《先进飞行控系统》第十课

先进飞行控制系统第十节课(20121116)5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制飞机飞控系统分析步骤：建立飞机运动方程；建立飞控系统的控制律，并结合飞机构成飞控系统方程组。构造画出结构图，写出等效传递函数。用根轨迹分析系统（稳定性、静差）及用频率特性分析系统的频带及相移等。物理解释动态过程―从力、力矩平衡，及AP信号平衡两方面结合来解释。（1）比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差1）稳定过程驾驶仪控制律为：讨论俯仰角稳定过程，认为00)(geLL0gLLe修正的过程：00000向下转向下不变向下转VLVqxoMeee升降舵下偏0000Le000(00向下转减慢惯性）xoLLeee00由驾驶仪信号平衡有：再由飞机上力、力矩平衡有：再从AP信号平衡看：修正初始过渡过程曲线：t0ttet0t2）控制过程可用类似方法分析gttt说明：控制过程快慢与最大迎角增量有关，越大过程越快。但会使飞行员感觉不舒服。越大，法向过载越大但过小，（控制）过程又太慢，不希望，需改进控制律。)(tmm)(tZgVGSCQnL00n)(t解决办法：控制量不能太大（只有）如果要求控制俯仰角较大，则应修改控制律。如运七飞机驾驶仪的大角度控制规律为：控制律是使逐渐加入的。g5~4g)()(ggeLtLg（2）初始迎角下的纵向运动控制律仍为比例式：)(geLL0分析：从飞机所受力和力矩平衡知：在向下转时使出现，且有由AP信号平衡知：使升降舵上偏0向上转法向力静安定力矩，使v0Lox0)(0M00q0)(geLLox再由力、力矩平衡可知：阻止向下转，当上仰力矩＝下俯力矩，纵轴不再向下转，以后上仰力矩超过下俯力矩，又回转，q由负变正，最后，0)(0eeMoxox00修正初始角的过渡过程曲线000ttst（3）阶跃垂直风干扰下的纵向运动：阶跃垂直风对飞机的干扰主要体现为一个法向力的影响。引入到纵向运动法向力平衡方程中：其中：u为空速)()(tImVdttdVmFZAZZ)()(tIqZSvZZAVuVZAZAett50H1.055)(geLL阶跃垂直阵风干扰下的比例式驾驶仪稳定飞机姿态角过程结论：由动态过程曲线知：阶跃垂直风的影响类似影响飞机―自驾驶仪过程；但结束后飞行状态是不同的，（一个是随风爬高，一个是恢复原稳态飞行）。0DWu000ZVuZVDWDWZVu原因解释：飞机进入垂直气流区开始阶段：地速来不及变化，相当于空速改变方向，出现一个附加的迎角增量，又阻止转，且逐渐由负变正，但此时由于有垂直风所以合成地速向上，使飞机随风沿爬高方向飞行（看线）wu0000L00)(向上转＞下俯，voxMuVZA0LLeox00)(tHZvDw（4）常值干扰力矩作用下的动态过程干扰力矩类型：飞机燃料消耗与流动收放起落架投掷炸弹发动机推力不通过重心1）飞机在常值干扰力矩作用下的稳定过程控制律仍为：在干扰力矩作用下：q＞0，出现，向上转。由AP信号平衡：升降舵后缘向下转。再由力、力矩平衡：起削弱作用，向上转变慢，当时，纵轴不再转q=0，动态过程结束。LLe抬头干0M0ox0LLe0)(eM干Mox0)(feMMtttet常值力矩干扰下比例式驾驶仪系统动态过程稳态时情况：因为平衡干扰力矩的作用，必有：产生静差。由于，航迹倾斜角使空速向量向上偏，飞机缓慢向上漂，不能稳定原高度―这正是比例式AP的缺点。Lee0干M00002）稳态误差的估算：干扰力矩作用下系统结构图GGX干M干ee0cosGeMIy1ddCsCssZsMe212ZsZLsL自动驾驶仪ALmcCC说明：干扰力矩等效为干扰舵偏角。表示飞机重量变化；表示飞机重心位置变化由结构图知，稳态时：干M干eGGX干MMILeys1干MLMIeys1ss重心位置引起的干扰力矩：AGcXGM0cos干带入稳态误差公式有：LMIcXGMLMIeeyAGys0cos1干其中：eeemAsyyCcQIIMM1稳态误差简化公式为：LCXCemGLs飞机重量变化引起的干扰力矩：ALmcCCGM干稳态误差为：GCLMIcCLyAmse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（1）横侧向稳定与控制的基本方式：侧向角运动主要涉及飞机纵轴和空速向量的方向变化问题，即飞机纵轴在水平面转动及飞机空速向量在水平面的转动。纵轴在水平面内的转动靠偏航力矩N，它是靠偏转方向舵或侧滑来产生的。空速向量在水平面内的转动是靠侧力，这个侧力是由或飞机倾斜时重力的水平分量所引起的要稳定与控制侧向角运动，必须使空速向量与纵轴相协调转动。r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。1）通过方向舵稳定或控制航向结构图：垂直陀螺航向陀螺副翼舵机方向舵机飞机UUar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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)(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