《先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)》第九課課件

1、先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第九節(jié)課(20121114)第1頁(yè)，共42頁(yè)。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(jī)角運(yùn)動(dòng)作為反饋信號(hào)，穩(wěn)定飛機(jī)的角速率增大飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的阻尼，抑制振蕩。 因?yàn)轱w機(jī)的角運(yùn)動(dòng)通?？梢苑纸鉃槔@三軸的角運(yùn)動(dòng)，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(yè)，共42頁(yè)。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(hào)，增加飛機(jī)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(guò)載）為反饋信號(hào)側(cè)向增

2、穩(wěn)系統(tǒng)以側(cè)滑角為反饋信號(hào)為了彌補(bǔ)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(yè)，共42頁(yè)?？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(jī)動(dòng)時(shí)，有較高的操縱靈敏度；小機(jī)動(dòng)時(shí)，有較低的操縱靈敏度。 辦法是在原來(lái)機(jī)械通道的基礎(chǔ)上增加一前饋電器通道一方面可以通過(guò)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(guò)增加非線性指令模型來(lái)達(dá)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(yè)，共42頁(yè)。 典型飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)第5頁(yè)，共42頁(yè)。5.4 飛機(jī)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(gè)物理量，就應(yīng)測(cè)量它的值，然后按一定的反饋規(guī)律調(diào)整它，使

3、它達(dá)到期望值。 在飛行控制中,對(duì)于自動(dòng)駕駛儀來(lái)說(shuō)，要想穩(wěn)定與控制三軸姿態(tài)則應(yīng)該是：第6頁(yè)，共42頁(yè)。用陀螺儀測(cè)量角度信號(hào) 經(jīng)調(diào)理后（綜合、放大器），送入舵回路形成指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面第7頁(yè)，共42頁(yè)。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(dòng)駕駛儀（2）積分式自動(dòng)駕駛儀（3）比例加積分式（均衡反饋式）自動(dòng)駕駛儀第8頁(yè)，共42頁(yè)。（1）比例式自動(dòng)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(dòng)駕駛儀)角自動(dòng)控制系統(tǒng)原理方塊圖 第9頁(yè)，共42頁(yè)。設(shè)陀螺儀輸出電信號(hào)與測(cè)量信號(hào)之間為線性關(guān)系，即舵回路不計(jì)慣性時(shí) 外加控制電壓 于是式中 第10頁(yè)，共42頁(yè)。說(shuō)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(dòng)控制器稱(chēng)作比例式自動(dòng)駕駛儀 第11頁(yè)，共42頁(yè)。2）工作原理：a）飛機(jī)水平平飛狀態(tài)俯仰保持假定飛機(jī)處于等速平飛狀態(tài) ，飛機(jī)受到干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差 陀螺測(cè)到這個(gè)偏差并輸出電信號(hào) 經(jīng)舵回路輸出 產(chǎn)生氣動(dòng)力矩 使飛機(jī) 逐漸減小，只要選得 合適，就可保證 同時(shí) 修正 過(guò)程如下圖所示：第12頁(yè)，共42頁(yè)。修正的過(guò)渡過(guò)程 第13頁(yè)，共42頁(yè)。b）外加控制信號(hào)俯仰控制（操縱）如果外控制電壓不為零，假定 ，則 。飛機(jī)原來(lái)水平等速飛行舵回路輸入電信號(hào)為 ，使升降舵向上偏 產(chǎn)生抬頭力矩 飛機(jī)抬頭 。只要 選的合適就可使控制過(guò)程如下圖所示：第14頁(yè)，共42頁(yè)?？?/p>

5、制的過(guò)渡過(guò)程 第15頁(yè)，共42頁(yè)。3）干擾力矩 影響：假定有常值干擾力矩 ，飛機(jī)穩(wěn)定后必有一個(gè) 使產(chǎn)生的力矩平衡 ，由于 存在也就出現(xiàn)一個(gè)穩(wěn)態(tài)的偏差 第16頁(yè)，共42頁(yè)。比例式控制律的優(yōu)缺點(diǎn)： 優(yōu)點(diǎn)：結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單。缺點(diǎn)：有常值力矩干擾時(shí)，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(jī)在修正 角時(shí) 較大，產(chǎn)生較大的力矩 ，使飛機(jī)有較大的角速度。在穩(wěn)定工作狀態(tài) ， 接近零時(shí)， 雖已到零，但由于飛機(jī)的慣性，且角速率 飛機(jī)會(huì)向反方向俯仰以致產(chǎn)生振蕩。 第17頁(yè)，共42頁(yè)。 圖 過(guò)大時(shí)，修正 的過(guò)渡過(guò)程 要想減弱這一振蕩過(guò)程，應(yīng)在控制律中引入俯仰角速率q，對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)起阻

6、尼作用，也就是引入微分信號(hào)。 第18頁(yè)，共42頁(yè)。為了進(jìn)一步加深對(duì)一階微分信號(hào)作用的理解，下面以短周期運(yùn)動(dòng)方程為例，采用根軌跡法對(duì)其加以分析：建飛機(jī)方程（用短周期方程）AP控制律：第19頁(yè)，共42頁(yè)。飛機(jī)AP系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖： 第20頁(yè)，共42頁(yè)。根軌跡分析：當(dāng) ，即無(wú)一階微分信號(hào) 開(kāi)環(huán)傳函為： 根軌跡如左圖所示：可見(jiàn) 增大時(shí)，一對(duì)復(fù)根右移 且虛部增大很快，振蕩加劇第21頁(yè)，共42頁(yè)。當(dāng) 時(shí)（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(kāi)環(huán)傳函為：第22頁(yè)，共42頁(yè)。根軌跡如圖5-30所示： 內(nèi)回路 ，使短周期一對(duì)復(fù)根左移且虛部減小，最終進(jìn)入實(shí)軸，振蕩減小，阻尼加大。內(nèi)回路的動(dòng)態(tài)過(guò)程由

7、振蕩運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)為按指數(shù)規(guī)律衰減的單調(diào)運(yùn)動(dòng)， 越大，阻尼作用越強(qiáng)。第23頁(yè)，共42頁(yè)。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(yè)，共42頁(yè)。舵回路傳函：當(dāng)K很大時(shí)簡(jiǎn)化為： 其中：， 這是比例式控制律自動(dòng)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(yè)，共42頁(yè)。比例式控制如何減小靜差：由前面計(jì)算可知：所以： 存在靜差。要減小這個(gè)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(yè)，共42頁(yè)。（2）積分式自動(dòng)駕駛儀在舵回路中采用速度反饋或稱(chēng)為軟反饋形式的信號(hào)，組成了積分式自動(dòng)駕駛儀。舵回路方框圖

8、參見(jiàn)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(yè)，共42頁(yè)。由此可得，具有速度反饋舵回路形式的自動(dòng)駕駛儀如圖： 第28頁(yè)，共42頁(yè)。即： 舵偏角 與輸入信號(hào)（ ）積分成比例，稱(chēng)為積分式控制規(guī)律。 取積分可得： 第29頁(yè)，共42頁(yè)。 積分式控制律駕駛儀中顯著特點(diǎn)： 切除舵面位置反饋信號(hào)。采用舵面速度反饋問(wèn)題即速度反饋，這種規(guī)律也稱(chēng)為軟反饋式自動(dòng)駕駛儀。因?yàn)槎鏅C(jī)負(fù)載是舵面鉸鏈力矩，它對(duì)舵機(jī)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(rèn)為本質(zhì)上積分關(guān)系存在。這個(gè)條件就是：第30頁(yè)，共42頁(yè)。積分式控制律成立的條件：亞音速飛機(jī)鉸鏈力矩的作用

9、遠(yuǎn)小于舵機(jī)本身的軟反饋?zhàn)饔?。飛機(jī)上采用助力器，飛機(jī)超音速飛行時(shí)，舵機(jī)控制不受鉸鏈力矩的影響?，F(xiàn)代飛機(jī)上均有自動(dòng)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(yè)，共42頁(yè)。積分式控制律的改進(jìn)： 在 控制律中， 與 信號(hào)成比例 為主信號(hào)，而 信號(hào)對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性起重要作用，稱(chēng)為穩(wěn)定信號(hào)。為進(jìn)一步改善穩(wěn)定與控制飛機(jī)姿態(tài)的動(dòng)態(tài)性能，再引入 角加速度信號(hào)，起阻尼作用。第32頁(yè)，共42頁(yè)。積分式控制律只在常值干擾 作用下 無(wú)差，當(dāng)斜坡信號(hào)作用時(shí)，仍是有差系統(tǒng)。因?yàn)轱w機(jī)飛控是型系統(tǒng)角加速度信號(hào) 在AP中的獲取，通常是將信號(hào) 經(jīng)有源微分電路產(chǎn)生這可減少噪聲影響。積分式自動(dòng)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(hào)。因?yàn)橛脽o(wú)源網(wǎng)絡(luò)來(lái)獲得較好質(zhì)量的二次微分信號(hào)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(dòng)駕駛儀 第33頁(yè)，共42頁(yè)。（3）均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀（比例加積分自動(dòng)駕駛儀）均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀其舵回路采用均衡式反饋 ，如下圖第34頁(yè)，共42頁(yè)。（3）均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀（比例加積分自動(dòng)駕駛儀）所謂均衡式反饋就是在舵機(jī)硬反饋 的基礎(chǔ)上，再加一個(gè)時(shí)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(dòng)態(tài)過(guò)程時(shí)間很短（僅零點(diǎn)幾秒），所以相對(duì)于舵回路的時(shí)間常數(shù) 而言， 的作用類(lèi)似于一個(gè)開(kāi)關(guān)，即只

11、在穩(wěn)態(tài)時(shí)接通，最終將使正反饋與硬反饋所得的負(fù)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(gè)積分環(huán)節(jié)，從而可以消除系統(tǒng)的靜差第35頁(yè)，共42頁(yè)。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(yè)，共42頁(yè)。略去Tp 這是一個(gè)比例積分式的舵回路=均衡舵回路第37頁(yè)，共42頁(yè)。具有均衡舵回路的角位置控制系統(tǒng)：一般 （短周期運(yùn)動(dòng)時(shí)間常數(shù)）在飛機(jī)短周期工作頻段（高頻段）內(nèi)，可認(rèn)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(yè)，共42頁(yè)。簡(jiǎn)化圖：由于 很大，（ 很?。┧蚤_(kāi)始時(shí)體現(xiàn)比例作用，只在進(jìn)入穩(wěn)態(tài)時(shí) 起作用才表現(xiàn)出積分特性，實(shí)現(xiàn)比例積分控制律。第39頁(yè)，共42頁(yè)。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(hào)時(shí)的穩(wěn)態(tài)誤差（前向通道有兩個(gè)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(dòng)著陸）第40頁(yè)，共42頁(yè)。若舵回路采用帶有延遲速度負(fù)反饋回路時(shí)可使AP控制律用于飛機(jī)上既可削除常值干擾力矩帶來(lái)的誤差，又可消除階躍指令輸入下的靜差。總之舵回路反