CN103995465B - 一种横侧向导引律设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明是一种横侧向导引律设计方法，属于飞机全自动着陆控制律设计技术领域。本发明针对飞机机全自动着陆过程，属于飞机全自动着陆特有环节，根据运动平台及飞机运动及姿态状态解算出控制指令，为飞行控制系统提供指令信号，是实现闭环的关键环节。本发明运用飞机侧向偏移信息，通过指定算法进行解算，为飞机提供滚转角指令信号，实现全自动着陆过程中的侧向控制。与传统PID控制其相比，为提高系统机动性，引入双微分信号形成PIDDD控制器。其主要优点在于：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；完成飞机精确着陆的引导；实现闭环协同控制。

Description

一种横侧向导引律设计方法

技术领域

本发明是一种横侧向导引律设计方法，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，其着陆环境远比陆基飞机恶劣。扰动的存在会导致飞机在着陆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运动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。

导引律算法装订在着陆导引计算机中，由纵向、侧向两个通道构成。基于雷达的闭环系统，运动平台上设备有精密跟踪雷达，稳定平台(含加速度)，着陆导引控制计算机，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。

在侧向通道，将测得的飞机横向位置与运动平台中心线位置进行比较，形成横向偏差信号。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，对该误差信号进行导引律设计，形成侧向控制指令信号，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：

横侧向引导控制律主要用于将雷达测得的飞机侧向偏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，采用PIDDD控制器进行控制，本导引律设计方法输出滚转角指令，作为侧向自动驾驶仪的主要控制指令。

本发明的技术方案：

一种横侧向导引律设计方法，将雷达测得的飞机侧向误差信息转化为控制指令φ_c，通过数据链传给进行着陆的飞机的自动驾驶仪外环，引导飞机完成着陆侧向修正。着陆末期阶段导引律将叠加甲板运动预估与补偿信号、尾流抑制信号，保证着陆精度。

横航向引导控制律模型如图1中虚线框所示，其特征在于，包括以下步骤：

第一，经过雷达测得的飞机侧向位置与理想下滑道侧向位置做差形成的初始侧向偏差信号与甲板运动补偿所得的侧偏信号相结合，形成目标侧向偏差信号y_er；

第二，对目标侧向偏差信号y_er进行α-β滤波，α-β滤波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滤波器用于滤除侧向偏差信号y_er中的噪声，β滤波器用于预估的信息，并经α1滤波器再次滤波；

第三，y_er，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α3滤波器对整个引导信息进行软化，从而输出品质良好的φ_c0指令信号；

第四，横航向引导控制律输出的φ_c0并不直接作为外环系统的输入信号，而是先与横航向甲板运动补偿器输出的滚转角补偿指令Δφ_c进行综合得到φ_c，再把φ_c输入外环系统；

综上可知，滚转指令信号φ_c基本公式为：

其中，φ_c为滚转指令信号；y_er为目标侧向偏差信号(飞机位置与理想下滑道的侧向差以及甲板运动引起的理想着陆点的侧向变化量之和)；为侧向偏差的双微分；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。

综上，对y_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，其主要优点在于：

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)完成飞机精确着陆的引导；

3)实现闭环协同控制。

附图说明

图1：α-β滤波器在ACLS横航向通道中的示意图

图2：侧向导引律结构图

图3：侧向导引律仿真模型

图4：侧向导引律仿真结果

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初始侧向偏差信号与甲板运动补偿侧向偏差相结合，形成最终的目标侧向偏差信号y_er；

y_er＝y_er1+y_dmc

其中，飞机与理想下滑道侧向位置偏差为y_er1＝y_{理想下滑道}-y_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侧偏为y_dmc，由侧向甲板运动补偿器输出得到，在此简单认为y_dmc＝1.5sin(0.5t)。则

y_er＝y_er1+y_dmc＝y_{理想下滑道}-y_飞机+1.5sin(0.5t)

2)对目标侧向偏差信号y_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y_er信号中的噪声，β滤波器用于预估的信息，并经α1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：

y_e(s)＝y_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)y_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α3滤波器对整个引导信息进行软化，从而输出品质良好的滚转角指令信号φ_c。

滚转角指令信号φ_c基本公式为：

其中，φ_c为滚转指令信号；y_er为目标侧向偏差信号(飞机位置与理想下滑道的侧向差以及甲板运动引起的理想着陆点的侧向变化量之和)；为侧向偏差的双微分；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。

其中，侧向导引律所得的滚转角指令信号为:

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，可得侧向导引律为：

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滚转角指令信号。调整K₀＝1/70,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为侧向偏差信号曲线，包含噪声很多，经过α-β滤波及PIDD控制其后得到初始滚转角指令信号如图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，滚转角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)

1.一种横侧向导引律设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一，经过雷达测得的飞机侧向位置与理想下滑道侧向位置做差形成的侧向偏差信号与甲板运动补偿所得的侧偏信号相结合，形成偏差信号y_er；

第二，对偏差信号y_er进行α-β滤波，α-β滤波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滤波器用于滤除侧向偏差信号y_er中的噪声，β滤波器用于预估的信息，并经α1滤波器再次滤波；

第三，y_er，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α3滤波器对整个引导信息进行软化，从而输出φ_c0指令信号；

第四，横航向引导控制律输出的φ_c0是先与横航向甲板运动补偿器输出的滚转角补偿指令Δφ_c进行综合得到φ_c，再把φ_c输入外环系统；

综上，滚转指令信号φ_c基本公式为：

${\mathrm{\φ}}_c=K_p{y}_{er}+K_I{y}_{er}/s+K_D{y}_{er}s+K_{DD}{\stackrel{\·\·}{y}}_{er}+{\mathrm{\Δ\φ}}_c$

其中，φ_c为滚转指令信号；y_er为偏差信号；为侧向偏差的双微分；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。