宣東　宇漫霜

摘要：對(duì)大氣擾動(dòng)下的大型飛機(jī)CATIII自動(dòng)著陸控制律設(shè)計(jì)過程中應(yīng)對(duì)反應(yīng)型風(fēng)切變改出控制以及基于最優(yōu)和預(yù)測(cè)控制方法的飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)下滑干擾抑制進(jìn)行了研究。通過典型飛行狀態(tài)模擬和動(dòng)力學(xué)模態(tài)建模仿真，驗(yàn)證了反應(yīng)型風(fēng)切變縱向改出的俯仰控制律、橫側(cè)改出的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)的有效性。

關(guān)鍵詞：自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)；反應(yīng)式風(fēng)切變；風(fēng)場(chǎng)強(qiáng)度

DOIDOI：10.11907/rjdk.151133

中圖分類號(hào)：TP302

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：16727800（2015）006001904

基金項(xiàng)目基金項(xiàng)目：

作者簡(jiǎn)介作者簡(jiǎn)介：宣東（1969-），男，浙江杭州人，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院高級(jí)工程師，研究方向?yàn)轱w機(jī)設(shè)計(jì)及研制管理；宇漫霜（1970-），女，陜西西安人，民用飛機(jī)模擬飛行國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室高級(jí)工程師，研究方向?yàn)轱w行試驗(yàn)驗(yàn)證。

0 引言

低空風(fēng)切變、大氣紊流等非定常大氣擾動(dòng)現(xiàn)象嚴(yán)重影響了飛機(jī)飛行品質(zhì)、乘坐品質(zhì)和飛行安全。據(jù)中國民航局統(tǒng)計(jì)，1949-2005年，由于大氣擾動(dòng)及伴隨的惡劣天氣造成的飛行事故（含災(zāi)難性事故、一般事故）占總事故的30%以上[1]。據(jù)美國聯(lián)邦航空局（FAA）統(tǒng)計(jì)，在1960-2000年，由大氣擾動(dòng)直接導(dǎo)致或間接影響的飛行事故比例為41%[2]。隨著飛機(jī)自身可靠性的不斷提高，由于環(huán)境因素導(dǎo)致的飛行事故比例正不斷上升。此外，飛機(jī)起飛離場(chǎng)和進(jìn)場(chǎng)著陸時(shí)間約只占總飛行時(shí)間的5%，但有48%的飛行事故發(fā)生在該階段。這其中，由于低空風(fēng)切變?cè)斐蓹C(jī)組情境意識(shí)缺失及判斷操作失誤的約占該階段事故的66%[3]。鑒于低空風(fēng)切變對(duì)飛機(jī)起降安全性的嚴(yán)重威脅，F(xiàn)AA、美國宇航局（NASA）、荷蘭德爾夫特技術(shù)大學(xué)（DFT）、加拿大多倫多大學(xué)（UTIAS）等許多著名的航空研究機(jī)構(gòu)就風(fēng)切變中人工操縱和自動(dòng)改出控制策略進(jìn)行了深入研究。在人工操縱改出方面，F(xiàn)AA推薦了PitchGuidance、DiveGuidance、AltitudeGuidance 3種典型的縱向改出策略[4]。盡管風(fēng)切變改出問題已研究多年，但并不是每次穿越風(fēng)切變飛行都能成功改出。

隨著大型商用飛機(jī)自身的安全性和自動(dòng)化程度的不斷提高，可以通過設(shè)計(jì)高可靠性的自動(dòng)著陸控制系統(tǒng)取代機(jī)組人工操作，降低人工操縱的復(fù)雜度和操作負(fù)荷。飛機(jī)在著陸進(jìn)場(chǎng)階段若遭遇擾動(dòng)風(fēng)或惡劣天氣，其飛行安全將遭受嚴(yán)重威脅。CATIII自動(dòng)著陸系統(tǒng)可提高飛行的精確性和可靠性，同時(shí)降低飛行員的工作負(fù)荷，提高在惡劣氣象條件下進(jìn)場(chǎng)著陸的安全性[6]。在CATIII自動(dòng)著陸控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，研究反應(yīng)型低空風(fēng)切變的安全改出飛行策略，并加入到飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)中，則具有很強(qiáng)的現(xiàn)實(shí)意義和工程實(shí)用價(jià)值。

1 含擾動(dòng)風(fēng)影響的動(dòng)力學(xué)建模

建立飛機(jī)六自由度動(dòng)力學(xué)模型以準(zhǔn)確描述飛機(jī)空中運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)，將對(duì)飛行仿真研究、控制律設(shè)計(jì)及驗(yàn)證研究起到基礎(chǔ)性支撐作用。飛行動(dòng)力學(xué)建模是飛行力學(xué)的經(jīng)典內(nèi)容，在此不再贅述，僅引用相關(guān)概念和公式。針對(duì)高亞音速民用飛機(jī)（Ma<0.9）作如下假設(shè)：①將飛機(jī)視為剛體，質(zhì)量是常數(shù)，重力加速度亦不隨高度變化；②將地面坐標(biāo)系視為慣性坐標(biāo)系，不考慮地球的公轉(zhuǎn)和自轉(zhuǎn)，且采用平面大地假設(shè)；③忽略發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的陀螺力矩效應(yīng)；④飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系的OBxBzB平面為結(jié)構(gòu)對(duì)稱面，從而慣性積Ixy=Iyz=0。

飛機(jī)在空中的運(yùn)動(dòng)除受重力作用外，還受到空氣動(dòng)力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力及外部擾動(dòng)。在這些力和力矩的聯(lián)合作用下，飛機(jī)產(chǎn)生沿著三軸的平動(dòng)和繞三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)。在飛行力學(xué)中，將飛機(jī)空中運(yùn)動(dòng)描述為質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程、運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、力矩方程和導(dǎo)航方程在內(nèi)的12個(gè)狀態(tài)方程。再將建立的微下?lián)舯┝鲾_動(dòng)風(fēng)矢量[Wx，Wy，Wz]T加入到相應(yīng)的方程中。

2 自動(dòng)飛行控制律設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

2.1 用于縱向改出風(fēng)切變飛行的控制律設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

2.1.1 俯仰控制律設(shè)計(jì)

通過對(duì)FAA推薦的風(fēng)切變縱向改出策略分析可知，縱向改出風(fēng)切變的機(jī)動(dòng)飛行主要通過控制飛機(jī)的俯仰角來實(shí)現(xiàn)。通過控制飛機(jī)的俯仰角速度，可實(shí)現(xiàn)俯仰角姿態(tài)控制。

俯仰控制律設(shè)計(jì)框圖如圖1所示。由俯仰角速度反饋構(gòu)成控制內(nèi)環(huán)，俯仰角反饋構(gòu)成外環(huán)。通過實(shí)時(shí)計(jì)算升降舵偏角，使俯仰角速度和角度分別跟蹤目標(biāo)角速度qc和角度θc。實(shí)際飛機(jī)是通過角速度陀螺和姿態(tài)陀螺儀實(shí)時(shí)測(cè)量反饋q和θ，本文僅使用簡(jiǎn)化的比例環(huán)節(jié)表示其傳遞函數(shù)。

2.1.2 仿真驗(yàn)證

將以上設(shè)計(jì)的俯仰控制律加入到動(dòng)力學(xué)模型中進(jìn)行非線性仿真，以進(jìn)行控制律驗(yàn)證。以V=76m/s、H=600m、γ=0為初始條件，將模型進(jìn)行配平得到飛機(jī)的平飛狀態(tài)，模擬B747飛機(jī)在600m高度平飛，然后爬升到900m高度并保持一段時(shí)間后，再下降到600m高度保持平飛這一飛行過程來驗(yàn)證俯仰控制律。具體仿真結(jié)果如圖2所示。

仿真過程中，飛機(jī)在600m高度保持平飛（如圖中前100s所示），之后令θc=5deg直至爬升至900m高度（如圖中100～156s所示）。保持平飛一段時(shí)間，再以θc=-2deg使飛機(jī)下降到600m高度并保持平飛（如圖中320～600s所示）。從仿真結(jié)果看出，俯仰角速度和角度均能夠較好地跟蹤指令信號(hào)，高度保持較好，實(shí)現(xiàn)良好的俯仰角姿態(tài)控制。

2.2 自動(dòng)著陸控制律設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

2.2.1 下滑道跟蹤控制律設(shè)計(jì)

以俯仰控制律為基礎(chǔ)，進(jìn)一步進(jìn)行飛機(jī)高度和速度的控制，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)自動(dòng)著陸控制。自動(dòng)著陸控制系統(tǒng)如圖3所示。在俯仰控制律的基礎(chǔ)上，加入速度和下滑道偏差的控制外環(huán)，以保證飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸過程中，飛行速度和垂直速度穩(wěn)定，從而沿著預(yù)定的下滑道下滑。

由圖4可以看出，引入控制律后仍可使飛機(jī)水平平穩(wěn)飛行，接收到下滑控制指令后（γ=-2.5deg），飛機(jī)速度有所降低，俯仰角減小，進(jìn)入下滑飛行狀態(tài)，此時(shí)迎角增大以維持必要的升力，使飛機(jī)保持在平穩(wěn)下滑飛行狀態(tài)。從平飛調(diào)整到下滑的平穩(wěn)狀態(tài)大約使用了30s的調(diào)整時(shí)間，30s后可以沿下滑道平穩(wěn)飛行。下滑控制仿真結(jié)果表明，下滑控制律設(shè)計(jì)正確。

2.2.3 拉平控制與仿真驗(yàn)證

飛機(jī)在著陸之前，須通過拉平將下降率保持在0.6m/s以下，從而減輕著陸時(shí)的垂直沖擊。如圖5所示，在著陸前，要將飛機(jī)的航跡傾角從-γ變?yōu)?γR，須修正下滑道偏差d以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)垂直速度改變。

在下滑控制中加入下滑修正量d，當(dāng)飛機(jī)下滑至15m以下時(shí)進(jìn)行拉平控制，調(diào)節(jié)下降速度，使飛機(jī)可以拉平以備著陸。

仍以V=76m/s、H=450m、γ=0的初始條件進(jìn)行模擬試驗(yàn)。將拉平控制加入到下滑控制中，模擬飛機(jī)下滑-拉平-著陸的完整自動(dòng)著陸過程。仿真結(jié)果如圖6所示。

從圖6中可以看出，飛機(jī)沿下滑道平穩(wěn)下降。在下降到15m以下時(shí)，進(jìn)行拉平控制，飛機(jī)的飛行狀態(tài)發(fā)生變化，俯仰角增大，飛機(jī)下降速度降低，進(jìn)入平緩的拉平階段，最終實(shí)現(xiàn)著陸。從飛機(jī)高度變化曲線可以很清楚地反映飛機(jī)下滑-拉平-著陸的整個(gè)過程。

下滑和拉平控制仿真表明，建立的動(dòng)力學(xué)模型和控制律基本正確，可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)自動(dòng)著陸。在此基礎(chǔ)上，可進(jìn)行飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸時(shí)改出風(fēng)切變的仿真分析。

2.3 用于橫側(cè)改出飛行的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

2.3.1 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)

飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎是在方向舵和副翼的共同作用下完成，根據(jù)這一特點(diǎn)，以升降舵和副翼為輸入，以偏航轉(zhuǎn)彎率和橫側(cè)加速度為輸出，進(jìn)行轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)，如圖7所示。采用根軌跡設(shè)計(jì)法進(jìn)行協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)。

2.3.2 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎仿真驗(yàn)證

將設(shè)計(jì)出的轉(zhuǎn)彎控制律加入到動(dòng)力學(xué)模型中，模擬進(jìn)行90deg轉(zhuǎn)彎，從而驗(yàn)證轉(zhuǎn)彎控制律。將動(dòng)力學(xué)模型配平在定直平飛狀態(tài)，12s后進(jìn)行轉(zhuǎn)彎飛行，轉(zhuǎn)過90deg后再進(jìn)入定直平飛狀態(tài)，仿真結(jié)果如圖8所示。

從圖8中可以看出飛行過程中，飛機(jī)的速度、迎角、俯仰角基本保持不變；俯仰角速度、側(cè)滑角速度保持為0。轉(zhuǎn)彎過程中，存在著一定的側(cè)滑（β=-1.17deg），偏航角速度約為1.17deg/s，轉(zhuǎn)彎完成后，偏航角轉(zhuǎn)過了90deg。從右下角的圖中可以看出，飛機(jī)完成90deg轉(zhuǎn)彎。以上仿真結(jié)果表明，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的設(shè)計(jì)是正確的。

3 結(jié)語

本文對(duì)大氣擾動(dòng)下的大型飛機(jī)CATIII自動(dòng)著陸控制律設(shè)計(jì)過程中應(yīng)對(duì)反應(yīng)型風(fēng)切變改出控制以及基于最優(yōu)和預(yù)測(cè)控制方法的飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)下滑干擾抑制進(jìn)行了研究。應(yīng)用典型飛行狀態(tài)模擬和動(dòng)力學(xué)模態(tài)建模仿真，驗(yàn)證了反應(yīng)型風(fēng)切變縱向改出的俯仰控制律、橫側(cè)改出的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)的有效性。

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責(zé)任編輯（責(zé)任編輯：孫 娟）