飛機(jī)飛行控制

1、飛機(jī)飛行控制飛機(jī)飛行控制緒論緒論3飛行控制的歷史1891年，海諾姆.馬克西姆設(shè)計(jì)并制造的飛機(jī)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(jī)基本上沒有固有穩(wěn)定性，靠飛行員的能力來保證飛機(jī)的穩(wěn)定。4飛行控制的歷史后來設(shè)計(jì)的飛機(jī)一般具有一定的固有穩(wěn)定性，但沒有保證。1920年以后，飛機(jī)的穩(wěn)定性靠外形布局及重心定位來保證。5第一代戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)械傳動方式6典型桿式操縱機(jī)構(gòu)7第二代戰(zhàn)斗機(jī)三角翼、后掠翼武器：第一代空空導(dǎo)彈作戰(zhàn)方式：視距內(nèi)、尾后攻擊M2，H20000m操縱系統(tǒng)大量采用：助力器馬赫數(shù)配平機(jī)構(gòu)增穩(wěn)器阻尼器電液系統(tǒng)8典型助力器及力臂

2、調(diào)節(jié)器9第三代戰(zhàn)斗機(jī)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(dǎo)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，fly by wire）。按其作用可以分為兩種：控制增穩(wěn)系統(tǒng)自動駕駛儀10典型電傳飛控系統(tǒng)11第四代戰(zhàn)斗機(jī)布局：隱身氣動一體化設(shè)計(jì)武器：先進(jìn)格斗導(dǎo)彈、超遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈、精確制導(dǎo)火飛推一體化、主動控制技術(shù)作戰(zhàn)方式：？12駕駛員 vs 飛行控制系統(tǒng)駕駛員的缺點(diǎn)n有限的反應(yīng)速度n有限的感知能力n會緊張、疲勞駕駛員的優(yōu)點(diǎn)n學(xué)習(xí)能力n應(yīng)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(yùn)動參數(shù)實(shí)施控制的系統(tǒng)。13本課程的目的飛機(jī)引入

3、飛行控制系統(tǒng)的飛行力學(xué)機(jī)理：n飛行控制系統(tǒng)如何改變飛機(jī)的模態(tài)特性；n不同的反饋改變不同的模態(tài)特性；飛機(jī)、飛控、駕駛員組合的動力學(xué)特性分析：n飛機(jī)控制系統(tǒng)特性的分析方法；n人機(jī)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：n常見控制系統(tǒng)類型及其分析、選擇；14本課程的地位以自動控制原理、飛行動力學(xué)為基礎(chǔ)的一門提高課程；從事飛行器設(shè)計(jì)、飛行動力學(xué)工作的基礎(chǔ)之一。飛機(jī)本體發(fā)動機(jī)武器系統(tǒng)飛行控制需求分析，任務(wù)分解飛機(jī)綜合評估15內(nèi)容引論飛行控制系統(tǒng)概述(自學(xué))飛機(jī)的閉環(huán)動態(tài)特性人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析各類飛行控制系統(tǒng)的分析16考核課堂、作業(yè)：40%考試（閉卷）：60%背景知識背景知識18控制過程的描述飛

4、行控制（駕駛員操縱飛機(jī)）過程的物理描述n開環(huán)操縱n閉環(huán)操縱飛行員控制系統(tǒng)飛機(jī)本體Fse舵偏角桿位移運(yùn)動參數(shù)飛行員控制系統(tǒng)飛機(jī)本體Fse舵偏角桿位移運(yùn)動參數(shù)com外環(huán)內(nèi)環(huán)測量及顯示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(diǎn)：n將時域轉(zhuǎn)換成頻域n將微分方程轉(zhuǎn)換為代數(shù)方程20彈簧振子系統(tǒng)mSFSYmkSmfS)()()(2222211)()()(SSmkSmfSSFSYSGmkfmk2,ymyfykFFy myFymkymfy)( mkfyF零初值拉氏變換21彈簧振子的振蕩成因彈簧的位移擾動恢復(fù)力彈簧系數(shù)k阻尼力阻尼系數(shù)f阻尼mkfx頻率mfmknn2,形成振蕩的因素決定了系統(tǒng)頻率阻

5、礙振蕩的因素決定了系統(tǒng)阻尼22縱向模態(tài)的物理成因a0)( ,aaLCGL)( ,aaMIMyqqMsinGV頻率頻率阻尼uXu阻尼短周期長周期23b0Lbb0Lrr0b0f0Npp0Nrr0p00r r0荷蘭滾荷蘭滾 頻率頻率f0y0螺旋模態(tài)螺旋模態(tài) Gsinf0b0Ybb024飛機(jī)的振蕩模態(tài)振蕩模態(tài)頻率的決定因素阻尼的決定因素彈簧振子彈簧系數(shù)阻尼系數(shù)短周期縱向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Ma 縱向阻尼導(dǎo)數(shù)Mq 長周期以Zu為主以Xu為主荷蘭滾航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Nb 偏航阻尼導(dǎo)數(shù)等Nr、Yb25閉環(huán)系統(tǒng)G(S)kX(S)Y(S)_)(1)()(SGSGSW)()()(SDSNSG)()()()(SNSDSNSW)

6、()()()(SNkSDSNSW單位負(fù)反饋（k=1）的傳遞函數(shù)若則對于反饋系數(shù)為k的負(fù)反饋26反饋控制的特點(diǎn)采用反饋控制不改變傳遞函數(shù)的分子多項(xiàng)式N(S)，僅改變分母多項(xiàng)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(jī)各運(yùn)動參數(shù)之間的幅值比和相位差不變。)()()()(SNkSDSNSW)()()(SDSNSG27根軌跡法在復(fù)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 (S)=D(S)+kN(S)=0n當(dāng)k=0時，D(S)=0，對應(yīng)系統(tǒng)極點(diǎn)n當(dāng)k=時，N(S)=0，對應(yīng)系統(tǒng)零點(diǎn)Matlab：rlocus，rltool-1.4-1.2-

7、1-0.8-0.6-0.4-0.200.2-10-50510Root LocusReal AxisImag Axis28根軌跡分析每一對共軛復(fù)根表示一個振蕩模態(tài)每一個實(shí)跟對應(yīng)著一個非周期（單調(diào)）模態(tài)虛軸上的特征根， =0，等幅振蕩左半平面的根對應(yīng)著收斂的模態(tài)，右半平面發(fā)散ImReImRe29根軌跡分析21ImReABC0222SS21jcos典型二階環(huán)節(jié)特征根矢徑為，矢徑越長，頻率越高，越大，阻尼比越大30頻率特性傳遞函數(shù)G(S)中，S用j（對應(yīng)于正弦振蕩）代入，得)()(jAejG)(2)(212222SSkSSknSGnspnspnspspnspeztjeeet0)(這個公式表示系統(tǒng)輸入（

8、正余弦）諧波振蕩時，系統(tǒng)反應(yīng)中的強(qiáng)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：31頻率特性拉氏變換后得：于是：海維賽展開：強(qiáng)迫振蕩部分：對比：jSSee1)(0)()(1)(2102SSjSkSnenspz|)(1|)(1|)(1)(2211122102tStStjjSenspzeSjSeSjSeSSktnjStjenspzSSektn|)(1)(2102)()(212SSkSGnsp32對數(shù)頻率特性頻率特性曲線（Bode圖）,半對數(shù)坐標(biāo)n對數(shù)幅頻特性n對數(shù)相頻特性0.1 1.0 10 10020log10A(dB)0.1 1.0 10 100(deg)()()(jeAjG)()

9、()(jGttnez)()()(jGttnez33對數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點(diǎn)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)()()(21SGSGSG2121)(jjjeAeAAejG2121011010log20log20log20AAAG1G2G34對數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點(diǎn)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KSSSTSSGi,)2( ,)1 ()(11221 因此，可以作出典型環(huán)節(jié)的曲線，再進(jìn)行疊加頻帶寬。通常飛機(jī)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(shí)用。35典型環(huán)節(jié)的對數(shù)頻率特性G=K 比例環(huán)節(jié)0.1 1.0 10 10020l

10、og10A(dB)0.1 1.0 10 100(deg)20log10K0.1 1.0 10 10020log10A(dB)0.1 1.0 10 100(deg)20dB/dec90deg0.1 1.0 10 10020log10A(dB)0.1 1.0 10 100(deg)40dB/dec180degG=1/(1+TS) 一階滯后(慣性)G=1/(1+2S/+S2/2) 振蕩環(huán)節(jié)36手繪Bode圖的過程)20)(1(3SSS37手繪Bode圖的過程左側(cè)漸進(jìn)線有問題38手繪Bode圖的過程-70-60-50-40-30-20-10Magnitude (dB)10-1100101102103-

11、90-450Phase (deg)Bode DiagramFrequency (rad/sec)將S以0代入G39控制系統(tǒng)組成飛機(jī)本體駕駛員傳感器舵回路控制系統(tǒng)n機(jī)械n模擬式電傳n數(shù)字式電傳n光傳n陀螺w三自由度陀螺(角度)w二自由度陀螺(角速度)n加速度計(jì)(測量過載)n空速管w氣流角度(迎角、側(cè)滑角)w速度、M數(shù)n高度傳感器w氣壓w無線電n大氣計(jì)算機(jī)40作業(yè)自學(xué)第一章：13 16 內(nèi)容有條件的可以練習(xí)使用Matlab繪制簡單的根軌跡和Bode圖不要求上交飛機(jī)閉環(huán)動態(tài)特性飛機(jī)閉環(huán)動態(tài)特性 縱向反饋控制及其閉環(huán)特性42飛機(jī)縱向常見問題戰(zhàn)斗機(jī)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(jī)放寬

12、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(guān)心短周期模態(tài)43縱向反饋控制控制系統(tǒng)飛機(jī)本體舵偏角運(yùn)動參數(shù)指令誤差44縱向運(yùn)動參數(shù)及控制面運(yùn)動參數(shù)（反饋信號）控制面俯仰角俯仰角速度飛行速度飛行高度迎角法向加速度quH(-z)anz (az )三自由度陀螺二自由度陀螺空速管氣壓無線電高度風(fēng)標(biāo)加速度計(jì)升降舵（平尾）偏角 (elevator)油門(throttle)襟翼偏角鴨翼偏角推力矢量ETFCP45縱向傳遞函數(shù)1)2)(2()1)(1()()()(222221pppspspspUUUeUSSSSTSTSASSUSGe其中 sp 短周期阻尼比 sp 短周期頻率 p 長周期阻尼比 p 長周期

13、頻率短周期（short period）0)1)(1(022122spspspspspTSTSSS0222pppSS長周期（phugoid）46縱向傳遞函數(shù)2)2)(2()2)(1()()()(222222pppspspspeSSSSSSTSASSSGeaaaaaaa)2)(2()1)(1()()()(222221pppspspspeSSSSTSTSASSSGe)()()()()()(SSGSSSSSqSGeeeeq00)()(1)()()()()()(USGSGSSSUSSSSHSGeeeeeHaa47俯仰角反饋KGe（S）cee48反饋系數(shù)符號的確定KGe（S）cee)2)(2()1)(1(

14、)()()(222221pppspspspeSSSSTSTSASSSGeK 與與A 同號同號49俯仰角反饋系數(shù)KGe（S）ceeKGe（S）ceceKK0Ge（S）eceKK050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(S)=D(S)-KN(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(xiàng)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)2)(2()1)(1()()()(222221pppspspspeSSSSTSTSASSSGe51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I(lǐng)mRe

15、),(spsp),(pp11T21T52算例俯仰角反饋根軌跡-10-8-6-4-20246-50-40-30-20-1001020304050Root LocusReal AxisImag Axis-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2Root LocusReal AxisImag AxisK=0.0553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。)()()()()()(SSGSSSSSqSGeeeeqGqe(S)ec

16、eqKq54俯仰角速率反饋的閉環(huán)根軌跡ImRe),(spsp),(pp11T21T俯仰角速率反饋：改善短周期阻尼對長周期影響較小55算例俯仰角速率反饋根軌跡-50-40-30-20-100-30-20-100102030Root LocusReal AxisImag Axis-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2Root LocusReal AxisImag AxisKq=0.0156不同反饋系數(shù)的比較-60-50-40-30-20-10010-30-20-100102030Ro

17、ot LocusReal AxisImag Axis-60-50-40-30-20-10010-30-20-100102030Root LocusReal AxisImag Axis-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag Axis-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag AxisKq=0.01 Kq =0.0557另一種穩(wěn)定

18、性分析方法短周期阻尼主要取決于俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)Mq0由俯仰角速率反饋產(chǎn)生的附加舵偏角e=Kqq由此帶來的力矩增量M=Mee=MeKqq等效的阻尼導(dǎo)數(shù)Mq=MeKq0可見，俯仰角速率增加了短周期阻尼58縱向（俯仰）阻尼器K舵回路傳感器助力器俯仰角速率反饋，用于改善短周期阻尼比。59q 反饋Gqe(S)eceKSKqqGe（S）ece)1(TSKq60q 反饋的根軌跡ImRe),(spsp),(pp11T21TT1ImRe),(spsp),(pp11T21T俯仰角速率反饋61算例q 反饋-60-50-40-30-20-100-30-20-100102030Root LocusReal AxisImag

19、 Axis-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2Root LocusReal AxisImag Axis62特殊情況長周期發(fā)散)1)(1)(2()1)(1()()()(212221ppspspspeTSTSSSTSTSASSSGe例如，飛機(jī)在跨音速區(qū)，隨速度的增加，焦點(diǎn)后移，產(chǎn)生一個低頭力矩，相當(dāng)于一個附加的Mu0，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(fù)兩個實(shí)根。63長周期發(fā)散時的俯仰角反饋-6-5-4-3-2-101234-60-4

20、0-200204060Root LocusReal AxisImag Axis-0.1-0.0500.050.10.15-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag Axis-0.01-0.008-0.006-0.004-0.00200.0020.0040.0060.0080.01-0.01-0.008-0.006-0.004-0.00200.0020.0040.0060.0080.01Root LocusReal AxisImag Axis64長周期振蕩發(fā)散 ( a30 )-0.1-0.0500.050.10.15-0.1-0.0500.050.1

21、0.15Root LocusReal AxisImag Axis-6-5-4-3-2-101234-60-40-200204060Root LocusReal AxisImag Axis65特殊情況短周期發(fā)散wqwwqwMUMZaMUMZaaSaSS0201212)()(正常情況下：0, 0, 0002qaaqaMZMMUMZaa若Ma0，則可能a20，短周期耦合成一正一負(fù)兩個實(shí)根。這對應(yīng)于飛機(jī)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，Relaxed Static Stability），采用俯仰角俯仰角速率反饋可以達(dá)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

22、。短周期近似特征方程：66短周期發(fā)散時的俯仰角角速率反饋ImRe),(pp11T21TT121spT11spT67短周期發(fā)散的算例-10-8-6-4-202-2-1.5-1-0.500.511.52Root LocusReal AxisImag Axis-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2Root LocusReal AxisImag Axis68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)，

23、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(dǎo)數(shù)Mu。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。)()1)(1()(21STSTSASGUUUUE69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(dāng)反饋系數(shù)過大時，短周期模態(tài)特性惡化，頻率下降。ImRe),(spsp),(pp11UT21UT70算例速度反饋-10-505-50-40-30-20-1001020304050Root LocusReal AxisImag Axis-0.1

24、4-0.12-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.04-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag AxisKv=0.0271速度加速度反饋GUe（S）eU)1(UUTSKecImRe),(spsp),(pp11UT21UTUT1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72算例速度加速度反饋-50-40-30-20-10010-40-30-20-10010203040Root LocusReal AxisImag Axis-0.14-0.12-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.0

25、20.04-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag Axis73迎角反饋e=-KaaM=Mee=-MeKaa =MeKa(a ac)Ma=MeKa0迎角反饋增加了縱向靜穩(wěn)定性Gae(S)aceaKa)2)(2()2)(1()()()(222222pppspspspeSSSSSSTSASSSGeaaaaaaa74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）ImRe),(spsp),(ppaT1),(aa75算例迎角反饋-800-700-600-

26、500-400-300-200-1000-250-200-150-100-50050100150200250Root LocusReal AxisImag Axis-3.5-3-2.5-2-1.5-1-0.500.511.5-6-4-20246Root LocusReal AxisImag Axis-10-9-8-7-6-5-4-3-2-10 x 10-3-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1Root LocusReal AxisImag Axis76迎角反饋與俯仰角反饋的比較迎角反饋迎角反饋俯仰角反饋俯仰角反饋改善短周期模態(tài)特性通過俯仰角俯仰

27、角速率反饋也可以改善短周期模態(tài)特性對長周期模態(tài)特性影響較小可以改善長周期模態(tài)的特性飛機(jī)的反應(yīng)與迎角相對應(yīng)飛機(jī)的反應(yīng)與俯仰角相對應(yīng)77放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)Ma放寬靜穩(wěn)定性的飛機(jī)常規(guī)飛機(jī)78放寬靜穩(wěn)定性的好處及補(bǔ)償提高飛機(jī)升阻比提高飛機(jī)加速能力提高飛機(jī)機(jī)動能力減輕飛機(jī)設(shè)計(jì)重量通常采用迎角或法向過載反饋來補(bǔ)償飛機(jī)的靜穩(wěn)定性。79示例靜不穩(wěn)定飛機(jī)的迎角反饋-25-20-15-10-50-5-4-3-2-1012345Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.04-0.05-0.04-0.03-0.02-0.0

28、100.010.020.030.040.05Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis-45-40-35-30-25-20-15-10-505-20-15-10-505101520Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis80法向加速度反饋由于迎角在飛行過程中不易測量準(zhǔn)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Zee項(xiàng)，則迎角與az有一一對應(yīng)關(guān)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(dāng)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(jī)質(zhì)心上或在質(zhì)心前后對稱

29、位置安裝兩個傳感器。qXmamaazzezeZZmaaa81法向加速度的傳遞函數(shù))()1)(1)(1()()()()()()()()()()(321002SDTSTSTSSAUSGSGSSUSSSSSHSSSaSGHHHHeeezaeeezaa實(shí)際使用中，多以法向過載代替法向加速度作為反饋信號zzagn182法向加速度反饋的根軌跡ImRe),(spsp),(pp31HT21HT11HT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）83算例法向加速度/過載反饋-35-30-25-20-15-10-50510-

30、10-50510Root LocusReal AxisImag Axis-0.04-0.0200.020.040.060.080.10.120.140.16-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1Root LocusReal AxisImag Axis84示例靜不穩(wěn)定飛機(jī)的法向過載反饋-15-10-50510-5-4-3-2-1012345Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis-0.05-0.04-0.03-0.02-0.0100.010.020.030.040.05-0.05-0.04-0.03-0.02

31、-0.0100.010.020.030.040.05Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis85高度反饋高度傳遞函數(shù)中存在S=0的一個極點(diǎn)，稱為高度模態(tài)，一般情況高度模態(tài)具有輕微穩(wěn)定性。00)()(1)()()()()()(USGSGSSSUSSSSHSGeeeeeHaa86高度反饋的根軌跡ImRe),(spsp),(pp31HT21HT11HT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。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

32、不存在航跡穩(wěn)定性問題ImRe),(spsp),(pp31HT21HT11HT88縱向反饋控制比較短周期阻尼比短周期頻率長周期阻尼比長周期頻率俯仰角俯仰角速率俯仰角俯仰角速率速度反饋速度加速度反饋迎角反饋法向加速度過載反饋高度反饋高度微分反饋89常用反饋控制量短周期：n頻率：a，nzn阻尼：q長周期n，u調(diào)整反饋系數(shù)通過加入微分信號以增加零點(diǎn)?？v向穩(wěn)定器縱向阻尼器飛機(jī)閉環(huán)動態(tài)特性飛機(jī)閉環(huán)動態(tài)特性 橫航向反饋控制及其閉環(huán)特性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92橫航向運(yùn)動參數(shù)及控制面運(yùn)動參數(shù)（反饋信號）控

33、制面傾斜角滾轉(zhuǎn)角速度偏航角速度偏航角側(cè)滑角側(cè)向加速度fprybny (ay )副翼偏角 aileron方向舵偏角rudder差動平尾a右副翼下偏為正r方向舵右偏為正e93橫航向傳遞函數(shù)副翼控制)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddaaTSTSSSSSASSSGabbbbbb)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddaaTSTSSSSSASSSGaffffff)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddrrrrararTSTSSSSSTSASSrSGa)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddpppapapTSTSSSSSSASSpSGa9

34、4橫航向傳遞函數(shù)方向舵控制)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddrrTSTSSSSSTSASSSGrbbbbbbb)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddrrTSTSSSSSASSSGrffffff)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddrrrrrrrrTSTSSSSSTSASSrSGr)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddpppprprpTSTSSSSSTSASSpSGr95滾轉(zhuǎn)角副翼反饋KfGfa（S）fcfeafa=Kf(fcf)L=Laa=LaKf(fcf)Lf=LaKfTR，螺旋模態(tài)和滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)的特性都得

35、以改善。 當(dāng)Tf0,不利偏航）。Nb主要決定了荷蘭滾模態(tài)的頻率：)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddaaTSTSSSSSASSSGabbbbbbbNd2104靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Lb：n橫向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)n上反效應(yīng)n機(jī)翼（后掠角、上反角、位置）、垂尾nLb 0n荷蘭滾模態(tài)頻率bbfNLLNaad122bNd2105側(cè)滑角副翼反饋根軌跡ImReRT1ST1),(dd),(bb加入b反饋w增加了螺旋模態(tài)的穩(wěn)定性；w滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時間常數(shù)增大，穩(wěn)定性降低；w荷蘭滾模態(tài)的阻尼在Kb較小時得到增加；wKb過大可能會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)螺旋耦合。w同樣可以采用側(cè)向過載ay代替?zhèn)然莃反饋。106偏航角速率副翼反

36、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(dǎo)數(shù)的增量Lr, Nr。其中，以Lr為主。Lr主要影響螺旋模態(tài)。)(,)(00rrSRppRLNNLUgUgNNLLbbbb偏航角速率副翼產(chǎn)生的Nr較小。Nr主要影響荷蘭滾模態(tài)的阻尼。)()(20UgNNLNYprddbbb107偏航角副翼反饋傳遞函數(shù)的建立ffycos)cossin(cos1rrqycos)()(SSrS )1)(1)(2()2)(1(cos)(cos)()(2222SRdddrrrraraTSTSSSSSSTSASSSrSGay108偏航角副翼反饋的根軌跡ImReRT1ST1),(dd),(rrrT11

37、09偏航角方向舵反饋)1)(1)(2()2)(1()(2222SRdddrrrrrrTSTSSSSSSTSASGryImReRT1ST1),(dd),(rrrT1偏航角方向舵反饋對各個模態(tài)均不利，通常不單獨(dú)使用。110偏航角速率方向舵反饋)1)(1)(2()2)(1()(2222SRdddrrrrrrrTSTSSSSSTSASGr偏航角方向舵反饋，相當(dāng)于增加了偏航阻尼導(dǎo)數(shù)： NrNrKrNr的增加相當(dāng)于增加了荷蘭滾模態(tài)的阻尼。也稱為偏航阻尼器。111偏航角速率方向舵反饋的根軌跡ImReRT1ST1),(dd),(rrrT1當(dāng)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。11

38、2側(cè)滑角方向舵反饋側(cè)滑角方向舵反饋，相當(dāng)于改善了航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)： Nb NrKbNb增加相當(dāng)于增加了荷蘭滾模態(tài)的頻率。)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddrrTSTSSSSSTSASSSGrbbbbbbbbNd2113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(jìn)一步增加。ImReRT1ST1),(dd11bT21bT31bTb114橫航向反饋控制比較反饋參數(shù)控制面荷蘭滾阻尼比荷蘭滾頻率滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)螺旋模態(tài)滾轉(zhuǎn)角副翼滾轉(zhuǎn)角滾轉(zhuǎn)角速率側(cè)滑角偏航角速率偏航角偏航角方向舵偏航角速率側(cè)滑角115常采用的橫航向反

39、饋控制滾轉(zhuǎn)收斂：n滾轉(zhuǎn)角速率副翼橫向靜穩(wěn)定性：n側(cè)滑角(側(cè)向過載)副翼荷蘭滾頻率：n側(cè)滑角(側(cè)向過載) 方向舵荷蘭滾阻尼：n偏航角速率方向舵同時引入微分信號增加零點(diǎn)可以進(jìn)一步改善模態(tài)特性滾轉(zhuǎn)阻尼器航向穩(wěn)定器偏航阻尼器人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析117駕駛員控制飛機(jī)的控制框圖操縱系統(tǒng)飛機(jī)操縱面偏角操縱力P運(yùn)動參數(shù)操縱系統(tǒng)飛機(jī)0駕駛員zzP開環(huán)閉環(huán)118駕駛員控制任務(wù)的分類補(bǔ)償控制補(bǔ)償控制追蹤控制追蹤控制預(yù)先顯示控制預(yù)先顯示控制預(yù)先認(rèn)知控制預(yù)先認(rèn)知控制119補(bǔ)償控制追蹤控制WPWCyuereWPrWCyurWPyyr120預(yù)先顯示控制預(yù)先認(rèn)知控制WPWCyu未來一段時間內(nèi)r(t)的采樣yt現(xiàn)在

40、rWPWCyu輸入量的統(tǒng)計(jì)特性ryr121駕駛員的數(shù)學(xué)模型t駕駛員的反應(yīng)時間：0.12t 平尾反饋，減小了短周期阻尼；當(dāng)t0，TL0.2時，即駕駛員加入不大的補(bǔ)償，短周期阻尼得以改善；當(dāng)t0，TL0.4時，系統(tǒng)變得更加穩(wěn)定，但要求駕駛員付出更多代價。141快速駕駛員根軌跡1t=0.1TL=0-50-40-30-20-1001020304050-15-10-5051015Root LocusReal AxisImag Axis142快速駕駛員根軌跡2t=0.1TL=0.2-50-40-30-20-1001020304050-30-20-100102030Root LocusReal AxisIm

41、ag Axis143快速駕駛員根軌跡3t=0.1TL=0.4-50-40-30-20-1001020304050-30-20-100102030Root LocusReal AxisImag Axis144快速駕駛員不同超前量的比較當(dāng)t0.1，TL0時，Kp增加容易使短周期變的不穩(wěn)定；當(dāng)t0.1，TL0.2或TL0.4時，穩(wěn)定性變得更差；穿過虛軸點(diǎn)的Kp值隨TL增加而減小。145不同t的駕駛員的根軌跡的比較1TL0，對應(yīng)于不加入超前補(bǔ)償?shù)那闆r，越遲鈍的駕駛員，越不易控制飛機(jī)；駕駛員越用力（Kp越大），飛機(jī)越不穩(wěn)定。146不同t的駕駛員的根軌跡的比較2加入相同的超前補(bǔ)償：反應(yīng)遲鈍的駕駛員即使采用

42、了超前補(bǔ)償也無法使系統(tǒng)變得更加穩(wěn)定。147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。148駕駛員的平衡特性駕駛員希望不需要超前或滯后補(bǔ)償?shù)娘w機(jī)，且Kp的大小合適；通常情況下，如果駕駛員的超前補(bǔ)償超過1秒，則評分下降2.5分。1優(yōu)異無需補(bǔ)償6很差但容許的缺陷廣泛補(bǔ)償2微不足道的缺陷無需補(bǔ)償7較大缺陷最大可允許補(bǔ)償3輕度不愉快的缺陷極小補(bǔ)償8較大缺陷相當(dāng)大的補(bǔ)償4較小不快的缺陷中度補(bǔ)償9較大缺陷激烈的補(bǔ)償5中等缺陷相當(dāng)大補(bǔ)償10重大缺陷失去部分操縱149開環(huán)相位余量fM開環(huán)幅頻特性曲線與橫軸相交對應(yīng)的頻率下，相頻特性離開-1

43、80的相位。通常駕駛員希望fM50 110 20log10Mf(deg)-180fM150開環(huán)相位余量fM對于單位負(fù)反饋系統(tǒng)：)(1)()(SGSGSW如果系統(tǒng)有純虛根j，則1G(j)0，G(j)=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（20log1010）處距180的距離來衡量，稱為相位余量。ImRe151開環(huán)貫穿頻率co開環(huán)對數(shù)幅頻特性曲線與橫坐標(biāo)相交點(diǎn)（或?qū)?shù)幅頻特性3dB處）對應(yīng)的頻率；20log10Mco從0到co稱為系統(tǒng)帶寬；在co處，系統(tǒng)強(qiáng)迫振蕩的幅值為1；在帶寬范圍內(nèi)，駕駛員可以對飛機(jī)進(jìn)行有效控制;通

44、常，駕駛員希望co1 rad/sec。152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(wù)，要求3dB。20log10M153閉環(huán)短周期阻尼比CL通常要求0.35CL0.55。開環(huán)阻尼比要求0.35sp1.3。154駕駛員補(bǔ)償?shù)淖饔肨I(秒) TL(秒) co(弧度/秒) fM(度) CL (分貝) 000001.00.830.750.500.25 1.01.01.00.950.71 6862595050 0.670.590.550.4250.38 -2.19-2.03-1.96-1.90-2.32 00 0.60 500.37-2.80.51.0 00 0.420

45、.30 5050 0.430.66 -4.0-5.5 155超前補(bǔ)償對俯仰角控制的影響156滯后補(bǔ)償對俯仰角控制的影響1571/T1的影響1/T1(1/S)co(1/S) fM() CL (dB) 2.01.51.0 0.2850.3270.40 505050 0.8290.7830.54 -5.5-4.85-3.75 0.607 0.60 50 0.37 -2.8(原始值)0.4 0.75 50 0.31 -2.94 158駕駛員對飛行品質(zhì)評價 159短周期頻率的影響sp (1/S) co(1/S) fM() CL (dB) 0.1 0.35 50 0.51 -4.7 0.14 0.60 5

46、00.37 -2.8(原始值) 0.20.30.40.7 0.951.01.01.0 507385100 0.290.300.2850.25 -2.2-2.5-2.6-2.8 160滾轉(zhuǎn)角控制中駕駛員的作用零極點(diǎn)相對位置可能有六種情況：SSTASGRaa) 1()(ff) 1()211 ()211 ()(STSSKSYLppttSSTSSTSAKGYSYRLppOLa) 1)(211 () 1)(211 ()(ttffRLRLLRRLLRLRTTTTTTTTTTTT121)6(112)5(211)4(211)3(112)2(121) 1 (tttttt161時間常數(shù)大致范圍滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時間常數(shù)

47、TR1/TR0.51.52.00.7反應(yīng)時間延遲t2/t0.10.22010超前補(bǔ)償時間常數(shù)TL1/TL011162可能出現(xiàn)的情況ImReRT1t2LT1t2ImReRT1t2LT1t2LRTT121tt211LRTT飛行仿真與飛控仿真164飛行仿真數(shù)值仿真變穩(wěn)飛機(jī)（空中飛行模擬器）地面飛行模擬器165變穩(wěn)飛機(jī)166變穩(wěn)飛機(jī)167飛行模擬器168飛行仿真的應(yīng)用飛行品質(zhì)研究動力學(xué)問題研究操縱性穩(wěn)定性研究復(fù)雜狀態(tài)的復(fù)現(xiàn)座艙布局研究危險(xiǎn)科目研究機(jī)動性研究訓(xùn)練飛行員新機(jī)試飛研制過程評估飛機(jī)作戰(zhàn)研究擬合、驗(yàn)證數(shù)據(jù)游戲169飛行模擬的要求相似n實(shí)時n精度n逼真其他要求n完善的測試記錄n自動化的控制管理n專

48、門的鑒定測試手段170飛行仿真的建模飛機(jī)本體建模n微分方程n狀態(tài)方程飛控建模n邏輯框圖n傳遞函數(shù)其他系統(tǒng)建模n起落架n發(fā)動機(jī)n求解n微分方程的初值解n飛控系統(tǒng)對每個環(huán)節(jié)轉(zhuǎn)化為微分方程171飛行仿真中的幾類問題奇異性問題坐標(biāo)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n面向?qū)ο髇分布交互式仿真DIS&HLAn虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)VR172動力學(xué)方程組uqvpwamFwpurvamFvrwquamFzzyyxx/pqIIqrpII rNrpIIprIIqMqrIIpqrIIpLyxxzzxzxzyzyxzx)()()()()()(22wvuzyxgggffyfyfyfyfyyfyfy

49、fyfycoscoscossinsinsinsincoscossinsinsinsincoscossincoscossincossinsincossinsinsincoscoscos)cossin(cos1tancostansinsincosffyfffffrqrqprq173奇異問題)cossin(cos1tancostansinsincosffyfffffrqrqprq當(dāng)90，出現(xiàn)奇異性174奇異問題的解決方法歐拉法（奇異）四元數(shù)法四元數(shù)法雙歐法旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)法坐標(biāo)變換矩陣175飛控環(huán)節(jié)仿真積分環(huán)節(jié)S1xdtdytxyvoid integrate ( float x , float* y , f

50、loat intTime ) (*y) += x*intTime; 176飛控環(huán)節(jié)仿真滯后濾波器void lagFilter( float x, float* y, float k, float T , float intTime ) (*y) += (k*x-(*y)*intTime/T; 1TSkTykxdtdy)(tTykxy)(177飛控系統(tǒng)仿真x1x2x3x4S1111STk122STk#define intTime 0.01#define T1 0.1float simu(float x1, float intTime) static float x2,x3,x4; integra

51、te ( x1 ,&x2, intTime ); lagFilter ( x2, &x3, k1, T1, intTime ); lagFilter ( x3, &x4, k2, T2, intTime ); return x4; 各類飛行控制系統(tǒng)分析各類飛行控制系統(tǒng)分析179飛機(jī)上常使用的控制系統(tǒng)種類阻尼器 Damper增穩(wěn)器 Stability Augmentation System控制增穩(wěn)器 Control SAS自動駕駛儀 Automatic Pilot自動著陸系統(tǒng) Instrument Landing System180自動駕駛儀的一般形式放大器Amplifi

52、er舵回路Servo Actuator飛機(jī)Airframe洗出(校正)網(wǎng)絡(luò)Washout Network放大環(huán)節(jié)Amplifier陀螺Gyroscope181增穩(wěn)器與控制增穩(wěn)器放大器Amplifier舵回路Servo Actuator飛機(jī)Airframe洗出(校正)網(wǎng)絡(luò)Washout Network放大環(huán)節(jié)Amplifier陀螺Gyroscope指令模型Shaping駕駛員Pilot182轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)也稱為：洗出網(wǎng)絡(luò)、校正網(wǎng)絡(luò)、轉(zhuǎn)彎機(jī)構(gòu)高通濾波器ttt11)(SSSSSGWS當(dāng)S1/t，GWS(S)=120dB/dec20log10A183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

53、為一階或二階環(huán)節(jié)放大器執(zhí)行機(jī)構(gòu)速率反饋位移反饋1010S2220207 . 02SSK184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(bǔ)償荷蘭滾模態(tài)的阻尼) 10051. 021. 1)(12 . 1)(1250() 194. 029. 0)(11 . 1 (5 .47)(22SSSSSSSSGrr1010S)(SGrr144SSKrr+185偏航阻尼器的根軌跡-12-10-8-6-4-20-3-2-10123Root LocusReal AxisImag Axis-1.5-1-0.500.5-1-0.8-0.6-0.4-0.200.20.40.60.81Root LocusReal A

54、xisImag Axis-5-4-3-2-1012345x 10-3-5-4-3-2-1012345x 10-3Root LocusReal AxisImag Axis186洗出網(wǎng)絡(luò)參數(shù)的影響-0.6-0.5-0.4-0.3-0.2-0.100.10.20.3-1.5-1-0.500.511.51.41.210.80.60.40.21.41.210.80.60.40.20.880.660.50.360.270.190.120.060.880.660.50.360.270.190.120.06Root LocusReal AxisImag Axis-0.6-0.5-0.4-0.3-0.2-0.1

55、00.10.20.3-1.5-1-0.500.511.51.41.210.80.60.40.21.41.210.80.60.40.20.880.660.50.360.270.190.120.060.880.660.50.360.270.190.120.06Root LocusReal AxisImag Axis144SS1SS187舵回路的影響-0.6-0.5-0.4-0.3-0.2-0.100.10.20.3-1.5-1-0.500.511.51.41.210.80.60.40.21.41.210.80.60.40.20.880.660.50.360.270.190.120.060.880.

56、660.50.360.270.190.120.06Root LocusReal AxisImag Axis-0.6-0.5-0.4-0.3-0.2-0.100.10.20.3-1.5-1-0.500.511.51.41.210.80.60.40.21.41.210.80.60.40.20.880.660.50.360.270.190.120.060.880.660.50.360.270.190.120.06Root LocusReal AxisImag Axis1010S55S188滾轉(zhuǎn)阻尼器1010S)(SGapKpa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)1 . 1)0031. 0

57、)(004. 0)(832. 0(846. 0)12. 0(44. 2)(2222SSSSSSGap189滾轉(zhuǎn)阻尼器的根軌跡-10-8-6-4-20-3-2-10123Root LocusReal AxisImag Axis190滾轉(zhuǎn)阻尼器的階躍反應(yīng)01234567891000.511.522.53191滾轉(zhuǎn)阻尼器對操縱效率的影響01234567891000.511.522.53RaTSASpSG1)()(fffKATSASWR1)(RssTApf滾轉(zhuǎn)角速率的穩(wěn)態(tài)值192俯仰阻尼器俯仰角速率平尾（升降舵）反饋改善短周期阻尼1010S)(SGeq144SSKqe+193俯仰阻尼器的根軌跡-15-

58、10-505-20-15-10-5051015202017.51512.5107.552.52017.51512.5107.552.50.940.80.640.50.380.280.170.080.940.80.640.50.380.280.170.08Root LocusReal AxisImag Axis海平面，K=0.05開環(huán)短周期阻尼：0.41閉環(huán)短周期阻尼：0.4718000m，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)-15-10-505-20-15-10-5051015202017.51512.5107.552.52017.51512.51

59、07.552.50.940.80.640.50.380.280.170.080.940.80.640.50.380.280.170.08Root LocusReal AxisImag Axis194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(jī)進(jìn)行補(bǔ)償1010S)(SGeaKae+093. 0)005. 0)(54. 6)(575. 0(061. 0)0002. 0)(316(235. 0)(2222SSSSSSGea195縱向穩(wěn)定器的根軌跡-15-10-505-15-10-5051015141210864214121086420.970.880.760.62

60、0.480.360.240.120.970.880.760.620.480.360.240.12Root LocusReal AxisImag AxisK=0.35閉環(huán)短周期sp=0.37sp=4.2196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)77. 30 . 6)90962. 5(86. 6)(22SSSSSGezn197法向過載反饋的根軌跡K=0.004閉環(huán)短周期sp=0.37sp=4.1-15-10-505-15-10-5051015141210864214121086420.970.880.760.620.480.360.240.120.970.880.760.620.480.360.240.12