一種公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法，尤其涉及一種在波束導(dǎo)引情況下的公務(wù)機(jī) 下降著陸控制方法，屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 公務(wù)機(jī)是在行政事務(wù)和商務(wù)活動中用作交通工具的飛機(jī)，亦稱行政機(jī)或商務(wù)飛 機(jī)。公務(wù)機(jī)能夠不受航班時間的限制，不受目的地的限制，有很好的行程和時間靈活性，同 時具有高效、安全、隱私性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，并且能夠樹立企業(yè)形象，彰顯企業(yè)實(shí)力。隨著2015年 我國將低空開發(fā)，公務(wù)航空作為一種非常安全有效的旅行方式，必將會受到越來越多企業(yè) 和個人的青睞，而公務(wù)機(jī)市場也呈現(xiàn)出越來越火爆的發(fā)展趨勢。
[0003] 公務(wù)機(jī)下降著陸階段是事故多發(fā)階段，也是最復(fù)雜的飛行階段。飛行高度的穩(wěn)定 與控制在下降著陸過程中具有十分重要的作用。在這一階段，公務(wù)機(jī)的飛行高度低，對飛行 安全的要求也最高，尤其在終端進(jìn)近時，公務(wù)機(jī)的所有狀態(tài)都必須高精度保持。而公務(wù)機(jī)在 下降著陸過程中很有可能受到大氣紊流和風(fēng)切變等環(huán)境因素的影響，存在飛行安全隱患。 因此，公務(wù)機(jī)下降著陸階段的控制方法和控制策略設(shè)計(jì)對于公務(wù)機(jī)安全著陸尤為重要，直 接關(guān)系到公務(wù)機(jī)能否成功著陸。由于國內(nèi)公務(wù)機(jī)的研宄工作是近幾年才開展的，目前針對 公務(wù)機(jī)的研宄，國內(nèi)學(xué)者的研宄重點(diǎn)主要在于公務(wù)機(jī)氣動特性、發(fā)動機(jī)建模以及內(nèi)部裝飾 等，對公務(wù)機(jī)控制方法和控制策略的研宄很少。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 發(fā)明目的：針對上述問題，提出一種公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法，在下滑波束和側(cè)向 波束的導(dǎo)引下，確保公務(wù)機(jī)能夠準(zhǔn)確跟蹤和保持預(yù)定的飛行軌跡，保證公務(wù)機(jī)安全下降著 陸。
[0005] 技術(shù)方案：一種公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法，所述公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法包括下 滑波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)、側(cè)向波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)以及速度保持控制系統(tǒng)；其中：
[0006] 所述下滑波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)以俯仰姿態(tài)控制回路作為內(nèi)回路，根據(jù)公務(wù)機(jī)下降著 陸過程中定高、下滑和拉平三個階段，相應(yīng)選擇定高飛行控制律、下滑波束導(dǎo)引自動飛行控 制律以及自動拉平著陸控制律作為外回路，實(shí)現(xiàn)公務(wù)機(jī)在下滑波束的導(dǎo)引下準(zhǔn)確跟蹤和保 持預(yù)定的飛行軌跡；
[0007] 所述定高過程中以定高飛行控制律作為外回路，以俯仰姿態(tài)控制回路作為內(nèi)回 路，通過改變升降舵偏角實(shí)現(xiàn)飛行高度控制，所述定高飛行控制律如式（1)所示：
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法，其特征在于：所述公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法包括下 滑波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)、側(cè)向波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)以及速度保持控制系統(tǒng)；其中： 所述下滑波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)以俯仰姿態(tài)控制回路作為內(nèi)回路，根據(jù)公務(wù)機(jī)下降著陸過 程中定高、下滑和拉平三個階段，相應(yīng)選擇定高飛行控制律、下滑波束導(dǎo)引自動飛行控制律 以及自動拉平著陸控制律作為外回路，實(shí)現(xiàn)公務(wù)機(jī)在下滑波束的導(dǎo)引下準(zhǔn)確跟蹤和保持預(yù) 定的飛行軌跡； 所述定高過程中以定高飛行控制律作為外回路，以俯仰姿態(tài)控制回路作為內(nèi)回路，通 過改變升降舵偏角實(shí)現(xiàn)飛行高度控制，所述定高飛行控制律如式（1)所示：
其中，Λ δ e為升降舵偏角增量，hg為設(shè)定的飛行高度，h為實(shí)際飛行高度反饋量，Kp h、 Ki h、Kd h為定高飛行控制律P、I、D參數(shù)，A為實(shí)際下滑垂向速度反饋量，為垂向速度反饋 控制律P參數(shù)，Θ為實(shí)際俯仰角反饋量，Kp 0、Ki 0、Kd 0為俯仰姿態(tài)控制律P、I、D參數(shù)，α 為實(shí)際迎角反饋量，Vtl為實(shí)際初始速度值，Z α為迎角量綱導(dǎo)數(shù)，g為重力加速度，Kp nz為法 向過載反饋控制律P參數(shù)，q為實(shí)際俯仰角速率反饋量，Kp_q為俯仰角速率反饋控制律P參 數(shù)，s為復(fù)變量； 所述下滑過程中以下滑波束導(dǎo)引自動飛行控制律作為外回路，以俯仰姿態(tài)控制回路作 為內(nèi)回路，實(shí)現(xiàn)公務(wù)機(jī)的飛行姿態(tài)控制，所述下滑波束導(dǎo)引自動飛行控制律如式（2)所示：
其中，「8為設(shè)定的下滑波束角，Γ為實(shí)際下滑波束角反饋，Kp J^Ki pKd j為下滑波束 導(dǎo)引自動飛行控制律P、I、D參數(shù)； 所述拉平過程中以自動拉平著陸控制律作為外回路，以俯仰姿態(tài)控制回路作為內(nèi)回 路，實(shí)現(xiàn)公務(wù)機(jī)的下滑垂向速度控制，所述下滑波束導(dǎo)引自動飛行控制律如式（3)所示：
其中，&為設(shè)定的下滑垂向速度，τ為拉平時間常數(shù)，Xp ,、A j、夂,,,為自動拉平著 陸控制律Ρ、I、D參數(shù)； 所述側(cè)向波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)以傾斜姿態(tài)保持控制回路作為內(nèi)回路，以側(cè)向波束導(dǎo)引自 動飛行控制律作為外回路，以機(jī)場的公務(wù)機(jī)偏離航向信標(biāo)臺發(fā)射的無線電波束等強(qiáng)度線的 偏差角作為系統(tǒng)的被控量，通過副翼控制滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)彎來修正側(cè)向偏離，實(shí)現(xiàn)著陸過程中側(cè)向 運(yùn)動軌跡和航向的精確控制，所述側(cè)向波束導(dǎo)引自動飛行控制律如式（4)所示：
其中，Λ δ a為副翼偏角增量，λ 8為設(shè)定的公務(wù)機(jī)偏離航向信標(biāo)臺發(fā)射的無線電波束 等強(qiáng)度線的偏差角，λ為公務(wù)機(jī)偏離航向信標(biāo)臺發(fā)射的無線電波束等強(qiáng)度線的偏差角實(shí)際 反饋量，Kp x、Ki x、Kd λ為側(cè)向波束導(dǎo)引自動飛行控制律P、I、D參數(shù)，Φ為實(shí)際滾轉(zhuǎn)角反饋 量，Kp ^Ki ^Kd lt為傾斜姿態(tài)保持控制回路中滾轉(zhuǎn)角控制律P、I、D參數(shù)，ρ為實(shí)際滾轉(zhuǎn)角 速率反饋量，KPJ)、K djj為傾斜姿態(tài)保持控制回路中滾轉(zhuǎn)角速率控制律P、D參數(shù)； 所述速度保持控制系統(tǒng)包括PID控制器，通過控制油門來實(shí)現(xiàn)公務(wù)機(jī)下降著陸過程中 對速度的要求，所述速度保持控制系統(tǒng)的控制律如式（5)所示：
其中，Λ δ τ為油門增量，V g為設(shè)定的飛行速度，V為實(shí)際速度反饋量，Kp v、Ki v、Kd v為 速度保持控制系統(tǒng)控制律P、I、D參數(shù)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法，其特征在于：所述側(cè)向波束 導(dǎo)引控制系統(tǒng)還包括方向舵控制，所述方向舵控制以公務(wù)機(jī)的側(cè)滑角和偏航角速率為反饋 量，以方向舵偏角為控制量，方向舵控制律如式（6)所示：
其中，Λ 方向舵偏角增量，β為實(shí)際側(cè)滑角反饋量，KP ^Ki e為傾斜姿態(tài)保持控 制回路中側(cè)滑角控制律P、I參數(shù)，r為實(shí)際偏航角速率反饋量，Kp^為傾斜姿態(tài)保持控制回 路中偏航角速率控制律P參數(shù)。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種公務(wù)機(jī)下降著陸控制方法，包括下滑波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)，以俯仰姿態(tài)控制回路作為內(nèi)回路，根據(jù)公務(wù)機(jī)下降著陸過程中的三個階段，選擇定對應(yīng)的控制律作為外回路，實(shí)現(xiàn)公務(wù)機(jī)在下滑波束的導(dǎo)引下準(zhǔn)確跟蹤和保持預(yù)定的飛行軌跡；側(cè)向波束導(dǎo)引控制系統(tǒng)，以傾斜姿態(tài)保持控制回路作為內(nèi)回路，以側(cè)向波束導(dǎo)引自動飛行控制律作為外回路，以無線電波束等強(qiáng)度線的偏差角作為系統(tǒng)的被控量，實(shí)現(xiàn)著陸過程中側(cè)向運(yùn)動軌跡和航向的精確控制；速度保持控制系統(tǒng)控制公務(wù)機(jī)的速度，達(dá)到公務(wù)機(jī)下降著陸過程中對速度的要求。該方法能夠在下滑波束和側(cè)向波束的導(dǎo)引下，確保公務(wù)機(jī)能夠準(zhǔn)確跟蹤和保持預(yù)定的飛行軌跡，保證公務(wù)機(jī)安全下降著陸。
【IPC分類】G05B13-04, G05D1-10
【公開號】CN104656661
【申請?zhí)枴緾N201510037067
【發(fā)明人】甄子洋, 李康偉, 袁鎖中, 陳摯, 孫一利
【申請人】南京航空航天大學(xué)
【公開日】2015年5月27日
【申請日】2015年1月23日