(wěn)定到跑道航向上

4 結(jié)語(yǔ)

隨著航空電子技術(shù)一體化的發(fā)展，飛行管理系統(tǒng)與自動(dòng)飛行系統(tǒng)一起構(gòu)成 “飛管-飛控綜合控制系統(tǒng)”，提供全包線(xiàn)、全自動(dòng)飛機(jī)控制能力。通過(guò)對(duì)飛機(jī)軌跡的精準(zhǔn)控制，減小飛行員負(fù)擔(dān)，增加了飛行安全性。本文假設(shè)初始化時(shí)飛機(jī)距離著陸點(diǎn)足夠遠(yuǎn)，后續(xù)還需要研究飛機(jī)初始化位置在著陸點(diǎn)附近的情況，以完善進(jìn)近算法。

【參考文獻(xiàn)】

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[責(zé)任編輯：朱麗娜]