直升機飛行控制第5章

第五章直升機自動飛行控制系統(tǒng)5.1直升機自動飛行控制一般結(jié)構(gòu)圖5-1為直升機自動飛行控制的一般結(jié)構(gòu)，它由四個通道組成，俯仰與橫滾姿態(tài)系統(tǒng)FCS|0及FCSI?分別為縱向速度控制系統(tǒng)FCS\u及側(cè)向速度控制FCS|v的內(nèi)回路，而FCS\u及FCS|v又分別構(gòu)成軌跡控制的縱向制導系統(tǒng)FCS］及側(cè)向制導系統(tǒng)FCS|y?？偩嗤ǖ罉?gòu)成高度控制系統(tǒng)FCSh或垂直速率H控制系統(tǒng)FCS\ti。尾槳通道構(gòu)成航向角控制系統(tǒng)FCS屮，同時引入側(cè)向加速度信息Av，以消除側(cè)滑，使機頭的偏轉(zhuǎn)與航跡偏轉(zhuǎn)相協(xié)調(diào)。由自動飛行一般結(jié)構(gòu)圖，根據(jù)自動飛行任務管理要求，可構(gòu)建出各種自動飛行模態(tài)。Au?Au-cFCSIxAvAvA_Au?Au-cFCSIxAvAvA_-yccFCS1y制導律5-1直升機自動飛行一般結(jié)構(gòu)圖A0A?

人屮ApAqArAxAyAHAvA5.2各類自動飛行模態(tài)一般控制律三軸姿態(tài)保持模態(tài)三軸姿態(tài),屮）保持一般具有如圖5-2所示結(jié)構(gòu)。側(cè)向加速度Av＞引入尾槳通道，以利于消除側(cè)滑。三軸姿態(tài)保持適用于全包線飛行，在穩(wěn)定飛行狀態(tài)下，一般要求姿態(tài)保持精度＜±i°。A6A屮ApAqArAV空速保持模態(tài)空速保持模態(tài)是在俯仰姿態(tài)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上構(gòu)成的，如圖5-3所示。通過控制飛機的姿態(tài)角0，以達到縱向飛行速度控制目的。當飛行速度75km/h,—般速度控制精度為＜2.5m/s?？账俦３帜B(tài)工作時，其他通道應處于姿態(tài)保持狀態(tài)。地速保持是指相對地面的縱向速度u及側(cè)向速度V保持不變。它是在橫滾通道與俯仰通道基礎(chǔ)上構(gòu)成的。如圖5-4所示。一般要求地速保持精度＜+1.2m/s，要求橫滾角限制在＜+8。。

自動懸停模態(tài)自動懸停模態(tài)的內(nèi)回路，由俯仰與橫滾姿態(tài)系統(tǒng)構(gòu)成，與地速保持模態(tài)時的俯仰與橫滾姿態(tài)系統(tǒng)相一致，自動懸停的外回路由速度控制構(gòu)成，它與地速保持模態(tài)的結(jié)構(gòu)相一致，只是控制律的參數(shù)有變化。以某直升機為例，自動懸停的高速范圍為12m?100m,滾轉(zhuǎn)角限制為＜±8。，速度保持精度＜±1.2m/s?？刂聘叨鹊淖畲笞兓蕿?.5m/s，高度控制精度為＜±2m。氣壓高度保持模態(tài)當空速大于某一值后，例如75km/h，可采用如圖5-5所示的氣壓高度保持模態(tài)，由升降速率儀經(jīng)積分提供高度差，采用PID控制形式控制總距。一般應使氣壓高度的穩(wěn)定精度＜±16m。c

c無線電高度保持模態(tài)有與氣壓高度保持模態(tài)相同的結(jié)構(gòu)，只是工作范圍離地面較近，一般在45m?350m之間，無線電咼度保持精度要求較咼，一般為—6m。航向保持模態(tài)航向保持模態(tài)有兩種形式：第一種形式如圖5-6a結(jié)構(gòu)，當航向有較大偏差時，通過操縱橫向周期變距A5，使飛機滾轉(zhuǎn)，（如同操縱固定翼飛機相類似）改變飛行航跡偏轉(zhuǎn)角X,a而尾槳通道起航向協(xié)調(diào)作用，當有側(cè)滑時，感受到的側(cè)向加速度V使機頭偏轉(zhuǎn)，以消除側(cè)滑。側(cè)滑包括由側(cè)風w而引起的側(cè)滑0以及由地速向量v與機頭不一致而引起的側(cè)滑0。y w d d第二種形式如圖5-5b所示，用作航向小修正。當有航向偏差信號時，直接控制尾槳通道，使機頭偏轉(zhuǎn)，V的加入以利于消除側(cè)滑。當工作于第一種形式時，直升機的滾轉(zhuǎn)角?有一定的限制，例如某直升機，當空速小于38m/s時，最大滾轉(zhuǎn)角為11。，而當空速大于75m/s時,其滾轉(zhuǎn)角應限制在22。。一般要求航向保持精度—±2。。Avca）航向保持模態(tài)形式1Avca）航向保持模態(tài)形式1（b）航向保持模態(tài)形式2圖5-6航向保持模態(tài)自動區(qū)域?qū)Ш侥B(tài)自動區(qū)域?qū)Ш侥B(tài)的控制結(jié)構(gòu)與航向保持模態(tài)的第一種形式相一致，只是工作在控制狀態(tài)，導航信息以A屮形式加入系統(tǒng)。C

對目標的自動航向修正模態(tài)該模態(tài)用于作戰(zhàn)，對目標進行攻擊時，需對航向進行自動修正。其航向修正精度較高，一般要求＜+1°。這一模態(tài)在前飛時，其控制結(jié)構(gòu)與航向區(qū)域?qū)Ш较嘁恢隆５珣彝；蛐∷俣蕊w行時，其結(jié)構(gòu)有如圖5-7形式。圖5-7對目標的自動航向修正模態(tài)垂直速度保持模態(tài)當要求直升機以恒定的某一垂直升降速度H飛行時，應具有如圖5-8所示的結(jié)構(gòu)。應用時，一般空速應大于20m/s，垂直速度控制精度應在士5m/s范圍內(nèi)，H的保持精度應作為自動飛行控制系統(tǒng)的一個例子，圖5-9給出了中型多用途直升機“山貓”縱向自動控制結(jié)構(gòu)圖，它實現(xiàn)角位置姿態(tài)穩(wěn)定，航向穩(wěn)定，氣壓高度及無線電高度穩(wěn)定，實現(xiàn)水聲浮標拖索懸停，以及由巡航至懸停的自動過度。其結(jié)構(gòu)特點是實現(xiàn)雙余度配置。圖5-9中型多用途直升機縱向自動控制結(jié)構(gòu)5.3基于MFCS的自動飛行模態(tài)設(shè)計直升機顯模型解耦跟蹤控制系統(tǒng)(MFCS)具有良好的四通道軸間解耦及動態(tài)跟蹤效果,已被眾多的直升機所采用。因此，本節(jié)將以MFCS為內(nèi)回路對MFCS進行擴展，綜合成如下諸外回路模態(tài)：空速控制與保持,高度控制與保持及航向控制與保持,以及其它更為復雜的直升機自動飛行模態(tài)，諸如自動過渡飛行，自動著陸等，本節(jié)將敘述它們的控制律結(jié)構(gòu)及基本設(shè)計方法。5.3.1外回路結(jié)構(gòu)配置MFCS的基本結(jié)構(gòu)配置如圖5—10所示，由于所設(shè)計的控制律能夠使直升機的飛行狀態(tài)在一拍采樣周期內(nèi)，強迫跟蹤反映操縱動特性要求的顯模型，使得MFCS的四個控制通道相對獨立。A0cL O応羅 s2+4.2s+9A0cL O応羅 s2+4.2s+9顯模型1Mc 卜1279s2+42s+9顯模型2Aw ?-2■c0.25s+1顯模型3Arb.10725s2+7s+25顯模型4A0aS直升機動力島Au一尸Av?Aw?A0■Ad打■Aq?Ap.ArjASc圖5-10MFCS結(jié)構(gòu)配置指令直接輸入顯模型，實現(xiàn)縱向通道控制俯仰姿態(tài)變化量A0，橫向通道控制橫滾角變化量A申，航向通道控制偏航角速率Ar，總距通道控制立軸速度Aw的目的。根據(jù)自動飛行模態(tài)設(shè)計要求，應在原有MFCS的基礎(chǔ)上，對回路進行擴展，以縱向速度u，橫向速度v，高度h和偏航角屮作為被控量，設(shè)計出具有良好指令響應特性的外回路自動飛行系統(tǒng)，整個外回路系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)配置如圖5-11所示。MFCS控制律MMFCS—-?控制律MFCS控制律MMFCS—-?控制律圖5-11基于MFCS的外回路結(jié)構(gòu)配置5.3.2傳遞矩陣T的確定現(xiàn)將外回路定義為FCS(即控制u,v,h，屮的飛行控制系統(tǒng))，其輸入矢量為u,v,h,屮y=[Au,Av,Ah,△屮]T，將MFCS作為內(nèi)回路，其輸入矢量為x=[AO,Aw,Ar]t，相應的cccccccccc輸出狀態(tài)矢量為x=[AO,A?,Aw,Ar]T，為構(gòu)成FCS ，需將狀態(tài)矢量X通過氣動傳遞矩u,v,h,屮陣T，轉(zhuǎn)變?yōu)檩敵鰻顟B(tài)矢量y，即y=Tx (5-1)式中y=[Au,Av,Ah,A屮]T。由直升機機體軸系下的增量線性化狀態(tài)方程為HAX=FAX+MAS (5-2)可導出傳遞陣T。例如求T中T(2,2)，即橫滾A?對側(cè)向速度Av的傳遞關(guān)系。為此，寫出式(5-2)中的側(cè)向力Y變化的小擾動線性化方程YAu+YAv+YAW+YAq+YAp+YAr=YAu+YAv+YAwu v W qpruvw （5—3）+YAO+YA?+YA屮+YAS+YAS+YAS+YASO ? 屮 SeSaSrSce a r c其中Y.（. ）為氣動導數(shù)，AS ）為四通道作動器變化量，由上式可得出各側(cè)向力i（i=u,v,） i（i=e,a,r,c）引起的側(cè)向加速度變化av的表達式Av=—[YAv+YA?-YAp-YAq-YAr-YAu-YAW+YAuTOC\o"1-5"\h\zYv ? p q r u W u （5—4）v+YAw+YAO+YA屮+YAS+YAS+YAS+YAS]

w O 屮 SeSaSrSce a r c以某型直升機在前飛狀態(tài)（速度為22m/s）為例，將其氣動導數(shù)代入（5-4）式，得Av=-0.073Av+0.171A?-O.OlOAp-0.004Aq-0.08Ar-O.OAu-O.OAw-0.007Au （55）+0.04Aw+0.0AO+0.0A屮一0.00AS+0.01AS-0.03AS+0.02AS -earc由于MFCS已有優(yōu)良的各通道解耦效果，故認為上式中產(chǎn)生直升機側(cè)向加速度Av的主要因素是本通道的飛機橫滾角A?和側(cè)向速度的變化量Av，故可將(5-4)式簡化為5-6）Av=vAv+?A?5-6）YY

v v由(5-6)式可得相應結(jié)構(gòu)圖，如圖5-12所示。圖5-12圖5-12滾轉(zhuǎn)角與橫向速度之間關(guān)系由上圖可得傳遞矩陣T(2,2)的拉氏變換式為Av(s) Ya/Y 0.17=ev= (5-7)AQ(s)s-Y/Ys+0.07vv同理可導出T(1,1),即導出在MFCS狀態(tài)下的縱向速度變化量Au對俯仰姿態(tài)A0的響應，即Au(Au(s)A9(s)s-X/Xuu.-0.17s+0.0265-8)由T(1,1)及T(2,2)可知，在MFCS工作狀態(tài)下，Au對A0，以及Av對AQ的響應近似為積分過程。同樣，可導出T(3,3)及T(4,4)，即高度變化Ah，偏航角變化△屮分別對Aw及Ar的響應Aw ArAh= ，A屮二 (5-9)ss由于機體坐標軸系的地垂速度Aw方向是向下為正，而高度變化Ah向上為正，所以兩個變量符號相反。另外還認為由于姿態(tài)角y很小，Ah=-Awcos9u-Aw，由(5-7)，(5-8),(5-9)三式最終可得傳遞矩陣T，對某直升機而言，有0000-10s0丄s_00.17s+00.17s+0.07005-10)s+0.0260005.3.3外回路fcs| 控制律設(shè)計u,v,h,屮由于圖5-10所示的MFCS具有良好的解耦與動靜態(tài)跟蹤特性，使得本來非常復雜的多輸入多輸出系統(tǒng)外回路控制律設(shè)計可簡化為四個通道的單輸入單輸出系統(tǒng)，如圖5-13所示。以縱向的速度控制設(shè)計為例，速度控制律采用比例加積分形式，即可用經(jīng)典控制的根軌跡法設(shè)計參數(shù)k,k。由于MFCS已具有四通道解耦及良好的動態(tài)跟蹤性能，所以可近似uui地認為縱向速度控制通道的內(nèi)回路特性就是要跟蹤的顯模型特性，例如對某型直升機有如下顯模型5-11)A9(s) 6x95-11)A9(s) s2+4.2s+9c由此可得縱向通道的開環(huán)傳遞函數(shù)G(s)=u0.17-6-9k(s+k/k) u ui u-s(s+0.026)(s2+4.2s+9)5-12)圖5-13FCS 基本結(jié)構(gòu)配置u,v,h,屮kk=0.66時，閉環(huán)uk由此可得縱向通道的閉環(huán)根軌跡如圖5-14所示，當選取嚴=0.1,ku系統(tǒng)的一對振蕩根為S1,2=-1.6土1.7&。此時系統(tǒng)已具有良好的動態(tài)阻尼（g=0.67），對階5.3.4FCS| 性能驗證及分析u,v,h,屮為了驗證按上述方法設(shè)計的FCS 的有效性，此時圖5-13中的控制對象的動力學u,v,h,屮及氣動傳遞陣T不再采用設(shè)計時的如式（5-10）所示的簡化式，而是采用考慮四通道耦合的形式，如式（5-2）所表示的完整的動力學矩陣方程。1.FCS 中的縱向速度控制u,v,h，屮圖（5.15）為FCS 在Au階躍輸入下，各狀態(tài)量的響應特性，Au得到控制，而u,v,h，屮其它狀態(tài)，Ah，Av，Aw可近似保持不變。從其中的A9響應曲線可以看到，直升機由于低頭，姿態(tài)角負向增大，產(chǎn)生直升機縱向加速度Au,加速到要求的Au后，姿態(tài)角逐漸返回到接近原來的位置，縱向加速度消失。由于坐標極性規(guī)定，在正的A作用下，使飛機下俯,e所以動態(tài)過程中A正向變化。如圖5-15所示。按式（5-5）的推導方法可以得到簡化后的e地垂速度的變化方程AW=—0.14Au-0.5581Aw-0.62A5 （5-13）c由上式知，由于Au的變化，將引起地垂速度的變化，由于MFCS解耦控制的效果將使地垂速度變化為0,所以MFCS自動調(diào)整總距AS。為使AW為0，氏在動態(tài)過程中開始為負cc的變化，以抵消Au的增加對Aw的影響，如圖5-15曲線所示。圖5-15FCS 對Au的階躍動態(tài)響應u,v,h，屮2.FCS 中的橫向速度控制u,v,h，屮圖5-16為FCS 中的各狀態(tài)量在橫向速度Av階躍輸入時的動態(tài)響應，呈現(xiàn)出良u,v,h，屮好的解耦及操縱動特性。其物理過程是，在Av輸入作用下首先使橫滾角AQ正向增大，即右滾，產(chǎn)生正的橫向加速度AV，待橫向速度Av達到要求值后，A?逐漸返回。但穩(wěn)態(tài)后由于橫向速度的增大，將引起側(cè)向阻力的增大，所以穩(wěn)態(tài)后A0必須保持為一右滾的正穩(wěn)態(tài)值，

由它所產(chǎn)生的側(cè)力與由于Av增加后所產(chǎn)生的阻力相平衡，如圖5-16所示。圖5-16FCS 對Av的動態(tài)響應u,v,h，屮3.FCS 中的高度控制u,v,h，屮在高度通道中加入Ah階躍信號。圖5-17顯示出FCS 良好的控制響應及各通道解u,v,h，屮耦效果?？刂茣rA5首先增大，并逐漸減小，最后穩(wěn)態(tài)保持為0,其對應的Z軸速度的變化cAw是先負向增大，即直升機向上飛，而后減速，直到高度達到要求的位置，并最終保持Z軸速度不變。由于縱向速度與橫向速度的變化量很小，所以縱向周期變距與橫向周期變距的變化很小。圖5-17FCS 對Ah的動態(tài)響應u,v,h，屮4.FCS 中的偏航控制u,v,h，屮航向保持通道加入幅值為1的A屮階躍信號。圖5-18顯示出良好的航向動態(tài)跟蹤及各通道解耦性能。當控制結(jié)束后，A5應回至零，使偏航角速率Ar回到零。

t(st(s)圖5-18FCS 對A屮的動態(tài)響應u,v,h，屮5.3.5fcs 抗氣流擾動特性性能u,v,h，屮直升機在飛行過程中，受到氣流擾動的影響，以MFCS為內(nèi)回路的FCS 對風擾u,v,h，屮動有良好的魯棒性，在圖5-13所示的仿真結(jié)構(gòu)圖中，在直升機動力學環(huán)節(jié)中加入不同形式的風擾動，如階躍水平風擾動Au，階躍垂風擾動Aw等，以檢驗外回路四通道對風擾動ww的抑制能力。在直升機動力學環(huán)節(jié)中加入風擾動的方法可參考第二章的圖2-30。圖5-19為僅有階躍水平風Au作用下的FCS 四通道輸出響應，圖5-20為僅有階w u,v,h，屮躍垂風Aw作用下的FCS 四通道輸出響應。兩種風擾動都是在系統(tǒng)工作后第10秒時w u,v,h，屮加入。由圖5-19的動態(tài)響應表明，仿真開始時FCS\ 四通道保持輸入為0,直升機在u,v,h，屮配平狀態(tài)下以某初始速度水平前飛，第10秒加入單位階躍水平風擾動后，縱向空速u幾秒鐘后回到初始配平狀態(tài)，其他三個通道的Av，A屮，Ah由于系統(tǒng)有良好的自適應解耦性能，在幾秒鐘時間內(nèi)恢復到初始狀態(tài)。圖5-20為0.1m/秒階躍垂風擾動作用下的動態(tài)響應。圖5-21為兩種階躍風同時加入后系統(tǒng)的響應，以上動態(tài)響應表明以MFCS為內(nèi)回路的FCS 具有良好的抑風性能。u,v,h，屮10.1o<0<11121314150III2I34IE0.05-°'°5811■w 1_- △屮 Ah -1191JIlli9Au10圖5-19階躍水平風加入后系統(tǒng)的響應圖5-20階躍垂風加入后系統(tǒng)的響應圖5-21階躍水平風與階躍垂風同時加入后系統(tǒng)響應5.4直升機自動過渡飛行控制系統(tǒng)設(shè)計直升機自動過渡飛行時，通常要求高度隨時間按拋物線規(guī)律下降，地速以某種減加速

度線性地減速。為使自動過渡更為平穩(wěn)，在接近懸停高度時，高度改為按指數(shù)規(guī)律拉平；在

接近零速時，速度也改為按指數(shù)規(guī)律減速到零，所以按圖5-22所示自動過渡飛行時，應以假設(shè)自動過渡的初始高度為H0和初始速度為U0，待懸停的高度為J，并假定直升機由H下降到H的時間為t，進入自動過渡的時刻為t二0，則高度按拋物線下降的變0 xt jd化規(guī)律為1H二H——H12 （5-14）02d式中：H為直升機當前高度；H為升降加速度，設(shè)置為某一常值，且H>0；dd按自動過渡下降時，升降速度片為dH=Ht （5-15）dd由式（5-14）和式（5-15）可得AH=H—H=—4 （5-16）o2Hd由于H為常值，當令K2=2H時，則式（5-16）可改寫為dd

H=K.AH (5-17)d如果高度按式(5-14)的規(guī)律下降，則必滿足式(5-17)。所以可用式(5-17)來控制高度的自動過渡。將誤差信號E=K-AH-H，引入高度速率H控制系統(tǒng)FCS「，如圖5.22所示，則可使直升機的高度按設(shè)置的拋物線規(guī)律下降。速度的自動過渡當高度自動過渡到某一懸停高度時，速度應為零，設(shè)速度的自動過渡規(guī)律為5-18)5-19)5-20)u二u—Ut5-18)5-19)5-20)0d式中：U為進入自動過度時的初始地速；U為期望的減加速度。0d由式(5-18)可得地速按線性規(guī)律減速到零的時間tfut=0-fud由式(5-14)可得高度下降到某一懸停高度H的時間tTOC\o"1-5"\h\zxt s\o"CurrentDocument"；2(H-H)

t= 0 x—s H' d為確保直升機自動過渡到所要求的高度時，其速度也下降到零，則t=t，故由式sf5-19)與(5-20)可得5-21)5-22)u ：2(H—H)5-21)5-22)TOC\o"1-5"\h\z―= 0 xt—\o"CurrentDocument"u Hd d因為K=^2Hd，則由式(5-21)可得2uK=——du0由此可見，為了達到高度與速度的同步必須滿足式(5-22)。因此，在控制時，只要根據(jù)自動過渡進入的條件u、H和H以及選定的減加速度值u，由(5-22)計算相應的K0 0xt d值，再由K=、；2H，則可得到按拋物線下降時的下降加速度H?！癲 d按指數(shù)規(guī)律拉平當直升機的高度下降到接近懸停高度時，過渡軌跡由原拋物線規(guī)律下降的軌跡改為按指數(shù)拉平的軌跡。采用的指數(shù)拉平軌跡表達式可寫為tAH=H—H=(H—H)e—t (5-23)xt l0 xt

式中H為轉(zhuǎn)入指數(shù)拉平時的起始高度，T為拉平的時間常數(shù)，H為懸停高度，H為當前高度。由式（5-23）可得指數(shù)拉平軌跡的升降速度H及升降加速度H分別為T 10 xt t xt t 10H= (H-H)e-10T2 10 xt=T 10 xt t xt t 10H= (H-H)e-10T2 10 xt=(H-H)= AHT2 xtT2 105-24)式中AH二H-H。10 xt為了使高度軌跡由拋物線平穩(wěn)過渡到指數(shù)拉平，必須使二者轉(zhuǎn)換處的升降加速度相等K2也即拋物線下降加速度H= 等于上式的指數(shù)拉平加速度H，故d2 10AHT2 10由此可得5-25)1式中K口二一，K值由式（5-22）求得。HT綜上所述，可得自動過渡時的控制規(guī)律：在飛控總距通道中引入式（5-17）所表達的誤差信號K,込H-H，通過控制使之為零。則可實現(xiàn)按設(shè)置的高度拋物線規(guī)律性下降。如圖5-23所示，在下降過程中，按式（5-25）不斷比較KJAH與 的值，當二者相等時,即平滑地轉(zhuǎn)入指數(shù)拉平軌跡。按式（5-24），將片作為控制信息引入至總距通道，并如圖105-23那樣使H-H二0，則可實現(xiàn)按指數(shù)軌跡拉平，且實現(xiàn)拉平后的懸停。105.4.4自動過渡的高度與速度控制系統(tǒng)為了使自動過渡的高度軌跡控制與速度控制這一外回路具有優(yōu)越性能，其內(nèi)回路選擇為顯模型跟蹤飛控系統(tǒng)（MFCS），如圖5-13所示。從而使內(nèi)回路具有自適應解耦性能。同時由于內(nèi)回路具有四通道優(yōu)良的動態(tài)跟蹤及自適應解耦性能，直升機內(nèi)回路的四控制通道可按四個線性獨立的單輸入單輸出系統(tǒng)配置。所構(gòu)成的自動懸停外回路即高度控制回路FCS|H及速度控制回路FCS\u也可按獨立通道進行設(shè)計。及速度控制回路FCS\u也可按獨立通道進行設(shè)計。00圖5-23自動過渡飛行高度通道結(jié)構(gòu)配置圖5-23為自動過渡高度控制回路結(jié)構(gòu)配置圖，按設(shè)置的u、u、H和H值由式0d0xt(5-22)計算K值。為了提高控制精度，以比例加積分的形式控制MFCS中的總距控制通道。高度自動過渡時，拋物線下降過渡到按指數(shù)規(guī)律拉平的轉(zhuǎn)換由圖中的比較器完成。當TOC\o"1-5"\h\z\o"CurrentDocument"K .KVAH>，節(jié)點1閉合，AH的平方根信號經(jīng)乘法器與K值相乘，并進入H限八10 ：2 d幅器，限幅后信號經(jīng)比例積分環(huán)節(jié)輸入到MFCS的總距通道，此時具有如下高度控制規(guī)律(kJAh<B)H(K^AH>B)H5-26)\o"CurrentDocument"AW二(K'AH-H)(K+(kJAh<B)H(K^AH>B)H5-26)K\o"CurrentDocument"AW二(H-H)(K+二)c B 1S式中片為限幅器的限幅值，B為限幅器線性段的范圍，片限幅器線性范圍內(nèi)的增B H d益k=1。K 1 .當KX.AH< 后，節(jié)點2閉合，AH信號經(jīng)-—直接與H信號綜合，此時將控HV 10J2 10 T制MFCS總距通道，使飛機按指數(shù)規(guī)律拉平AW二(-1AH-H)(KcT10 1S在進入自動過渡后，如KiAH值超過限幅器的線性范圍B后，由于限幅器輸出為常H值H，此時高度控制回路控制直升機以恒值的H升降速度下降。BB

圖5-24為直升機過渡飛行的速度控制系統(tǒng)FCS|。該系統(tǒng)將使初始速度u逐步過渡U 0到懸停u=0。為了提高控制穩(wěn)態(tài)質(zhì)量，以比例加加積分形式控制MFCS的縱向周期變距,d為提高系統(tǒng)動態(tài)阻尼，引入加速度反饋構(gòu)成內(nèi)回路。u0u0d—圖5-24直升機自動過渡懸停的速度控制結(jié)構(gòu)由圖5-24可寫出由MFCS作為內(nèi)回路的速度控制控制律A9cKA9cK(AU—U)(K+——)VB1SK(AU—KAu)(K+ 2)Vu1S(KAu>u)UV(KAu<u)uV5-28)式中U為限幅器的限幅值，u為限幅器線性段的范圍，U限幅器線性范圍內(nèi)的增益BVk=1。當直升機進入自動過渡時，由于開始時地速較大，超過限幅器的線性范圍，限幅器輸出為常值，此時FCS|成為減加速度控制系統(tǒng)。在U作用下，直升機的地速以U（