飛機飛行控制PPT課件.ppt

飛機飛行控制 2020 1 9 1 緒論 2020 1 9 2 3 飛行控制的歷史 1891年 海諾姆 馬克西姆設計并制造的飛機已經(jīng)裝有用于改善縱向穩(wěn)定性的控制系統(tǒng) 早期的飛機基本上沒有固有穩(wěn)定性 靠飛行員的能力來保證飛機的穩(wěn)定 2020 1 9 4 飛行控制的歷史 后來設計的飛機一般具有一定的固有穩(wěn)定性 但沒有保證 1920年以后 飛機的穩(wěn)定性靠外形布局及重心定位來保證 2020 1 9 5 第一代戰(zhàn)斗機 多采用后掠翼布局武器以航炮為主作戰(zhàn)方式以尾后攻擊為主超音速操縱系統(tǒng)為機械傳動方式 2020 1 9 6 典型桿式操縱機構(gòu) 2020 1 9 7 第二代戰(zhàn)斗機 三角翼 后掠翼武器 第一代空空導彈作戰(zhàn)方式 視距內(nèi) 尾后攻擊M 2 H 20000m操縱系統(tǒng)大量采用 助力器馬赫數(shù)配平機構(gòu)增穩(wěn)器阻尼器電液系統(tǒng) 2020 1 9 8 典型助力器及力臂調(diào)節(jié)器 2020 1 9 9 第三代戰(zhàn)斗機 布局 翼身融合 邊條放寬靜穩(wěn)定性武器 近距 超視距空空導彈作戰(zhàn)方式 格斗 超視距空戰(zhàn)模擬式和數(shù)字式電傳控制系統(tǒng) FBW flybywire 按其作用可以分為兩種 控制增穩(wěn)系統(tǒng)自動駕駛儀 2020 1 9 10 典型電傳飛控系統(tǒng) 2020 1 9 11 第四代戰(zhàn)斗機 布局 隱身氣動一體化設計武器 先進格斗導彈 超遠程空空導彈 精確制導火飛推一體化 主動控制技術(shù) 作戰(zhàn)方式 2020 1 9 12 駕駛員vs飛行控制系統(tǒng) 駕駛員的缺點有限的反應速度有限的感知能力會緊張 疲勞駕駛員的優(yōu)點學習能力應付意外的能力 飛行控制系統(tǒng) 在飛行過程中 利用自動控制系統(tǒng) 能夠?qū)︼w行器構(gòu)形 飛行姿態(tài)和運動參數(shù)實施控制的系統(tǒng) 2020 1 9 13 本課程的目的 飛機引入飛行控制系統(tǒng)的飛行力學機理 飛行控制系統(tǒng)如何改變飛機的模態(tài)特性 不同的反饋改變不同的模態(tài)特性 飛機 飛控 駕駛員組合的動力學特性分析 飛機 控制系統(tǒng)特性的分析方法 人機系統(tǒng)的特性分析 選擇飛行控制系統(tǒng)的控制律的基本原理 常見控制系統(tǒng)類型及其分析 選擇 2020 1 9 14 本課程的地位 以自動控制原理 飛行動力學為基礎的一門提高課程 從事飛行器設計 飛行動力學工作的基礎之一 2020 1 9 15 內(nèi)容 引論飛行控制系統(tǒng)概述 自學 飛機的閉環(huán)動態(tài)特性人機閉環(huán)系統(tǒng)分析各類飛行控制系統(tǒng)的分析 2020 1 9 16 考核 課堂 作業(yè) 40 考試 閉卷 60 2020 1 9 背景知識 2020 1 9 17 18 控制過程的描述 飛行控制 駕駛員操縱飛機 過程的物理描述開環(huán)操縱閉環(huán)操縱 2020 1 9 19 傳遞函數(shù) 線性系統(tǒng)零初始條件下拉氏變換輸出量比輸入量優(yōu)點 將時域轉(zhuǎn)換成頻域?qū)⑽⒎址匠剔D(zhuǎn)換為代數(shù)方程 2020 1 9 20 彈簧振子系統(tǒng) 零初值拉氏變換 2020 1 9 21 彈簧振子的振蕩成因 彈簧的位移擾動 恢復力彈簧系數(shù)k 阻尼力阻尼系數(shù)f 阻尼 頻率 形成振蕩的因素決定了系統(tǒng)頻率 阻礙振蕩的因素決定了系統(tǒng)阻尼 2020 1 9 22 縱向模態(tài)的物理成因 Da 0 頻率 頻率 阻尼 阻尼 短周期 長周期 2020 1 9 23 Db 0 Lbb 0 Nbb 0 Lrr 0 Db 0 Df 0 Lpp 0 滾轉(zhuǎn)收斂 Npp 0 Nrr 0 p 0 p 0 r 0 荷蘭滾模態(tài) 荷蘭滾頻率 Df 0 y 0 Gsinf 0 Db 0 Ybb 0 荷蘭滾阻尼 荷蘭滾阻尼 2020 1 9 24 飛機的振蕩模態(tài) 2020 1 9 25 閉環(huán)系統(tǒng) 單位負反饋 k 1 的傳遞函數(shù) 若 則 對于反饋系數(shù)為k的負反饋 2020 1 9 26 反饋控制的特點 采用反饋控制不改變傳遞函數(shù)的分子多項式N S 僅改變分母多項式 特征方程 從物理角度講 反饋控制改變了模態(tài)特性 而對模態(tài)比沒有影響 就是說 加入反饋后飛機各運動參數(shù)之間的幅值比和相位差不變 2020 1 9 27 根軌跡法 在復平面內(nèi)判斷反饋系數(shù)變化引起的閉環(huán)特征根變化情況若特征方程D S D S kN S 0當k 0時 D S 0 對應系統(tǒng)極點當k 時 N S 0 對應系統(tǒng)零點Matlab rlocus rltool 2020 1 9 28 根軌跡分析 每一對共軛復根表示一個振蕩模態(tài)每一個實跟對應著一個非周期 單調(diào) 模態(tài)虛軸上的特征根 z 0 等幅振蕩左半平面的根對應著收斂的模態(tài) 右半平面發(fā)散 2020 1 9 29 根軌跡分析 A B C 典型二階環(huán)節(jié) 特征根 矢徑為w 矢徑越長 頻率越高 j越大 阻尼比越大 2020 1 9 30 頻率特性 傳遞函數(shù)G S 中 S用jw 對應于正弦振蕩 代入 得 這個公式表示系統(tǒng)輸入 正余弦 諧波振蕩時 系統(tǒng)反應中的強迫振蕩分量 時域 縱向短周期近似傳遞函數(shù) 若輸入為正弦波 2020 1 9 31 頻率特性 拉氏變換后得 于是 海維賽展開 強迫振蕩部分 對比 2020 1 9 32 對數(shù)頻率特性 頻率特性曲線 Bode圖 半對數(shù)坐標對數(shù)幅頻特性對數(shù)相頻特性 2020 1 9 33 對數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點 若系統(tǒng)由一系列串聯(lián)而成 則對數(shù)頻率特性曲線可以疊加 2020 1 9 34 對數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點 可疊加 線性系統(tǒng)可以分解為一階 二階環(huán)節(jié)和微分 積分 比例等環(huán)節(jié)的組合 因此 可以作出典型環(huán)節(jié)的曲線 再進行疊加頻帶寬 通常飛機與飛控系統(tǒng)組合后的頻帶很寬 用Bode圖可以畫在一張圖上 方便實用 2020 1 9 35 典型環(huán)節(jié)的對數(shù)頻率特性 G K比例環(huán)節(jié) G 1 1 TS 一階滯后 慣性 G 1 1 2zS w S2 w2 振蕩環(huán)節(jié) 2020 1 9 36 手繪Bode圖的過程 2020 1 9 37 手繪Bode圖的過程 左側(cè)漸進線有問題 2020 1 9 38 手繪Bode圖的過程 將S以0代入G 2020 1 9 39 控制系統(tǒng)組成 飛機本體駕駛員傳感器舵回路控制系統(tǒng)機械模擬式電傳數(shù)字式電傳光傳 陀螺三自由度陀螺 角度 二自由度陀螺 角速度 加速度計 測量過載 空速管氣流角度 迎角 側(cè)滑角 速度 M數(shù)高度傳感器氣壓無線電大氣計算機 2020 1 9 40 作業(yè) 自學第一章 1 3 1 6內(nèi)容有條件的可以練習使用Matlab繪制簡單的根軌跡和Bode圖不要求上交 2020 1 9 飛機閉環(huán)動態(tài)特性 縱向反饋控制及其閉環(huán)特性 2020 1 9 41 42 飛機縱向常見問題 戰(zhàn)斗機高空飛行時阻尼不足高速飛行靜穩(wěn)定性高或低速不足戰(zhàn)斗機放寬靜穩(wěn)定性后縱向靜穩(wěn)定性不足 甚至短周期發(fā)散長周期發(fā)散更關心短周期模態(tài) 2020 1 9 43 縱向反饋控制 2020 1 9 44 縱向運動參數(shù)及控制面 2020 1 9 45 縱向傳遞函數(shù)1 其中zsp短周期阻尼比wsp短周期頻率zp長周期阻尼比wp長周期頻率 短周期 shortperiod 長周期 phugoid 2020 1 9 46 縱向傳遞函數(shù)2 2020 1 9 47 俯仰角q反饋 2020 1 9 48 反饋系數(shù)符號的確定 Kq與Aq同號 2020 1 9 49 俯仰角q反饋系數(shù) Kq 0 Kq 0 Kq 0 2020 1 9 50 根據(jù)特征方程系數(shù)分析閉環(huán)穩(wěn)定性 根據(jù)傳遞函數(shù) 得到系統(tǒng)的閉環(huán)特征方程D S D S KqN S 0與開環(huán)特征方程D S S4 a1S3 a2S2 a3S a4 0相比 只改變了后三項的系數(shù)a2 a3 a4 而這三個系數(shù)主要影響長周期模態(tài)的特性 2020 1 9 51 俯仰角反饋的閉環(huán)根軌跡 俯仰角反饋的效果 改善長周期阻尼短周期阻尼變差 2020 1 9 52 算例 俯仰角反饋根軌跡 Kq 0 05 2020 1 9 53 俯仰角速率q反饋 與俯仰角反饋相比 在俯仰角速率反饋改變了特征方程的系數(shù)a1 a2 a3 這同時改變了長周期 短周期的模態(tài)特性 2020 1 9 54 俯仰角速率反饋的閉環(huán)根軌跡 俯仰角速率反饋 改善短周期阻尼對長周期影響較小 2020 1 9 55 算例 俯仰角速率反饋根軌跡 Kq 0 01 2020 1 9 56 不同反饋系數(shù)的比較 Kq 0 01Kq 0 05 2020 1 9 57 另一種穩(wěn)定性分析方法 短周期阻尼主要取決于俯仰阻尼導數(shù)Mq 0由俯仰角速率反饋產(chǎn)生的附加舵偏角de Kqq由此帶來的力矩增量DM Mdede MdeKqq等效的阻尼導數(shù)DMq MdeKq 0可見 俯仰角速率增加了短周期阻尼 2020 1 9 58 縱向 俯仰 阻尼器 俯仰角速率反饋 用于改善短周期阻尼比 2020 1 9 59 q q反饋 2020 1 9 60 q q反饋的根軌跡 俯仰角速率反饋 2020 1 9 61 算例 q q反饋 2020 1 9 62 特殊情況 長周期發(fā)散 例如 飛機在跨音速區(qū) 隨速度的增加 焦點后移 產(chǎn)生一個低頭力矩 相當于一個附加的DMu 0 有可能使特征方程系數(shù)a4 g ZuMw MuZw 0 此時 若其他系數(shù)均為正 則長周期模態(tài)會耦合為一正一負兩個實根 2020 1 9 63 長周期發(fā)散時的俯仰角反饋 2020 1 9 64 長周期振蕩發(fā)散 a3 0 2020 1 9 65 特殊情況 短周期發(fā)散 正常情況下 若Ma 0 則可能a2 0 短周期耦合成一正一負兩個實根 這對應于飛機失去縱向靜穩(wěn)定性 Ma 的情況 對于放寬靜穩(wěn)定性技術(shù) RSS RelaxedStaticStability 采用俯仰角 俯仰角速率反饋可以達到一定效果 但更為直接的解決方案是加入迎角或法向過載反饋 短周期近似特征方程 2020 1 9 66 短周期發(fā)散時的俯仰角 角速率反饋 2020 1 9 67 短周期發(fā)散的算例 2020 1 9 68 速度反饋 速度是一個長周期參數(shù) 因此可以推論引入速度反饋可以改變長周期穩(wěn)定性 同為長周期參數(shù)的俯仰角 其反饋可以改變長周期特性 但俯仰角同時也是短周期參數(shù) 俯仰角反饋同時會對短周期特性帶來不利影響 類似俯仰角速率q反饋的分析 將速度反饋到升降舵可以增加附加的力矩導數(shù)DMu 另一種分析方法 由可見 采用速度反饋可以改變特征方程a2 a3 a4三個系數(shù) 從而改變長周期特性 2020 1 9 69 速度反饋的閉環(huán)根軌跡 速度反饋的效果 改善長周期模態(tài)特性 阻尼比增加 短周期阻尼變化不大 當反饋系數(shù)過大時 短周期模態(tài)特性惡化 頻率下降 2020 1 9 70 算例 速度反饋 Kv 0 02 2020 1 9 71 速度 加速度反饋 加速度反饋的效果 通過合理選擇TU及KU 可以同時改善長短周期模態(tài)特性 2020 1 9 72 算例 速度 加速度反饋 2020 1 9 73 迎角反饋 de KaDaDM Mdede MdeKaDa MdeKa a ac DMa MdeKa 0迎角反饋增加了縱向靜穩(wěn)定性 2020 1 9 74 迎角反饋的根軌跡 迎角反饋的效果 對長周期模態(tài)特性影響較小 增加短周期模態(tài)頻率 同時減小了短周期的阻尼比 通?？梢酝瑫r引入俯仰角速率反饋以改善阻尼比 2020 1 9 75 算例 迎角反饋 2020 1 9 76 迎角反饋與俯仰角反饋的比較 2020 1 9 77 放寬靜穩(wěn)定性技術(shù) 2020 1 9 78 放寬靜穩(wěn)定性的好處及補償 提高飛機升阻比提高飛機加速能力提高飛機機動能力減輕飛機設計重量 通常采用迎角或法向過載反饋來補償飛機的靜穩(wěn)定性 2020 1 9 79 示例 靜不穩(wěn)定飛機的迎角反饋 2020 1 9 80 法向加速度反饋 由于迎角在飛行過程中不易測量準確 因此通常以法向加速度 過載 反饋代替迎角反饋 由法向力方程若忽略Zdede項 則迎角與az有一一對應關系 因此理論上可以用az反饋代替迎角反饋 法向加速度反饋需要解決的問題 當存在俯仰角速率的變化率時 因此 需要將加速度傳感器安裝在飛機質(zhì)心上或在質(zhì)心前后對稱位置安裝兩個傳感器 2020 1 9 81 法向加速度的傳遞函數(shù) 實際使用中 多以法向過載代替法向加速度作為反饋信號 2020 1 9 82 法向加速度反饋的根軌跡 法向過載反饋效果 對長周期模態(tài)特性影響較小 增加短周期模態(tài)頻率 同時減小了短周期的阻尼比 通?？梢酝瑫r引入迎角速率反饋以改善阻尼比 2020 1 9 83 算例 法向加速度 過載反饋 2020 1 9 84 示例 靜不穩(wěn)定飛機的法向過載反饋 2020 1 9 85 高度反饋 高度傳遞函數(shù)中存在S 0的一個極點 稱為高度模態(tài) 一般情況高度模態(tài)具有輕微穩(wěn)定性 2020 1 9 86 高度反饋的根軌跡 加入高度反饋后 高度模態(tài)的穩(wěn)定性取決于TH1的符號 若TH1 0 則會出現(xiàn)高度模態(tài)發(fā)散的情況 即用升降舵控制高度時不穩(wěn)定 這種現(xiàn)象稱為航跡穩(wěn)定性問題 2020 1 9 87 高度微分反饋的根軌跡 高度微分反饋由于沒有高度模態(tài)的影響 因此不存在航跡穩(wěn)定性問題 2020 1 9 88 縱向反饋控制比較 2020 1 9 89 常用反饋控制量 短周期 頻率 a nz阻尼 q長周期q u調(diào)整反饋系數(shù)通過加入微分信號以增加零點 2020 1 9 飛機閉環(huán)動態(tài)特性 橫航向反饋控制及其閉環(huán)特性 2020 1 9 90 91 橫航向主要問題 荷蘭滾模態(tài)頻率不足荷蘭滾模態(tài)阻尼不足滾轉(zhuǎn)阻尼不足 滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時間常數(shù)大 盤旋過程中出現(xiàn)側(cè)滑滾轉(zhuǎn)過程中出現(xiàn)側(cè)滑 2020 1 9 92 橫航向運動參數(shù)及控制面 2020 1 9 93 橫航向傳遞函數(shù) 副翼控制 2020 1 9 94 橫航向傳遞函數(shù) 方向舵控制 2020 1 9 95 滾轉(zhuǎn)角 副翼反饋 da Kf fc f DL Ldada LdaKf fc f Lf LdaKf 0滾轉(zhuǎn)角 副翼反饋相當于產(chǎn)生了新的導數(shù)Lf 2020 1 9 96 滾轉(zhuǎn)角 副翼傳遞函數(shù)的簡化 通常飛機設計過程中 應盡量使飛機在主要飛行狀態(tài)下 zf wf 與 zd wd 靠近 其目的是使飛機在控制滾轉(zhuǎn)角過程中 減小荷蘭滾模態(tài)的影響 因此在傳遞函數(shù)中將 zf wf 與 zd wd 對消 通常飛機的螺旋模態(tài)時間常數(shù)TS非常大 則忽略1 TS 2020 1 9 97 滾轉(zhuǎn)角 副翼反饋根軌跡 2020 1 9 98 算例 簡化系統(tǒng)根軌跡 加入f反饋增加了螺旋模態(tài)的穩(wěn)定性 滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時間常數(shù)增大 穩(wěn)定性降低 Kf過大可能會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn) 螺旋耦合 這在正常飛行狀態(tài)下是不允許的 系統(tǒng)穩(wěn)定 2020 1 9 99 算例 完整根軌跡 2020 1 9 100 算例 完整根軌跡 2020 1 9 101 滾轉(zhuǎn)角 滾轉(zhuǎn)角速率反饋 由于單獨引入滾轉(zhuǎn)角反饋會使?jié)L轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時間常數(shù) 因此可以考慮采用滾轉(zhuǎn)角 滾轉(zhuǎn)角速率反饋加以改善 這相當于在系統(tǒng)中加入 1 Tf的零點 通過調(diào)整 1 Tf與 1 TR的相對位置 可以獲得較好效果 2020 1 9 102 滾轉(zhuǎn)角 角速率反饋的根軌跡 當Tf TR 螺旋模態(tài)和滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)的特性都得以改善 當Tf TR 滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)的穩(wěn)定性變差 反饋系數(shù)過大時 會產(chǎn)生耦合振蕩 這是不希望得到的 2020 1 9 103 側(cè)滑角 副翼反饋 由于副翼操縱會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和偏航兩個力矩Lda Nda 因此在副翼通道引入側(cè)滑角反饋會產(chǎn)生兩個附加的力矩導數(shù)的增量DLb DNb 其中 以DLb為主 相當于改善了橫向靜穩(wěn)定性導數(shù) Lb主要影響荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性 DNb的符號取決于Nda 正常Nda 0 不利偏航 Nb主要決定了荷蘭滾模態(tài)的頻率 2020 1 9 104 靜穩(wěn)定性導數(shù) Lb 橫向靜穩(wěn)定性導數(shù)上反效應機翼 后掠角 上反角 位置 垂尾Lb 0 Nb 航向靜穩(wěn)定性導數(shù)風標靜穩(wěn)定性垂尾 機身Nb 0荷蘭滾模態(tài)頻率 2020 1 9 105 側(cè)滑角 副翼反饋根軌跡 加入b反饋增加了螺旋模態(tài)的穩(wěn)定性 滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時間常數(shù)增大 穩(wěn)定性降低 荷蘭滾模態(tài)的阻尼在Kb較小時得到增加 Kb過大可能會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn) 螺旋耦合 同樣可以采用側(cè)向過載ay代替?zhèn)然莃反饋 2020 1 9 106 偏航角速率 副翼反饋 與側(cè)滑角反饋類似 因此在副翼通道引入偏航角速率反饋會產(chǎn)生兩個附加的力矩導數(shù)的增量DLr DNr 其中 以DLr為主 Lr主要影響螺旋模態(tài) 偏航角速率 副翼產(chǎn)生的DNr較小 Nr主要影響荷蘭滾模態(tài)的阻尼 2020 1 9 107 偏航角 副翼反饋 傳遞函數(shù)的建立 2020 1 9 108 偏航角 副翼反饋的根軌跡 2020 1 9 109 偏航角 方向舵反饋 偏航角 方向舵反饋對各個模態(tài)均不利 通常不單獨使用 2020 1 9 110 偏航角速率 方向舵反饋 偏航角 方向舵反饋 相當于增加了偏航阻尼導數(shù) DNr DNdrKrNr的增加相當于增加了荷蘭滾模態(tài)的阻尼 也稱為偏航阻尼器 2020 1 9 111 偏航角速率 方向舵反饋的根軌跡 當反饋系數(shù)較小時 三個模態(tài)都有所改善 反饋系數(shù)太大對荷蘭滾模態(tài)不利 2020 1 9 112 側(cè)滑角 方向舵反饋 側(cè)滑角 方向舵反饋 相當于改善了航向靜穩(wěn)定性導數(shù) DNb DNdrKbNb增加相當于增加了荷蘭滾模態(tài)的頻率 2020 1 9 113 側(cè)滑角 方向舵反饋的根軌跡 荷蘭滾模態(tài)和滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)特性都得以改善 螺旋模態(tài)穩(wěn)定性降低 加入反饋可以使系統(tǒng)穩(wěn)定性進一步增加 2020 1 9 114 橫航向反饋控制比較 2020 1 9 115 常采用的橫航向反饋控制 滾轉(zhuǎn)收斂 滾轉(zhuǎn)角速率 副翼橫向靜穩(wěn)定性 側(cè)滑角 側(cè)向過載 副翼荷蘭滾頻率 側(cè)滑角 側(cè)向過載 方向舵荷蘭滾阻尼 偏航角速率 方向舵同時引入微分信號增加零點可以進一步改善模態(tài)特性 2020 1 9 人機閉環(huán)系統(tǒng)分析 2020 1 9 116 117 駕駛員控制飛機的控制框圖 開環(huán) 閉環(huán) 2020 1 9 118 駕駛員控制任務的分類 補償控制追蹤控制預先顯示控制預先認知控制 2020 1 9 119 補償控制 追蹤控制 2020 1 9 120 預先顯示控制 預先認知控制 2020 1 9 121 駕駛員的數(shù)學模型 t駕駛員的反應時間 0 12 0 25 TN駕駛員肌肉系統(tǒng)的遲滯 Kp駕駛員增益 TL TI駕駛員平衡特性的時間常數(shù) 2020 1 9 122 駕駛員數(shù)學模型的建立 2020 1 9 123 駕駛員控制飛機的滾轉(zhuǎn)角和俯仰角 TI 0 假設肌肉神經(jīng)的延遲TN已包含在駕駛員反應時間t內(nèi) 2020 1 9 124 駕駛員控制滾轉(zhuǎn)角 2020 1 9 125 理想駕駛員根軌跡 t 0TL 0Yp Kp效果與滾轉(zhuǎn)角 副翼反饋相同 2020 1 9 126 快速駕駛員根軌跡1 t 0 1TL 0 2020 1 9 127 快速駕駛員根軌跡2 t 0 1TL 0 1 2020 1 9 128 快速駕駛員根軌跡3 t 0 1TL 0 25 2020 1 9 129 快速駕駛員不同超前量的比較1 t 0 1TL 0TL 0 1TL 0 25 2020 1 9 130 快速駕駛員不同超前量的比較2 2020 1 9 131 結(jié)論 當t 0 1 TL 0時 增加Kp將產(chǎn)生滾轉(zhuǎn) 螺旋耦合而發(fā)散 當t 0 1 TL 0 1時 即駕駛員加入補償 系統(tǒng)穩(wěn)定性得以改善 當t 0 1 TL 0 25時 即駕駛員加入更多的補償 系統(tǒng)穩(wěn)定性得以進一步改善 2020 1 9 132 慢速駕駛員根軌跡1 t 0 5TL 0 2020 1 9 133 慢速駕駛員根軌跡2 2020 1 9 134 不同駕駛員的時間歷程 2020 1 9 2020 1 9 135 136 駕駛員控制俯仰角 2020 1 9 137 理想駕駛員根軌跡1 t 0TL 0 2020 1 9 138 理想駕駛員根軌跡2 t 0TL 0 2 2020 1 9 139 理想駕駛員根軌跡3 t 0TL 0 4 2020 1 9 140 理想駕駛員不同超前量的比較 2020 1 9 141 結(jié)論 當t 0 TL 0時 相當于俯仰角 平尾反饋 減小了短周期阻尼 當t 0 TL 0 2時 即駕駛員加入不大的補償 短周期阻尼得以改善 當t 0 TL 0 4時 系統(tǒng)變得更加穩(wěn)定 但要求駕駛員付出更多代價 2020 1 9 142 快速駕駛員根軌跡1 t 0 1TL 0 2020 1 9 143 快速駕駛員根軌跡2 t 0 1TL 0 2 2020 1 9 144 快速駕駛員根軌跡3 t 0 1TL 0 4 2020 1 9 145 快速駕駛員不同超前量的比較 當t 0 1 TL 0時 Kp增加容易使短周期變的不穩(wěn)定 當t 0 1 TL 0 2或TL 0 4時 穩(wěn)定性變得更差 穿過虛軸點的Kp值隨TL增加而減小 2020 1 9 146 不同t的駕駛員的根軌跡的比較1 TL 0 對應于不加入超前補償?shù)那闆r 越遲鈍的駕駛員 越不易控制飛機 駕駛員越用力 Kp越大 飛機越不穩(wěn)定 2020 1 9 147 不同t的駕駛員的根軌跡的比較2 加入相同的超前補償 反應遲鈍的駕駛員即使采用了超前補償也無法使系統(tǒng)變得更加穩(wěn)定 2020 1 9 148 俯仰角控制中駕駛員對飛行品質(zhì)的評價 駕駛員的平衡特性 開環(huán)相位余量 開環(huán)貫穿頻率 閉環(huán)頻率特性偏差 閉環(huán)短周期阻尼比 2020 1 9 149 駕駛員的平衡特性 駕駛員希望不需要超前或滯后補償?shù)娘w機 且Kp的大小合適 通常情況下 如果駕駛員的超前補償超過1秒 則評分下降2 5分 2020 1 9 150 開環(huán)相位余量 M 開環(huán)幅頻特性曲線與橫軸相交對應的頻率下 相頻特性離開 180 的相位 通常駕駛員希望 M 50 110 2020 1 9 151 開環(huán)相位余量 M 對于單位負反饋系統(tǒng) 如果系統(tǒng)有純虛根jw 則1 G jw 0 G jw 1 模為1 相位 180 此時閉環(huán)系統(tǒng)處于中立穩(wěn)定狀態(tài) 穩(wěn)定性邊界 因此 閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性可用開環(huán)系統(tǒng)頻率特性中模為1 20log101 0 處距 180的距離來衡量 稱為相位余量 2020 1 9 152 開環(huán)貫穿頻率 co 開環(huán)對數(shù)幅頻特性曲線與橫坐標相交點 或?qū)?shù)幅頻特性 3dB處 對應的頻率 從w 0到w wco稱為系統(tǒng)帶寬 在wco處 系統(tǒng)強迫振蕩的幅值為1 在帶寬范圍內(nèi) 駕駛員可以對飛機進行有效控制 通常 駕駛員希望wco 1rad sec 2020 1 9 153 閉環(huán)頻率特性偏差 帶寬范圍內(nèi)的幅值下陷 通常為保證駕駛員能夠完成閉環(huán)操縱任務 要求D 3dB 2020 1 9 154 閉環(huán)短周期阻尼比 CL 通常要求0 35 CL 0 55 開環(huán)阻尼比要求0 35 zsp 1 3 2020 1 9 155 駕駛員補償?shù)淖饔?2020 1 9 156 超前補償對俯仰角控制的影響 2020 1 9 157 滯后補償對俯仰角控制的影響 2020 1 9 158 1 T 1的影響 2020 1 9 159 駕駛員對飛行品質(zhì)評價 2020 1 9 160 短周期頻率的影響 2020 1 9 161 滾轉(zhuǎn)角控制中駕駛員的作用 零極點相對位置可能有六種情況 2020 1 9 162 時間常數(shù)大致范圍 2020 1 9 163 可能出現(xiàn)的情況 2020 1 9 飛行仿真與飛控仿真 2020 1 9 164 165 飛行仿真 數(shù)值仿真變穩(wěn)飛機 空中飛行模擬器 地面飛行模擬器 2020 1 9 166 變穩(wěn)飛機 2020 1 9 167 變穩(wěn)飛機 2020 1 9 168 飛行模擬器 2020 1 9 169 飛行仿真的應用 飛行品質(zhì)研究動力學問題研究操縱性穩(wěn)定性研究復雜狀態(tài)的復現(xiàn)座艙布局研究危險科目研究機動性研究 訓練飛行員新機試飛研制過程評估飛機作戰(zhàn)研究擬合 驗證數(shù)據(jù)游戲 2020 1 9 170 飛行模擬的要求 相似實時精度逼真其他要求完善的測試記錄自動化的控制管理專門的鑒定測試手段 2020 1 9 171 飛行仿真的建模 飛機本體建模微分方程狀態(tài)方程飛控建模邏輯框圖傳遞函數(shù)其他系統(tǒng)建模起落架發(fā)動機 求解微分方程的初值解飛控系統(tǒng)對每個環(huán)節(jié)轉(zhuǎn)化為微分方程 2020 1 9 172 飛行仿真中的幾類問題 奇異性問題坐標變換問題離散化問題算法誤差與穩(wěn)定性視景問題 飛行仿真發(fā)展方向面向?qū)ο蠓植冀换ナ椒抡鍰IS HLA虛擬現(xiàn)實技術(shù)VR 2020 1 9 173 動力學方程組 2020 1 9 174 奇異問題 當q 90 出現(xiàn)奇異性 2020 1 9 175 奇異問題的解決方法 歐拉法 奇異 四元數(shù)法雙歐法旋轉(zhuǎn)坐標法坐標變換矩陣 2020 1 9 176 飛控環(huán)節(jié)仿真 積分環(huán)節(jié) voidintegrate floatx float y floatintTime y x intTime 2020 1 9 177 飛控環(huán)節(jié)仿真 滯后濾波器 voidlagFilter floatx float y floatk floatT floatintTime y k x y intTime T 2020 1 9 178 飛控系統(tǒng)仿真 defineintTime0 01 defineT10 1 floatsimu floatx1 floatintTime staticfloatx2 x3 x4 integrate x1 2020 1 9 各類飛行控制系統(tǒng)分析 2020 1 9 179 180 飛機上常使用的控制系統(tǒng)種類 阻尼器Damper增穩(wěn)器StabilityAugmentationSystem控制增穩(wěn)器ControlSAS自動駕駛儀AutomaticPilot自動著陸系統(tǒng)InstrumentLandingSystem 2020 1 9 181 自動駕駛儀的一般形式 2020 1 9 182 增穩(wěn)器與控制增穩(wěn)器 2020 1 9 183 轉(zhuǎn)彎機構(gòu) 也稱為 洗出網(wǎng)絡 校正網(wǎng)絡 轉(zhuǎn)彎機構(gòu) 高通濾波器 當S 1 t GWS S 1 2020 1 9 184 陀螺與舵回路模型 簡化陀螺模型為比例環(huán)節(jié) Krg舵回路可簡化為一階或二階環(huán)節(jié) 2020 1 9 185 偏航阻尼器 偏航角速率 方向舵反饋偏航阻尼器的目的是補償荷蘭滾模態(tài)的阻尼 2020 1 9 186 偏航阻尼器的根軌跡 2020 1 9 187 洗出網(wǎng)絡參數(shù)的影響 2020 1 9 188 舵回路的影響 2020 1 9 189 滾轉(zhuǎn)阻尼器 滾轉(zhuǎn)角速率 副翼反饋目的是改善滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時間常數(shù) 2020 1 9 190 滾轉(zhuǎn)阻尼器的根軌跡 2020 1 9 191 滾轉(zhuǎn)阻尼器的階躍反應 2020 1 9 192 滾轉(zhuǎn)阻尼器對操縱效率的影響 滾轉(zhuǎn)角速率的穩(wěn)態(tài)值 2020 1 9 193 俯仰阻尼器 俯仰角速率 平尾 升降舵 反饋改善短周期阻尼 2020 1 9 194 俯仰阻尼器的根軌跡 海平面 K 0 05開環(huán)短周期阻尼 0 41閉環(huán)短周期阻尼 0 47 18000m K 0 05 0 3 開環(huán)短周期阻尼 0 19閉環(huán)短周期阻尼 0 28 0 78 2020 1 9 195 縱向穩(wěn)定器 迎角 法向過載 平尾 升降舵 反饋改善短周期頻率對于放寬靜穩(wěn)定性的飛機進行補償 2020 1 9 196 縱向穩(wěn)定器的根軌跡 K 0 35閉環(huán)短周期zsp 0 37wsp 4 2 2020 1 9 197 采用法向過載反饋的縱向穩(wěn)定器 短周期近似的法向過載傳遞函數(shù) 2020 1 9 198 法向過載反饋的根軌跡 K 0 004閉環(huán)短周期zsp 0 37wsp 4 1 2020 1 9 199 航向穩(wěn)定器 側(cè)滑角 側(cè)向過載 方向舵反饋改善荷蘭滾模態(tài)頻率 2020 1 9 200 航向穩(wěn)定器的根軌跡 2020 1 9 201 常見的增穩(wěn)器及阻尼器 2020 1 9 202 某二代機的縱向控制系統(tǒng) 2020 1 9 203 某二代機橫航向控制系統(tǒng) 2020 1 9 204 控制增穩(wěn)器 為解決增穩(wěn)器對操縱性的負面影響在增穩(wěn)器基礎上加入前向通道通常加入指令模型 2020 1 9 205 指令模型 低通濾波器 當S 1 tm M S 0 大幅值機動時 動作慢 頻率低小幅值機動時 動作快 頻率高 2020 1 9 206 積分式 比例式過載指令控制增穩(wěn)器 全權(quán)限桿對應于過載桿舵不一致 無靜差中性速度穩(wěn)定性 積分式過載指令控制增穩(wěn)器的特點 2020 1 9 207 速度穩(wěn)定性 正速度穩(wěn)定性PSS中性速度穩(wěn)定性NSSPositiveSpeedStabilityNeutralSpeedStability 2020 1 9 208 F 8C飛行控制系統(tǒng)分析 2020 1 9 209 F 8 十字軍戰(zhàn)士 1953年設計 1957年服役 1965年停產(chǎn)翼展10 72米 機長16 61米 機高4 80米翼面積32 5米2 展弦比3 53 空重8170公斤最大速度 M1 7 實用升限 17600米作戰(zhàn)半徑 370 800公里 爬升率 130米 秒 2020 1 9 210 主通道 積分式控制律 迎角限制器 F 8C縱向飛行控制系統(tǒng) 2020 1 9 211 積分式控制律 2020 1 9 212 正常飛行狀態(tài)下的簡化 2020 1 9 213 指令信號的選擇 高速時 駕駛員更關心過載低速時 駕駛員更關心姿態(tài)因此 將法向過載與俯仰角速率進行組合作為反饋信號 2020 1 9 214 主通道 2020 1 9 215 放寬靜穩(wěn)定性的補償 采用俯仰角速率反饋 2020 1 9 216 邊界迎角控制 在大迎角階段 駕駛員更關心迎角迎角指令控制律 比例 積分俯仰角速率反饋 以改善縱向靜穩(wěn)定性狀態(tài)自動轉(zhuǎn)換 當KB 1 US eN 正常狀態(tài)當KB 0 US eB 邊界迎角限制狀態(tài) 2020 1 9 217 迎角限制器 2020 1 9 218 增加橫向靜穩(wěn)定性 消除側(cè)滑角 滾轉(zhuǎn)阻尼器 副翼通道 2020 1 9 219 副翼方向舵交連 消除側(cè)滑角 航向穩(wěn)定器 方向舵通道 2020 1 9 220 大迎角滾轉(zhuǎn)帶來的側(cè)滑 2020 1 9 221 轉(zhuǎn)彎時產(chǎn)生的側(cè)滑 2020 1 9 222 副翼方向舵交聯(lián) ARI 2020 1 9 223 副翼方向舵交聯(lián)的實現(xiàn) 根據(jù)小擾動方程中側(cè)滑角為零 硬交聯(lián) 均衡交聯(lián) 2020 1 9 224 副翼方向舵交聯(lián)的效果 2020 1 9 225 側(cè)滑角變化率反饋 2020 1 9 226 橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng) 副翼通道滾轉(zhuǎn)阻尼器 滾轉(zhuǎn)角速率反饋 側(cè)滑角變化率反饋 用于消除側(cè)滑側(cè)向過載反饋 改善Lb方向舵通道航向穩(wěn)定器 側(cè)向過載反饋 側(cè)滑角變化率反饋 用于消除側(cè)滑副翼方向舵交連ARI 以消除側(cè)滑 進行協(xié)調(diào)滾轉(zhuǎn) 2020 1 9 227 F 16縱向飛行控制系統(tǒng) 2020 1 9 228 縱向自動駕駛儀 保持俯仰姿態(tài)模式保持高度模式保持速度 M數(shù) 模式M數(shù)配平 2020 1 9 229 保持俯仰姿態(tài)模式 算例 飛機 舵回路 2020 1 9 230 保持俯仰姿態(tài)模式的算例根軌跡 2020 1 9 231 以俯仰阻尼器作為內(nèi)回路 飛機 舵回路 舵機增益 放大器增益 2020 1 9 232 內(nèi)回路根軌跡圖 2020 1 9 233 內(nèi)回路根軌跡krg 1 2 2020 1 9 234 內(nèi)回路根軌跡krg 2 2020 1 9 235 外回路根軌跡krg 1 2 kamp 1 41 2020 1 9 236 外回路根軌跡krg 2 kamp 2 6 2020 1 9 237 保持高度模式 保持高度模式可能會造成長周期模態(tài)發(fā)散 因此通常需要同時引入 俯仰角反饋 微分網(wǎng)絡 加速度反饋 飛機 舵回路 高度計滯后 2020 1 9 238 高度截獲 2020 1 9 239 保持速度模式 飛機 發(fā)動機延遲 舵回路 空速管滯后 2020 1 9 240 保持速度模式的根軌跡圖 2020 1 9 241 發(fā)動機延遲對穩(wěn)定性的影響