第五章典型飞行控制系统工作原理ppt课件.ppt

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1、第五章 典型飞行控制系统工作原理,四,5.5 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,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 。,一、飞行高度的稳定与控制,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；

2、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。,典型的高度稳定系统结构图,高度稳定和控制系统的控制律,2、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

3、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,而,补充描述高度变化的方程：,推导运动学关系的几何图,线性化处理：,其中：,是起始高度变化率,定高系统的运动学环节：,定高系统运动学环节,当,可简化为,高度自动控制系统的飞机对象方程,此方程限制条件：飞机的飞行高度，速度变化均不大,认为,若不满足局限条件时飞机要用全面纵向运动方程及（,）式的,方程。,3、高度自动控制系统控制律及工作原理,（1）确定控制律中信号的原则：按闭环调整的原则确定信号： 想控制哪个量就在控制律中引入哪个信号，例如稳定俯仰角 的控制律：,（2）高度自控系统

4、控制信号的确定,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：,（3）高度控制系统修正初始偏差的过程,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：,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

5、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。,4、高度自动控制系统的结构图,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 ，分析思路全同，这里不再讨论。,二、自动着陆飞行控制系统,自动着陆是廿世纪六十年代初发展起来的一种控制系统，即它能在恶劣气候、无目视基准条件下，自动导引飞机，安全正确地在跑道降落。这个系统的出现，使飞机实现了全天候飞行。,1、完成自动着陆的几个典型飞行阶段自动着陆分为五个典型阶段:,定高阶段下滑阶段拉平阶段

6、保持（飘落）阶段滑跑阶段,飞机自动着陆阶段图,定高阶段： 飞机在着陆前，大约300500m高度上做定高飞行下滑阶段： 当截获到下滑波束线后，即按一定的下滑坡度下滑，此时速度较高是失速速度的1.3倍，民航机约v7085m/s，而垂直下降度 , 航迹倾斜角拉平阶段： 大约在飞机离地15m左右，飞机的垂直下降速度下降，接地时大约有 ，且航迹倾斜角 减小，使飞机沿曲线拉起，称为拉平阶段,保持（漂落）阶段： 大约飞机离地0.51.0m时，进一步减小速度，且使 方向与地面平行（即 ）；此时逐渐加大 角，保持 方向与地平面平行；当速度达到降落速度时，将 由于GL（升力），飞机以指数曲线轨迹落地称为飘落。滑跑

7、阶段： 当飞机与地面接触后，在跑道上滑跑，此时常采用轮子刹车或发动机反推力措施，来减小滑跑距离。,2、完成自动着陆飞行的必备设备,飞机上： 装有含无线电接收设备的下滑波束导引系统地面上：（无线电信标台） 下滑信标台：给出下滑基准； 航向信标台：给出航向（侧向）着陆基准； 外、中、近三个指点信标台：指示飞机进入跑道入口精确距离和时间。,信标台,下滑信标台：,在地面上，用以给飞机提供下滑基准。下滑信标台向飞机着陆方向连续发射两个频率的无线电调幅波（90HZ和150HZ）,其载波频率范围一般为329.3335MHZ，由90HZ的大波瓣下沿与150HZ最下面一个波瓣互相重叠，形成等信号线即下滑波束中心

8、线，此线仰角一般为 ，在此下滑线下方150HZ调幅信号强于90HZ的信号，而此线上方则是90HZ信号较强。,下滑信标台提供下滑基准,下滑波束导引系统（在机上）：,组成：下滑耦合器（由信号接收，放大，限幅和信号变换等部分组成）。 俯仰角位置控制系统。,工作原理：,当飞机沿下滑波束中心线飞行时，机上的接收机接到两个频率的信号强度相等，耦合器输出为零。当飞机偏离下滑线一边时由于机上接收到的两个频率信号强度不等而出现波束偏差角（在波束上方，为正值），当0时，耦合器输出 经俯仰角位置控制系统工作，迫使飞机 回到波束中心线上。,3、下滑波束导引系统,下滑波束导引系统结构图建立：a) 飞机航迹倾斜角偏差 与

9、波束偏差角之间的几何关系,设下滑波束线仰角为 (与水平线夹角)飞机航迹在下滑波束下方一个垂直距离d（飞机在波束线下方，d0）且波束偏差角根据图中几何关系有：,结构图为：,下滑波束导引系统运动学环节方块图 由图可见：波束偏差角与航迹倾斜角 成积分关系，随着飞机接近地面，R ，使积分速率 ，导引系统将发散,b) 下滑耦合器控制律的选择,由于航迹倾斜角 与波束偏差角之间有一个积分环节，为保证系统有良好的动态特性和稳态精度，取耦合具有比例加积分的形式，同时为改变动态特性，又接入相位超前网络 。,下滑耦合器结构图,其中：零点 ，用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原点的极点。,c) 下滑波束导引系统结构图

10、,包括两部分：姿态角位移控制系统及耦合器,输出量为下滑偏差角飞机方程用短周期纵向方程,控制律：,下滑波束导引系统结构图,说明：,图中考虑基准下滑航迹倾斜角 ；姿态控制中加 ，补偿信号进入姿态控制系统，对沿下滑线下降的过渡过程有好处。对常值力矩干扰 是折算成舵面偏角加到系统中，而垂直风则折成迎角干扰考虑分析的。进场时间短，对精度影响大的是飞机外形的变化，v变化和r的变化，分析误差主要应分析 ， 引起的 变化。测量距离由指点信标台完成，如不好准确测量，可用高度来近似计算。,4、自动拉平系统,1）自动着陆等级的划分自动着陆可分三级，即等级、，而最高级又可细分为a，b，c。这个等级是按能见度条件分类的

11、，（包括垂直方向上指允许的最小云雾底部的高度；称为决断高度DH, 水平距离是飞机对跑道能见的距离RVR）。等级规定了DH与RVR的组合区。,着陆等级的定义,实现级自动着陆（含级）是指仅靠下滑导引系统（或下滑耦合器）引导飞机下滑，到达决断高度后，由飞行员利用手操纵继续着陆即意味着不用设计自动拉平系统。若实现级着陆，则必须有自动拉平系统。a允许飞机利用自动拉平系统完成自动着陆，此时飞行员在飞机接地后才接管对飞机的控制。b允许飞机利用自动拉平系统及拉平后的继续控制，这样，驾驶员在飞机接地后，只需在跑道的途中进行控制。c允许飞机完成自动着陆的全过程。a，b的决断高度DH及RVR随飞机的类型及各国航空公

12、司而定的。,2）拉平轨迹,飞机在垂直平面内，从下滑过渡到实际着陆点的纵向轨迹为拉平轨迹。如果飞机实现、级着陆，则拉平轨迹是由飞行员手操纵形成的，即飞机下滑到离地约15m时，飞行员操纵飞机减小航迹倾斜角r，使 进一步减小，飞机是曲线轨迹进入拉平阶段，当离地约到H0.51.0m，提高 ，使空速向量与地平面平行是保持段，然后减小 角，GL，飞机飘落，滑跑。,如果飞机实现级着陆，则拉平阶段也是靠自控系统操纵形成。所以设计自动拉平系统应包括两个内容：形成拉平轨迹，其二是构成使飞机完成拉平轨迹飞行的自控系统。先看拉平轨迹的形成。,设计拉平轨迹,使下滑时的下降垂直速度与高度成比例地减小到允许的着地下降速度。

13、 （一般为0.30.6米/秒） 即： 式中： 拉平开始高度， 为指数曲线的时间常数,按指数曲线拉平的轨迹,拉平时飞机空速 不变，飞机着陆经过的距离为 ，则有：拉平轨迹方程为：,其中：由此可见：当要求着地时 必有 即实际着陆距离为 米 ，这是不允许的。,改进拉平轨迹,令拉平轨迹渐近线距跑道平面为 米 当已知时间常数 （比例系数）及着地点垂直速度 时，可由上式算出,则,此时,式中 为规定的飞机着陆速度,规定飞机着地时：而 时，有 ； 时，有由于允许着地速度受限了 （一般为 米/秒），则 必受限：,拉平距离公式：,拉平时垂直速度的变化,3）拉平自控系统,为保证飞机沿设计的指数轨迹飞行，拉平自控系统应

14、控制飞机遵循如下规律 ：利用机上测距装置测出 ，算出应有的给定高度 ，然后与飞机上无线电高度表测出飞机的高度H（当 时）形成控制信号控制飞机高度使误差为零，实现拉平轨迹。,缺陷：但机上没有足够精度的无线电测距仪 。改进：用气压式升降速度表代替测距仪，按 建立拉平耦合器方程。将飞机拉平过程看成飞机下降率 不断跟踪 的过程。,自动拉平系统结构图,四、飞机侧向轨迹控制,飞机重心运动包括沿垂直方向（H），航迹切线方向（v）及侧向偏离三种。侧向偏离的自控系统与高度自控系统有许多相似之处。侧向偏离通过飞机转弯方式来修正。高度自控系统：以俯仰角自控系统为内回路，外回路是对H的控制。侧向偏离自控系统：以偏航角

15、与滚转角自控系统为内回路，外回路是对侧偏y的控制,一、侧向偏离控制的几种方案,通过副翼控制滚转转弯以修正侧向偏离y，方向舵只起阻尼与辅助协调作用。 此方案用的较广。通过副翼与方向舵两通道协调转弯控制y利用副翼与方向舵控制转弯来修正y，副翼通道起辅助协调作用。只介绍第1种方案。,利用方向舵使飞机保持航向，靠滚转产生侧滑来修正y。自动着陆时，用此方案可保证机头对准跑道中心，但用滚转修正y，有机翼碰地的危险。通过飞机不倾斜的平面转弯修正y，此时副翼保持机翼水平，方向舵控制飞机平面转弯来修正y。 这两种方案由于是靠侧滑来消除修正y，而侧力值不大，这两种方案修正y过程较慢。,二、侧向偏离控制系统的飞机方

16、程和控制律,简化飞机方程：,飞机横侧运动线性化方程,其中：第1式为：侧力方程； 第2式为：滚转力矩方程； 第3式为：偏航力矩方程。,推导过程：,由于方向舵是起阻尼和协调作用， 可略去偏航力矩方程（第3式）仅靠 控制飞机滚转转弯，且滚转比偏航快的多，认为 过程是瞬间完成的。 由滚转力矩方程得：,考虑协调转弯满足公式：考虑侧偏线位移方程： 在小扰动条件下，认为 均为小值 有： 得出：,2、控制律,由简化方程结合飞机方程看出： 相当于 相当于 ， 相当于 。 是主信号，其余各信号均在动态过程起作用。,侧向偏离控制系统结构图,三、侧向偏离自控系统稳定飞机航迹过程：,假定右偏离,修正初始,的物理过程,修

17、正初始,的近似动态过程,说明：,上述过程是在线性范围内， 如果 ，则y修正轨迹可能出现之字形，为防止此现象发生，对 要限制。,四、自动侧向波束导引系统,对于自动着陆系统除纵向包括下滑波束导引系统；拉平自动控制系统外，航向还有侧向波束导引系统。侧向波束导引系统原理与下滑波束导引系统相似，不再作介绍。侧向波束自动控制系统是通过耦合器将飞机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的信号变为滚转控制指令，输给AP侧向通道，操纵副翼偏转改变航迹方位角 ，修正飞机水平航迹。,1、侧向运动参数与侧向波束偏差角 的关系 几何关系建模,侧向运动参数为：侧向偏离y，倾斜角 ，航向偏差角 。 与纵轴间夹间（对称面夹角

18、）为 ， 在地平面上的投影与应飞航线夹角为 （航迹方位角） 在水平投影与应飞航线夹角为,飞机侧向运动参数与,的关系,由图可知：,又：,当,时，,由侧向协调运动可知：所以有：侧力方程为：所以有：又,由此可以绘出几何关系图,飞机侧向运动参数与波束偏差角关系图,2、完成将 转换为 指令的耦合器设计,PID控制律,3、构成侧向波束自控系统并进行分析,分析：,方法同前分析（根轨迹、频率响特性等） 系统稳定性看各参数影响 获取方法用补偿方法 参见书P231图109 参见书P233图112 系统精度分析 作用下的情况。参见书P233图113,五、空速与M数的控制与保持,1、对速度实现自动控制的必要性 早期飞

19、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 ：,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，

20、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。,速度自平衡问题：,速度自平衡性主要取决于发动机特性和飞机的气动布局。法向力方程：飞机平飞时有：,所以有：,平飞时还有：代入切向力方程：化简得：,则出现速度不稳定,出现速度不稳定的物理原因：,由结构图：,由图可见：,通过气动导数形成两条反馈通道：,当 ，因为负反馈作用会使速度下降称速度自平衡正反馈作用是在速度增大时，使飞机低头以保证平飞条件，产生负迎角，使速度进一步增大。两通道作用正好相反。当飞机在低动压工作区时， 较小，使 从而出现速度的不稳定负自平衡。,2、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

21、： 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,速度控制基本方案：,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。,通过控制升降舵 ,改变 来控制速度,物理实质： 改变 重力G在速度方向分量改变 改变结构： 类似高度控制系统，即俯仰角自控系统为内回路，增加空速传感器，当空速传感器换为M传感器时，就是M数自控系统,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）,保持H时， 总是水平的，保持 时， ， 变化时， 不变，但值很小， 也很小，所以此时，推力增量不是全部用来改变V的

22、。,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),3、适用于速度控制的对象近似方程,同时操纵升降舵和油门杆情况下： 由于此时 ，V都发生显著变化，所以速度控制系统的对象应用全面纵向运动方程，但当俯仰角驾驶仪用积分式控制律时，由 最终调整到原值所以认为 没有影响 动态过程，即 ，略去 的过渡过程也就可略去纵向力矩方程，所以三自由度退化为二自由度方程：,单独操纵升降舵或油门杆时,因为速度变化慢， 和 变化快，且它们对V变化不会产生较大影响，考虑上述情况，认为短周期较快结束，纵向力矩很快达到平衡，此后主要是长周期运动，故近似用长周期方程。,