先进飞行控制系统-第十一课

先进飞行控制系统第十一节课(20191121)复习5.4.3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协调转弯小角度转弯复习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。复习1）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。)(graKKII复习2）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，不保持航线修正航向过程中有侧滑角控制律：　增稳阻尼作用　　　KKIIIrga)(侧滑角的闭环补偿方法-产生以后消除X应飞航向（初始）VX应飞航向（过程中）V自动驾驶仪修正初始偏航角的过程物理解释：设飞机航向发生偏离，出现由信号平衡知：副翼右下左上由力、力矩平衡可知：滚转力矩飞机向左倾斜，G重力分量产生的侧力，使飞机空速向量向左转（此时纵轴没转）当与信号平衡时。在空速向左转时，出现，此时，偏航力矩使轴转向应飞航向0)Ig－（0)-(Iga0)(aL0,0)(gI)(II0a0ox0yF0KKr()0rL3）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621AП在副翼与方向舵分别引入交联信号701AПa）航向偏差信号同时送入方向舵与副翼通道KKKIIgrga)()(①同时送入两通道协调方案②在方向舵通道中引入倾斜信号：用于削弱―这称为对的“开环补偿”即补偿产生的原因，是主动削减的方案。特点：)(gK但是产生侧滑的偶然因数很多，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，需要改进。KKrKrKIIpIpIgrrrgppa)()(改进控制律为：621AП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。rKb）在副翼和方向舵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。KKIIIrga)()(gIK701AП（2）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。属战斗转弯　不协调）、等坡度转弯（协调或就自动保持航向让飞机转到一定角度、小角度自动转弯211）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。0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00协调转弯条件：协调转弯时，各参数应满足如下条件：00H＝稳态侧滑角＝稳态升降速度＝常数航向稳态角速度＝常数稳态滚转角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tgug001cosu0HmgGLcosumLsin0voxmgLcosLmu离心力飞机协调转弯受力图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sincoscoscosugrtgugqsincossincosoxbOZbOY分解侧视图cossinbXeX分解后视图cosqr保持升降速度，有而平飞时，平飞迎角现转弯时此时0HcosLmgG000LSCQLGLSCQG00LQSCLGLcoscos)cos1(00LSCQG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度―即协调转弯时纵向控制。cossintgugqb2）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：　KKKIIIgrga)()(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。ggggtgugK0,,b）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。将送入方向舵通道―以减小角，加强协调。KKItIIIrggagggIK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。tIggKc）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ebqLtguMQSCmuMMgqLWeeeesincoscoscos121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。)0(0eLLqLge)(L0e垂直陀螺非线性电路U放大器舵回路1Ue用非线性电路实现用正矢信号提供对高度的补偿垂直陀螺U放大器舵回路1Uecoscos1正矢信号发生器此时coscos1)(LLqLge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制导装置角控制系统飞行轨迹几何关系)()(ss给定飞行轨迹控制信号实际飞行轨迹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5.5.1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；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）高度稳定系统结构图的建立（2）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：hhzhhzzzhzghzzzeKKhKKKKKKKKKKhKhhKKK,,,)(式中：（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。Huvv短周期运动方程SCSCSZSMSSddee)()()()(212而ZSSZSZeqeMSMSMSMSZS)()(0)(2补充描述高度变化的方程：XVgXH推导运动学关系的几何图sinVH线性化处理：其中：0H是起始高度变化率VVHHHVnnHVVVHHH0440000000sincossin04004sincosVnVn定高系统的运动学环节：04sinVn004cosVnV3.5710V0HS1H0HH定高系统运动学环节当000000HH可简化为S3.57HV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00H00H00若不满足局限条件时―飞机要用全面纵向运动方程及（）式的H方程。)()()(0)(042VnHMSMSMSMSZSeqe高度稳定系统结构图HL11ST)()(SSe)()(SS3.570vS1)()(SSUevn4LSLgH0gHeu0H0HH舵回路飞机飞机姿态角控制系统u0sin4n+-+-++++高度运动学环节方程式HHLSLvHH（3）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：HHLHLLqLHHqe)(gHHH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00000e0e00H0LGX0LG00XVgX0LGX00VGLL0XgX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，。HLHLLqLHHeHLHLLqLHHe0,0,0,0HLHLLqLHH00H0eHHvqxoMHLeHe00v0L00,00001轨迹上弯上转不转，上转抬头舵上偏由于惯性可能出现：修正高度过程结束。0,,,,000000000