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1、 基于G P S 系统的自 动粉陆控制系统研究 戴宁 ( 飞 行自 动控 制 研 究所 西 安 7 1 0 0 6 5 ) 脚 要 自 动.陆 是 一个复 杂的 控制 难题， 本文 介绍了 现有的 几种粉陆导引系 统， 并详 细分析 了自 动粉陆的 控制策略及控制律，给出了 一种实用的自 动粉陆控制律，以 实现安 全、可靠的 自动.陆。 1 引言 进场着陆是飞行的 复杂阶段，在此阶段，飞行状态 ( 速度、高度、 航向)，飞 机外 形 ( 襟具、 刹车板、 扰流片等) ，以 及发动机的 工作状态都有很大的变化。 飞行员 要观察 大t的仪表指示， 井在分 析这些仪表指示的 墓础上， 采取决策以 及
2、操纵飞 机、 发动机和其 他系统。 在这段很短的时间内 要正确完成这些操作是很不容易的事， 要求飞 行员 有高度熟 练的 技术。 与此同时， 外界的 气象条件 ( 如能见度和风向、 风力) 和地面效应也对粉陆及 其操纵产生影响， 而且这些外界 条件不是人力所能 控制的。 根据有关的统计资料， 虽然进 场着陆的时间仅占 整个飞行的2 % “ 3 % ，却大约有 1 13 的飞行事故发生在进场着 侧段，而 高速喷气式飞机的飞 行事故有一半以 上是发生在此阶段。 频萦事故的 发生， 使得人们不得 不重 视 着陆的自 动控 制问 翅， 研究 各种控制方 案，以 保证飞 机安 全 粉陆. 随粉航空事业的
3、发展， 粉陆系统得到了巨 大的发展。从仪表若陆 系统 ( I L S ) 发展到 徽波若陆系统 ( M L S ) ， 现在一些发达国家又将全球卫星定位系统G P S 应用于进场猎陆。 2 现有粉陆系统概述 仪表着陆系统是在第二次世界大战后出 现井得以 应用的。一般的仪表 若陆系统 I L S 发射3 .的下滑波束， 波束的宽度是每侧 ( 上下) 0 . T ，中心是垂直参考航迹， I L S 能 提 供飞 机距垂直参 考航 迹的 偏 差信号。 另 外I L S 提 供飞 机对准跑道中 心 线的 偏差信号， 其线 性搜盖范围为每侧 ( 左右) 3 0。 1 9 4 8 年， I L S 被国
4、际民 航组 织 ( I C A O ) 采纳为飞 机进场引导 的 标 准设 备，至 今已 有 5 0 年的历史，目 前在提供I 级和n级 若陆方面正充分发挥它的效能，在 个别设施完备的 机场I L S 也能 提供I II级 精密进场和自 动潜陆引导。 它的主要特点是以固定 波束形成等信号区的方式，提供一条下滑角度不变，且与跑 道及其延长线处于同一垂直面的 进场费陆 航线。 这种系统的主要缺点 是: 1 ) 它只能 提供单一且固定的下滑道，由于I L S 进场粉陆航线规定 在跑道中心线的延 长线所在的平面内， 下滑角又很小， 这会引起低频噪音污染。 另 外对某些机动性能好的飞 机， 用I L S
5、 进场比 较费油。 2 ) 波束被盖区很小，成比 例的 控制区更小，不能引导飞 机作曲 线进场或分段进场。 3 ) 地面需要昂 贵而复 杂的监测设备，并须定期进行飞行测试。 仪表粉陆系统在技术上和使用上所存在的局限 性，使徽波漪陆系统 ( M L S ) 得以 迅 速发展。 M L S 主要有以 下特点: 1 )系 统工 作于 微 波 段， 可以 减小多 径效 应。 2 )能提供全天候导引 功能。 3 )能提供多 种进场航线。 4 )可以导引 进场速度、 下滑角、$f都极不相同的各类飞机进行若陆。 显 然， 与m s 相比， 徽波 老陆系统是一种性能比 较优越的若陆导引系统， 但它仍存在 5
6、1 7 拱”，飞箱尸一.， 造价高、地面和机上设备要求较高等缺点。 G P S是美国 军方 研制的第二代卫星导航系统，是继惯性导航之后，导航技术的又一 重大发展。 它可以 提供两种服务， 一种为 精密定位服务 一P P S , 实现高 精度的实时定位( 使 用精密的P 码信息) ， 精度达到l o in ， 供美军 事用户与 特许用户使 用。 另一种为标准定位 服务-S P S ， 实现较高精度的实时定位 使用非精密的C I A捕获码信息) ， 精度约为l o o m , 提供给民用导航，在国际范围内公开使用。 象我们这样的一 般用户只能 利用C I A码，l o o m的定位精度对飞机的进场
7、着陆而言是 不够的。为了 尽可能地利用G P S的C I A码信息， 提高其定位潜能，国 外许多公司 厂家竟 相 研究诸如差分技术、 伪卫星技术、 积分多 普勒技术、 载波处理技术等等，以 便使高 精度 用户从中获得巨大的好处。而差分技术就是 其中比 较成熟且颇受重视的一种。 近十年来， 随着G P S 应用技术的 发展， 美国 及欧洲国 家在基于G P S 的进场着陆 技术 方面进行了大量的研究工作。美国F A A己 选定广域增强系统 ( W A A S ) 和区域增强系统 ( L A A S ) 作为军用和民 用飞机的新型进场着陆导引系统。 两 种系 统都建立在差分G P S 基 础上。
8、WA A S 具 有I 级进场能力; L A A S 具 有II 级和I II级 进场着陆能力。 H o n e y w e ll 公司 和 美 国 空 军( U S A F ) 最 近 完 成了P m一 码 差 分G P S 精 密 进 场 系 统 的 验 证。 它 的 主 要 特点 是: 1 )能在全球范围内， 全天候地、 连续实时地为用户提供高精度的三维位置、 三维速 度和时间信息。 2 )精度大大优于II . S 和M L S e 3 )和I L S 及M L S 相比，造价比 较低廉。 全球定位系 统在不久的将来， 一定会替代仪表着陆系统和微波着陆系统， 成为主要的 着陆导航系统。
9、3 控制策略及控制律设计 通常的着陆过程取决于飞机类型、 进场类别或进场精度、飞 机上的仪器设备以及地 面辅助设备的 情况。 仪表着陆系统和微波着陆系统可给飞 机提供一条基准路径， 它包括方 位角、 迎角和相对跑道的距离。 在飞机上的 惯性设备可以向飞 机提供姿态、 位置和速度的 附 加数据。 在通常的自 动着陆系统中， 飞 机的 着陆路径被控制在能使飞机着陆时 达到要求 的位置和速度精度的一个圆锥体内。而 利用 G P S所提供的地心坐 标，转换为当 地具体坐 标系，由此可方便地设计出 任意一条着陆的空间 三维基准路线。 在着陆过程中比 较重要的是下滑阶段和拉平阶段。 在这两个阶段有不同的控
10、制策略 供选择。 下滑阶段一般按下滑角度的大小分为 普通角度 ( 2 . 5 0 - 3 0 ) 和陡峭下滑 ( 5 0 - G 0 ) 两种 下滑方式。陡峭下滑具有以下特点: 1 ) 减少了 对机场附近的噪声污染。陡峭 下滑方式与普通角度下滑方式相比， 下降同 样的距离，实际上只使用了普通角度下滑的一半时间; 2 ) 陡峭下滑时飞机所提供的 推力较小 使得总的燃油消耗减少: 3 ) 采用陡峭下滑，可以 有效地避免飞 机 ( 尤其是大型飞机) 产生的涡流。 采用陡峭下滑方式也存在一些缺点: 1 ) 使飞机下滑时所受的阻力增大。 2 ) 采用陡峭下滑，使飞机的下降 速度较大，当遇到紧急 情况，飞
11、行员改出 脱离的时 间较少。 正常角度下滑方式的优缺点与陡峭下滑方式相反。 自 动拉平阶段常用的拉平控制律有以 下几种。 1 ) 下降速奉控制是时间的函 数。 这种控制方案在拉平时9 要某些调整以 获得需 要的 一一一一一一下 一一一一下I A 初始下降速率或飞 机的 地速。 同时采用这种控制方案需要飞机在特定的高度开始拉平才能 工作。 另 外， 由 于拉平开始阶段初始高度和下降速率的获得都孺要无线电高度表， 采用这 种控制方案着陆精度比 较差，所以 很少使用。 z ) 下降速率控制是高度的函 数 也叫固定时间常数的拉平控制律) 。 这种控制方案是 目 前在自 动着陆中最常用的拉平控制律。 它
12、反映了 高度和下降速率之间的一种固定的比 例 关 系 即 K ,( h + 编) + K b . h ” 。 ， 而 拉 平 时 间 常 数a = 气K h 为 固 定 值 。 因 此 ， 在 接地时， 飞机有固 定的下降 速率。 如果飞 机的下降速率指令能 够被实时 跟踪， 则拉平高 度 和下降速率在时间上成指数规律减小。 采用这种方案， 随者飞 机速度的不同， 拉平初始高 度也不同。另外， 风的 扰动经常会造成下降速率的变化，从而造成拉平初始高度的变化， 以及 使得拉平的 距离 发生变化， 难于实现糟确定点着陆。 3 ) 拉平高 度是沿跑道距离的函 数。这种拉平控制律分为两种，一种是变时间
13、常数的 拉平控制律， 另一 种是固 定轨迹的拉平控制律。 对于变时间常数的拉平控制律， 它令高 度 增益k L 正比于飞 行速度， 使得拉平时间常数反比 于飞机的速度， 从而排除了飞机速度变 化对拉平初始高度和接地位置的影响， 使得飞 机能沿着一条固定的轨迹着陆。 对于固定轨 迹拉平控制律， 拉平轨迹是下滑线的 延伸， 包括拉平初始点在内的“ 固 定” 轨迹每一点相 对于计算着陆点有完全确定的 位里， 采用这种拉平控制律， 导航系统必须要提供高精度的 位置和速率信息，同时系统必须具备较高的可靠性。它具有以 下 特点: a ) 它排除了 地速对 接地点的影响; b )拉平的 初始高 度是定值;
14、c ) 拉平控制系统和拉平轨迹可以分别优化; d ) 如果有无线电测距装盆， 由 拉平初始阶段的跟踪误差造成的接地误差可以消除。 。 ) 给 定 指 令 h , k , la ， 可 以 紧 密 的 跟 踪 参 考 轨 迹 。 对于前两种拉平控制律，拉平过程就是跟踪下降速率的过程。 对于第三种拉平控制 律， 拉平过程实际 上是高度跟踪过程。 从控制效果来看， 固定轨迹拉平的 跟踪效果和接地 效果最好，而且随 着无线电 测距装置的广泛使用，这种方法前 景广阔。 设计自 动着陆控制律的 方法从根本上说，还是分为荃于经典控制理论和现代控制理 论两类，己 知的 实际应用的自 动着陆控制律 ( 及其他控
15、制律) 都是 用经典法设计的， 因而 有成功的经验可以 利用。但经典法不能充分发挥飞机的能力， 而着陆是非常危险的阶段， 在若陆过程中期望飞机具有尽可能大的剩余机动能力， 从这方面来说， 现代控制理论应该 具有优势，目 前国内 外也有一些相关的研究，但未见实际应用的 例子。 在 用经典法设 计 控制 律时， 一 般 将控 制系 统分 成两个独 立的 子系 统:1 ) 垂直 控 制系 统， 保持飞 机按3 。下 滑角进场。 2 ) 横侧向 控制系统， 保持飞机处于跑道中 心线的延长线 上。 其中， 控制处理算法又分为两个独立的部分。 一个是处理天线反回的信号而确定飞 机 的位置 ( 相对于着陆点
16、) 。另一个是计算数字控制的差分方程。 横向 部分主要考虑了稳定裕度及抗干扰方面的内容， 并据此设计了 控制器的形式。 飞 机本身一般是稳定的。 但着陆时需要更高的 德定裕度， 所以 控制器采用P D控制。 其干扰 按 来源分 为三类。 1 ) 是 相对的 常 值误 差 ( 一 般由 于速串陀螺愉出 造成的) 为消除 此误差， 要 求 控制器为P S 型。 2 ) 是 风扰 动误差， 通过调节 控制器的 零极点， 可 使得系 统在风 扰动 信号 的 频 带内 有较小 的 增 益以 减小风 干扰的 影 响。 3 ) 是雷达 误差， 可 采用滤 波器来得到 干 净的和， 再另用一 滤波器 低通) 来减弱高频干扰， 这同时需要与 稳定裕度的要求做一个 折衷。 下面是采用经典法设计的自 动若陆控制律的一个例子。 整个控制律分为5 个子模态， 纵向 两个子棋态: 坡度下滑和拉平; 横侧向 三个子棋态: 猎陆 航向 信标、 跑道对准和滑跑。 5 1 9 犷月 珑 I ) 坡度下滑 坡度下滑模态用来捕获并 保持规定的下滑轨迹，它使用的是垂直位置控制律。 模态投
