《先進飛行控制系統(tǒng)》第九課課件

1、先進飛行控制系統(tǒng)第九節(jié)課(20121114)第1頁，共42頁。復(fù)習(xí) 阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng) 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。 因為飛機的角運動通?？梢苑纸鉃槔@三軸的角運動，因而阻尼器也有俯仰（pitch）阻尼器、傾斜（roll）阻尼器及偏航（yaw）阻尼器 。 俯仰阻尼器：反饋俯仰角速率q 滾轉(zhuǎn)阻尼器：反饋滾轉(zhuǎn)角速率p 偏航阻尼器：反饋偏航角速率r第2頁，共42頁。復(fù)習(xí) 阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng)增穩(wěn)系統(tǒng)以迎角和側(cè)滑角為反饋信號，增加飛機的靜穩(wěn)定性分為縱向（俯仰）增穩(wěn)系統(tǒng)和側(cè)向（偏航、橫側(cè)）增穩(wěn)系統(tǒng)縱向增穩(wěn)系統(tǒng)以迎角（法向過載）為反饋信號側(cè)向增

2、穩(wěn)系統(tǒng)以側(cè)滑角為反饋信號為了彌補由此造成的阻尼比下降，可以在增穩(wěn)基礎(chǔ)上增加角速率反饋。第3頁，共42頁?？刂圃龇€(wěn)是解決由于增加阻尼和增穩(wěn)導(dǎo)致的操縱性降低，及非線性操縱指令的-大機動時，有較高的操縱靈敏度；小機動時，有較低的操縱靈敏度。 辦法是在原來機械通道的基礎(chǔ)上增加一前饋電器通道一方面可以通過增大前向通道的放大倍數(shù)增加操縱性；另一方面，可以通過增加非線性指令模型來達到非線性操縱的目的。復(fù)習(xí) 阻尼器、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng)第4頁，共42頁。 典型飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)第5頁，共42頁。5.4 飛機的姿態(tài)控制系統(tǒng)控制原理： 按自控原理的思想要想控制哪個物理量，就應(yīng)測量它的值，然后按一定的反饋規(guī)律調(diào)整它，使

3、它達到期望值。 在飛行控制中,對于自動駕駛儀來說，要想穩(wěn)定與控制三軸姿態(tài)則應(yīng)該是：第6頁，共42頁。用陀螺儀測量角度信號 經(jīng)調(diào)理后（綜合、放大器），送入舵回路形成指令信號驅(qū)動舵面第7頁，共42頁。5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理（1）比例式自動駕駛儀（2）積分式自動駕駛儀（3）比例加積分式（均衡反饋式）自動駕駛儀第8頁，共42頁。（1）比例式自動駕駛儀（以俯仰通道為例）1）控制律(垂直陀螺儀和舵回路組成自動駕駛儀)角自動控制系統(tǒng)原理方塊圖 第9頁，共42頁。設(shè)陀螺儀輸出電信號與測量信號之間為線性關(guān)系，即舵回路不計慣性時 外加控制電壓 于是式中 第10頁，共42頁。說明：升降舵偏角的增量

4、與俯仰角偏差（ ）成比例具有這種控制律的姿態(tài)角自動控制器稱作比例式自動駕駛儀 第11頁，共42頁。2）工作原理：a）飛機水平平飛狀態(tài)俯仰保持假定飛機處于等速平飛狀態(tài) ，飛機受到干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差 陀螺測到這個偏差并輸出電信號 經(jīng)舵回路輸出 產(chǎn)生氣動力矩 使飛機 逐漸減小，只要選得 合適，就可保證 同時 修正 過程如下圖所示：第12頁，共42頁。修正的過渡過程 第13頁，共42頁。b）外加控制信號俯仰控制（操縱）如果外控制電壓不為零，假定 ，則 。飛機原來水平等速飛行舵回路輸入電信號為 ，使升降舵向上偏 產(chǎn)生抬頭力矩 飛機抬頭 。只要 選的合適就可使控制過程如下圖所示：第14頁，共42頁?？?/p>

5、制的過渡過程 第15頁，共42頁。3）干擾力矩 影響：假定有常值干擾力矩 ，飛機穩(wěn)定后必有一個 使產(chǎn)生的力矩平衡 ，由于 存在也就出現(xiàn)一個穩(wěn)態(tài)的偏差 第16頁，共42頁。比例式控制律的優(yōu)缺點： 優(yōu)點：結(jié)構(gòu)簡單。缺點：有常值力矩干擾時，是有差系統(tǒng)。 誤差 與干擾力矩 成正比，與傳遞系數(shù) 成反比。增大 可減小誤差，但飛機在修正 角時 較大，產(chǎn)生較大的力矩 ，使飛機有較大的角速度。在穩(wěn)定工作狀態(tài) ， 接近零時， 雖已到零，但由于飛機的慣性，且角速率 飛機會向反方向俯仰以致產(chǎn)生振蕩。 第17頁，共42頁。 圖 過大時，修正 的過渡過程 要想減弱這一振蕩過程，應(yīng)在控制律中引入俯仰角速率q，對飛機運動起阻

6、尼作用，也就是引入微分信號。 第18頁，共42頁。為了進一步加深對一階微分信號作用的理解，下面以短周期運動方程為例，采用根軌跡法對其加以分析：建飛機方程（用短周期方程）AP控制律：第19頁，共42頁。飛機AP系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖： 第20頁，共42頁。根軌跡分析：當(dāng) ，即無一階微分信號 開環(huán)傳函為： 根軌跡如左圖所示：可見 增大時，一對復(fù)根右移 且虛部增大很快，振蕩加劇第21頁，共42頁。當(dāng) 時（即引入微分作用）內(nèi)環(huán)閉環(huán)傳遞函數(shù)為:特征方程式：內(nèi)回路等效開環(huán)傳函為：第22頁，共42頁。根軌跡如圖5-30所示： 內(nèi)回路 ，使短周期一對復(fù)根左移且虛部減小，最終進入實軸，振蕩減小，阻尼加大。內(nèi)回路的動態(tài)過程由

7、振蕩運動轉(zhuǎn)為按指數(shù)規(guī)律衰減的單調(diào)運動， 越大，阻尼作用越強。第23頁，共42頁。比例式控制律根本原因 ：舵回路中含舵面位置反饋（即有硬反饋）第24頁，共42頁。舵回路傳函：當(dāng)K很大時簡化為： 其中：， 這是比例式控制律自動駕駛儀有比例式控制律根本原因是：舵回路中含舵面位置反饋 （硬反饋）第25頁，共42頁。比例式控制如何減小靜差：由前面計算可知：所以： 存在靜差。要減小這個靜差，應(yīng)加大 ，所以只有使 就可使靜差減小。極端情況： （切斷硬反饋）就可完全消除常值干擾下的靜差。第26頁，共42頁。（2）積分式自動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，組成了積分式自動駕駛儀。舵回路方框圖

8、參見圖5-34 由圖5-34可以得到具有速度 反饋式舵回路的閉環(huán)傳遞函數(shù)為：第27頁，共42頁。由此可得，具有速度反饋舵回路形式的自動駕駛儀如圖： 第28頁，共42頁。即： 舵偏角 與輸入信號（ ）積分成比例，稱為積分式控制規(guī)律。 取積分可得： 第29頁，共42頁。 積分式控制律駕駛儀中顯著特點： 切除舵面位置反饋信號。采用舵面速度反饋問題即速度反饋，這種規(guī)律也稱為軟反饋式自動駕駛儀。因為舵機負載是舵面鉸鏈力矩，它對舵機起硬反饋的作用所以嚴(yán)格地講 與 的積分關(guān)系并不成立。但若基于如下條件則認為本質(zhì)上積分關(guān)系存在。這個條件就是：第30頁，共42頁。積分式控制律成立的條件：亞音速飛機鉸鏈力矩的作用

9、遠小于舵機本身的軟反饋作用。飛機上采用助力器，飛機超音速飛行時，舵機控制不受鉸鏈力矩的影響?，F(xiàn)代飛機上均有自動配平系統(tǒng)，可基本抵消基準(zhǔn)配平舵偏角 所產(chǎn)生的鉸鏈力矩，此后 引起的鉸鏈力矩較小。第31頁，共42頁。積分式控制律的改進： 在 控制律中， 與 信號成比例 為主信號，而 信號對系統(tǒng)穩(wěn)定性起重要作用，稱為穩(wěn)定信號。為進一步改善穩(wěn)定與控制飛機姿態(tài)的動態(tài)性能，再引入 角加速度信號，起阻尼作用。第32頁，共42頁。積分式控制律只在常值干擾 作用下 無差，當(dāng)斜坡信號作用時，仍是有差系統(tǒng)。因為飛機飛控是型系統(tǒng)角加速度信號 在AP中的獲取，通常是將信號 經(jīng)有源微分電路產(chǎn)生這可減少噪聲影響。積分式自動駕

10、駛儀雖能消除常值干擾所導(dǎo)致的靜差,但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜,并且需要俯仰角加速度信號。因為用無源網(wǎng)絡(luò)來獲得較好質(zhì)量的二次微分信號通常是很困難的，常常由于線路復(fù)雜而引發(fā)噪聲。所以考慮采用均衡式自動駕駛儀 第33頁，共42頁。（3）均衡式反饋自動駕駛儀（比例加積分自動駕駛儀）均衡式反饋自動駕駛儀其舵回路采用均衡式反饋 ，如下圖第34頁，共42頁。（3）均衡式反饋自動駕駛儀（比例加積分自動駕駛儀）所謂均衡式反饋就是在舵機硬反饋 的基礎(chǔ)上，再加一個時間常數(shù) 很大的非周期環(huán)節(jié) 的正反饋，其中 為幾秒直至幾十秒。由于舵回路的動態(tài)過程時間很短（僅零點幾秒），所以相對于舵回路的時間常數(shù) 而言， 的作用類似于一個開關(guān)，即只

11、在穩(wěn)態(tài)時接通，最終將使正反饋與硬反饋所得的負反饋量相抵消。這樣，舵回路的傳遞函數(shù)變?yōu)?，相當(dāng)于增加一個積分環(huán)節(jié)，從而可以消除系統(tǒng)的靜差第35頁，共42頁。反饋環(huán)節(jié)為位置和均衡環(huán)節(jié)相并聯(lián)：舵回路傳函為：第36頁，共42頁。略去Tp 這是一個比例積分式的舵回路=均衡舵回路第37頁，共42頁。具有均衡舵回路的角位置控制系統(tǒng)：一般 （短周期運動時間常數(shù)）在飛機短周期工作頻段（高頻段）內(nèi)，可認為 并可從阻尼回路中移出，再將 分解成 ， 于是得到如下等效圖第38頁，共42頁。簡化圖：由于 很大，（ 很小）所以開始時體現(xiàn)比例作用，只在進入穩(wěn)態(tài)時 起作用才表現(xiàn)出積分特性，實現(xiàn)比例積分控制律。第39頁，共42頁。控制律為：作用：消除常值干擾力矩作用下的靜差。消除控制作用 為斜坡信號時的穩(wěn)態(tài)誤差（前向通道有兩個積分環(huán)節(jié)）。提高了系統(tǒng)的穩(wěn)定性及控制精度（穩(wěn)態(tài)精度），常用于要求較高的飛行階段（如自動著陸）第40頁，共42頁。若舵回路采用帶有延遲速度負反饋回路時可使AP控制律用于飛機上既可削除常值干擾力矩帶來的誤差，又可消除階躍指令輸入下的靜差。總之舵回路反