曲東才，謝曦鵬，曹 棟，馮玉光

（1.海軍航空工程學(xué)院a.控制工程系；b.兵器科學(xué)與技術(shù)系，山東煙臺(tái)264001；2.海軍裝備部，西安710089；3.海軍航空兵學(xué)院，遼寧葫蘆島125001）

無(wú)線電波束導(dǎo)引系統(tǒng)是飛機(jī)廣泛采用的制導(dǎo)系統(tǒng)，其中下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)是飛機(jī)在自動(dòng)著陸時(shí)所采用的一種重要無(wú)線電波束導(dǎo)引系統(tǒng)。飛機(jī)在著陸前先在一定高度上作定高飛行（一般H=300～500 m），當(dāng)截獲下滑波束線后，即按一定下滑坡度下滑（一般θ=-2.5°～-3.0°）。由于此時(shí)飛機(jī)仍有較大速度（不低于失速速度的1.3倍），導(dǎo)致其垂直下降速度H˙亦較大（約H˙=-3.5～-4.5 m/s），達(dá)不到飛機(jī)安全接地要求（一般接地瞬間的H˙=-0.5～-0.6 m/s）[1-3]。因此，飛機(jī)下滑過程中需逐漸減小θ，使其沿下滑波束中心線下滑?？梢娦阅芰己玫南禄ㄊ鴮?dǎo)引系統(tǒng)可使飛機(jī)按要求的著陸姿態(tài)降落，最終精確導(dǎo)引飛機(jī)在著陸區(qū)安全著陸。

1 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)工作原理

為導(dǎo)引飛機(jī)正確著陸，需要設(shè)置地面無(wú)線電信標(biāo)臺(tái)和由下滑耦合器、俯仰角位移控制系統(tǒng)等主要部件組成的下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)等機(jī)載無(wú)線電接收設(shè)備。

設(shè)置的地面無(wú)線電信標(biāo)臺(tái)包括航向信標(biāo)臺(tái)、下滑信標(biāo)臺(tái)，分別為飛機(jī)提供著陸基準(zhǔn)；同時(shí)還設(shè)置外、中、近3 個(gè)地面指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)，以辨別幾個(gè)監(jiān)控點(diǎn)，確定飛機(jī)飛越其上空時(shí)刻，并在機(jī)上用燈光和音響信號(hào)的形式給出穿過指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)的信息。下滑信標(biāo)臺(tái)是在縱向平面內(nèi)，通過向飛機(jī)著陸方向連續(xù)發(fā)射2 個(gè)不同頻率（90、150 Hz）的高頻無(wú)線電調(diào)幅波（其載波頻率：329.3～335 MHz），進(jìn)而形成下滑波束中心線（即等信號(hào)線，其仰角：2°～4°），為飛機(jī)在縱向平面內(nèi)提供下滑基準(zhǔn)[2-3]。航向信標(biāo)臺(tái)則在水平面內(nèi)為飛機(jī)提供水平著陸基準(zhǔn)。

機(jī)載下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)原理框圖如圖1 所示[2]。當(dāng)飛機(jī)沿著下滑波束中心線飛行時(shí)，由于機(jī)載接收機(jī)接收到的2個(gè)頻率信號(hào)強(qiáng)度相等，經(jīng)解調(diào)、比幅后輸出為0；但當(dāng)飛機(jī)偏離下滑波束中心線時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生波束偏差角ΔΓ，并經(jīng)下滑耦合器，形成角位移指令信號(hào)Δ?g，送入俯仰角位移控制系統(tǒng)產(chǎn)生Δθ，迫使飛機(jī)回到下滑波束中心線，使其沿下滑波束中心線下滑。圖1 中：Γg=0° 為給定的飛行軌跡參量，只要保證Γg=0°，飛機(jī)就沿著預(yù)定下滑波束中心線進(jìn)場(chǎng)著陸。

圖1 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)原理框圖Fig.1 Working principle of airborne slide beam guidance system

2 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)

運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)及方程是描述飛機(jī)空間方位關(guān)系的，需建立飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)量Δθ與軌跡運(yùn)動(dòng)參量ΔΓ之間的關(guān)系，進(jìn)而構(gòu)成下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)中的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)。

設(shè)飛機(jī)沿下滑波束中心線以速度v0下滑，下滑波束中心線仰角為2.5°，飛機(jī)重心距離下滑信標(biāo)臺(tái)的斜距為R。當(dāng)飛機(jī)受到干擾而偏離下滑波束中心線時(shí)，其飛機(jī)重心偏離的斜距R的垂直距離為d，并規(guī)定當(dāng)飛機(jī)在波束中心線上方時(shí)d＞0?；谙禄\(yùn)動(dòng)的幾何關(guān)系，即可由R與d決定偏差角Γ。由此可獲得d˙、v0、θ滿足[2，4-6]：

對(duì)式（1）拉氏變換并進(jìn)行簡(jiǎn)單處理后可得

基于式（2），可建立運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)結(jié)構(gòu)圖見圖2。

圖2 運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Structure chart of kinematic link

2.2 下滑耦合器設(shè)計(jì)

基于上述運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)分析，為保證所設(shè)計(jì)的下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)具有良好的動(dòng)態(tài)性能與穩(wěn)態(tài)精度，除需合理選擇控制規(guī)律并精心設(shè)計(jì)其傳動(dòng)比參數(shù)外，還要引入下滑耦合器等補(bǔ)償環(huán)節(jié)對(duì)其進(jìn)行補(bǔ)償，使控制系統(tǒng)在接近地面時(shí)保持穩(wěn)定。下滑耦合器如圖3所示[2]。

下滑耦合器簡(jiǎn)要分析：①下滑耦合器比例＋積分的形式產(chǎn)生俯仰角位移控制指令Δ?g，以提高波束下滑導(dǎo)引系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度。其中為耦合器的比例系數(shù)，為積分常數(shù)；②在耦合器中接入相位超前網(wǎng)絡(luò)G(s)，以改善導(dǎo)引系統(tǒng)的動(dòng)特性，

其零點(diǎn)s=-ωg1用來(lái)補(bǔ)償俯仰角位移系統(tǒng)傳遞函數(shù)中最靠近坐標(biāo)原點(diǎn)的極點(diǎn)；③通常耦合器應(yīng)采取調(diào)參措施。

圖3 下滑耦合器結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Structure chart of slide coupler

2.3 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖的建立

基于以上分析和圖1 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)原理框圖，可設(shè)計(jì)其下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖見圖4[2，7-9]。圖4 中采用近似飛機(jī)短周期傳遞函數(shù)，并考慮垂風(fēng)擾動(dòng)及常值干擾力矩的作用。

圖4 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Structure chart of glide beam guidance system

3 仿真研究

3.1 仿真模型

圖5 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)仿真模型Fig.5 Simulation model of glide beam guidance system

基于圖4，在Matlab 平臺(tái)下，可建立相應(yīng)的Simulink 仿真模型，如圖5 所示[7-8]。在圖5 中，由“pi”環(huán)節(jié)實(shí)現(xiàn)下滑耦合器的比例+積分形式，由“G(s)”環(huán)節(jié)實(shí)現(xiàn)相位超前網(wǎng)絡(luò)G(s)，由環(huán)節(jié)“R”實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)斜距R，其他同比例式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律設(shè)計(jì)[10-13]。

3.2 仿真分析

被控對(duì)象：某著陸狀態(tài)下的噴氣式運(yùn)輸機(jī)。飛行速度為v0=85.0 m/s，其短周期近似傳遞函數(shù)：

仿真初始值：舵回路時(shí)間常數(shù)0.1 s，航跡傾斜角θ0=-2.5°，斜距R=10 400 m，下滑線仰角2.5°；常值干擾力矩導(dǎo)致的干擾舵偏角Δδzr=0.15°，垂風(fēng)干擾導(dǎo)致的干擾迎角Δαw=2.0°。通過仿真，獲得在Γg=0°和Γg=1°兩種情況下的仿真曲線如圖6、7所示。

圖6 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)仿真曲線（Γg=0°）Fig.6 Simulation curve（Γg=0°）of slide beam guidance system

圖7 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)仿真曲線（Γg=1°）Fig.7 Simulation curve（Γg=1°）of slide beam guidance system

由仿真曲線可得：①在2 種典型干擾作用下，下滑波束偏差角Γ信號(hào)很好的跟蹤了給定的指令Γg信號(hào)。Γ在100 s 后基本達(dá)到穩(wěn)定，并具較高穩(wěn)態(tài)精度；同時(shí)δz、?、?˙、θ等信號(hào)也逐漸趨于穩(wěn)定狀態(tài)，但系統(tǒng)在跟蹤給定指令Γg=1°信號(hào)時(shí)，顯然比Γg=0°的舵偏角δz要付出更大能量，其劇烈程度也更大；②通過合理設(shè)置下滑耦合器pi 控制器參數(shù)及相位超前網(wǎng)絡(luò)G(s)，使耦合器所提供的零點(diǎn)近似補(bǔ)償了原點(diǎn)處一個(gè)極點(diǎn)1/s的作用，同時(shí)G(s)所提供的零點(diǎn)s=-0.5 也近似補(bǔ)償控制系統(tǒng)的一個(gè)1/s=-0.5 的極點(diǎn)，使控制系統(tǒng)趨穩(wěn)定，并增大了系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度。

4 結(jié)論

本文在簡(jiǎn)要分析下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)工作原理基礎(chǔ)上，建立飛機(jī)下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖，并在MATLAB 平臺(tái)下，仿真選取下滑耦合器參數(shù)、角位移控制系統(tǒng)傳動(dòng)比。通過仿真曲線可見，所設(shè)計(jì)的下滑耦合器等參數(shù)是合適的，其下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)是合理的。需要注意的是：對(duì)于飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)，若飛機(jī)原始速度向量精準(zhǔn)對(duì)準(zhǔn)下滑線，即θ0=-2.5°的情況下，Δθ將以積分形式使Γ角越來(lái)越大，這意味著隨飛機(jī)接近地面，積分速率v0/R趨于無(wú)窮大，導(dǎo)引系統(tǒng)必將發(fā)散（實(shí)際上這也是各種導(dǎo)引系統(tǒng)的一般規(guī)律）。為改善控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，因而需要精心設(shè)計(jì)下滑耦合器參數(shù)；同時(shí)對(duì)于運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)中的斜距R，在飛機(jī)下滑著陸的動(dòng)態(tài)過程中是以R=R0-v0t變化的，而不能作為常數(shù)而“凍結(jié)”；pi控制器參數(shù)應(yīng)可隨R自動(dòng)調(diào)節(jié)，以便保持開環(huán)增益在下滑過程中基本不變。

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