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飛機下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)設(shè)計及仿真

2014-03-24 13:05曲東才謝曦鵬馮玉光
海軍航空大學(xué)學(xué)報 2014年3期
關(guān)鍵詞:結(jié)構(gòu)圖中心線運動學(xué)

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)

無線電波束導(dǎo)引系統(tǒng)是飛機廣泛采用的制導(dǎo)系統(tǒng),其中下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)是飛機在自動著陸時所采用的一種重要無線電波束導(dǎo)引系統(tǒng)。飛機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°)。由于此時飛機仍有較大速度(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)可使飛機按要求的著陸姿態(tài)降落,最終精確導(dǎo)引飛機在著陸區(qū)安全著陸。

1 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)工作原理

為導(dǎo)引飛機正確著陸,需要設(shè)置地面無線電信標(biāo)臺和由下滑耦合器、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)等機載無線電接收設(shè)備。

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

機載下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)原理框圖如圖1 所示[2]。當(dāng)飛機沿著下滑波束中心線飛行時,由于機載接收機接收到的2個頻率信號強度相等,經(jīng)解調(diào)、比幅后輸出為0;但當(dāng)飛機偏離下滑波束中心線時,就會產(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Δ?g,送入俯仰角位移控制系統(tǒng)產(chǎn)生Δθ,迫使飛機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°,飛機就沿著預(yù)定下滑波束中心線進(jìn)場著陸。

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

2.1 運動學(xué)環(huán)節(jié)

運動學(xué)環(huán)節(jié)及方程是描述飛機空間方位關(guān)系的,需建立飛機角運動量Δθ與軌跡運動參量ΔΓ之間的關(guān)系,進(jìn)而構(gòu)成下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)中的運動學(xué)環(huán)節(jié)。

設(shè)飛機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°,飛機重心距離下滑信標(biāo)臺的斜距為R。當(dāng)飛機受到干擾而偏離下滑波束中心線時,其飛機重心偏離的斜距R的垂直距離為d,并規(guī)定當(dāng)飛機在波束中心線上方時d>0?;谙禄\動的幾何關(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]:

對式(1)拉氏變換并進(jìn)行簡單處理后可得

基于式(2),可建立運動學(xué)環(huán)節(jié)結(jié)構(gòu)圖見圖2。

圖2 運動學(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

基于上述運動學(xué)環(huán)節(jié)分析,為保證所設(shè)計的下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)具有良好的動態(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)計其傳動比參數(shù)外,還要引入下滑耦合器等補償環(huán)節(jié)對其進(jìn)行補償,使控制系統(tǒng)在接近地面時保持穩(wěn)定。下滑耦合器如圖3所示[2]。

下滑耦合器簡要分析: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)的動特性,

其零點s=-ωg1用來補償俯仰角位移系統(tǒng)傳遞函數(shù)中最靠近坐標(biāo)原點的極點;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 中采用近似飛機短周期傳遞函數(shù),并考慮垂風(fēng)擾動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)實現(xiàn)下滑耦合器的比例+積分形式,由“G(s)”環(huán)節(jié)實現(xiàn)相位超前網(wǎng)絡(luò)G(s),由環(huán)節(jié)“R”實現(xiàn)動態(tài)斜距R,其他同比例式自動駕駛儀控制規(guī)律設(shè)計[10-13]。

3.2 仿真分析

被控對象:某著陸狀態(tài)下的噴氣式運輸機。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信號很好的跟蹤了給定的指令Γg信號。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δz、?、?˙、θ等信號也逐漸趨于穩(wěn)定狀態(tài),但系統(tǒng)在跟蹤給定指令Γg=1°信號時,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近似補償了原點處一個極點1/s的作用,同時G(s)所提供的零點s=-0.5 也近似補償控制系統(tǒng)的一個1/s=-0.5 的極點,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,建立飛機下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖,并在MATLAB 平臺下,仿真選取下滑耦合器參數(shù)、角位移控制系統(tǒng)傳動比。通過仿真曲線可見,所設(shè)計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:對于飛機的運動學(xué)環(huán)節(jié),若飛機原始速度向量精準(zhǔn)對準(zhǔn)下滑線,即θ0=-2.5°的情況下,Δθ將以積分形式使Γ角越來越大,這意味著隨飛機接近地面,積分速率v0/R趨于無窮大,導(dǎo)引系統(tǒng)必將發(fā)散(實際上這也是各種導(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)計下滑耦合器參數(shù);同時對于運動學(xué)環(huán)節(jié)中的斜距R,在飛機下滑著陸的動態(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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