CN111103890B - 一种高精度强鲁棒的进场着陆引导控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高精度强鲁棒自动进场着陆引导控制方法，属于飞行器自动进场着陆引导控制技术领域。基于自抗扰控制具有较强的抗扰动特性，本发明采用自抗扰控制方法设计自动进场着陆的俯仰、滚转姿态控制律，以提升控制系统的鲁棒性；本发明以自抗扰姿态控制为内环，以是否进行航向截获和下滑截获为判断条件，分别设计自动进场着陆的横侧向引导控制律和纵向引导控制律；为提高进场着陆的引导精度，本发明采用关键点方式构建下滑道，利用空间解析几何方式精确计算飞机与下滑轨迹的横侧向偏差角和纵向偏差角，作为引导控制律的引导指令。该方法的主要优点在于：控制鲁棒性好，有较强的抗扰动能力；引导指令计算精确，引导控制精度高。

Description

一种高精度强鲁棒的进场着陆引导控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器自动进场着陆引导控制技术领域，特别是涉及到某型大型运输机内环姿态自抗扰控制律设计方法和外环引导控制律设计、引导指令计算方法。

背景技术

进场着陆是飞机执行任务的最后阶段，也是最容易事故频发的阶段，控制飞机安全精确的降落目标机场是自动着陆控制系统的核心任务。但是由于飞机在进场着陆阶段速度减小，高度下降，能量降低，当飞机受到外界环境扰动时，尤其是受到大气紊流、大侧风等作用时，将会对飞行带来严重影响，轻者飞机偏离预定航线，飞出安全着陆飞行包线，从而只能进行复飞操纵，严重者将会引发安全事故。此外，飞机的传感器信号误差、靠近地面时的地效影响也会影响进场着陆控制的稳定性与精确性。受机场环境的限制，飞机进场着陆不仅要求安全性，还要保证精确性。如何实现高精度强鲁棒的自动进场着陆控制技术是我国研究的重要课题。

自抗扰控制方法是由我国中科院研究院韩京清率先提出的一种控制方法，它充分吸收了现代理论的发展成果，丰富发展了PID控制思想精髓，完善了PID控制的一些缺陷；它不依赖于对象的精确模型，也不需要知道具体的外界扰动模型，将作用于对象的所有不确定因素归纳为系统的“总和扰动”，根据对象的输入输出信息，通过一定的算法，将“总和扰动”进行估计和补偿，在其对控制对象产生作用之前提前进行补偿，原则上使对象只受控制输入的作用。自抗扰控制的优势在于不需要准确的知道扰动的作用规律，系统就会自动的补偿扰动作用，具有主动抗扰动的特性，具有很好的鲁棒性能。在环境条件复杂且控制要求较高的进场着陆段，使用自抗扰控制方法来设计基本进场着陆控制律是适用的。因此采用自抗扰控制方法来设计自动进场着陆的内环姿态控制律，在此基础上使用经典的PID控制设计外环的引导控制律。

进场着陆不仅要求稳定性安全性，还要保证精确性。进场着陆引导技术是自动着陆的核心功能，是实现精确、全天候、全自动化进场着陆的关键技术。进场着陆引导通过引导参数来体现，在目前的许多的研究中，常把侧偏距和航向偏差角作为引导参数，输入到引导控制律中，从而调整飞行姿态，使其跟踪下滑轨迹线，利用侧偏距和航向偏差作为主控信号的方式在高空导航是可行的，但在最近进近着陆时确是不可行的，这是因为在最后进场着陆段，飞机依赖仪表着陆系统进行着陆，仪表着陆系统产生一条在水平面内与跑道中线重合、在纵向上与水平面成3°的一条无线电下滑引导路径，飞机根据与此信号的角度偏差进行调整着陆，因此引导指令应为横侧向偏差角和纵向偏差角。本发明将下滑引导路径通过数学方式进行描述，利用点到下滑道及其垂面的关系计算横侧向偏差角和纵向偏差角，既能保证精确性，又能保证合理性。

发明内容

本发明要解决的问题是在复杂环境条件下大型运输机高精度强鲁棒的进场着陆问题，提出了采用自抗扰的控制方法来设计自动着陆控制系统的内环姿态控制律，以此为内环设计外环引导的PID控制律；提出采用关键点定义方式生成下滑道，用点和下滑道及其垂面的空间位置关系精确计算着陆引导指令。

本发明的技术方案是，一种高精度强鲁棒的进场着陆引导控制方法，具体包括如下步骤：

步骤1：根据某型飞机俯仰角和滚转角的动力学方程，依据其二阶微分方程的数学模型和自抗扰控制原理，设计俯仰角和滚转角的二阶自抗扰控制器，给出参数b₀的初始估计值计算公式，降低调参难度；给出系统扰动的估计表达式，可用于检测误差估计的准确性。所述参数b₀的初始估计值计算公式如下：

式中，θ为俯仰角，φ为滚转角，δ_e是升降舵，δ_a是副翼，r是偏航角速率，q是俯仰角速率，p是滚转角速率，ρ是大气密度，V是飞行速度，S是机翼面积，c_A是翼平均几何弦长，b是机翼展长，

操纵力矩系数导数，

是副翼对滚转力矩的舵效，I_x是绕机体轴x轴的转动惯量，I_y是绕机体轴y轴的转动惯量，I_z是绕机体轴z轴的转动惯量，I_xz是绕机体xz平面的惯性积。b_0θ、f_θ是俯仰角自抗扰控制器中参数b₀和扰动的初值估计表达式，b_0φ、f_φ是滚转角自抗扰控制器中参数b₀和扰动的初值估计表达式。

步骤2：纵向控制上，以自抗扰俯仰姿态控制律为内环，采用经典PID方法设计外环的垂直速率控制律，该垂直速率控制律以期望垂直速度作为主控信号，近似保持

不变，作用效果要远比姿态控制器要好，甚至能补偿风和紊流的影响。在此将垂直速度控制律作为高度控制和下滑航迹跟踪控制的基础，用于保证飞机高度的平稳变化。

步骤3：以自抗扰滚转姿态控制为基础进行自动进场着陆的横侧向引导控制律设计。首先采用PID控制方式设计航向预选控制律,把飞机控制到相对于跑道航向的某一角度(一般为45°)，控制飞机以这截获角飞向跑道中心线。当LOC接收机接收到的航向波束偏差信号μ小于某一阈值时，进行LOC截获，此后飞机需要以μ为主控信号，设计水平航迹的跟踪控制律。因此横侧向引导控制律包括LOC截获前的航向预选控制律和LOC截获后的水平航迹跟踪控制律。

步骤4：以垂直速率控制为基础进行自动进场着陆的纵向引导控制律设计。首先设计高度保持控制律和下滑轨迹跟踪控制律。在LOC截获之后，飞机采用高度控制模态保持一定高度沿着跑道中心线飞行，控制指令为期望平飞高度h(一般为500m)；当GS接收机接收到的下滑波束偏差角度小于阈值时，进行GS下滑道截获，此时将高度控制律切换到下滑航迹跟踪律，控制指令为纵向偏差角μ。因此纵向引导控制律包括GS截获前的高度控制律和GS截获后的下滑航迹跟踪控制律。

步骤5：下滑道生成，为方便用数学方式描述仪表着陆系统生成的下滑引导路径，采用关键定位点和平面的方式来定义下滑引导路径及其所在的垂面。在此定义新的坐标系：跑道坐标系，原点O取理想着陆点，x轴沿跑道中线指向跑道终点，y轴垂直x轴向右，z轴垂直xy平面向下。选取三个定位点P₁,P₂,P₃，第一定位点P₁选在理想着陆点，第二定位点P₂取OX轴负半轴上一点，第三定位点P₃取在P₂点正上方，且P₁P₃和P₁P₂的夹角为期望下滑角(为一固定值)。

步骤6：将飞机实时位置转化到跑道坐标系，飞机的实时位置常用经纬高(L,λ,h)表示，而生成的下滑道是相对于跑道坐标系的，为方便描述飞机与下滑跑的相对位置关系，需要将其统一到同一个坐标系中，因此将飞机的经纬高(L,λ,h)转化到跑道坐标系的(x,y,z)。

步骤7：根据飞机与下滑道之间的相对位置关系，使用空间解析几何的计算方法精确计算着陆引导参数：横侧向偏差角μ，纵向偏差角η，侧偏距ΔXTK和高度修正量ΔH。

为了保证着陆的精度要求，处理设计的控制律有较好的性能外，引导参数即输入的控制指令信号需要计算的很精确。所以本方法把数学里空间解析的方法用到这个场景中，可以保证计算的精确性。

具体地说，在引导参数计算结束之后,将μ与航向LOC截获的阈值(2°)进行比较，当μ值大于阈值时，飞机横侧向采用步骤3所述的航向预选控制律飞行，输入的控制信号为45°期望偏航角；当μ的值小于阈值时，飞机进行LOC截获，此时将航向预选控制律切换成步骤3所述的水平航迹跟踪控制律，将μ作为水平航迹跟踪控制律的输入控制信号。同样的，将η与下滑GS截获的阈值(0.2)°进行比较，当η大于阈值时，飞机纵向采用步骤4所述的高度保持控制律飞行，输入指令是期望高度(500m)，当η小于阈值时，由高度保持控制律切换到步骤4所述的下滑航迹跟踪控制律，此时η作为下滑航迹跟踪控制律的输入控制信号。飞机在纵向和横侧向的引导控制律作用下产生舵面偏转指令，控制飞机不断去跟踪步骤5中生成的下滑轨迹，然后又将飞机输出的实时经纬高(L,λ,h)位置通过步骤6转化到地面坐标系(x,y,z)，然后又根据飞机位置和下滑道的相对位置关系，利用步骤7精确计算引导指令横侧向偏差角μ，纵向偏差角η，又将其作为步骤3中水平航迹跟踪控制律和步骤4中下滑航迹跟踪控制律的输入信号，使整个过程形成闭环反馈。至此，完成了飞机进场着陆的整个引导控制。

本发明能有效的提高自动进场着陆的控制性能和提高着陆精度，与现有技术相比具有以下优点。

(1)针对飞机进场着陆过程中容易受到大气扰动、地面效应等不利影响，采用自抗扰控制方法设计自动进场着陆的内环姿态控制律，能够利用自抗扰实时估计扰动并加以补偿，提高了整个系统的稳定性与鲁棒性。整个引导控制系统采用经典PID与自抗扰方式相结合，实用又不显复杂。

(2)将仪表着陆系统ILS的引导路径通过关键点坐标定义方式进行数学抽象，利用空间解析的方式计算着陆引导指令横侧向偏差角和纵向偏差角，计算结果精确，指令信号为角度，符合实际过程。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意图及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1是实施例中俯仰姿态与滚转姿态的自抗扰控制结构图；

图2是实施例中垂直速度控制器结构图，以自抗扰俯仰姿态控制为内环的；

图3是实施例中飞机航向截获过程示意图；

图4是实施例中飞机进场着陆横侧向控制结构图；

图5是实施例中飞机下滑道截获过程示意图；

图6是实施例中飞机进场着陆纵向控制结构图；

图7是实施例中下滑道定义示意图；

图8是实施例中最后进近段引导指令计算示意图；

图9是实施例中自动进场着陆引导策略流程；

图10是具体算例中水平航迹示意图；

图11是具体算例中的垂直剖面示意图；

图12是具体算例中各参数变化曲线示意图。

具体实施方式

下文将结合附图详细解释说明本发明，需要说明的是参考附图是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解对本发明的限制。

第1步：根据俯仰角与滚转角的动力学方程设计二阶自抗扰控制律，其控制律结构图参照图1所示，自抗扰控制器包括跟踪微分器TD、扩张状态观测器ESO、非线性反馈NLSEF：

根据俯仰角和滚转角的二阶微分方程可得：

上式给出了参数b₀初始估计值的计算公式和系统扰动估计的计算公式。θ为俯仰角，φ为滚转角，δ_e是升降舵，δ_a是副翼，r是偏航角速率，q是俯仰角速率，p是滚转角速率，ρ是大气密度，V是飞行速度，S是机翼面积，c_A是翼平均几何弦长，b是机翼展长，

操纵力矩系数导数，

是副翼对滚转力矩的舵效，I_x是绕机体轴x轴的转动惯量，I_y是绕机体轴y轴的转动惯量，I_z是绕机体轴z轴的转动惯量，I_xz是绕机体xz平面的惯性积。，b_0θ、f_θ是俯仰角自抗扰控制器中参数b₀和扰动的初值估计表达式，b_0φ、f_φ是滚转角自抗扰控制器中参数b₀和扰动的初值估计表达式。

(1)跟踪微分器采用以下模型：

其中，r是速度因子，h是积分步长，h₀表示略大于h的值，v₁用于跟踪指令信号，v₂用于得到指令信号的微分信号，fhan函数是最速综合控制函数，其表达式如下：

(2)扩张状态观测器采用以下模型：

其中的fal函数为：

其中，z₁、z₂、z₃是扩张状态观测器的输出，z₁用于估计系统的状态，在本发明中也就是俯仰角θ和滚转角φ的信号，z₂用于估计状态微分信号，z₃表示系统的总和扰动的估计值。e表示误差信号，δ、β₀₁、β₀₂、β₀₃、b₀表示扩张状态观测器参数。

(3)非线性误差反馈采用以下模型：

上式中，e₁表示指令信号跟踪值与输出信号估计值的误差，e₂表示误差e₁的微分信号，δ、a₁、a₂是非线性函数fal函数的内部参数。

第2步：以自抗扰俯仰姿态控制律和滚转角姿态控制律为内环，设计外环的垂直速度控制器。垂直速度控制器作为航迹控制器要比姿态控制器要好，可以保持

近似不变，垂直速度控制器甚至能够补偿风和紊流的影响，此外可作为进场着陆引导控制的内环控制律。参考图2所示，垂直速率控制律计算得到俯仰角指令θ_c为：

其中，

为飞机的当前垂直速率，

为给定的垂直速率指令，

为垂直速率限制值，φ为滚转角，T₁是垂直速率指令软化环节时间常数，

是垂直速率差比列信号，

是垂直速率差积分信号传动比，

是超前校正环节增益，T₂、T₃是超前校正环节时间常数；K_φθ(1-cosφ)将滚转角引到俯仰通道，可以补偿因飞机滚转引起的垂直速率变化。

第3步，以自抗扰滚转姿态控制律为内环控制律，设计外环的进场着陆横侧向的引导控制律，参考图3和图4，飞机在进场过程中，首先进行LOC航向截获判断，在LOC截获之前，横侧向以航向预选保持模态进场，主控信号为期望航向，使飞机航向与跑道中心线成某一角度(一般为45°)飞行；在进行航向截获之后，以水平航迹跟踪模态进场，利用航向道偏差生成横滚指令，引导飞机沿航向道飞行，因此横侧向进场着陆引导控制律可表示如下：

上式中，LOCACQ是航向道截获判断，未截获之前为0，截获之后为1，当航向道偏差角|μ|小于某个给定角度时，判断截获航道；ψ_g是期望航向，ψ是跑道中心线航向，K_ψ、K_ψI是航向预选控制的比例积分系数，K_μ、K_μI是航向道截获后横侧向引导控制律的比例微分系数。

第4步，在第二步垂直速率控制器设计的基础上，设计飞机进场着陆的纵向引导控制律，参照图5和图6所示，飞机在未进行下滑道GS截获之前，纵向上保持高度控制模态进场，此时利用着陆轨迹的高度与飞机实时高度的差值生成垂直速率信号；当飞机截获下滑道GS之后，以下滑航迹跟踪模态进场，利用下滑道偏差角η信号生成垂直速率指令，其控制律结构如下：

上式中，GSACQ是下滑道截获判断标志，未截获之前为0，截获之后为1；η是下滑偏差角，当|η|小于所设定的阈值时，下滑道截获，此时GSACQ＝1。

是由引导控制律解算生成的垂直速率信号，H_g是期望的航线高度，H是飞机的当前高度，K_H、K_HI是高度控制的比例积分系数；K_η、K_ηI是下滑引导控制律的比例积分系数,T_TI是软化环节时间积分常数。

第5步，根据第三步和第四步中所设计的自动进场着陆控制律，在最后进近段，依赖的导引指令信号为横侧向偏差角μ和纵向偏差角η，μ、η计算的精确与否将影响着着陆的精度。而μ、η的计算依赖于下滑轨迹、下滑轨迹所在平面和飞机的实时位置，下滑轨迹是由下滑信标发射的无线电信号经过调制产生的一条与水平面成固定夹角的虚拟信号，为了方便解算μ、η，本发明采用空间直角坐标的方式来定义此条下滑道，下滑道示意图参照图7所示，下滑道的确定需要三个要素：下滑道上的一点和由该点引出的矢量方向、下滑线所在平面，定义下滑线就是获取这三个要素的过程，以下将通过定义关键定位点来建立起下滑道。

(1)第一定位点：以跑道坐标系为基准，跑道坐标系原点为理想着陆点，x轴沿跑道中线指向跑道终点，y轴在水平面内与x轴垂直，以右手定则确定，z轴垂直xy平面指向下。选择第一定位点为理想着陆点，也就是跑道坐标系原点，故第一定位点在跑道坐标系中的坐标为P₁(0,0,0)。

(2)第二定位点：考虑到着陆轨迹位于跑道中垂面且与跑道平面成一定夹角(一般为3°)，因此第二定位点选择跑道坐标系OX轴负半轴上的任意一点即可满足要求，不失一般性，假设最后进近定位点FAF点距跑道起点的距离为I，则第二定位点可以定义为P₂(-I,0,0)。

(3)第三定位点：该点定义在跑道中垂面上且保证其和第一定位点的连线与跑道平面的夹角为期望的下滑角，因此可以选择在最后进近定位点FAF上方一点，其坐标定义为P₃(-I,0,-I·tanγ)。

(4)下滑道矢量：由第一、第三定位点可以得到下滑道矢量坐标为P₁P₃(-I,0,-I·tanγ)。

第6步：在第5步以理想着陆点为原点构建下滑道之后，最终目的要根据飞机的实时位置与下滑道及其平面的关系计算导引参数横侧向偏差角和纵向偏差角μ、η。但飞机的实时位置常通过经纬高给出，而下滑道是相对于跑道坐标系以空间直角坐标的形式给出，为了便于计算，需要将飞机的经纬高(L,λ,h)转化到跑道坐标系中，转化过程如下：

首先在空间直角坐标系下，将飞机的经纬高(L,λ,h)转化成(x,y,z)，转化关系为：

其中，R_L是物体与地心的距离，有R_L＝R_e+h，R_e是地球半径，e是地球扁率。

地心直角坐标系到地理坐标系的转化矩阵用

表示，即

若跑道坐标系与地理坐标间的夹角为a，则地理坐标系到跑道坐标系的转化矩阵为

若飞机当前的经纬高为(L,λ,h)，转化到地心直角坐标系中的坐标为X(x,y,h)，跑道坐标系的原点经纬高为(L₁,λ₁,h₁)，转化到地心直角坐标系为X₁(x₁,y₁,h₁)，则飞机在以跑道起点为原点的跑道坐标系中的坐标为X_p为：

X₂＝X-X₁

第7步：在第六步求解出飞机在跑道坐标系的空间直角坐标后，根据飞机位置与下滑道及其垂面的关系计算引导参数μ、η,计算示意图如图8所示。横侧向偏差角μ和纵向偏差角η的计算依赖于侧偏距ΔXTK和高度修正量ΔH，故应计算的参数有4个。

(1)侧偏距ΔXTK

侧偏距表征的是飞机与下滑道所在平面的距离，用于水平引导消除着陆横向误差。求解步骤如下：

①求出下滑道所在平面的法向量

其中，e₁,e₂,e₃根据下式进行计算。

②根据点到平面的距离计算侧偏距ΔXTK

(2)高度修正量ΔH

参照图8，高度修正量指的是飞机在下滑道所在平面投影点到下滑道的距离。在此引入P₅参考点，定义P₅是飞机质心P在下滑道所在垂面的投影点，在下滑道取一点P₄使得P₄P₅⊥P₁P₃，此时P₄P₅即为飞机的高度修正量，且关系式P₄P₅⊥PP₅和P₁P₃⊥PP₄成立。

①求解飞机到下滑道的距离PP₄

因为PP₄⊥P₁P₃，根据点到直线的距离公式，有：

②根据直角三角形PP₄P₅关系求解ΔH

(3)纵向偏差角η

纵向偏差角η是由高度偏差和飞机距离理想着陆点的距离确定的角度，η的计算依赖于P₅点的坐标。

飞机在下滑道所在垂面投影的P₅的计算方法如下：

其中，A,B,C,D是平面方程的四个系数，平面一般方程为：

Ax+By+Cz+D＝0

设平面法向量为

平面上一点坐标为(x₁,y₁,z₁)，根据点法式方程有:

这样就解算出了P₅点坐标。根据P₁和P₅的坐标可以求两点之间的距离P₁P₅。

纵向偏差角η的计算公式为：

(4)横侧向偏差角μ

横侧向偏差角μ是由侧偏距和飞机距离理想着陆点的距离确定的角度。

在引导参数计算结束之后,将μ与航向LOC截获的阈值(2°)进行比较，当μ值大于阈值时，飞机横侧向采用航向预选控制律飞行，输入的控制信号为45°期望偏航角；当μ的值小于阈值时，飞机进行LOC截获，此时将航向预选控制律切换成水平航迹跟踪控制律，将μ作为水平航迹跟踪控制律的输入控制信号。同样的，将η与下滑GS截获的阈值(0.2)°进行比较，当η大于阈值时，飞机纵向采用高度保持控制律飞行，输入指令是期望高度(500m)，当η小于阈值时，由高度保持控制律切换到下滑航迹跟踪控制律，此时η作为下滑航迹跟踪控制律的输入控制信号。飞机在纵向和横侧向的引导控制律作用下产生舵面偏转指令，控制飞机不断去跟踪步骤5中生成的下滑轨迹。然后又将飞机输出的实时经纬高(L,λ,h)位置通过步骤6转化到地面坐标系(x,y,z)，又根据飞机位置和下滑道的相对位置关系，利用步骤7精确计算引导指令横侧向偏差角μ，纵向偏差角η，又将其作为控制水平航迹跟踪控制律和下滑航迹跟踪控制律的输入信号，使整个过程形成闭环反馈。至此，完成了飞机进场着陆的整个引导控制。

上述7步详细说明了自动进场着陆的基本控律设计方法、引导控制律设计方法和引导参数的计算方法。参照图9的自动进场着陆引导策略流程图，过程如下：

首先获取飞机位置(经纬高)、航向、速度、跑道方位、LOC位置，GS位置、FAF点位置等信息。

采用关键定位点方式定义下滑道，计算飞机在跑道坐标系中的坐标。

纵向上按照高度保持模态引导飞机进场，计算飞机当前相对于当前着陆跑道的航道偏差角。

进入循环判断，根据航道偏差角判断飞机是否截获LOC；如果没有截获航道，则飞机按照航向预选模态进场；若已经截获航道，则飞机按照水平航迹引导方式进场；截获LOC后，计算飞机当前相对于下滑道偏差角。

进入循环判断，根据下滑道偏差角判断飞机是否截获GS，如果截获GS，飞机按照下滑航迹跟踪模态进场，若没有，则按照高度保持模态进场。

截获GS后，判断飞机是否接地，若接地，则引导停止，若没有接地，按下滑航迹跟踪控制进场。

仿真算例：

条件设置：飞机的初始位置经纬高坐标为：(109.5367°，29.7458°，500m)，初始航迹方位角为45度；理想着陆点的经纬高坐标为(110°,30.1492°,0m)，跑道的航迹方位角为0度。飞机进场速度为80m/s。

根据步骤5，以理想着陆点为跑道坐标系坐标原点，定义下滑道关键定位点在跑道坐标系中的坐标P₁、P₂、P₃，其中P₁为(0,0,0),P₂为(-9540.6,0,0),P₃为(-9540.6,0,500),单位为m。

根据步骤6，将初始飞机的经纬高转化到跑道坐标系，转化后的坐标为(-60000,-20000,500)m.

根据飞机在跑道坐标系中的坐标和下滑道的位置关系，采用步骤7计算引导指令横侧向偏差角μ，纵向偏差角η，在初始位置时计算出来的横侧向偏差角μ为18.4363°，纵向偏差角η为-2.5225°。此时在横侧向上，横侧向偏差角μ大于航向LOC截获阈值(2°)，飞机以航向保持控制律进场，输入信号为45度偏航角；当μ小于阈值时，切换成水平航迹跟踪控制律，输入控制信号是横侧向偏差角μ。在纵向上，初始纵向偏差角η大于下滑GS截获阈值(0.2°)，飞机采用高度保持控制律进场，输入控制信号是期望高度(500m)，当小于截获阈值时，切换成下滑航迹跟踪控制律进场,输入信号是纵向偏差角η。

由于整个过程是循环迭代的过程，因此通过仿真曲线来表示控制的效果，飞机整个进场着陆过程用时835s，为清楚的看出下滑轨迹控制效果，纵向剖面仅画出660s到835s时的曲线，而横侧向的曲线包含整个仿真过程。仿真曲线如下所示：

由图10的曲线可以看出，在横侧向上，飞机一开始保持45度的航迹方位角进场，即与跑道中心线的夹角为45度，当横侧向偏差角小于2度后，切换成水平航迹跟踪控制律，以横侧向偏差角μ为控制信号，控制飞机对准跑道中心线，由图12的横侧向偏差角变化曲线可以看出，在400s后，横侧向偏差角为0，说明此时飞机与跑道中心线重合，处于水平航迹上，而且航迹方位角从45度变化成0度，说明飞机方向最终与跑道方向一致。由图11的垂直剖面图可以看出，在纵向上飞机一开始以高度保持控制律进场，输入信号为期望高度500m，飞机能精确的稳定在500m高度上，此后纵向偏差角逐渐减小，当纵向偏差角η小于0.2度时，进行下滑GS截获，控制律切换到下滑航迹跟踪控制律，以纵向偏差角η为输入控制信号，控制飞机跟踪下滑轨迹。由图12的纵向偏差角曲线看出，在740秒之后，η的值稳定在0度，说明飞机实际轨迹与下滑道重合，实现了飞机精确着陆。

Claims (1)

1.一种高精度强鲁棒的进场着陆引导控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：根据飞机俯仰角和滚转角的动力学方程，依据其二阶微分方程的数学模型和自抗扰控制原理，设计俯仰角和滚转角的二阶自抗扰控制器，给出参数b₀的初始估计值计算公式，降低调参难度；给出系统扰动的估计表达式，用于检测误差估计的准确性；

所述参数b₀的初始估计值计算公式如下：

式中，θ为俯仰角，φ为滚转角，δ_e是升降舵偏角，δ_a是副翼偏角，r是偏航角速率，q是俯仰角速率，p是滚转角速率，ρ是大气密度，V是飞行速度，S是机翼面积，c_A是翼平均几何弦长，b是机翼展长，

操纵力矩系数导数，

是副翼对滚转力矩的舵效，I_x是绕机体轴x轴的转动惯量，I_y是绕机体轴y轴的转动惯量，I_z是绕机体轴z轴的转动惯量，I_xz是绕机体xz平面的惯性积；b_0θ、f_θ是俯仰角自抗扰控制器中参数b₀和扰动的初值估计表达式，b_0φ、f_φ是滚转角自抗扰控制器中参数b₀和扰动的初值估计表达式；

步骤2：纵向控制上，以自抗扰俯仰姿态控制律为内环，采用经典PID方法设计外环的垂直速率控制律，该垂直速率控制律以期望垂直速度作为主控信号，将垂直速度控制律作为高度控制和下滑航迹跟踪控制的基础；

所述垂直速度控制律表示如下：

其中，

为飞机的当前垂直速率，

为给定的垂直速率指令，

为垂直速率限制值，φ为滚转角，T₁是垂直速率指令软化环节时间常数，

是垂直速率差比列信号，

是垂直速率差积分信号传动比，

是超前校正环节增益，T₂、T₃是超前校正环节时间常数；K_φθ(1-cosφ)将滚转角引到俯仰通道，可以补偿因飞机滚转引起的垂直速率变化；

步骤3：以自抗扰滚转姿态控制为基础进行自动进场着陆的横侧向引导控制律设计：首先采用PID控制方式设计航向预选控制律，把飞机控制到相对于跑道航向的某一角度，控制飞机以这截获角飞向跑道中心线；当LOC接收机接收到的横侧向偏差角μ，小于某一阈值时，进行LOC截获，此后飞机需要以横侧向偏差角μ为主控信号，设计水平航迹的跟踪控制律；因此横侧向引导控制律包括LOC截获前的航向预选控制律和LOC截获后的水平航迹跟踪控制律；

所述横侧向引导控制律表示如下：

上式中，LOCACQ是航向道截获判断，未截获之前为0，截获之后为1，当航向道偏差角|μ|小于某个给定角度时，判断截获航道；ψ_g是期望航向，ψ是跑道中心线航向，K_ψ、K_ψI是航向预选控制的比例积分系数，K_μ、K_μI是航向道截获后横侧向引导控制律的比例微分系数；

步骤4：以垂直速率控制为基础进行自动进场着陆的纵向引导控制律设计：首先设计高度保持控制律和下滑轨迹跟踪控制律，在LOC截获之后，飞机采用高度控制模态保持一定高度沿着跑道中心线飞行，控制指令为期望平飞高度h；当GS接收机接收到的下滑波束偏差角度小于阈值时，进行GS下滑道截获，此时将高度控制律切换到下滑航迹跟踪律，控制指令为纵向偏差角η；因此纵向引导控制律包括GS截获前的高度保持控制律和GS截获后的下滑轨迹跟踪控制律；

所述纵向引导控制律表示如下：

式中，GSACQ是下滑道截获判断标志，未截获之前为0，截获之后为1；η是纵向偏差角，当|η|小于所设定的阈值时，下滑道截获，此时GSACQ＝1；

是由引导控制律解算生成的垂直速率信号，H_g是期望的航线高度，H是飞机的当前高度，K_H、K_HI是高度控制的比例积分系数；K_η、K_ηI是下滑引导控制律的比例积分系数,T_TI是软化环节时间积分常数；

步骤5：下滑道生成，用数学方式描述仪表着陆系统生成的下滑引导路径，采用关键定位点和平面的方式来定义下滑引导路径及其所在的垂面；定义新的坐标系：跑道坐标系，原点O取理想着陆点，x轴沿跑道中线指向跑道终点，y轴垂直x轴向右，z轴垂直xy平面向下；选取三个定位点P₁,P₂,P₃，第一定位点P₁选在理想着陆点，第二定位点P₂取OX轴负半轴上一点，第三定位点P₃取在P₂点正上方，且P₁P₃和P₁P₂的夹角为期望下滑角，其为一固定值；

步骤6：将飞机的经纬高(L,λ,h)转化到跑道坐标系的(x,y,z)；

步骤7：根据飞机与下滑道之间的相对位置关系，使用空间解析几何的计算方法精确计算着陆引导参数：横侧向偏差角μ，纵向偏差角η，侧偏距ΔXTK和高度修正量ΔH；

在引导参数计算结束之后,将横侧向偏差角μ与航向LOC截获的阈值2°进行比较，当横侧向偏差角μ值大于阈值时，飞机横侧向采用步骤3所述的航向预选控制律飞行，输入的控制信号为45°期望偏航角；当横侧向偏差角μ的值小于阈值时，飞机进行LOC截获，此时将航向预选控制律切换成步骤3所述的水平航迹跟踪控制律，将横侧向偏差角μ作为水平航迹跟踪控制律的输入控制信号；同样的，将纵向偏差角η与下滑GS截获的阈值0.2°进行比较，当纵向偏差角η大于阈值时，飞机纵向采用步骤4所述的高度保持控制律飞行，输入指令是期望高度，当纵向偏差角η小于阈值时，由高度保持控制律切换到步骤4所述的下滑航迹跟踪控制律，此时纵向偏差角η作为下滑航迹跟踪控制律的输入控制信号；飞机在纵向和横侧向的引导控制律作用下产生舵面偏转指令，控制飞机不断去跟踪步骤5中生成的下滑轨迹，然后又将飞机输出的实时经纬高(L,λ,h)位置通过步骤6转化到地面坐标系(x,y,z)，然后又根据飞机位置和下滑道的相对位置关系，利用步骤7精确计算引导指令横侧向偏差角μ，纵向偏差角η，又将其作为步骤3中水平航迹跟踪控制律和步骤4中下滑航迹跟踪控制律的输入信号，使整个过程形成闭环反馈；

至此，完成了飞机进场着陆的整个引导控制。

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