《先進飛行控系統(tǒng)》第八課

1、先進飛行控制系統(tǒng)先進飛行控制系統(tǒng)第八節(jié)課第八節(jié)課(20121109)第五章第五章 典型飛行控制系統(tǒng)分析典型飛行控制系統(tǒng)分析5.1 概述概述5.2 阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)5.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制增穩(wěn)系統(tǒng)5.4 姿態(tài)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制系統(tǒng)5.5 軌跡控制系統(tǒng)軌跡控制系統(tǒng)5.6 空速與馬赫數(shù)控制與保持空速與馬赫數(shù)控制與保持5.1 概述概述 描述飛機運動的參數(shù)：描述飛機運動的參數(shù)： 三個姿態(tài)角三個姿態(tài)角 、 三個角速度三個角速度 p、q、r 兩個氣流角兩個氣流角 、 兩個線位移兩個線位移 h、Y 一個線速度一個線速度 V5.1.1 典型飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)典型飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)5.1.2 典型飛行控

2、制系統(tǒng)的分類典型飛行控制系統(tǒng)的分類 阻尼器阻尼器(damper) 增穩(wěn)系統(tǒng)增穩(wěn)系統(tǒng)(stability augmentation systems-SAS) 控制增穩(wěn)系統(tǒng)（控制增穩(wěn)系統(tǒng)（control augmentation system-CAS) 自動駕駛儀自動駕駛儀(Autopilot)5.1.3 飛行控制系統(tǒng)的任務(wù)和設(shè)計目標(biāo)飛行控制系統(tǒng)的任務(wù)和設(shè)計目標(biāo) 改善飛行品質(zhì)改善飛行品質(zhì) 固有運動特性：改善俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航阻尼特性和頻率特固有運動特性：改善俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航阻尼特性和頻率特性；性； 操縱（控制）特性，改善飛機對操縱輸入信號的響應(yīng)特性操縱（控制）特性，改善飛機對操縱輸入信號的響應(yīng)特性

3、擾動特性：抑制風(fēng)干擾等；擾動特性：抑制風(fēng)干擾等； 大擾動的控制問題大擾動的控制問題 協(xié)助航跡控制協(xié)助航跡控制 全自動航跡控制全自動航跡控制 監(jiān)控和任務(wù)規(guī)劃監(jiān)控和任務(wù)規(guī)劃5.1.4 飛控系統(tǒng)的基本性能要求飛控系統(tǒng)的基本性能要求 飛控系統(tǒng)設(shè)計的規(guī)范包括：（詳見書飛控系統(tǒng)設(shè)計的規(guī)范包括：（詳見書P262P275）1）評定飛機飛行品質(zhì)可按）評定飛機飛行品質(zhì)可按MILF8785C，GJB18586（P262-274)2）評定飛控系統(tǒng)品質(zhì)可按）評定飛控系統(tǒng)品質(zhì)可按MILF9490D，GJB2191-94 評定飛機飛行品質(zhì)的規(guī)范在前面已經(jīng)介紹過了，本節(jié)只簡評定飛機飛行品質(zhì)的規(guī)范在前面已經(jīng)介紹過了，本節(jié)只簡單

4、介紹飛控系統(tǒng)的品質(zhì)要求。單介紹飛控系統(tǒng)的品質(zhì)要求。5.1.4 飛控系統(tǒng)的基本性能要求飛控系統(tǒng)的基本性能要求 姿態(tài)角自動控制系統(tǒng)的精度及瞬態(tài)響應(yīng)姿態(tài)角自動控制系統(tǒng)的精度及瞬態(tài)響應(yīng) ; 角速度控制系統(tǒng)及增穩(wěn)阻尼系統(tǒng)的技術(shù)要求角速度控制系統(tǒng)及增穩(wěn)阻尼系統(tǒng)的技術(shù)要求 ; 軌跡（或重心）自動控制系統(tǒng)的精度及瞬態(tài)響應(yīng)要求軌跡（或重心）自動控制系統(tǒng)的精度及瞬態(tài)響應(yīng)要求 ;具體指標(biāo)見書具體指標(biāo)見書P273-274所寫所寫 飛控系統(tǒng)基本功能包括幾方面飛控系統(tǒng)基本功能包括幾方面增穩(wěn)阻尼的要求增穩(wěn)阻尼的要求姿態(tài)的穩(wěn)定與控制姿態(tài)的穩(wěn)定與控制包括三軸姿態(tài)的穩(wěn)定與控制，航向包括三軸姿態(tài)的穩(wěn)定與控制，航向保持，預(yù)選，航向轉(zhuǎn)

5、彎等保持，預(yù)選，航向轉(zhuǎn)彎等軌跡的穩(wěn)定與控制軌跡的穩(wěn)定與控制包括高度、側(cè)向偏離、飛行包括高度、側(cè)向偏離、飛行M控制控制保持，以及自動進場著陸，地形跟隨等。保持，以及自動進場著陸，地形跟隨等。5.2 阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)5.2.1 阻尼器阻尼器（1）問題的提出：）問題的提出：隨著飛行包線的擴大，飛機自身的阻尼下降，使駕駛飛隨著飛行包線的擴大，飛機自身的阻尼下降，使駕駛飛機時飛機角速度會出現(xiàn)強烈振蕩機時飛機角速度會出現(xiàn)強烈振蕩這是由飛機（尤其這是由飛機（尤其超音速飛機）結(jié)構(gòu)特點造成的。超音速飛機）結(jié)構(gòu)特點造成的。考慮到飛行員操縱過程：例如推、拉桿時，若用力過猛考慮到飛行員操縱過程：例如推

6、、拉桿時，若用力過猛會產(chǎn)生縱向短周期的振蕩，即所謂的縱向點頭。會產(chǎn)生縱向短周期的振蕩，即所謂的縱向點頭。為便于操縱飛機，有必要增加阻尼器。為便于操縱飛機，有必要增加阻尼器。 （2）阻尼器的組成與作用原理）阻尼器的組成與作用原理作用：作用： 阻尼器以飛機角運動作為反饋信號，穩(wěn)定飛機的角速率阻尼器以飛機角運動作為反饋信號，穩(wěn)定飛機的角速率增大飛機運動的阻尼，抑制振蕩。增大飛機運動的阻尼，抑制振蕩。 分類：分類：因為飛機的角運動通?？梢苑纸鉃槔@三軸的角運動，因因為飛機的角運動通?？梢苑纸鉃槔@三軸的角運動，因而阻尼器也有而阻尼器也有俯仰阻尼器俯仰阻尼器、傾斜阻尼器傾斜阻尼器及及航向阻尼器航向阻尼器 。

7、1）組成：）組成： 阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路組成。阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路組成。速率陀螺放大器舵回路助力器阻尼器qe（2）阻尼器的組成與作用原理）阻尼器的組成與作用原理阻尼系統(tǒng)：阻尼系統(tǒng)： 阻尼器與飛機（不是飛控）構(gòu)成回路（如下圖）如同是阻尼器與飛機（不是飛控）構(gòu)成回路（如下圖）如同是阻尼比改善了的新飛機，稱為飛機阻尼比改善了的新飛機，稱為飛機阻尼系統(tǒng)，簡稱阻尼系統(tǒng)，簡稱阻尼阻尼系統(tǒng)系統(tǒng)。 彈簧助力器飛機阻尼器桿力Peq（2）阻尼器的組成與作用原理）阻尼器的組成與作用原理2）原理：）原理： 當(dāng)飛機角速度信號測量后（以縱向為例）當(dāng)飛機角速度信號測量后（以縱向為例）q經(jīng)放大器、

8、舵經(jīng)放大器、舵回路傳遞到舵面，使之有個偏角回路傳遞到舵面，使之有個偏角 此此舵偏角引起舵面力矩，這個力矩顯然是由舵偏角引起舵面力矩，這個力矩顯然是由q引起的阻尼力引起的阻尼力矩（矩（ 低頭，使低頭，使q受限制）受限制）這就增大了飛機的阻尼。這就增大了飛機的阻尼。 LqLqe0)(00eeMq（3）俯仰阻尼器（縱向阻尼器）俯仰阻尼器（縱向阻尼器） 俯仰阻尼器用來增大飛機縱向短周期運動的阻尼俯仰阻尼器用來增大飛機縱向短周期運動的阻尼 。1）最簡單控制律：不計助力器及舵機慣性時）最簡單控制律：不計助力器及舵機慣性時 舵偏角與俯仰角速率成比例，舵面力矩等效于阻尼力矩，舵偏角與俯仰角速率成比例，舵面力矩

9、等效于阻尼力矩，增大了飛機阻尼力矩。增大了飛機阻尼力矩。dLqLqeaqqqsdMMZMMMMZ22 ：機械彈簧：機械彈簧 ：助力器的傳遞函數(shù)：助力器的傳遞函數(shù) ：為桿力：為桿力 ：飛機短周期運動傳遞函數(shù)：飛機短周期運動傳遞函數(shù)系統(tǒng)傳函：系統(tǒng)傳函：無阻尼器飛機操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖無阻尼器飛機操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖12122STSTSTKdddePeKjK12)1()()(22 STSTSTKKKspsqdddeje ePjKeK1eq12122STSTSTKddd有阻尼器飛機操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖有阻尼器飛機操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖系統(tǒng)閉環(huán)傳函為：系統(tǒng)閉環(huán)傳函為：其中：其中： 為角速率到舵偏角傳動比為角速率到舵偏角傳動比jK

10、ePeK112122STSTSTKdddqKaKKqeKKKKL)1 ()2() 1()()(2KLSTKLTSTSTKKKspsqdddeje 簡化閉環(huán)傳函：簡化閉環(huán)傳函：式中：式中： 12) 1()()(22STSTSTKKKspsqdedededejeKLKKd1KLTTdde1KLTLTKddde1)2( 適當(dāng)選擇適當(dāng)選擇 可增大可增大 ，即增大了阻尼，（，即增大了阻尼，（ ） 但但 使使 靜操縱性靜操縱性 阻尼比增大是靠犧牲阻尼比增大是靠犧牲靜操縱性達(dá)到的。靜操縱性達(dá)到的。 由于由于 與與 成反比，成反比， 變化不大，即固有頻變化不大，即固有頻率變化不大。率變化不大。(參見書參見書p

11、174例）例）LdeddeLKKddeTKL1deT5.2.2 增穩(wěn)系統(tǒng)增穩(wěn)系統(tǒng)（1）問題的引出：）問題的引出： 現(xiàn)代飛機隨著大迎角飛行出現(xiàn)，使飛機靜穩(wěn)定性現(xiàn)代飛機隨著大迎角飛行出現(xiàn)，使飛機靜穩(wěn)定性 下降下降 為了提高操縱機動能力，使飛機重心與焦點相對位置發(fā)生為了提高操縱機動能力，使飛機重心與焦點相對位置發(fā)生變化（焦點前移了）這也使系統(tǒng)不穩(wěn)定。變化（焦點前移了）這也使系統(tǒng)不穩(wěn)定。 為解決上述問題需要增穩(wěn)系統(tǒng)。為解決上述問題需要增穩(wěn)系統(tǒng)。mC（2）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律1）控制律為：）控制律為： 飛機縱向短周期方程：飛機縱向短周期方程： 簡化為：簡化為：ggeDLLeqeMSMS

12、MSMSZS)()(0)(eeMCSCS)(212 增穩(wěn)系統(tǒng)方程：增穩(wěn)系統(tǒng)方程： 此時：此時： 穩(wěn)定性增加。穩(wěn)定性增加。 但因但因 使飛機阻尼特性下降。使飛機阻尼特性下降。ggDLMLMCSCSee212dLMCe2221ddC （2）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律2） 與過載與過載 為比例關(guān)系為比例關(guān)系（迎角迎角 的準(zhǔn)確測量不易）的準(zhǔn)確測量不易） 飛機方程變?yōu)椋猴w機方程變?yōu)椋?則控制律可為：則控制律可為： 同樣可得：加入上述控制律后，可提高系統(tǒng)的靜穩(wěn)定性，同樣可得：加入上述控制律后，可提高系統(tǒng)的靜穩(wěn)定性，但會降低系統(tǒng)阻尼特性。但會降低系統(tǒng)阻尼特性。 nZgVGQSCnLggneDLn

13、LennnCSCS )(212（2）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律 為使飛機既有良好的靜穩(wěn)定性又有足夠的阻尼比，控制律為使飛機既有良好的靜穩(wěn)定性又有足夠的阻尼比，控制律中必須包括中必須包括n（或（或 ）與角速率）與角速率q兩種信號，于是縱向兩種信號，于是縱向比比例式增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律例式增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律為：為： ggnqeDLnLqL（2）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律3）特點：）特點： 控制律中含信號控制律中含信號 對飛機起增大阻尼比的作用對飛機起增大阻尼比的作用 控制律中控制律中 與輸入信號與輸入信號q，n成比例關(guān)系，稱為比例式的成比例關(guān)系，稱為比例式的控制律控制律 若引入輸

14、入信號的積分，使輸出與輸入信號之間成積分關(guān)若引入輸入信號的積分，使輸出與輸入信號之間成積分關(guān)系，則為系，則為積分式控制律積分式控制律：qLqdtDLnLqLnLqLtggnqnqe0)(e4）分析：）分析： 聯(lián)立獲得增穩(wěn)系統(tǒng)聯(lián)立獲得增穩(wěn)系統(tǒng)飛機系統(tǒng)方程（稱新系統(tǒng)）飛機系統(tǒng)方程（稱新系統(tǒng)） 對新系統(tǒng)進行根軌跡，頻率特性，時域特性分析，計算對新系統(tǒng)進行根軌跡，頻率特性，時域特性分析，計算 ， 及操縱性指標(biāo)等特征性參數(shù)，然后與及操縱性指標(biāo)等特征性參數(shù)，然后與“規(guī)范規(guī)范”相對比，給相對比，給出結(jié)論出結(jié)論寫出控制規(guī)律寫出飛機運動方程 （3）偏航增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）偏航增穩(wěn)系統(tǒng)控制律 飛機細(xì)長，立尾面積過小，

15、飛行速度大，飛機航向靜安定飛機細(xì)長，立尾面積過小，飛行速度大，飛機航向靜安定系數(shù)系數(shù) 太小，使飛機航向靜安定性差，這常使飛機處太小，使飛機航向靜安定性差，這常使飛機處于側(cè)滑狀態(tài)飛行，不僅增大阻力，且不利轉(zhuǎn)彎和格斗，所于側(cè)滑狀態(tài)飛行，不僅增大阻力，且不利轉(zhuǎn)彎和格斗，所以航向也要有偏航增穩(wěn)系統(tǒng)。航向阻尼系統(tǒng)用來改善荷蘭以航向也要有偏航增穩(wěn)系統(tǒng)。航向阻尼系統(tǒng)用來改善荷蘭滾阻尼，且提高航向靜穩(wěn)定性。因為飛機的滾阻尼，且提高航向靜穩(wěn)定性。因為飛機的 很大而很大而 較小這樣，滾轉(zhuǎn)阻尼有余而存在嚴(yán)重的荷蘭滾。較小這樣，滾轉(zhuǎn)阻尼有余而存在嚴(yán)重的荷蘭滾。NClCnC1）控制律：）控制律： 若取若取 其中其中 飛

16、機偏航力矩方程：飛機偏航力矩方程： 閉環(huán)系統(tǒng)偏航力矩方程：閉環(huán)系統(tǒng)偏航力矩方程： 當(dāng)當(dāng) ，就有，就有 從而增加了航向靜安定性。從而增加了航向靜安定性。21rrrKr2rrprNrNSpNN)(1)()(rrprrNrNSpNKNN0KNrNKNNr)( 這就是說在控制律（這就是說在控制律（ 表達(dá)式）中增加與表達(dá)式）中增加與 有關(guān)的信號有關(guān)的信號即可提高航向靜安定性。即可提高航向靜安定性。 若再增加與角速度若再增加與角速度 有關(guān)的信號，又可增大阻尼，若兩有關(guān)的信號，又可增大阻尼，若兩種信號均用，即可實現(xiàn)增穩(wěn)阻尼，于是控制律為：種信號均用，即可實現(xiàn)增穩(wěn)阻尼，于是控制律為：rrggrrZKKrK1）

17、控制律：）控制律： 閉環(huán)運動方程：閉環(huán)運動方程： 由此可知，固有頻率增加為：由此可知，固有頻率增加為： 靜穩(wěn)定性增加。靜穩(wěn)定性增加。gpgrzYSKNrKNYSKNCSCSrrr21222CKKYNCrr2）分析：）分析： 當(dāng)用側(cè)向加速度計作反饋元件時，增穩(wěn)阻尼控制律為：（當(dāng)用側(cè)向加速度計作反饋元件時，增穩(wěn)阻尼控制律為：（不計慣性，非線性時）不計慣性，非線性時） yarraKrSSKy)1(（4）橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)控制律 由于飛機滾轉(zhuǎn)與偏航總是緊密相聯(lián)系，相互影響的，所以由于飛機滾轉(zhuǎn)與偏航總是緊密相聯(lián)系，相互影響的，所以橫向、航向都有增穩(wěn)，且有兩通道的交聯(lián)信號出現(xiàn)了橫側(cè)橫向、航向

18、都有增穩(wěn)，且有兩通道的交聯(lián)信號出現(xiàn)了橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)，其控制律既包括方向舵通道的，又包括副翼通增穩(wěn)系統(tǒng)，其控制律既包括方向舵通道的，又包括副翼通道的?，F(xiàn)以某超音速飛機為例，寫出橫側(cè)增穩(wěn)控制律如下道的?，F(xiàn)以某超音速飛機為例，寫出橫側(cè)增穩(wěn)控制律如下ITSKKrKSSaarra2) 1(1)(1式中：式中： 速率陀螺到方向舵?zhèn)鲃颖?；速率陀螺到方向舵?zhèn)鲃颖龋?副翼到方向舵?zhèn)鲃颖龋桓币淼椒较蚨鎮(zhèn)鲃颖龋?側(cè)向加速度即到方向舵?zhèn)鲃颖?；?cè)向加速度即到方向舵?zhèn)鲃颖龋?側(cè)向加速度即到副翼的傳動比；側(cè)向加速度即到副翼的傳動比； 低通濾波器傳遞函數(shù)。低通濾波器傳遞函數(shù)。 rKaKKI211TS駕駛桿腳蹬副翼放大器放大器飛

19、機方向舵放大器gI1W1WWWIKgKrK1ss211Ts yraK橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)方塊圖橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)方塊圖 特點：特點： 航向通道引用航向通道引用 及及 信號，起到對航向的阻尼，信號，起到對航向的阻尼，增穩(wěn)作用。增穩(wěn)作用。 而橫向通道只用信號而橫向通道只用信號 ，起到對橫向的靜穩(wěn)定作用，起到對橫向的靜穩(wěn)定作用，削弱荷蘭滾振蕩。削弱荷蘭滾振蕩。 而橫向通道不用而橫向通道不用 信號信號 ，橫向阻尼有余。（因為一般，橫向阻尼有余。（因為一般 較大）較大）rKrKIpIpLC5.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制增穩(wěn)系統(tǒng)（1）問題的引出）問題的引出阻尼增穩(wěn)系統(tǒng)只能改善飛機的穩(wěn)定性，即只改善飛機的阻尼增穩(wěn)系統(tǒng)只能改善飛

20、機的穩(wěn)定性，即只改善飛機的靜動穩(wěn)定性和固有頻率，同時卻減小了系統(tǒng)的傳遞系數(shù)，減靜動穩(wěn)定性和固有頻率，同時卻減小了系統(tǒng)的傳遞系數(shù)，減低了飛機對操縱指令的響應(yīng)，使操縱性下降，這顯然是不利低了飛機對操縱指令的響應(yīng)，使操縱性下降，這顯然是不利的，的，所以有必要解決穩(wěn)定性和操縱性的矛盾所以有必要解決穩(wěn)定性和操縱性的矛盾。由于加速度計不安裝在飛機重心處，因此它所感受到由于加速度計不安裝在飛機重心處，因此它所感受到的角加速度通過系統(tǒng)作用減小了，影響角加速度靈敏度。的角加速度通過系統(tǒng)作用減小了，影響角加速度靈敏度。此外飛機在大機動飛行時，要求有較高的角加速度靈敏度此外飛機在大機動飛行時，要求有較高的角加速度靈

21、敏度且桿力不宜過大；作小機動飛行時，要求有較小的靈敏度且桿力不宜過大；作小機動飛行時，要求有較小的靈敏度且桿力不宜過小。一般系統(tǒng)很難兼顧這兩種要求，影響了且桿力不宜過小。一般系統(tǒng)很難兼顧這兩種要求，影響了對飛機的駕駛。所以對飛機的駕駛。所以有必要改善飛機的非線性操縱指令有必要改善飛機的非線性操縱指令。5.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制增穩(wěn)系統(tǒng)（1）控制增穩(wěn)系統(tǒng)組成：）控制增穩(wěn)系統(tǒng)組成：控制增穩(wěn)系統(tǒng)是在增穩(wěn)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上增加一個桿力傳感控制增穩(wěn)系統(tǒng)是在增穩(wěn)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上增加一個桿力傳感器和一個指令模型構(gòu)成的器和一個指令模型構(gòu)成的，即系統(tǒng)由機械通道、電氣通道和，即系統(tǒng)由機械通道、電氣通道和增穩(wěn)回路組成。增穩(wěn)回路

22、組成。電器與機械通道相并聯(lián)，駕駛員操縱信號一電器與機械通道相并聯(lián)，駕駛員操縱信號一方面通過機械鏈?zhǔn)苟婷嫫D(zhuǎn)某角度，另一方面又通過桿力傳方面通過機械鏈?zhǔn)苟婷嫫D(zhuǎn)某角度，另一方面又通過桿力傳感器輸出指令信號，經(jīng)指令模型與反饋信號綜合后控制舵面感器輸出指令信號，經(jīng)指令模型與反饋信號綜合后控制舵面偏轉(zhuǎn)，總的舵面偏轉(zhuǎn)為上述兩舵偏角之和。偏轉(zhuǎn)，總的舵面偏轉(zhuǎn)為上述兩舵偏角之和。電氣通道相當(dāng)于電氣通道相當(dāng)于一個前饋通道，一個前饋通道，其作用是增大傳遞系數(shù)，并使角加速度靈敏其作用是增大傳遞系數(shù)，并使角加速度靈敏度滿足駕駛員的要求。度滿足駕駛員的要求。5.3.1 控制增穩(wěn)系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理控制增穩(wěn)系統(tǒng)的構(gòu)成與工

23、作原理圖圖5-15 俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的方框圖俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的方框圖（2）工作原理：）工作原理： 通過電氣通道由桿力傳感器產(chǎn)生電的指令信號，經(jīng)指通過電氣通道由桿力傳感器產(chǎn)生電的指令信號，經(jīng)指令模型駕駛員的操縱信號一方面通過機械通道使舵面偏轉(zhuǎn)令模型駕駛員的操縱信號一方面通過機械通道使舵面偏轉(zhuǎn) 另一方面形成滿足操縱特性要求的電信號，與增穩(wěn)系統(tǒng)的另一方面形成滿足操縱特性要求的電信號，與增穩(wěn)系統(tǒng)的反饋信號綜合后使舵面偏轉(zhuǎn)反饋信號綜合后使舵面偏轉(zhuǎn) ，總的舵面偏角為：，總的舵面偏角為： 電氣指令信號的極性與機械通道來的操縱信號同相，其值電氣指令信號的極性與機械通道來的操縱信號同相，其值與桿力位移成正比?？?/p>

24、見電氣指令信號使操縱量增強，因與桿力位移成正比。可見電氣指令信號使操縱量增強，因此此控制增穩(wěn)控制增穩(wěn)系統(tǒng)又稱系統(tǒng)又稱控制增強系統(tǒng)控制增強系統(tǒng)。mMMme（3）控制增穩(wěn)系統(tǒng)特點：）控制增穩(wěn)系統(tǒng)特點： 由于增設(shè)電氣通道，可使系統(tǒng)開環(huán)增益取得較高。從而提由于增設(shè)電氣通道，可使系統(tǒng)開環(huán)增益取得較高。從而提高了靜操縱性。高了靜操縱性。 如果沒有電氣通道，那么當(dāng)如果沒有電氣通道，那么當(dāng) 很大時，雖然可使閉很大時，雖然可使閉環(huán)特性只取決于反饋通道而與飛機所處正向通道無關(guān)，即環(huán)特性只取決于反饋通道而與飛機所處正向通道無關(guān)，即系統(tǒng)抗干擾性提高，但同時會使以機械通道為輸入、系統(tǒng)抗干擾性提高，但同時會使以機械通道為

25、輸入、 為輸出的閉環(huán)傳遞系數(shù)變得太小，也就是說，使原閉環(huán)增為輸出的閉環(huán)傳遞系數(shù)變得太小，也就是說，使原閉環(huán)增穩(wěn)系統(tǒng)閉環(huán)增益太小，降低了靜操縱性。增設(shè)電氣通道，穩(wěn)系統(tǒng)閉環(huán)增益太小，降低了靜操縱性。增設(shè)電氣通道，則可通過提高電氣通道增益，補償由于則可通過提高電氣通道增益，補償由于 很大而產(chǎn)很大而產(chǎn)生的強負(fù)反饋作用，使整個系統(tǒng)特性不受飛機上的干擾及生的強負(fù)反饋作用，使整個系統(tǒng)特性不受飛機上的干擾及飛行狀態(tài)變化的影響。飛行狀態(tài)變化的影響。KKa、znKKa、5.3.2 俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律 （1）比例控制律為：）比例控制律為：其中：其中：飛機方程：飛機方程： znqeyyz

26、zpyzjyKqKnk k k M sFk kF zaqyqykkkkK zanynykkkkKzz2()( )()( )57.3 ()zeqeqqnqZMsVGsZ MZsMMsMVVZGsZg sV（2）比例加積分控制律）比例加積分控制律引入積分不僅是為了提高穩(wěn)態(tài)精度，更重要的是為了引入積分不僅是為了提高穩(wěn)態(tài)精度，更重要的是為了實現(xiàn)飛機自動配平。縱向力矩不平衡時，舵機自動承擔(dān)配實現(xiàn)飛機自動配平?？v向力矩不平衡時，舵機自動承擔(dān)配平任務(wù)，無需駕駛員干預(yù)，也就不存在桿力配平問題。但平任務(wù)，無需駕駛員干預(yù)，也就不存在桿力配平問題。但要實現(xiàn)積分作用，舵機必須有較大的權(quán)限，所以舵面權(quán)限要實現(xiàn)積分作用，

27、舵機必須有較大的權(quán)限，所以舵面權(quán)限較小的控制增穩(wěn)系統(tǒng)只能采用比例式控制律。較小的控制增穩(wěn)系統(tǒng)只能采用比例式控制律。積分作用由積分作用由舵機反饋確定。舵機反饋確定。 dtFsMkkkdtnKqKFkkFksMkknKqKypzznyqyyjzypzznyqyezz比例加積分控制律結(jié)構(gòu)圖比例加積分控制律結(jié)構(gòu)圖 +-+-+yFjkssk1zk ssqeq sqs2cosgg1zn111ssznykk123ss skp sMPUMUqykk1機械通道桿力傳感器指令模型電氣通道增穩(wěn)回路助力器舵機5.3.3 指令模型形式和參數(shù)選擇指令模型形式和參數(shù)選擇 在控制增穩(wěn)系統(tǒng)中設(shè)置指令模型的目的是改善飛機操縱性，

28、在控制增穩(wěn)系統(tǒng)中設(shè)置指令模型的目的是改善飛機操縱性，衡量操縱性指標(biāo)的一個重要指標(biāo)就是桿力靈敏度衡量操縱性指標(biāo)的一個重要指標(biāo)就是桿力靈敏度 ，其值，其值應(yīng)按飛行狀態(tài)由規(guī)范給出。因應(yīng)按飛行狀態(tài)由規(guī)范給出。因 ，所以在給，所以在給定定 情況下，可能會出現(xiàn)桿力靈敏度的高低與桿力大小情況下，可能會出現(xiàn)桿力靈敏度的高低與桿力大小相反的情況，與駕駛員要求相反。指令模型的形式就是根據(jù)相反的情況，與駕駛員要求相反。指令模型的形式就是根據(jù)這一情況確定的。這一情況確定的。 yFMytFyFqM/0 0tq （1）非線性指令模型）非線性指令模型 非線性指令模型實際上是增益隨輸入信號作非線性變化的電非線性指令模型實際上

29、是增益隨輸入信號作非線性變化的電路。路。 MUPU0 圖中：圖中： ：為桿力傳感器輸出電壓；：為桿力傳感器輸出電壓； ：為指令模型的輸出電壓；：為指令模型的輸出電壓； ：為曲線斜率，即：為曲線斜率，即 的傳遞系數(shù)。的傳遞系數(shù)。 由此可得助力器輸入端總位移為：由此可得助力器輸入端總位移為： 一般情況有：一般情況有： 所以有：所以有： PUMUMk sM ypjzFksMkkW1 jpkksMk ypzFksMkW1代入靈敏度表達(dá)式可得：代入靈敏度表達(dá)式可得： 由非線性指令模型可見：在大桿力由非線性指令模型可見：在大桿力( 大大)情況下，情況下， 值大值大再由上式可得：再由上式可得： 值大，相應(yīng)的

30、值大，相應(yīng)的 也大，飛機具有較也大，飛機具有較高的靈敏度。同理，小桿力時，高的靈敏度。同理，小桿力時， 值小，值小， 也小，飛機也小，飛機可獲得較低的靈敏度，恰好能滿足飛行品質(zhì)要求?？色@得較低的靈敏度，恰好能滿足飛行品質(zhì)要求。100ztMpytFWqkkkFqMyPUMkMkyFMMkyFM5.3.4 控制增穩(wěn)系統(tǒng)的缺陷控制增穩(wěn)系統(tǒng)的缺陷（1）控制增穩(wěn)系統(tǒng)的舵面操縱權(quán)限有限）控制增穩(wěn)系統(tǒng)的舵面操縱權(quán)限有限 控制增穩(wěn)系統(tǒng)的舵面操縱權(quán)限雖比增穩(wěn)系統(tǒng)有所增大，但為控制增穩(wěn)系統(tǒng)的舵面操縱權(quán)限雖比增穩(wěn)系統(tǒng)有所增大，但為確保飛行安全，操縱權(quán)限也只有最大舵偏角的確保飛行安全，操縱權(quán)限也只有最大舵偏角的30%左右，很左右，很難滿足整個飛行包線內(nèi)改善飛行品質(zhì)的要求。難滿足整個飛行包線內(nèi)改善飛行品質(zhì)的要求。（2）存在力及功率反傳問題）存在力及功率反傳問題 無論增穩(wěn)系統(tǒng)還是控制增穩(wěn)系統(tǒng)都存在機械桿系與舵