[发明专利]一种公务机下降着陆控制方法

摘要

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。

主权项

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：Δδe={[(hg-h)(Kd_hs+Kp_h+Ki_hs)-Kh·h·]-θ}(Kd_θs+Kp_θ+Ki_θs)-α*V0ZαgKp_nz-qKp_q---(1)]]>其中，Δδe为升降舵偏角增量，hg为设定的飞行高度，h为实际飞行高度反馈量，Kp_h、Ki_h、Kd_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，Kp_θ、Ki_θ、Kd_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，Zα为迎角量纲导数，g为重力加速度，Kp_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，Kp_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：Δδe={(Γg-Γ)(Kd_Γs+Kp_Γ+Ki_Γs)-θ}(Kd_θs+Kp_θ+Ki_θs)-α*V0ZαgKp_nz-qKp_q---(2)]]>其中，Γg为设定的下滑波束角，Γ为实际下滑波束角反馈，Kp_Γ、Ki_Γ、Kd_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：Δδe={(h·g-1τh-h·)(Kd_h·s+Kp_h·+Ki_h·s)-θ}(Kd_θs+Kp_θ+Ki_θs)-α*V0ZαgKp_nz-qKp_q---(3)]]>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：Δδa=[(λg-λ)(Kd_λs+Kp_λ+Ki_λs)-φ](Kd_φs+Kp_φ+Ki_φs)-p(Kd_ps+Kp_p)---(4)]]>其中，Δδa为副翼偏角增量，λg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，Kp_λ、Ki_λ、Kd_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，Kp_φ、Ki_φ、Kd_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，Kp_p、Kd_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：ΔδT=(Vg-V)(Kp_v+Ki_vs+Kd_vs)---(5)]]>其中，ΔδT为油门增量，Vg为设定的飞行速度，V为实际速度反馈量，Kp_v、Ki_v、Kd_v为速度保持控制系统控制律P、I、D参数。