民用飛機自動飛行控制系統(tǒng)：第5章-飛行速度控制與航跡控制課件

第五章飛行速度控制與航跡控制第五章飛行速度控制5.1.1速度控制的作用

速度控制主要是解決如下三個方面的問題。使飛機在低動壓下保持平飛速度的穩(wěn)定；速度控制是飛機航跡控制的前提；使飛機在跨音速飛行時，保持速度穩(wěn)定。5.1.2速度控制方案

1.通過控制升降舵，改變俯仰角實現(xiàn)速度控制改變俯仰角來控制速度的物理量，實質(zhì)上是改變重力G在飛行方向上的投影，從而引起飛機加速度的變化。

5.1飛行速度控制系統(tǒng)5.1飛行速度控制系統(tǒng)在俯仰角控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，增加一個速度控制外回路，即構(gòu)成速度控制系統(tǒng)。缺點：這種速度控制方案，無法保持飛機高度。若測量飛機的M數(shù)，并進行負反饋控制，則可實現(xiàn)飛機M數(shù)保持，該系統(tǒng)稱為M數(shù)保持系統(tǒng)。在俯仰角控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，增加一個速度控制外回路，即構(gòu)成速度M數(shù)保持系統(tǒng)主要用于飛機大動壓飛行。用于升限飛行，此時發(fā)動機已達到最大推力狀態(tài)，控制速度只能依賴控制飛機的上仰或下俯。巡航飛行時，由于燃料的消耗，重量的減輕，速度逐漸增加，操縱升降舵使飛機緩慢爬升來保持M數(shù)不變，由于油耗隨著高度增加而減小，故可以增大航程。

2.控制發(fā)動機油門的速度控制系統(tǒng)采用油門桿的速度控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

如圖所示。缺點：單純控制油門桿，飛機姿態(tài)發(fā)生變化，達不到控制速度的目的。實際上，用油門控制飛機速度時，需要俯仰角控制系統(tǒng)同時工作，以保持飛機姿態(tài)不變。

M數(shù)保持系統(tǒng)主要用于飛機大動壓飛行。油門自動調(diào)節(jié)器是控制發(fā)動機油門位移的伺服控制系統(tǒng)；發(fā)動機環(huán)節(jié)表示油門變化后，發(fā)動機推力變化的動態(tài)過程。油門桿速度控制系統(tǒng)主要用于低動壓飛行狀態(tài)，可保證平飛速度穩(wěn)定，也可保證用姿態(tài)角控制系統(tǒng)來控制飛行軌跡。

油門自動調(diào)節(jié)器是控制發(fā)動機油門位移的伺服控制系統(tǒng)；5.2.1概述高度保持與控制是飛行軌跡控制的一種。它是在飛機角運動控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上構(gòu)成的。高度保持與控制不能由俯仰角穩(wěn)定與控制系統(tǒng)來代替。高度控制可通過控制升降舵和發(fā)動機來完成?？刂瓢l(fā)動機來改變高度，效率低，過度過程時間長，所以多采用升降舵進行高度控制。測量實際的高度偏差，通?？梢岳貌煌母叨葌鞲衅鱽韺崿F(xiàn)。

5.2高度控制系統(tǒng)5.2高度控制系統(tǒng)

5.2.2飛行高度的穩(wěn)定與控制

1.高度穩(wěn)定的基本工作原理高度穩(wěn)定系統(tǒng)必須有測量相對給定高度偏差的測量裝置，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的姿態(tài)，改變飛機的航跡傾斜角，使飛機回到預定高度。

采用的控制規(guī)律：5.2.2飛行高度的穩(wěn)定與控制1.高度穩(wěn)定的基本工飛行高度穩(wěn)定和控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖飛行高度穩(wěn)定和控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖飛機高度的穩(wěn)定過程（高度穩(wěn)定系統(tǒng)糾正起始偏離的過程）飛機高度的穩(wěn)定過程1飛機起始狀態(tài)（水平直線飛行）1飛機起始狀態(tài)（水平直線飛行）2產(chǎn)生升力增量舵面上偏—抬頭力矩—機體軸上仰2產(chǎn)生升力增量舵面上偏—抬頭力矩—機體軸上仰3速度增量向上偏轉(zhuǎn)——高度差減小升力增量作用產(chǎn)生向上速度速度增量上偏航跡傾角增大高度差減小舵面為負，但數(shù)值減小，飛機繼續(xù)抬頭，高度差繼續(xù)減小3速度增量向上偏轉(zhuǎn)——高度差減小升力增量作用4舵面提前回中—攻角增量近似為零高度差繼續(xù)減小，俯仰角繼續(xù)增大，某一時刻，舵面指令為零。舵面提前回中，俯仰角保持，攻角增量近似為零。4舵面提前回中—攻角增量近似為零高度差繼續(xù)減小，俯仰角繼續(xù)增5舵面指令改變符號—飛機航跡下偏高度差繼續(xù)減?。憾婷嫦缕皖^力矩飛機低頭俯仰角減小速度向量滯后負攻角增量負升力增量速度向量下偏飛機軌跡下偏5舵面指令改變符號—飛機航跡下偏高度差繼續(xù)減小：舵面下偏6恢復原飛行高度飛行高度繼續(xù)減小最終：恢復原飛行高度。6恢復原飛行高度飛行高度恢復原飛

測量裝置輸出高度差（）及高度變化率（）信號。若飛機低于預定高度（為負），控制律為負，舵面上偏（下偏為正），飛機爬升，改變飛機的姿態(tài)，從而改變航跡傾角，使飛機返回預定高度。

2.俯仰角反饋量的作用穩(wěn)定過程中，若控制律中沒有俯仰角信號，則在穩(wěn)定過程中舵總是向上偏轉(zhuǎn)的，導致升力增量為正，軌跡向上彎曲。當達到給定高度時，由于速度向量不在給定位置而向上，使飛機飛越給定小結(jié)測量裝置輸出高度差（

高度，出現(xiàn)正的,這時舵才向下偏轉(zhuǎn)，這樣就不可避免的出現(xiàn)在給定高度上的振蕩運動。而引入俯仰角信號后，飛機在未到達給定高度時，就提前回收舵面，減小了飛機的上升率，對高度穩(wěn)定系統(tǒng)起阻尼的作用。所以高度穩(wěn)定系統(tǒng)是在俯仰角控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上形成的。為進一步提高高度穩(wěn)定系統(tǒng)的阻尼，僅靠俯仰角信號是不夠的，所以引入高度微分信號。（俯仰角信號是在設(shè)計姿態(tài)角回路時確定的）高度，出現(xiàn)正的,這時舵才向5.2.3垂直速度控制系統(tǒng)

若飛機較長時間處于上升或下降時，通過自動駕駛儀的垂直速度保持工作方式實現(xiàn)自動化。系統(tǒng)以俯仰角控制系統(tǒng)作為內(nèi)回路，測量實際垂直速度，與設(shè)定的垂直速度相比，其差值作為俯仰角控制系統(tǒng)的指令信號，改變飛機的俯仰角和航跡傾斜角實現(xiàn)垂直速度的修正。

5.2.3垂直速度控制系統(tǒng)測量航跡傾斜角作為控制變量是更為直接，效果會更好，但難于測量。5.2.4高度“捕獲”控制高度控制系統(tǒng)工作方式：

----高度保持方式：在擾動下，保持給定高度；

----高度捕獲工作方式：在由某一高度改變到另一高度時，在以某種方式改變高度，接近給定高度時，采用這種方式達到給定高度。通常，爬升(或下降)到一定高度后自動接通進入的。通常，希望飛機以指數(shù)曲線或拋物線軌跡運動。以指數(shù)曲線運動。

測量航跡傾斜角作為控制變量是更為直接，效果會更5.3.1概述側(cè)向偏離是飛機水平位置偏離期望航線的距離。通過飛機轉(zhuǎn)彎的方法修正側(cè)向偏離，使飛機重新切入期望航線。以偏航角及滾轉(zhuǎn)角自動控制系統(tǒng)作為內(nèi)回路。

利用副翼控制飛機滾轉(zhuǎn)，以轉(zhuǎn)彎修正側(cè)偏距，方向舵則用于飛機的阻尼和輔助協(xié)調(diào)。側(cè)偏距控制，都必須測量側(cè)向偏離，或測量飛機實際航跡位置與期望航線比較，求得側(cè)向偏距。還可采用波束導引控制。

5.3側(cè)向航跡控制系統(tǒng)5.3.1概述5.3側(cè)向航跡控制系統(tǒng)5.3.2側(cè)向偏離控制與穩(wěn)定系統(tǒng)側(cè)偏距控制系統(tǒng)原理結(jié)構(gòu)圖

5.3.2側(cè)向偏離控制與穩(wěn)定系統(tǒng)實現(xiàn)近似協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時側(cè)偏距控制系統(tǒng)副翼控制規(guī)律為

實現(xiàn)近似協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時民用飛機自動飛行控制系統(tǒng)：第5章-飛行速度控制與航跡控制課件

側(cè)偏距修正過程初始時刻：一定的側(cè)偏距：一定的偏航角：一定的滾轉(zhuǎn)角：（水平直線飛行）接通側(cè)偏距系統(tǒng)：

，正舵面（負力矩）飛機左滾（）左側(cè)力速度相量向左偏轉(zhuǎn)機頭左偏轉(zhuǎn)（側(cè)滑角，航向靜穩(wěn)定性、方向舵作用）偏航角減??；側(cè)滑角減小。

側(cè)偏距修正過程過程繼續(xù)

偏航角逐漸變負信號逐漸增大減弱了的作用，飛機逐漸改平飛機水平飛向原航線側(cè)向偏離減小時信號超過信號，，飛機右傾斜如此反復，最終、、均為零，飛機沿原航線飛行。過程繼續(xù)5.4.1概述自動著陸控制系統(tǒng)是在儀表著陸系統(tǒng)(ILS)基礎(chǔ)上工作的。機上設(shè)備除了無線電設(shè)備外，還應(yīng)包括下述飛機的自動著陸系統(tǒng)，主要：

·飛行自動控制系統(tǒng)；

·發(fā)動機油門自動控制系統(tǒng)；

·自動剎車，減速控制系統(tǒng)(包括自動襟翼控制，自動增阻系統(tǒng)等)。此外，還應(yīng)提供高精度無線電高度表，可以精確測量0.5～100米之內(nèi)的高度。

5.4自動著陸控制系統(tǒng)5.4自動著陸控制系統(tǒng)5.4.2縱向自動著陸系統(tǒng)飛機著陸縱向控制過程如下圖所示：縱向自動著陸系統(tǒng)通常有兩種工作模式：下滑控制模式自動拉平控制模式。

5.4.2縱向自動著陸系統(tǒng)1.自動下滑控制系統(tǒng)（下滑控制模式）自動下滑控制系統(tǒng)的功能是控制飛機沿儀表著陸系統(tǒng)所形成的下滑線飛行。實現(xiàn)的方法是依機上ILS接收機所測得的飛機偏離下滑線的偏離角信號，通過升降舵控制飛機俯仰角，進而改變飛機的航跡傾斜角，使飛機質(zhì)心回到下滑線。在控制過程中，發(fā)動機油門控制系統(tǒng)將保持所需要的飛行速度。飛機質(zhì)心偏離下滑線時的運動（幾何）關(guān)系：，近似，

1.自動下滑控制系統(tǒng)（下滑控制模式）民用飛機自動飛行控制系統(tǒng)：第5章-飛行速度控制與航跡控制課件耦合器用于改善整個系統(tǒng)的性能。

耦合器用于改善整個系統(tǒng)的性能。

拉平段軌跡設(shè)計為指數(shù)曲線。為拉平開始的起始高度；為飛機距地面的實際高度，可用無線電高度表精確測量。拉平曲線的具體形狀主要由時間常數(shù)及拉平開始高度確定。

2.自動拉平控制系統(tǒng)（自動拉平控制模式）將下滑時的垂直下降速度減小到允許的著地下降速度。(約為(-0.3～-0.6)m/s).

垂直下降速度隨高度h的減小而降低。

任務(wù)方法2.自動拉平控制系統(tǒng)（自動拉平控制模式）任務(wù)方法民用飛機自動飛行控制系統(tǒng)：第5章-飛行速度控制與航跡控制課件5.4.3側(cè)向波束導引系統(tǒng)在自動著陸過程中，將飛機保持在航向垂直剖面內(nèi)，以使飛機對準跑道中心線?；痉椒ㄊ峭ㄟ^ILS系統(tǒng)測得飛機質(zhì)心偏離側(cè)向波束中心線的偏離角，然后控制飛機副翼進行傾斜轉(zhuǎn)彎，使飛機進入波束中心線，消除偏離角。在近似自動協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時側(cè)向波束控制系統(tǒng)原理結(jié)構(gòu)圖如下圖所示，其中耦合器用于改善整個系統(tǒng)的性能。5.4.3側(cè)向波束導引系統(tǒng)民用飛機自動飛行控制系統(tǒng)：第5章-飛行速度控制與航跡控制課件第五章飛行速度控制與航跡控制第五章飛行速度控制5.1.1速度控制的作用

速度控制主要是解決如下三個方面的問題。使飛機在低動壓下保持平飛速度的穩(wěn)定；速度控制是飛機航跡控制的前提；使飛機在跨音速飛行時，保持速度穩(wěn)定。5.1.2速度控制方案

1.通過控制升降舵，改變俯仰角實現(xiàn)速度控制改變俯仰角來控制速度的物理量，實質(zhì)上是改變重力G在飛行方向上的投影，從而引起飛機加速度的變化。

5.1飛行速度控制系統(tǒng)5.1飛行速度控制系統(tǒng)在俯仰角控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，增加一個速度控制外回路，即構(gòu)成速度控制系統(tǒng)。缺點：這種速度控制方案，無法保持飛機高度。若測量飛機的M數(shù)，并進行負反饋控制，則可實現(xiàn)飛機M數(shù)保持，該系統(tǒng)稱為M數(shù)保持系統(tǒng)。在俯仰角控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，增加一個速度控制外回路，即構(gòu)成速度M數(shù)保持系統(tǒng)主要用于飛機大動壓飛行。用于升限飛行，此時發(fā)動機已達到最大推力狀態(tài)，控制速度只能依賴控制飛機的上仰或下俯。巡航飛行時，由于燃料的消耗，重量的減輕，速度逐漸增加，操縱升降舵使飛機緩慢爬升來保持M數(shù)不變，由于油耗隨著高度增加而減小，故可以增大航程。

2.控制發(fā)動機油門的速度控制系統(tǒng)采用油門桿的速度控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

如圖所示。缺點：單純控制油門桿，飛機姿態(tài)發(fā)生變化，達不到控制速度的目的。實際上，用油門控制飛機速度時，需要俯仰角控制系統(tǒng)同時工作，以保持飛機姿態(tài)不變。

M數(shù)保持系統(tǒng)主要用于飛機大動壓飛行。油門自動調(diào)節(jié)器是控制發(fā)動機油門位移的伺服控制系統(tǒng)；發(fā)動機環(huán)節(jié)表示油門變化后，發(fā)動機推力變化的動態(tài)過程。油門桿速度控制系統(tǒng)主要用于低動壓飛行狀態(tài)，可保證平飛速度穩(wěn)定，也可保證用姿態(tài)角控制系統(tǒng)來控制飛行軌跡。

油門自動調(diào)節(jié)器是控制發(fā)動機油門位移的伺服控制系統(tǒng)；5.2.1概述高度保持與控制是飛行軌跡控制的一種。它是在飛機角運動控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上構(gòu)成的。高度保持與控制不能由俯仰角穩(wěn)定與控制系統(tǒng)來代替。高度控制可通過控制升降舵和發(fā)動機來完成?？刂瓢l(fā)動機來改變高度，效率低，過度過程時間長，所以多采用升降舵進行高度控制。測量實際的高度偏差，通?？梢岳貌煌母叨葌鞲衅鱽韺崿F(xiàn)。

5.2高度控制系統(tǒng)5.2高度控制系統(tǒng)

5.2.2飛行高度的穩(wěn)定與控制

1.高度穩(wěn)定的基本工作原理高度穩(wěn)定系統(tǒng)必須有測量相對給定高度偏差的測量裝置，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的姿態(tài)，改變飛機的航跡傾斜角，使飛機回到預定高度。

采用的控制規(guī)律：5.2.2飛行高度的穩(wěn)定與控制1.高度穩(wěn)定的基本工飛行高度穩(wěn)定和控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖飛行高度穩(wěn)定和控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖飛機高度的穩(wěn)定過程（高度穩(wěn)定系統(tǒng)糾正起始偏離的過程）飛機高度的穩(wěn)定過程1飛機起始狀態(tài)（水平直線飛行）1飛機起始狀態(tài)（水平直線飛行）2產(chǎn)生升力增量舵面上偏—抬頭力矩—機體軸上仰2產(chǎn)生升力增量舵面上偏—抬頭力矩—機體軸上仰3速度增量向上偏轉(zhuǎn)——高度差減小升力增量作用產(chǎn)生向上速度速度增量上偏航跡傾角增大高度差減小舵面為負，但數(shù)值減小，飛機繼續(xù)抬頭，高度差繼續(xù)減小3速度增量向上偏轉(zhuǎn)——高度差減小升力增量作用4舵面提前回中—攻角增量近似為零高度差繼續(xù)減小，俯仰角繼續(xù)增大，某一時刻，舵面指令為零。舵面提前回中，俯仰角保持，攻角增量近似為零。4舵面提前回中—攻角增量近似為零高度差繼續(xù)減小，俯仰角繼續(xù)增5舵面指令改變符號—飛機航跡下偏高度差繼續(xù)減?。憾婷嫦缕皖^力矩飛機低頭俯仰角減小速度向量滯后負攻角增量負升力增量速度向量下偏飛機軌跡下偏5舵面指令改變符號—飛機航跡下偏高度差繼續(xù)減?。憾婷嫦缕?恢復原飛行高度飛行高度繼續(xù)減小最終：恢復原飛行高度。6恢復原飛行高度飛行高度恢復原飛

測量裝置輸出高度差（）及高度變化率（）信號。若飛機低于預定高度（為負），控制律為負，舵面上偏（下偏為正），飛機爬升，改變飛機的姿態(tài)，從而改變航跡傾角，使飛機返回預定高度。

2.俯仰角反饋量的作用穩(wěn)定過程中，若控制律中沒有俯仰角信號，則在穩(wěn)定過程中舵總是向上偏轉(zhuǎn)的，導致升力增量為正，軌跡向上彎曲。當達到給定高度時，由于速度向量不在給定位置而向上，使飛機飛越給定小結(jié)測量裝置輸出高度差（

高度，出現(xiàn)正的,這時舵才向下偏轉(zhuǎn)，這樣就不可避免的出現(xiàn)在給定高度上的振蕩運動。而引入俯仰角信號后，飛機在未到達給定高度時，就提前回收舵面，減小了飛機的上升率，對高度穩(wěn)定系統(tǒng)起阻尼的作用。所以高度穩(wěn)定系統(tǒng)是在俯仰角控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上形成的。為進一步提高高度穩(wěn)定系統(tǒng)的阻尼，僅靠俯仰角信號是不夠的，所以引入高度微分信號。（俯仰角信號是在設(shè)計姿態(tài)角回路時確定的）高度，出現(xiàn)正的,這時舵才向5.2.3垂直速度控制系統(tǒng)

若飛機較長時間處于上升或下降時，通過自動駕駛儀的垂直速度保持工作方式實現(xiàn)自動化。系統(tǒng)以俯仰角控制系統(tǒng)作為內(nèi)回路，測量實際垂直速度，與設(shè)定的垂直速度相比，其差值作為俯仰角控制系統(tǒng)的指令信號，改變飛機的俯仰角和航跡傾斜角實現(xiàn)垂直速度的修正。

5.2.3垂直速度控制系統(tǒng)測量航跡傾斜角作為控制變量是更為直接，效果會更好，但難于測量。5.2.4高度“捕獲”控制高度控制系統(tǒng)工作方式：

----高度保持方式：在擾動下，保持給定高度；

----高度捕獲工作方式：在由某一高度改變到另一高度時，在以某種方式改變高度，接近給定高度時，采用這種方式達到給定高度。通常，爬升(或下降)到一定高度后自動接通進入的。通常，希望飛機以指數(shù)曲線或拋物線軌跡運動。以指數(shù)曲線運動。

測量航跡傾斜角作為控制變量是更為直接，效果會更5.3.1概述側(cè)向偏離是飛機水平位置偏離期望航線的距離。通過飛機轉(zhuǎn)彎的方法修正側(cè)向偏離，使飛機重新切入期望航線。以偏航角及滾轉(zhuǎn)角自動控制系統(tǒng)作為內(nèi)回路。

利用副翼控制飛機滾轉(zhuǎn)，以轉(zhuǎn)彎修正側(cè)偏距，方向舵則用于飛機的阻尼和輔助協(xié)調(diào)。側(cè)偏距控制，都必須測量側(cè)向偏離，或測量飛機實際航跡位置與期望航線比較，求得側(cè)向偏距。還可采用波束導引控制。

5.3側(cè)向航跡控制系統(tǒng)5.3.1概述5.3側(cè)向航跡控制系統(tǒng)5.3.2側(cè)向偏離控制與穩(wěn)定系統(tǒng)側(cè)偏距控制系統(tǒng)原理結(jié)構(gòu)圖

5.3.2側(cè)向偏離控制與穩(wěn)定系統(tǒng)實現(xiàn)近似協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時側(cè)偏距控制系統(tǒng)副翼控制規(guī)律為

實現(xiàn)近似協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時民用飛機自動飛行控制系統(tǒng)：第5章-飛行速度控制與航跡控制課件

側(cè)偏距修正過程初始時刻：一定的側(cè)偏距：一定的偏航角：一定的滾轉(zhuǎn)角：（水平直線飛行）接通側(cè)偏距系統(tǒng)：

，正舵面（負力矩）飛機左滾（）左側(cè)力速度相量向左偏轉(zhuǎn)機頭左偏轉(zhuǎn)（側(cè)滑角，航向靜穩(wěn)定性、方向舵作用）偏航角減??；側(cè)滑角減小。

側(cè)偏距修正過程過程繼續(xù)

偏航角逐漸變負信號逐漸增大減弱了的作用，飛機逐漸改平飛機水平飛向原航線側(cè)向偏離減小時信號超過信號，，飛機右傾斜如此反復，最終、、均為零，飛機沿原航線飛行。過程繼續(xù)5.4.1概述自動著陸控制系統(tǒng)是在儀表著陸系統(tǒng)(ILS)基礎(chǔ)上工作的。機上設(shè)備除了無線電設(shè)備外，還應(yīng)包括下述飛機的自動著陸系統(tǒng)，主要：

·飛行自動控制系統(tǒng)；

·發(fā)動機油門自動控制系統(tǒng)；

·自動剎車，減速控制系統(tǒng)(包括自動襟翼控制，自動增阻系統(tǒng)等)。此外，還應(yīng)提供高精度無線電高度表，可以精確測量0.5～100米之內(nèi)的高度。

5.4自動著陸控制系統(tǒng)5.4自動著陸控制