飛機(jī)飛行控制課件(PPT 266頁)

1、飛機(jī)飛行控制精品PPT第1頁，共266頁。緒論精品PPT第2頁，共266頁。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。精品PPT第3頁，共266頁。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。精品PPT第4頁，共266頁。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(dòng)方式精品PPT第5頁，共266頁。典型桿式操縱機(jī)構(gòu)精品PPT第6頁，共266頁。第二代戰(zhàn)斗機(jī)三

2、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)精品PPT第7頁，共266頁。典型助力器及力臂調(diào)節(jié)器精品PPT第8頁，共266頁。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(dòng)駕駛儀精品PPT第9頁，共266頁。典型電傳飛控系統(tǒng)精品PPT第10頁，共266頁。第四代戰(zhàn)斗機(jī)布局：隱身氣動(dòng)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(dòng)控制

3、技術(shù)作戰(zhàn)方式：？精品PPT第11頁，共266頁。駕駛員 vs 飛行控制系統(tǒng)駕駛員的缺點(diǎn)有限的反應(yīng)速度有限的感知能力會(huì)緊張、疲勞駕駛員的優(yōu)點(diǎn)學(xué)習(xí)能力應(yīng)付意外的能力飛行控制系統(tǒng)：在飛行過程中，利用自動(dòng)控制系統(tǒng)，能夠?qū)︼w行器構(gòu)形、飛行姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)實(shí)施控制的系統(tǒng)。精品PPT第12頁，共266頁。本課程的目的飛機(jī)引入飛行控制系統(tǒng)的飛行力學(xué)機(jī)理：飛行控制系統(tǒng)如何改變飛機(jī)的模態(tài)特性；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(dòng)力學(xué)特性分析：飛機(jī)控制系統(tǒng)特性的分析方法；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：常見控制系統(tǒng)類型及其分析、選擇；精品PPT第13頁，共266頁。本課程的

4、地位以自動(dòng)控制原理、飛行動(dòng)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(dòng)力學(xué)工作的基礎(chǔ)之一。飛機(jī)本體發(fā)動(dòng)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(píng)估精品PPT第14頁，共266頁。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(dòng)態(tài)特性人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析各類飛行控制系統(tǒng)的分析精品PPT第15頁，共266頁。背景知識(shí)精品PPT第16頁，共266頁?？刂七^程的描述飛行控制（駕駛員操縱飛機(jī)）過程的物理描述開環(huán)操縱閉環(huán)操縱精品PPT第17頁，共266頁。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?jī)?yōu)點(diǎn)：將時(shí)域轉(zhuǎn)換成頻域?qū)⑽⒎址匠剔D(zhuǎn)換為代數(shù)方程精品PPT第18頁，共266頁。彈簧振子系統(tǒng)零初值拉氏變

5、換精品PPT第19頁，共266頁。彈簧振子的振蕩成因彈簧的位移擾動(dòng)恢復(fù)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)阻尼精品PPT第20頁，共266頁?？v向模態(tài)的物理成因Da0頻率頻率阻尼阻尼短周期長(zhǎng)周期精品PPT第21頁，共266頁。Db0Lbb0Lrr0Db0Df0滾轉(zhuǎn) 收斂Npp0Nrr0p0荷蘭滾模態(tài) 荷蘭滾 頻率Df0y0螺旋模態(tài) Gsinf0Db0Ybb0荷蘭滾阻尼 荷蘭滾阻尼 精品PPT第22頁，共266頁。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(zhǎng)周期以Zu為

6、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、Yb精品PPT第23頁，共266頁。閉環(huán)系統(tǒng)單位負(fù)反饋（k=1）的傳遞函數(shù)若則對(duì)于反饋系數(shù)為k的負(fù)反饋精品PPT第24頁，共266頁。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(duì)模態(tài)比沒有影響。就是說，加入反饋后飛機(jī)各運(yùn)動(dòng)參數(shù)之間的幅值比和相位差不變。精品PPT第25頁，共266頁。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 D(S)=D(S)+kN(S)=0當(dāng)k=0時(shí)，D(S)=0，對(duì)應(yīng)系統(tǒng)極點(diǎn)當(dāng)k=時(shí)，N(S)=0，對(duì)

7、應(yīng)系統(tǒng)零點(diǎn)Matlab：rlocus，rltool精品PPT第26頁，共266頁。根軌跡分析每一對(duì)共軛復(fù)根表示一個(gè)振蕩模態(tài)每一個(gè)實(shí)跟對(duì)應(yīng)著一個(gè)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(duì)應(yīng)著收斂的模態(tài)，右半平面發(fā)散精品PPT第27頁，共266頁。根軌跡分析ABC典型二階環(huán)節(jié)特征根矢徑為w，矢徑越長(zhǎng)，頻率越高，j越大，阻尼比越大精品PPT第28頁，共266頁。頻率特性傳遞函數(shù)G(S)中，S用jw（對(duì)應(yīng)于正弦振蕩）代入，得這個(gè)公式表示系統(tǒng)輸入（正余弦）諧波振蕩時(shí)，系統(tǒng)反應(yīng)中的強(qiáng)迫振蕩分量（時(shí)域）縱向短周期近似傳遞函數(shù)：若輸入為正弦波：精品PPT第29頁，共266頁。頻率特性拉

8、氏變換后得：于是：海維賽展開：強(qiáng)迫振蕩部分：對(duì)比：精品PPT第30頁，共266頁。對(duì)數(shù)頻率特性頻率特性曲線（Bode圖）,半對(duì)數(shù)坐標(biāo)對(duì)數(shù)幅頻特性對(duì)數(shù)相頻特性精品PPT第31頁，共266頁。對(duì)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(duì)數(shù)頻率特性曲線可以疊加G1G2G精品PPT第32頁，共266頁。對(duì)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 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。精品PPT第33頁，共266頁。典型環(huán)節(jié)的對(duì)數(shù)頻率特性G=K 比例環(huán)節(jié)G=1/(

9、1+TS) 一階滯后(慣性)G=1/(1+2zS/w+S2/w2) 振蕩環(huán)節(jié)精品PPT第34頁，共266頁。手繪Bode圖的過程精品PPT第35頁，共266頁。手繪Bode圖的過程左側(cè)漸進(jìn)線有問題精品PPT第36頁，共266頁。手繪Bode圖的過程將S以0代入G精品PPT第37頁，共266頁?？刂葡到y(tǒng)組成飛機(jī)本體駕駛員傳感器舵回路控制系統(tǒng)機(jī)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(jì)(測(cè)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(jì)算機(jī)精品PPT第38頁，共266頁。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

10、繪制簡(jiǎn)單的根軌跡和Bode圖不要求上交精品PPT第39頁，共266頁。飛機(jī)閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性 縱向反饋控制及其閉環(huán)特性精品PPT第40頁，共266頁。飛機(jī)縱向常見問題戰(zhàn)斗機(jī)高空飛行時(shí)阻尼不足高速飛行靜穩(wěn)定性高或低速不足戰(zhàn)斗機(jī)放寬靜穩(wěn)定性后縱向靜穩(wěn)定性不足，甚至短周期發(fā)散長(zhǎng)周期發(fā)散更關(guān)心短周期模態(tài)精品PPT第41頁，共266頁。縱向反饋控制精品PPT第42頁，共266頁?？v向運(yùn)動(dòng)參數(shù)及控制面運(yùn)動(dòng)參數(shù)（反饋信號(hào)）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qquH(-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(thr

11、ottle)襟翼偏角鴨翼偏角推力矢量dEdTdFdCdP精品PPT第43頁，共266頁?？v向傳遞函數(shù)1其中 zsp 短周期阻尼比 wsp 短周期頻率 zp 長(zhǎng)周期阻尼比 wp 長(zhǎng)周期頻率短周期（short period）長(zhǎng)周期（phugoid）精品PPT第44頁，共266頁?？v向傳遞函數(shù)2精品PPT第45頁，共266頁。俯仰角q反饋精品PPT第46頁，共266頁。反饋系數(shù)符號(hào)的確定Kq與Aq同號(hào)精品PPT第47頁，共266頁。俯仰角q反饋系數(shù)Kq0Kq0精品PPT第48頁，共266頁。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

12、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(gè)系數(shù)主要影響長(zhǎng)周期模態(tài)的特性精品PPT第49頁，共266頁。俯仰角反饋的閉環(huán)根軌跡俯仰角反饋的效果：改善長(zhǎng)周期阻尼短周期阻尼變差精品PPT第50頁，共266頁。算例俯仰角反饋根軌跡Kq=0.05精品PPT第51頁，共266頁。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(shí)改變了長(zhǎng)周期、短周期的模態(tài)特性。精品PPT第52頁，共266頁。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(duì)長(zhǎng)周期影響較小精品PPT第53頁，共266頁。算

13、例俯仰角速率反饋根軌跡Kq=0.01精品PPT第54頁，共266頁。不同反饋系數(shù)的比較Kq=0.01 Kq =0.05精品PPT第55頁，共266頁。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(dǎo)數(shù)Mq0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(dǎo)數(shù)DMq=MdeKq0可見，俯仰角速率增加了短周期阻尼精品PPT第56頁，共266頁?？v向（俯仰）阻尼器俯仰角速率反饋，用于改善短周期阻尼比。精品PPT第57頁，共266頁。qq 反饋精品PPT第58頁，共266頁。qq 反饋的根軌跡俯仰角速率反饋精品PPT第59頁，共266頁。算例qq

14、 反饋精品PPT第60頁，共266頁。特殊情況長(zhǎng)周期發(fā)散例如，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(gè)低頭力矩，相當(dāng)于一個(gè)附加的DMu0，有可能使特征方程系數(shù)a4=g(ZuMw-MuZw)0，此時(shí)，若其他系數(shù)均為正，則長(zhǎng)周期模態(tài)會(huì)耦合為一正一負(fù)兩個(gè)實(shí)根。精品PPT第61頁，共266頁。長(zhǎng)周期發(fā)散時(shí)的俯仰角反饋精品PPT第62頁，共266頁。長(zhǎng)周期振蕩發(fā)散 ( a30，則可能a20，短周期耦合成一正一負(fù)兩個(gè)實(shí)根。這對(duì)應(yīng)于飛機(jī)失去縱向靜穩(wěn)定性（Ma ）的情況，對(duì)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

15、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：精品PPT第64頁，共266頁。短周期發(fā)散時(shí)的俯仰角角速率反饋精品PPT第65頁，共266頁。短周期發(fā)散的算例精品PPT第66頁，共266頁。速度反饋速度是一個(gè)長(zhǎng)周期參數(shù)，因此可以推論引入速度反饋可以改變長(zhǎng)周期穩(wěn)定性。同為長(zhǎng)周期參數(shù)的俯仰角，其反饋可以改變長(zhǎng)周期特性，但俯仰角同時(shí)也是短周期參數(shù)，俯仰角反饋同時(shí)會(huì)對(duì)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)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(gè)系數(shù)，從而改變長(zhǎng)周期特性。精品PPT第67頁，共266

16、頁。速度反饋的閉環(huán)根軌跡速度反饋的效果：改善長(zhǎng)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(shí)，短周期模態(tài)特性惡化，頻率下降。精品PPT第68頁，共266頁。算例速度反饋Kv=0.02精品PPT第69頁，共266頁。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(shí)改善長(zhǎng)短周期模態(tài)特性精品PPT第70頁，共266頁。算例速度加速度反饋精品PPT第71頁，共266頁。迎角反饋de=-KaDaDM=Mdede=-MdeKaDa =MdeKa(a- ac)DMa=MdeKa0迎角反饋增加了縱向靜穩(wěn)定性精品PPT第72頁，共266頁。迎角反饋的根軌跡迎角反饋的效果：對(duì)長(zhǎng)周期

17、模態(tài)特性影響較小。增加短周期模態(tài)頻率，同時(shí)減小了短周期的阻尼比。（通?？梢酝瑫r(shí)引入俯仰角速率反饋以改善阻尼比）精品PPT第73頁，共266頁。算例迎角反饋精品PPT第74頁，共266頁。迎角反饋與俯仰角反饋的比較迎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角速率反饋也可以改善短周期模態(tài)特性對(duì)長(zhǎng)周期模態(tài)特性影響較小可以改善長(zhǎng)周期模態(tài)的特性飛機(jī)的反應(yīng)與迎角相對(duì)應(yīng)飛機(jī)的反應(yīng)與俯仰角相對(duì)應(yīng)精品PPT第75頁，共266頁。放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)精品PPT第76頁，共266頁。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(dòng)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

18、性。精品PPT第77頁，共266頁。示例靜不穩(wěn)定飛機(jī)的迎角反饋精品PPT第78頁，共266頁。法向加速度反饋由于迎角在飛行過程中不易測(cè)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Zdede項(xiàng)，則迎角與az有一一對(duì)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(shí)：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(duì)稱位置安裝兩個(gè)傳感器。精品PPT第79頁，共266頁。法向加速度的傳遞函數(shù)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(hào)精品PPT第80頁，共266頁。法向加速度反饋的根軌跡法向過載反饋效果：對(duì)長(zhǎng)周

19、期模態(tài)特性影響較小。增加短周期模態(tài)頻率，同時(shí)減小了短周期的阻尼比。（通?？梢酝瑫r(shí)引入俯仰角速率反饋以改善阻尼比）精品PPT第81頁，共266頁。算例法向加速度/過載反饋精品PPT第82頁，共266頁。示例靜不穩(wěn)定飛機(jī)的法向過載反饋精品PPT第83頁，共266頁。高度反饋高度傳遞函數(shù)中存在S=0的一個(gè)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。精品PPT第84頁，共266頁。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(hào)，若TH1 0，則會(huì)出現(xiàn)高度模態(tài)發(fā)散的情況。即用升降舵控制高度時(shí)不穩(wěn)定，這種現(xiàn)象稱為航跡穩(wěn)定性問題。精品PPT第85頁，共266頁。高度微分反饋的根軌

20、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)定性問題精品PPT第86頁，共266頁?？v向反饋控制比較短周期阻尼比短周期頻率長(zhǎng)周期阻尼比長(zhǎng)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精品PPT第87頁，共266頁。常用反饋控制量短周期：頻率：a，nz阻尼：q長(zhǎng)周期q，u調(diào)整反饋系數(shù)通過加入微分信號(hào)以增加零點(diǎn)?？v向穩(wěn)定器縱向阻尼器精品PPT第88頁，共266頁。飛機(jī)閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性 橫航向反饋控制及其閉環(huán)特性精品PPT第89頁，共266頁。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(shí)間常數(shù)大)盤

21、旋過程中出現(xiàn)側(cè)滑滾轉(zhuǎn)過程中出現(xiàn)側(cè)滑精品PPT第90頁，共266頁。橫航向運(yùn)動(dòng)參數(shù)及控制面運(yùn)動(dòng)參數(shù)（反饋信號(hào)）控制面傾斜角滾轉(zhuǎn)角速度偏航角速度偏航角側(cè)滑角側(cè)向加速度prbny (ay )副翼偏角 aileron方向舵偏角rudder差動(dòng)平尾擾流板da右副翼下偏為正dr方向舵右偏為正Ddeds精品PPT第91頁，共266頁。橫航向傳遞函數(shù)副翼控制精品PPT第92頁，共266頁。橫航向傳遞函數(shù)方向舵控制精品PPT第93頁，共266頁。滾轉(zhuǎn)角副翼反饋da=Kf(fcf)DL=Ldada=LdaKf(fcf)Lf=LdaKfTR，螺旋模態(tài)和滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)的特性都得以改善。 當(dāng)Tf0,不利偏航）。Nb主要決

22、定了荷蘭滾模態(tài)的頻率：精品PPT第102頁，共266頁。靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Lb：橫向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)上反效應(yīng)機(jī)翼（后掠角、上反角、位置）、垂尾Lb 0荷蘭滾模態(tài)頻率精品PPT第103頁，共266頁。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(shí)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(shí)得到增加；Kb過大可能會(huì)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。精品PPT第104頁，共266頁。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(huì)產(chǎn)生兩個(gè)附加的力矩導(dǎo)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)

23、生的DNr較小。Nr主要影響荷蘭滾模態(tài)的阻尼。精品PPT第105頁，共266頁。偏航角副翼反饋傳遞函數(shù)的建立精品PPT第106頁，共266頁。偏航角副翼反饋的根軌跡精品PPT第107頁，共266頁。偏航角方向舵反饋偏航角方向舵反饋對(duì)各個(gè)模態(tài)均不利，通常不單獨(dú)使用。精品PPT第108頁，共266頁。偏航角速率方向舵反饋偏航角方向舵反饋，相當(dāng)于增加了偏航阻尼導(dǎo)數(shù)： DNrDNdrKrNr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。精品PPT第109頁，共266頁。偏航角速率方向舵反饋的根軌跡當(dāng)反饋系數(shù)較小時(shí)，三個(gè)模態(tài)都有所改善；反饋系數(shù)太大對(duì)荷蘭滾模態(tài)不利。精品PPT第110頁，共266

24、頁。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)： DNb DNdrKbNb增加相當(dāng)于增加了荷蘭滾模態(tài)的頻率。精品PPT第111頁，共266頁。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。精品PPT第112頁，共266頁。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)滑角精品PPT第113頁，共266頁。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

25、角(側(cè)向過載) 方向舵荷蘭滾阻尼：偏航角速率方向舵同時(shí)引入微分信號(hào)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)定器偏航阻尼器精品PPT第114頁，共266頁。人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析精品PPT第115頁，共266頁。駕駛員控制飛機(jī)的控制框圖開環(huán)閉環(huán)精品PPT第116頁，共266頁。駕駛員控制任務(wù)的分類補(bǔ)償控制追蹤控制預(yù)先顯示控制預(yù)先認(rèn)知控制精品PPT第117頁，共266頁。補(bǔ)償控制追蹤控制精品PPT第118頁，共266頁。預(yù)先顯示控制預(yù)先認(rèn)知控制精品PPT第119頁，共266頁。駕駛員的數(shù)學(xué)模型t駕駛員的反應(yīng)時(shí)間：0.12 平尾反饋，減小了短周期阻尼；當(dāng)t0，TL0.2時(shí)，即駕駛員加入不大的補(bǔ)償，短

26、周期阻尼得以改善；當(dāng)t0，TL0.4時(shí)，系統(tǒng)變得更加穩(wěn)定，但要求駕駛員付出更多代價(jià)。精品PPT第139頁，共266頁。快速駕駛員根軌跡1t=0.1TL=0精品PPT第140頁，共266頁?？焖亳{駛員根軌跡2t=0.1TL=0.2精品PPT第141頁，共266頁?？焖亳{駛員根軌跡3t=0.1TL=0.4精品PPT第142頁，共266頁?？焖亳{駛員不同超前量的比較當(dāng)t0.1，TL0時(shí)，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(shí)，穩(wěn)定性變得更差；穿過虛軸點(diǎn)的Kp值隨TL增加而減小。精品PPT第143頁，共266頁。不同t的駕駛員的根軌跡的比較1TL0，對(duì)應(yīng)于不加入超前補(bǔ)償?shù)?/p>

27、情況，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。精品PPT第144頁，共266頁。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了超前補(bǔ)償也無法使系統(tǒng)變得更加穩(wěn)定。精品PPT第145頁，共266頁。俯仰角控制中駕駛員對(duì)飛行品質(zhì)的評(píng)價(jià)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。精品PPT第146頁，共266頁。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(píng)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

28、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精品PPT第147頁，共266頁。開環(huán)相位余量M開環(huán)幅頻特性曲線與橫軸相交對(duì)應(yīng)的頻率下，相頻特性離開-180的相位。通常駕駛員希望M50 110 精品PPT第148頁，共266頁。開環(huán)相位余量M對(duì)于單位負(fù)反饋系統(tǒng)：如果系統(tǒng)有純虛根jw，則1G(jw)0，G(jw)=1（模為1，相位180）此時(shí)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

29、余量。精品PPT第149頁，共266頁。開環(huán)貫穿頻率co開環(huán)對(duì)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(duì)應(yīng)的頻率；從w0到wwco稱為系統(tǒng)帶寬；在wco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(duì)飛機(jī)進(jìn)行有效控制;通常，駕駛員希望wco1 rad/sec。精品PPT第150頁，共266頁。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D3dB。精品PPT第151頁，共266頁。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0.35zsp1.3。精品PPT第152頁，共266頁。駕駛員補(bǔ)償?shù)淖饔肨I(秒) TL(秒) c

30、o(弧度/秒) M(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 0.420.30 5050 0.430.66 -4.0-5.5 精品PPT第153頁，共266頁。超前補(bǔ)償對(duì)俯仰角控制的影響精品PPT第154頁，共266頁。滯后補(bǔ)償對(duì)俯仰角控制的影響精品PPT第155頁，共266頁。1/T1的影響1/T1(1/S)co(1/S) M() CL (dB) 2.01

31、.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 精品PPT第156頁，共266頁。駕駛員對(duì)飛行品質(zhì)評(píng)價(jià) 精品PPT第157頁，共266頁。短周期頻率的影響sp (1/S) co(1/S) M() CL (dB) 0.1 0.35 50 0.51 -4.7 0.14 0.60 500.37 -2.8(原始值) 0.20.30.40.7 0.951.01.01.0 507385100 0.290.300.2850.25 -2.2-

32、2.5-2.6-2.8 精品PPT第158頁，共266頁。滾轉(zhuǎn)角控制中駕駛員的作用零極點(diǎn)相對(duì)位置可能有六種情況：精品PPT第159頁，共266頁。時(shí)間常數(shù)大致范圍滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時(shí)間常數(shù)TR1/TR0.51.52.00.7反應(yīng)時(shí)間延遲t2/t0.10.22010超前補(bǔ)償時(shí)間常數(shù)TL1/TL011精品PPT第160頁，共266頁?？赡艹霈F(xiàn)的情況精品PPT第161頁，共266頁。飛行仿真與飛控仿真精品PPT第162頁，共266頁。飛行仿真數(shù)值仿真變穩(wěn)飛機(jī)（空中飛行模擬器）地面飛行模擬器精品PPT第163頁，共266頁。變穩(wěn)飛機(jī)精品PPT第164頁，共266頁。變穩(wěn)飛機(jī)精品PPT第165頁，共266頁。

33、飛行模擬器精品PPT第166頁，共266頁。飛行仿真的應(yīng)用飛行品質(zhì)研究動(dòng)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(dòng)性研究訓(xùn)練飛行員新機(jī)試飛研制過程評(píng)估飛機(jī)作戰(zhàn)研究擬合、驗(yàn)證數(shù)據(jù)游戲精品PPT第167頁，共266頁。飛行模擬的要求相似實(shí)時(shí)精度逼真其他要求完善的測(cè)試記錄自動(dòng)化的控制管理專門的鑒定測(cè)試手段精品PPT第168頁，共266頁。飛行仿真的建模飛機(jī)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(dòng)機(jī)求解微分方程的初值解飛控系統(tǒng)對(duì)每個(gè)環(huán)節(jié)轉(zhuǎn)化為微分方程精品PPT第169頁，共266頁。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

34、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(shí)技術(shù)VR精品PPT第170頁，共266頁。動(dòng)力學(xué)方程組精品PPT第171頁，共266頁。奇異問題當(dāng)q=90，出現(xiàn)奇異性精品PPT第172頁，共266頁。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(biāo)法坐標(biāo)變換矩陣精品PPT第173頁，共266頁。飛控環(huán)節(jié)仿真積分環(huán)節(jié)void integrate ( float x , float* y , float intTime ) (*y) += x*intTime; 精品PPT第174頁，共266頁。飛控環(huán)節(jié)仿真滯后濾波器void lagFilter( float x,

35、float* y, float k, float T , float intTime ) (*y) += (k*x-(*y)*intTime/T; 精品PPT第175頁，共266頁。飛控系統(tǒng)仿真x1x2x3x4#define intTime 0.01#define T1 0.1float simu(float x1, float intTime) static float x2,x3,x4; integrate ( x1 ,&x2, intTime ); lagFilter ( x2, &x3, k1, T1, intTime ); lagFilter ( x3, &x4, k2, T2, i

36、ntTime ); return x4; 精品PPT第176頁，共266頁。各類飛行控制系統(tǒng)分析精品PPT第177頁，共266頁。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(dòng)駕駛儀 Automatic Pilot自動(dòng)著陸系統(tǒng) Instrument Landing System精品PPT第178頁，共266頁。自動(dòng)駕駛儀的一般形式精品PPT第179頁，共266頁。增穩(wěn)器與控制增穩(wěn)器精品PPT第180頁，共266頁。轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)也稱為：洗出網(wǎng)絡(luò)、校正網(wǎng)絡(luò)、轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu)高通濾波器當(dāng)S1/t，GWS(S)

37、=1精品PPT第181頁，共266頁。陀螺與舵回路模型簡(jiǎn)化陀螺模型為比例環(huán)節(jié)：Krg舵回路可簡(jiǎn)化為一階或二階環(huán)節(jié)精品PPT第182頁，共266頁。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)的阻尼精品PPT第183頁，共266頁。偏航阻尼器的根軌跡精品PPT第184頁，共266頁。洗出網(wǎng)絡(luò)參數(shù)的影響精品PPT第185頁，共266頁。舵回路的影響精品PPT第186頁，共266頁。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(shí)間常數(shù)精品PPT第187頁，共266頁。滾轉(zhuǎn)阻尼器的根軌跡精品PPT第188頁，共266頁。滾轉(zhuǎn)阻尼器的階躍反應(yīng)精品PPT第189頁，共266頁。滾轉(zhuǎn)

38、阻尼器對(duì)操縱效率的影響滾轉(zhuǎn)角速率的穩(wěn)態(tài)值精品PPT第190頁，共266頁。俯仰阻尼器俯仰角速率平尾（升降舵）反饋改善短周期阻尼精品PPT第191頁，共266頁。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：0.4718000m，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)精品PPT第192頁，共266頁?？v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(duì)于放寬靜穩(wěn)定性的飛機(jī)進(jìn)行補(bǔ)償精品PPT第193頁，共266頁?？v向穩(wěn)定器的根軌跡K=0.35閉環(huán)短周期zsp=0.37wsp=4.2精品PPT第194頁，共266頁

39、。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)精品PPT第195頁，共266頁。法向過載反饋的根軌跡K=0.004閉環(huán)短周期zsp=0.37wsp=4.1精品PPT第196頁，共266頁。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)頻率精品PPT第197頁，共266頁。航向穩(wěn)定器的根軌跡精品PPT第198頁，共266頁。常見的增穩(wěn)器及阻尼器目的導(dǎo)數(shù)反饋信號(hào)舵面俯仰阻尼器短周期阻尼Mq俯仰角速率平尾縱向穩(wěn)定器短周期頻率Ma迎角/法向過載平尾滾轉(zhuǎn)阻尼器滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時(shí)間常數(shù)Lp滾轉(zhuǎn)角速率副翼偏航阻尼器荷蘭滾模態(tài)阻尼Nr偏航角速率方向舵航向穩(wěn)定器荷蘭滾模態(tài)頻率Nb側(cè)滑角方向舵精品P

40、PT第199頁，共266頁。某二代機(jī)的縱向控制系統(tǒng)精品PPT第200頁，共266頁。某二代機(jī)橫航向控制系統(tǒng)精品PPT第201頁，共266頁。控制增穩(wěn)器為解決增穩(wěn)器對(duì)操縱性的負(fù)面影響在增穩(wěn)器基礎(chǔ)上加入前向通道通常加入指令模型精品PPT第202頁，共266頁。指令模型低通濾波器當(dāng)S1/tm ，M(S)=0大幅值機(jī)動(dòng)時(shí)，動(dòng)作慢、頻率低小幅值機(jī)動(dòng)時(shí)，動(dòng)作快、頻率高精品PPT第203頁，共266頁。積分式/比例式過載指令控制增穩(wěn)器全權(quán)限桿對(duì)應(yīng)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(diǎn)：精品PPT第204頁，共266頁。速度穩(wěn)定性正速度穩(wěn)定性PSS中性速度穩(wěn)定性NSSPositiv

41、e Speed StabilityNeutral Speed Stability精品PPT第205頁，共266頁。F-8C飛行控制系統(tǒng)分析精品PPT第206頁，共266頁。F-8 “十字軍戰(zhàn)士”1953年設(shè)計(jì)，1957年服役，1965年停產(chǎn)翼展10.72米；機(jī)長(zhǎng)16.61米；機(jī)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(shí)用升限：17600米 作戰(zhàn)半徑：370800公里；爬升率：130米秒精品PPT第207頁，共266頁。 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)精品PPT第208頁，共266頁。積分式控制律精品PPT第209頁，共266

42、頁。正常飛行狀態(tài)下的簡(jiǎn)化精品PPT第210頁，共266頁。指令信號(hào)的選擇高速時(shí)，駕駛員更關(guān)心過載低速時(shí)，駕駛員更關(guān)心姿態(tài)因此，將法向過載與俯仰角速率進(jìn)行組合作為反饋信號(hào)精品PPT第211頁，共266頁。主通道精品PPT第212頁，共266頁。放寬靜穩(wěn)定性的補(bǔ)償采用俯仰角速率反饋精品PPT第213頁，共266頁。邊界迎角控制在大迎角階段，駕駛員更關(guān)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(dòng)轉(zhuǎn)換：當(dāng)KB=1，USeN，正常狀態(tài)當(dāng)KB=0，USeB，邊界迎角限制狀態(tài)精品PPT第214頁，共266頁。迎角限制器精品PPT第215頁，共266頁。 增加橫向靜穩(wěn)定性 消除側(cè)滑

43、角 滾轉(zhuǎn)阻尼器副翼通道精品PPT第216頁，共266頁。 副翼方向舵交連 消除側(cè)滑角 航向穩(wěn)定器方向舵通道精品PPT第217頁，共266頁。大迎角滾轉(zhuǎn)帶來的側(cè)滑精品PPT第218頁，共266頁。轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生的側(cè)滑精品PPT第219頁，共266頁。副翼方向舵交聯(lián)(ARI)(1SH)(2SH)(SGrdada機(jī)飛RollXPedX:RollX:PedX飛行員壓桿輸入飛行員蹬舵輸入精品PPT第220頁，共266頁。副翼方向舵交聯(lián)的實(shí)現(xiàn)根據(jù)小擾動(dòng)方程中側(cè)滑角為零：硬交聯(lián)：均衡交聯(lián)：精品PPT第221頁，共266頁。副翼方向舵交聯(lián)的效果精品PPT第222頁，共266頁。側(cè)滑角變化率反饋精品PPT第223頁

44、，共266頁。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(jìn)行協(xié)調(diào)滾轉(zhuǎn)精品PPT第224頁，共266頁。F-16縱向飛行控制系統(tǒng)精品PPT第225頁，共266頁。縱向自動(dòng)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)配平精品PPT第226頁，共266頁。保持俯仰姿態(tài)模式算例飛機(jī)舵回路精品PPT第227頁，共266頁。保持俯仰姿態(tài)模式的算例根軌跡精品PPT第228頁，共266頁。以俯仰阻尼器作為內(nèi)回路飛機(jī)舵回路舵機(jī)增益放大器

45、增益精品PPT第229頁，共266頁。內(nèi)回路根軌跡圖精品PPT第230頁，共266頁。內(nèi)回路根軌跡 krg=1.2精品PPT第231頁，共266頁。內(nèi)回路根軌跡 krg=2精品PPT第232頁，共266頁。外回路根軌跡 krg=1.2，kamp=1.41精品PPT第233頁，共266頁。外回路根軌跡 krg=2，kamp=2.6精品PPT第234頁，共266頁。保持高度模式 保持高度模式可能會(huì)造成長(zhǎng)周期模態(tài)發(fā)散，因此通常需要同時(shí)引入： 俯仰角反饋、微分網(wǎng)絡(luò)、加速度反饋飛機(jī)舵回路高度計(jì)滯后精品PPT第235頁，共266頁。高度截獲精品PPT第236頁，共266頁。A320縱向自動(dòng)駕駛儀垂直速度控制等高度控制高度預(yù)置控制精品PPT第237頁，共266頁。保持速度模式飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)延遲舵回路空速管滯后精品PPT第238頁，共266頁。保持速度模式的根軌跡圖精品PPT第239頁，共2