航向道模式控制律设计研究

冯成

【摘 要】随着民用飞机自动驾驶功能的完善，仪表着陆系统渐渐进入人们视野中。自动飞行航向道模式是飞机仪表着陆系统中重要的模式之一，其代替飞行员对飞机水平姿态位置进行控制。介绍了飞机自动飞行控制系统航向道（LOC）进近模式控制律设计。当飞机截获LOC波束信号后，该控制律能够导引飞机自动跟踪LOC波束中心线进近。以某型飞机为控制对象，进行了控制律设计和数字仿真，仿真结果表明该控制律具有可行性，具有良好的应用前景。

【关键词】LOC模式；航向对准；纠偏；控制律；数字仿真

【Abstract】With the improvement of civil aircraft autopilot function， instrument landing system（ILS） is coming into people's vision gradually. Auto flight LOC mode is one of the most important modes in ILS， and it replaces the pilot to control the horizontal attitude and position of the aircraft. Here it will introduce the AFCS LOC mode control law design. When the LOC beam are captured， the control law will control the aircraft to track the central line of LOC beam. Taking a aircraft as control object， the control law design and digital simulation are carried out. The simulation results show that the control law is feasible and has a good application prospect.

【Key words】LOC mode； Heading alignment； Error adjustment； Control law； Digital simulation

0 前言

现在大型民用飞机自动驾驶（Autopilot）功能日趋完善，实现了航迹倾角控制、垂直速度控制、高度层改变控制、垂直/水平导航控制、航向/航迹控制、进近/着陆控制等功能，减轻了飞行员操作负担，减少了飞行员人为操作失误，从而间接增加了飞行安全性[1]，同时增加了乘客舒适度。这些自动化功能中最为关键和复杂的是仪表着陆系统（ILS）。

仪表着陆系统是应用最为广泛的飞机精密进近和着陆导引系统，它的原理是由地面发射的两束无线电信号实现航向道和下滑道指引，建立一条从跑道着陆点指向空中的虚拟路径，飞机通过机载接收设备，确定自身与该路径的相对位置，控制飞机沿着正确的方向飞向跑道，同时平稳下降高度，最终通过拉平、低机头等动作实现安全着陆。本文主要讨论航向道导引模式自动驾驶控制律的设计。

1 自动飞行LOC模式简介

使用ILS自动进场时，首先要使飞机截获ILS的航向信标台发射的波束信号，并按着LOC信号提供的飞机对跑道中心的偏离，自动引导飞机进入跑道中心线。这一控制过程称为LOC波束截获过程[2]。飞行员通常接通航向保持模式，利用预选航向把飞机航向控制到相对于跑道航向的某一角度上（称为截获角），飞机即以这一截获角飞向跑道中心线。

当LOC接收机给出的波束偏差信号小于给定值时，产生LOC的截获。这时，相对于跑道的航向偏差信号和反映对跑道中心线偏离的波束偏差信号加入滚转通道，生产滚转角控制指令，同时断开预选航向信号，在跑道航向偏差和波束偏差信号的控制下，飞机将进入并稳定在跑道中心线和跑道航向上。

2 LOC模式控制律设计

由LOC模式原理可知，LOC模式控制律由两大部分组成：一是跑道航向对准系统，负责将飞机航向控制并稳定到跑道航向上；二是侧向纠偏系统，负责将飞机水平位置控制并稳定到跑道延长线上。这两部分控制律综合在一起，保证了LOC模式使飞机截获并保持航向道中心线飞行。

2.1 航向对准系统

收到航向道偏差后，航向对准系统激活，使飞机在不同的截获位置上都能捕获并跟踪跑道航向。根据不同的截获位置，航向对准系统选择不同的对准路径，图1、2是两种常用的对准路径。值得注意的是，本文为了简化问题，作了两点假设：

（1） 假设初始条件下飞机距离跑道足够远，以使后续纠偏过程有足够时间和空间进行；

（2）假设LOC波束形状只有两束辐射角度小（λ=10°），辐射范围远（46km）的波束，不考虑辐射角度大、范围近的波束。

飞机捕获LOC偏差信号后，激活LOC模式，在捕获跑道航向过程中，不希望出现由于超调量过大而超出LOC波束信号范围的情况。因此临界情况为飞机以最小转弯半径r（即最大滚转角）作转弯机动，其航迹和LOC波束另一边界相切，且截获角为10°（即飞机進入LOC波束辐射范围后立即截获），如图3所示。

当飞机转弯半径r满足式（3）时，飞机以截获角ε切入LOC波束信号范围，可以使用直接切入法进近，此过程中不会丢失LOC偏差信号。若飞机转弯半径r不满足（3）式时，飞机以截获角ε切入LOC波束信号范围，直接进入法进近过程中会丢失LOC偏差信号，导致进近失败复飞。此种条件下只能采用飞越进入法来进近。

2.2 侧向纠偏设计

侧向纠偏系统在飞机捕获跑道航向后或者侧偏距小于某值时激活，其主要任务在最后进近阶段，将飞机稳定到跑道延长线上，并稳定飞机航向到跑道航向。侧向纠偏系统以滚转角控制系统作为内回路，利用倾斜转弯（bank-to-turn，简称BTT）的形式，通过飞机滚转使升力产生偏向跑道方向的侧向分力来实现侧向纠偏控制。

侧向纠偏系统控制律如图4所示。波束偏差信号Δμ是侧向纠偏系统的主要输入信号。为了改善系统的稳定性，同时提高系统的跟踪控制精度，对波束偏差信号Δμ采用比例、积分的PI控制，其中积分环节应在截获过程基本稳定之后，也即波束偏差信号Δμ小于一定值时才接通，否则会使飞机在第一次到达波束中心之前，积分器有一较大输出而使飞机产生一个长时间的过调。

根据自动控制原理，引入波束偏差的积分信号可以提高系统对波束的跟踪精度。当有常值侧风时，它将把由于侧风引起的稳态误差减小到零。若存在风切变，积分信号将在控制律中起主导作用，将使飞机稳定于一固定的侧向偏离，这个侧向偏离将随积分信号的增益KI增大而减小。另一方面，KI的增大会引起跟踪阶段过调的加大，因此应当选取合适的积分增益。

除此之外，积分环节应在积分清零环节作用下进行清零，以达到更好的控制效果。积分清零环节的设计见图5。Z-1是延迟环节。从图5可以看出，当波束偏差信号Δμ变号时，积分清零信号置1，也即飞机穿越一次跑道延长线时，积分清零。

3 数字仿真

假设跑道入口坐标为（0m ，0m），跑道航向为0°。飞机初始坐标为（-20000m， 3500m），初始航向为90°。程序选用直接进入法完成LOC进近过程。仿真曲线见图6、7。

从仿真结果可以看出，LOC模式控制律可以导引飞机完成90°截获角进近过程，并最终将飞机稳定到跑道航向上

4 结语

随着航空电子技术一体化的发展，飞行管理系统与自动飞行系统一起构成 “飞管-飞控综合控制系统”，提供全包线、全自动飞机控制能力。通过对飞机轨迹的精准控制，减小飞行员负担，增加了飞行安全性。本文假设初始化时飞机距离着陆点足够远，后续还需要研究飞机初始化位置在着陆点附近的情况，以完善进近算法。

【参考文献】

[1]申安玉，申学仁，李云保，等.自动飞行控制系统[M].北京：国防工业出版社， 2003.

[2]李四海.基于INS/ILS/RA组合导航的自动着陆系统[J].中国惯性技术学报，2012，20（3）：311-314.

[责任编辑：朱丽娜]