《飞行控制系统》第七章-现代飞行控制技术

第七章现代飞行控制技术控制增稳系统电传操纵系统主动控制技术放宽静稳定性直接力控制机动载荷控制综合控制§1概述一、主动控制技术过去传统的飞机设计中，并不考虑飞行控制系统的协调和提高整机性能的作用，因此设计出来的飞机即使不加任何飞行自动控制设备，也必须是稳定可飞的。所加的飞控系统只应用在飞机可以提供的控制面（如升降舵、付翼、方向舵等）上，且从安全考虑，其操纵权限还要受到严格限制所以这种飞行控制只能算是“被动”式控制从七十年代起，出现了一种飞机设计的新技术，新思想——即随控布局设计思想（即CCV技术controlconfiguredvehicletechnology），按随控布局设计思想来设计飞机，可为飞行控制的需要专门设置必要的控制面。这种飞机，如没有某些必备的飞行控制系统，就根本做不到稳定与可靠地飞行。换句话说，飞控系统已是飞机不可分割的一部分。这种飞机的布局是按气动、结构、推进和自动控制四个基本要素来协调确定的，因此飞行控制系统，在飞机设计时，可以对飞机提出新的控制面结构要求，而且可以实现全权限操纵飞机。这种随控布局飞机就是应用主动控制技术（ACT－ActiveControlTechnology）的飞机。主动控制技术主要包括如下内容：放宽静稳定性RSS（RelaxedStaticStability）直接力控制DFC（DirectForceControl）机动载荷控制MLC（ManeuveringLoadControl）阵风减缓GLA（GustLoadAlleviation）乘座品质控制RQC（RideQualityControl）主动控制技术的物质基础是电传操纵系统，因为在电传操纵系统的基础上，增加一些线路和操纵面就可实现主动控制。因此采用主动控制的飞机必须首先是电传操纵的，所以我们先来介绍电传操纵的有关问题。二、飞行操纵系统（FCS）的发展飞行操纵系统的发展可分为四个阶段：简单机械操纵系统不可逆助力操纵系统增稳与控制增稳系统电传操纵系统（FBW）1、简单机械操纵系统50年代以前，由于飞机飞行速度不高，舵面气动载荷不大，所以用简单的一杆三舵和机械传动杆系，借飞行员体力可拉动舵面。2、不可逆助力操纵系统50年代初期至中期，由于飞行速度增加，舵面载荷增加，飞行员体力难以操纵飞机由此出现助力器。为了使飞行员感觉到速度、高度的变化，而设置回力杆，将部分舵面载荷传到杆上出现可逆助力操纵系统。在跨音速时，出现了杆力不可操纵性，引出不可逆助力操纵系统。原因：在时，舵面效率下降（∵焦点后移，使静安定系数增大，升降舵操纵效能下降，升降舵操纵力矩不足以克服低头力矩，为此采用全动式平尾，扩大升降舵面积，补偿效率的降低，此时由于舵面铰链力矩很大，而无法实现所需要的回力比∴取消回力杆，成为不可逆的助力操纵系统。为使飞行员能感受到载荷增加了载荷机构、力臂调节和调效机构（调效机构起消除杆力作用）临界MMmCemCeeMM3、增稳与控制增稳系统从50年代中期至60年代，由于飞机向高速高空方向发展，歼击机外型变化（大后掠、三角机翼，细长身），使飞机自身稳定性不足，此时通过气动外形改变和飞行操纵系统难以提高稳定性，为此出现了阻尼增稳系统。这样会引起操纵性下降，为解决稳定性与操纵性的矛盾而出现控制增稳系统。控制增稳系统特点：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。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。由此可见，电器指令信号增强了操纵量的作用。4、电传操纵系统60年代至今，虽然控制增稳系统能兼顾飞机稳定性与操纵性的要求，但是电气通道的操纵权限不是全权限的，也没有可靠的安全措施，机械杆系仍然存在。将控制增稳系统的电气通道的权限扩展到全权限，取消机械通道而出现电传操纵系统，该系统中必存在计算机，同时采用余度技术。具有很多优点。电传操纵系统特点：在电传系统中，驾驶杆输出不是机械位移信号，而是电信号，它与自动控制系统产生的电信号综合后，共同操纵舵面，所以电传操纵使人工操纵与自动控制在功能上和操纵方式上融为一体。安全可靠、故障率低、无力反传问题、提高战伤生存能力。这是MFCS的第三次变革。§2控制增稳系统一、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操纵性。二、控制增稳系统的组成及工作原理组成：+-+++-+yFjkkzkssqeqsqs2cosgg1zn111ssznykk123ssskpsMPUMUqykk1机械通道杆力传感器指令模型电气通道增稳回路助力器舵机说明：控制增稳系统是在增稳系统基础上添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。机械通道与电气通道并行。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。工作原理：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，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。mMMme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，KKa、znKKa、二、俯仰控制增稳系统的控制律比例控制律为：其中：飞机方程：yjzypzznyqyeFkkFksMkknKqKzzaqyqykkkkKzanynykkkkKzzzgVnzssqsMcscsee;)()(;)(212具有这种控制律的系统没有自动配平功能，所以仍要求驾驶员利用调整片效应机构消除杆力实现配平。当纵向力矩不平衡时，出现，并通过反馈使舵机动作，舵面偏转。偏转到规定权限时，舵机停止转动，同时接通调校机构，继续向原方向偏转舵面。因调校机构是积分环节（例如电机），它使舵面偏转直到消失，从而实现自动配平，所以将调校机构引入，使比例控制律变为等效的比例加积分控制规律。调校机构转速很慢，起配平作用。znq和znq和有调校机构的控制增稳系统+-+++-+yFjkkzkssqeqsqs2cosgg1zn111ssznykk123ssskpsMPUMUqykk1机械通道杆力传感器指令模型电气通道增稳回路助力器舵机调校机构skj1++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。dtFsMkkkdtnKqKFkkFksMkknKqKypzznyqyyjzypzznyqyezz比例加积分控制律结构图+-+++-+yFjkssk1zkssqeqsqs2cosgg1zn111ssznykk123ssskpsMPUMUqykk1机械通道杆力传感器指令模型电气通道增稳回路助力器舵机说明：在这里舵机作用与比例控制律中调校机构的作用相同，都是积分作用，承担自动配平任务。但在比例加积分控制律中由舵机来实现，而在比例控制中有调校机构（电机）来实现。中性速度稳定性控制律概念：中性速度稳定性：以任意速度飞行时，飞机速度都是稳定的。中性速度稳定性控制律（NSS）：在不需要驾驶员施加稳态杆力或配平输入情况下，系统本身具有补偿随飞行速度变化所需平尾配平能力的控制律，称为中性速度稳定性控制律。飞机在跨音速飞行时，会出现速度不稳定现象，引起纵向力矩不平衡，驾驶员必须及时操纵平尾加以修正。采用比例加积分式控制律可以使平尾自动偏转修正。所以比例加积分式控制律又称为中性稳定性控制律。正速度稳定模态（PSS）：采用比例加积分控制律后，舵面的偏转与杆位移不再是比例关系，不能满足起飞与着陆时驾驶员对于固定关系的要求。因此在起飞与着陆时，应断开积分环节，改接比例控制律。此时飞机速度较小，处于正速度稳定性状态（速度是稳定的），相应的工作模态称为正速度稳定性模态。三、控制增稳系统对飞机稳定性和操纵品质的影响1、增加杆力灵敏度值衡量飞机操纵性好坏的一个重要指标是杆力灵敏度。控制增稳系统可以增加杆力灵敏度，提高系统操纵性能。下面通过传递函数进行分析。略去高通环节与滤波环节，并令有：yFM0znyk简化的俯仰控制增稳系统结构图+++-yFjkkzkssqeqskpMUkqyksMPU系统闭环传递函数为:上式两边同乘s，以构成俯仰角加速度信号sGKsGksMkkksFsqqqyqzpjyee1sGKssGksMkkksFsqqqyqzpjyee1杆力输入为单位节跃，，应用初值定理，对控制增稳系统有：对没有电气通道的增稳系统有，则ssFy1eeeeMksMkknkksFsGKssGksMkkktqzpzjyqqyqzpjst30}1{limlim0SMeMkktqzjt0lim系统的杆力灵敏度为：比较上两式显见：控制增稳系统的杆力灵敏度要比增稳系统的杆力灵敏度值大。上式虽然是在情况下得出的，但结论也适用于其它情况。0tyFFqMyyFMyFM0znyk2、改善操纵系统的杆力特性单位过载杆力为飞机作机动飞行时，产生过载（稳态）时所需杆力，这个力要求要适当。下面根据单位过载杆力来分析增加增稳控制系统对杆力特性的影响。tzynynFFz不可逆助力操纵系统：传递函数为：杆力梯度为：由此可见：不可逆助力操纵系统的杆力梯度与以及飞机的固有频率有关。22023.57dddzjyzssgMzukksFsneezMzukkgnFFzjdtzyny023.57eMz、d控制增稳系统：sGkssksskksGkkkksMksFsnzzzzenqnyqyanynzjpyz11111123传递函数为：上式分母第一项值较第二项值小很多，可以忽略，则有：sGkssksskkkksMksFsnzzznqnyqyanyjpyz1111123杆力梯度为：假设，杆力梯度为：