專利名稱：一種基于側(cè)向?qū)б目箓?cè)風(fēng)著陸航跡跟蹤控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及側(cè)風(fēng)條件下的航跡跟蹤控制技術(shù)，特別涉及
著陸過程中在側(cè)向陣風(fēng)、側(cè)向紊流、側(cè)向分切變條件下的側(cè)向航跡跟蹤自動駕駛控制技術(shù)。
背景技術(shù)：
自主著陸技術(shù)是飛機自動駕駛目前最為薄弱的技術(shù)環(huán)節(jié)之一，很多飛行事故出現(xiàn)在著陸階段。惡劣天氣是導(dǎo)致著陸飛行事故的重要原因，其中側(cè)風(fēng)對飛機的著陸產(chǎn)生很大的影響，甚至側(cè)風(fēng)過大時，飛機是無法進(jìn)行著陸的。在進(jìn)場著陸時遇到側(cè)風(fēng)，如果不加修正，飛機的航跡將偏離飛機的對稱面，產(chǎn)生偏流，使飛機隨側(cè)風(fēng)一起向側(cè)方移動。側(cè)風(fēng)越大，產(chǎn)生的偏流、側(cè)移就越大。若不及時有效地修正側(cè)風(fēng)帶來的影響，飛機一般就很難對正跑道接地。側(cè)風(fēng)較大時，飛機將會落在場外。 自動著陸過程如圖1所示，可以分為進(jìn)場飛行、軌跡捕獲、直線下滑、拉平、剎車滑跑。進(jìn)場著陸飛行為著陸做準(zhǔn)備，將飛機的空中飛行構(gòu)型轉(zhuǎn)變?yōu)橹憳?gòu)型(起落架放下)，完成地速與跑道方向的初對準(zhǔn)，一般為平直飛行。軌跡捕獲階段中飛機將當(dāng)前飛行狀態(tài)過渡到沿下滑線下降，采用"撞延長線"的方式穿越軌跡剖面后再切入進(jìn)去，跟蹤軌跡剖面。直線下滑段采用高度控制和側(cè)向航跡控制，保持延3度的下滑線下滑。拉平段采用指數(shù)或圓弧軌跡方式，保證高度速率在-0. 5m/s左右，同時進(jìn)行側(cè)向軌跡控制，如在側(cè)風(fēng)中飛行接地前需進(jìn)行改偏航機動或滾轉(zhuǎn)改出，保證著地時的速度、位置、迎角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角都在安全范圍之內(nèi)。觸地之后進(jìn)行俯仰角改平、剎車減速、跑道側(cè)向糾偏控制。
要實現(xiàn)飛機的理想著陸，需要滿足以下幾點 (1)地速與跑道中心線方向一致，即航跡方位角為O(取地面坐標(biāo)系X軸與跑道方向一致)。
(2)機體軸與跑道中心線方向一致，即偏航角為0。
(3)機翼處于水平位置，即飛機滾轉(zhuǎn)角為0，以避免大翼展飛機翼尖觸地。
(4)飛機對于跑道中心線的側(cè)偏為零。 飛機抗側(cè)風(fēng)側(cè)向航跡跟蹤控制目前主要的方法是側(cè)航法和側(cè)滑法。側(cè)航法的設(shè)計思想是操縱機身朝側(cè)風(fēng)方向轉(zhuǎn)動一偏航角，以保證地速方向與跑道中心線保持一致。它是一種側(cè)風(fēng)作用下無側(cè)滑的著陸形式。 側(cè)滑法的設(shè)計思想是當(dāng)有側(cè)風(fēng)作用時，飛控系統(tǒng)保證機頭和地速方向同跑道中心線保持一致，同時飛機逆?zhèn)蕊L(fēng)方向滾轉(zhuǎn)一定的角度，以抵消側(cè)風(fēng)的等效側(cè)滑角引起的側(cè)力。此外，副翼舵和方向舵均偏轉(zhuǎn)一定的角度以保證力矩的平衡。它是一種側(cè)風(fēng)作用下帶側(cè)滑飛行的著陸方式。這兩種方法都是根據(jù)風(fēng)速信息，直接控制飛機的姿態(tài)以消除側(cè)風(fēng)影響，都屬于半閉環(huán)控制。 實際上著陸過程中風(fēng)速可能變化很大，這種基于半閉環(huán)的控制方法無法滿足飛機精密航跡跟蹤和理想著陸的要求。

發(fā)明內(nèi)容
為滿足在側(cè)風(fēng)條件下飛機著陸過程中的精密航跡跟蹤和理想著陸的要求，本發(fā)明的目的是提供一種側(cè)向?qū)б姆椒ǎ玫厮僮鳛閷?dǎo)引律設(shè)計參量。由于地速已經(jīng)包含了側(cè)風(fēng)對于飛機側(cè)向偏差的作用，因此這種導(dǎo)引律可以自動實現(xiàn)對側(cè)風(fēng)的抑制。側(cè)向航跡跟蹤控制系統(tǒng)內(nèi)環(huán)為滾轉(zhuǎn)角控制，外環(huán)為側(cè)向跟蹤導(dǎo)引律。并且設(shè)計了基于側(cè)向?qū)б桔E跟蹤的航線自動切換邏輯，以便于飛機進(jìn)場飛行。采用這些方法提高飛機在側(cè)風(fēng)環(huán)境下的側(cè)向跟蹤能力，增強飛機在復(fù)雜天氣環(huán)境下的著陸能力。 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供的抗側(cè)風(fēng)著陸航跡跟蹤控制方法，包括側(cè)向?qū)б?br> 律、內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制、航線切換邏輯、飛機橫側(cè)向運動模型。其控制步驟如下 由航跡跟蹤側(cè)向偏差通過側(cè)向?qū)б捎嬎愠鰞?nèi)環(huán)姿態(tài)控制指令，內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器
生成舵機控制指令對飛機的姿態(tài)進(jìn)行控制，航線切換邏輯根據(jù)飛機當(dāng)前的狀態(tài)計算出當(dāng)前
的側(cè)向偏差，以供側(cè)向?qū)б捎嬎恪ｏw機橫側(cè)向運動模型用于模擬飛機的動力學(xué)與運動學(xué)模型。 由于采用地速矢量進(jìn)行側(cè)向?qū)б?，無須對風(fēng)干擾進(jìn)行單獨考慮。因為地速已經(jīng)是側(cè)風(fēng)作用后的結(jié)果，因此這種導(dǎo)引律具備對風(fēng)干擾天然的抑制作用。 本發(fā)明的控制方法中，側(cè)向?qū)б砂ㄔ谄谕桔E上取參考點，使無人機當(dāng)前位置與參考點之間的距離為固定值。根據(jù)飛機地速矢量與虛擬誤差矢量的夾角設(shè)計側(cè)向加速度指令。 本發(fā)明的控制方法中，側(cè)向?qū)б砂▊?cè)向加速度指令為側(cè)向偏差的比例微分(PD)控制器。地速和虛擬誤差決定著PD控制器的時間常數(shù)和增益，這樣參數(shù)調(diào)節(jié)有明確物理意義。說明當(dāng)小角度跟蹤宣線時，側(cè)線偏差可近似為二階系統(tǒng)，阻尼比約為0. 707，并可以通過L調(diào)節(jié)其自然頻率。這樣通過L整定側(cè)向?qū)б煞浅Ｈ菀住?本發(fā)明的控制方法中，航線切換邏輯包括無人機從一個航線切換到另一條航線時，在到達(dá)當(dāng)前航路點前，距離為設(shè)定距離時進(jìn)行航線切換，切換后采用側(cè)向?qū)б刂萍夹g(shù)進(jìn)行航跡跟蹤。這種基于側(cè)向?qū)б桔E跟蹤的航線自動切換邏輯，便于飛機著陸進(jìn)場飛行。
本發(fā)明的控制方法中，側(cè)向航跡跟蹤控制系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)采用內(nèi)環(huán)為滾轉(zhuǎn)角控制，外環(huán)為側(cè)向跟蹤導(dǎo)引律。這種結(jié)構(gòu)便于內(nèi)外環(huán)分開設(shè)計與參數(shù)整定。
本發(fā)明具有的積極效果 (1)這種基于地速導(dǎo)引的側(cè)向航跡控制系統(tǒng)對于飛機著陸時的側(cè)向陣風(fēng)、大氣紊
流、側(cè)向風(fēng)切變等側(cè)風(fēng)現(xiàn)象具有較好的抑制作用。這種基于地速的側(cè)向?qū)б煽紤]了風(fēng)對
側(cè)向航跡的影響，可以自動處理側(cè)風(fēng)引起的側(cè)向偏差，無需額外考慮風(fēng)干擾。
(2)側(cè)向加速度指令為側(cè)向偏差的比例微分控制器。地速和虛擬矢量決定著比例微
分控制器的時間常數(shù)和增益。這樣比例微分控制律的參數(shù)調(diào)節(jié)簡單且具有明確的物理意義。
(3)側(cè)向航線切換邏輯也能滿足飛機在側(cè)風(fēng)條件下的進(jìn)場飛行的要求。
(4)采用了外環(huán)導(dǎo)引律與內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制律相結(jié)合的控制律結(jié)構(gòu)。內(nèi)外環(huán)可以分開
獨立設(shè)計，方便了系統(tǒng)設(shè)計。


圖1是飛機進(jìn)場著陸過程階段圖
4
圖2是本發(fā)明抗側(cè)風(fēng)航跡跟蹤控制方法的結(jié)構(gòu)框圖 圖3是側(cè)風(fēng)條件下的飛機運動模型 圖4是側(cè)向?qū)б山Y(jié)構(gòu)框圖 圖5是航線切換原理圖 圖6是側(cè)向陣風(fēng)測試結(jié)果，其中 圖6a表示無風(fēng)時(測試0)的側(cè)向跟蹤響應(yīng)； 圖6b表示5秒時遇10m/s側(cè)風(fēng)(測試1) ， _10m/s側(cè)風(fēng)(測試2)和無風(fēng)時(測i式0)的側(cè)向跟蹤響應(yīng)； 圖6c表示10秒時遇10m/s側(cè)風(fēng)(測試3) ， _10m/s側(cè)風(fēng)(測試4)和無風(fēng)時(測試0)的側(cè)向跟蹤響應(yīng)； 圖6d表示40秒時遇10m/s側(cè)風(fēng)(測試5) ， _10m/s側(cè)風(fēng)(測試6)和無風(fēng)時(測試0)的側(cè)向跟蹤響應(yīng)。 圖7是側(cè)向風(fēng)切變測試結(jié)果，其中 圖7a表示存在側(cè)風(fēng)風(fēng)切變時的側(cè)向跟蹤響應(yīng)，側(cè)風(fēng)切變參數(shù)為W2。 = 5m/s，側(cè)風(fēng)角90° ; 圖7b為圖7a的局部放大圖； 圖7c為側(cè)風(fēng)切變參數(shù)為W2。 = 5m/s，側(cè)風(fēng)角90°時的側(cè)風(fēng)風(fēng)速。
圖8是側(cè)向紊流加風(fēng)切變測試結(jié)果，其中 圖8a表示存在側(cè)風(fēng)風(fēng)切變和側(cè)風(fēng)紊流時的側(cè)向跟蹤響應(yīng)，側(cè)風(fēng)切變參數(shù)為W2。=5m/s，側(cè)向紊流參數(shù)為E2。 = 5m/s，側(cè)風(fēng)角90° ;
圖8b為圖8a的局部放大圖； 圖8c為側(cè)風(fēng)切變參數(shù)為W2。 = 5m/s，側(cè)向紊流參數(shù)為W2。 = 5m/s，側(cè)風(fēng)角90°時的側(cè)風(fēng)風(fēng)速。 圖9是陣風(fēng)中航線切換測試結(jié)果。
具體實施例方式
下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明加以詳細(xì)說明，具體實施例如下所述圖2為本發(fā)明中側(cè)向航跡跟蹤控制方法的結(jié)構(gòu)框圖，包括側(cè)向?qū)б?、內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制2、航線切換邏輯3和飛機橫側(cè)向運動模型4。
由航跡跟蹤側(cè)向偏差通過側(cè)向?qū)б?計算出內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制指令，內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制
器2生成舵機控制指令對飛機的姿態(tài)進(jìn)行控制，航線切換邏輯3根據(jù)飛機當(dāng)前的狀態(tài)計算
出當(dāng)前的側(cè)向偏差，以供側(cè)向?qū)б捎嬎?。飛機橫側(cè)向運動模型4用于模擬飛機的動力學(xué)
與運動學(xué)模型。
具體設(shè)計如下表示 1)構(gòu)建側(cè)風(fēng)模型 側(cè)風(fēng)主要有三種類型 a)側(cè)向陣風(fēng)(gust) 根據(jù)美軍標(biāo)MIL-F-8785C，陣風(fēng)模型為
F =
0 d <o
K (1 —CO ,/《,))/2 OSdX, (1) 其中Vm為陣風(fēng)強度，dm為陣風(fēng)邊緣過渡距離，dy為距離風(fēng)場邊緣的距離，可以退出進(jìn)入風(fēng)場時風(fēng)速漸強的過程。
b)側(cè)向紊流(turbulence) 根據(jù)美軍標(biāo)MIL-F-8785C，側(cè)向紊流可用有色噪聲表示，可用單位限帶白噪聲通過如下濾波器得到
",、 + a/^T
// ") = o" ^-^
v V兀(1 + T力
t v = Lv/V (2)Lv = h/(0. 177+0. 000823h)12， h < 1000o v = 0. lW2。/(0. 177+0. 000823h)a4
其中W2。為海撥20英尺處的風(fēng)速，h為當(dāng)前高度(英尺)，o v為強度，Lv為空間尺
c)側(cè)向風(fēng)切變(wind shear)根據(jù)美軍標(biāo)MIL-F-8785C，側(cè)線風(fēng)切變模型如下
、)
度。
Kw s 二 ff2。 sin y
ln(20/z0) (3)
3 < h < 1000
其中，VNw為海撥20英尺處的側(cè)風(fēng)角，z。為常數(shù)(0. 15英尺)。2)構(gòu)建側(cè)風(fēng)條件下的飛機運動模型 飛機在氣流坐標(biāo)軸系中橫側(cè)向運動模型
附j(luò)/》=—J1 cos a sin y5 + r 一 m K(—p sin a + r cos a) + (7v?！?p + cos ^ +《sin 0) tan <9
—=(rcos0 + gsin0)/cose (4)々二 (c^ + c2p)《+ c+ c47Vr = (c8p —+ c4L + c9iV
其中m，V， a ， |3 ， (K 9 ， V， Y， x ，p， q，r分別為質(zhì)量，空速，迎角，側(cè)滑角，滾轉(zhuǎn)角，俯仰角，偏航角，航跡傾斜角，航跡方位角，滾轉(zhuǎn)角速度，俯仰角速度，偏航角速度；T， Y，r，N， Gya為推力，側(cè)向力，滾轉(zhuǎn)力矩，偏航力矩，氣流坐標(biāo)軸系中重力的側(cè)向分量。Ci， i =1，…，9為與慣量矩相關(guān)的系數(shù)。 飛機在飛行中遇到側(cè)風(fēng)，風(fēng)速V一地速Vg、空速V形成矢量三角形，并形成等效側(cè)滑角Pw。由圖3可得 P w " _VW/V (5)
x =+ -(J)sina )/cos Y (6)
6
Ay用于側(cè)向航跡跟蹤導(dǎo)引律計算，Ax用于監(jiān)控航線切換。在航路點設(shè)計中考慮了飛機的飛行能力，一般在航線切換時，飛機已經(jīng)沿該航線穩(wěn)定飛行。當(dāng)飛機穿越航線切換點，艮卩Ax《D時，進(jìn)行航線切換，自動進(jìn)入下一航線跟蹤。
5)內(nèi)環(huán)控制律 內(nèi)環(huán)主要完成滾轉(zhuǎn)角跟蹤，偏航阻尼，消除側(cè)滑。
S a = PIDd小) (18)
S r = krrwashout+ke 13 其中PID(*， *)為PID控制器，、，ke為控制器增益，rwash。ut為清洗網(wǎng)絡(luò)輸出的偏航角速率。 6)仿真試驗 以F16為控制對象，在高度300m，以速度80m/s進(jìn)場，下滑角3。，在離地15m處拉平，下滑拉平時間約75s。初始側(cè)向偏差100m ; 導(dǎo)引律及控制器參數(shù)L = 500m夂=0. 1， ke = 0.05 ;滾轉(zhuǎn)角PID控制器kP=-0. 1， k工=-0. 01， kD = -0. 02。 仿真試驗從側(cè)向陣風(fēng)(6級)、側(cè)向風(fēng)切變(4-7級)、側(cè)向紊流加風(fēng)切變(4-7級)中下滑拉平過程和側(cè)向陣風(fēng)(7級)中航線切換著陸進(jìn)場四種情形考察側(cè)向航跡跟蹤控制
實驗l :側(cè)向陣風(fēng)測試
測試0 :無風(fēng)；
測試l，測試2 :5秒時遇10， -10m/s側(cè)風(fēng);測i式3，測試4 :10秒時遇10， -10m/s側(cè)風(fēng);
8
測試5，測試6 :40秒時遇10， -10m/s側(cè)風(fēng); 實驗2 :側(cè)向風(fēng)切變測試 測試7 :W20 = 5m/s，側(cè)風(fēng)角90° 實驗3 :側(cè)向紊流加風(fēng)切變測試 測試8 :W20 = 5m/s，側(cè)風(fēng)角90° 實驗4 :側(cè)風(fēng)陣風(fēng)中航線切換測試測試9 :無風(fēng)狀態(tài)下的90°航線切換，D = 1200m測試10 :有陣風(fēng)狀態(tài)下90°航線切換，D = 1200m。陣風(fēng)14. 14m/s，側(cè)風(fēng)角45°
由圖6可以看出，側(cè)向航跡控制在無風(fēng)(測試0)、不同時刻陣風(fēng)(6級)作用下(測試1-4)，有風(fēng)比無風(fēng)最大暫態(tài)偏差< 2. 5m，側(cè)向跟蹤誤差都很快收斂到O，穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差< 0. 05m。 從圖7和圖8可以看出側(cè)向航跡跟蹤在一定風(fēng)切變(4-7級)和大氣紊流作用下，保持了良好的側(cè)向跟蹤能力，單獨風(fēng)切變暫態(tài)過程與無風(fēng)的偏差< 2m，穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差< 0. 05m ;大氣紊流加風(fēng)切變作用下穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差在1. 5m以內(nèi)。 從圖9可以看出，側(cè)向航線切換在無風(fēng)作用暫態(tài)過程最大超調(diào)偏差18m，穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差< 0. 05m ;有風(fēng)(7級)作用下，暫態(tài)過程最大超調(diào)偏差70m，穩(wěn)態(tài)誤差〈0. 05m。這種航線切換的超調(diào)誤差并不影響著陸過程，因為航線切換都在進(jìn)場飛行階段，到軌跡捕獲時航線切換已進(jìn)入定跟蹤階段，誤差很小。
權(quán)利要求
一種基于側(cè)向?qū)б目箓?cè)風(fēng)著陸航跡跟蹤控制方法，其特征在于，控制步驟如下由航跡跟蹤側(cè)向偏差通過側(cè)向?qū)б捎嬎愠鰞?nèi)環(huán)姿態(tài)控制指令，內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器生成舵機控制指令對飛機的姿態(tài)進(jìn)行控制，航線切換邏輯根據(jù)飛機當(dāng)前的狀態(tài)計算出當(dāng)前的側(cè)向偏差，以供側(cè)向?qū)б捎嬎恪?br> 2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述側(cè)向?qū)б砂ㄔ谄谕桔E上 取參考點，使無人機當(dāng)前位置與參考點之間的距離為固定值；根據(jù)飛機地速矢量與虛擬誤 差矢量的夾角設(shè)計側(cè)向加速度指令。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的控制方法，其特征在于，所述側(cè)向?qū)б砂▊?cè)向加速 度指令為側(cè)向偏差的比例微分控制器；地速矢量和虛擬誤差矢量決定比例微分控制器的時 間常數(shù)和增益；當(dāng)小角度跟蹤直線時，側(cè)線偏差為二階系統(tǒng)，阻尼比約為0. 707。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述航線切換邏輯包括無人機從一 個航線切換到另一條航線時，在到達(dá)當(dāng)前航路點前，距離為設(shè)定距離時進(jìn)行航線切換，切換 后采用側(cè)向?qū)б刂萍夹g(shù)進(jìn)行側(cè)向航跡跟蹤。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的控制方法，其特征在于，側(cè)向?qū)б刂萍夹g(shù)中的側(cè)向航跡跟 蹤控制系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)采用內(nèi)環(huán)為滾轉(zhuǎn)角控制，外環(huán)為側(cè)向跟蹤導(dǎo)引律。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制方法，其特征在于，采用飛機橫側(cè)向運動模型用于模擬 飛機的動力學(xué)與運動學(xué)模型。
全文摘要
一種基于側(cè)向?qū)б目箓?cè)風(fēng)著陸航跡跟蹤控制方法，屬于側(cè)風(fēng)條件下著陸的飛機航跡跟蹤控制技術(shù)，采用基于側(cè)向?qū)б暮桔E跟蹤控制方法，包括由航跡跟蹤側(cè)向偏差通過側(cè)向?qū)б捎嬎愠鰞?nèi)環(huán)姿態(tài)控制指令，內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器生成舵機控制指令對飛機的姿態(tài)進(jìn)行控制，航線切換邏輯根據(jù)飛機當(dāng)前的狀態(tài)計算出當(dāng)前的側(cè)向偏差，以供側(cè)向?qū)б捎嬎?。飛機橫側(cè)向運動模型用于模擬飛機的動力學(xué)與運動學(xué)模型。采用本發(fā)明的基于地速導(dǎo)引的側(cè)向航跡控制系統(tǒng)對于飛機著陸時的側(cè)向陣風(fēng)、大氣紊流、側(cè)向風(fēng)切變等側(cè)風(fēng)現(xiàn)象具有較好的抑制作用。同時側(cè)向航線切換邏輯也能滿足飛機在側(cè)風(fēng)條件下的進(jìn)場飛行的要求。
文檔編號G01C21/20GK101763116SQ20081024094
公開日2010年6月30日 申請日期2008年12月24日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月24日
發(fā)明者常紅星, 易建強, 范國梁 申請人:中國科學(xué)院自動化研究所