《先進飛行控制系統(tǒng)》第十二課課件

1、先進飛行控制系統(tǒng)第十二節(jié)課(20121123)第1頁，共58頁。5.5 飛機軌跡控制系統(tǒng)5.5.1 飛行高度的穩(wěn)定與控制5.5.2 空速與M數(shù)的控制與保持5.5.3 自動著陸飛行控制系統(tǒng)5.5.4 飛機側(cè)向軌跡控制5.5.5 自動側(cè)向波束導引系統(tǒng)第2頁，共58頁。5.5.3 自動著陸飛行控制系統(tǒng)自動著陸是廿世紀六十年代初發(fā)展起來的一種控制系統(tǒng)即它能在惡劣氣候、無目視基準條件下，自動導引飛機，安全正確地在跑道降落。這個系統(tǒng)的出現(xiàn)，使飛機實現(xiàn)了全天候飛行。第3頁，共58頁。（1）自動著陸的幾個典型飛行階段自動著陸分為五個典型階段:定高階段下滑階段拉平階段保持（飄落）階段滑跑階段第4頁，共58頁。飛

2、機自動著陸階段圖第5頁，共58頁。（1）自動著陸的幾個典型飛行階段定高階段： 飛機在著陸前，大約300500m高度上做定高飛行下滑階段： 當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，民航機約v7085m/s而垂直下降度 , 航跡傾斜角拉平階段： 大約在飛機離地15m左右，飛機的垂直下降速度下降，接地時大約有 ，且航跡傾斜角 減小，使飛機沿曲線拉起，稱為拉平階段第6頁，共58頁。保持（漂落）階段： 大約飛機離地0.51.0m時，進一步減小速度，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；當速度達到降落速度時，將 由于GL（升力），

3、飛機以指數(shù)曲線軌跡落地稱為飄落滑跑階段： 當飛機與地面接觸后，在跑道上滑跑，此時常采用輪子剎車或發(fā)動機反推力措施，來減小滑跑距離。（1）自動著陸的幾個典型飛行階段第7頁，共58頁。（2）完成自動著陸飛行的必備設備飛機上： 裝有含無線電接收設備的下滑波束導引系統(tǒng)地面上：（無線電信標臺） 下滑信標臺：給出下滑基準； 航向信標臺：給出航向（側(cè)向）著陸基準； 外、中、近三個指點信標臺：指示飛機進入跑道入口精確距離和時間。第8頁，共58頁。信標臺第9頁，共58頁。1）下滑信標臺： 在地面上，用以給飛機提供下滑基準。下滑信標臺向飛機著陸方向連續(xù)發(fā)射兩個頻率的無線電調(diào)幅波（90HZ和150HZ）,其載波頻率

4、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)幅信號強于90HZ的信號，而此線上方則是90HZ信號較強。第10頁，共58頁。下滑信標臺提供下滑基準第11頁，共58頁。2）下滑波束導引系統(tǒng)（在機上）：組成：下滑耦合器（由信號接收，放大，限幅和信號變換等部分組成）。 俯仰角位置控制系統(tǒng)。第12頁，共58頁。工作原理：當飛機沿下滑波束中心線飛行時，機上的接收機接到兩個頻率的信號強度相等，耦合器輸出為零。當飛機偏離下滑線一邊時由于機上接收到的兩個頻率信號強度不等而出現(xiàn)波束偏差角（在波

5、束上方，為正值），當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 回到波束中心線上。 第13頁，共58頁。（3）下滑波束導引系統(tǒng)下滑波束導引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖建立：1） 飛機航跡傾斜角偏差 與波束偏差角之間的幾何關(guān)系第14頁，共58頁。設下滑波束線仰角為 (與水平線夾角)飛機航跡在下滑波束下方一個垂直距離d（飛機在波束線下方，d0）且波束偏差角根據(jù)圖中幾何關(guān)系有：第15頁，共58頁。結(jié)構(gòu)圖為： 下滑波束導引系統(tǒng)運動學環(huán)節(jié)方塊圖 由圖可見：波束偏差角與航跡傾斜角 成積分關(guān)系，隨著飛機接近地面，R ，使積分速率 ，導引系統(tǒng)將發(fā)散第16頁，共58頁。2） 下滑耦合器控制律的選擇 由于航跡傾斜角 與

6、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 第17頁，共58頁。下滑耦合器結(jié)構(gòu)圖 其中：零點 ，用來補償俯仰角位移系統(tǒng)傳函中最靠近原點的極點。第18頁，共58頁。3） 下滑波束導引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖姿態(tài)角位移控制系統(tǒng)飛機方程用短周期縱向方程 控制律： 第19頁，共58頁。下滑波束導引系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖第20頁，共58頁。說明：圖中考慮基準下滑航跡傾斜角 ；姿態(tài)控制中加 補償信號進入姿態(tài)控制系統(tǒng)，對沿下滑線下降的過渡過程有好處。對常值力矩干擾 是折算成舵面偏角加到系統(tǒng)中，而垂直風則折成迎角干擾考慮分析的。進場時間短，對精

7、度影響大的是飛機外形的變化，v變化和r的變化。分析誤差主要應分析 ， 引起的 變化。測量距離由指點信標臺完成，如不好準確測量，可用高度來近似計算。 第21頁，共58頁。（4）自動拉平系統(tǒng)1）自動著陸等級的劃分自動著陸可分三級，即等級、，而最高級又可細分為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, 水平距離是飛機對跑道能見的距離RVR）。等級規(guī)定了DH與RVR的組合區(qū)。 第22頁，共58頁。著陸等級的定義第23頁，共58頁。 實現(xiàn)級自動著陸（含級）是指僅靠下滑導引系統(tǒng)（或下滑耦合器）引導飛機下滑，到達決斷高度后，由飛行員利用手操縱繼續(xù)著

8、陸即意味著不用設計自動拉平系統(tǒng)若實現(xiàn)級著陸，則必須有自動拉平系統(tǒng)。a允許飛機利用自動拉平系統(tǒng)完成自動著陸，此時飛行員在飛機接地后才接管對飛機的控制。b允許飛機利用自動拉平系統(tǒng)及拉平后的繼續(xù)控制，這樣，駕駛員在飛機接地后，只需在跑道的途中進行控制。c允許飛機完成自動著陸的全過程。a，b的決斷高度DH及RVR隨飛機的類型及各國航空公司而定的。第24頁，共58頁。2）拉平軌跡飛機在垂直平面內(nèi)，從下滑過渡到實際著陸點的縱向軌跡為拉平軌跡。如果飛機實現(xiàn)、級著陸，則拉平軌跡是由飛行員手操縱形成的，即飛機下滑到離地約15m時，飛行員操縱飛機減小航跡傾斜角 ，使 進一步減小，飛機是曲線軌跡進入拉平階段，當離地

9、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，飛機飄落，滑跑。 第25頁，共58頁。 如果飛機實現(xiàn)級著陸，則拉平階段也是靠自控系統(tǒng)操縱形成。所以設計自動拉平系統(tǒng)應包括兩個內(nèi)容：形成拉平軌跡，其二是構(gòu)成使飛機完成拉平軌跡飛行的自控系統(tǒng)。先看拉平軌跡的形成。第26頁，共58頁。設計拉平軌跡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)第27頁，共58頁。按指數(shù)曲線拉平的軌跡 第28頁，共58頁。拉平時飛機空速 不變，飛機著陸經(jīng)過的距離為 ，則有：拉平軌跡方程為：第29

10、頁，共58頁。其中：由此可見：當要求著地時 必有 即實際著陸距離為 米 ，這是不允許的。第30頁，共58頁。改進拉平軌跡令拉平軌跡漸近線距跑道平面為 米 當已知時間常數(shù) （比例系數(shù)）及著地點垂直距離 時，可由上式算出 則此時式中 為規(guī)定的飛機著陸速度 第31頁，共58頁。 規(guī)定飛機著地時：而 時，有 ； 時，有由于允許著地速度受限了 （一般為 米/秒），則 必受限： 拉平距離公式：第32頁，共58頁。拉平時垂直速度的變化第33頁，共58頁。3）拉平自控系統(tǒng)為保證飛機沿設計的指數(shù)軌跡飛行，拉平自控系統(tǒng)應控制飛機遵循如下規(guī)律 ：利用機上測距裝置測出 ，算出應有的給定高度 ，然后與飛機上無線電高度表

11、測出飛機的高度H（當 時）形成控制信號控制飛機高度使誤差為零，實現(xiàn)拉平軌跡。第34頁，共58頁。缺陷：機上沒有足夠精度的無線電測距儀 。改進：用氣壓式升降速度表代替測距儀，按 建立拉平耦合器方程。將飛機拉平過程看成飛機下降率 不斷跟蹤 的過程。 第35頁，共58頁。自動拉平系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖第36頁，共58頁。5.5.4 飛機側(cè)向軌跡控制飛機重心運動包括沿垂直方向（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)向偏離通過飛機轉(zhuǎn)彎方式來修正。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。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

12、側(cè)偏y的控制第37頁，共58頁。（1）側(cè)向偏離控制的幾種方案 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。通過副翼與方向舵兩通道協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制y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。只介紹第1種方案。第38頁，共58頁。利用方向舵使飛機保持航向，靠滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)滑來修正y。自動著陸時，用此方案可保證機頭對準跑道中心，但用滾轉(zhuǎn)修正y，有機翼碰地的危險。通過飛機不傾斜的平面轉(zhuǎn)彎修正y，此時副翼保持機翼水平，方向舵控制飛機平面轉(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。第39頁，共58頁。（2）側(cè)

13、向偏離控制系統(tǒng)的飛機方程和控制律1）簡化的飛機方程：第40頁，共58頁。推導過程：由橫側(cè)向線性化方程其中：第1式為：側(cè)力方程； 第2式為：滾轉(zhuǎn)力矩方程； 第3式為：偏航力矩方程。 第41頁，共58頁。簡化：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）僅靠 控制飛機滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)彎，且滾轉(zhuǎn)比偏航快的多，認為 過程是瞬間完成的。 由滾轉(zhuǎn)力矩方程得：第42頁，共58頁?？紤]協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎滿足公式：考慮側(cè)偏線位移方程： 在小擾動條件下，認為 均為小值 有： 得出：第43頁，共58頁。2）控制律 由簡化方程結(jié)合飛機方程看出： 相當于 ； 相當于 相當于 。 是主信號，其余各信號均在動態(tài)過程起作用。 第

14、44頁，共58頁。側(cè)向偏離控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖第45頁，共58頁。（3）側(cè)向偏離自控系統(tǒng)穩(wěn)定飛機航跡過程： 假定右偏離 第46頁，共58頁。修正初始的物理過程 第47頁，共58頁。修正初始的近似動態(tài)過程 第48頁，共58頁。說明：上述過程是在線性范圍內(nèi)， 如果 ，則y修正軌跡可能出現(xiàn)之字形，為防止此現(xiàn)象發(fā)生，對 要限制。 第49頁，共58頁。5.5.4 自動側(cè)向波束導引系統(tǒng) 對于自動著陸系統(tǒng)除縱向包括下滑波束導引系統(tǒng)；拉平自動控制系統(tǒng)外，航向還有側(cè)向波束導引系統(tǒng)。側(cè)向波束導引系統(tǒng)原理與下滑波束導引系統(tǒng)相似，不再作介紹。側(cè)向波束自動控制系統(tǒng)是通過耦合器將飛機偏離航向信標臺發(fā)射的無線電波束等強度線的信號變?yōu)闈L轉(zhuǎn)控制指令，輸給AP側(cè)向通道，操縱副翼偏轉(zhuǎn)改變航跡方位角 ，修正飛機水平航跡。第50頁，共58頁。（1）側(cè)向波束偏差角 的關(guān)系建立側(cè)向運動參數(shù)為：側(cè)向偏離y，傾斜角 ，航向偏差角 與縱軸間夾間（對稱面夾角）為 ， 在地平面上的投影與應飛航線夾角為 （航跡方位角） 在水平投影與應飛航線夾角為第51頁，共58頁。飛機側(cè)向運動參數(shù)與的關(guān)系 第52頁，共58頁。由圖可知： 又： 當時， 第53頁，共58頁。由側(cè)向協(xié)調(diào)運動可知