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1、先进飞行控制系统先进飞行控制系统第十节课第十节课(20121116)5.4.25.4.2飞机纵向姿态稳定与控制飞机纵向姿态稳定与控制飞机飞控系统分析步骤：建立飞机运动方程；建立飞控系统的控制律，并结合飞机构成飞控系统方程组。构造画出结构图，写出等效传递函数。用根轨迹分析系统（稳定性、静差）及用频率特性分析系统的频带及相移等。物理解释动态过程从力、力矩平衡，及AP信号平衡两方面结合来解释。（1 1）比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差）比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差1）稳定过程驾驶仪控制律为：讨论俯仰角稳定过程，认为修正修正的过程：的过程：由驾驶仪信号平衡有：由驾驶仪信号平衡有： 再由飞机上力
2、、力矩平衡有：再由飞机上力、力矩平衡有： 再从再从AP信号平衡看：信号平衡看： 修正初始修正初始过渡过程曲线：过渡过程曲线： 2 2）控制过程可用类似方法分析）控制过程可用类似方法分析 说明：说明：控制过程快慢与最大迎角增量有关，越大过程越快。但会使飞行员感觉不舒服。越大，法向过载越大但过小，（控制）过程又太慢，不希望，需改进控制律。解决办法：解决办法：控制量不能太大（只有）如果要求控制俯仰角较大，则应修改控制律。如运七飞机驾驶仪的大角度控制规律为：控制律是使逐渐加入的。（2 2）初始迎角）初始迎角 下的纵向运动下的纵向运动控制律仍为比例式：分析：分析：从飞机所受力和力矩平衡知：在向下转时使出
3、现，且有由AP信号平衡知：使升降舵上偏再由力、力矩平衡可知：阻止向下转，当上仰力矩下俯力矩，纵轴不再向下转，以后上仰力矩超过下俯力矩，又回转，q由负变正，最后，修正初始角的过渡过程曲线（3 3）阶跃垂直风干扰下的纵向运动：）阶跃垂直风干扰下的纵向运动： 阶跃垂直风对飞机的干扰主要体现为一个法向力的影响。引入到纵向运动法向力平衡方程中：其中：u为空速阶跃垂直阵风干扰下的比例式驾驶仪稳定飞机姿态角过程阶跃垂直阵风干扰下的比例式驾驶仪稳定飞机姿态角过程结论：结论：由动态过程曲线知：阶跃垂直风的影响类似由动态过程曲线知：阶跃垂直风的影响类似 影响飞机影响飞机自驾驶仪过程；但结束后飞行状态是不同的，（一
4、个是自驾驶仪过程；但结束后飞行状态是不同的，（一个是随风爬高，一个是恢复原稳态飞行）。随风爬高，一个是恢复原稳态飞行）。原因解释：原因解释：飞机进入垂直气流区开始阶段：地速来不及变化，相当于空速改变方向，出现一个附加的迎角增量，又阻止转，且逐渐由负变正，但此时由于有垂直风所以合成地速向上，使飞机随风沿爬高方向飞行（看线）（4 4）常值干扰力矩作用下的动态过程）常值干扰力矩作用下的动态过程干扰力矩类型：飞机燃料消耗与流动收放起落架投掷炸弹发动机推力不通过重心1 1）飞机在常值干扰力矩作用下的稳定过程）飞机在常值干扰力矩作用下的稳定过程控制律仍为：在干扰力矩作用下：q0，出现，向上转。由AP信号平
5、衡：升降舵后缘向下转。再由力、力矩平衡：起削弱作用，向上转变慢，当时，纵轴不再转q=0，动态过程结束。常值力矩干扰下比例式驾驶仪系统动态过程常值力矩干扰下比例式驾驶仪系统动态过程稳态时情况：因为平衡干扰力矩的作用，必有：产生静差。由于，航迹倾斜角使空速向量向上偏，飞机缓慢向上漂，不能稳定原高度这正是比例式AP的缺点。 2 2）稳态误差的估算：）稳态误差的估算： 干扰力矩作用下系统结构图干扰力矩作用下系统结构图说明：说明：干扰力矩等效为干扰舵偏角。表示飞机重量变化；表示飞机重心位置变化由结构图知，稳态时： 重心位置引起的干扰力矩：重心位置引起的干扰力矩： 带入入稳态误差公式有：差公式有：其中：其
6、中：稳态误差差简化公式化公式为： 飞机重量变化引起的干扰力矩：飞机重量变化引起的干扰力矩： 稳态误差差为： 5.4.35.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制飞机横侧向姿态稳定与控制飞机侧向角运动的稳定与控制的任务：使偏航角与滚转角保持为零用AP控制飞机转弯（1 1）横侧向稳定与控制的基本方式：）横侧向稳定与控制的基本方式：侧向角运动主要涉及飞机纵轴和空速向量的方向变化问题，即飞机纵轴在水平面转动及飞机空速向量在水平面的转动。纵轴在水平面内的转动靠偏航力矩N N，它是靠偏转方向舵 或侧滑 来产生的。空速向量在水平面内的转动是靠侧力，这个侧力是由 或飞机倾斜时重力的水平分量所引起的 要稳定与控制侧向角
7、运动，必须使空速向量与纵轴相协调转动。 侧向角运动的控制方式：侧向角运动的控制方式：通过方向舵稳定或控制航向。只通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷兰滚及减小侧滑同时用副翼和方向舵稳定与控制航向。1 1）通过方向舵稳定或控制航向）通过方向舵稳定或控制航向结构图：1 1）通过方向舵稳定或控制航向）通过方向舵稳定或控制航向 属于互不交联的偏航与倾斜自动稳定系统功用：用于修正小的航向偏差。缺点：纵轴与空速协调性较差，是带侧滑的水平转弯。2 2）通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷兰滚及减小侧滑）通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷兰滚及减小侧滑 只保持航向，不保持航线只保持航向，不保持航线 修正航向过程中
8、有侧滑角修正航向过程中有侧滑角控制律：控制律： 自动驾驶仪修正初始偏航角的过程自动驾驶仪修正初始偏航角的过程物理解释：物理解释： 设飞机航向发生偏离，出现设飞机航向发生偏离，出现 由信号平衡知：由信号平衡知： 副翼右下左上副翼右下左上由力、力矩平衡可知：滚转力矩由力、力矩平衡可知：滚转力矩 飞机向左倾斜飞机向左倾斜 ，G重力分量产生的侧力重力分量产生的侧力 ，使飞机，使飞机空速向量向左转（此时纵轴没转）当空速向量向左转（此时纵轴没转）当 与与 信号平衡时信号平衡时 。在空速向左转时，出现。在空速向左转时，出现 ，此时此时 ，偏航力矩，偏航力矩 使使 轴轴转向应飞航向转向应飞航向3 3）同时用副
9、翼和方向舵稳定与控制航向）同时用副翼和方向舵稳定与控制航向 这属于协调方案，有两种协调方法：航向偏差信号同时送入副翼与偏航通道621A在副翼与方向舵分别引入交联信号701Aa a）航向偏差信号同时送入方向舵与副翼通道）航向偏差信号同时送入方向舵与副翼通道 同时送入两通道协调方案同时送入两通道协调方案同时送入两通道协调方案同时送入两通道协调方案 在方向舵通道中引入倾斜信号在方向舵通道中引入倾斜信号在方向舵通道中引入倾斜信号在方向舵通道中引入倾斜信号 ：用于削弱：用于削弱：用于削弱：用于削弱 这称为对这称为对这称为对这称为对 的的的的“ “开环补偿开环补偿开环补偿开环补偿” ”即补偿产生即补偿产生
10、即补偿产生即补偿产生 的原因，是主的原因，是主的原因，是主的原因，是主动削减动削减动削减动削减 的方案。的方案。的方案。的方案。特点：特点：特点：特点：但是产生侧滑但是产生侧滑 的偶然因数很多，无法完全预知，再加的偶然因数很多，无法完全预知，再加上飞行状态的变化，用这种方法很难对侧滑完全补偿，上飞行状态的变化，用这种方法很难对侧滑完全补偿，需要改进。需要改进。改进控制律为：改进控制律为： 621A 在通道中引入信号这是对的“闭环补偿”属于被动补偿信号的方法（出现后，才补偿）上述控制律是同时采用开环补偿和闭环补偿的调整方法，控制效果较好。b b）在副翼和方向舵通道分别引入交联信号）在副翼和方向舵
11、通道分别引入交联信号控制律为：特点：先将送入副翼通道，当副翼工作后产生滚转信号送入方向舵通道。此控制律适于小转弯状态。701A （2 2）侧向转弯控制律）侧向转弯控制律通过驾驶仪控制飞机转弯有两类：关于小角度自动转弯控制律及动态过程与航向自动稳定的十分相似，这里不介绍了，只介绍协调转弯。1 1）协调转弯）协调转弯飞机在水平面内，连续改变飞行方向，保证滚转与偏航运动两者耦合影响最小，即，并能保持飞行高度的一种机动飞行定常盘旋。飞机在盘旋中，空速、迎角、倾斜角、侧滑角都保持不变称飞机为定常盘旋。协调转弯又可称为：的定常盘旋，协调：即意味着纵轴与空速以相同角速度转动，保证协调转弯条件：协调转弯条件：
12、 协调转弯时，各参数应满足如下条件：协调转弯公式：协调转弯公式：设飞机原来处于平直飞行，即航迹倾斜角且很小，为空速。保持升降速度必使飞机沿法线方向力平衡，即保证飞机在水平面内盘旋向心力等于惯性力要保证，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致飞机协调转弯受力图飞机协调转弯受力图协调转弯时偏航及滚转角速度公式协调转弯时偏航及滚转角速度公式机体轴在水平面转动的角速度可分解为绕机体轴立轴与横轴的两个分量：要实现协调转弯必须同时操纵副翼、方向舵和升降舵分解侧视图 分解后视图保持升降速度，有而平飞时，平飞迎角现转弯时此时结论：协调转弯时操纵升降舵保持（这是常值要求的）还得有个迎角增量，以保持飞机转弯时不掉高
13、度即协调转弯时纵向控制。2 2）协调转弯时自动驾驶仪的控制规律）协调转弯时自动驾驶仪的控制规律 a）独立的侧向控制系统控制律：将控制信号分别加入自动驾驶仪的滚转和航向两个通道，建立滚转角与转弯角速度同时，在航向通道引入信号，以减小侧滑。控制律为：特点：特点： 与满足关系：可实现协调转弯，且只对一定u，若u改变那么给定信号也变化。“闭环补偿”的信号它只能减小而不能使具有积分式的控制规律，所以在常值干扰力矩作用下，稳态时均无静差。b b）具有相互交联信号的侧向控制律）具有相互交联信号的侧向控制律 特点：建立等坡度控制信号是用等速渐增的滚转角指令；而为消除由这种信号带来的速度误差，又引入信号。将送入
14、方向舵通道以减小角，加强协调。物理过程：物理过程：先通过副翼建立一定的滚转角，为使乘员舒适，加一个等速渐增的滚转角指令。转弯指令信号加入副翼通道后，使飞机倾斜，也使空速向量转动。滚转角信号控制方向舵使飞机纵轴跟随空速向量转动。调节可减小，基本上实现协调转弯。c c）协调转弯的纵向控制）协调转弯的纵向控制协调转弯为保证不掉高度必须操纵升降舵提供舵面力矩以维护协调转弯时对俯仰角速率的要求和对的要求无论飞机是左转弯，还是右转弯（），为保证高度都要使向上偏。所以控制律为：其中：用来补偿高度，产生抬头力矩。可用非线性电路实现。用非线性电路实现用非线性电路实现 用正矢信号提供对高度的补偿用正矢信号提供对高
15、度的补偿 此此时5.5 飞机轨迹控制系统飞机轨迹控制系统飞行控制的目的是使飞机以足够的精确度保持或跟踪预定的飞行轨迹。控制飞行器运动轨迹的系统称为制导系统。它是在角运动控制系统基础上形成的。 轨迹控制一般结构图轨迹控制一般结构图 由图可知：由图可知： 制导系统中输入量是预定轨迹参量，输出量是飞行器实际运动参量，制导装置（即耦合器）测其偏差并以一定规律控制角运动，使飞机按要求的精度回到给定轨迹上。在制导系统（或轨迹控制系统）中，角运动控制是内回路5.5 飞机轨迹控制系统飞机轨迹控制系统5.5.1 飞行高度的稳定与控制5.5.3 空速与M数的控制与保持5.5.15.5.1飞行高度的稳定与控制飞行高
16、度的稳定与控制（1）高度自动控制系统必要性飞机编队飞行；执行轰炸任务；远距离巡航；自动进场着陆时初始阶段；均需保持高度的稳定。舰载飞机执行雷达导航自动着舰；飞机进行地形跟随等均需高度控制。飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳定与控制来完成因飞机受纵向常值干扰力矩时，硬反馈式舵回路角稳定系统，存在俯仰角及航迹倾斜角静差，不能保持高度。角稳定系统在垂直风气流干扰下同样会产生高度漂移。必须有专门的高度稳定与控制系统。设计高度稳定系统时通常不改变已设计完成的角控制系统高度稳定系统根据高度差直接控制飞机的飞行姿态，从而改变航迹角，以实现对飞行高度的闭环控制。（2 2）高度稳定系统结构图的建立）高度稳定系
17、统结构图的建立（2 2）高度稳定系统结构图的建立）高度稳定系统结构图的建立高度稳定和控制系统的控制律：高度稳定和控制系统的控制律：（2 2）高度稳定系统结构图的建立）高度稳定系统结构图的建立一般地讲高度控制系统，都是以俯仰角自动控制系统为基础的，因此对象方程，应从纵向运动方程入手，考虑到在高度偏差不太大时，修正高度过程中，俯仰运动也不会剧烈，所以速度相对变化也不会太大，为此可用短周期运动方程。短周期运动方程短周期运动方程 而而补充描述高度变化的方程：推导运动学关系的几何图推导运动学关系的几何图线性化处理：线性化处理： 其中：其中：是起始高度是起始高度变化率化率定高系统的运动学环节： 定高系统运
18、动学环节当当可可简化化为 高度自动控制系统的飞机对象方程高度自动控制系统的飞机对象方程 此方程限制条件：此方程限制条件：飞机的机的飞行高度，速度行高度，速度变化均不大化均不大认为若不若不满足局限条件足局限条件时飞机要用全面机要用全面纵向运向运动方程及方程及（）式的）式的方程。方程。 高度稳定系统结构图高度稳定系统结构图（3 3）高度自动控制系统控制律及工作原理）高度自动控制系统控制律及工作原理按闭环调整原理引入做为主信号。考虑到高度控制是以俯仰角控制为基础的控制律中要引入控制的信号。在建立控制律时，还要考虑对系统的动态过程的阻尼作用控制律可写作：高度控制系统修正初始偏差的过程高度控制系统修正初
19、始偏差的过程 起始状态：飞机作等速平飞且平衡舵偏角（为了与产生的力矩平衡，应向上偏，以提供抬头力矩）因某种原因飞机偏离给定的飞行高度产生一个高度初始偏差控制律：由AP信号平衡：又其中：，当到某时刻，出现，但所以飞机会继续爬高，。由于惯性可能出现：修正高度过程结束。讨论：讨论：控制律中若无信号及信号，则舵面反舵时机会更晚，这样会出现后飞机继续向上爬，使调节过程振荡加剧。说明是起阻尼作用。在修正过程中，随着，当时。说明调整H是靠调整来实现的，即俯仰角控制是做为高度控制的内回路。为改善动态质量，引用信号。关于高度系统的静差分析：类似于俯仰角稳定系统在外干扰力矩作用下的误差分析，只是这里以代替分析思路
20、全同，这里不再讨论。5.5.25.5.2空速与空速与MM数的控制与保持数的控制与保持（1）对速度实现自动控制的必要性早期飞机，由于飞行速度不大，速度稳定储备很大，加上对速度控制精度要求不高，所以没有速度自控系统，但随着现代高速飞机出现，和机场吞吐量增大，对速度控制要求越来越高了。为此需增加速度自控制系统。必要性必要性 ：航空的发展，机场吞吐量（单位时间内起飞与着陆的飞机架次），特别是自动着陆技术的发展，对速度控制精度要求越来越高。由于超音速飞机的发展，使速度稳定性大大下降了，不少飞机都具有负自平衡性（或零自平衡性），使速度不能保持稳定工作。速度控制是航迹控制的必要前提，前面所讲的轨迹控制均是速
21、度不变前提下讨论的，如果速度不控，那么控制航迹常是不可能的。飞机进入跨音速飞行时，速度稳定性常有变化，这是由于焦点后移所至，为保证跨音速飞行时速度的稳定性，我们也要建立速度自控系统。（2 2）速度控制的基本方案）速度控制的基本方案纵向通道有两个控制量：升降舵和油门杆单独操纵升降舵：均发生显著变化单独操纵油门杆：变化大，而几乎不变。同时操纵：可使均达到希望值（2 2）速度控制的基本方案：）速度控制的基本方案： 通过控制升降舵，改变来控制速度。通过控制油门大小，改变发动机推力来控制速度。速度与俯仰角的解耦控制方案。1 1）通过控制升降舵通过控制升降舵, ,改变改变来控制速度来控制速度 物理实质：物
22、理实质： 改变改变 重力重力G在速度方向分量改变在速度方向分量改变 改变改变结构：结构： 类似高度控制系统，即俯仰角自控系统为内回路，增加空类似高度控制系统，即俯仰角自控系统为内回路，增加空速传感器，当空速传感器换为速传感器，当空速传感器换为M传感器时，就是传感器时，就是M数自控系数自控系统统2 2）通过控制油门大小，改变发动机推力来控制速度（即自动）通过控制油门大小，改变发动机推力来控制速度（即自动油门系统）油门系统）保持保持H时，时， 总是水平的，总是水平的，保持保持 时，时， ， 变化时，变化时， 不变，但值很小，不变，但值很小， 也很也很小，所以此时，推力增量不是全部用来改变小，所以此时，推力增量不是全部用来改变V的。的。3 3）速度与俯仰角的解耦控制方案）速度与俯仰角的解耦控制方案前两种方案，速度变化俯仰角必定变化，这是飞机自身动力学存在的耦合所决定的。要实现解耦，须在油门自动控制器与自动驾驶仪之间增加交联信号，严格去耦办不到。(因为飞机自身动力学耦合的原因)
