CN104656661A - 一种公务机下降着陆控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种公务机下降着陆控制方法，包括下滑波束导引控制系统，以俯仰姿态控制回路作为内回路，根据公务机下降着陆过程中的三个阶段，选择定对应的控制律作为外回路，实现公务机在下滑波束的导引下准确跟踪和保持预定的飞行轨迹；侧向波束导引控制系统，以倾斜姿态保持控制回路作为内回路，以侧向波束导引自动飞行控制律作为外回路，以无线电波束等强度线的偏差角作为系统的被控量，实现着陆过程中侧向运动轨迹和航向的精确控制；速度保持控制系统控制公务机的速度，达到公务机下降着陆过程中对速度的要求。该方法能够在下滑波束和侧向波束的导引下，确保公务机能够准确跟踪和保持预定的飞行轨迹，保证公务机安全下降着陆。

Description

一种公务机下降着陆控制方法

技术领域

本发明涉及公务机下降着陆控制方法，尤其涉及一种在波束导引情况下的公务机下降着陆控制方法，属于飞行控制技术领域。

背景技术

公务机是在行政事务和商务活动中用作交通工具的飞机，亦称行政机或商务飞机。公务机能够不受航班时间的限制，不受目的地的限制，有很好的行程和时间灵活性，同时具有高效、安全、隐私性强等优点，并且能够树立企业形象，彰显企业实力。随着2015年我国将低空开发，公务航空作为一种非常安全有效的旅行方式，必将会受到越来越多企业和个人的青睐，而公务机市场也呈现出越来越火爆的发展趋势。

公务机下降着陆阶段是事故多发阶段，也是最复杂的飞行阶段。飞行高度的稳定与控制在下降着陆过程中具有十分重要的作用。在这一阶段，公务机的飞行高度低，对飞行安全的要求也最高，尤其在终端进近时，公务机的所有状态都必须高精度保持。而公务机在下降着陆过程中很有可能受到大气紊流和风切变等环境因素的影响，存在飞行安全隐患。因此，公务机下降着陆阶段的控制方法和控制策略设计对于公务机安全着陆尤为重要，直接关系到公务机能否成功着陆。由于国内公务机的研究工作是近几年才开展的，目前针对公务机的研究，国内学者的研究重点主要在于公务机气动特性、发动机建模以及内部装饰等，对公务机控制方法和控制策略的研究很少。

发明内容

发明目的：针对上述问题，提出一种公务机下降着陆控制方法，在下滑波束和侧向波束的导引下，确保公务机能够准确跟踪和保持预定的飞行轨迹，保证公务机安全下降着陆。

技术方案：一种公务机下降着陆控制方法，所述公务机下降着陆控制方法包括下滑波束导引控制系统、侧向波束导引控制系统以及速度保持控制系统；其中：

所述下滑波束导引控制系统以俯仰姿态控制回路作为内回路，根据公务机下降着陆过程中定高、下滑和拉平三个阶段，相应选择定高飞行控制律、下滑波束导引自动飞行控制律以及自动拉平着陆控制律作为外回路，实现公务机在下滑波束的导引下准确跟踪和保持预定的飞行轨迹；

所述定高过程中以定高飞行控制律作为外回路，以俯仰姿态控制回路作为内回路，通过改变升降舵偏角实现飞行高度控制，所述定高飞行控制律如式(1)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\left\{\right[(h_g-h)(k_{d\_h}s+K_{p\_h}+\frac{K_{i\_h}}{s})-K_h\stackrel{.}{h}]-\mathrm{\θ}\}(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(1\right)$

其中，Δδ_e为升降舵偏角增量，h_g为设定的飞行高度，h为实际飞行高度反馈量，K_{p_h}、K_{i_h}、K_{d_h}为定高飞行控制律P、I、D参数，为实际下滑垂向速度反馈量，为垂向速度反馈控制律P参数，θ为实际俯仰角反馈量，K_{p_q}、K_{i_q}、K_{d_q}为俯仰姿态控制律P、I、D参数，α为实际迎角反馈量，V₀为实际初始速度值，Z_α为迎角量纲导数，g为重力加速度，K_{p_nz}为法向过载反馈控制律P参数，q为实际俯仰角速率反馈量，K_{p_q}为俯仰角速率反馈控制律P参数，s为复变量；

所述下滑过程中以下滑波束导引自动飞行控制律作为外回路，以俯仰姿态控制回路作为内回路，实现公务机的飞行姿态控制，所述下滑波束导引自动飞行控制律如式(2)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\{({\mathrm{\Γ}}_g-\mathrm{\Γ})(K_{d\_\mathrm{\Γ}}s+K_{p\_\mathrm{\Γ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\Γ}}}{s})-\mathrm{\θ}\}(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(2\right)$

其中，Γ_g为设定的下滑波束角，Γ为实际下滑波束角反馈，K_{p_Γ}、K_{i_Γ}、K_{d_Γ}为下滑波束导引自动飞行控制律P、I、D参数；

所述拉平过程中以自动拉平着陆控制律作为外回路，以俯仰姿态控制回路作为内回路，实现公务机的下滑垂向速度控制，所述下滑波束导引自动飞行控制律如式(3)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\{({\stackrel{.}{h}}_g-\frac{1}{\mathrm{\τ}}h-\stackrel{.}{h})(K_{d\_\stackrel{\·\⊇}{h}}s+K_{p\_\stackrel{.}{h}}+\frac{K_{i\_\stackrel{.}{h}}}{s})-\mathrm{\θ}\{(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(3\right)$

其中，为设定的下滑垂向速度，τ为拉平时间常数，为自动拉平着陆控制律P、I、D参数；

所述侧向波束导引控制系统以倾斜姿态保持控制回路作为内回路，以侧向波束导引自动飞行控制律作为外回路，以机场的公务机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的偏差角作为系统的被控量，通过副翼控制滚转转弯来修正侧向偏离，实现着陆过程中侧向运动轨迹和航向的精确控制，所述侧向波束导引自动飞行控制律如式(4)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_a=[({\mathrm{\λ}}_g-\mathrm{\λ})(K_{d\_\mathrm{\λ}}s+K_{p\_\mathrm{\λ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\λ}}}{s})-\mathrm{\φ}](K_{d\_\mathrm{\φ}}s+K_{p\_\mathrm{\φ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\φ}}}{s})-p(K_{d\_p}s+K_{p\_p})---\left(4\right)$

其中，Δδ_a为副翼偏角增量，λ_g为设定的公务机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的偏差角，λ为公务机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的偏差角实际反馈量，K_{p_λ}、K_{i_λ}、K_{d_λ}为侧向波束导引自动飞行控制律P、I、D参数，φ为实际滚转角反馈量，K_{p_φ}、K_{i_φ}、K_{d_φ}为倾斜姿态保持控制回路中滚转角控制律P、I、D参数，p为实际滚转角速率反馈量，K_{p_p}、K_{d_p}为倾斜姿态保持控制回路中滚转角速率控制律P、D参数；

所述速度保持控制系统包括PID控制器，通过控制油门来实现公务机下降着陆过程中对速度的要求，所述速度保持控制系统的控制律如式(5)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_T=(V_g-V)(K_{p\_v}+\frac{K_{i\_v}}{s}+K_{d\_v}s)---\left(5\right)$

其中，Δδ_T为油门增量，V_g为设定的飞行速度，V为实际速度反馈量，K_{p_v}、K_{i_v}、K_{d_v}为速度保持控制系统控制律P、I、D参数。

进一步的，侧向波束导引控制系统还包括方向舵控制，所述方向舵控制以公务机的侧滑角和偏航角速率为反馈量，以方向舵偏角为控制量，方向舵控制律如式(6)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_r=\mathrm{\β}(K_{p\_\mathrm{\β}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\β}}}{s})-{\mathrm{rK}}_{p\_r}---\left(6\right)$

其中，Δδ_r为方向舵偏角增量，β为实际侧滑角反馈量，K_{p_β}、K_{i_β}为倾斜姿态保持控制回路中侧滑角控制律P、I参数，r为实际偏航角速率反馈量，K_{p_r}为倾斜姿态保持控制回路中偏航角速率控制律P参数。

有益效果：本发明的一种公务机下降着陆控制方法，在下滑波束和侧向波束的导引下，确保公务机能够准确跟踪和保持预定的飞行轨迹，保证公务机安全下降着陆。该控制方法包括下滑波束导引控制系统、侧向波束导引控制系统以及速度保持控制系统。下滑波束导引控制系统以俯仰姿态控制回路作为内回路，根据公务机下降着陆过程中定高、下滑和拉平三个阶段，选择定高飞行控制律、下滑波束导引自动飞行控制律以及自动拉平着陆控制律。其中，定高飞行控制律选择飞行高度作为系统的被控量，实现公务机在预定高度作定高飞行，便于截获下滑波束线。下滑波束导引自动飞行控制律，选择下滑波束角作为系统的被控量，实现公务机在截获下滑波束线之后能够准确跟踪和保持预定的下滑坡度沿着下滑波束中心线进场。自动拉平着陆控制律，选择下滑垂向速度作为系统的被控量，确保公务机实际的下滑垂向速度准确地跟踪下降过程中下滑垂向速度指令，使公务机的下滑垂向速度随着高度的下降而成比例减小，达到公务机触地时容许的接地速度。

侧向波束导引控制系统以倾斜姿态保持控制回路作为内回路，以侧向波束导引自动飞行控制律作为外回路，以公务机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的偏差角作为系统的被控量，通过副翼控制滚转转弯以修正侧向偏离，方向舵起阻尼与辅助协调的作用，修正着陆过程中侧向偏差角和侧向偏离距离，实现公务机下降着陆过程中侧向运动轨迹和航向的精确控制。

速度保持控制系统将速度作为系统的被控量，通过控制油门来控制和保持公务机的速度，以达到公务机下降着陆过程中对速度的要求。

附图说明

图1为本发明的公务机下降着陆控制方法组成结构图；

图2为本发明的下滑波束导引控制系统组成结构图；

图3为本发明的侧向波束导引控制系统组成结构图；

图4为本发明的速度保持控制系统组成结构图；

图5为本发明的公务机下降着陆控制方法得到的下滑阶段偏差角仿真曲线；

图6为本发明的公务机下降着陆控制方法得到的下滑阶段下滑波束角仿真曲线；

图7为本发明的公务机下降着陆控制方法得到的下滑阶段高度仿真曲线；

图8为本发明的公务机下降着陆控制方法得到的拉平阶段高度仿真曲线；

图9为本发明的公务机下降着陆控制方法得到的拉平阶段垂向速度仿真曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做更进一步的解释。

本发明的公务机下降着陆控制方法由下滑波束导引控制系统、侧向波束导引控制系统和速度保持控制系统三个系统构成，组成结构如图1所示，各系统的组成结构如下：

系统1为下滑波束导引控制系统，以迎角、俯仰角和俯仰角速率作为反馈信号的俯仰姿态控制回路作为内回路，根据公务机下降着陆过程中定高、下滑和拉平三个阶段，相应选择定高飞行控制律、下滑波束导引自动飞行控制律以及自动拉平着陆控制律作为外回路，实现公务机在下滑波束的导引下能够准确跟踪和保持预定的飞行轨迹，确保公务机安全下降着陆。下滑波束导引控制系统的组成结构如图2所示。

公务机在着陆前，首先需在预定高度作定高飞行，以便于截获下滑波束线。当截获下滑波束线后，公务机将按预定的下滑坡度沿着下滑波束中心线进场。当下滑的高度离地面较近时，由于实际中地面反射对下滑信号的影响以及接地速度的要求，需要在下滑段和着陆点之间有个过渡的过程，这就是下降着陆过程中的拉平阶段，使公务机的下滑垂向速度能够随高度降低而成比例减小，使公务机触地时能达到容许的接地速度。

根据公务机下降着陆过程中定高、下滑和拉平三个阶段，下滑波束导引控制系统相应选择定高飞行控制律、下滑波束导引自动飞行控制律以及自动拉平着陆控制律作为外回路，能在下降着陆过程的不同阶段切换成相对应的控制律，实现公务机在下滑波束的导引下能够准确跟踪和保持预定的飞行轨迹，确保公务机安全下降着陆。

在公务机下降着陆过程的定高阶段，选择定高飞行控制律作为外回路，以飞行高度作为系统的被控量，其控制律如式(7)所示，由高度差信息控制公务机的姿态，改变升降舵偏角，以此改变公务机航迹倾斜角，使公务机保持在预定高度，实现公务机在预定高度作定高飞行，便于截获下滑波束线。

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\left\{\right[(h_g-h)(K_{d\_h}+K_{p\_h}+\frac{K_{i\_h}}{s})-K_h\stackrel{.}{h}]-\mathrm{\θ}\{(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(7\right)$

在公务机下降着陆过程的下滑阶段，选择下滑波束导引自动飞行控制律作为外回路，以下滑波束角作为系统的被控量，其控制律如式(8)所示，由下滑波束角偏差控制公务机的姿态，实现公务机在截获下滑波束线之后能够准确跟踪和保持预定的下滑坡度沿着下滑波束中心线下滑。

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\{({\mathrm{\Γ}}_g-\mathrm{\Γ})(K_{d\_\mathrm{\Γ}}s+K_{p\_\mathrm{\Γ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\Γ}}}{s})-\mathrm{\θ}\}(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(8\right)$

在公务机下降着陆过程的拉平阶段，选择自动拉平着陆控制律作为外回路，以下滑垂向速度作为系统的被控量，其控制律如式(9)所示，将公务机的飞行高度以及实际下滑垂向速度作为外回路反馈，与给定的接地速度构成拉平耦合器，确保公务机的下滑垂向速度随着高度的下降而成比例减小，使公务机触地时能够达到容许的接地速度，确保公务机可以安全着陆。

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\{({\stackrel{.}{h}}_g-\frac{1}{\mathrm{\τ}}h-\stackrel{.}{h})(K_{d\_\stackrel{.}{h}}s+K_{p\_\stackrel{.}{h}}+\frac{K_{i\_\stackrel{.}{h}}}{s})-\mathrm{\θ}\}(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(9\right)$

系统2为侧向波束导引控制系统，以滚转角、滚转角速率、偏航角速率和侧滑角作为反馈信号的倾斜姿态保持控制回路作为内回路，以侧向波束导引自动飞行控制律作为外回路，以公务机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的偏差角作为系统的被控量，实现着陆过程中侧向运动轨迹和航向的精确控制。侧向波束导引控制系统组成结构如图3所示。

侧向波束导引控制系统通过副翼控制滚转转弯来修正侧向偏离，将滚转角和滚转角速率反馈至副翼通道，可提高系统的滚转阻尼。副翼通道的控制律如式(10)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_a=[({\mathrm{\λ}}_g-\mathrm{\λ})(K_{d\_\mathrm{\λ}}s+K_{p\_\mathrm{\λ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\λ}}}{s})-\mathrm{\φ}](K_{d\_\mathrm{\φ}}s+K_{p\_\mathrm{\φ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\φ}}}{s})-p(K_{d\_p}s+K_{p\_p})---\left(10\right)$

侧向波束导引控制系统将偏航角速率反馈至方向舵可产生偏航力矩来抵消由荷兰滚运动所建立的偏航速率，从而改善系统荷兰滚特性，因此没必要在副翼通道也通过引入侧滑角来改善荷兰滚特性，而是将侧滑角反馈至方向舵通道，以此来提高系统荷兰滚阻尼及航向静稳定性。在侧向波束导引控制系统实现公务机着陆过程中侧向运动轨迹和航向的精确控制的过程中，方向舵起着阻尼与辅助协调的作用。方向舵通道的控制律如式(11)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_r=\mathrm{\β}(K_{p\_\mathrm{\β}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\β}}}{s})-{\mathrm{rK}}_{p\_r}---\left(11\right)$

系统3为速度保持控制系统，将公务机实际速度作为反馈信号，采用经典PID控制方法设计速度保持控制系统，以此实现通过控制油门来控制和保持公务机的速度，达到公务机下降着陆过程中对速度的要求。速度保持控制系统组成结构如图4所示，其控制律如式(12)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_T=(V_g-V)(K_{p\_v}+\frac{K_{i\_v}}{s}+K_{d\_v}s)---\left(12\right)$

为了便于公众了解本发明的技术方案，用下表1将本发明涉及的物理量及参数进行说明，其中各参数均可通过调试或Matlab工具得到：

表1

为了验证本发明在公务机下降着陆飞行控制上的有效性，进行如下仿真实验。仿真工具采用MATLAB软件，仿真分析时采用某型公务机动力学模型的相关参数，仿真中参数设置如表2所示。

表2

仿真实验中假设公务机在下滑阶段受到某种干扰造成偏差角λ＝0.25°和下滑波束角Γ＝0.25°，本发明所述的公务机下降着陆控制方法得到下滑阶段仿真曲线如图5至图7所示。其中，图5为本发明所述的公务机下降着陆控制方法得到的下滑阶段偏差角仿真曲线，由图中可以看出偏差角仿真曲线较为平缓，并在40s时达到稳态，最终稳定在λ＝0°，说明本发明具有一定的横侧向抗干扰能力。图6为本发明所述的公务机下降着陆控制方法得到的下滑阶段下滑波束角仿真曲线，由图中可以看出下滑波束角仿真曲线在35s时达到稳态，最终稳定在Γ＝0°，说明当公务机偏离下滑波束中心线时，本发明设计的公务机下降着陆控制方法能减小公务机到下滑波束中心线的距离，并最终使公务机在下滑波束中心线上下滑。图7为本发明所述的公务机下降着陆控制方法得到的下滑阶段高度仿真曲线，由图中可以看出在本发明设计的公务机下降着陆控制方法下，公务机能较为快速的下滑到下滑波束中心线上，下滑垂向速度也能稳定在

图8和图9是本发明所述的公务机下降着陆控制方法得到的拉平阶段仿真曲线图。仿真实验中，给定公务机接地速度下滑波束导引控制系统在公务机飞行高度h＝15m时选择自动拉平着陆控制律作为外回路。其中，图8为本发明所述的公务机下降着陆控制方法得到的拉平阶段高度仿真曲线，由图中可以看出当公务机触地，即h＝0m时，仿真时间为10s，拉平阶段高度仿真曲线是一段光滑的曲线。图9为本发明所述的公务机下降着陆控制方法得到的拉平阶段垂向速度仿真曲线，由图中可以看出当公务机触地，即仿真时间为10s时，下滑垂向速度为在公务机允许的接地速度范围内。

由仿真实验可以得出，本发明所述的公务机下降着陆控制方法能够很好的实现公务机在下滑波束和侧向波束的导引下准确跟踪和保持预定的飞行轨迹，确保公务机安全下降着陆。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种公务机下降着陆控制方法，其特征在于：所述公务机下降着陆控制方法包括下滑波束导引控制系统、侧向波束导引控制系统以及速度保持控制系统；其中：

所述下滑波束导引控制系统以俯仰姿态控制回路作为内回路，根据公务机下降着陆过程中定高、下滑和拉平三个阶段，相应选择定高飞行控制律、下滑波束导引自动飞行控制律以及自动拉平着陆控制律作为外回路，实现公务机在下滑波束的导引下准确跟踪和保持预定的飞行轨迹；

所述定高过程中以定高飞行控制律作为外回路，以俯仰姿态控制回路作为内回路，通过改变升降舵偏角实现飞行高度控制，所述定高飞行控制律如式(1)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\left\{\right[(h_g-h)(K_{d\_h}s+K_{p\_h}+\frac{K_{i\_h}}{s})-K_{\stackrel{.}{h}}\stackrel{.}{h}]-\mathrm{\θ}\}(K_{d\_\mathrm{\θ}}+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(1\right)$

其中，Δδ_e为升降舵偏角增量，h_g为设定的飞行高度，h为实际飞行高度反馈量，K_{p_h}、K_{i_h}、K_{d_h}为定高飞行控制律P、I、D参数，为实际下滑垂向速度反馈量，为垂向速度反馈控制律P参数，θ为实际俯仰角反馈量，K_{p_θ}、K_{i_θ}、K_{d_θ}为俯仰姿态控制律P、I、D参数，α为实际迎角反馈量，V₀为实际初始速度值，Z_α为迎角量纲导数，g为重力加速度，K_{p_nz}为法向过载反馈控制律P参数，q为实际俯仰角速率反馈量，K_{p_q}为俯仰角速率反馈控制律P参数，s为复变量；

所述下滑过程中以下滑波束导引自动飞行控制律作为外回路，以俯仰姿态控制回路作为内回路，实现公务机的飞行姿态控制，所述下滑波束导引自动飞行控制律如式(2)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\left\{\right[({\mathrm{\Γ}}_g-\mathrm{\Γ})(K_{d\_\mathrm{\Γ}}s+K_{p\_\mathrm{\Γ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\Γ}}}{s})-\mathrm{\θ}\}(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(2\right)$

其中，Γ_g为设定的下滑波束角，Γ为实际下滑波束角反馈，K_{p_Γ}、K_{i_Γ}、K_{d_Γ}为下滑波束导引自动飞行控制律P、I、D参数；

所述拉平过程中以自动拉平着陆控制律作为外回路，以俯仰姿态控制回路作为内回路，实现公务机的下滑垂向速度控制，所述下滑波束导引自动飞行控制律如式(3)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_e=\left\{\right[({\stackrel{.}{h}}_g-\frac{1}{\mathrm{\τ}}h-\stackrel{.}{h})(K_{d\_\stackrel{.}{h}}s+K_{p\_\stackrel{.}{h}}+\frac{K_{i\_\stackrel{.}{h}}}{s})-\mathrm{\θ}\}(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s})-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_\mathrm{nz}}-{\mathrm{qK}}_{p\_q}---\left(3\right)$

其中，为设定的下滑垂向速度，τ为拉平时间常数，为自动拉平着陆控制律P、I、D参数；

所述侧向波束导引控制系统以倾斜姿态保持控制回路作为内回路，以侧向波束导引自动飞行控制律作为外回路，以机场的公务机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的偏差角作为系统的被控量，通过副翼控制滚转转弯来修正侧向偏离，实现着陆过程中侧向运动轨迹和航向的精确控制，所述侧向波束导引自动飞行控制律如式(4)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_a=\left\{\right[({\mathrm{\λ}}_g-\mathrm{\λ})(K_{d\_\mathrm{\λ}}s+K_{p\_\mathrm{\λ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\λ}}}{s})-\mathrm{\φ}\}(K_{d\_\mathrm{\φ}}s+K_{p\_\mathrm{\φ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\φ}}}{s})-p(K_{d\_p}s+K_{p\_p})---\left(4\right)$

其中，Δδ_a为副翼偏角增量，λ_g为设定的公务机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的偏差角，λ为公务机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的偏差角实际反馈量，K_{p_λ}、K_{i_λ}、K_{d_λ}为侧向波束导引自动飞行控制律P、I、D参数，φ为实际滚转角反馈量，K_{p_φ}、K_{i_φ}、K_{d_φ}为倾斜姿态保持控制回路中滚转角控制律P、I、D参数，p为实际滚转角速率反馈量，K_{p_p}、K_{d_p}为倾斜姿态保持控制回路中滚转角速率控制律P、D参数；

所述速度保持控制系统包括PID控制器，通过控制油门来实现公务机下降着陆过程中对速度的要求，所述速度保持控制系统的控制律如式(5)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_T=(V_g-V)(K_{p\_v}+\frac{K_{i\_v}}{s}+K_{d\_v}s)---\left(5\right)$

其中，Δδ_T为油门增量，V_g为设定的飞行速度，V为实际速度反馈量，K_{p_v}、K_{i_v}、K_{d_v}为速度保持控制系统控制律P、I、D参数。

2.根据权利要求1所述的一种公务机下降着陆控制方法，其特征在于：所述侧向波束导引控制系统还包括方向舵控制，所述方向舵控制以公务机的侧滑角和偏航角速率为反馈量，以方向舵偏角为控制量，方向舵控制律如式(6)所示：

${\mathrm{\Δ\δ}}_r=\mathrm{\β}(K_{p\_\mathrm{\β}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\β}}}{s})-{\mathrm{rK}}_{p\_r}---\left(6\right)$

其中，Δδ_r为方向舵偏角增量，β为实际侧滑角反馈量，K_{p_β}、K_{i_β}为倾斜姿态保持控制回路中侧滑角控制律P、I参数，r为实际偏航角速率反馈量，K_{p_r}为倾斜姿态保持控制回路中偏航角速率控制律P参数。