飞机侧向波束导引控制系统结构方案及仿真

曲东才，程继红，解传军

（1.海军航空工程学院a.控制工程系；b.科研部，山东烟台264001；2.海军航空兵学院四系，辽宁葫芦岛125001）

飞机侧向波束导引控制系统结构方案及仿真

曲东才1a，程继红1b，解传军2

（1.海军航空工程学院a.控制工程系；b.科研部，山东烟台264001；2.海军航空兵学院四系，辽宁葫芦岛125001）

侧向波束导引控制系统是飞机在自动着陆时所采用的一种重要无线电波束导引系统。分析了侧向波束导引控制系统原理，基于飞机协调控制，构建一种侧向波束导引控制系统结构方案，在MATLAB平台下，对所设计的侧向波束导引控制系统进行大量仿真研究。仿真结果显示，所设计的侧向波束导引控制系统结构是合理的，当其侧向耦合器结构参数设置准确时，可很好地改善导引控制系统的稳定性及动态品质。

侧向波束；偏差角；侧向耦合器；导引控制规律；仿真研究

基于现代飞机的仪表自动着陆系统主要包括纵向下滑波束导引系统、自动拉平着陆系统以及侧向波束导引控制系统等。飞机侧向波束导引控制系统与纵向下滑波束导引系统有许多相似之处［1-2］，均属于一种轨迹控制系统，因而可通过设计合理的侧向姿态控制系统（侧向轨迹控制系统的内回路），优化其滚转角γ、偏航角ψ等输出参数，使作为外回路的侧向波束导引控制系统的输出参数波束偏差角λ减小，并使其趋于滚转指令信号λg（λg=0°），即使飞机重心自动转向侧向波束中心线，并最终精确导引飞机在着陆区安全着陆［3-5］。

1　侧向波束导引控制简要分析

侧向波束导引控制是基于设置在机场跑道中心线的延长线上的航向信标台发射的无线电波，经机上侧向耦合器等无线电接受设备进行信号接收、解调、变换、放大、比幅等处理后，获得飞机重心偏离航向无线电波束中心线的信号，通过侧向耦合器变为滚转控制指令γg，并输给自动驾驶仪的滚转通道，操纵副翼偏转来改变航迹偏转角ψs，自动修正飞机水平方向上的航迹，使飞机对准跑道中心线飞行［2，6-9］。

由此可见，侧向波束导引控制系统主要包括滚转控制器（给出合理滚转角γ信号）、侧向耦合器（将Δλ=λg-λ信号转换为侧向姿态角指令信号）、相关运动学环节（将实时侧向姿态角γ信号转换为λ信号）等。

2　侧向波束导引控制系统结构方案

在滚转角控制回路基础上建立飞机侧向波束导引控制系统如图1所示［2，10-13］。图1中：G1（s）、G2（s）、ϕ（s）分别是侧向耦合器、相应的运动学环节以及一自由度滚转控制系统。

图1　侧向波束自动控制系统结构图Fig.1 Automatic control system structural chart of lateral beam

由于飞机侧向姿态控制系统有多种形式，因而原则上以λ作为控制参数的侧向轨迹控制系统也可有多种形式。

为分析问题方便和控制系统结构设计简明扼要，假定β≈0，可略去偏航通道对滚转通道的交联作用，其飞机侧向姿态控制系统的滚转控制器仅采用一自由度滚转传递函数，而飞机偏航通道仅起协调作用，即这种侧向波束导引控制系统结构方案是在滚转角运动回路基础上，增加波束偏差角λ的反馈信号来构成。

对G1（s）、G2（s）简要分析如下。

G1（s）是将波束偏差角信号Δλ转换成滚转指令信号γg。其耦合器输出信号描述为：

式（1）中：τ1、τ2分别为高通滤波器、低通滤波器时间常数；为波束偏差角转换成滚转指令信号的比例系数，为波束偏差角积分信号转换成滚转指令信号的比例系数，为波束偏差角速率信号转换成滚转指令信号的比例系数，分别为波束偏差角速率、波束偏差角及其积分到副翼舵偏角的传动比。

G1（s）中的波束偏差角（λg-λ）及其速率信号（λ˙g-λ˙）是基本的不可少的2种信号。引入波束偏差角速率信号，可以保证系统稳定工作，提高系统稳定性和改善系统动态品质，且此信号必须很强才能满足系统稳定性的要求；波束偏差角信号用来保证飞机稳定在波束中心线上；积分信号∫（λg-λ）dt用来消除静差，提高系统稳态精度。

G2（s）是侧向运动学环节，即侧向运动参数与波束偏差角λ的运动学关系。可基于飞机侧向运动参数与飞机偏离波束中心线的偏差角λ之间的几何关系图进行简单推得，由下式表示［2，14-17］：

式（2）中：Δψ为飞机纵轴偏离给定航向的偏航角偏差；R为飞机重心到航向信标台的距离（斜距）；λ为飞机偏离航向信标台形成的波束中心线的偏差角；v0为飞机空速。

λ方向规定：当飞机向信标台飞行时，飞机在波束中心线右侧，λ＞0；若在左侧，则λ＜0。

式（2）表明波束偏差角λ近似正比于偏航角的积分。即若飞机存在偏航角偏差Δψ，则必将以积分形式使波束偏差角λ越来越大，同时随着飞机接近地面，积分速率趋于无穷大，导引控制系统必将发散，这是各种导引系统的一般规律。因此，需要精心设计侧向耦合器结构及其控制规律参数，以便能保证侧向波束导引控制系统有良好的动态性能与稳态精度。

由图1可获得侧向波束导引系统控制规律：

3　仿真研究

被控对象为某着陆状态下的喷气式运输机。着陆飞行速度为v0=95.0 m/s，相应状态下的滚转传递函数γ（s）/δx（s）=-90.8/s（s+9.981），滚转舵回路时间常数为0.5 s，飞机着陆时初始斜距R=11.5km，初始姿态角为偏航角ψ0=3°，Δβ=0.5°，常值滚转干扰力矩导致的滚转干扰舵偏角Δδxr=0.15°。飞机侧向波束控制系统的内回路，通过仿真选择，其相应的传动比为：。［18-19］

在指令信号λg=0°下，通过大量仿真，获得在不同侧向耦合器结构参数（、、τ1、τ2）下的仿真曲线如图2～4所示。

图2　侧向波束导引系统仿真曲线1Fig.2 Simultion curve 1 of airborne lateral beam guidance system

图3　侧向波束导引系统仿真曲线2Fig.3 Simultion curve 2 of airborne lateral beam guidance system

图4　侧向波束导引系统仿真曲线3Fig.4 Simultion curve 3 of airborne lateral beam guidance system

由以上仿真曲线可得以下结论：

1）由于运动学环节导致在飞机接近地面时致使系统发散，因而侧向耦合器结构参数的设置对侧向波束导引控制系统稳定性极为重要。合理设置、、τ1、τ2等耦合器结构参数对提高系统稳定性和改善系统动态品质是重要一环。

2）当侧向耦合器结构参数设计合理时，侧向波束导引系统的输出信号侧向波束偏差角信号λ将会精确跟踪给定的指令信号λg=0°。λ角在80 s左右基本达到稳定，并具有较高稳态精度；同时γ、ψ、δx等信号也趋于稳定状态。

4　结论

基于大量仿真可见，所设计的飞机侧向波束导引系统是合理可行的，但这是建立在侧向协调控制，即β=0，将侧向姿态控制系统简化为一自由度滚转运动基础上的。实际上，一般很难精确满足β=0，导致滚转和偏航运动是耦合的，因而要精确设计侧向波束导引控制系统，还要基于侧向全面运动。为保证侧向波束导引控制系统在飞机的整个着陆过程中具有良好稳定性和动态响应，侧向耦合器结构及其参数设置也是极其重要的，但要获得“纯粹”的波束偏差角速率信号是很困难的，实际中一般采用补偿方法来获得，同时R也应随飞机接近着陆点实施调参，而不是固定不变的。

［1］文传源.现代飞行控制［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2004：143-196. WEN CHUANYUAN.Modern flight control［M］.Beijing：Beihang University Press，2004：143-196.（in Chinese）

［2］张明廉.飞行控制系统［M］.北京：国防工业出版社，1984：268-282. ZHANG MINGLIAN.Flight control system［M］.Beijing：National Defense Industry Press，1984：268-282.（in Chinese）

［3］BRIAN L S，FRANK L L.Aircraft control and simulation［M］.Hoboken，New Jersey：John Wiley&Sons.Inc.，1992：109-114.

［4］CHRISTOPHER FIELDING，et al.Advanced techniques for clearance of flight control laws［M］.Berling：Sprinter，2002：180-205.

［5］MARK R A，DAVID K S.Closed-loop pilot vehicle analysis of the approach and landing task［J］.Journal of Guidance，1987，10（4）：187-194.

［6］朱策，方振平.飞机着陆下滑状态人—机系统动态特性分析［J］.航空学报，2000，21（6）：500-503. ZHU CE，FANG ZHENPING.Pilot-aircraft system analysis of the approach and landing task［J］.Aeronautica Journal，2000，21（6）：500-503.（in Chinese）

［7］TALOLE S E，RAVIN BANAVAR.Proportional navigation through predictive control［J］.Journal of Guidance，2003，21（6）：1004-1006.

［8］YOSHIKAZU MIYAZAWA，TOSHIKAZU MOTODA. Longitudinal landing control law for an autonomous reentry vehicle［J］.Control and Dynamics，1999，22（6）：791-800.

［9］BABAY，TAKANO H，MIYAMOTO S，et al.Air combat guidance law for an UCAV［C］//AIAAs'1stTechnical Conference and Workshop on Unmanned Aerospace Vehicles. Virginia：AIAA，2002：AIAA2002-3427.

［10］张卓，曲东才，陈勇，等.某型飞机γ角姿态控制系统方案设计及仿真研究［J］.海军航空工程学院学报，2012，27（4）：138-142. ZHANG ZHUO，QU DONGCAI，CHEN YONG，et al. Project desigin of aeroγangle attitude control system and simulation study［J］.Journal of Naval Aeronautical and Astronautical University，2012，27（4）：138-142.（in Chinese）

［11］吴建，章卫国，宁东方.侧向飞行控制律设计与仿真［J］.计算机仿真，2008，25（12）：66-69. WU JIAN，ZHANG WEIGUO，NING DONGFANG.Design and simulation of aero lateral control law［J］.Computer Simulation，2008，25（12）：66-69.（in Chinese）

［12］陈怀民，徐奎，王鹏，等.基于无尾飞机横侧向控制律参数优化设计的一种方法［J］.西北工业大学学报，2007，25（4）：585-589. CHEN HUAIMIN，XU KUI，WANG PENG，et al.A more applicable approach to parameter-optimal design for lateral control system of tailless aircraft［J］.Journal of Northwestern Polytechnical University，2007，25（4）：585-589.（in Chinese）

［13］苏希尔·古普塔.控制系统基础［M］.北京：机械工业出版社，2004：248-291. SUDHIR GUPTA.Elements of control systems［M］.Beijing：China Machine Press，2004：248-291.（in Chinese）

［14］曲东才，谢曦鹏，曹栋，等.飞机下滑波束导引系统设计与仿真［J］.海军航空工程学院学报，2014，29（3）：209-212. QU DONGCAI，XIE XIPENG，CAO DONG，et al.Design and simulation researches of aero glide beam guidance system［J］.Journal of Naval Aeronautical and Astronautical University，2014，29（3）：209-212.（in Chinese）

［15］BARTON B J，DARID K S.An optimal control approach to pilot/vehicle analysis and the Neal-Smith criteria［J］. Guidance，1983，6（6）：339-347.

［16］程继红，曲东才.某型飞机角位移自动驾驶仪比例式控制规律设计与仿真［J］.海军航空工程学院学报，2011，26（3）：241-245. CHENG JIHONG，QU DONGCAI.Design and simulation of the proportional control law for aircraft angular displacement autopilot［J］.Journal of Naval Aeronautical and Astronautical University，2011，26（3）：241-245.（in Chinese）

［17］刘鹏，谷良贤.高超声速飞行器动态输出反馈最优跟踪控制［J］.哈尔滨工业大学学报，2011，43（7）：151-154. LIU PENG，GU LIAGNXIAN.Dynamic output feedback based optimal tracking for hypersonic flight vehicles［J］. Journal of Herbin Institute of Technology，2011，43（7）：151-154.（in Chinese）

［18］王美仙，李明，张子军.飞行器控制律设计方法发展综述［J］.飞行力学，2007，25（2）：1-5. WANG MEIXIAN，LI MING，ZHANG ZIJUN.Introduction to the development of aircraft control law designed method［J］.Flight Mechanics，2007，25（2）：1-5.（in Chinese）

［19］赵广元.Matlab与控制系统仿真实践［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2009：199-203. ZHAO GUAGNYUAN.Emulation study of Matlab and control system［M］.Beijing：Beihang University Press，2009：199-203.（in Chinese）

Scheme Design and Simulation of Aero Lateral Beam Guidance Control System

QU Dongcai1a，CHENG Jihong1b，XIE Chuanjun2
（1.Naval Aeronautical and Astronautical University a.Department of Control Engineering；b.Department of Scientific Research，Yantai Shandong 264001，China；2.The 4thDepartment of Naval Avation Institute，Huludao Liaoning 250011，China）

The aero lateral beam guidance system is an important radio wave guidance control system in airplane auto land. The basis work principle of the aero lateral beam guidance control system was briefly analyzed，and basis on assumption aero lateral harmonious control foundation，the compendious structure scheme of aero lateral beam guidance system was designed.Lastly，a great deal of simulation researches was done to designed aero lateral beam guidance system under the MATLAB platform.Simulation results showed that the designed structure scheme of aero lateral beam guidance system was reasonable，and when parameters of the lateral coupler was reasonable set on，stability and dynamic qualities of the designed control system were greatly improved.

lateral beame；deviation angle；lateral coupler；guidance control law；simulation research

V249.12

A

1673-1522（2016）03-0332-05DOI:10.7682/j.issn.1673-1522.2016.03.006

2016-02-14；

2016-04-15

曲东才（1964-），男，教授，博士。