[发明专利]一种公务机下降着陆控制方法

权利要求书

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\{\[\left(h_g-h\right)\left(K_{d\_h}s+K_{p\_h}+\frac{K_{i\_h}}{s}\right)-K_{\stackrel{\·}{h}}\stackrel{\·}{h}\]-\mathrm{\θ}\right\}\left(K_{d\_\mathrm{\θ}}s+K_{p\_\mathrm{\θ}}+\frac{K_{i\_\mathrm{\θ}}}{s}\right)-\mathrm{\α}*\frac{V_0{Z}_{\mathrm{\α}}}{g}{K}_{p\_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：

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

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，所述自动拉平着陆控制律如式(3)所示：

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

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。

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。