CN103984231B - 一种基于垂直速率的纵向导引律设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明是一种基于垂直速率的纵向导引律设计方法，属于基于运动平台的飞机全自动着陆控制律设计技术领域。本发明根据运动平台及飞机运动及姿态状态解算出纵向控制指令，为飞行控制系统提供纵向指令信号，是实现机‑平台闭环的关键环节。区别于传统高度及俯仰控制，本发明基于垂直速率进行解算，为飞行控制系统提供垂直速率指令信号，实现垂直速率的直接控制，能够有效提高闭环响应时间及飞机的抗风干扰能力。

Description

一种基于垂直速率的纵向导引律设计方法

技术领域

本发明是一种基于垂直速率的纵向导引律设计方法，属于控制律设计技术领域。

背景技术

飞机在降落到运动平台的过程中会受到复杂的外界扰动，包括尾流、突风和平台的运动等，其环境远比陆基飞机恶劣。扰动的存在会导致飞机在降落过程中极易偏离预定的下滑道，降低其着陆精度，严重时甚至导致着陆的失败。引导控制律是保证飞机在尾流、突风以及恶劣海况导致的平台剧烈运动下能够快速而精确地跟踪预定下滑道，并实现安全着陆的关键与核心。此外，相关研究表明，与常规俯仰或高度控制作为飞行控制系统外环相比，基于垂直速率的设计能够提高闭环系统的响应时间，增大飞控系统抗风干扰的能力。

导引律算法装订在导引计算机中，由纵向、侧向两个通道构成。基于雷达的闭环系统，平台上设备有精密跟踪雷达，稳定平台（含加速度），导引控制计算机，显示设备，数据链编码/发射机，数据链监控器，飞行轨迹记录仪等。机上部分有数据链接收机，接收译码器，自动驾驶仪耦合器，自动飞行控制系统（AFCS），进场动力补偿（APC），直接力控制系统，雷达增强器等。

对导引律而言，精密跟踪雷达以及数据链编码/发射机，数据链接收机，接收译码器是确保导引律能够正常运作的必要条件。

在纵向通道，雷达测得数据经过坐标转换、数据处理传输给计算机，计算机主要任务是按照飞机的距离及下滑坡度要求计算出高度给定信号，并与实际的高度进行比较，形成高度偏差信号。根据轨迹导引动特性要求以及抗甲板运动，抗雷达电子噪声等因素，对误差信号进行导引律设计，形成控制指令信号，然后通过数据链发送至飞机，机上数据接收装置接收指令信号传输给飞行控制系统。

发明内容

本方法的目的：基于运动平台的纵向引导控制律主要用于将雷达测得的飞机高度误差信息转化为控制指令，通过数据链传给进行着陆的飞机的自动驾驶仪外环，引导飞机完成着陆，这部分工作主要由计算机完成。为了获得更好的响应速度和控制精度，本导引律设计方法输出指令，作为纵向自动驾驶仪的主要控制指令。

本发明的技术方案：一种基于垂直速率的纵向导引律设计方法，主要用于将雷达测得的飞机高度误差信息转化为控制指令通过数据链传给进行着陆的飞机的自动驾驶仪外环，引导飞机完成着陆纵向修正。

其特征在于，包括如下步骤：

第一，计算飞机飞行轨迹与理想下滑轨迹的误差。经过雷达测得的飞机高度与理想下滑道做差形成的纵向偏差信号与甲板运动补偿高度偏差相结合，形成最终的纵向高度偏差信号H_er；

第二，对偏差信号进行α-β滤波。α-β滤波器是为了抑制雷达测量信息中的电子噪声，提高测量精度。其中，α滤波器用于滤除高度误差H_er信号中的噪声，β滤波器用于预估的信息；

第三，对H_er，信号进行PID控制器设计。根据飞行品质对时域、频域的要求，对PID控制器中的参数K_I、K_p、K_D、K_DD进行调整，得到初步垂直速率指令信号，经过α滤波器对整个引导信息进行软化，从而输出品质良好的指令信号。

综上可知，垂直速率指令信号基本公式为：

其中，为垂直速率指令信号；H_er为高度误差信号（飞机位置与理想下滑道的高度差以及甲板运动引起的理想着陆点的高度变化量之和）；为高度误差的双微分；s为微分器；1/s为积分器；K_p为比例参数；K_I为积分增益值；K_D为微分增益值；K_DD为双微分增益值。

可见，对H_er，信号进行PID控制，实际上得到的是PIDDD控制，可根据实际需求通过调节K_I,K_p,K_D,K_DD参数值来选择PID控制或PIDD控制。

本发明的优点：基于运动平台的飞机着陆系统导引律设计是确保闭环系统有效运动的关键环节，其优点在于：

1)能够快速有效的将测量信息转换为飞机飞行控制系统所需的指令信号；

2)提高导引律形成的速度，快速为飞机提供指令信号；

3)基于的指令的飞机控制律具有较强的抗风干扰的能力；

4)提高着陆精度，完成飞机精确着陆的引导；

5)填补该技术在我国的空白。

附图说明：

图1：纵向导引律结构示意图

图2：纵向导引律结构图

图3：纵向导引律仿真模型

图4：纵向导引律仿真结果

具体实施方式：

1）经过雷达测得的飞机高度与理想下滑道做差形成的纵向偏差信号与甲板运动补偿高度偏差相结合，形成最终的纵向高度偏差信号H_er；

H_er＝H_er1+H_dmc

其中，飞机与理想下滑道高度差为H_er1＝H_{理想下滑道}-H_飞机一般由测量装置测得，无需设计工作；甲板运动补偿输出的补偿高度为H_dmc，由甲板运动补偿器输出得到，在此简单认为H_dmc＝2sin(0.5t)。则

H_er＝H_er1+H_dmc＝H_{理想下滑道}-H_飞机+2sin(0.5t)

2）对偏差信号H_er进行α-β滤波，α-β滤波器是为了抑制雷达测量信息中的电子噪声，提高测量精度。其中，α滤波器用于滤除高度误差H_er信号中的噪声，β滤波器用于预估的信息，并经α滤波器再次滤波。

对于一个给定系统的瞬态响应而言，这样一个滤波器在位置和位置变化率方面能够产生最小的稳态噪声误差。反过来，可以规定一个给定的噪声误差，利用噪声误差来确定最小的位置和位置变化率的瞬态响应。这种数字滤波器的一种模拟近似表示是：

H_e(s)＝H_er(s)[αTs+β]/G(s)

G(s)＝T²s²+αTs+β

α₁,α₂,α₃滤波器具有如下形式：

y＝y_(-1)+α(x-y_(-1))

此式即为大家熟悉的一阶滞后的数字形式：

其中，T为采样时间间隔；α,β为滤波器参数；τ为惯性环节时间常数。

这里，取T＝0.01s；α＝β＝0.5；τ＝0.5。则

α-β滤波器为：

其中，α滤波器为：

β滤波器为：

α₁,α₂,α₃滤波器为：

3）H_e，信号经过PID控制器，根据飞行品质对时域、频域的要求，对K_I,K_p,K_D,K_DD进行调整，得到初步垂直速率指令信号，经过α滤波器对整个引导信息进行软化，从而输出品质良好的指令信号。

垂直速率指令信号基本公式为：

其中，为垂直速率指令信号；H_er为高度误差信号（飞机位置与理想下滑道的高度差以及甲板运动引起的理想着陆点的高度变化量之和）；为高度误差的双微分；s为微分器；1/s为积分器；K_p为比例参数；K_I为积分增益值；K_D为微分增益值；K_DD为双微分增益值。调节K_I,K_p,K_D,K_DD各个参数使指令信号满足飞行品质时域及带宽要求，及α-β滤波器带入图2所示结构中，则可形成最终的导引律。

经调整，K_I＝0.5,K_p＝3,K_D＝0.02,K_DD＝0，结合第二步对α-β滤波器的设计，可得纵向导引律为：

此外，为了与飞机内环相匹配，需对指令信号乘以一个增益K₀并进行软化形成最终的指令信号。假设导引律指令信号给驾驶仪航迹偏航角控制模态，则可指定K₀＝1/70（飞机初始速度为70m/s），则

4）仿真

根据图2搭建仿真模型如图3所示，仿真结果如图4所示。图4中曲线1为高度偏差信号曲线，包含噪声很多，经过α-β滤波及PIDD控制其后得到初始垂直速率指令信号如图4中第二条曲线，这里噪声得到了很好的抑制且指令信号能够跟随误差信号的大小，该指令信号经过α₃滤波器软化后更好的滤除了噪声并得到曲线3的指令信号，高指令信号经过转换器K0后得到航迹角指令信号如图4中最后一条曲线。

Claims (1)

1.一种基于垂直速率的纵向导引律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一，计算飞机飞行轨迹与理想下滑轨迹的误差；经过雷达测得的飞机高度与理想下滑道做差形成的纵向偏差信号与甲板运动补偿高度偏差相结合，形成最终的纵向高度偏差信号H_er；

第二，对偏差信号进行α-β滤波；α-β滤波器是为了抑制雷达测量信息中的电子噪声，提高测量精度；

第三，对H_er，信号进行PID控制器设计，根据飞行品质对时域、频域的要求，对PID控制器中的参数K_I、K_p、K_D、K_DD进行调整，得到初步垂直速率指令信号，经过α滤波器对整个引导信息进行软化，从而输出品质良好的指令信号；

综上可知，垂直速率指令信号基本公式为：

${\stackrel{\·}{H}}_c=K_p{H}_{er}+K_I{H}_{er}/s+K_D{H}_{er}s+K_{DD}{\stackrel{\·\·}{H}}_{er};$

结合第二步对α-β滤波器的设计，可得纵向导引律为：

$\frac{{\stackrel{\·}{H}}_c}{H_{er}}=K_{p}G\left(\mathrm{\α}\right)+K_{I}G\left(\mathrm{\α}\right)/s+K_{D}G\left({\mathrm{\α}}_1\right)G\left({\mathrm{\α}}_2\right)G\left(\mathrm{\β}\right)+K_{DD}sG\left({\mathrm{\α}}_1\right)G\left(\mathrm{\β}\right),$

其中，α1、α2分别为滤波器；

此外，对垂直速率指令信号乘以一个增益K₀并进行软化，并最终得到纵向导引律：

其中α3为滤波器。