自动飞行控制系统

自动飞行控制系统绪论1绪论第一节飞行器的自动飞行一、问题的提出早在重于空气的飞行器问世时，就有了实现自动控制飞行的设想。1891年海诺姆．马克西姆设计和建造的飞行器上安装了用于改善飞行器纵向稳定性的飞行系统。该系统中用陀螺提供反馈信号，用伺服作动器偏转升降舵。这个设想在基本概念和手段上与现代飞行自动控制系统有惊人的相似，但由于飞机在试飞中失事而未能成为现实。本世纪初，人们在空气动力学和飞行动力学方面的知识还十分肤浅，自动控制理论也处于萌芽时期，加之飞行器性能不断改进，基本上能胜任当时的飞行任务，采用自动控制系统的必要性不大，因而自动控制飞行器的设想未能实现。随着飞行任务的不断复杂化，对飞机性能的要求越来越高，不仅要求飞行距离远（运输机），高度大（侦察机），而且要求飞机有良好的机动性（战斗机）。为使驾驶员在长途飞行中减轻疲劳，或使驾驶员集中精力于战斗，希望用自动控制系统代替驾驶员控制飞行。二次大战后期导弹出现，更使自动控制成为不可回避的问题。自动飞行是在没有人直接参与的条件下由控制系统自动控制飞行器（这里主要是指飞机和导弹）的飞行。这种控制系统成为飞行自动控制系统。二、控制面控制飞行器的目的是改变飞行器的姿态或空间位置，并在受干扰情况下保持飞行器的姿态或位置。因而必须对飞行器施加力和(或)力矩，飞行器则按牛顿力学定律产生运动。作用于飞行器而与控制有关的力和力矩主要是偏转控制面（即操纵面）产生的空气动力和力矩。一般飞机有三个控制面：升降舵、方向舵和副翼。升降舵主要控制飞机纵向平面的运动。方向舵和副翼主要控制飞机侧向平面的运动。这些控制面与相应的控制设备形成控制通道，构成简单的飞行控制系统。通过控制飞机的升降舵，改变飞机升降舵面上的力，从而改变飞机所受到的俯仰力矩，于是改变飞机的俯仰姿态角，进而改变飞机所受到的升力，于是改变飞机的升降速度和高度。飞机的侧向控制类似。图0-1表示了飞机的这个控制过程。由于航空技术的发展，仅靠改善飞机的气动布局和发动机的性能难以达到对飞机性能的日益提高的要求。60年代飞机设计的新思想产生了，即在设计飞机的开始就考虑自动控制系统的作用。基于这种设计思想的飞机称为随控布局飞行器（ControlConfiguredVehicle简称CCV）。这种飞机有更多的控制面，这些控制面协同偏转可完成一般飞机难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能。当自动飞行控制系统绪论2然控制面增多将使飞机自动控制系统的设计更困难。图0-2给出了波音737飞机的控制面。图0-1飞机的控制过程图0-2波音737飞机的控制面三、自动飞行的基本原理飞机自动飞行使用自动控制系统代替驾驶员控制飞机。假设要求飞机作水平直线飞行，驾驶员是如何控制飞机的呢？飞机受干扰（如阵风）偏离原姿态，（例如飞机抬头），驾驶员用眼睛观察到仪表板上陀螺地平仪的变化，用大脑做出决定，通过神经系统传递到手臂，推动驾驶杆使升降舵向下偏转，产生相应的下俯力矩，飞机趋于水平。驾驶员又从仪表上看到这一变化，逐渐把驾驶杆收回原位。当飞机回到原态（水平）时，驾驶杆和升降舵面也回到原位。图0-3表示出了这一控制过程。动驾驶驶或自人工驾角偏转舵面力矩姿态角运动飞机线运动飞机力姿态反馈⎟⎟⎟⎠⎞⎜⎜⎜⎝⎛方向舵副翼、升降舵、轨迹轨迹反馈自动飞行控制系统绪论3图0-3驾驶员控制飞机示意图由图0-3可以看出，这是一个“反馈”系统，即闭环系统。其中虚线框表示驾驶员。如前所述，自动飞行使用自动控制系统代替驾驶员，所以自动控制系统中必须包括预选线框内三个部分相对应的装置，并与飞行器组成一个闭环控制系统。自动飞行的原理如下：飞机偏离原始状态，敏感元件感受到偏离方向和大小，并输出相应信号，经放大、计算处理，操纵执行机构（称为舵机），使控制面（例如升降舵面）相应偏转。由于整个系统是按负反馈原则连接的，其结果是使飞机趋向原始状态。当飞机回到原始状态时，敏感元件输出信号为零，舵机以及与其相连的多面也回到原位，飞机重新按原始状态飞行。由此可见，自动控制系统中的敏感元件、放大计算装置和执行机构可代替驾驶员的眼睛、大脑神经系统与肢体，自动地控制飞机飞行，这三部分是飞机自动控制系统的核心，称为自动驾驶仪（Autopilot）。如图0-4所示。飞机升降舵执行机构放大计算装置敏感元件自动驾驶仪图0-4自动驾驶仪控制飞机总之，自动飞行的基本原理就是自动控制理论中最重要、最本质的“反馈控制”原理。第二节舵回路、稳定回路和控制回路如前所述，实现自动飞行必须通过自动控制系统形成回路。不同的飞行任务要求组成各种不同的回路。为便于分析，我们认为复杂的自动飞行回路由以下自动飞行控制系统绪论4三个回路组成：舵回路飞行自动控制系统根据输入信号，通过执行机构（舵机）控制舵面。为改善舵机的性能，通常引入内反馈（将舵机的输出反馈至输入端），形成随动系统（或称为伺服系统或伺服回路），简称为舵回路。舵回路由舵机、放大器及反馈元件组成，如图0-5虚线框所示。图中的舵机测出舵面偏转的角速度，反馈给放大器以增大舵回路的阻尼，改善舵回路的性能。位置传感器将舵面角位置信号反馈到舵回路输入端，从而使控制信号与舵偏角一一对应。舵回路可用伺服系统理论来分析。舵回路的负载是舵面的惯量和作用在舵面上的气动力矩（铰链力矩）。稳定回路舵回路上加上敏感元件和放大计算机装置组成自动驾驶仪，并与飞机组成新回路——稳定回路，如图0-6所示。该回路主要功能是稳定飞机的姿态，或者说稳定飞机的角运动。敏感元件用来测量飞机的姿态角。由于该回路中包含了飞机，而飞机的动态特性又随飞行条件（如速度、高度等）而异，是稳定回路的分析变得较为复杂。控制回路稳定回路上加上测量飞机中心位置的元件以及运动学环节（表征飞机空间位置几何关系的环节）又组成一个更大的新回路，成为控制回路（或控制与引导回路，简称制导回路）。下面以飞机自动下滑着陆系统为例，说明控制回路。下面以飞机自动下滑着陆系统为例，说明控制回路原理。这里只研究飞机的纵向（俯仰、上下和前后）的运动。要求飞机在着陆前沿预定轨迹下滑到预定高度（十几米）然后将飞机拉平，飞机不断下降，最终以允许的下降速率着陆。预定的下滑航迹是由机场的无线电装置形成的。飞机处于预定下滑航迹，飞机上相应的无线电接收机输出信号为零。飞机偏离下滑航迹，接收机输出相应机型和复制的信号，（见图0-7），送至稳定回路，在自动驾驶仪控制下飞机回到下滑航迹。例如飞机在预定下滑航迹的上方，接收机将某极性的信号送给自动驾驶仪是升降舵下偏，产生低头控制力矩，是飞机进入下滑航迹。飞机进入下滑航迹后，接收机输出为零，飞机保持在下滑航迹上。由此可见，飞机中心的运动（即空间位置的变化）是通过控制飞机的角运动来实现的。目前在大气中飞行的大多数飞行器都采用这种方式控制重心运动。控制回路方块图示于图0-8。本书的重点部分是利用自动控制理论对上述回路进行分析和设计，确定飞机自动控制系统的控制律。第三节本书内容自动飞行控制系统飞行原理5第一章飞行原理第一节概述飞机控制系统的核心问题是研究由控制系统和飞行器组成的闭合回路的静、动态性能，为此必须建立控制系统和飞行器的数学模型，其形式可以是微分方程、传递函数或状态空间表达式等。飞机控制系统的被控对象是飞行器，为了更好的控制它，必须深入了解它的运动特性。飞机原理是研究飞行器运动规律的学科，属于应用力学范畴。本章主要讨论在大气中飞行的有固定翼飞机的运动特性，并简要介绍有关空气动力学的基本知识。第二节空气动力学的基本知识一、流场（一）流场的描述可流动的介质称为流体，流体所占据的空间为流场。流场的数学描述为连续函数，即把流场中的流动速度、加速度以及流体状态参数（密度ρ、压强p、温度T等）表示成几何位置和时间的函数。空气并非连续介质，因为空气分子间有自由行程。但这微小的自由行程与飞行器的几何尺寸比较起来，完全可示为无限小，而且我们所研究的气流速度、加速度、密度、压强、温度等物理量，是统计意义上的气体分子群参数，而不是单个分子行为的描述。因此，当我们说流场中某点的流速和状态参数时，是指以该点为中心的一个很小邻域中的分子群，称为流体微团。（二）流线流场中存在一类曲线，在某个瞬间，曲线上每点的切线与当地的流速方向一致，这类曲线称为流线。因此，流体微团不会穿过流线，流线也不会相交。（三）流管由于流体微团不会穿过流线，我们可以想象许多条流线围成管状，管内的流体只在管内流动而不流出，管外的流体也不会流入，此管称为流管，如图1-1所示。图1-1流管中的流动情况自动飞行控制系统飞行原理6（四）定常流与非定常流如果流场中各点的速度、加速度以及状态参数等只与几何位置有关而不随时间变化称为定常流。如果流场中各点的速度、加速度以及状态参数等不仅与几何位置有关而且随时间变化，则称为非定常流。空气动力学研究的大部分问题是定常流问题。（五）流动的相对性依据运动的相对性原理，不论是物体静止、空气运动，还是物体运动、空气静止，只要物体与空气有同一速度的相对运动，流场中各点的物理量以及作用于物体的空气动力就是完全相同的。因此，在讨论物体运动、空气静止情况下的流场中各点的物理量以及作用于物体的空气动力问题就可以等价于讨论物体静止、空气运动情况下的流场中各点的物理量以及作用于物体的空气动力问题。二、连续方程在流场中取一较细的流管，在流管上取垂直于流管中心线上流速方向的两个截面Ⅰ和Ⅱ，如图1-1所示。由于流管较细，可认为两个截面上流速以及状态参数等都是均匀分布的，分别以1V，1ρ，1A，1m和2V，2ρ，2A，2m表示截面Ⅰ和Ⅱ上的气流速度，密度，截面积和流量。由于空气流动是连续的，处处没有间隙，且我们讨论的是定常流动，即流场中均无随时间的分子堆积，因而单位时间内，流入截面积Ⅰ的空气质量必等于流出截面积Ⅱ的空气质量。即：22221111AVmAVmρρ===(1-1)由于截面Ⅰ和Ⅱ是任意取得，上式可写成：mVA=ρ（常数）（1-2）这就是连续方程，是质量守恒原理在流体力学中的应用。式1-2也可以写成微分形式：0=++AdAVdVdρρ在飞行速度不大的情况下，绕飞行器流动的流场各点流速差异不大，温度、压强变化很小，因而密度变化也很小，可以认为空气是不可压缩的流体，ρ=常数。于是连续方程可以简化为：=VA常数（1-3）此时表明，流管截面积大的地方流速小，流管截面积小的地方流速大。三、伯努利方程（能量守恒定律）在定常流中取一流管，任意截取两个相邻ds的截面Ⅰ和Ⅱ，如图1-2（b）自动飞行控制系统飞行原理7所示，现分析此段流管中流体的受力情况。分别以A,p和dAA+，dpp+表示截面Ⅰ和Ⅱ的面积和压强。规定压力向右作用为正。流管壁上的压强是变化的，但所取微段长度很小，可用平均压强dpp21+表示。截面积Ⅰ上的作用力为pA，截面积Ⅱ上的作用力为))((dppdAA++−，而流管壁上压强合力沿流管中心线的分量为dAdpp)21(+。微段流管中流体质量为dsdAA)21(+ρ。微段流体的加速度为：VdsdVdtdsdsdVdtdV==微段空气的重力远小于作用于微段表面的压力，可以忽略不计。根据牛顿第二定律得：dAdppdppdAApAdsdAAdsdVV)21())(()21(++++−=+ρ略去二阶以上的高阶小量得：AdpVdsdVAds−=ρ最后简化得：dpVdV−=ρ（1-4）在低速不可压缩的假设下，密度ρ为常数，上式沿流管积分，得：)(212常数CVp=+ρ此式称为伯努利方程，表示静压p与动压221Vρ之和沿流管不变。动压的物理意义是：单位体积空气流动的动能。当0=V时，动压为零，此时静压达到最大值，以0p表示，称为总压。上式可写为：0221PVp=+ρ（1-5）这表明，在同一流管中，流速大的地方静压小，流速小的地方静压大，静压最大处的流速为零，即为总压。把流管无限变细就成了一条流线，上述关系在同一流线上同样成立。自动飞行控制系统飞行原理8(a)(b)图1-2定常流管示意图四、马赫数马赫数定义为气流速度)(V和当地音速)(a之比：aVM=（1-6）空气中的音速即声波的传播速度，也就是空气受到微弱扰动时的传播