《先进飞行控系统》第八课.ppt

先进飞行控制系统,第八节课(20121109),第五章 典型飞行控制系统分析,5.1 概述 5.2 阻尼器与增稳系统 5.3 控制增稳系统 5.4 姿态控制系统 5.5 轨迹控制系统 5.6 空速与马赫数控制与保持,,5.1 概述,描述飞机运动的参数： 三个姿态角 θ、φ、ψ 三个角速度 p、q、r 两个气流角 α、β 两个线位移 h、Y 一个线速度 V,,5.1.1 典型飞行控制系统结构,,5.1.2 典型飞行控制系统的分类,阻尼器(damper) 增稳系统(stability augmentation systems-SAS) 控制增稳系统（control augmentation system-CAS) 自动驾驶仪(Autopilot),,5.1.3 飞行控制系统的任务和设计目标,改善飞行品质 固有运动特性：改善俯仰、滚转、偏航阻尼特性和频率特性； 操纵（控制）特性，改善飞机对操纵输入信号的响应特性 扰动特性：抑制风干扰等； 大扰动的控制问题 协助航迹控制 全自动航迹控制 监控和任务规划,,5.1.4 飞控系统的基本性能要求,飞控系统设计的规范包括：（详见书P262~P275） 1）评定飞机飞行品质可按MIL－F－8785C，GJB185－86（P262-274) 2）评定飞控系统品质可按MIL－F－9490D，GJB2191-94 评定飞机飞行品质的规范在前面已经介绍过了，本节只简 单介绍飞控系统的品质要求。

5.1.4 飞控系统的基本性能要求,姿态角自动控制系统的精度及瞬态响应 ; 角速度控制系统及增稳阻尼系统的技术要求 ; 轨迹（或重心）自动控制系统的精度及瞬态响应要求 ; 具体指标见书P273-274所写,,飞控系统基本功能包括几方面,增稳阻尼的要求 姿态的稳定与控制——包括三轴姿态的稳定与控制，航向保持，预选，航向转弯等 轨迹的稳定与控制——包括高度、侧向偏离、飞行M控制保持，以及自动进场着陆，地形跟随等5.2 阻尼器与增稳系统,5.2.1 阻尼器 （1）问题的提出： 随着飞行包线的扩大，飞机自身的阻尼下降，使驾驶飞机时飞机角速度会出现强烈振荡——这是由飞机（尤其超音速飞机）结构特点造成的 考虑到飞行员操纵过程：例如推、拉杆时，若用力过猛会产生纵向短周期的振荡，即所谓的纵向点头 为便于操纵飞机，有必要增加阻尼器2）阻尼器的组成与作用原理,作用： 阻尼器以飞机角运动作为反馈信号，稳定飞机的角速率增大飞机运动的阻尼，抑制振荡 分类： 因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动，因而阻尼器也有俯仰阻尼器、倾斜阻尼器及航向阻尼器 1）组成： 阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路组成2）阻尼器的组成与作用原理,,阻尼系统：,阻尼器与飞机（不是飞控）构成回路（如下图）如同是阻尼比改善了的新飞机，称为飞机—阻尼系统，简称阻尼系统。

2）阻尼器的组成与作用原理,2）原理： 当飞机角速度信号测量后（以纵向为例）q经放大器、舵回路传递到舵面，使之有个偏角 此舵偏角引起舵面力矩，这个力矩显然是由q引起的阻尼力矩（ 低头，使q受限制）这就增大了飞机的阻尼3）俯仰阻尼器（纵向阻尼器）,俯仰阻尼器用来增大飞机纵向短周期运动的阻尼 1）最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时 舵偏角与俯仰角速率成比例，舵面力矩等效于阻尼力矩，增大了飞机阻尼力矩机械弹簧 ：助力器的传递函数 ：为杆力 ：飞机短周期运动传递函数 系统传函：,无阻尼器飞机操纵系统结构图,,,,,,,有阻尼器飞机操纵系统结构图,系统闭环传函为： 其中： 为角速率到舵偏角传动比,,,,简化闭环传函： 式中：,,,,,适当选择 可增大 ，即增大了阻尼，（ ） 但 使 静操纵性 阻尼比增大是靠牺牲静操纵性达到的 由于 与 成反比， 变化不大，即固有频率变化不大参见书p174例）,,,,,,,,,,5.2.2 增稳系统,（1）问题的引出： 现代飞机随着大迎角飞行出现，使飞机静稳定性 下降 为了提高操纵机动能力，使飞机重心与焦点相对位置发生变化（焦点前移了）这也使系统不稳定。

为解决上述问题需要增稳系统2）俯仰增稳系统控制律,1）控制律为： 飞机纵向短周期方程： 简化为：,,,,,增稳系统方程： 此时： 稳定性增加 但因 使飞机阻尼特性下降2）俯仰增稳系统控制律,,2） 与过载 为比例关系（迎角 的准确测量不易） 飞机方程变为： 则控制律可为： 同样可得：加入上述控制律后，可提高系统的静稳定性，但会降低系统阻尼特性2）俯仰增稳系统控制律,,为使飞机既有良好的静稳定性又有足够的阻尼比，控制律中必须包括n（或 ）与角速率q两种信号，于是纵向比例式增稳系统的控制律为：,,,（2）俯仰增稳系统控制律,,3）特点：,控制律中含信号 ―对飞机起增大阻尼比的作用 控制律中 与输入信号q，n成比例关系，称为比例式的控制律 若引入输入信号的积分，使输出与输入信号之间成积分关系，则为积分式控制律：,,,,,4）分析：,联立获得增稳系统——飞机系统方程（称新系统） 对新系统进行根轨迹，频率特性，时域特性分析，计算 ， 及操纵性指标等特征性参数，然后与“规范”相对比，给出结论,,,,（3）偏航增稳系统控制律,飞机细长，立尾面积过小，飞行速度大，飞机航向静安定系数 太小，使飞机航向静安定性差，这常使飞机处于侧滑状态飞行，不仅增大阻力，且不利转弯和格斗，所以航向也要有偏航增稳系统。

航向阻尼系统用来改善荷兰滚阻尼，且提高航向静稳定性因为飞机的 很大而 较小这样，滚转阻尼有余而存在严重的荷兰滚1）控制律：,若取 其中 飞机偏航力矩方程： 闭环系统偏航力矩方程： 当 ，就有 从而增加了航向静安定性这就是说在控制律（ 表达式）中增加与 有关的信号即可提高航向静安定性 若再增加与角速度 有关的信号，又可增大阻尼，若两种信号均用，即可实现增稳阻尼，于是控制律为：,,,,,1）控制律：,闭环运动方程： 由此可知，固有频率增加为： 静稳定性增加2）分析：,当用侧向加速度计作反馈元件时，增稳阻尼控制律为：（不计惯性，非线性时）,,（4）横侧增稳系统控制律,由于飞机滚转与偏航总是紧密相联系，相互影响的，所以横向、航向都有增稳，且有两通道的交联信号出现了横侧增稳系统，其控制律既包括方向舵通道的，又包括副翼通道的现以某超音速飞机为例，写出横侧增稳控制律如下,,,式中： 速率陀螺到方向舵传动比； 副翼到方向舵传动比； 侧向加速度即到方向舵传动比； 侧向加速度即到副翼的传动比； 低通滤波器传递函数横侧增稳系统方块图,特点：,航向通道引用 及 信号，起到对航向的阻尼，增稳作用。

而横向通道只用信号 ，起到对横向的静稳定作用，削弱荷兰滚振荡 而横向通道不用 信号 ，横向阻尼有余因为一般 较大）,,,,,,5.3 控制增稳系统,（1）问题的引出 阻尼增稳系统只能改善飞机的稳定性，即只改善飞机的静动稳定性和固有频率，同时却减小了系统的传递系数，减低了飞机对操纵指令的响应，使操纵性下降，这显然是不利的，所以有必要解决稳定性和操纵性的矛盾由于加速度计不安装在飞机重心处，因此它所感受到的角加速度通过系统作用减小了，影响角加速度灵敏度此外飞机在大机动飞行时，要求有较高的角加速度灵敏度且杆力不宜过大；作小机动飞行时，要求有较小的灵敏度且杆力不宜过小一般系统很难兼顾这两种要求，影响了对飞机的驾驶所以有必要改善飞机的非线性操纵指令5.3 控制增稳系统,,（1）控制增稳系统组成：,控制增稳系统是在增稳系统的基础上增加一个杆力传感器和一个指令模型构成的，即系统由机械通道、电气通道和增稳回路组成电器与机械通道相并联，驾驶员操纵信号一方面通过机械链使舵面偏转某角度，另一方面又通过杆力传感器输出指令信号，经指令模型与反馈信号综合后控制舵面偏转，总的舵面偏转为上述两舵偏角之和。

电气通道相当于一个前馈通道，其作用是增大传递系数，并使角加速度灵敏度满足驾驶员的要求5.3.1 控制增稳系统的构成与工作原理,图5-15 俯仰控制增稳系统的方框图,（2）工作原理：,通过电气通道由杆力传感器产生电的指令信号，经指令模型驾驶员的操纵信号一方面通过机械通道使舵面偏转 另一方面形成满足操纵特性要求的电信号，与增稳系统的反馈信号综合后使舵面偏转 ，总的舵面偏角为： 电气指令信号的极性与机械通道来的操纵信号同相，其值与杆力位移成正比可见电气指令信号使操纵量增强，因此控制增稳系统又称控制增强系统3）控制增稳系统特点：,由于增设电气通道，可使系统开环增益取得较高从而提高了静操纵性 如果没有电气通道，那么当 很大时，虽然可使闭环特性只取决于反馈通道而与飞机所处正向通道无关，即系统抗干扰性提高，但同时会使以机械通道为输入、 为输出的闭环传递系数变得太小，也就是说，使原闭环增稳系统闭环增益太小，降低了静操纵性增设电气通道，则可通过提高电气通道增益，补偿由于 很大而产生的强负反馈作用，使整个系统特性不受飞机上的干扰及飞行状态变化的影响5.3.2 俯仰控制增稳系统的控制律,（1）比例控制律为： 其中： 飞机方程：,,,,,（2）比例加积分控制律,引入积分不仅是为了提高稳态精度，更重要的是为了实现飞机自动配平。

纵向力矩不平衡时，舵机自动承担配平任务，无需驾驶员干预，也就不存在杆力配平问题但要实现积分作用，舵机必须有较大的权限，所以舵面权限较小的控制增稳系统只能采用比例式控制律积分作用由舵机反馈确定比例加积分控制律结构图,,5.3.3 指令模型形式和参数选择,在控制增稳系统中设置指令模型的目的是改善飞机操纵性，衡量操纵性指标的一个重要指标就是杆力灵敏度 ，其值应按飞行状态由规范给出因 ，所以在给定 情况下，可能会出现杆力灵敏度的高低与杆力大小相反的情况，与驾驶员要求相反指令模型的形式就是根据这一情况确定的1）非线性指令模型,非线性指令模型实际上是增益随输入信号作非线性变化的电路图中： ：为杆力传感器输出电压； ：为指令模型的输出电压； ：为曲线斜率，即 的传递系数 由此可得助力器输入端总位移为： 一般情况有： 所以有：,,,,,,,,代入灵敏度表达式可得：,由非线性指令模型可见：在大杆力( 大)情况下， 值大再由上式可得： 值大，相应的 也大，飞机具有较高的灵敏度同理，小杆力时， 值小， 也小，飞机可获得较低的灵敏度，恰好能满足飞行品质要求。

5.3.4 控制增稳系统的缺陷,（1）控制增稳系统的舵面操纵权限有限 控制增稳系统的舵面操纵权限虽比增稳系统有所增大，但为确保飞行安全，操纵权限也只有最大舵偏角的30%左右，很难满足整个飞行包线内改善飞行品质的要求2）存在力及功率反传问题,无论增稳系统还是控制增稳系统都存在机械杆系与舵机两种系统，在人工操纵时，有力传到舵机，但不影响舵机的工作舵机工作时，也有力传到驾驶杆，称为力反传现象由于舵机为随动系统，工作时断时续，或时快时慢，因此会使驾驶杆产生非周期振荡现象此外还有功率反传问题，是由舵机和助力器输出速度不匹配引起的一般舵机的输出速度总是大于助力器的输出速度，因此，由舵机。