第五章-典型飛行控制系統(tǒng)分析-NEW課件

自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)中國(guó)民航學(xué)院機(jī)電學(xué)院張旗2002年9月制1可編輯課件PPT第五章典型飛行控制系統(tǒng)分析5.1概述5.2阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)5.3控制增穩(wěn)系統(tǒng)5.4飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)5.5飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)5.6空速和馬赫數(shù)的保持與控制2可編輯課件PPT5.1概述典型飛行控制系統(tǒng)的構(gòu)成：舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路舵回路：改善舵機(jī)的性能以滿足飛行控制系統(tǒng)的要求，通常將舵機(jī)的輸出信號(hào)反饋到輸入端形成負(fù)反饋回路的隨動(dòng)系統(tǒng)。舵回路的組成：舵機(jī)、反饋部件、放大器。放大器舵機(jī)舵面位置傳感器測(cè)速機(jī)--舵回路3可編輯課件PPT5.1概述自動(dòng)駕駛儀：測(cè)量部件測(cè)量的是飛機(jī)的飛行姿態(tài)信息，則姿態(tài)測(cè)量部件+舵回路=自動(dòng)駕駛儀。穩(wěn)定回路：自動(dòng)駕駛儀+被控對(duì)象穩(wěn)定回路。穩(wěn)定回路作用：穩(wěn)定和控制飛機(jī)姿態(tài)。放大計(jì)算裝置舵回路舵面測(cè)量部件飛機(jī)-穩(wěn)定回路4可編輯課件PPT5.1概述控制（制導(dǎo)）回路：穩(wěn)定回路+飛機(jī)重心位置測(cè)量部件+描述飛機(jī)空間位置幾何關(guān)系的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)控制（制導(dǎo)）回路?？刂疲ㄖ茖?dǎo)）回路作用：穩(wěn)定和控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡。放大計(jì)算裝置舵回路舵面測(cè)量部件飛機(jī)-控制（制導(dǎo)）回路運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)接收機(jī)穩(wěn)定回路5可編輯課件PPT5.1概述典型的飛行控制系統(tǒng)包括以下幾個(gè)基本部分：測(cè)量部件：是信息源，用來(lái)測(cè)量飛行控制所需要的飛機(jī)運(yùn)定參數(shù)。信號(hào)處理部件：將測(cè)量部件的測(cè)量信號(hào)加以處理，形成符合控制要求的信號(hào)和飛行自動(dòng)控制規(guī)律。放大部件：將信號(hào)處理部件的輸出信號(hào)進(jìn)行必要的放大處理，以驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)。執(zhí)行部件：根據(jù)放大部件的輸出信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。6可編輯課件PPT5.4飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)飛機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)包括：俯仰自動(dòng)駕駛儀、馬赫配平系統(tǒng)和飛行速度控制系統(tǒng)。自動(dòng)駕駛儀：用來(lái)控制飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)的，所以又稱為角位移自動(dòng)駕駛儀。自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律：是描述自動(dòng)駕駛儀如何駕駛飛機(jī)的控制過(guò)程，即自動(dòng)駕駛儀本身的方程。根據(jù)其輸入與輸出之間的關(guān)系，分為：比例式和積分式兩大類。比例式控制規(guī)律：舵面偏轉(zhuǎn)角與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)之間成比例關(guān)系；構(gòu)成比例式自動(dòng)駕駛儀（有差式）。積分式控制規(guī)律：舵面偏轉(zhuǎn)角與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)之間成積分關(guān)系，或舵面偏轉(zhuǎn)角速度與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)之間成比例關(guān)系；構(gòu)成積分式自動(dòng)駕駛儀（無(wú)差式）。7可編輯課件PPT自動(dòng)駕駛儀的俯仰通道：用來(lái)控制飛機(jī)俯仰角運(yùn)動(dòng)的，作為俯仰角運(yùn)動(dòng)的自動(dòng)控制，既要考慮飛機(jī)相對(duì)于橫軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，即俯仰角本身的變化，也要考慮速度向量在對(duì)稱平面內(nèi)的轉(zhuǎn)動(dòng)。俯仰角本身變化：用縱軸的力矩方程來(lái)描述；速度向量的旋轉(zhuǎn)：用法向力方程來(lái)描述。以上兩種轉(zhuǎn)動(dòng)是通過(guò)迎角α相聯(lián)系，無(wú)論是俯仰角θ改變或是航跡傾斜角

改變都會(huì)使迎角α變化，引起縱向穩(wěn)定力矩和升力L的改變。自動(dòng)駕駛儀工作狀態(tài)：穩(wěn)定狀態(tài)和操縱狀態(tài)。穩(wěn)定狀態(tài)：穩(wěn)定給定的基準(zhǔn)狀態(tài)，使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)盡可能不受外界干擾的影響；操縱狀態(tài)：外加一個(gè)控制信號(hào)去改變?cè)鶞?zhǔn)狀態(tài)的運(yùn)動(dòng)。8可編輯課件PPT5.4飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制9可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

對(duì)有人駕駛的飛機(jī)，其工作狀態(tài)是是由駕駛員建立的，接通自動(dòng)駕駛儀后，這一基準(zhǔn)狀態(tài)就作為自動(dòng)駕駛儀的穩(wěn)定工作點(diǎn)。任何擾動(dòng)所引起的偏差量都是相對(duì)這個(gè)工作點(diǎn)來(lái)說(shuō)的，操縱飛機(jī)，是在改變自動(dòng)駕駛儀的工作點(diǎn)。建立基準(zhǔn)狀態(tài)的條件：L=G∑Mz=0LGVαδe0Xt10可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律若不計(jì)舵回路的慣性，舵回路的傳遞函數(shù)可簡(jiǎn)化為K

，自動(dòng)駕駛儀的控制律為：上式簡(jiǎn)寫(xiě)成：式中：由垂直陀螺以及舵回路構(gòu)成了比例式控制律的姿態(tài)角自動(dòng)控制器如下：飛機(jī)

eU

u+

U

g-舵回路垂直陀螺11可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例式自動(dòng)駕駛儀縱向自動(dòng)駕駛儀的基本功能之一就是能將飛機(jī)保持在給定的參考姿態(tài)

g，此參考姿態(tài)是由駕駛員根據(jù)某種飛行狀態(tài)（水平飛行，爬升，下滑）的需要而建立的，控制系統(tǒng)接通后就力圖保持在給定的參考姿態(tài)，工作在保持狀態(tài)的飛行控制系統(tǒng)又稱為角位移控制系統(tǒng)。工作原理：當(dāng)飛機(jī)在進(jìn)行等速水平直線飛行狀態(tài)時(shí)，受到紊流干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差=-00，假定初始俯仰角0=0，則垂直陀螺儀測(cè)出俯仰角偏差后，輸出電壓信號(hào)K1。如果外加控制信號(hào)U

g=0，則通過(guò)信號(hào)綜合與舵回路后，按照控制規(guī)律驅(qū)動(dòng)升降舵向下偏轉(zhuǎn)e=K

K10,使飛機(jī)產(chǎn)生低頭力矩，減小俯仰角偏差，最后實(shí)現(xiàn)姿態(tài)保持的功能。12可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例式自動(dòng)駕駛儀工作原理（續(xù)）：修正俯仰角偏差

和控制俯仰角的過(guò)程如下：t

00修正穩(wěn)定俯仰角

的過(guò)渡過(guò)程t

g0控制俯仰角

的過(guò)渡過(guò)程13可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例式自動(dòng)駕駛儀存在常值干擾力矩Mf時(shí)，比例式自動(dòng)駕駛儀的靜差問(wèn)題當(dāng)飛機(jī)作水平直線飛行時(shí)，如果受到俯仰方向的常值干擾力矩Mf的作用，例如干擾力矩為（抬頭力矩）：（1）+A/P工作+（2）（3）（4）-當(dāng)時(shí)，飛機(jī)不再繼續(xù)運(yùn)動(dòng)+結(jié)論：V向上偏轉(zhuǎn)且14可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例式自動(dòng)駕駛儀存在常值干擾力矩Mf時(shí)，比例式自動(dòng)駕駛儀的靜差問(wèn)題(續(xù))由此可以得到以下結(jié)論:常值干擾力矩Mf將引起俯仰角靜差，此靜差與常值干擾力矩Mf同極性且成正比，并與反饋增益L

成反比；增大反饋增益L

可減小俯仰角靜差。但是，過(guò)大的反饋增益L

會(huì)導(dǎo)致升降舵偏角e過(guò)大。易引發(fā)振蕩。15可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例式自動(dòng)駕駛儀（4）一階微分信號(hào)在比例式控制規(guī)律中的作用為了抑制振蕩，在控制律中引入俯仰角速度,對(duì)飛機(jī)的振蕩運(yùn)動(dòng)增加阻尼，其控制規(guī)律為：其過(guò)渡過(guò)程如右圖，其中：0tΔ

Δ

20Δδe22Δδe1tt1t2t3ΔδeΔ

e16可編輯課件PPT（4）一階微分信號(hào)在比例式控制規(guī)律中的作用（續(xù)）自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律中各項(xiàng)的作用：若鎖住舵面，飛機(jī)對(duì)于起始偏離Δ的穩(wěn)定過(guò)程：（飛機(jī)在糾偏的短周期時(shí)間內(nèi)，θ無(wú)明顯變化，可用代替,在飛機(jī)沒(méi)有傾斜角時(shí)，)。僅靠飛機(jī)自身的靜穩(wěn)定力矩及阻尼力矩來(lái)糾正起始偏離過(guò)程是緩慢的，穩(wěn)定力矩阻尼力矩5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例式自動(dòng)駕駛儀17可編輯課件PPT當(dāng)自動(dòng)駕駛儀參與工作后，舵面偏轉(zhuǎn)Δδz對(duì)方程的影響：阻尼力矩A/P阻尼作用穩(wěn)定力矩A/P穩(wěn)定作用18可編輯課件PPT（4）一階微分信號(hào)在比例式控制規(guī)律中的作用（續(xù)）-結(jié)論在一定的舵回路時(shí)間常數(shù)下，用增加反饋增益來(lái)增大阻尼是有限度的，特別當(dāng)T

較大時(shí)；為確保角穩(wěn)定回路的性能，不能單純?cè)黾铀俾释勇菪盘?hào)強(qiáng)度（即不能過(guò)大），必須同時(shí)減小舵回路的慣性，使舵回路具有足夠?qū)挼耐l帶；一般舵回路時(shí)間常數(shù)T

限制在0.03

0.1s內(nèi)，即舵回路的頻帶一般比飛行器頻帶寬3

5倍。5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例式自動(dòng)駕駛儀19可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-積分式自動(dòng)駕駛儀為了消除比例式自動(dòng)駕駛儀在常值力矩Mf作用下存在的角位移靜差，通常采用速度反饋（即軟反饋）舵回路形式的自動(dòng)駕駛儀。在舵回路中采用速度反饋或稱為軟反饋形式的信號(hào)，就組成了所謂的積分式自動(dòng)駕駛儀。-右圖的舵回路閉環(huán)傳遞函數(shù)為：20可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-積分式自動(dòng)駕駛儀

將舵回路中的硬反饋改成速度反饋，使舵偏角與俯仰角的偏離成正比—積分式自動(dòng)駕駛儀，可消除靜差。+--

系統(tǒng)工作在穩(wěn)定狀態(tài)，則將上式兩邊積分，且令初始條件則即：升降舵偏角與俯仰角偏差的積分成比例，當(dāng)系統(tǒng)進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后，靠Δ的積分去提供舵偏角，從而消除俯仰角的靜差。K

-

g=0時(shí)，當(dāng)指令輸入

g21可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-積分式自動(dòng)駕駛儀雖然存在舵面鉸鏈力矩的作用，但速度反饋式舵回路的控制律中積分關(guān)系存在的原因:當(dāng)亞音速飛行時(shí)，氣動(dòng)鉸鏈力矩的硬反饋?zhàn)饔糜诙鏅C(jī)本身的軟反饋?zhàn)饔孟啾仁呛苋醯?；因?yàn)楝F(xiàn)代飛機(jī)往往采用助力器而不是直接控制舵面，所以即使當(dāng)超聲速飛行時(shí)，氣動(dòng)鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)也沒(méi)有直接影響；由于現(xiàn)代飛機(jī)均裝置有自動(dòng)配平系統(tǒng)，因此可以很好地抵消基準(zhǔn)舵偏角

e（0）的影響?？紤]動(dòng)態(tài)性能要求為了提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性，引入俯仰角速率的信號(hào)構(gòu)成反饋，以改善系統(tǒng)阻尼性；為了使系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)一步改善，采用“提前反舵”原理，使舵面的偏轉(zhuǎn)相位超前于俯仰角偏移。則需要引入俯仰角的加速度信號(hào)。22可編輯課件PPT

這種積分式自動(dòng)駕駛儀的積分關(guān)系完全是由于舵回路采用速度反饋所造成，所以也稱速度反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀或叫軟反饋式自動(dòng)駕駛儀?？刂埔?guī)律：對(duì)上式積分，且令初始條件，則得：在這種積分式自動(dòng)駕駛儀中：速率陀螺信號(hào)—是俯仰角穩(wěn)定信號(hào)，用以糾正俯仰角偏離；角加速度信號(hào)—是阻尼信號(hào)，它保證升降舵偏角與俯仰角速度成比例，用以補(bǔ)償飛機(jī)自然阻尼的不足；垂直陀螺信號(hào)—俯仰角偏離的積分信號(hào)，保證升降舵偏轉(zhuǎn)角與俯仰角偏離的積分成比例，用以自動(dòng)消除穩(wěn)定狀態(tài)和操縱狀態(tài)俯仰角的靜差和穩(wěn)態(tài)誤差。5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-積分式自動(dòng)駕駛儀23可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-積分式自動(dòng)駕駛儀-++

L

+

g++積分式自動(dòng)駕駛儀的缺陷：由于飛機(jī)傳遞函數(shù)中的積分環(huán)節(jié)，已被速率陀螺所構(gòu)成的反饋回路（）所包圍，因此不再對(duì)控制信號(hào)起積分作用。當(dāng)控制信號(hào)為斜波信號(hào)時(shí)，積分式自動(dòng)駕駛儀將仍然存在著控制靜差；積分式自動(dòng)駕駛儀雖能消除常值力矩所導(dǎo)致的靜差，但是結(jié)構(gòu)復(fù)雜，并且需要角加速度的信號(hào)。舵回路采用速度反饋的角位移控制系統(tǒng)的等效方框圖24可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例加積分式(均衡反饋式)自動(dòng)駕駛儀+-+-+等效變換圖舵回路的傳遞函數(shù)：25可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例加積分式(均衡反饋式)自動(dòng)駕駛儀-+由于Tp值很小，上式慣性環(huán)節(jié)可忽略不計(jì)。則舵回路的傳遞函數(shù)簡(jiǎn)化為：均衡反饋舵回路的角位移控制系統(tǒng)方塊圖：其中：舵回路傳遞系數(shù)-26可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例加積分式(均衡反饋式)自動(dòng)駕駛儀++將均衡反饋舵回路的角位移控制方塊圖做等效變換，可得到該角位移控制系統(tǒng)方塊圖的等效圖：由于Te比飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)時(shí)間Ts大得多，那么，在飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)工作頻段內(nèi)可認(rèn)為即Te是斷開(kāi)的。-++由此可見(jiàn)，均衡反饋式自動(dòng)駕駛儀實(shí)際上相當(dāng)于具有比例加積分控制律的自動(dòng)駕駛儀，因?yàn)榉e分常數(shù)1/Te很小，所以只有當(dāng)系統(tǒng)進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后才會(huì)發(fā)揮其明顯的積分作用。27可編輯課件PPT5.4.1姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理

-比例加積分式(均衡反饋式)自動(dòng)駕駛儀比例加積分式自動(dòng)駕駛儀的控制律為：從形式上看，上式控制律與積分式自動(dòng)駕駛儀控制律是基本相同的，但是在具體實(shí)現(xiàn)上的要求卻又較大差別。因?yàn)樵谶@種比例加積分式自動(dòng)駕駛儀的設(shè)計(jì)中，要實(shí)現(xiàn)舵回路的均衡反饋，關(guān)鍵在于得到時(shí)間常數(shù)Te很大的非周期環(huán)節(jié)。

通?？赏ㄟ^(guò)電子線路或采用帶硬反饋的慢速隨動(dòng)系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)，而設(shè)計(jì)積分式自動(dòng)駕駛儀的關(guān)鍵環(huán)節(jié)卻是如何獲得高質(zhì)量的俯仰角加速度信號(hào)。28可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制下面以自動(dòng)駕駛儀控制律為例，來(lái)分析自動(dòng)駕駛儀的工作過(guò)程。本節(jié)主要介紹一下單個(gè)方面內(nèi)容：比例式自動(dòng)駕駛儀修正初始俯仰角偏差初始迎角0情況下的縱向運(yùn)動(dòng)常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程與穩(wěn)態(tài)誤差估算29可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

修正初始俯仰角偏差穩(wěn)定過(guò)程ovx

0(t)

e(t)(t)0t+

0,由于+L

+e升降舵下偏，產(chǎn)生低頭力矩0減小，，并且其值也會(huì)隨著俯仰角（t）逐漸減小而負(fù)向增大。

30可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

修正初始俯仰角偏差（續(xù)）穩(wěn)定過(guò)程（續(xù)）由于剛打破平衡后，在低頭力矩的作用下，飛機(jī)的縱軸總是先于空速向量發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)，-空速向量向下偏轉(zhuǎn)加快，減緩迎角負(fù)向增加的速度，當(dāng)迎角達(dá)到最大值m，飛機(jī)的縱軸與空速向量轉(zhuǎn)動(dòng)的速度相同時(shí)，負(fù)迎角不再增加。由于負(fù)值分量的舵偏角逐漸增大，當(dāng)正負(fù)兩部分的舵偏角抵消后，由負(fù)值分量的舵偏角占主導(dǎo)，則總舵偏角逐漸變?yōu)樨?fù)值e0，由此產(chǎn)生抬頭力矩，使得飛機(jī)產(chǎn)生抬頭運(yùn)動(dòng)，從而減緩飛機(jī)縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)速度，最后使俯仰角的偏差趨于0.31可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

修正初始俯仰角偏差（續(xù)）控制過(guò)程（

g0,=0）+

g升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩。飛機(jī)縱軸向上轉(zhuǎn)動(dòng)，增加，同時(shí)出現(xiàn)產(chǎn)生正值分量的舵偏角其余的過(guò)程與穩(wěn)定過(guò)程類似。0(t)(t)

g

t32可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-初始迎角

00情況下的縱向運(yùn)動(dòng)（1）假定初始迎角

0>0，且0=0，e0=0，則縱向靜穩(wěn)定力矩使飛機(jī)向迎角減小的方向轉(zhuǎn)動(dòng)，機(jī)頭下俯，同時(shí)由于0>0使空速向量向上轉(zhuǎn)動(dòng)，急劇減小，同時(shí)出現(xiàn)0和（2）由控制規(guī)律知，駕駛儀使升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩，阻止飛機(jī)的下俯運(yùn)動(dòng)，抬頭力矩隨下俯角增大而增大，而低頭力矩隨迎0(t)(t)

0t/s角減小而減弱，當(dāng)兩力矩平衡后，俯仰角速度不再負(fù)向增加，此后抬頭力矩大于低頭力矩，俯仰角速度由負(fù)變正，逐漸使升降舵、俯仰角和迎角回零。33可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)常受到來(lái)自其本身的干擾，如：投擲炸彈和副油箱收放起落架等引起重量或重心位置的變化，而產(chǎn)生干擾力矩，破壞了飛機(jī)縱向力矩的平衡。飛機(jī)在常值干擾力矩作用下的穩(wěn)定過(guò)程（1）+Mf使飛機(jī)抬頭，出現(xiàn)+，駕駛儀使升降舵下偏e>0，產(chǎn)生舵面恢復(fù)力矩MH=M(e)0,穩(wěn)態(tài)后建立了新的力矩平衡Mf+MH=0,。由控制律可知es=L

s,于是存在的靜差為：其中：因?yàn)?/p>

s=s+s，當(dāng)s=0時(shí)，s=s。由于俯仰角靜差s的出現(xiàn)，引起速度向量上偏，從而產(chǎn)生航跡傾斜角s，使原高度不能得到保持，這是比例式自動(dòng)駕駛儀的固有缺陷。34可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程++++重心變化質(zhì)量變化常值干擾力矩作用下的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖35可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖和穩(wěn)態(tài)誤差（續(xù)）穩(wěn)態(tài)時(shí)ef+es=0.其中，ef為常值干擾力矩引起的升降舵偏角，而es=L

s。將其與聯(lián)立可解出下列的俯仰角靜差公式：因?yàn)榉€(wěn)態(tài)的俯仰角、航跡傾角和迎角之間存在

s=s

+s,當(dāng)穩(wěn)態(tài)的迎角s

=0時(shí)，則穩(wěn)態(tài)的俯仰角和航跡傾角是相等的，即

s=s這就說(shuō)明比例式自動(dòng)駕駛儀在常值干擾力矩作用下會(huì)存在俯仰角靜差，同時(shí)會(huì)導(dǎo)致飛行航跡發(fā)生變化。36可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖和穩(wěn)態(tài)誤差（續(xù)）質(zhì)量變化引起的穩(wěn)態(tài)誤差假設(shè)由于投擲炸彈后飛機(jī)重量減小G，而重心不變，則升力將大于重力，使空速向量向上轉(zhuǎn)動(dòng)，出現(xiàn)航跡傾角增量+，飛行軌跡將向上彎曲。在升力和重力平衡被打破的初始時(shí)刻，俯仰角還沒(méi)有改變，因?yàn)楦┭鼋呛秃桔E傾角與迎角之間的關(guān)系，在航跡傾角出現(xiàn)增量+后，迎角將會(huì)減小，從而使得升力減小與重力重新建立平衡。由于重力減小引起的迎角減小，縱向的靜穩(wěn)定力矩將減小，這樣由于升降舵產(chǎn)生的正操縱力矩大于負(fù)的穩(wěn)定力矩，飛機(jī)會(huì)上仰產(chǎn)生+s，當(dāng)自動(dòng)駕駛儀感受到+s后，會(huì)驅(qū)動(dòng)升降舵面下偏，使得俯仰力矩重新建立平衡。由上分析可見(jiàn)：當(dāng)質(zhì)量減小G，而重心不變時(shí)，空速向量將上偏s，機(jī)體縱軸上仰，而升降舵下偏es。由于質(zhì)量減小G，而重心不變，就相當(dāng)于產(chǎn)生一個(gè)正的常值干擾力矩（+Mf），為了平衡此干擾力矩，升降舵面下偏產(chǎn)生負(fù)操縱力矩Me，建立新的平衡后Mf+

Me=0.最終得：37可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖和穩(wěn)態(tài)誤差質(zhì)量變化引起的穩(wěn)態(tài)誤差（續(xù)）當(dāng)質(zhì)量變化G，而重心不變時(shí)，所產(chǎn)生的常值干擾力矩Mf可以表示為：式中，規(guī)定重量減小時(shí)，質(zhì)量變化為正（G>0），反之為負(fù)。利用靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Cm與縱向靜穩(wěn)定度Sm之間的關(guān)系和縱向靜穩(wěn)定度公式可以得到氣動(dòng)焦點(diǎn)到重心距離：將上式帶入前式，可得到當(dāng)質(zhì)量變化G，而重心不變時(shí)的俯仰角靜差公式為：為氣動(dòng)焦點(diǎn)到重心的距離。其與質(zhì)量變化量G成正比，而與反饋增益L

成反比。38可編輯課件PPT5.4.2飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖和穩(wěn)態(tài)誤差（續(xù)）重心位置變化引起的穩(wěn)態(tài)誤差假設(shè)飛機(jī)放下起落架后，重心位置后移距離這里為相對(duì)于原重心在平均幾何弦長(zhǎng)上的量綱—距離發(fā)生變化值，并規(guī)定重心后移為正，前移為負(fù)，CA為平均幾何弦長(zhǎng)。由前圖可求的正的干擾力矩為：代入前式得到重心位置變化引起的俯仰角靜差，即：又因?yàn)?，且在一般情況下0較小，所以認(rèn)為cos01，這樣上式可化簡(jiǎn)為：對(duì)于比例式自動(dòng)駕駛儀而言，重心位置變化所引起的俯仰角穩(wěn)態(tài)誤差

s的絕對(duì)值與成正比，而與反饋增益L

成反比。39可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制1.橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定和控制的基本方式2.等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律40可編輯課件PPT自動(dòng)駕駛儀控制飛機(jī)航向角運(yùn)動(dòng)的原理自動(dòng)駕駛儀對(duì)航向控制的任務(wù)是保證飛機(jī)縱軸沿航向的穩(wěn)定和飛行空速向量沿航向的穩(wěn)定.為達(dá)到這兩個(gè)目的,自動(dòng)駕駛儀可借助于:方向舵、副翼、方向舵和副翼三種方法來(lái)實(shí)現(xiàn)。方向舵產(chǎn)生立軸力矩使偏轉(zhuǎn)；側(cè)滑和飛機(jī)傾斜產(chǎn)生側(cè)力使飛行速度向量改變方向。自動(dòng)駕駛儀的航向通道就是靠操縱方向舵來(lái)達(dá)到穩(wěn)定或改變飛機(jī)航向角的作用。41可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

1.橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定和控制的基本方式飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定和控制就是要保證高精度的偏航角

和滾轉(zhuǎn)角的穩(wěn)定與控制，以實(shí)現(xiàn)令人滿意的轉(zhuǎn)彎飛行。1.橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定和控制的基本方式對(duì)于常規(guī)布局的飛機(jī)而言，橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定與控制一般是通過(guò)方向舵和副翼操縱來(lái)實(shí)現(xiàn)的。根據(jù)飛機(jī)的橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn)，飛機(jī)橫側(cè)向控制的基本方式有兩種：通過(guò)方向舵實(shí)現(xiàn)水平轉(zhuǎn)彎的側(cè)向駕駛儀通過(guò)副翼修正航向而用方向舵消弱荷蘭滾的方案42可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

通過(guò)方向舵實(shí)現(xiàn)水平轉(zhuǎn)彎的側(cè)向駕駛儀放大速率陀螺垂直陀螺副翼舵回路方向舵舵回路飛機(jī)垂直陀螺----控制律：放大速率陀螺缺點(diǎn)：存在較大的側(cè)滑角，空速與縱軸的協(xié)調(diào)差，使乘員不舒適，且轉(zhuǎn)彎半徑較大.因此僅適合于修正小的航向偏差。兩通道是各自獨(dú)立的，設(shè)計(jì)較方便。43可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

通過(guò)副翼修正航向而用方向舵消弱荷蘭滾放大速率陀螺垂直陀螺副翼舵回路方向舵舵回路飛機(jī)垂直陀螺----控制律：放大航向陀螺速率陀螺上圖虛線部分所示。44可編輯課件PPT航向信號(hào)只送入自動(dòng)駕駛儀的傾斜通道;對(duì)航向通道留下角速度信號(hào),用來(lái)防止飛機(jī)縱軸在航向上的震蕩.A/P工作

向左偏轉(zhuǎn)(3)因滾轉(zhuǎn)角<0與（-g）>0反號(hào)，隨著滾轉(zhuǎn)角

逐漸增大，副翼的正向差動(dòng)偏角

a將越來(lái)越小，當(dāng)達(dá)到新的平衡時(shí)，副翼恢復(fù)到初始位置。(4)隨著速度向量和縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng),航向偏離信號(hào)將減小,滾轉(zhuǎn)角信號(hào)（<0）占據(jù)上峰，副翼開(kāi)始反向偏轉(zhuǎn),使?jié)L轉(zhuǎn)角

和偏航角（-g）越來(lái)越小，最后恢復(fù)到零狀態(tài)。（2）飛機(jī)的縱軸也跟在速度向量的后面向左偏轉(zhuǎn)

(1)當(dāng)飛機(jī)縱軸偏離給定航向，使得（-g）>0,機(jī)頭偏離給定航向的右側(cè)，5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

通過(guò)副翼修正航向而用方向舵消弱荷蘭滾45可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律為了克服側(cè)滑角的出現(xiàn)，必須研究側(cè)向轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的協(xié)調(diào)控制問(wèn)題。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎：空速向量與飛機(jī)縱軸不能重合協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)動(dòng)是產(chǎn)生側(cè)滑角的根本原因，側(cè)滑角使得阻力增大，乘坐品質(zhì)差，不利于機(jī)動(dòng)，因此，必須實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（coordinated_turn）。實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎應(yīng)滿足的條件為：穩(wěn)態(tài)的滾轉(zhuǎn)角為常值；穩(wěn)態(tài)的偏航角速率為常值；穩(wěn)態(tài)的升降速度為零；穩(wěn)態(tài)的側(cè)滑角為零。46可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)）衡量協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的形式有：當(dāng)飛機(jī)做協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，速度向量V與飛機(jī)對(duì)稱面間的夾角為零（=0）由于飛機(jī)重心處的側(cè)向加速度正比于側(cè)滑角，所以當(dāng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，側(cè)向加速度ay=0；做協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，在垂直方向上的升力分量與重力平衡，水平方向的升力分量與離心力平衡。47可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)）為了便于推導(dǎo)，假設(shè)俯仰角=0，這樣當(dāng)進(jìn)行協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，飛機(jī)在水平和垂直方向的受力分析如5-47圖所示，據(jù)此，寫(xiě)出水平和垂直方向的力平衡方程為：求解上式可得協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎公式為：48可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)）為了進(jìn)一步分析進(jìn)行協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)的操縱原理，將恒定的偏航角速率向機(jī)體軸系投影，如5-48所示。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行等高協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，偏航速率是垂直于地面的。為了不掉高度并保持恒圖5-48定的偏航角速率，飛機(jī)將存在俯仰角

和滾轉(zhuǎn)角

。首先利用俯仰角

將偏航角速率向機(jī)體軸X和機(jī)體OZY平面內(nèi)投影，得到滾轉(zhuǎn)角速度和。在通常情況下，因?yàn)楹洼^小，所以滾轉(zhuǎn)角速度

，它對(duì)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行的影響可忽略不計(jì)；49可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)）利用滾轉(zhuǎn)角將投影分別分解到機(jī)體軸X，Y上，得到繞機(jī)體軸Z，Y的偏航角速度和俯仰角速度?？紤]到協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎公式后，最后得到偏航角速度b和俯仰角速度qb的表達(dá)式為：由此可見(jiàn)，飛機(jī)要完成等高度的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行，需要同時(shí)協(xié)調(diào)操縱副翼，升降舵和方向舵。50可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律將給定的滾轉(zhuǎn)角

g和偏航角速率控制信號(hào)分別加入到自動(dòng)駕駛儀控制律的滾轉(zhuǎn)與航向兩個(gè)通道中，同時(shí)在航向通道中引入側(cè)滑角

信號(hào)，使方向舵的偏轉(zhuǎn)不僅取決于偏航角偏差(-g)和偏航角速率，而且也與側(cè)滑角的積分信號(hào)有關(guān)，以便減小側(cè)滑角，由此形成以下控制規(guī)律：或?qū)懗桑?1可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制由前分析可知，在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)由于存在滾轉(zhuǎn)角，那么作用在垂直方向上的升力分量將減小L，因此將損失飛行高度。為保持轉(zhuǎn)彎飛行高度的穩(wěn)定，必須操縱升降舵負(fù)向偏轉(zhuǎn)并產(chǎn)生附加迎角增量>0，從而補(bǔ)償減小的升力增量L，使得在垂直方向上達(dá)到力量的平衡，即滿足(L+L）cos=G由上述力平衡方程可得升力增量L的公式，即：又有升力增量L的關(guān)系式L=QSwCL,因此可得附加迎角公式為：在通常情況下因?yàn)镃L

為正值，所以上式確定的附加迎角增量為正值。52可編輯課件PPT5.4.3飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制

等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制（續(xù)）根據(jù)縱向短周期傳遞函數(shù)可以得到穩(wěn)態(tài)的力矩平衡方程：由此方程和附加迎角增量公式可以得到所需要的負(fù)向偏轉(zhuǎn)的升降舵偏角公式：由上式可知：當(dāng)飛機(jī)在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，由于存在滾轉(zhuǎn)角，將損失飛行高度。為保持協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行高度的穩(wěn)定，不管存在著正還是負(fù)的滾轉(zhuǎn)角，確保必須產(chǎn)生負(fù)向偏轉(zhuǎn)的附加升降舵偏角，形成抬頭的正俯仰力矩，來(lái)增大迎角，從而補(bǔ)償足夠的升力，使得在垂直方向上達(dá)到新的平衡狀態(tài)。53可編輯課件PPT5.5飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)軌跡控制（制導(dǎo)）系統(tǒng)是在姿態(tài)（角運(yùn)動(dòng)）控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上構(gòu)成的。軌跡控制（制導(dǎo)）系統(tǒng)的反饋回路可以在飛行器內(nèi)部閉合，也可以由飛行器通過(guò)地面設(shè)備進(jìn)行閉合。飛行高度的穩(wěn)定與控制飛行高度的穩(wěn)定與控制在飛機(jī)編隊(duì)、巡航、進(jìn)場(chǎng)著陸、地形跟隨以及艦載機(jī)著艦等飛行中具有十分重要的作用工作原理：直接測(cè)量飛行高度，使用高度差傳感器，如氣壓式高度表或無(wú)線電高度表等測(cè)高儀器，根據(jù)高度差的信息直接控制飛行的飛行姿態(tài)，從而改變航跡傾角，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行高度的閉環(huán)穩(wěn)定與控制?？刂坡桑菏街校?4可編輯課件PPT5.5飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)

飛行高度的穩(wěn)定與控制+--

δehK

-hg飛機(jī)速率陀螺速率陀螺高度差傳感器開(kāi)關(guān)高度給定裝置舵回路可見(jiàn)，上式控制律主要是在俯仰角穩(wěn)定回路的基礎(chǔ)上構(gòu)成的，為了避免在給定高度hg上下出現(xiàn)振蕩，應(yīng)當(dāng)引入高度差的一階微分信號(hào)，以改善導(dǎo)讀穩(wěn)定系統(tǒng)的阻尼特性。55可編輯課件PPT5.5飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)

飛行高度的穩(wěn)定與控制V高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖的建立：因?yàn)橛枚嘧兞亢瘮?shù)的泰勒公式進(jìn)行線性化處理：為起始高度變化率為航跡傾角引起的高度變化率，為速度V引起的高度變化率。

+++

--當(dāng)初始航跡角

0=0和初始升降速度=0的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)方框圖56可編輯課件PPT5.5飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)

飛行高度的穩(wěn)定與控制++

δeh-hg定高系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)環(huán)節(jié)高度穩(wěn)定系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)圖：57可編輯課件PPT5.5.2下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)工作原理：為了實(shí)現(xiàn)全天候飛行，保證能在惡劣氣象情況，無(wú)目視基準(zhǔn)的條件下實(shí)現(xiàn)自動(dòng)著陸。下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)是現(xiàn)代高性能的飛機(jī)必不可少的機(jī)載系統(tǒng)。（1）著陸過(guò)程包括:定高,下滑,拉平和滑跑.斷開(kāi)定高300500米下滑線截獲15米定高下滑拉平保持滑跑V=058可編輯課件PPT典型的著陸過(guò)程和參考數(shù)據(jù)為：飛機(jī)著陸前先在300-500米上空作定高飛行;截獲下滑波束,按一定下滑坡度下滑角

=-2.5°-3.0°,此時(shí)速度不低于失速速度的1.3倍,約70-85米/秒(170節(jié)左右);注1:

70-85米/秒(170節(jié)左右)的飛行速度按照3.0°的下滑角計(jì)算下降速度為:-3.5

4.5米/秒,以如此大的接地速度著地是不允許的。(規(guī)定為:-0.5

0.6米/秒)為了減小航跡傾斜角,使飛機(jī)沿曲線運(yùn)動(dòng)拉起,因此設(shè)置一個(gè)拉平階段;使速度向量與地面平行,飛機(jī)離地約0.5-1.0米,進(jìn)入保持階段;注2:由于此時(shí)速度逐漸減小,需加大迎角，以保持升力與重力平衡。當(dāng)飛機(jī)到達(dá)著陸速度時(shí),迎角減小,因?yàn)閅W,飛機(jī)將以曲線軌跡落地進(jìn)行滑跑。飛機(jī)與地面相接后,為縮短滑跑距離,常采用輪子剎車或發(fā)動(dòng)機(jī)反推力措施.59可編輯課件PPT5.5.2下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)

實(shí)現(xiàn)下滑波束導(dǎo)引的地面設(shè)備和機(jī)載設(shè)備為引導(dǎo)飛機(jī)正確著陸,地面設(shè)備需有:地面發(fā)射的無(wú)線電信標(biāo)臺(tái)提供著陸基準(zhǔn)航向信標(biāo)臺(tái);下滑信標(biāo)臺(tái)在跑道的延長(zhǎng)線上安裝有三個(gè)指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)，利用其確定飛躍它們上空的時(shí)刻,在飛機(jī)上用燈光和音響信號(hào)的形式給出穿越指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)的信息.近臺(tái)中臺(tái)遠(yuǎn)點(diǎn)機(jī)上無(wú)線電接收設(shè)備：下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)（包括下滑耦合器和俯仰角位移控制系統(tǒng)）。60可編輯課件PPT5.5.2下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)

-儀表著陸系統(tǒng)ILS61可編輯課件PPT225米50-200米300-450米1050米7400米遠(yuǎn)臺(tái)中臺(tái)近臺(tái)跑道下滑臺(tái)500-1000米航向信標(biāo)臺(tái)(指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái))著陸方向1050米7400米跑道航向信標(biāo)臺(tái)上圖:ILS使用的信標(biāo)臺(tái)-國(guó)際上用下圖:ILS系統(tǒng)的特征點(diǎn)D

ACB600米D

6米15米基點(diǎn)

30米400米CB62可編輯課件PPT下滑信標(biāo)臺(tái)的方向性特性下滑波束導(dǎo)引工作原理下滑信標(biāo)臺(tái)給飛機(jī)提供下滑基準(zhǔn),它向飛機(jī)著陸方向連續(xù)發(fā)射兩個(gè)頻率各為90Hz和150Hz的高頻定向無(wú)線電調(diào)幅波,其載波頻率范圍為:329.3-335MHz.90Hz的大波瓣下沿與150Hz最下面一個(gè)小波瓣形成等信號(hào)線(下滑波束中心線,等信號(hào)強(qiáng)度區(qū)),其仰角一般為2°

4°.在等信號(hào)線上方,90Hz信號(hào)強(qiáng)于150Hz的信號(hào),在等信號(hào)線下方150Hz信號(hào)強(qiáng)于90Hz信號(hào). 63可編輯課件PPTR2.5

X=2.5+

=2.5

sdP由R與d可決定偏差角,而與速度V0以及航跡傾斜角θ有如下關(guān)系:拉氏變換后得:由上圖可知:即,經(jīng)拉氏變換后

所以：(s)+++

0

d(s)(s)64可編輯課件PPT5.5.3自動(dòng)拉平著陸系統(tǒng)拉平軌跡拉平軌跡是指由下滑過(guò)渡到著陸點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡。為了使下降速度能夠隨高度降低而成比例減小，在理想情況下，當(dāng)下降速度為零時(shí)，高度也恰好為零，即滿足下列齊次微分方程：或?qū)懗桑浩湮⒎址匠痰慕鉃椋豪介_(kāi)始時(shí)高度指數(shù)曲線的時(shí)間常數(shù)若根據(jù)上式設(shè)計(jì)拉平軌跡，則只有當(dāng)拉平時(shí)間無(wú)限長(zhǎng)t時(shí)，才能使得飛機(jī)的起落架觸地滑跑h()0.也就是說(shuō)，需要無(wú)限長(zhǎng)跑道，才能使飛機(jī)以零下降速度觸地滑跑。65可編輯課件PPT5.5.3自動(dòng)拉平著陸系統(tǒng)拉平軌跡（續(xù)）前述顯然不實(shí)際。飛機(jī)在實(shí)際降落飛行過(guò)程中，如果在容許接地速度內(nèi)飛機(jī)的安全是可以保證的，因此，可以將齊次微分方程式改寫(xiě)成為非齊次微分方程，即：或者：其解為：如果令h(t1)=0,則拉平飛行時(shí)間為：如果假設(shè)拉平飛行距離為則：按照拉平飛行距離公式，如果給定起始拉平高度h0、容許接地速度和飛行速度V0以及時(shí)間常數(shù)

，那么飛機(jī)在拉平飛行階段的飛行距離l就可以計(jì)算出來(lái)，并可以作為選擇降落跑道的參考因素。66可編輯課件PPT5.5.3自動(dòng)拉平著陸系統(tǒng)自動(dòng)拉平系統(tǒng)的組成根據(jù)式，借助關(guān)系式來(lái)構(gòu)成拉平耦合器，只要自動(dòng)拉平系統(tǒng)能夠保證實(shí)際的下降速度準(zhǔn)確地跟蹤給定的下降過(guò)程，便可實(shí)現(xiàn)自動(dòng)拉平飛行。俯仰角位移系統(tǒng)-++拉平耦合器67可編輯課件PPT5.5.3自動(dòng)拉平著陸系統(tǒng)在拉平過(guò)程中,飛機(jī)沿曲線軌跡運(yùn)動(dòng),這個(gè)曲線把下滑線與平行于地面的或與地面成很小傾角的直線聯(lián)接起來(lái).軌跡的這種變化是由迎角增加時(shí)產(chǎn)生的向心力造成的,目的是為了減小飛機(jī)的接地速度.飛機(jī)在垂直平面內(nèi),從下滑過(guò)渡到實(shí)際著陸點(diǎn)的縱向運(yùn)動(dòng)軌跡稱為拉平軌跡.著陸點(diǎn)拉平軌跡下滑線2.5

跑道平面指數(shù)漸近線S68可編輯課件PPT5.5.4飛機(jī)側(cè)向距離的自動(dòng)控制對(duì)于側(cè)向距離控制系統(tǒng)是以偏航角和滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)為內(nèi)回路構(gòu)成的，一般采用飛機(jī)傾斜轉(zhuǎn)彎方式來(lái)修正和控制側(cè)向距離的。對(duì)于側(cè)向軌跡控制系統(tǒng)而言，航向和滾轉(zhuǎn)兩個(gè)通道的協(xié)調(diào)控制方法與側(cè)向角運(yùn)動(dòng)的控制方法是一致的。通常利用傾斜轉(zhuǎn)彎的形式，主要以副翼和方向舵來(lái)實(shí)現(xiàn)側(cè)向偏離控制。側(cè)向偏離的控制規(guī)律該控制規(guī)律的特點(diǎn)：在滾轉(zhuǎn)角與偏航角控制律的基礎(chǔ)上，增加了側(cè)向偏離的信息（y-yg），就構(gòu)成了側(cè)向偏離軌跡的控制規(guī)律。69可編輯課件PPT5.5.4飛機(jī)側(cè)向距離的自動(dòng)控制(a)處于水平直線平飛的飛機(jī),其重心位于距航跡BA的右側(cè)+Z處,并且飛機(jī)的航向與BA有一夾角-,航跡穩(wěn)定系統(tǒng)接通+x,-,使飛機(jī)左滾轉(zhuǎn),速度向量和航向不斷向BA方向偏轉(zhuǎn),通過(guò)y作用0.-+(同時(shí)Z)時(shí)x=0滾轉(zhuǎn)角達(dá)到負(fù)最大值.(b)Z,使飛機(jī)改平,正航向角達(dá)到最大,不再左偏.B70可編輯課件PPT5.5.4飛機(jī)側(cè)向距離的自動(dòng)控制要求飛機(jī)沿BA飛行(a)處于水平直線平飛的飛機(jī),其重心位于距航跡BA的右側(cè)+Y處,航跡穩(wěn)定系統(tǒng)接通+a,-,使飛機(jī)左滾轉(zhuǎn),速度向量和航向不斷向BA方向偏轉(zhuǎn),通過(guò)r作用0.--(同時(shí)y)，當(dāng)時(shí)a=0滾轉(zhuǎn)角達(dá)到負(fù)最大值.(b)y,-a正的滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)改平,負(fù)航向角達(dá)到最大,不再左偏.BA(c)都向右轉(zhuǎn),y.(d)y=0時(shí),航向角和速度向量都穩(wěn)定在BA一致的方向上.圖5-61側(cè)向偏離修正過(guò)程71可編輯課件PPT5.6空速和馬赫數(shù)的保持與控制

5.6.1飛行速度保持與控制的作用5.6.2速度保持與控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理通過(guò)升降舵偏轉(zhuǎn)來(lái)改變俯仰角從而實(shí)現(xiàn)速度控制自動(dòng)油門(mén)系統(tǒng)72可編輯課件PPT5.6.1飛行速度控制系統(tǒng)的作用

飛行速度控制系統(tǒng)是在近三十年中發(fā)展起來(lái)的,它比角運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)與軌跡運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)出現(xiàn)得要晚一些.隨著航空事業(yè)的發(fā)展,要求飛機(jī)在惡劣的氣象條件下自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)著陸.而著陸任務(wù)本身又要求有較高的速度控制精度:速度偏低則受臨界迎角的限制;若速度偏高又受到襟翼、剎車板等結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制。飛機(jī)的控制可歸結(jié)為控制:飛行速度V的方向-高度的控制飛行速度V的大小-速度的控制:將改善超音速飛機(jī)的速度穩(wěn)定性,阻尼飛機(jī)長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng),是飛機(jī)軌跡控制的必要前提.73可編輯課件PPT5.6.1飛行速度控制系統(tǒng)的作用飛行速度保持與控制能保證飛機(jī)在低動(dòng)壓下平飛時(shí)，仍具有速度的穩(wěn)定性飛行速度的保持與控制是軌跡控制的必要前提當(dāng)進(jìn)行跨音速飛行時(shí)能夠保持速度穩(wěn)定74可編輯課件PPT5.6.1飛行速度控制系統(tǒng)的作用飛行速度保持與控制系統(tǒng)能保證飛機(jī)在低動(dòng)壓下保持平飛速度穩(wěn)定（1）飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)方程75可編輯課件PPT5.6.1飛行速度控制系統(tǒng)的作用

-使飛機(jī)在低動(dòng)壓下保持平飛速度穩(wěn)定若不計(jì)油門(mén)變化和舵面偏轉(zhuǎn)后所產(chǎn)生的法向力,即以及近似處理且選擇基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)條件則飛機(jī)的法向增量運(yùn)動(dòng)方程可寫(xiě)成:若將=

+

代入后，則如果飛機(jī)保持平飛，有則上式說(shuō)明在平飛的條件下，迎角增量與速度增量V的關(guān)系。在通常情況下，由于Zv和Z

均為負(fù)值，則當(dāng)V增大時(shí),迎角將減小。因此，如果要增加速度，又要保持飛行軌跡不變化（=0）,則必須減小迎角.在不改變推力的情況下，減小迎角將會(huì)使飛行速度增大.即:駕駛員為保持平飛,在使飛機(jī)加速的同時(shí)總是推駕駛桿使飛機(jī)低頭.76可編輯課件PPT若不計(jì)升降舵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的切向力，即，以及選擇基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)條件，且飛機(jī)平飛（=），此時(shí)飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)的切向方程為令并將代入上式飛機(jī)的切向運(yùn)動(dòng)方程式,則得速度V的一階微分方程為:當(dāng)，會(huì)出現(xiàn)速度不穩(wěn)定；反之，飛行速度是穩(wěn)定的，或者寫(xiě)成量綱一導(dǎo)數(shù)形式5.6.1飛行速度控制系統(tǒng)的作用

-使飛機(jī)在低動(dòng)壓下保持平飛速度穩(wěn)定利用的關(guān)系式，來(lái)推導(dǎo)影響速度穩(wěn)定性的條件77可編輯課件PPT由速度增量V的一階微分方程，畫(huà)出其結(jié)構(gòu)圖+++-由上圖可知:兩個(gè)反饋通道，其中一個(gè)是負(fù)反饋回路，一個(gè)是正反饋回路。當(dāng)在負(fù)反饋回路的信號(hào)為主導(dǎo)情況下，滿足穩(wěn)定性條件，即系統(tǒng)具有速度的穩(wěn)定性；反之，當(dāng)正反饋回路的信號(hào)為主導(dǎo)時(shí)，則不滿足穩(wěn)定性條件，即，這樣系統(tǒng)將出現(xiàn)速度不穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)。由此可見(jiàn)，當(dāng)飛機(jī)在低動(dòng)壓飛行時(shí)，由于反映機(jī)動(dòng)性能的參數(shù)通常要比減小得多，則反饋通道的權(quán)就增大，出現(xiàn)速度不穩(wěn)定的可能性就越大。負(fù)反饋速度自平衡性正反饋在平飛條件下,速度增大V時(shí),飛機(jī)必須低頭產(chǎn)生負(fù)迎角增量,而又導(dǎo)致速度繼續(xù)增加.借助于信號(hào)反饋結(jié)構(gòu)的分析78可編輯課件PPT5.6.1飛行速度控制系統(tǒng)的作用

-飛行速度的控制是角運(yùn)動(dòng)控制的必要前提如果對(duì)空速不進(jìn)行人工或自動(dòng)控制,那么對(duì)航跡傾斜角的控制就不能達(dá)到預(yù)期的目的.控制飛機(jī)航跡角的過(guò)程:操縱舵面改變飛行姿態(tài)迎角變化升力增量變化速度向量以非周期動(dòng)態(tài)過(guò)程的形式跟蹤姿態(tài)角的變化,即

,最終=一致.但以上這一切是以假設(shè)V=0為前提的.