[发明专利]一种高精度强鲁棒的进场着陆引导控制方法

权利要求书

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。