軌跡控制12-13-14

1、第五章 典型飛行控制系統(tǒng)分析軌跡控制系統(tǒng)內(nèi)容n飛行高度的穩(wěn)定與控制n地形跟隨控制系統(tǒng)n下滑波速導(dǎo)引系統(tǒng)n自動拉平著陸系統(tǒng)n側(cè)向偏離的自動控制n自動側(cè)向波速導(dǎo)引系統(tǒng)飛機(jī)軌跡控制系統(tǒng)n飛行控制的目的是使飛機(jī)以足夠的精確度保持或跟蹤預(yù)定的飛行軌跡?？刂骑w行器運(yùn)動軌跡的系統(tǒng)稱為制導(dǎo)系統(tǒng)。它是在角運(yùn)動控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上形成的。 軌跡控制一般結(jié)構(gòu)圖 00 Hn制導(dǎo)系統(tǒng)中輸入量是預(yù)定軌跡參量，輸出量是飛行器實(shí)際運(yùn)動參量，制導(dǎo)裝置（即耦合器）測其偏差并以一定規(guī)律控制角運(yùn)動，使飛機(jī)按要求的精度回到給定軌跡上。在制導(dǎo)系統(tǒng)（或軌跡控制系統(tǒng)）中，角運(yùn)動控制是內(nèi)回路 。一、飛行高度的穩(wěn)定與控制1、高度自動控制系統(tǒng)必要性n飛

2、機(jī)編隊(duì)飛行；執(zhí)行轟炸任務(wù)；遠(yuǎn)距離巡航；自動進(jìn)場著陸時初始階段，均需保持高度的穩(wěn)定。n艦載飛機(jī)執(zhí)行雷達(dá)導(dǎo)航自動著艦；飛機(jī)進(jìn)行地形跟隨等均需高度控制。 n飛行高度的穩(wěn)定與控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成。因飛機(jī)受縱向常值干擾力矩時，硬反饋式舵回路角穩(wěn)定系統(tǒng)，存在俯仰角及航跡傾斜角靜差，不能保持高度。角穩(wěn)定系統(tǒng)在垂直風(fēng)氣流干擾下同樣會產(chǎn)生高度漂移。必須有專門的高度穩(wěn)定與控制系統(tǒng)。n設(shè)計高度穩(wěn)定系統(tǒng)時通常不改變已設(shè)計完成的角控制系統(tǒng)。n高度穩(wěn)定系統(tǒng)必須有如圖所示的測量相對給定高度偏差的測量裝置，即高度差傳感器，如氣壓式高度表，無線電高度表和大氣數(shù)據(jù)傳感器等。由高度差信息控制飛機(jī)的姿態(tài)，改變飛機(jī)航跡傾

3、斜角，使飛機(jī)回到預(yù)定高度。2、高度自動控制系統(tǒng)控制律及工作原理飛行高度的穩(wěn)定與控制+-eh 1STKKhK-hg飛機(jī)速率陀螺K速率陀螺s KKhh高度差傳感器h開關(guān)高度給定裝置舵回路可見，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 ，以改善阻尼特性。200( )0() ()s in ( ) s ineqeSZ SM SM SM S MHVV 3、高度自動控制系統(tǒng)控制律及工作原理（1）確定控制律中信號的原則：n按閉環(huán)調(diào)整的原則確定信號： 想控制哪個量就在控制律中引入哪個信號，例如穩(wěn)定俯仰角 的控制律：eqL qLn按開環(huán)補(bǔ)償?shù)?/p>

4、原則： 例如在轉(zhuǎn)彎控制中，為減小側(cè)滑 值，加強(qiáng)副翼與方向舵通道的協(xié)調(diào)，引入交聯(lián)信號，如：n在保證戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)條件下，采用信號要盡量地少可保證AP結(jié)構(gòu)簡單，少故障。()apgI pII（2）高度自控系統(tǒng)控制信號的確定 n按閉環(huán)調(diào)整原理引入 做為主信號。n考慮到高度控制是以俯仰角 控制為基礎(chǔ)的控制律中要引入控制 的信號。n在建立控制律時，還要考慮對系統(tǒng)的動態(tài)過程的阻尼作用，控制律可寫作：HHLHLLqLHHqe)(gHHH（3）高度控制系統(tǒng)修正初始偏差的過程 n起始狀態(tài)：飛機(jī)作等速平飛 且 ， 平衡舵偏角（為了與 產(chǎn)生的力矩平衡， 應(yīng)向上偏，以提供抬頭力矩）n因某種原因飛機(jī)偏離給定的飛行高度產(chǎn)生一

5、個高度初始偏差 00000e0e00H0LGX0LG00XUgX0LGX00UGLL0XgXn控制律：n由AP信號平衡： 又 其中： ，當(dāng)?shù)侥硶r刻 ，出現(xiàn) ，但 所以飛機(jī)會繼續(xù)爬高， 。 HLHLLqLHHe HHvqxoMHLeHe00v0L00, 00001軌跡上彎上轉(zhuǎn)不轉(zhuǎn)，上轉(zhuǎn)抬頭舵上偏HLHLLqLHHe0, 0, 0, 0HLHLLqLHH00H0en 由于慣性可能出現(xiàn)： 修正高度過程結(jié)束。 0, 000000000eeeeHLM軌跡逐漸向下彎低頭反舵n控制律中若無 信號及 信號，則舵面反舵時機(jī)會更晚，這樣會出現(xiàn) 后飛機(jī)繼續(xù)向上爬，使 調(diào)節(jié)過程振蕩加劇。說明 是起阻尼作用。n在修正

6、過程中，隨著 ， ，當(dāng) 時， 。說明調(diào)整H是靠調(diào)整 來實(shí)現(xiàn)的，即俯仰角控制是做為高度控制的內(nèi)回路。n為改善動態(tài)質(zhì)量，引用 信號。LqL0HHHH0H0HLHn關(guān)于高度系統(tǒng)的靜差分析：類似于俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)在外干擾力矩作用下的誤差分析，只是這里以 代替 ，分析思路全同，這里不再討論。 H3、高度控制系統(tǒng)的對象方程，調(diào)整機(jī)構(gòu)及其結(jié)構(gòu)圖n一般地講高度控制系統(tǒng)，都是以俯仰角自動控制系統(tǒng)為基礎(chǔ)的，因此對象方程，應(yīng)從縱向運(yùn)動方程入手，考慮到在高度偏差 不太大時，修正高度過程中，俯仰運(yùn)動也不會劇烈，所以速度相對變化 也不會太大，為此可用短周期運(yùn)動方程。Huvv短周期運(yùn)動方程 SCSCSZSMSSddee)()

7、()()(212 而而 ZSS ZSZ eqeMSMSMSMSZS )()(0)(2高度自動控制系統(tǒng)的飛機(jī)對象方程 此方程限制條件：飛機(jī)的飛行高度，速度變化均不大此方程限制條件：飛機(jī)的飛行高度，速度變化均不大認(rèn)為NoImage00 H00 若不滿足局限條件時若不滿足局限條件時飛機(jī)要用全面縱向運(yùn)動方程飛機(jī)要用全面縱向運(yùn)動方程補(bǔ)充描述高度變化的方程：補(bǔ)充描述高度變化的方程： eqeMSMSMSMSZS )()(0)(2推導(dǎo)運(yùn)動學(xué)關(guān)系的幾何圖sinHV線性化處理： 0000000440sincossinvvHHHVVvHnnvHHH 其中：其中：40040cossinvnVn0H是起始高度變化率是起

8、始高度變化率定高系統(tǒng)的運(yùn)動學(xué)環(huán)節(jié)：定高系統(tǒng)的運(yùn)動學(xué)環(huán)節(jié)： 定高系統(tǒng)運(yùn)動學(xué)環(huán)節(jié)當(dāng)000000HH可簡化為 4、高度自動控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)圖高度穩(wěn)定與控制系統(tǒng)的設(shè)計要求二、地形跟隨控制系統(tǒng) eqeMSMSMSMSZS )()(0)(2二、地形跟隨控制系統(tǒng)二、地形跟隨控制系統(tǒng)二、地形跟隨控制系統(tǒng) 性能要求二、地形跟隨控制系統(tǒng) 性能要求二、地形跟隨控制系統(tǒng) 性能要求二、地形跟隨控制系統(tǒng) 性能要求二、地形跟隨控制系統(tǒng)二、地形跟隨控制系統(tǒng)二、地形跟隨控制系統(tǒng) 給定軌跡的算法（適應(yīng)角地形跟隨算法）二、地形跟隨控制系統(tǒng) 給定軌跡的算法（適應(yīng)角地形跟隨算法）二、地形跟隨控制系統(tǒng) 給定軌跡的算法（適應(yīng)角地形跟隨算法）

9、二、地形跟隨控制系統(tǒng) 給定軌跡的算法（適應(yīng)角地形跟隨算法）地形跟隨的最終目的是使飛機(jī)的航跡貼近沿途地地形跟隨的最終目的是使飛機(jī)的航跡貼近沿途地形作起伏隨動，即地形跟隨飛行控制系統(tǒng)應(yīng)實(shí)現(xiàn)形作起伏隨動，即地形跟隨飛行控制系統(tǒng)應(yīng)實(shí)現(xiàn)對期望計算航跡的跟蹤。這可通過對飛行航跡傾對期望計算航跡的跟蹤。這可通過對飛行航跡傾斜角的控制來實(shí)現(xiàn)，也可通過對飛機(jī)重心處的法斜角的控制來實(shí)現(xiàn)，也可通過對飛機(jī)重心處的法向加速度的控制來實(shí)現(xiàn)，從而構(gòu)成如下兩種基本向加速度的控制來實(shí)現(xiàn)，從而構(gòu)成如下兩種基本方案。方案。二、地形跟隨控制系統(tǒng) 給定軌跡的算法（適應(yīng)角地形跟隨算法） eqeMSMSMSMSZS )()(0)(2二、地

10、形跟隨控制系統(tǒng) 給定軌跡的算法（適應(yīng)角地形跟隨算法）二、自動著陸飛行控制系統(tǒng)n自動著陸是廿世紀(jì)六十年代初發(fā)展起來的一種控制系統(tǒng)，即它能在惡劣氣候、無目視基準(zhǔn)條件下，自動導(dǎo)引飛機(jī)，安全正確地在跑道降落。這個系統(tǒng)的出現(xiàn)，使飛機(jī)實(shí)現(xiàn)了全天候飛行。2、下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)n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，無目視基準(zhǔn)的條件下實(shí)現(xiàn)自動著陸。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）著陸過程包括:定高,下滑,拉平、保持和滑跑.斷開定高300500米下滑線截獲15米定高下滑拉平保持滑跑V=01、完成自動著陸的幾個典型飛行階段n定高階段n下滑階段n拉平階段n保持（飄落）階段n滑

11、跑階段UU定高下滑拉平保持（飄落）滑跑15m下滑線smvsmH/857035 . 2/5 . 45 . 3飛機(jī)拉平smH/6 . 05 . 0smH/15 . 0截獲300500m/s飛機(jī)自動著陸階段圖自動著陸的五個典型階段:n定高階段： 飛機(jī)在著陸前，大約300500m高度上做定高飛行n下滑階段： 當(dāng)截獲到下滑波束線后，即按一定的下滑坡度下滑，此時速度較高是失速速度的1.3倍，民航機(jī)約v7085m/s，而垂直下降度 , 航跡傾斜角n拉平階段： 大約在飛機(jī)離地15m左右，飛機(jī)的垂直下降速度下降，接地時大約有 ，且航跡傾斜角 減小，使飛機(jī)沿曲線拉起，稱為拉平階段smH/5 . 45 . 3 35

12、 . 2smH/6 . 05 . 0 n保持（漂落）階段： 大約飛機(jī)離地0.51.0m時，進(jìn)一步減小速度，且使 方向與地面平行（即 ）；此時逐漸加大 角，保持 方向與地平面平行；當(dāng)速度達(dá)到降落速度時，將 由于GL（升力），飛機(jī)以指數(shù)曲線軌跡落地稱為飄落。n滑跑階段： 當(dāng)飛機(jī)與地面接觸后，在跑道上滑跑，此時常采用輪子剎車或發(fā)動機(jī)反推力措施，來減小滑跑距離。0vv2、完成自動著陸飛行的必備設(shè)備n飛機(jī)上： 裝有含無線電接收設(shè)備的下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)n地面上：（無線電信標(biāo)臺） 下滑信標(biāo)臺：給出下滑基準(zhǔn)； 航向信標(biāo)臺：給出航向（側(cè)向）著陸基準(zhǔn)； 外、中、近三個指點(diǎn)信標(biāo)臺：指示飛機(jī)進(jìn)入跑道入口精確距離和時間。

13、下滑信標(biāo)臺： 在地面上，用以給飛機(jī)提供下滑基準(zhǔn)。n下滑信標(biāo)臺向飛機(jī)著陸方向連續(xù)發(fā)射兩個頻率的無線電調(diào)幅波（90HZ和150HZ）,其載波頻率范圍一般為329.3335MHZ，由90HZ的大波瓣下沿與150HZ最下面一個波瓣互相重疊，形成等信號線即下滑波束中心線，此線仰角一般為 ，在此下滑線下方150HZ調(diào)幅信號強(qiáng)于90HZ的信號，而此線上方則是90HZ信號較強(qiáng)。42下滑信標(biāo)臺90HZ150HZ42下滑線（中心線）下滑信標(biāo)臺提供下滑基準(zhǔn)225米50-200米300-450米1050米7400米遠(yuǎn)臺中臺近臺跑道下滑臺500-1000米航向信標(biāo)臺(指點(diǎn)信標(biāo)臺)著陸方向1050米7400米跑道航向信標(biāo)

14、臺上圖: ILS使用的信標(biāo)臺-國際上用下圖:ILS系統(tǒng)的特征點(diǎn)DACB600米D6米15米基點(diǎn)30米400米CB下滑信標(biāo)臺的方向性特性下滑波束導(dǎo)引工作原理下滑信標(biāo)臺給飛機(jī)提供下滑基準(zhǔn),它向飛機(jī)著陸方向連續(xù)發(fā)射兩個頻率各為90Hz和150Hz的高頻定向無線電調(diào)幅波,其載波頻率范圍為:329.3-335MHz.90Hz的大波瓣下沿與150Hz最下面一個小波瓣形成等信號線(下滑波束中心線,等信號強(qiáng)度區(qū)),其仰角一般為24.在等信號線上方,90Hz信號強(qiáng)于150Hz的信號,在等信號線下方150Hz信號強(qiáng)于90Hz信號.0V下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)（在機(jī)上）：組成：組成：n下滑耦合器（由信號接收，放大，限幅和信

15、號變換等部分組成）。n 俯仰角位置控制系統(tǒng)。下滑耦合器俯仰角位置控制系統(tǒng))()(SS運(yùn)動學(xué)環(huán)節(jié)0gg下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)工作原理：n當(dāng)飛機(jī)沿下滑波束中心線飛行時，機(jī)上的接收機(jī)接到兩個頻率的信號強(qiáng)度相等，耦合器輸出為零。當(dāng)飛機(jī)偏離下滑線一邊時由于機(jī)上接收到的兩個頻率信號強(qiáng)度不等而出現(xiàn)波束偏差角（在波束上方，為正值），當(dāng)0時，耦合器輸出 經(jīng)俯仰角位置控制系統(tǒng)工作，迫使飛機(jī) 回到波束中心線上。 0g03、下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)n下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖建立：a) 飛機(jī)航跡傾斜角偏差 與波束偏差角之間的幾何關(guān)系0U5 . 25 . 25 . 2d下滑波束線飛機(jī)重心Rn設(shè)下滑波束線仰角為 (與水平線夾角)飛機(jī)航跡在

16、下滑波束下方一個垂直距離d（飛機(jī)在波束線下方，d0）且波束偏差角n根據(jù)圖中幾何關(guān)系有：5 . 2RdtgRd3 .57)5 . 2(3 .57)5 . 2sin(000UUd )(5 . 2)(00SRSUS R2.5X=2.5+d=2.5sdP由R與d可決定偏差角 ,而 與速度V0以及航跡傾斜角有如下關(guān)系:d) (3 . 57) (sin) (0000tVtV t d )(3.57)(00ssssVsd拉氏變換后得:Rdtg) () (00sssRsVsRd/3 .57由上圖可知:即 ,經(jīng)拉氏變換后)(3.57)(sdRs0sinVdxSV3.570所以：(s)+R3.570d(s)(s)結(jié)

17、構(gòu)圖為： 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)運(yùn)動學(xué)環(huán)節(jié)方塊圖 n 由圖可見：波束偏差角與航跡傾斜角 成積分關(guān)系，隨著飛機(jī)接近地面，R ，使積分速率 ，導(dǎo)引系統(tǒng)將發(fā)散S13 .570R3 .57)(S05 . 2)(Sd)(SURU0 )(t)(Sb) 下滑耦合器控制律的選擇 n由于航跡傾斜角 與波束偏差角之間有一個積分環(huán)節(jié)，為保證系統(tǒng)有良好的動態(tài)特性和穩(wěn)態(tài)精度，取耦合具有比例加積分的形式，同時為改變動態(tài)特性，又接入相位超前網(wǎng)絡(luò) 。n具體通過根軌跡分析說明，見書P212213)(SG下滑耦合器結(jié)構(gòu)圖n 其中：n零點(diǎn) ，用來補(bǔ)償俯仰角位移系統(tǒng)傳函中最靠近原點(diǎn)的極點(diǎn)。21)(ggSSGSG1gSc) 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)

18、結(jié)構(gòu)圖包括兩部分：姿態(tài)角位移控制系統(tǒng)及耦合器輸出量為下滑偏差角輸出量為下滑偏差角飛機(jī)方程飛機(jī)方程用短周期縱向方程用短周期縱向方程222)()()(dedewSwSZSMSSe 控制律：控制律： )(11geLqLST11STerKSKirereyMI1222)(dddewSwSZSMZSZRS0L2222ddddwSwSwg5 . 2gg)(SGgMww0 5 . 2(垂直風(fēng)）(垂直風(fēng)干擾）下滑耦合器L干S1U波束導(dǎo)引的運(yùn)動學(xué)環(huán)節(jié)下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖說明：n圖中考慮基準(zhǔn)下滑航跡傾斜角 ；姿態(tài)控制中加 ，補(bǔ)償信號進(jìn)入姿態(tài)控制系統(tǒng)，對沿下滑線下降的過渡過程有好處。n對常值力矩干擾 是折算成舵面偏

19、角加到系統(tǒng)中，而垂直風(fēng)則折成迎角干擾考慮分析的。n進(jìn)場時間短，對精度影響大的是飛機(jī)外形的變化，v變化和r的變化，分析誤差主要應(yīng)分析 ， 引起的 變化。n測量距離由指點(diǎn)信標(biāo)臺完成，如不好準(zhǔn)確測量，可用高度來近似計算。5 . 205 . 2g干gM 4、自動拉平系統(tǒng)1）自動著陸等級的劃分n自動著陸可分三級，即等級、，而最高級又可細(xì)分為a，b，c。這個等級是按能見度條件分類的，（包括垂直方向上指允許的最小云霧底部的高度；稱為決斷高度DH, 水平距離是飛機(jī)對跑道能見的距離RVR）。等級規(guī)定了DH與RVR的組合區(qū)。 acb級級級DH(m)RVR(m)03060200 400600 800 1000 12

20、00著陸等級的定義n 實(shí)現(xiàn)級自動著陸（含級）是指僅靠下滑導(dǎo)引系統(tǒng)（或下滑耦合器）引導(dǎo)飛機(jī)下滑，到達(dá)決斷高度后，由飛行員利用手操縱繼續(xù)著陸即意味著不用設(shè)計自動拉平系統(tǒng)。n若實(shí)現(xiàn)級著陸，則必須有自動拉平系統(tǒng)。a允許飛機(jī)利用自動拉平系統(tǒng)完成自動著陸，此時飛行員在飛機(jī)接地后才接管對飛機(jī)的控制。b允許飛機(jī)利用自動拉平系統(tǒng)及拉平后的繼續(xù)控制，這樣，駕駛員在飛機(jī)接地后，只需在跑道的途中進(jìn)行控制。c允許飛機(jī)完成自動著陸的全過程。a，b的決斷高度DH及RVR隨飛機(jī)的類型及各國航空公司而定的。2）拉平軌跡n飛機(jī)在垂直平面內(nèi)，從下滑過渡到實(shí)際著陸點(diǎn)的縱向軌跡為拉平軌跡。如果飛機(jī)實(shí)現(xiàn)、級著陸，則拉平軌跡是由飛行員手操

21、縱形成的，即飛機(jī)下滑到離地約15m時，飛行員操縱飛機(jī)減小航跡傾斜角r，使 進(jìn)一步減小，飛機(jī)是曲線軌跡進(jìn)入拉平階段，當(dāng)離地約到H0.51.0m，提高 ，使空速向量與地平面平行是保持段，然后減小 角，GL，飛機(jī)飄落，滑跑。 Hn 如果飛機(jī)實(shí)現(xiàn)級著陸，則拉平階段也是靠自控系統(tǒng)操縱形成。所以設(shè)計自動拉平系統(tǒng)應(yīng)包括兩個內(nèi)容：n形成拉平軌跡，n其二是構(gòu)成使飛機(jī)完成拉平軌跡飛行的自控系統(tǒng)。n先看拉平軌跡的形成。設(shè)計拉平軌跡n使下滑時的下降垂直速度與高度成比例地減小到允許的著地下降速度。 （一般為0.30.6米/秒） 即： 式中： 拉平開始高度， 為指數(shù)曲線的時間常數(shù))(1tHHteHtH0)(0H按指數(shù)曲線

22、拉平的軌跡 5 . 2ch0H下滑線著陸點(diǎn)跑道平面拉平軌跡指數(shù)漸近線hn拉平時飛機(jī)空速 不變，飛機(jī)著陸經(jīng)過的距離為 ，則有：n拉平軌跡方程為：0Ul000)cos(UlttUtrUl00)(UleHlHn其中：n由此可見：當(dāng)要求著地時 必有 即實(shí)際著陸距離為 米 ，這是不允許的。)ln(ln)ln(000000HHUHHUHHUl0HlHH改進(jìn)拉平軌跡n令拉平軌跡漸近線距跑道平面為 米 n當(dāng)已知時間常數(shù) （比例系數(shù)）及著地點(diǎn)垂直速度 時，可由上式算出 ch則則hhHc0此時此時jidcHhhhHH)(1式中式中 為規(guī)定的飛機(jī)著陸速度為規(guī)定的飛機(jī)著陸速度cjidhH jidHchn 規(guī)定飛機(jī)著地

23、時：n而 時，有 ； n 時，有n由于允許著地速度受限了 （一般為 米/秒），則 必受限： jidHHh , 00Hh 0HHchh0H 6 . 03 . 0ljidjidHHUHHUl0000lnln拉平距離公式：拉平距離公式：ch0hhH0HjidH0h0H漸近線著地點(diǎn)拉平時垂直速度的變化3）拉平自控系統(tǒng)n為保證飛機(jī)沿設(shè)計的指數(shù)軌跡飛行，拉平自控系統(tǒng)應(yīng)控制飛機(jī)遵循如下規(guī)律 ：n利用機(jī)上測距裝置測出 ，算出應(yīng)有的給定高度 ，然后與飛機(jī)上無線電高度表測出飛機(jī)的高度H（當(dāng) 時）形成控制信號控制飛機(jī)高度使誤差為零，實(shí)現(xiàn)拉平軌跡。lgeHH0lgHgH0 HHgn缺陷：n但機(jī)上沒有足夠精度的無線電測

24、距儀 。n改進(jìn)：n用氣壓式升降速度表代替測距儀，按 建立拉平耦合器方程。將飛機(jī)拉平過程看成飛機(jī)下降率 不斷跟蹤 的過程。 jidgHhHHgH自動拉平系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖角位置控制gWWZsZ)(0SWHUHKgHUhjidH+1-hgHHKHH0hh+3 .570U+5 . 20s14、飛機(jī)側(cè)向軌跡控制n飛機(jī)重心運(yùn)動包括沿垂直方向（H），航跡切線方向（v）及側(cè)向偏離三種。側(cè)向偏離的自控系統(tǒng)與高度自控系統(tǒng)有許多相似之處。側(cè)向偏離通過飛機(jī)轉(zhuǎn)彎方式來修正。n高度自控系統(tǒng)：以俯仰角自控系統(tǒng)為內(nèi)回路，外回路是對H的控制。n側(cè)向偏離自控系統(tǒng)：以偏航角與滾轉(zhuǎn)角自控系統(tǒng)為內(nèi)回路，外回路是對側(cè)偏y的控制一、側(cè)向偏離控制

25、的幾種方案 n通過副翼控制滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)彎以修正側(cè)向偏離y，方向舵只起阻尼與輔助協(xié)調(diào)作用。 此方案用的較廣。n通過副翼與方向舵兩通道協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制yn利用副翼與方向舵控制轉(zhuǎn)彎來修正y，副翼通道起輔助協(xié)調(diào)作用。n只介紹第1種方案。n利用方向舵使飛機(jī)保持航向，靠滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)滑來修正y。自動著陸時，用此方案可保證機(jī)頭對準(zhǔn)跑道中心，但用滾轉(zhuǎn)修正y，有機(jī)翼碰地的危險。n通過飛機(jī)不傾斜的平面轉(zhuǎn)彎修正y，此時副翼保持機(jī)翼水平，方向舵控制飛機(jī)平面轉(zhuǎn)彎來修正y。 這兩種方案由于是靠側(cè)滑來消除修正y，而側(cè)力值不大，這兩種方案修正y過程較慢。二、側(cè)向偏離控制系統(tǒng)的飛機(jī)方程和控制律n簡化飛機(jī)方程：3 .5700VyLLVgara

26、飛機(jī)橫側(cè)運(yùn)動線性化方程0p)()i ()i (p)()(ppSNNrNSNSNLLrLSLSLYYrYSrarrarrprrarar其中：第其中：第1式為：側(cè)力方程；式為：側(cè)力方程； 第第2式為：滾轉(zhuǎn)力矩方程；式為：滾轉(zhuǎn)力矩方程； 第第3式為：偏航力矩方程。式為：偏航力矩方程。 推導(dǎo)過程：n由于方向舵是起阻尼和協(xié)調(diào)作用， 可略去偏航力矩方程（第3式）n僅靠 控制飛機(jī)滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)彎，且滾轉(zhuǎn)比偏航快的多，認(rèn)為 過程是瞬間完成的。 n由滾轉(zhuǎn)力矩方程得：0a0 p 1rarLLrLan考慮協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎滿足公式：n考慮側(cè)偏線位移方程： 在小擾動條件下，認(rèn)為 均為小值 有： n得出： 20Vgugtgugcossinsinsincoscoscossinsinsinsincoswvudtdy,cos00VVu00sincosVVw 33 .57)(3 .5700VVy,sin00VVv2、控制律n 由簡化方程結(jié)合飛機(jī)方程看出： 相當(dāng)于 相當(dāng)于 ， 相當(dāng)于 。n 是主信號，其余各信號均在動態(tài)過程起作用。 KKyyIIIIrgyga)()(y y y )(gyyyI sWs1sVg0sV3 .5700yIIIIaWaLIZ1干LyIIgyg+-+側(cè)向偏離控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖三、側(cè)向偏離自控系統(tǒng)穩(wěn)定飛機(jī)航跡過程： n假定右偏離 00y左轉(zhuǎn)飛機(jī)左滾vGFLyIyyaya0sincos0, 00)(000