先进飞行控制系统-第九课

先进飞行控制系统第九节课(20191114)复习阻尼器、增稳和控制增稳系统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。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（pitch）阻尼器、倾斜（roll）阻尼器及偏航（yaw）阻尼器。俯仰阻尼器：反馈俯仰角速率q滚转阻尼器：反馈滚转角速率p偏航阻尼器：反馈偏航角速率r复习阻尼器、增稳和控制增稳系统增稳系统以迎角和侧滑角为反馈信号，增加飞机的静稳定性分为纵向（俯仰）增稳系统和侧向（偏航、横侧）增稳系统纵向增稳系统以迎角（法向过载）为反馈信号侧向增稳系统以侧滑角为反馈信号为了弥补由此造成的阻尼比下降，可以在增稳基础上增加角速率反馈。控制增稳是解决由于增加阻尼和增稳导致的操纵性降低，及非线性操纵指令的-大机动时，有较高的操纵灵敏度；小机动时，有较低的操纵灵敏度。办法是在原来机械通道的基础上增加一前馈电器通道一方面可以通过增大前向通道的放大倍数增加操纵性；另一方面，可以通过增加非线性指令模型来达到非线性操纵的目的。复习阻尼器、增稳和控制增稳系统典型飞行控制系统结构重心位置测量元件放大计算装置放大器舵机舵面飞机运动学环节反馈元件敏感元件舵回路稳定回路控制回路－－5.4飞机的姿态控制系统控制原理：按自控原理的思想―要想控制哪个物理量，就应测量它的值，然后按一定的反馈规律调整它，使它达到期望值。在飞行控制中,对于自动驾驶仪来说，要想稳定与控制三轴姿态则应该是：用陀螺仪测量角度信号经调理后（综合、放大器），送入舵回路形成指令信号驱动舵面－用航向陀螺仪ψ用垂直陀螺仪θraae)方向舵副翼（控制偏航角速度也用副翼升降舵5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理（1）比例式自动驾驶仪（2）积分式自动驾驶仪（3）比例加积分式（均衡反馈式）自动驾驶仪（1）比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例）1）控制律(垂直陀螺仪和舵回路组成自动驾驶仪)垂直陀螺舵回路飞机（对象）1KsGUuegU+-角自动控制系统原理方块图设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线性关系，即舵回路不计惯性时—外加控制电压于是1KUKSG)(gU)1(*)()()(111　geLKUKKUKKKUUKggg式中1LKK＝1KUgg说明：升降舵偏角的增量与俯仰角偏差（）成比例—具有这种控制律的姿态角自动控制器称作比例式自动驾驶仪g2）工作原理：a）飞机水平平飞状态—俯仰保持假定飞机处于等速平飞状态，飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差陀螺测到这个偏差并输出电信号经舵回路输出产生气动力矩使飞机逐渐减小，只要选得合适，就可保证同时修正过程如下图所示：000gU0001KU0Le0)(eML00et修正的过渡过程b）外加控制信号—俯仰控制（操纵）如果外控制电压不为零，假定，则。飞机原来水平等速飞行舵回路输入电信号为，使升降舵向上偏产生抬头力矩飞机抬头。只要选的合适就可使控制过程如下图所示：0g01gKUg00Lg0u0e0gU0e0)(eMg控制的过渡过程3）干扰力矩影响：假定有常值干扰力矩，飞机稳定后必有一个使产生的力矩平衡，由于存在也就出现一个稳态的偏差fMfMefMeLCSbQMemfg00feMM比例式控制律的优缺点：优点：结构简单。缺点：有常值力矩干扰时，是有差系统。误差与干扰力矩成正比，与传递系数成反比。增大可减小误差，但飞机在修正角时较大，产生较大的力矩，使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态，接近零时，虽已到零，但由于飞机的惯性，且角速率飞机会向反方向俯仰以致产生振荡。)(gfMLLeeM0ge0q图过大时，修正的过渡过程要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是引入微分信号。tL为了进一步加深对一阶微分信号作用的理解，下面以短周期运动方程为例，采用根轨迹法对其加以分析：建飞机方程（用短周期方程）AP控制律：eqeMSMSMSMSZS)()(0)(LLge)(飞机－AP系统结构图：+-geLLs1ddcscsZsMe212s内+根轨迹分析：当，即无一阶微分信号开环传函为：根轨迹如左图所示：可见增大时，一对复根右移且虚部增大很快，振荡加剧0LddCSCSZSMSLSGe212))(()(开jz1s2s3sL当时（即引入微分作用）内环闭环传递函数为:特征方程式：内回路等效开环传函为：0L)()()()(212ZSLMCSCSZSMSeedd内ddCSCSZSMLSGe212)()(等0212ZsLMcscsedd根轨迹如图5-30所示：内回路，使短周期一对复根左移且虚部减小，最终进入实轴，振荡减小，阻尼加大。内回路的动态过程由振荡运动转为按指数规律衰减的单调运动，越大，阻尼作用越强。jzss12LL比例式控制律根本原因：舵回路中含舵面位置反馈（即有硬反馈）+++-飞机舵回路gKs1es1b1L2L2Le舵回路传函：当K很大时简化为：bKSKSw)(b1)(sw)()(121ggeLLLLb其中：b1LL，b2LL这是比例式控制律自动驾驶仪有比例式控制律根本原因是：舵回路中含舵面位置反馈（硬反馈）比例式控制如何减小静差：由前面计算可知：所以：存在静差。要减小这个静差，应加大，所以只有使就可使静差减小。极端情况：（切断硬反馈）就可完全消除常值干扰下的静差。LCSbQMemfg0gb2LLb0b（2）积分式自动驾驶仪在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的信号，组成了积分式自动驾驶仪。舵回路方框图参见图5-34由图5-34可以得到具有速度反馈式舵回路的闭环传递函数为：1111)(sTKsKKKKKKsGfMMfMMB由此可得，具有速度反馈舵回路形式的自动驾驶仪如图：即：舵偏角与输入信号（）积分成比例，称为积分式控制规律。)(21geLLSK)(geLLegLdtLge取积分可得：积分式控制律驾驶仪中显著特点：切除舵面位置反馈信号。采用舵面速度反馈问题―即速度反馈，这种规律也称为软反馈式自动驾驶仪。因为舵机负载是舵面铰链力矩，它对舵机起硬反馈的作用所以严格地讲与的积分关系并不成立。但若基于如下条件则认为本质上积分关系存在。这个条件就是：e积分式控制律成立的条件：亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本身的软反馈作用。飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时，舵机控制不受铰链力矩的影响。现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵消基准配平舵偏角所产生的铰链力矩，此后引起的铰链力矩较小。0ee积分式控制律的改进：在控制律中，与信号成比例为主信号，而信号对系统稳定性起重要作用，称为稳定信号。为进一步改善稳定与控制飞机姿态的动态性能，再引入角加速度信号，起阻尼作用。)(egLLe)(geLLLLLdtLge积分式控制律只在常值干扰作用下无差，当斜坡信号作用时，仍是有差系统。因为飞机―飞控是Ⅰ型系统角加速度信号在AP中的获取，通常是将信号经有源微分电路产生——这可减少噪声影响。积分式自动驾驶仪虽能消除常值干扰所导致的静差,但其结构复杂,并且需要俯仰角加速度信号。因为用无源网络来获得较好质量的二次微分信号通常是很困难的，常常由于线路复杂而引发噪声。所以考虑采用均衡式自动驾驶仪fM（3）均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分自动驾驶仪）均衡式反馈自动驾驶仪其舵回路采用均衡式反馈，如下图gKsKi1b1sTebe+-+ef（3）均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分自动驾驶仪）所谓均衡式反馈就是在舵机硬反馈的基础上，再加一个时间常数很大的非周期环节的正反馈，其中为几秒直至几十秒。由于舵回路的动态过程时间很短（仅零点几秒），所以相对于舵回路的时间常数而言，的作用类似于一个开关，即只在稳态时接通，最终将使正反馈与硬反馈所得的负反馈量相抵消。这样，舵回路的传递函数变为，相当于增加一个积分环节，从而可以消除系统的静差beT11sTeeTTeTsK反馈环节为位置和均衡环节相并联：舵回路传函为：eeeTKTKKb111)(STSTSTSGeeebbbbSSTTSTksKsTsTsKSGpeeeee)1()1(.11)(beepTKTTb1略去Tp这是一个比例＋积分式的舵回路=均衡舵回路STSTkSGeee)1()(具有均衡舵回路的角位置控制系统：一般（短周期运动时间常数）在飞机短周期工作频段（高频段）内，可认为并可从阻尼回路中移出，再将分解成，于是得到如下等效图-+-KgsTsTKeee1i1e飞机ddecscsZsM212舵回路s1KdeTT1)1(STSTeeSTSTee1)11(sTe简化图：由于很大，（很小）所以开始时体现比例作用，只在进入稳态时起作用才表现出积分特性，实现比例＋积分控制律。eTeT1STe1geddecscsZsM212s1LLsTe11控制律为：作用：消除常值干扰力矩作用下的静差。消除控制作用为斜坡信号时的稳态误差（前向通道有两个积分环节）。提高了系统的稳定性及控制精度（稳态精度），常用于要求较高的飞行阶段（如自动着陆）LLdtTLggee)()(g若舵回路采用带有延迟速度负反馈回路时可使AP控制律用于飞机上既可削除常值干扰力矩带来的误差，又可消除阶跃指令输入下的静差。总之舵回路反馈有所变化，可改善AP的功能效果。但追根到底，AP控制律只按比例积分两类来分，舵回路中反馈环节按三类来分（硬、软、均衡三种反馈，构成的舵回路传函为惯性环节，积分环节和均衡环节）包围舵机的反馈环节舵回路传函构成姿态角控制系统控制律硬反馈惯性环节比例式控制律软反馈积分环节积分式控制律均衡反馈比例＋积分环节比例＋积分式控制律b1TSKb1TeSTeSbSKTSK11LLeLLLeLLdtTLggee)()(