飛行器自動(dòng)控制導(dǎo)論

1、第六章 典型飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)的工作原理6.1 概述6.1.1典型飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)的組成描述飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的參數(shù)有三個(gè)姿態(tài)角（、）、兩個(gè)氣流角（、）、兩個(gè)線位移（、）及一個(gè)線速度（）。飛行控制的作用，就是應(yīng)用負(fù)反饋控制原理對(duì)上述參數(shù)的部分或全部進(jìn)行控制。有時(shí)也根據(jù)需要也可控制與速度和迎角有關(guān)的馬赫數(shù)及法向過載。實(shí)際上飛行自動(dòng)控制就是按一定飛行控制律，輸出三個(gè)舵偏角（、及）及油門對(duì)飛行器實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。典型飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)一般包括三個(gè)反饋回路：舵回路、穩(wěn)定回路和控制（制導(dǎo)）回路。舵回路通常是一個(gè)隨動(dòng)系統(tǒng)（或稱為伺服系統(tǒng)），一般包括舵機(jī)、反饋部件和放大器，如圖6.1-1所示。舵回路中的舵機(jī)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)帶動(dòng)舵

2、面偏轉(zhuǎn)。舵面測(cè)速機(jī)位置傳感器- 圖6.1-1 舵回路方框圖舵回路中有兩個(gè)反饋回路：位置反饋回路，使控制信號(hào)與舵機(jī)輸出信號(hào)成比例關(guān)系，速度反饋回路，增加舵回路阻尼，改善舵回路的動(dòng)態(tài)性能。如果敏感部件是測(cè)量飛機(jī)的姿態(tài)，測(cè)量敏感部件、放大計(jì)算裝置與舵回路構(gòu)成自動(dòng)駕駛儀，自動(dòng)駕駛儀和飛機(jī)構(gòu)成了飛行器的穩(wěn)定回路，主要起穩(wěn)定和控制飛機(jī)的姿態(tài)的作用。典型的穩(wěn)定回路如圖6.1-2所示。放大計(jì)算裝置舵回路飛機(jī)敏感元件- 圖6.1-2 穩(wěn)定回路由穩(wěn)定回路和飛機(jī)重心位置測(cè)量部件以及描述飛機(jī)空間幾何關(guān)系的運(yùn)動(dòng)環(huán)節(jié)，組成更大的回路，稱為控制（或稱制導(dǎo)回路），如圖6-3所示。主要起穩(wěn)定和控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡的作用。放大計(jì)算

3、裝置舵回路飛機(jī)敏感元件-運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)接收機(jī)控制回路 圖6.1-3 控制（或制導(dǎo)）回路6.1.2 縱向控制飛行器縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)，一般由短周期模態(tài)運(yùn)動(dòng)和長(zhǎng)周期模態(tài)運(yùn)動(dòng)組成。隨著飛行器的速度越來越快，飛行高度越來越高，飛行包線范圍擴(kuò)大，欲使飛行器在整個(gè)包線范圍內(nèi)滿足飛行品質(zhì)要求，普遍采用反饋控制技術(shù)。例如高空飛行時(shí)，飛行器的阻尼特性常常變差，短周期模態(tài)特性趨于惡化，造成操縱反應(yīng)過程中超調(diào)量過大，振蕩加劇，嚴(yán)重影響飛行任務(wù)的完成，此時(shí)，可以在縱向通道引入適當(dāng)?shù)姆答伩梢愿纳骑w行品質(zhì)。又如當(dāng)飛行器要完成保持姿態(tài)角或等速V飛行時(shí)，即使飛行器具有良好的短周期模態(tài)時(shí)，但由于長(zhǎng)周期模態(tài)振蕩頻率較低，衰減較慢，甚至是慢

4、發(fā)散的。要實(shí)現(xiàn)上述任務(wù)時(shí)，要求駕駛員經(jīng)常操縱舵面加以控制，并且過程很長(zhǎng)。為了減輕駕駛員負(fù)擔(dān)，精確地完成上述任務(wù)，需要抑制沉浮運(yùn)動(dòng)，同樣可以引入適當(dāng)反饋信號(hào)達(dá)到目的。如要完成定高飛行，除了使飛行具有良好短周期模態(tài)和長(zhǎng)周期模態(tài)外，還可以引入高度反饋，完全脫離駕駛員操縱實(shí)現(xiàn)保持高度的自動(dòng)飛行。1）俯仰角穩(wěn)定與控制俯仰角穩(wěn)定與控制回路一般需要俯仰角和俯仰角速度反饋，控制結(jié)構(gòu)如圖6.1-4所示。前向控制通道俯仰角速度增益升降舵偏轉(zhuǎn)指令-俯仰角速度俯仰角 圖6.1-4 俯仰角穩(wěn)定與控制結(jié)構(gòu)前向控制通道可采用比例或比例+積分的形式，采用比例形式時(shí)存在靜差，采用比例+積分形式時(shí)控制沒有靜差，根據(jù)具體需求選擇前

5、向控制通道的形式。俯仰角速度反饋用于增加短周期阻尼。2）高度控制高度控制由俯仰內(nèi)回路和外回路組成。俯仰內(nèi)回路一般需要俯仰角和俯仰角速度反饋組成，高度控制的外回路一般采用比例+微分的形式，如圖6.1-5所示。前向控制通道俯仰角速度增益升降舵偏轉(zhuǎn)指令-俯仰角速度俯仰角高度比例升降速度增益高度給定高度升降速度- 圖6.1-5 高度控制結(jié)構(gòu)3）航跡傾斜角控制航跡傾斜角控制主要用于飛行器的爬升/下滑（下降）段，航跡傾斜角控制作為外回路，俯仰角控制作為內(nèi)回路，如圖6.1-6所示。PID俯仰角內(nèi)回路-俯仰角給定指令給定航跡傾斜角航跡傾斜角反饋 圖6.1-6航跡傾斜角控制框圖4）空速控制空速控制通常包括油門自

6、動(dòng)控制方案、俯仰空速控制和阻力空速控制。1 俯仰空速控制通過控制升降舵，改變俯仰角以控制空速。其實(shí)質(zhì)是升降舵改變俯仰角，改變重力在飛行速度方向上的投影，引起飛行加速度變化，從而控制了速度，俯仰空速控制結(jié)構(gòu)如圖6.1-7所示。前向控制通道俯仰角速度增益升降舵偏轉(zhuǎn)指令-俯仰角速度俯仰角空速比例空速積分增益空速給定空速- 圖6.1-7俯仰空速控制結(jié)構(gòu)將空速傳感器換成M數(shù)測(cè)量元件，可實(shí)現(xiàn)M數(shù)的自動(dòng)控制。由于此方案油門桿不操縱，調(diào)速范圍受到限制。2 油門自動(dòng)控制系統(tǒng)通過控制油門大小，改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力以控制空速，如圖6.1-8所示。飛行器-空速比例空速積分增益空速給定空速自動(dòng)駕駛儀 圖6.1-8 油門自動(dòng)控

7、制系統(tǒng)與自動(dòng)駕駛儀由于自動(dòng)駕駛儀工作，所以與單獨(dú)操縱油門桿的結(jié)果不同，自動(dòng)駕駛儀可以穩(wěn)定高度及俯仰角。如果自動(dòng)駕駛儀處于保持高度狀態(tài)，在穩(wěn)定過程中，空速向量始終處于水平狀態(tài)，重力的切向投影等于零，油門桿位移引起推力增量直接全部對(duì)空速起作用。若自動(dòng)駕駛儀處于保持俯仰角狀態(tài)，當(dāng)推力改變時(shí)，迎角及航跡傾斜角會(huì)發(fā)生變化，飛行器的高度會(huì)變化，即推力增量不是全部對(duì)空速起作用。3 阻力空速控制阻力空速控制通過阻力板的偏轉(zhuǎn)改變阻力實(shí)現(xiàn)空速的控制。阻力空速控制結(jié)構(gòu)如圖6-9所示。-空速比例空速積分增益空速給定空速阻力板開度指令 圖6.1-9 阻力空速控制結(jié)構(gòu)6.1.3 橫側(cè)向控制隨著飛行速度、飛行高度改變，飛行

8、器橫側(cè)向動(dòng)態(tài)特性變化較大，在高空高速時(shí)常常得不到比較滿意的飛行品質(zhì)，主要表現(xiàn)在滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)偏大，荷蘭滾模態(tài)阻尼不足，從而橫側(cè)向操作困難。目前常常采用給方向舵或副翼引入相應(yīng)的反饋信號(hào)予以改善。另外，螺旋模態(tài)的時(shí)間常數(shù)一般較大，可正可負(fù)。在受到擾動(dòng)后，飛行器回到原來的飛行狀態(tài)的時(shí)間常數(shù)較長(zhǎng)或偏離出去，因此也需要引入適當(dāng)?shù)姆答佇盘?hào)。還有，滾轉(zhuǎn)與側(cè)滑的耦合作用有時(shí)會(huì)帶來不利影響，因此為了協(xié)調(diào)也要引入適當(dāng)?shù)姆答佇盘?hào)，以減輕駕駛員負(fù)擔(dān)。1）橫側(cè)向內(nèi)回路橫側(cè)向內(nèi)回路一般采用通過方向舵和副翼來實(shí)現(xiàn)，對(duì)于滾轉(zhuǎn)通道通常引入滾轉(zhuǎn)角反饋，為了增加阻尼通常還引入滾轉(zhuǎn)角速度反饋。此外，為了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，還需引入滾轉(zhuǎn)角到方

9、向舵的反饋。另外引入偏航角速度反饋到方向舵，以增加荷蘭滾模態(tài)的阻尼。圖6.1-10是一種橫側(cè)向內(nèi)回路控制結(jié)構(gòu)。-副翼舵回路滾轉(zhuǎn)角增益給定滾轉(zhuǎn)角飛行器滾轉(zhuǎn)角速度增益方向舵回路滾轉(zhuǎn)角增益偏航角速度增益- 圖6.1-10橫側(cè)向內(nèi)回路控制結(jié)構(gòu)2）橫側(cè)向偏離控制橫側(cè)向偏離控制可以實(shí)現(xiàn)側(cè)向航跡控制。側(cè)向偏離控制一般通過飛行器的滾轉(zhuǎn)控制來實(shí)現(xiàn)，由滾轉(zhuǎn)內(nèi)回路和側(cè)偏外回路，如圖6.1-11所示。側(cè)偏距離為相對(duì)期望航線的距離，即期望航線與實(shí)際航線之差。側(cè)向偏離控制一般采用比例+微分的形式。這種控制結(jié)構(gòu)一般用于巡航飛行階段。側(cè)偏距離增益?zhèn)绕嚯x-側(cè)偏速度增益?zhèn)绕俣热M側(cè)向內(nèi)回路，滾轉(zhuǎn)角給定指令 圖6.1-11橫側(cè)

10、向偏離控制結(jié)構(gòu)6.2 俯仰姿態(tài)角穩(wěn)定和控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)實(shí)例例6.2-1設(shè)某噴氣式運(yùn)輸機(jī)的短周期近似傳遞函數(shù)其舵回路的傳遞函數(shù)為圖6.2-1a示出飛機(jī)俯仰角控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)方塊圖。角速度舵螺儀構(gòu)成阻尼回路或內(nèi)回路，垂直陀螺構(gòu)成姿態(tài)控制回路或外回路。- 圖6.2-1a 仰角控制系統(tǒng)采用根軌跡法進(jìn)行設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)步驟：先進(jìn)行內(nèi)回路設(shè)計(jì)（阻尼回路），后進(jìn)行外回路（俯仰角回路）。作出阻尼回路隨變化的根軌跡，用MATLAB工具M(jìn)ATLAB程序：>> num=conv(0 12,1 0.59);>> dem=conv(0 1 10,1 1.5 1.47);>> G=tf(num,

11、dem);>> rlocus(G);>> axis(-12 0 -4 4);>> sgrid(0.87,); 圖6.2-1b 內(nèi)回路(阻尼回路)隨變化的根軌跡如果取阻尼回路閉環(huán)特征的復(fù)根的阻尼比為0.87，此時(shí)的內(nèi)回路的反饋放大倍數(shù)為=2.51，由此可得到內(nèi)回路的閉環(huán)傳遞函數(shù)。MALAB程序：>> Sys=feedback(G,2.51,-1) Transfer function: 12 s + 7.08-s3 + 11.5 s2 + 46.59 s + 32.47 將該傳遞函數(shù)轉(zhuǎn)化為零極點(diǎn)的形式 MALAB程序：>> num1=12

12、 7.08;>> den1=1 11.5 46.59 32.47;>> z,p,k=tf2zp(num1,den1)z = -0.5900p = -5.3153 + 3.0159i -5.3153 - 3.0159i -0.8694 k = 12作出外回路隨變化的根軌跡，用MATLAB工具>> num2=12 7.08;>> den2=1 11.5 46.59 32.47 0;>> rlocus(num2,den2);>> sgrid(0.8,); 圖6.2-1c 外回路隨變化的根軌跡 如果取外回路閉環(huán)特征的復(fù)根的阻尼比為0.8，此時(shí)的內(nèi)回路的反饋放大倍數(shù)為=4.17，由此可得到外回路的閉環(huán)傳遞函數(shù)：>> num2=12*4.17 7.08*4.17;>> den2=1 11.5 46.59 32.47 0;>> Sys2=tf(num2,den2);>> Sys3=feedback(Sys2,1,-1) Transfer function: 50.04 s + 29.52-s4 + 11.5 s3 + 46.59 s2 + 82.51 s + 29.52 >> num3=50.05 29.52;&